Министерство Образования Российской Федерации

Самарский Государственный  Аэрокосмический Университет имени  С.П.Королев 
 
 

Кафедра ТДЛА 
 

Курсовая  работа

 «Проектный термогазодинамический расчет и модернизация двигателя-прототипа CFM56-2» 
 
 
 
 
 
 
 
 

                                                                                                                            Выполнил: студент гр.2404

                                                                                                          Голубятников Р.Б

                                                                                                                        Проверил: Крупенич И.Н 
 
 

Самара 2010 г.

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика  С.П. КОРОЛЕВА» (национальный исследовательский университет)

Кафедра «Теория  двигателей летательных аппаратов»

Задание

на курсовую работу

«Проектный  термогазодинамический расчет и  модернизация двигателя-прототипа»

студенту  Голубятникову Р.Б. 

Выполнить проектный термогазодинамический  расчет двигателя CFM56-2 и провести его модернизацию, увеличив тягу (мощность) прототипа на 17% и снизив удельный расход топлива на 5%. Модернизируя прототип, необходимо исходить из условия сохранения неизменными возможно большего числа деталей и узлов.

Исходные  данные

 

Реферат

         Проектная работа.

         Пояснительная записка: 41 стр., 12 рис., 1 таблица,  5 источников, приложение  

    ТЯГА, РАСХОД, КОМПРЕССОР, ТУРБИНА, ОХЛАЖДЕНИЕ, ДАВЛЕНИЕ, ТОПЛИВО, СТЕПЕНЬ  ДВУХКОНТУРНОСТИ, КПД, УСТРОЙСТВО ВХОДНОЕ. 

    В результате выполнения курсового проекта был проведен термогазодинамический расчет двигателя CFM56-2, затем его модерниация, согласно заданию. Также при помощи программ АСТРА-ПР и АСТРА-ПР-А был проведен  термогазодинамический расчет. Между результатами в Астре ПР-А и ручным расчетом была вычислена погрешность. В Астре ПР были также построены графики зависимости удельных параметров от параметров рабочего процесса. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Содержание

Введение………………………………………………………………………………………………………………………………….….5

1. Описание двигателя CFM56-2…………………………………………………………….………………………………..…6

2. Проектный термогазодинамический расчет ТРДД CFM56-2……………………………………………...14

3.Основныезакономерности изменения удельных параметров проектируемого двигателя.21

    3.1 Зависимость  тяги и удельного расхода топлива  от температуры газа перед турбиной……………………………………………………………………………………………………………..……………………...21

    3.2 Зависимость тяги и удельного расхода топлива двигателя от суммарной степени

 повышения   давления…………………………………………………………………………………..…………………………...24

    3.3 Зависимость тяги и удельного расхода топлива двигателя от степени двухконтурности……………………………………………………………………………………………..…………………………..26

    3.4 Зависимость тяги и удельного расхода топлива от коэффициента распределения энергии………………………………………………………………………………………………………………..……………………..…26

4. Модернизация двигателя……………………………………………………………………………………………………….…29

Заключение…………………………………………………………………………………….……………………..………………………32

Список используемой литературы………………………………………………………………………………..……………..34

Приложение……………………………………………………………………………………………………………………………………35

Введение

     В данном курсовом проекте необходимо выполнить проектный термогазодинамический  расчет двигателя ТРДД CFM56-2 серии, используя исходные данные задания, руководствуясь формулами расчета ТРДД. Были известны параметры рабочего процесса (КПД узлов, степени повышения (понижения) давления компрессора, вентилятора и турбины, температура за камерой сгорания) коэффициентов потерь и отбора воздуха. Также требовалось произвести модернизацию двигателя, увеличив тягу на 17 % и понизить удельный расход топлива на 5 %. В работе требовалось построить графики зависимости тяги и удельного расхода от суммарной степени повышения давления, температуры за камерой сгорания, степенью двухконтурности, коэффициента распределения энергии между контурами. И они были успешно построены.

1 РАЗВИТИЕ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТА СFM56

     CFM International CFM56 – серия турбовентиляторных  авиадвигателей производства концерна CFM International (объединение американской  частной компании General Electric и французской государственной компании SNECMA). Двигатель CFM56 последней модификации представлен на рисунке 1. 

     

     Рисунок 1 – CFM56-2 

     Двигатели семейства CFM-56 имеют тягу от 82 кН до 151 кН. Обе компании, входящие в концерн CFM ответственны за производство разных компонентов двигателя, у каждой из них есть своя линия конечной сборки. GE отвечает за компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, SNECMA отвечает за вентилятор, турбину низкого давления и коробку приводов.

1.1 Тенденции развития двигателя данного семейства

     Начиная с 1979 года, когда был сертифицирован базовый ТРДД CFM56-2, в семейство двигателей CFM56 входят шесть модификаций, которые нашли применение на самолетах семейств Airbus 320, Airbus 340 и Boeing 737. К последним представителям семейства двигателей относятся модификации CFM56-7В, предназначенная для оснащения самолетов Boeing 737, и модификация CFM56-5В/ CFM56-5Р для самолетов Airbus 318 / Airbus 319 / Airbus 320 / Airbus 321. В этих модификациях используется один и тот же усовершенствованный газогенератор и турбина низкого давления.

     В целях снижения шума реактивной струи  группа SNECMA предлагает использовать сопла шевронного типа, представленные на рисунке 3, а также изучает использование микротехнологий в этой области. Тщательно рассчитанные по времени и должным образом направленные с периферии сопла струи воздуха могут устроить смешение выходящих из сопла газов.  

     

     Рисунок 2 – Шевронное сопло 

     Ещё одним методом снижения шума может  стать активное им управление для применения к определенным дискретным частотам, возникающим при взаимодействии неподвижных и вращающихся компонентов. В ключевых местах, например на выходе из спрямляющего аппарата вентилятора, могли бы быть размещены источники, излучающие звук в противофазе с дискретным.

     Объемы  выпуска двигателей CFM56  настолько велики, что в 2000 году объединение CFM International приняло решение об опробовании на вентиляторах ТРДД CFM56 новой технологии сборки, которая заимствована у автомобильной фирмы Тойота и которая в дальнейшем будет применяться для двигателей CFM56-5 и CFM56-7.

     При этом уменьшение продолжительности  общего цикла сборки, очень благоприятно скажется на движении финансовых потоков  объединения. В настоящее время  на линии сборки в Ивендейле (штат Огойо, США) в день выпускается четыре газогенератора CFM56, а также два двигателя, предназначенных для самолета Boeing 737. Существующий темп производства самолета Boeing 737 требует поставки до 54 двигателей CFM56 в месяц. Отчасти из-за применения новых технологических процессов объединение CFM International заявило об уменьшении полного цикла сборки до семи рабочих дней. Цикл сборки, то есть время от начала сборки деталей до отгрузки целого двигателя, составлял в середине 90х годов – 18…19 дней, а в 1999 сократился до 12 рабочих дней. Вентилятор двигателей серии CFM56 представлен на рисунке 3. 

     

     Рисунок 3 –вентилятор CFM56

1.2 История двигателя

     Двигатели CFM56 является одними из самых распространённых в мире. Их история начинается с  применения на самолёте Боинг 737-300. Самолёты Боинг 737 уже на протяжении более чем 25 лет оснащаются только двигателями семейства CFM56. Двигатели CFM56 также устанавливаются на самолётах Аэробус серии А320 и Аэробус А340-200 и -300. В военно-воздушных силах США двигатели CFM56 фигурируют как General Electric F108. В таблицу 1 сведены основные данные по количеству двигателей.

     Таблица 1 – Статус двигателей семейства  CFM56

 

     Двигатели CFM56 основаны на двигателе General Electric F101 для стратегического бомбардировщика B-1B Lancer. Впервые двигатель начал использоваться с 1982 года. В настоящее время в эксплуатации находятся около 13000 двигателей семейства CFM56. Далее представлен хронологический ряд двигателей данного семейства.

1.3 Описание двигателя CFM56-2

     Двигатели этой серии были разработаны ранее  других в семействе. Их тяга составляет от 98 до 108 кН. Впервые двигатели этой серии были установлены на самолёте Douglas DC-8 Super 70 в 1982 г., а затем под  названием F108 — на военной модификации Боинга 707. В настоящее время военно-воздушные силы США оснастили двигателями CFM56-2 более, чем 450 самолётов. Двигатели серии -2 имеют одноступенчатый вентилятор, трёхступенчатый компрессор низкого давления, 9-ступенчатый компрессор высокого давления, четырёхступенчатую турбину низкого давления и одноступенчатую турбину высокого давления. Соотношение давлений составляет 24,7. Диаметр вентилятора — 1620 см, расход воздуха — около 350 кг/сек. Двигатели CFM56-2, установленные на самолёте DC-8

      

1.4 Основные технические данные

     Тяга  двигателя, кгс 

     - максимальная  9988

     - на крейсерском режиме 2261

     Удельный  расход топлива 

     - максимальный режим 0,36

     - крейсерский режим 0,671

     Полная  степень повышения давления 31,3

     Степень двухконтурности 6,0

     Диаметр (вентилятора), мм 1735

     Длина, мм 2431

     Сухая масса, кг 2104

     1.5 Описание самолета  Douglas DC-8

     История создания

     В 1952 г., Дуглас оставался самым успешным производителем коммерческих самолётов. Компания получила более 300 заказов  на производство поршневого DC-6 и следующей модели DC-7, которая ещё не поднималась в воздух, и до коммерческой эксплуатации которой оставалось ещё два года. Катастрофы Комета и последующий спад интереса к реактивным самолётам, казалось подсказывал, что решение продолжать выпускать винтовые самолёты было верным. Тем не менее, не забывая следить за заказом на дозаправщики для ВВС США, Дуглас начал тайные разработки реактивного транспорта, которые к середине 1953 г. вылились в окончательную концепцию: восьмидесятиместный самолёт низкоплан с четырьмя турбореактивными двигателями Прэтт энд Уитни ДТ3С, стреловидностью крыла 30 градусов и внутренним диаметром фюзеляжа 3.35 м, с пятью креслами в ряду. Максимальный вес должен был составить 95 тон и дальность полёта от 4800 до 6400 км.