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.
Больше работ по теме:
Предмет: Транспорт, грузоперевозки
Тип работы: Курсовая работа (т)
Новости образования
КОНТАКТНЫЙ EMAIL: [email protected]
Скачать реферат © 2018 | Пользовательское соглашение
ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ПОМОЩЬ СТУДЕНТАМ