Авиационный ГТД для силовой установки

 

1. Расчеты по выбору силовой установки


1.1 Формирование исходных данных


В соответствии с заданием на проектирование принимаются следующие исходные данные:



Типы двигателей для расчета: ТРД, ТРДД с m=1, ТРДД с m=6.

По графику рис. 3.9 /1/ определяем и :



Сформированы исходные данные для расчета.


1.2 Определение облика самолета и силовой установки на базе двигателей разных типов


1.2.1 Определение параметров самолета

Взлетный вес самолета


Площадь крыла



Скорость отрыва самолета при взлете



где - плотность воздуха на высоте H=0 [км];

, - принимается по графику 1.13 /1/.



=> необходимо применить механизацию :



Число


Аэродинамическое качество самолета при отрыве от земли (принимается приближенно)



Коэффициент при отрыве



Сила лобового сопротивления при отрыве от земли



где - атмосферное давление на высоте H=0 [км].


1.2.2 Определение параметров силовой установки

Взлетная тяга силовой установки



Выбор числа двигателей

Число двигателей выбирается из условия безопасного продолжения полета при отказе одного из двигателей



Следовательно, выбираем число двигателей .

Суммарная площадь входа силовой установки



где берётся согласно таблице 3.1 /1/.


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Параметр согласования силовой установки с самолетом


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):

Площадь входа в компрессор


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Наружный диаметр входа в компрессор


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Взлетная тяга одного двигателя



Расход воздуха через двигатель на взлётном режиме


где берётся согласно таблице 3.1 /1/.


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Масса двигателя



где берётся согласно таблице 3.1 /1/.


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Определили параметры, определяющие облик самолета и силовой установки при различных типах двигателей. Выбрали силовую установку, состоящую из двух двигателей. Расход воздуха наибольший у ТРДД с большой степенью двухконтурности. Самая малая масса у ТРДД с большой степенью двухконтурности.


.3 Определение потребных и располагаемых тяговых характеристик силовой установки


1.3.1 Величина потребной тяги двигателя



где - аэродинамическое качество самолёта;

- коэффициент подъёмной силы - определяем по формуле (при и ):


по поляре самолёта рис. 1.13 /1/ определяем значение коэффициента силы сопротивления



1.3.2 Степень дросселирования ТРД, ТРДД


где - относительное значение тяги силовой установки на максимальном режиме при и в соответствии с графиками рис. 3.2…3.6 /1/, принимаем ).


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Определили величину потребной тяги, а также степень дросселирования силовой установки для различных типов двигателей.


.4 Определение необходимого запаса топлива на борта самолета


1.4.1 Масса топлива на борту ЛА



где - коэффициент, учитывающий аэронавигационный запас топлива;

y - коэффициент, учитывающий повышенный расход топлива при взлёте, наборе высоты и скорости и при посадке самолёта;

- масса топлива, необходимого для питания одного двигателя в полёте на заданное расстояние на крейсерском режиме.

Значение вычислим по формуле:



где - время полёта на заданную дальность L вычислим по формуле:



где - скорость звука на высоте по прил. 4 /1/;

- коэффициент, учитывающий отличие средней рейсовой скорости (с учётом взлёта, набора высоты, крейсерского полёта, снижения и посадки) от скорости крейсерского полёта при км.



Значение удельного расхода топлива в крейсерском полёте вычислим по формуле:


где - удельный расход топлива на взлётном режиме принимаем из таблицы 3.1 /1/;

- относительное значение удельного расхода топлива на максимальном режиме при принимаем по графикам 3.2…3.5 /1/;

принимаем по графику 3.7 /1/.


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):

1.4.2 Масса топлива с топливной системой



где - коэффициент, учитывающий массу топливных баков и систем.

ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.4.3 Суммарный объем топливных баков



где - плотность керосина.


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Определили массу топлива и топливной системы при использовании в качестве топливного авиационного керосина. В итоге наименьший объём топливной системы, следовательно, и масса, у ТРДД с большой степенью двухконтурности, а наибольший - у ТРД.

1.5 Анализ массового баланса самолета с различными силовыми установками


1.5.1 Масса планера самолёта с оборудованием, служебной нагрузкой и снаряжением



где - принимаем по табл. 1.4 /1/.



1.5.2 Масса силовой установки



где - коэффициент, учитывающий массу мотогондолы.


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.5.3 Масса полезной нагрузки


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.5.4 Относительные массы


Относительная масса силовой установки:


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Относительная масса топлива с топливной системой самолёта:


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


Относительная масса полезной нагрузки:


ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.5.5 Анализ массового баланса


На основании полученных данных составляем сравнительную табл. 1.1 по абсолютным значениям.


Таблица 1.1

ТРД2700008910024466216261-59827ТРДД(m=1)27000089100222401541434517ТРДД(m=6)270000891001890612193440060

На основании полученных данных составляем сравнительную табл. 1.2 по относительным значениям.


Таблица 1.2

ТРД0,330,0910,8-0,22ТРДД(m=1)0,330,0820,570,017ТРДД(m=6)0,330,070,450,15

Выполнили анализ массового баланса самолёта и определили его массовую отдачу. Результаты свели в сравнительные таблицы, по всем показателям выбираем двигатель ТРДД с большой степенью двухконтурности m=6. Относительная полезная нагрузка у ТРД отрицательная, в дальнейшем из расчётов его исключаем.

1.6 Анализ технико-экономической эффективности и выбор оптимального варианта силовой установки


1.6.1 Относительная часовая производительность самолёта

самолет силовой установка двигатель


где - средняя рейсовая скорость.


ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.6.2 Удельная производительность самолёта



где - число пассажиров.

ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.6.3 Километровый расход топлива


ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


1.6.4 Приведённый расход топлива


ТРДД (m=1):

ТРДД (m=6):


На основании полученных данных составляем табл. 1.3 критериев технико-экономической эффективности применения рассматриваемых вариантов силовых установок на самолёте.


Таблица 1.3

ТРДД(m=1)0,01714,30,1411,652909290,9ТРДД(m=6)0,151261,259,2125925,9

Сопоставили технико-экономические показатели эффективности заданного самолёта с рассматриваемыми вариантами силовых установок и приняли решение об окончательном приемлемом варианте силовой установки.

По критериям технико-экономической эффективности применения силовой установки на самолёте: приняли решение о выборе силовой установки типа ТРДД с большой степенью двухконтурности m=6.


1.7 Выбор прототипа, конструктивной схемы, основных параметров рабочего процесса, показателей эффективности работы основных узлов двигателя


На основании полученных данных принимаем в качестве прототипа турбореактивный двухконтурный двигатель Pratt & Whitney JT9D-59A, устанавливаемый на самолётах DC10-40, A300B, Boeing 747-200; двухвальный, состоит из вентилятора, трёх подпорных ступеней, разделительного корпуса и одиннадцати ступенчатого КВД. КВД приводится во вращение двух ступенчатой ТВД, а вентилятор - четырёх ступенчатой ТНД. Турбина, компрессор и вентилятор двигателя осевые; шести, пятнадцати и одно ступенчатые соответственно.

В табл. 1.4 приведены основные параметры рабочего процесса при стандартных атмосферных условиях на взлётном режиме.

Прототип двигателя (JT9D-59A):


Таблица 1.4

2100,06674415001+3+112+4412024,5

Выбрали ТРДД (m=6) двухвальной конструкции. Так как в ТРДД средняя скорость истечения смеси (воздуха газов) из выходных сопел контуров при прочих равных условиях примерно в 1,5 раза меньше, чем у ТРД. Вследствие этого экономичность ТРДД на земле, по сравнению с ТРД, выше (на 40…50%), а уровень шума меньше (на 12…15 дБ).

2. Термодинамический расчёт двигателя на взлётном режиме в САУ


2.1 Выбор роторной части ГТД и основных параметров рабочего процесса


Выбираем двухвальную схему с подпорными ступенями. У такой конструкции масса меньше по сравнению с трёхвальной схемой. Подпорные ступени применяются для улучшения работы КВД, т. к. мал напор, создаваемый корневой частью лопаток вентилятора с большой степенью двухконтурности.


Рис.1 Схема двухвального ТРДД с подпорными ступенями и раздельными соплами


Термодинамический расчёт производится в стандартных условиях при на взлётном режиме в соответствии с расчётами и выбранными прототипами двигателей определены исходные данные для расчёта двигателя:

Выберем показатели эффективности узлов авиационного двигателя на расчётном режиме:

КПД: вентилятора

КВД

ТВД, ТНД

Механические, роторов

Коэффициент восстановления полного давления в:

ОКС

в канале между вентилятором и ПС

в канале между вентилятором ПС и КВД

в тракте наружного контура

коэффициент скорости в РС

относительный расход охлаждающего воздуха за компрессором:

на охлаждение ТВД

относительный расход охлаждающего воздуха на утечки в масляную и разгрузочные полости


.2 Термодинамический расчёт


2.2.1 Вентилятор

Первый контур


1) ;

) ;

)

4)

)


Второй контур


) ;

) ;

)

4)

)


2.2.2 Подпорные ступени

1) ;

) ;

) ;

)

)


2.2.3 Компрессор высокого давления


) ;

) ;

) ;

)

)


2.2.4 Основная камера сгорания


)


где для принимаем значения их таблицы 6.6 /2/

для принимаем значения их таблицы 6.6 /2/



согласно рекомендациям /2/

)

)

)

)

)


2.2.5 Турбина высокого давления


)

)

)


для


)

)

)

)

2.2.6 Турбина низкого давления


)

)

)

для

4)

)

)

)


2.2.7 Выходное устройство

Первый контур

)

2)

)

)

)

)

)

при , где

)

9)


Второй контур


)

2)

)

)

)

)

)

)

9)


2.2.8 Термогазодинамический расчёт



Провели термогазодинамический расчёт двигателя на взлётном режиме в стандартных атмосферных условиях (). Получили расчётную потребную тягу и определили удельные параметры двигателя: , давления и температуры рабочего тела В характерных сечениях.


2.3 Результаты термогазодинамического расчёта в среде Gas Turb 9


Рис.2 Схема ТРДД


Вывод: рассчитанная потребная тяга оказалась близкой к тяге, определенной в среде Gas Turb, где расход воздуха принят .


2.4 Сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива, удельной массы) спроектированного двигателя и прототипов на взлётном режиме САУ


ТРДД (m=6)JT9D-59ARR RB211-524B1992102200,0340,0660,06564,94,515001500150024,524,528,4307282320

По сравнению с двигателем JT9D-59A у проектного двигателя выше и ниже , равный , следовательно, полезная работа и КПД проектного двигателя выше.

По сравнению с двигателем RR RB211-524B у проектного двигателя ниже и ниже , что говорит о экономичности проектного двигателя

Список литературы


1.Выбор силовой установки самолёта: Учебное пособие / Арьков Ю.Г.; Уфимск. авиац. инст. Уфа. 1992.-100 с.

2.Ахмедзянов А.М и др. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД : Учебное пособие. -Уфа: УАИ, 1990-340 с.

.А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. серия учебников Газотурбинные двигатели. Том 1. «Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы».

4.www.avia.ru <http://www.avia.ru>;

5.www.airwar.ru <http://www.airwar.ru>;

6.www.trans-avia.ru <http://www.trans-avia.ru>;

7.Система менеджмента качества. Графические и текстовые конструкторские документы. Общие требования к построению, изложению, оформлению. СТО УГАТУ 016-2007. Уфа: УГАТУ, 2007, 93 с.

8.П. К. Казанджан, Н. Д. Тихонов, А. К. Янко. Теория авиационных двигателей: М.: Машиностроение, 1983. -217 с.


1. Расчеты по выбору силовой установки 1.1 Формирование исходных данных В соответствии с заданием на проектирование принимаются следующие исходные

Больше работ по теме:

Предмет: Транспорт, грузоперевозки

Тип работы: Курсовая работа (т)

Новости образования

КОНТАКТНЫЙ EMAIL: MAIL@SKACHAT-REFERATY.RU

Скачать реферат © 2018 | Пользовательское соглашение

Скачать      Реферат

ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ПОМОЩЬ СТУДЕНТАМ