Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Украины

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

Пояснительная записка

к курсовому проекту по курсу:

«Проектирование систем и агрегатов авиационных ГТД»

На тему: Газотурбинный двигатель

Харьков 2004

Описание конструкции двигателя

Двигатель, в состав которого входит разрабатываемый компрессор, представляет собой двухконтурный двухвальный ТРД, предназначенный для пассажирских и транспортных самолётов.

Данный двигатель разработан на базе двигателя АИ-25тлб, и состоит из следующих частей:

1. Компрессор

Компрессор двигателя - осевой, выполнен по двухвальной схеме и состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), которые имеют разную производительность и величину напора. Роторы компрессоров механические не связаны между собой и вращаются с разными числами оборотов.

КНД имеет 3 дозвуковые ступени. Ротор его приводится во вращение двухступенчатой турбиной низкого давления.

КВД имеет 9 дозвукових ступеней в отличии от прототипа.

Компрессор низкого давления

Компрессор низкого давления предназначен для создания тяги за счет энергии воздуха, проходящего через второй контур двигателя, и для предварительного поджатия воздуха, поступающего в компрессор высокого давления.

КНД состоит из следующих основных узлов: входного направляющего аппарата, ротора, статора и узлов передней и задней опор ротора.

Входной направляющий аппарат (ВНА) КНД предназначен для создания закрутки воздуха, поступающего на рабочие лопатки первой ступени компрессора, с целью снижения относительных скоростей и получения оптимальных углов набегания потока на профиль рабочей лопатки.

Лопатки ВНА выполнены полыми из листового материала и сварены по входной и выходной кромкам. Внутрь лопатки помещен дефлектор, который приварен к стенкам лопатки точечной сваркой и служит для увеличения жесткости последней при наддуве обогревающим воздухом и для направления этого воздуха непосредственно вдоль входной кромки. Всего лопаток 25.

Все детали ВНА КНД, кроме шпилек, выполнены из титанового сплава ОТ4-1.

Все направляющие аппараты (НА) КНД - разъемные, состоят из двух полуколец. Наружные и внутренние кольца НА-точечные, имеют профильные просечки, в которые вставляются лопатки.

В рабочем кольце запрессованы восемь штифтов для передачи крутящего момента от НА 1 ступени на фланец ВНА и далее через болты на корпус КНД.

Ротор КНД - трехступенчатый консольного типа, барабанно-дисковой конструкции. Все рабочий лопатки крепятся к дискам шарнирными замками.

Материал рабочих лопаток и дисков ротора КНД - титановый сплав ВТ-8, материал колец и вала ротора - сталь ЭИ961Ш. Ротор устанавливается на двух опорах.

Передняя опора - шариковый радиально-упорный трехточечный подшипник с разрезной внутренней обоймой.

Задняя обойма ротора КНД - роликоподшипник, устанавливается в стальном стакане, запрессованном в разделительном корпусе. 1.2 Компрессор высокого давления

Основными узлами КВД являются: ротор, статор, входной направляющий аппарат, передняя опора, КПВ, направляющий аппарат девятой ступени и втулка заднего лабиринта.

ВНА КВД создает закрутку потока перед рабочими лопатками с целью снижения относительных скоростей набегания потока на рабочие лопатки.

Статор КВД состоит из корпуса, рабочих колец и направляющих аппаратов (с 1 по 9 ступень). Корпус КВД - цельный, точечный. Нап -равляющие аппараты всех ступеней имеют разьем в диаметральных плоскостях.

Наружный кожух, представляющий собой конус, выполненный из листового материала, совместно с корпусом КВД образует второй контур двигателя.

Ротор КВД - восьмиступенчатый барабанно-дисковой конструкции, состоит из следующих основных частей: восьми рабочих колес, пяти проставок с распорными втулками, переходного кольца, переднего и заднего валов и экрана.

Каждое рабочее колесо состоит из диска и рабочих лопаток, соединенных с ободом диска с помощью замков типа "ласточкин хвост".

Материал дисков, проставок, втулок, лопаток, шпилек, болтов, заднего лабиринта - титановый сплав ВТ-8, заднего и переднего валов - сталь ЭИ961 Ш.

Передняя опора ротора КВД - шарикоподшипник, задняя роликоподшипник.

Камера сгорания

Камера сгорания - кольцевого типа, с двенадцатью головками, выполнена из листового жаропрочного сплава Х18Н9Т. Основанием камеры сгорания является лобовое кольцо, которое придает жест - кость и позволяет сохранять геометрические размеры в процессе длительной работы. Крепление камеры в корпусе осуществляется шестью фиксаторами, установленными во втулке. Организация стабильной зоны горения обеспечивается стабилизаторами, приваренные к головкам КС, и двумя рядами отверстий, расположенными на наружной и внутренней стенках камеры сгорания.

Турбина

Турбина двигателя состоит из турбины высокого давления и турбины низкого давления.

Турбина высоко давления - осевая, одноступенчатая - преобразует располагаемый теплоперепад в механическую работу, идущую на привод компрессора высокого давления и агрегатов.

Турбина низкого давления - осевая, двухступенчатая - преобразует располагаемый теплоперепад в механическую работу, идущую на привод компрессора низкого давления.

4. Входное устройство. На двигателе устанавливается дозвуковое входное устройство.

5. Выходноеустройство Выходное устройство представляет собой удлинительную трубу, на конце которой находится нерегулируемое реактивное сопло.

6. Дополнительные системы двигателя

Масляная система двигателя - автономная, циркуляционная, под давлением.

В масляную систему входят следующие установленные на двигателе основные узлы: маслобак, маслоагрегат с фильтром, воздухоотделитель, центробежный суфлер, топливно-масляный агрегат, трубопроводы, сливные краны.

Суфлирование внутренних масляных полостей двигателя и маслобака осуществляется трубопроводами в разделительный корпус, который суфлируется через приводной центробежный суфлер в реактивное сопло.

Система топливопитания и регулирования двигателя обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания согласно заданному режиму работы двигателя и условиям полета и работу агрегатов управления двигателем.

Запуск двигателя - автоматический, автономный, производится воздушным стартером, питание воздухом которого осуществляется от установленного на борту самолета газотурбинного двигателя АИ-9 или от аэродромного источника питания.

Система защиты двигателя от обледенения обеспечивает обогрев лопаток входного направляющего аппарата КНД, кока, а также приемника полного давления воздухом, отбираемым за КВД, и снабжена автоматическим терморегулятором расхода воздуха.

Система сигнализации пожара выдает сигнал при возникновении пожара во внутренних полостях двигателя.

Подвеска двигателя на самолете осуществляется в двух полостях: передней, расположенной на разделительном корпусе, и задней, расположенной на силовом кольце корпуса задней поры турбины.

С целью универсальности подвески двигателей при различных вариантах установки на самолете в каждой плоскости предусмотрено по шесть мест крепления узлов подвески двигателя, позволяющих осуществить либо боковую подвеску за три узла в каждой полости, либо подвеску за два средних узла в обеих плоскостях.

Тяга двигателя предается к элементам самолета через средние узлы крепления двигателя в передней плоскости подвески.

Двигатель оборудован средствами раннего обнаружения неисправностей:

• сигнализатором опасных вибраций;

• стружкосигнализатором;

• системой сигнализации пожара;

• магнитной пробкой;

• сигнализатором закрытого положения клапана СВ-25(воздушный стартер).

Термогазодинамический расчет ТРДД

Целью теплового расчета является:

• определение параметров потока воздуха (газа) (полного давления и полной температуры) в характерных сечениях по тракту двигателя;

• определение основных удельных параметров двигателя (удельной тяги, удельного расхода топлива), а также необходимого суммарного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги и часового расхода топлива.

Схема двигателя с изображением расчётных сечений приведена на рис. 1.

Рис. 1

Н – Н – невозмущенный поток, окружающая среда,

Вх – Вх – сечение на входе в двигатель,

В – В – сечение на входе в компрессор,

К_II – К_II – сечение за компрессором низкого давления (КНД), вход в компрессор высокого давления (КВД),

К – К – сечение за компрессором.

Г – Г – сечение за камерой сгорания, перед турбиной,

Т_вд–Т_вд – сечение на выходе из турбины высокого давления (КВД),

Т – Т – сечение на выходе из турбины,

СII – CII– выходное сечение реактивного сопла второго контура,

СI – CI – выходное сечение реактивного сопла первого контура.

Исходные данные.

1. Высота полета = 0 м;

2. Полетный мах = 0;

3. Параметры окружающей среды =288.15 К, =1.0132*10 Па;

4. Тяга двигателя = 17250 Н;

5. Суммарная степень повышения давления =9.2;

6. Степень двухконтурности =1.8;

7. Температура газа перед турбиной =1220К;

8. Топливо – авиационный керосин ТС-1;

9. Теплотворная способность = 43000 Дж/кг;

10. Удельная теплоемкость воздуха = 1005 Дж/(кг*К);

11. Удельная теплоемкость газа = 1133 Дж/(кг*К);

12. Показатели адиабаты =1.4, =1.34;

13. Теоретически необходимое количество воздуха для сгорания 1кг топлива = 14.8 (кг )/(кг );

14. Относительный расход воздуха на охлаждение = 5%.

КПД компрессора и турбины принимаем для рассматриваемого типа двигателя:

=0.85; =0.86;

=0.89; =0.91.

Потери в проточной части двигателя оцениваем коэффициентом восстановления полного давления и принимаем для нашего двигателя:

• во входном устройстве =0.97;

• в камере сгорания =0.97;

• во втором контуре =0.97.

Потери в реактивном сопле первого и второго контура оцениваем коэффициентом скорости :

= 0.98; = 0.98.

Расчет проводим для 1кг/c воздуха по программе кафедры 203 trdd 2.exe. Результаты расчета приведены в приложении 1.1.