Расчет авиационного газотурбинного двигателя

Министерство Образования Российской Федерации

«МАТИ» - Российский Государственный Технологический Университет имени К. Э. Циолковского

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

авиационного газотурбинного двигателя

Выполнил:

Группа:

Руководитель: Попов В.Г.

Москва

СОДЕРЖАНИЕ

Двигатель Ал-21Ф. Описание....................................................................................3

Газодинамический расчёт ТРДФ...............................................................................6

1. Газодинамический расчёт компрессора........................................................7

2. Газодинамический расчёт турбины.............................................................13

3. Расчёт камеры сгорания................................................................................17

4. Расчёт форсажной камеры............................................................................19

5. Расчёт выходного устройства.......................................................................19

Список литературы....................................................................................................21

Двигатель АЛ-21Ф. Описание

          1. Общие сведения

           1.1 Двигатель—турбореактивный, с форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом.

           1.2 Двигатель имеет модульную конструкцию, обеспечивающую высокую технологичность сборки и позволяющую производить замену модулей при минимальном объеме регулировок и проверок.

В число модулей входят:

компрессор низкого давления;

фронтовое устройство форсажной камеры сгорания;

реактивное сопло с корпусом форсажной камеры сгорания;

коробка приводов двигательных агрегатов с агрегатами.

1.3 Двигатель  состоит из следующих основных узлов и систем:

компрессора, основной камеры сгорания, турбины, форсажной камеры сгорания с реактивным соплом, приводов вспомогательных устройств, масляной системы, топливной системы, системы противообледенения, системы запуска.

           1.4 Ротор– двухопорный. . Передняя опора ротора компрессора с роликовым подшипником  расположена в корпусе входного направляющего аппарата, средняя опора с шариковым подшипником в промежуточном корпусе.

             2. Описание

             2.1  Компрессор двигателя - осевой, четырнадцатиступенчатый Для обеспечения высокой степени повышения давления компрессор был выполнен 14-ступенчатым с 10 поворотными направляющими аппаратами (включая входной), управляемые регулятором в зависимости от частоты вращения ротора. Это гарантирует как высокую газодинамическую устойчивость, так и высокий к.п.д. Малая масса компрессора и двигателя в целом обусловлена широким применением в нем титановых сплавов.

Ротор компрессора барабанно-дисковый. На торцах барабанных участков дисков выполнены шлицы, по которым диски соединяются друг с другом. Пакет дисков стягивается при помощи 3 телескопических труб. Часть статора покрыта "мягкой" специальной смесью, которая защищает торцы рабочих лопаток от износа и поддерживает малые радиальные зазоры.

           2.2  Основная камера сгорания – трубчато-кольцевая с 12 жаровыми трубами, имеющими центробежные форсунки. Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется электрической системой зажигания.

           2.3 Турбина двигателя - осевая, трёхступенчатая. Рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки первой и второй ступеней охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора (на крейсерском режиме с целью повышения экономичности воздух не подаётся).

            2.4 Форсажная камера состоит из фронтового устройства, форсажной трубы и всережимного сверхзвукового сопла. Детали, работающие при высоких температурах, изготовлены из жаропрочных материалов. В состав форсажной камеры  входят: корпус смесителя, смеситель и фронтовое устройство. Регулируемое реактивное сопло с корпусом ФК - сверхзвуковое, всережимное, с внешними створками. В состав РС входят створки сужающейся части, надстворки расширяющейся части, внешние створки, проставки, упругие элементы, стяжное устройство с пневмоприводном. РС смонтировано на корпусе ФК. Внешние створки обеспечивают плавное обтекание хвостовой части самолета, уменьшая ее сопротивление.

              2.5 Узел приводов вспомогательных устройств состоит из центральной конической передачи, коробки приводов двигательных агрегатов (зубчатые передачи которой приводятся во вращение ротором высокого давления через ЦКП), редуктора датчиков компрессора (зубчатые передачи которого приводятся во вращение ротором низкого давления через привод редуктора датчиков компрессора). От КДА через гибкий вал осуществляется привод самолетных агрегатов, установленных на ВКА.

              2.8 Масляная система - автономная, циркуляционная, с двумя топливомасляными теплообменниками. Система обеспечивает подвод масла к узлам трения, отвод его и охлаждение, суфлирование масляных полостей и наддув предмасляных полостей.

              2.9 Топливная система - гидромеханическая, с применением электронного комплексного регулятора двигателя.

              2.10 Система противообледенения предназначена для обогрева поверхностей ВНА и кока компрессора горячим воздухом из компрессора в условиях возможного обледенения. Система управления охлаждением турбины обеспечивает подачу воздуха от компрессора на детали турбины.

             2.11 Система запуска обеспечивает: запуск двигателя на земле и в полете, воспламенение топлива при включении ФК, прокрутку и ложный запуск двигателя. Для запуска двигателя на земле служит газотурбинный двигатель-энергоузел, установленный на ВКА.

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ ТРДФ

Условные обозначения:

Gв – расход воздуха, кг/с;

Т – температура воздуха (газа), K;

p – степень повышения (понижения давления).

u – окружная скорость колеса, м/с;

n – частота вращения, об/мин;

l – удельная работа сжатия, Дж/ (кгК);

D – диаметр рабочего колеса, м;

 - относительный диаметр;

с – скорость газа, м/с;

h – высота лопатки, м;

Индексы:

* - параметры заторможенного потока;

в – воздух;

г – газ;

К – компрессор;

Т – турбина.

Данные энергетического расчёта (Н = 0 км, М = 0):

T_В* =288  K;

T_K* = 688,4 K;

P_B* = 0,98310⁵ Па;

P_K* = 1,47410⁶ Па

p_K* = 15;

h_K* = 0,84;

l_K = 402 кДж/кг;

P_Г* = 1,41510⁶ Па

Т_Г* = 1550 К

G_B = 43,06 кг/с

w_cp = 616,53 м/с.

Теплофизические свойства воздуха:

k_B = 1,4; R_B = 287 Дж/(кгК); C_{P B} = 1004 Дж/(кгК).

1. Газодинамический расчёт компрессора ТРДФ