Термодинамический расчёт авиационных ГТД

Министерство  транспорта РФ

СПб ГУГА 
 
 
 
 
 

Курсовой  проект  по дисциплине

“Теория авиационных двигателей”

на тему

“Термодинамический расчёт

авиационных ГТД” 
 
 
 

                                                     Выполнил:          Василевский А. А.

                                                                               

                                                    Проверил:         Никифоров А. И.

                                                                            
 
 

Санкт –  Петербург

2011 
 
 
 
 
 

Содержание

Оглавление

ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ АВИАЦИОННОГО ГТД НА ЗАДАННОМ РЕЖИМЕ РАБОТЫ 3

Раздел  I 4

1. РАСЧЁТ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ 4

Построение действительного цикла спроектированного ГТД 35

Раздел  II 39

2. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ   ТВД   НА БАЗЕ   ТРД 39

Раздел  III 46

3. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ   ТРДД   НА БАЗЕ   ТРД 46

Раздел IV 50

СРАВНЕНИЕ   ТРД,  ТВД  и  ТРДД 50

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ 51 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ АВИАЦИОННОГО ГТД НА ЗАДАННОМ РЕЖИМЕ РАБОТЫ

Задание 

    Расчёт  производится по исходным данным по мере изучения основных элементов двигателя  и сводится к следующему:

• определение параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя;
• расчёт площадей и диаметров проходных сечений, длины лопаток компрессора, турбины, осевых размеров элементов двигателя;
• построение в масштабе (на миллиметровке) профиля проточной части и действительного цикла спроектированного двигателя;
• определение основных параметров спроектированного двигателя: тяги, удельной тяги, удельного расхода топлива, внутреннего КПД;
• расчёт параметров ТВД, ТРДД на базе ТРД;
• сравнение основных параметров  ТРД, ТВД и ТРДД;
• проверка правильности расчёта и анализ результатов;
• защита курсового проекта.

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Раздел  I 

1. РАСЧЁТ ТУРБОРЕАКТИВНОГО  ДВИГАТЕЛЯ 

     Турбореактивным двигателем (ТРД) или двигателем прямой реакции называется авиационный  газотурбинный двигатель, в котором  преобладающая часть энергии  сгорания топлива преобразуется  в кинетическую энергию струи  продуктов сгорания, истекающую из реактивного сопла (выходного устройства) двигателя (рис. 1.1.). 
 
 
 
 
 
 
 

Рис. 1.1. Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 – входное устройство;

2 –  компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное  устройство 

    Исходные  данные для расчёта берутся из таблицы вариантов задания, приведённой  в Приложении П.3. Исходные данные для  шифра ИТФ – 86 063 (КФ – 184 063) студента Петрова:

    - степень повышения давления воздуха  в компрессоре   = 21;

    - температура газа перед турбиной  = 1500 К;

    - расход воздуха через двигатель   G_В = 110  кг/с;

    - прототип – авиационный газотурбинный  двигатель  РД-3М-500.

    Турбореактивный двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор  А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ми  ступенчатым осевым компрессором  ( = 6,4), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и двухступенчатой газовой турбиной  ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (t_н = + 15°С,  р_н = 760  мм. рт. ст. = 101 325  Н/м²)  на уровне моря  (Н = 0)  при старте воздушного судна (V_п = 0) взлётную тягу       95  кН   (9 684 кГс)  при расходе воздуха через компрессор  G_B = 164  кг/с и удельном расходе топлива С_уд = 0,112  кг/(Н·ч).   Двигатель имел массу             3 100 кг, максимальный диаметр 1,4 м  и длину 5,38 м; был установлен в     1957 году на первый в СССР реактивный пассажирский самолет Ту-104 (взлётная масса 78 т; масса пустого самолета  44,2 т; масса коммерческой нагрузки 8 т.; количество пассажиров 100 чел.; дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке 2 100 км; крейсерская скорость 800 км/ч; высота крейсерского полета 10 км; запас топлива на борту 20 т.).  Силовая установка самолёта Ту-104 состояла из двух ТРД РД-3М-500.

      Расчёт двигателя производится  при стандартных атмосферных  условиях в условиях старта  воздушного судна  (Н = 0, V_п = 0). Режим работы двигателя – взлётный. Порядок расчёта ТРД следующий:

    По  заданной высоте полета  Н = 0  в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81, Приложение П.1) находятся параметры воздуха на входе в двигатель:

    - давление воздуха  р_н = 101 325  Н/м²;

    - плотность воздуха  ρ_н = 1,225 кг/м³;

    - температура воздуха  Т_н = 288,15 К  
 
 
 
 
 

1.1. Входное устройство 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Рис. 1.2. Схема входного устройства

    Входное устройство предназначено для забора воздуха из окружающей атмосферы, предварительного его сжатия за счёт использования кинетической энергии набегающего потока и подвода воздуха к компрессору с заданной скоростью и с минимальными гидравлическими потерями (рис. 1.2.).

    Геометрия входного устройства ГТД определяется на расчётном режиме работы двигателя, соответствующего полёту воздушного судна на эшелоне (высота  Н_кр   и скорость  V_кр).  Все остальные режимы работы входного устройства, в том числе и при старте воздушного судна (Н = 0,   V_п = 0), при наборе высоты, снижении и заходе на посадку -  нерасчётные.

Плавные очертания  внутренней и наружной поверхностей обечайки входного устройства необходимы для предотвращения срыва воздушного потока (как правило, потребный угол наклона внешней поверхности  обечайки к направлению набегающего  потока составляет приблизительно  4…5°) и создания равномерного поля скоростей и давлений во входном отверстии воздухозаборника (сечение Вх-Вх). 

    Диаметр канала входного устройства воздухозаборника в сечении  В-В  D_В   равен диаметру компрессора  D_К  (D_В = D_К = 0,88 м – см. формулу (1.12)).

    Диаметр канала входного устройства в сечении  Вх-Вх   D_Вх  на расчётном режиме полёта определяется по формуле:

       ,                                          (1.2)

    где    – относительный диаметр воздухозаборника при М_кр = 0,80…0,85,  .

    Выбираем  М_кр = 0,8,  ,  и из формулы (1.2)  получаем

       м.

    Длина входного устройства определяется по известному диаметру:

                                                   

,       (1.3)

где D_В – диаметр входного устройства (компрессора).

                                            

  м.               (1.4)  
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

1.2. Осевой компрессор 
 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Рис. 1.3. Схема осевого компрессора 

    Компрессор  – это лопаточная машина, предназначенная  для сжатия воздуха за счёт внешней  механической работы, подводимой от газовой  турбины и последующей подачи сжатого воздуха в камеру сгорания (рис. 1.3.).  Для рассматриваемого двигателя выбираем многоступенчатый осевой компрессор.

    Расчёт  компрессора сводится к определению:

• параметров воздуха на входе в компрессор –
• параметров воздуха на выходе из компрессора –
• длины лопаток первой и последней ступеней, длины компрессора;
• количества ступеней (z) компрессора;
• работы компрессора и мощности, потребляемой компрессором.

 
 
 
 
 
 
 
 

Сечение В–В 

1. Полная  температура воздуха:

 

,                                      (1.5) 

 где М_Н = 0,  так как V_п = 0.                

       В результате    К.  

2. Полное  давление воздуха:

,                                    (1.6)

    где  σ_Вх =   – коэффициент восстановления (сохранения) полного давления воздуха. Для дозвуковых входных устройств  σ_Вх = 0,96…0,98. Чем больше  σ_Вх,  тем выше эффективность работы входного устройства  (больше тяга двигателя и меньше удельный расход топлива). В среднем увеличение  σ_Вх  на 1 %  вызывает повышение тяги  на    1 %   и снижение удельного расхода топлива на  0,5 %.

    Выбираем  коэффициент восстановления полного давления воздуха во входном устройстве , тогда   Па.

3. Статическая температура  воздуха:

.             (1.7)

    При применении дозвуковых ступеней в осевом компрессоре  обычно осевая составляющая скорости на входе в компрессор с_В  принимается равной  170…195 м/с.