Энергетический расчет газотурбинного двигателя для Боинг 737(200). Определение состава силовой установки самолета

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Государственное образовательное учреждение

Высшего профессионального образования

«МАТИ» - РОССИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

 Утверждено

Редакционно – издательским

Советом института

ОБРАЗЕЦ ВЫПОЛНЕНИЯ КУРСОВОЙ РАБОТЫ

По теме « Энергетический расчет газотурбинного двигателя

для Боинг 737(200)»

Составитель:

Москва 2006

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

З А Д А Н И Е

на курсовую работу

«ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ»

Руководитель работы _________/ /

Студент ___________________ Группа _________________

1.  Тип самолета – пассажирский

2.  Взлетная масса  G_с = 52 000 кг

3.  Макс. полетная скорость V_m = 945 км/час

4.  Расчетная тяга на взлете R = 65 кН

5.  Степень повышения давления компрессора p_к = 16

6.  Температура газа перед турбиной Т_г = 1550 К

7.  Степень двухконтурности m=1

8.  Расчетный режим полета: М =     0    , Н =   0 м  

9.  Дополнительные данные для расчета:

Газовая постоянная воздуха R_в=287Дж/(кг*К)

Показатель адиабатического процесса для воздуха к_в=1,4

Коэфф. восстановления давления во входном устройстве s_в=0,975 (при М<1)

Теплоемкость воздуха при постоянном давлении С_рв=1,004 кДж/(кг*К)

КПД  осевого компрессора h_к=0,84

Теплоемкость газа на выходе из камеры сгорания С_рг=1,161 кДж/(кг*К)

Теплотворная способность керосина Н_и=43000 кДж/кг

Коэфф. полноты сгорания топлива в двигателе h_г=0,97

Количество воздуха для полного сгорания 1 кг топлива L₀=14,8 кг

Коэфф. восстановления давления в камере сгорания s_кс=0,96

КПД турбины h_т=0,91

Показатель адиабатического процесса для газа к_г=1,33

Газовая постоянная продуктов сгорания R_г=288 Дж/(кг*К)

Коэфф. потери скорости (для сужающегося сопла) j_с=0,98

Коэфф. восстановления давления во вторичном контуре σ₁₁=0.98

Таблица Международной Стандартной Атмосферы (МСА)

Н, км	0	2,5	5	7,5	10	12,5	15
Рн* Рн*10-5,Н/м2	1,013	0,747	0,54	0,383	0,265	0,179	0,121
Тн, К0	288	272	256	239	223	217	217
ан, м/с	340	330	320	310	299	295	295

Определение состава силовой установки самолета:

1) Суммарная потребная тяга силовой установки определяется по формуле:

R_Z = Кр • G , где Кр = 2 [H/кг] (для дозвуковых самолетов) - коэффициент тяги,

G - взлетная масса самолета.

R_Z = Кр • G = 2 • 52000 = 104000 H.

Определим количество двигателей Z в составе силовой установки:

Z= R_Z/R, где R - тяга  одного двигателя

Z=104000/65000=1,6  Принимаем Z=2.

Компоновочная схема силовой установки самолета:

а) прототип самолета - пассажирский Боинг-737(200)

б) схема размещения двигателей на плане

Общие сведения о самолете Боинг-737(200)

Самолет Боинг 737 представляет собой гражданский транспортный самолет малой дальности. Самолет оснащен двумя турбовентиляторными двигателями, расположенными в крыле. Навигационное оборудование позволяет совершать полеты в сложных метеоусловиях днем и ночью, автоматически выводить самолет на посадочную полосу. Крыло самолета обеспечивает ему высокую подъемную и хорошие летные характеристики на малых скоростях для возможности укороченного взлета и посадки одновременно с экономичными летными характеристиками при высоких скоростях на сравнительно малых высотах при полетах на небольшие расстояния. Так как Боинг-737(200) мог использоваться со сравнительно коротких взлетно-посадочных полос с гравийным покрытием или вообще без него, то это потребовало, чтобы самолет и его двигатели были защищены от ударов и попадания камней. Компанией было разработано подходящее защитное оборудование. Самолет имеет комфортабельный салон на 130 мест. Боинг-737(200) впервые начал использоваться компанией Юнайтед Эйрлайнз 29 апреля 1968г.

Описание конструкции ТРД

В данной курсовой работе рассматривается типичный турбореактивный двигатель (ТРД) с осевым компрессором. Именно такие двигатели применяются на современных самолётах.