Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу

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;

·          С_е – 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);

·          H_u – 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 N_ек (кВт);

-Температура газів на виході з камери згорання Т_Г*(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:

Т_Н = 284,75 К

Р_Н = 95400 Па

1. Визначимо температуру, тиск та щільність після гальмування потоку:

 якщо М < 1 беру  = 1.

Де=0.88…0.94

Переріз К-К