122930 (Винтовентиляторный двигатель), страница 2
Описание файла
Документ из архива "Винтовентиляторный двигатель", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "промышленность, производство" из , которые можно найти в файловом архиве . Не смотря на прямую связь этого архива с , его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "курсовые/домашние работы", в предмете "промышленность, производство" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "122930"
Текст 2 страницы из документа "122930"
- относительный диаметр втулки;
- высота лопатки, ;
- константы в уравнении расхода;
- плотность воздуха, ;
- степень понижения полного давления в турбине;
- число ступеней компрессора или турбины;
- коэффициент нагрузки ступени турбины.
Сокращения:
Н - невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;
в - воздух; компрессор и сечение перед ним;
ввд - сечение на входе в компрессор высокого давления;
вх - сечение на входе во входное устройство.
вых- значение параметра на выходе из канала;
к- компрессор и сечение за ним;
КС - камера сгорания;
Г - газ и сечение за камерой сгорания;
т - турбина и сечение за турбиной вентилятора;
твд - турбина высокого давления и сечение за ней;
кр - критические параметры;
с- сечение на срезе реактивного сопла;
- общее, суммарное значение параметра;
ГТД - газотурбинный двигатель;
ТВВД - турбовинтовинтеляторный двигатель;
КВД- компрессор высокого давления;
ТВД- турбина высокого давления;
ТНД - турбина низкого давления;
ТВВ - турбина винтовентилятора.
ТрЗС - трансзвуковая ступень;
СА - сопловой аппарат;
РК - рабочее колесо.
1. Выбор и обоснование параметров двигателя. термогазодинамический расчет двигателя
1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя
Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетного режима, т.е. режима, при котором необходимо рассчитать двигатель. В зависимости от назначения летательного аппарата и условий. полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла , а также узлов и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, затрат топлива на один тонно-километр и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п. Выбор параметров двигателя как силовой установки в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой используются такие критерии: коммерческая нагрузка, взлетная масса, стоимость часа эксплуатации, себестоимость перевозок, дальность полета, удельные затраты топлива, суммарная масса двигателей и топлива на летательном аппарате, приведенные затраты на один тонно-километр и другие. Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .
1.1.1 Температура газа перед турбиной
Увеличение температуры газа перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста у ТВД и вертолетных ГТД. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения, чем выше температура тем большее количество воздуха отбирается для охлаждения. В данном случае на основании использовании данных о прототипе выбрано конвективно-пленочное охлаждение, а количество отбираемого воздуха определяется из графика изображенного на рисунке 1.1, взятого из .
Рисунок 1.1 Относительное количество воздуха необходимое для охлаждения лопаток турбины: 1 - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - конвективно-пленочное охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение
Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.
1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины
Коэффициент полезного действия компрессора, определяемый ГОСТ 23851-79 как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора
может быть представлен как произведение
где: КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяемый по формуле
где: КПД компрессора учитывающий потери в его опорах, обычно составляет
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:
где: среднее значение КПД ступеней
Для средненагруженных дозвуковых ступеней можно принять В данном случае приято
Так как КПД осецентробежных компрессоров на ниже ниже многоступенчатых осевых компрессоров, а наличие переходных каналов между каскадами компрессора приводит к снижению в зависимости от гидравлических потерь в этих каналах на . Таким образом
Значения КПД неохлаждаемых авиационных турбин по параметрами заторможенного потока обычно лежат в пределах . Охлаждение турбин приводит к снижению их КПД.
Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбины соответствует и большее снижение КПД турбины. Так, для предварительного учета влияния охлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение
1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя
Входное устройство рассматриваемого двигателей является дозвуковым с криволинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет ,
Потери полного давления в КС вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлические сопротивления определяются в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве и при смешении струй, при повороте потока . Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу
.
Суммарные потери полного давления в КС подсчитываются по формуле
Потери тепла в КС, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания . Этот на расчетном режиме достигает значений
При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора и винта коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах .
Выходные устройства современных ТВВД, как правило, выполняются диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах . Принимаем
1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора
Выбор скорости истечения газа из выходного устройства влияет на распределение свободной энергии между винтом и реактивной струей. Величину оптимальной скорости истечения газа из выходного устройства , обеспечивающую получение максимума суммарной тяги ТВВД выбирают в пределах . Принимаем
.
КПД винтовентилятора для расчетных условий полета может быть выбран на основании статистических данных приведенных на рисунке 1.2
Рисунок 1.2 Зависимость КПД винта и винтовентилятора от скорости полета
Для выбранного расчетного режима КПД ВВ выбирается согласно данным, взятым из источника .
С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1...2% мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно Большие значения механического КПД соответствуют более крупным двигателям. КПД редуктора зависит от передаточного отношения, типа редуктора и режима его работы. На расчетных режимах обычно для ТВВД
1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ
Рисунок 1.3 Схема двигателя
Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров ( удельной эквивалентной мощности, удельного расхода топлива) и расхода воздуха , обеспечивающего требуемую мощность . В результате расчета определяются также температура и давление заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя и основные параметры, характеризующие работу его узлов.
С помощью программы gtd. exe [1] выполняем термогазодинамический расчет ГТД.
Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.
Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива
L°=14,8кгвозд/кгтопл.
Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:
Gв - величина расхода воздуха через двигатель;
πк*, Т*г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;