Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу (стр. 1 из 2)
Міністерство освіти і науки України
Слов’янський коледж Національного авіаційного університету
КУРСОВА РОБОТА
з дисципліни:
«Теорія теплових двигунів»
Виконав студент КР
гр.1М05Б Сивак С.Б
Викладач Ануфрієв В.Р
Слов’янськ 2007
Завдання на Курсову роботу
1. Вихідні дані для розрахунку:
Вариант
Тип двигуна ТВД
Аналог Astory 14
Температура газів перед турбіною 1150 К
Ступінь підвищення тиску компресора 8,1
Висота польоту 500 м
Потужність 850 л.с.
Число Маха польоту 0,4
Означення основних параметрів
· а - швидкість звуку;
· Се – питома витрата палива;
· D – діаметр (м);
·
- відносний діаметр втулки;· F – площа перетину(м2);
· G – масова витрата повітря, газу, палива(кг/с);
· g – відносна витрата палива;
· H – висота польоту(м);
· Hu – нижча теплотворність палива;
· h – висота лопатки;
· k – показник адіабати (ізоентропи);
· L – питома робота;
· М – число Маха польоту;
· N – потужність(кВт);
· n – частота обертання; показник політропи;
· p, P – тиск (Па);
· q(λ) – відносна щільність потоку;
· Т – температура (К);
· u – окружна швидкість на радіусі РК(м/с);
· V – швидкість польоту(м/с);
· z – кількість ступенів(компресора, турбіни);
· α – кут; коєфіціент надлишку повітря;
· ∆ - ступінь підігріву повітря;
· η – КПД; коефіцієнт повноти згорання палива;
· λ – приведена швидкість;
· ξ – коефіцієнт втрат;
· π – ступінь підвищення (зменшення) тиску;
· ρ – щільність (кг/м3);
· σ – коефіцієнт регенерування тепла; коефіцієнт зберігання повного тиску;
· φ – коефіцієнт швидкості;
Вступ
Високі вимоги до технічних даних сучасних літаків зумовили перетворення їх в складні авіаційні комплекси при одночасному істотному зростанні вартості їх створення і експлуатації.
Оптимізація технічних рішень і зменшення витрат при створенні перспективних літаків вимагають вже на початкових етапах їх проектування ретельної оцінки взаємозв'язку характеристик основних складових елементів авіаційного комплексу. Вибір двигуна для літака з безлічі можливих варіантів ускладнюється необхідністю обліку параметрів і характеристик силової установки в цілому.
Одним з найбільш складних завдань при створенні авіаційного двигуна є вибір параметрів робочого процесу двигуна і розрахунок його експлуатаційних характеристик. Цей етап передує проектуванню і виготовленню дослідного зразка. Він базується звичайно на задоволенні вимог до літального апарату і його силової установки, оцінки технологічних можливостей створення всіх елементів літального апарату і його двигунів, розробки концепції застосування і експлуатації літального апарату.
Отже дана курсова робота розглядає розрахунок авіаційного двигуна, на прикладі турбогвинтового типу авіаційних двигунів.
У першій частині курсової роботи обчислення проводяться за перерізами:
- Переріз В-В: перед компресором;
- Переріз К-К: перед камерою згоряння;
- Переріз Г-Г: за камерою згоряння;
- Переріз Т-Т: за турбіною;
- Переріз С-С: вихідний пристрій;
- Також у другому розділі першої частини обчислюються основні параметри двигуна
У другій частині курсової роботи проводиться розрахунок і узгодження параметрів компресора і турбіни, на підставі яких будуть визначаться діаметри ступенів турбіни і компресора, кількість ступенів, а також вибір матеріалу для лопаток.
У третій частині обчислюються площа основних прохідних перерізів.
Частина 1: Газодинамічний розрахунок двигуна
Початковими даними для розрахунку є:
-Эквівалентна потужність Nек (кВт);
-Температура газів на виході з камери згорання ТГ*(К);
-Ступінь підвищення тиску в компресорі
;-Розрахкнкові умови польоту: висота Н (м), щільність повітря ρ(кг/м3) та число «М» польоту.
I. Визначення основних параметрів газо-воздушного потоку за трактом двигуна.
ПерерізВ-В
За таблицею МСА визначаю значення:
ТН = 284,75 К
РН = 95400 Па
1. Визначимо температуру, тиск та щільність після гальмування потоку:
якщо М < 1 беру
= 1. 
Де
=0.88…0.94Переріз К-К
2. Знайдемо ефективну роботу компресору та температуру гальмування за компресором.
Сталі:
,де
, беру 
3. Визначаю тиск гальмування за компресором:
Переріз Г-Г
4. По відомим температурам Т*К и Т*Г за графіком визначаєм витрату палива на 1 кг повітря gT.
gT = 0,0155.
Визначаю коефіцієнт надлишку повітря:
де 
5. Обчислюю тиск гальмування:
де 
беру 
.ПерерізТ-Т
6. Визначаю тиск гальмування та ступень розширення газу в турбіні:
7. Визначаю температуру гальмування потоку.
де ηТ = 0,86….0,92, беру ηТ = 0,92; більшим ηТ відповідають більші LT.
8. Визначимо ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (Дж/кг) з відповідностей:
где 
. 
де
Переріз С – С
9. Визначимо швидкість витікання (м/с), температуру (К) та щільність потоку (кг/м3) при повному розширенні:
де
; 
II. Визначаємо основні параметри двигуна:
10. Обчислюємо питому еквівалентну потужність:
де 
Vп=Mп *aм
Vп=0.4*338.3=135.32
11. Визначаємо витрату повітря:
12. Визначаємо питому витрату палива:
13. Визначаємо повний коефіцієнт корисної дії:
Частина 2. Узгодження параметрів компресора і турбіни
Узгодження параметрів компресора і турбіни включає вибір визначальних газодинамічних величин, як з боку компресора, так і з боку турбіни . Які забезпечують найбільшу ефективність системи компресор-турбіна при мінімальному відхилені від заданого запасу міцності лопаток останнього ступеня турбіни (Кт = 2).
Крім того, в цому розділі визначаються число ступенів турбіни і проводиться визначення матеріалу, з якого виготовлені лопатки турбін.
1.Узгодження першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни.
Сталі, які ми використовуємо при розрахунках: