Расчёт турбореактивного двигателя

 

Основные условные обозначения

Vп - скорость полёта, м/с

Н - высота полёта, м (км)

М - число Маха (отношение скорости потока к скорости звука)

а - скорость звука, м/с

с - скорость потока, м/с

p - давление газа, Па (кПа)

? - удельный объём, м3/кг

? - плотность, кг/м3

t - температура по шкале Цельсия, °С

Т - абсолютная температура, К

P - тяга двигателя, Н (кН)

Pуд - удельная тяга двигателя, Н·с/кг

Суд - удельный расход топлива, кг/(Н·ч)

Сэ - удельный эквивалентный расход топлива ТВД, кг/(кВт·ч)

- степень повышения полного давления воздуха в компрессоре

- степень понижения полного давления газа в турбине

- располагаемая степень понижения давления газа в канале сопла

- удельная работа, Дж/кг

q - удельный подвод (отвод) тепла, Дж/кг

i - удельная энтальпия, Дж/кг

? - коэффициент полезного действия

?г - коэффициент полноты сгорания топлива

N - мощность, Вт (кВт)

Nэ - эквивалентная мощность ТВД, Вт (кВт)

G - секундный массовый расход, кг/с

gТ - относительный расход топлива

?к.с - коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

Lо - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива

R - газовая постоянная, Дж/(кг·К)

k, kг - показатель адиабаты для воздуха, газа

Срв, Срг - средняя удельная теплоёмкость для воздуха, газа, Дж/(кг·К)

Сп - средняя условная удельная теплоёмкость рабочего тела

в камере сгорания, Дж/(кг·К)

?* - коэффициент восстановления полного давления

Нu - низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг)

mг - численный коэффициент в уравнении расхода, (кг·К/Дж)0,5:

mв = 0,0405 (кг·К/Дж)0,5 (для воздуха); mг = 0,0396 (кг·К/Дж)0,5 (для газа)

?с - коэффициент скорости реактивного сопла

.

m - степень двухконтурности

q(?) - газодинамическая функция плотности тока газа

где - коэффициент скорости

x - коэффициент, характеризующий распределение энергии между контурами

F - площадь проходного сечения, м2

D, d - диаметр тела вращения, м

h - длина лопаток, м

l - осевые размеры элементов двигателя, м

z - количество ступеней

r - радиус, м

b - хорда, м

Основные сечения потока

Н-Н - невозмущённый поток перед двигателем

Вх-Вх - вход во входное устройство

В-В - вход в компрессор

К-К - выход из компрессора

Г-Г - вход в турбину

Т-Т - выход из турбины

С-С - выход из реактивного сопла

I-I - выход из внутреннего контура ТРДД

II -II - выход из наружного контура ТРДД

Сокращения

ГТД - газотурбинный двигатель

ТРД - турбореактивный двигатель

ТРДД - турбореактивный двухконтурный двигатель

ТВД - турбовинтовой двигатель

ТВаД - турбовальный двигатель

ТВВД - турбовинтовентиляторный двигатель

КПД - коэффициент полезного действия

СМС - средне магистральный самолёт

ДМС - дальне магистральный самолёт

Используемые индексы

* - параметры заторможенного потока

О - параметры при работе на стенде (Vп = 0)

Н - параметры невозмущённого потока

Вх - параметры на входе во входное устройство

В - параметры на входе в компрессор

К - параметры на выходе из компрессора

Г - параметры на входе в турбину

Т - параметры на выходе из турбины

С - параметры на выходе из реактивного сопла

I - параметры на выходе из внутреннего контура ТРДД

II - параметры на выходе из наружного контура ТРДД

агр - агрегаты

в - винт, вентилятор

вн - внутренний

ген - генератор

д - диффузор

е - эффективный

ж - жаровая труба

кр - крейсерский, критический

к.с - камера сгорания

опт - оптимальный

отб - отбор

охл - охлаждение

п - полётной, полный

р - реактивный

ред - редуктор

с - сопло, секундный

ср - средний, размер на среднем радиусе

ст - ступень

ст. т - ступень турбины

т - топливо, турбина

т.в - турбина вентилятора

тр - трение

тяг - тяговый

m - механический

t - термический

уд - удельный

ц - цикл

ч - часовой

э - эквивалентный

? - суммарный

ВВЕДЕНИЕ

Выполнение курсового проекта является завершающим этапом изучения дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей» и подготовки студентов к изучению дисциплин «Конструкция и прочность авиадвигателей» и «Конструкция и техническое обслуживание авиационных двигателей».

Выполнение курсового проекта позволит студентам понять методологию и основы проектирования современных авиационных двигателей. Современное состояние и тенденции развития авиационного двигателестроения предъявляют повышенные требования к знаниям и навыкам инженеров, эксплуатирующим авиационную технику.

Исходными данными для термодинамического расчёта газотурбинного двигателя являются:

- степень повышения давления воздуха в компрессоре ;

температура газа перед турбиной ;

расход воздуха через двигатель ;

степень двухконтурности m (для двухконтурных ТРД).

Для выполнения курсового проекта исходные данные формируются в соответствии с указаниями, приведенными в Приложении П.3. Особенностью исходных данных является задание двигателя - прототипа. Знание схемы прототипа, его основных технических характеристик и результатов эксплуатации на воздушных судах гражданской авиации позволяет выполнить сравнение проектируемого двигателя с конкретным образцом авиационной техники.

Задачей термодинамического расчёта двигателя является определение основных параметров потока (температуры, давления, скорости) в контрольных сечениях проточной части (газовоздушного тракта). На базе результатов этого расчёта находятся:

тяга Р (или эквивалентная мощность Nэ - для ТВД и ТВаД);

удельная тяга Руд (или удельная мощность Nуд - для ТВД и ТВаД);

удельный расход топлива Суд (или Сэ).

Зная расход воздуха GВ, можно провести термодинамический расчёт отдельных элементов двигателя и определить все геометрические размеры, необходимые для построения схемы проточной части.

Для выполнения термодинамического расчёта ГТД нужно иметь достоверные данные о коэффициентах потерь во всех элементах двигателя, об отборе воздуха на охлаждение турбин и функционирование системы активного регулирования зазоров между её роторами и статорами, а также на нужды воздушного судна, об отборе механической энергии, необходимой для привода вспомогательных агрегатов (топливных и масляных насосов, гидронасосов, электрогенераторов и других устройств), обеспечивающих нормальное функционирование ГТД и воздушного судна. Значения этих коэффициентов и соответствующих параметров, обычно определяемых путем обработки статистической информации, оказывает существенное влияние на итоговые удельные параметры ГТД. Поэтому выбор коэффициентов потерь и параметров отбора должен быть сделан достаточно обоснованно. Критерием правильности их выбора, в частности, может быть сопоставление удельных параметров спроектированного двигателя и двигателя - прототипа. В ходе рабочего процесса, происходящего в двигателе, физические константы рабочего тела (газовая постоянная R, теплоёмкость при постоянном давлении Ср, показатель адиабаты k) меняются по его газовоздушному тракту. Степень этого изменения зависит от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной . В расчётах обычно принимают значение теплоёмкости Ср (или показателя адиабаты k) равным некоторому среднему значению, не зависящему от температуры и давления. Это, естественно, снижает точность расчёта, но для инженерной практики вполне приемлемо.

ОБЩИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

Основными целями выполнения курсового проекта являются:

закрепление и расширение знаний студентов, полученных при изучении дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей»;

проверка способности студентов применять полученные знания в инженерной деятельности;

ознакомление студентов с методами поиска оптимальных вариантов при решении технических задач;

обучение использованию знаний и умений, полученных при изучении смежных дисциплин, в процессе выполнения курсового проекта;

привитие навыков использования вычислительной техники при решении конкретных технических задач;

освоение навыков работы с научно-технической литературой и методов поиска информации;

освоение и закрепление навыков самостоятельной творческой работы.

Задание на выполнение курсового проекта выдается индивидуально каждому студенту преподавателем, ведущим дисциплину, и включает в себя:

1.Задание на термодинамический расчёт ГТД на заданном режиме;

2.Построение в масштабе профиля проточной части двигателя;

.Построение действительного цикла спроектированного двигателя;

.Расчёт параметров ТВД на базе ТРД;

.Расчёт параметров ТРДД на базе ТРД;

.Сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД.

Курсовой проект выполняется студентами самостоятельно по мере прохождения соответствующих тем на плановых аудиторных лекционных и практических занятий при непосредственном руководстве со стороны ведущего данный предмет преподавателя.

Выполненный курсовой проект оформляется в виде расчётно-пояснительной записки с приложенными к ней чертежами, схемами и другими результатами работы, выполненными в соответствии с выданным заданием.

Объём расчётно-пояснительной записки должен составить не менее 35…40 листов формата А4 (210×297 мм). Записка может быть выполнена как в рукописном виде, так и на компьютере. Компьютерный вариант более предпочтителен и позволяет автору претендовать на более высокую оценку.

Все листы расчётно-пояснительной записки должны быть пронумерованы. Номера следует располагать сверху справа листа. Первым листом является титульный, он не нумеруется, но учитывается в нумерации. На втором листе следует поместить содержание, затем - задание на курсовой проект.

На последней странице записки указывается литература, использованная при выполнении курсового проекта.

Графическая часть курсового проекта (построение профиля проточной части двигателя и действительного цикла спроектированного двигателя) выполняется на листе бумаги формата А4 с соблюдением масштабов.

Выполненный курсовой проект в срок, установленный учебным планом сдаётся преподавателю, который проверяет качество проекта и его соответствие заданию.

Приём защиты курсового проекта производится преподавателем вне расписания учебных занятий. В процессе защиты преподавателем оцениваются:

степень усвоения основного теоретического материала, связанного с выполнением задания;

умение объяснить проведенные расчёты, обоснования принятых проектных решений;

самостоятельность выполнения курсового проекта и понимание принципов оптимизации параметров рабочего процесса;

умение пользоваться учебной и справочной литературой;

качество оформления курсового проекта.

Положительная оценка за курс «Теория авиационных двигателей» выставляется только при условии успешной защиты курсового проекта (не ниже, чем на оценку «удовлетворительно»). Студентам, получившим неудовлетворительную оценку на защите курсового проекта, устанавливается новый срок для подготовки и назначается повторная защита.

Небрежно оформленный курсовой проект, с диаграммами и схемами, выполненными от руки, не рассматриваются и возвращаются на доработку.

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

. 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 ЗФ (ТОР-9111208) студента Макеева:

- степень повышения давления воздуха в компрессоре = 20;

температура газа перед турбиной = 1360К;

расход воздуха через двигатель GВ = 105 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 ( = 20), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и трехступенчатой газовой турбиной ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (tн = + 15°С, рн = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м2) на уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (Vп = 0) взлётную тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор GB = 105 кг/с и удельном расходе топлива Суд = 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, Vп = 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 рн = 101 325 Н/м2;

плотность воздуха ?н = 1,225 кг/м3;

температура воздуха Тн = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Тн = 288,15 К).

Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД согласно изложенному в настоящем «Учебном пособии» алгоритму.

1.1 Входное устройство

Входным устройством авиационного ГТД называют часть двигателя воздушного судна (летательного аппарата), состоящую из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. Входное устройство современного ГТД является одним из его функциональных модулей.

Для воздушных судов гражданской авиации с числом Маха крейсерского полёта Мкр = 0,8…0,9 применяются дозвуковые входные устройства, которые отличаются простотой конструкции и возможностью регулирования их параметров.

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 Нкр и скорость Vкр). Все остальные режимы работы входного устройства, в том числе и при старте воздушного судна (Н = 0, Vп = 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). Радиус окружности, описывающей обечайку в её передней части, приближенно находится по формуле

= (0,04…0,05)·(1.1)

Размеры отверстия выбираются таким образом, чтобы скорость потока в нём на расчётном режиме составляла 50…70 % скорости полёта воздушного судна. Это требование обеспечивает большую часть (75…80 %) увеличения давления перед воздухозаборником и позволяет таким образом снизить общие потери. Форма внутреннего канала воздухозаборника выбирается так, чтобы в нём происходило дальнейшее торможение потока (примерно до начала обтекателя). Канал имеет вид диффузора, эквивалентный угол раскрытия которого составляет 2·? = 6…10° во избежание отрыва потока от внутренней поверхности обечайки воздухозаборника.

Диаметр канала входного устройства воздухозаборника в сечении В-В DВ равен диаметру компрессора DК (DВ = DК = 0,95 м - см. формулу (1.12)).

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

(1.2)

где - относительный диаметр воздухозаборника при Мкр = 0,80…0,85, .

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

м.

Длина входного устройства определяется по известному диаметру:

,(1.3)

где DВ - диаметр входного устройства (компрессора).

м.(1.4)

Рис. 1.2 Схема входного устройства

.2 Осевой компрессор

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.

Рис. 1.3 Схема осевого компрессора

Сечение В-В

1.Полная температура воздуха:

(1.5)

где МН = 0, так как Vп = 0.

В результате К.

2.Полное давление воздуха:

(1.6)

где ?Вх = - коэффициент восстановления (сохранения) полного давления воздуха. Для дозвуковых входных устройств ?Вх = 0,96…0,98. Чем больше ?Вх, тем выше эффективность работы входного устройства (больше тяга двигателя и меньше удельный расход топлива). В среднем увеличение ?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.

Рис. 1.4. Зависимость коэффициента восстановления полного давления во входном устройстве ТРД от числа МН полёта: ?Вх0 = 0,98 при МН = 0, при МН > 1 (до МН = 3) расчёт по формуле:

?Вх = ?Вх0 - 0,02241?(МН - 1)2 - 0,14561?(МН - 1)3 + 0,086282?(МН - 1)4 - 0,14561?(МН - 1)5

3.Статическая температура воздуха

. (1.7)

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

Выбираем осевую составляющую скорости потока воздуха в сечении В-В м/с, тогда Дж/(кг·К)

К.

4.Статическое давление воздуха pВ

Па (1.8)

5.Плотность воздуха

кг/м3.(1.9)

6.Площадь проходного сечения

м2.(1.10)

7.Наружный диаметр компрессора DB определяется с использованием формулы:

(1.11)

Для первых ступеней многоступенчатых компрессоров относительный диаметр втулки компрессора принимается равным 0,3…0,6.

Выбираем относительный диаметр втулки компрессора , тогда

м.(1.12)

8.Диаметр втулки компрессора

м.(1.13)

9.Длина лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора

м.(1.14)

Сечение К-К

1.Определение удельной работы компрессора

(1.15)

Для осевых компрессоров со степенью повышения давления воздуха = 20…30 КПД составляет = 0,8…0,86.

Выбираем КПД компрессора по заторможенным параметрам , тогда удельная работа компрессора равна

Дж/кг.(1.16)

2.Полное давление воздуха

Па.(1.17)

3.Полная температура воздуха

К.(1.18)

4.Статическая температура воздуха

К.(1.19)

На выходе из последних ступеней компрессора величина осевой скорости сК не должна превышать 120…150 м/с.

Выбираем скорость воздуха за компрессором м/с, тогда статическая температура воздуха равна

К.(1.20)

5.Статическое давление воздуха

Па.(1.21)

6.Плотность воздуха

кг/м3.(1.22)

7.Площадь проходного сечения

м2.(1.23)

8.Наружный диаметр компрессора. Принимаем закон профилирования проточной части компрессора DК = const, т.е. DВ = DК = 0,95 м.

9.Внутренний диаметр компрессора

м.(1.24)

10.Длина лопаток на выходе из компрессора

= 0,029 м = 29 мм.(1.25)

.Определяем количество ступеней (z) компрессора. Обычно повышение давления в одной ступени осевого компрессора изменяется в пределах = 1,3…1,5.

Выбираем степень повышения давления воздуха в ступени и прологарифмировав формулу () z получим:

(1.26)

12.Определяем длину компрессора по формуле lK = 2,4·bСР·z, где bСР - средняя хорда профиля лопатки, z - количество ступеней компрессора.

Выбираем , тогда среднюю высоту компрессорной решетки hСР можно определить по формуле:

= 0,128 м;(1.27)

м;

м.(1.28)

13.Определение мощности, потребляемой компрессором

Вт.(1.29)

1.3 Камера сгорания

Камеры сгорания (рис. 1.5.) предназначены для подвода тепловой энергии к рабочему телу в двигателе за счёт преобразования химической энергии топлива в тепловую. От совершенства и устойчивой работы камер сгорания в значительной степени зависит эксплуатационная надёжность и экономичность работы двигателя.

Расчёт камеры сгорания сводится к определению:

параметров газа на выходе из камеры сгорания -

длины камеры сгорания LК.С ;

относительного расхода топлива - GT /GB;

коэффициента избытка воздуха на выходе из камеры сгорания ?к.

компрессор турбина воздушный винт

Рис. 1.5 Схема камеры сгорания

Сечение Г-Г

1.Полное давление газов на входе в турбину рассчитывается по заданной температуре и в зависимости от типа камеры сгорания, в соответствии с которыми оценивается возможная величина коэффициента восстановления полного давления ?к.с = 0,92…0,97. При этом, чем выше , тем меньшее значение ?к.с рекомендуется принимать. Ориентируясь на камеру сгорания двигателя РД-3М-500, принимаем ?к.с = 0,93.

Па(1.30)

.Полная температура газов

Задаётся в исходных данных: К.

3.Статическая температура газов

(1.31)

На выходе из камеры сгорания осевая скорость газов должна быть в пределах сГ = 160…220 м/с.

Выбираем сГ = 180 м/с. Принимая значения коэффициента адиабаты и газовой постоянной равными kГ = 1,33 и RГ = 288 Дж/(кг·К) вычислим удельную теплоёмкость газов СРГ

Дж/(кг·К)(1.32)

Подставляя принятые и вычисленные значения сГ и СРГ по формуле 1.31 определим значение статической температуры ТГ

К.

4.Статическое давление газов

(1.33)

Па.

5.Плотность газа

кг/м3.(1.34)

6.Диаметр камеры сгорания.

Наружный диаметр камеры сгорания DК.Сн на входе (сечение К-К) равен диаметру компрессора DК, на выходе - (сечение Г-Г) - диаметру турбины. м.

Внутренний диаметр камеры сгорания DК.Свн определяется из соотношения

где принимает значения 0,5…0,7. Выбираем = 0,6 , тогда DК.Свн = = 0,6·0,95 = 0,475 м.

7.Длина камеры сгорания

Длина камеры сгорания LК.С определяется суммой длины диффузора камеры сгорания lД (lД = 100…150 мм) и длины жаровой трубы lЖ (lЖ = 400…600 мм). Выбираем lД = 150 мм, lЖ = 600 мм, тогда

LК.С = lД + lЖ = 150 +600 = 750 мм = 0,75 м.

Для обеспечения высокой полноты сгорания и достаточно равномерного поля температур на выходе из камеры сгорания отношение длины жаровой трубы lЖ к её поперечному размеру DЖ должно составлять не менее 3…4 . Однако, это отрицательно сказывается на габаритах и массе двигателя, кроме этого, в выхлопной струе появляется повышенное количество сажи, приводящее возрастанию дымности двигателя. В современных ГТД добиваются уменьшения относительной длины жаровой трубы до значений 2,0…2,5. При этом практически отсутствует дым в выхлопных газах, но несколько сужается диапазон устойчивой работы камер сгорания по составу смеси.

Принимаем компромиссное решение по одновременному обеспечению устойчивой работы камеры сгорания и приемлемому уровню дымности, выбирая равное 3,0. В результате диаметр жаровой трубы равен мм.

Для современных ГТД относительная длина диффузоров камер сгорания .

Выбранные нами значения lД , lЖ и вычисленный диаметр жаровой трубы DЖ находятся в пределах, характерных для современных ГТД, так как

.Относительный расход топлива в основной камере сгорания GT /GB определяется из уравнения баланса энергии:

(1.35)

(1.36)

где Hu - низшая (рабочая) теплотворная способность топлива (для авиационных керосинов Hu = 42900…43100 кДж/кг). Выбираем Hu = 43000 кДж/кг;

?Г - коэффициент полноты сгорания (выделения теплоты), который на расчётных режимах для основных камер сгорания принимает значения в пределах 0,970…0,995. При этом, чем выше температура (больше область горения в жаровых трубах), тем большие значения коэффициента ?Г рекомендуется принимать.

Выбираем ?Г = 0,98.

Таким образом, величина относительного расхода топлива в основной камере сгорания будет равна:

(1.37)

9.Коэффициент избытка воздуха на выходе из камеры сгорания (?к.с) находится по формуле

?к.с = 1/gТ ·Lо(1.38)

где Lо для авиационных керосинов равное 14,9 - теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания 1 кг топлива.

Значение Lо и другие показатели авиационных топлив приведены в Приложении П.1.

?к.с = 1/gТ ·Lо = 1/0,02 ·14,9 = 3,36(1.39)

Если полученное значение ?к.с оказывается более 5…7 или менее 1…2, то рабочий процесс в камере сгорания практически неосуществим, поскольку при этом происходит «срыв» пламени из-за слишком бедной или обогащённой смеси, соответственно. Для получения положительного результата необходимо либо увеличить , либо .

.4 Турбина

Турбина ГТД - это лопаточная машина, в которой происходит отбор энергии от сжатого и нагретого газа и преобразование её в механическую энергию вращения ротора, которая используется для привода компрессора и агрегатов (рис. 1.6).

Расчёт турбины сводится к определению:

степени понижения давления газа ;

параметров газа на выходе из турбины -

геометрических размеров турбины - диаметров на входе и выходе, длины турбины, высоты лопаток на входе и выходе;

количества ступеней (z) турбины.

Сечение Г-Г

1. Используя одно из условий совместной работы газогенератора (компрессора, камеры сгорания и турбины) в одновальном ТРД на установившихся режимах определим соотношение между расходами GВ и GГ.

Расход воздуха через компрессор GВ , равен сумме расходов воздуха через камеру сгорания GК.С, отводимого от компрессора на охлаждение Gохл и отбираемого для других целей Gотб , т.е.

В = GК.С + Gохл + Gотб(1.40)

Расход газа через турбину GГ равен сумме расходов воздуха на входе в камеру сгорания GК.С и секундного расхода топлива GТ , т.е.

Г = GК.С + GТ(1.41)

Из совместного решения соотношений (1.40) и (1.41) получим

Г = GК.С · (1 + gТ) = (GВ - Gохл - Gотб)·(1 + gТ) = GВ · (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ)(1.42)

где gотб = Gотб / GВ - относительный расход воздуха, отбираемый от компрессора высокого давления на нужды воздушного судна (кондиционирование воздуха в кабине экипажа и салонах, вентиляция приборных отсеков, обогрев воздухозаборников и др.). Величина gотб в первом приближении принимается равной gотб = 0,01…0,02, а в заключительной части расчёта осуществляется проверка его принятого значения. Принимаем gотб = 0,02;

gохл - относительный расход воздуха, идущий на охлаждение турбины. Величина gохл может быть определена для принятой системы охлаждения (конвективная, конвективно-плёночная, заградительная) лишь после расчёта теплового состояния основных деталей турбины (лопаток, дисков, корпусов) и их прочностного расчёта. Можно условно принять, что до Т = 1250…1270 К турбина неохлаждаемая (первый сопловой аппарат имеет конвективную систему охлаждения, а рабочие и сопловые лопатки всех последующих ступеней выполнены без системы охлаждения), а при Т > 1270 К турбина охлаждаемая (рабочие лопатки также, как и сопловые имеют систему охлаждения). В зависимости от принятой системы охлаждения и Т по графику (рис. 1.6) оценивается величина gохл. Принимая конвективно-плёночное охлаждение для Т = 1360 К определяем gохл = 0,03.

Назовём величину (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) = GГ / GВ - относительным расходом газа, обозначим gГ и вычислим его значение

Г = (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) =

= (1 - 0,05 - 0,017) · (1 + 0,02) = 0,952(1.43)

Рис. 1.6 Зависимость относительного расхода воздуха на охлаждение турбины от температуры газа перед турбиной и типа системы охлаждения лопаток: 1 - внутренне конвективное охлаждение; 2 - комбинированное (конвективно-плёночное) охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение (многослойные перфорированные материалы)

. Площадь проходного сечения

м2.(1.44)

. Наружный диаметр турбины

м(1.45)

. Внутренний диаметр турбины

м.(1.46)

Рис. 1.7 Схема осевой турбины

5. Длина лопаток

м.(1.47)

. Средний диаметр турбины

Расширение канала в турбине обеспечивается за счёт увеличения наружного диаметра и уменьшения внутреннего диаметра dГ , при этом DСР = const

м.(1.48)

7. Из уравнения баланса мощностей турбины и компрессора находится удельная работа расширения газа в турбине LТ .

Мощность турбины NТ равна сумме мощностей компрессора NК, вспомогательных агрегатов Nагр и трения в подшипниках Nтр, т.е.

NТ = NК + Nагр + Nтр или NТ · ?т = NК или LТ · GГ · ?т = LК · GВ ,

что в соответствии с (1.42) и (1.43) приводит к уравнению баланса работ компрессора и турбины

К = LТ · gГ · ?т(1.49)

где ?т - коэффициент, учитывающий затраты мощности на привод вспомогательных агрегатов Nагр (топливных, масляных и гидро- насосов, электрогенераторов и других устройств) и на преодоление трения Nтр в подшипниках ротора турбокомпрессора. Рекомендуется в первом приближении принимать коэффициент ?т равным 0,99…0,995, большие значения соответствуют более мощным двигателям. Из уравнения (1.49) определим:

Т = = 486590 Дж/кг(1.50)

. Определяем степень понижения давления газа в турбине

(1.51)

где - адиабатный КПД турбины, оценивающий только гидравлические потери в турбине. Уровень важен для турбин ТРД и ТРДД, поскольку его величина оказывает влияние на мощность привода компрессора и вспомогательных агрегатов в этих двигателях. Для современных двигателей КПД лежит в пределах 0,90…0,92.

Выбираем = 0,92 , тогда

(1.52)

Сечение Т-Т

1.Полное давление газа

Па.(1.53)

2.Полная температура газа

Определяется из уравнения сохранения энергии применительно к турбине

К.(1.54)

3.Статическая температура газа

К.(1.55)

Осевая составляющая скорости газа сТ на выходе из турбины обычно лежит в пределах 200…350 м/с и более. Выбираем сТ = 300 м/с, тогда

К.

4.Статическое давление газа

Па.(1.56)

5.Плотность газа

кг/м3.(1.57)

6.Площадь проходного сечения

м2.(1.58)

7.Длина рабочих лопаток турбины h

Исходя из принятого закона профилирования проточной части турбины , имеем

м.(1.59)

8.Наружный и внутренний диаметры турбины

м.(1.60)

м.(1.61)

9.Выбираем количество ступеней турбины

Расчёты и практика конструирования показывают, что для одновальных ГТД прямой реакции обычно требуется иметь двух- или трехступенчатую турбину.

Поскольку расчётное значение степени повышения давления воздуха в компрессоре составляет 20, выбираем трёхступенчатую турбину (z = 3).

10.Длина турбины

Длину турбины определяем по формуле

lT = 2,6 ·bср·z

где bср - хорда лопатки на среднем радиусе; z - количество ступеней турбины.

Выбираем bср = 0,5 ·hср , тогда среднюю высоту решетки газовой турбины hср можно определить по формуле

hср= (hГ + hТ)/2 = (0,03925 + 0,083)/2 = = 0,062625 м.

Хорда лопатки на среднем радиусе bср = 0,5 ·0,061 = 0,031 м.

Длина турбины lT = 2,6 ·0,03 ·3 = 0,242 м.

1.5 Выходное устройство

Выходное устройство, являясь функциональным модулем силовой установки (выходным модулем), включает ряд элементов. В зависимости от назначения силовой установки ими могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий патрубок, реверсивное устройство, устройство для отклонения или поворота вектора тяги, шумоглушения, снижения инфракрасного излучения и др.

Основным элементом большинства выходных устройств является реактивное сопло, в котором происходит ускорение потока газа с целью создания реактивной (дополнительной) тяги.

Для расчёта выходного устройства проектируемого двигателя принимаем суживающееся (дозвуковое) реактивное сопло.

Выходное устройство предназначено для преобразования оставшейся тепловой энергии газа в кинетическую энергию его направленного движения и отвода продуктов сгорания в окружающую среду (рис. 1.8.).

Расчёт выходного устройства сводится к определению:

параметров газа на выходе из сопла;

скорости течения газа из сопла сс;

геометрических размеров - диаметра и длины выпускной трубы - DТ, lВ , а также диаметра и длины сопла - DС, lС .

Сечение Т?-Т?

1.Площадь проходного сечения

5 м2.(1.62)

2.Диаметр проходного сечения

м.(1.63)

3.Располагаемая степень понижения давления газа

(1.64)

.8 Схема выходного устройства

Так как располагаемая степень понижения давления газа ?СР = 3,49 больше критической степени понижения давления ?КР = 1,85 , то для суживающегося реактивного сопла действительная степень понижения давления в данном случае равна ?С = ?КР = 1,85. Таким образом, дозвуковое сопло работает в режиме недорасширения, а на выходе из сопла устанавливается критическое (звуковое) течение газа, т.е. скорость потока газа в выходном сечении сопла равна местной скорости звука, соответствующей статической температуре газа в этом сечении.

Сечение С-С

а)скорость истечения газа из сопла

м/с(1.65)

где ?С - коэффициент скорости (?С = СС /СС ад), учитывающий внутренние потери скорости. Рекомендуется принимать ?С = 0,97…0,985. Причём, чем больше ?СР , тем меньшие значения ?С следует принимать. В расчёте принято значение ?С = 0,97.

б)статическое давление газа

Па.(1.66)

в)статическая температура газа

К.(1.67)

г)плотность газа

кг/м3(1.68)

д)площадь выходного сечения сопла

Рассмотрим два способа определения площади выходного сечения сопла:

В первом способе используется уравнение расхода, которое включает газодинамические функции

GГ = mГ ·(1.69)

где q(?С) - газодинамическая функция относительной плотности тока газа;

? = - коэффициент скорости (приведённая скорость).

Из формулы (1.69) определим выражение для вычисления площади выходного сечения сопла, которая является критическим сечением:

м2(1.70)

Второй способ заключается в определении значения площади выходного сечения сопла по уравнению неразрывности:

Г = GВ·(gГ + gохл) = Fс·cс·?с(1.71)

Из уравнения (1.71) имеем

Fс = Fкр = м2.(1.72)

Результаты вычислений по формулам (1.70) и (1.72) оказались практически одинаковыми (отличаются на 2,5 %), поэтому, когда не требуется точных вычислений и для инженерной практики вполне оправданно применение простых уравнений.

е)диаметр сопла

м.(1.73)

ж)длина выпускной трубы

м.(1.74)

з)длина сопла

м.(1.75)

и)принимаем углы конусности

(1.76)

Основные параметры двигателя.

Если на двигателе установлено суживающееся реактивное сопло, то при неполном расширении газа в нем тяга ГТД определяется по формуле Б.С. Стечкина /3/:

1.Тяга двигателя

Н(1.77)

Полученное значение тяги оказывается ниже, чем оно было бы при полном расширении газа в сопле. Величина недобора тяги невелика (0,4…0,5 %), поэтому применение суживающегося простого (нерегулируемого) сопла в проектируемом двигателе является целесообразным. Окончательный выбор сопла производится после расчета высотно-скоростных характеристик двигателя (рекомендуется в большинстве точек характеристик иметь недобор тяги не более 0,5…1,0 %).

2.Удельная тяга двигателя

Pуд Н·с/кг(1.78)

3.Удельный расход топлива

Суд кг/(Н·ч)(1.79)

4.Часовой расход топлива

Т.Ч = Суд ·Р = 0,084 ·96 385 = 7039,12 кг/ч(1.80)

Производится уточнение отборов воздуха и механической энергии от двигателя. Расход отбираемого воздуха:

отб = GВ·gотб = 120·0,017 = 1,79 кг/с

Мощность, отбираемая от турбины высокого давления:

отб = (1 - ?m)·GВ·gг ·LТ = (1 - 0,995)·120·0,952·500256 = 243 198 Вт

Количество отбираемого воздуха в двигателе - прототипе РД-3М-500 составляет 6000 кг/ч (1,67 кг/с) на номинальном режиме его работы (который используется для набора высоты воздушного судна). Это обеспечивает пятикратный обмен воздуха в кабине экипажа и салонах, работу антиобледенительной системы крыла и воздухозаборника двигателя, а также работу других систем ВС. По графику на рис. 1.9 определяем количество пассажиров по найденному расходу отбираемого воздуха. По нормам ИКАО (Международная организация гражданской авиации) на одного пассажира необходимо иметь Gо = 36…42 кг/ч воздуха. Это соответствует при Gотб = 1,79 кг/с пассажировместимости от 170 до 230 человек, то есть воздушным судам СМС и ДМС. Таким образом коррекцию ранее принятого значения gотб можно не делать.

На двигателе РД-3М-500 установлены два генератора типа ГСР-18000М мощностью 18 кВт каждый. При КПД преобразования механической энергии в электрическую ?ген = 0,85…0,9 это соответствует отбираемой мощности Nотб = 45…55 кВт.

Рис. 1.9 Зависимость отбираемого расхода воздуха от количества пассажиров по данным статистики (заштрихованное поле): Go - расход воздуха на одного пассажира за час полёта по данным Киприанова В.Г

Сравнение значений отбираемой мощности проектируемого ГТД и РД-3М-500 показывает на необходимость изменения ранее принятого значения ?m и повторения расчёта. Следует иметь в виду, что необоснованно завышенные отборы воздуха и механической энергии приводят к излишним расходам топлива (увеличению Суд).

Если установить мощность отбираемой электрической энергии от двигателя не представляется возможным, рекомендуется приближённо принять Nотб = 50…60 кВт на каждые 100 кН тяги.

5.Внутренний (эффективный) КПД двигателя

а) располагаемая энергия топлива (количество теплоты qо, приходящееся на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель)

о = qвн / ?Г(1.81)

где ?Г - коэффициент полноты сгорания;

qвн - количество теплоты, сообщаемое 1 кг воздуха.

Дж/кг(1.82)

где сП - средняя условная теплоемкость процесса подвода теплоты, которая в отличие от величины срГ учитывает изменение, как массы, так и химического состава газа во время его нагрева в камере сгорания. Для авиационных керосинов теплоемкость сП в зависимости от температур и обычно определяется из экспериментальных данных (например, по графикам, смотри рис. 1.10), которые могут быть аппроксимированы следующей формулой (1.83)

кДж/(кг·К)(1.83)

qо = qвн / ?Г = 876244/0,97 = 787863 Дж/кг.

Рис. 1.10 Условная средняя теплоёмкость процесса подвода тепла в камерах сгорания ГТД

б) эффективная работа, снимаемая с вала турбины

Le = (1 - ?т)·LT = (1 - 0,995)·500 256 = 2432,95 Дж/кг(1.84)

в) работа цикла ТРД

Lц = Lе + Руд·( Руд +2·Vп)/ 2 = 2501,28 + 803,22 / 2 = 273796,4 Дж/кг (1.85)

г) внутренний (эффективный) КПД

?вн = Lц / qо = 273796,4/ 787863 = 0,35(1.86)

У существующих ГТД в зависимости от типа двигателя и режима полета внутренний КПД ?вн может достигать значений 0,3...0,4.

Представляется целесообразным определить также термический КПД (относящийся к идеальному ГТД) как базовое значение для оценки термодинамического совершенства проектируемого двигателя как тепловой машины:

?t = 1 - 1/ = 1 - 1/220,286 = 0,575(1.87)

Совершенство ТРД как движителя оценивается тяговым (полетным) КПД ?тяг, определяемым отношением полезной тяговой работы Lтяг = Руд · Vп к работе цикла Lц, т.е.

?тяг = Руд · Vп / Lц(1.88)

На расчетном режиме при Vп = 0 тяговый КПД ?тяг равен нулю. Поэтому его значение следует рассчитывать для наиболее часто употребляемого крейсерского режима работы двигателя. У выполненных авиационных ГТД тяговый КПД лежит в пределах 0,6…0,7.

Совершенство ТРД в целом оценивается полным КПД. Его величина находится по формуле

?П = ?вн · ?тяг(1.89)

Полный КПД используется для оценки топливной экономичности ТРД в крейсерском полете воздушного судна. Для существующих авиационных ГТД полный КПД достигает значений 0,35 и более.

Построение действительного цикла спроектированного ГТД.

Построение цикла ГТД необходимо выполнить на листе миллиметровой бумаги формата А4 в p-? координатах с соблюдением масштаба, используя полученные в ходе расчётов статические параметры рабочего тела.

Статические давления рабочего тела в характерных точках цикла:

pН = 101325 Па = 101,325 кПа;

pК = 1876916 Па = 187,6916 кПа;

pГ = 1753435,2Па = 175,3435 кПа;

pТ = 298061Па = 298,061 кПа;

pС = 190912,9Па = 190,912 кПа.

Значения удельных объёмов рабочего тела в характерных точках цикла:

? = 1/?;

?H = 1/1,225 = 0,82 м3/кг;

?К = 1/9,64 = 0,1 м3/кг;

?Г = 1/4,7 = 0,21 м3/кг;

?Т = 1/1,2 = 0,83 м3/кг;

?С = 1/0,894 = 1,12 м3/кг.

Раздел II

. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ТВД НА БАЗЕ ТРД

Установленный на самолёте ГТД, турбина которого развивает большую мощность, чем требуется для вращения компрессора, и в котором избыточная мощность передается на воздушный винт, называется турбовинтовым двигателем (ТВД).

ТВД по сравнению с ТРД имеет преимущества при взлёте и полёте на малых и средних скоростях полёта (до 600…800 км/ч). Тяга у ТВД в этой области больше, а удельный расход топлива меньше. ТВД более эффективно преобразует полезную (эффективную) энергию в тяговую работу, которая в основном создаётся воздушным винтом.

Расчёт параметров ТВД производится на базе рассчитанного ТРД. Принимая полное расширение газа на турбине, необходимо определить основные параметры ТВД и сравнить эффективность ТВД и ТРД при работе на месте (Vп = 0).

.1 Схема и исходные данные ТВД

Большинство ТВД, применяемых в настоящее время на летательных аппаратах, выполнены по одновальной схеме (рис. 2.1.). Одновальные ТВД отличаются относительной простотой конструкции и управления (регулирования).

Исходными данными являются параметры расчёта ТРД.

2.2 Расчёт основных параметров

Рис. 2.1 Схема ТВД: 1 - воздушный винт; 2 - входное устройство; 3 - редуктор; 4 - осевой компрессор; 5 - камера сгорания; 6 - газовая турбина; 7 -выходное устройство

2.2.1 Работа расширения газа в турбине

Работа расширения газа в турбине определяется из условия полного расширения газа в турбине:

Дж/к(2.1)

где ?Т = = 2010916/101325 = 19,8 - действительная степень понижения давления газа в турбине;

рТ = (1,0…1,05)·рН = 298061Па - статическое давление в потоке газа за турбиной;

?Т - мощностной КПД турбины ТВД. На расчётном режиме рекомендуется принимать ?Т = 0,8…0,83. При этом, чем больше эквивалентная мощность, тем больше КПД ?Т = 0,8…0,83. В формуле (2.1) выбрано значение ?Т = 0,83.

Работа, передаваемая на вращение воздушного винта

Lв = Lе· ?ред = (LТ - LК) · ?ред = (730518,54 - 473862,5)·0,99 =

= 207799,58 Дж/кг(2.2)

где ?ред - КПД редуктора. Рекомендуется принимать ?ред = 0,97…0,99, причём, чем больше мощность двигателя, тем больше ?ред . В расчёте (2.2) выбрано значение ?ред = 0,99.

Мощность, передаваемая на вращение воздушного винта

Nв = Lв·Gв = 207799,58·105 = 21818955,9 Вт = 21818,955 кВт.(2.3)

Тяга, создаваемая воздушным винтом

Рв = Nв· ?в / Vп(2.4)

где ?в - КПД винта;

Vп - скорость полёта самолёта.

В стендовых условиях (Vп = 0, ?в = 0) тяга Рв по формуле (2.4) не определяется. Поэтому при Vп = 0 тяга винта при известном значении мощности Nв0 определяется с помощью экспериментального коэффициента К0 = Рв0 / Nв0 . При известном Ко тяга винта определяется формулой

Рв0 = Ко· Nв0(2.5)

где Nв0 - мощность, подводимая к валу винта на стенде.

Для современных винтов на взлётном режиме К0 = 9…17 Н/кВт, в зависимости от нагрузки винта, характеризуемой отношением мощности винта Nв к площади, ометаемой лопастями винта - Fв = ?·. С ростом скорости полёта коэффициент К0 уменьшается. При сравнительных расчётах для низконагруженных винтов ТВД обычно принимают К0 = 15 Н/кВт, а для высоконагруженных (ТВВД) - 9…10 Н/кВт. Для выполняемого расчёта выбираем К0 = 10 Н/кВт.

Рв = Рв0 = К0· Nв0 = 10·21818955,9= 218189,56Н.(2.6)

Реактивная тяга, развиваемая ТВД при Vп = 0 (на стенде, на старте)

= 105·(200 - 0) = 21000 Н.(2.7)

Скорость истечения газа из реактивного сопла ТВД сС = 200 м/с выбрана на основании анализа формулы Б.С. Стечкина /3/, выведённой для случая оптимального распределения работы цикла между тягой винта и реакцией струи:

сС опт = Vп / ?ред ·?в(2.8)

Как видно из формулы (2.8), чем больше скорость полета Vп и чем меньше КПД винта ?в и КПД редуктора ?ред (даже при постоянстве этих КПД с изменением скорости Vп), тем больше будет оптимальная скорость истечения газа из выходного сопла, и, следовательно, работа реакции струи, и меньше работа, передаваемая на винт. В целях приближения распределения энергии между винтом и реакцией струи к оптимальному в полёте для ТВД с современными параметрами целесообразно на земле (Н = 0, Vп = 0) передавать на винт 85…90 % работы цикла, и, следовательно - 10…15 % оставить на приращение кинетической энергии струи. Этому распределению соответствует сС = 200…350 м/с.

Полная тяга ТВД.

Полная тяга ТВД Р? складывается из тяги, создаваемой винтом Рв и реактивной тяги Рр - тяги, создаваемой за счёт реакции газовой струи, истекающей из сопла двигателя.

Р? = Рв + Рр = 218189,56+ 21000 = 239189,56 Н.(2.9)

Эквивалентная мощность.

Под эквивалентной мощностью Nэ понимают условную мощность, необходимую для вращения такого воздушного винта, который развивал бы тягу, равную суммарной тяге двигателя Р? .

Nэ = Nв0 + Рр / К0 = 21818955,9+ 21000/10 = 23918,956 кВт. (2.10)

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта.

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (Vп = 0) может быть вычислена по формуле:

? = Nэ·K0 = 23918,956·10 = 239189,56 H(2.11)

Удельный эквивалентный расход топлива

Сэ = GТ.Ч / Nэ = gТ ·GB·3600/ Nэ = = 0,32 кг/(кВт·ч), (2.12)

где GТ.Ч = gТ ·GB·3600 - часовой расход топлива, кг/ч.

GТ.Ч = gТ ·GB·3600 = 0,02·105·3600 = 7560 кг/ч.(2.13)

Для современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне Сэ = 0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.11) удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным ТВД.

Определение удельных параметров ТВД как движителя (ТВД имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур).

Pуд = P? / GВ = 239189,56/ 105 = 2278 (Н·с)/кг(2.14)

Суд = GТ.Ч / Р? = 7560 / 239189,56= 0,032кг/(Н·ч)(2.15)

Количество ступеней турбины.

Количество ступеней турбины zT определяется в зависимости от суммарной работы турбины LT и работы одной её ступени LСТ.T . При степени понижения давления газа в ступени турбины = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину, используемых в современных ГТД ( = 1600…1650 К) удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при = 3,5…4,0 достигает 400…500 кДж/кг. Для расчёта принимаем LСТ.T = 240 кДж/кг, тогда

zT = LT / LСТ.T = 670815,77/240000 = 3(2.16)

Удельная работа цикла ТВД.

Lц = Le+ = (LT - LK) + = 670815,77- 460917,2 + = 229898,57Дж/кг(2.17)

Внутренний КПД ТВД.

?вн = Lц·?Г / qвн = 229898,57·0,97/876244 = 0,29(2.18)

Раздел III

3. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ТРДД НА БАЗЕ ТРД

ТРДД более эффективен по сравнению с ТРД и ТВД на средних (дозвуковых и небольших сверхзвуковых) скоростях полёта (800…1200 км/ч). Такие скорости характерны для пассажирских и транспортных самолётов, поэтому ТРДД получили в настоящее время преимущественное применение на самолётах гражданской авиации. Одним из главных итогов применения ТРДД на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах явилось увеличение дальности полёта при той же загрузке, связанное с существенно лучшей экономичностью и меньшей удельной массой ТРДД по сравнению с ТРД. Расчёт параметров ТРДД производится на базе рассчитанного ТРД. Расчёт параметров ТРДД сводится к определению основных параметров (тяги и удельного расхода) при работе на месте с учётом оптимального распределения энергии между контурами. Принимаем схему ТРДД с раздельным выпуском потоков газа и воздуха из первого и второго контуров, соответственно (схема ТРДД без смешения потоков) (рис. 3.1.).

Рис. 3.1. Схема двухконтурного ТРД (ТРДД): 1 - входное устройство; 2 компрессор низкого давления (вентилятор); 3 - компрессор высокого давления; 4 - камера сгорания; 5 - турбина высокого давления; 6 - турбина вентилятора; 7 - сопло наружного контура; 8 - сопло внутреннего контура

3.1 Расчёт основных параметров

Степень двухконтурности m. Под степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный контур GВII к расходу воздуха через внутренний контур GВI ТРДД

= GВII / GВI(3.1)

В настоящее время наметилась достаточно чёткое разделение ТРДД на три группы:

с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми скоростями полёта);

со средними m = 1,0…3,0 и большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с дозвуковыми скоростями полёта).

Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень двухконтурности m = 6,5. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ, который соответствует максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению минимального расхода топлива при заданной тяге. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ определяется формулой

(3.2)

где ?II - коэффициент потерь (КПД) наружного контура.

Коэффициент потерь ?II учитывает все гидравлические потери в проточной части второго контура от сечения Н-Н до сечения CII - CII (рис. 3.1.). По статистическим данным величина коэффициента ?II составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют 15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре. Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент ?II = 0,85.

Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД.

Исходным значением для расчёта полезной работы первого контура LцI принимаем значение полезной работы цикла ТРД - Lц ТРД .

Дж/кг.(3.3)

Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД

м/с.(3.4)

Тяга внутреннего контура ТРДД

Н.(3.5)

Скорость истечения и удельная тяга наружного контура ТРДД

м/с.(3.6)

Тяга наружного контура ТРДД

Н.(3.7)

Полная тяга ТРДД

Н(3.8)

Удельная тяга ТРДД

Н·с/кг(3.9)

Удельный расход топлива

кг/(Н·с).(3.10)

Мощность турбины вентилятора

Вт. (3.11)

Раздел IV

СРАВНЕНИЕ ТРД, ТВД и ТРДД

Результаты выполненных расчётов основных параметров двигателей ТРД, ТВД и ТРДД сведём в таблицу 1.

Таблица 1. Сравнение параметров ТРД, ТВД и ТРДД

ПараметрыТип двигателяТРДТВДТРДДТяга двигателя Р, кН77239299Удельный расход топлива Суд , кг/(Н·ч)0,0910,0320,036Удельная тяга Руд , Н·с/кг736,722782017Относительная тяга 13,103,88Относительный удельный расход топлива уд10,350,39

Сравнение ТРД, ТВД и ТРДД проведём путём анализа основных параметров, полученных в ходе расчёта. При одинаковых исходных заданных параметрах , , GВ и принятой одновальной схеме двигателя параметры ТРДД и ТВД оказываются лучше, чем параметры ТРД по тяговым характеристикам и удельному расходу топлива.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. В.Т. Шулекин, Н.Д. Тихонов. Методические указания по газодинамическому расчёту турбореактивных и турбовальных двигателей ВС ГА по дисциплине «Термодинамика, теплопередача и теория АД» для студентов специальности 130300 всех форм обучения. - М.: МГТУ ГА, 1998. 64 с.

.П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов. В.Т. Шулекин. Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 2000. - 287 с.

3.Ю.Н. Нечаев. Теория авиационных двигателей. - М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 1990. - 703 с.

.В.Т. Шулекин. Основы теории и конструирования авиационных двигателей. Конспект лекций. - М.: МГТУ ГА, 1994. - 140 с.

.П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных машин. - М.: Машиностроение, 1995. - 317 с.

.Авиационные газотурбинные двигатели. Термины и определения. ГОСТ 23851-79. - М.: Издательство стандартов, 1978.

.Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин. ГОСТ 23199-78. - М.: Издательство стандартов, 1979.

.В.В. Кулагин. Теория газотурбинных двигателей: Учебник. Кн. 1/ Анализ рабочего процесса, выбор параметров и проектирование проточной части. - 264 с. Кн. 2 / Совместная работа узлов, характеристики и газодинамическая доводка выполненного ГТД. - М.: Изд-во МАИ, 1994. - 304 с.

.Государственная Система обеспечения единства измерений. Единицы величин. Межгосударственный стандарт ГОСТ 8.417-2002. - Минск.: Межгосударственный совет по стандартизации, метрологии и сертификации, 2002, - 28 с.

10.В.В. Шашкин, В.М. Нечаев. Авиационные газотурбинные двигатели. Часть III. Теория рабочего процесса. Учебное пособие. - Ленинград.: ОЛАГА, 1972. - 139 с.

11.В.В. Кулагин. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Учебник. 2-е изд. Основы теории ГТД рабочий процесс и термогазодинамический анализ. (Кн. 1). Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики. (Кн. 2). М.: Машиностроение, 2003. - 616 с.

Приложение П.1

Международная стандартная атмосфера (МСА) ГОСТ 4401-81 (фрагмент)

Высота, кмТемператураБарометрическое давление pHПлотность ?Н, кг/м3Скорость звука а, м/сTH, КtH, °CПамм. рт. ст0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0 4,5 5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0 9,5 10,0 10,5 11,0 11,5 12,0 12,5 13,0 14,0 15,0 16,0 18,0 20,0288,15 284,900 281,651 278,402 275,154 271,906 268,659 265,413 262,166 258,921 255,676 252,431 249,187 245,943 242,700 239,457 236,215 232,974 229,733 226,492 223,252 220,013 216,774 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,65015,0 11,750 8,501 5,252 2,004 -1,244 -4,491 -7,737 -10,984 -14,229 -17,474 -20,719 -23,963 -27,207 -30,450 -33,693 -36,935 -40,176 -43,417 -46,658 -49,898 -53,187 -56,376 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500101325,0 94561,3 89876,3 84559,7 79501,4 74691,7 70121,2 65780,4 61660,4 57752,6 54048,3 50539,3 47217,6 44075,5 41105,3 38299,7 35651,6 33154,2 30800,7 28584,7 26499,9 24540,2 22699,9 20984,7 19399,4 17934,0 16579,6 14170,3 12111,8 10352,8 7565,2 5529,2760,00 716,019 674,128 634,250 596,310 560,234 525,952 493,393 462,491 433,180 405,395 379,076 354,161 330,593 308,315 287,271 267,409 248,677 231,024 214,403 198,765 184,067 170,264 157,398 145,507 134,516 124,357 106,286 90,846 77,6524 56,7437 41,47811,225 1,16727 1,11166 1,05810 1,00655 0,956954 0,909254 0,863402 0,819347 0,777038 0,736429 0,697469 0,660111 0,624310 0,590018 0,557192 0,525786 0,495757 0,467063 0,439661 0,413510 0,388570 0,364801 0,337429 0,311937 0,288375 0,266595 0,227855 0,194755 0,166470 0,121647 0,088909340,294 338,370 336,435 334,489 332,532 330,563 328,584 326,592 324,589 322,573 320,545 318,505 316,452 314,485 312,406 310,212 308,105 305,984 303,848 301,697 299,532 297,351 295,154 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069Приложение П.2

Основные показатели топлив для газотурбинных двигателей ГА

а) топлива Российской Федерации

СвойстваТ-1ТС-1РТТС-6Плотность, кг/м3Не менее 800Не менее 775Не менее 775Не менее 840Удельная теплота сгорания, кДж/кг42900431004310043100Температура начала кипения, °C150150135195Температура конца кипения, °C280250280315Температура вспышки, °CНе ниже 30Не ниже 28Не ниже 28-Температура начала кристаллизации, °C-60-60-60-60Теоретически необходимая масса воздуха, кг/кг топл.14,914,914,914,9

б) топлива США

СвойстваJp-4Jp-5Jp-6Плотность, кг/м3750…800790…850780…840Удельная теплота сгорания, кДж/кг429374270142937Температура начала кипения, °CНе нормируетсяНе нормируется121Температура конца кипения, °CНе нормируется287-Температура вспышки, °C-Не ниже 60-Температура начала кристаллизации, °C-60-48-54Теоретически необходимая масса воздуха, кг/кг топл.14,9414,9414,94

в) альтернативные топлива

СвойстваЖидкий водородАСКТПлотность, кг/м370,8585…595Удельная теплота сгорания, кДж/кг12100045144Температура начала кипения, °C-253Не ниже -10Температура конца кипения, °C-253-10Температура вспышки, °C550…600480…580Температура начала кристаллизации, °C-262-Теоретически необходимая масса воздуха, кг/кг топл.34,215,4АСКТ - авиационное сконденсированное топливо состоит из этана С2Н6 (0…2 %), пропана С3Н8 (10…20 %), бутана С4Н10 (40…50 %), пентана С5Н12 (40…50 %) и гексана С6Н14 (10…15 %)

Приложение П.3

Исходные данные для курсового проекта

Методические указания по выбору исходных данных задания. Исходные данные курсового проекта определяются по учебному шифру студента.

. Расход воздуха через двигатель определяется по таблице П.3.1, и численно равен числу, соответствующему первой букве фамилии студента.

Таблица П.3.1

Первая буква фамилииА, Л, ХБ, М, ЦВ, Н, ЧГ, О, ШД, П, ЩЕ, Р, ЫЖ, С, ЭЗ, Т, ЮИ, У, ЯК, ФGВ , кг/с100105110115120125130135140145

. Степень повышения давления воздуха в компрессоре определяется по четвертой цифре (ЗФ), последней цифре (ИТФ, КФ) учебного шифра студента из таблицы П.3.2.

Таблица П.3.2

Четвёртая (ЗФ) Последняя (ИТФ, КФ) цифра шифра1 и 62 и 73 и 84 и 95 и 02021222324

. Температура газов перед турбиной определяется из таблицы П.3.3 по четвёртой цифре (ИТФ), пятой цифре (КФ, ЗФ) учебного шифра студента (счёт ведется слева направо).

Таблица П.3.3.

4-ая (ИТФ) 5-ая (КФ, ЗФ) Цифра шифра1234567890, К1350136013701400142014501460147014801500

. Для расчёта ТРДД дополнительно задаётся степень двухконтурности m, которая выбирается по последней цифре учебного шифра студента из таблицы П.3.4.

Таблица П.3.4.

Последняя Цифра шифра1234567890m6785,554,546,57,58,5

Пример определения исходных данных для расчёта

Студент Петров, учебный шифр которого ИТФ - 86 063 (КФ - 184 063, ЗФ - 970 863) курсовой проект выполняет по следующим исходным данным:

. Расход воздуха через двигатель - GВ = 120 кг/с (смотри таблицу П.3.1);

2. Степень повышения давления воздуха в компрессоре - = 22

(смотри таблицу П.3.2);

. Температура газов перед турбиной - = 1 450 К (смотри таблицу П.3.3);

. Степень двухконтурности для ТРДД - m = 8 (смотри таблицу П.3.4);

. Расчёт выполняется для стендовых условий: Н = 0, VП = 0, с определением необходимых данных по таблице Международной стандартной атмосферы (МСА).

Приложение П.4

Авиационные двигатели. Основные данные

Вертолётные газотурбинные двигатели (ТВаД - Турбовальный двигатель)

Основные данныеТВ2-117ТВ3-117Д-136ВК-2500Начало производства1965197219822001Мощность, л.с. (кВт)1500 (1100)2200 (1640)11400 (8390) 2400 (1764)Степень повышения давления воздуха в компрессоре6,2918,49Температура газа перед турбиной, К109011901516-Расход воздуха, кг/с8,49,035,559Удельный расход топлива: на взлётном режиме, кг/(кВт ? ч) 0,3600,3120,2690,286Масса, кг3382851050300Габариты, м: длина ширина высота 2,842 0,55 0,748 2,055 0,65 0,728 2,715 1,67 1,161 2,085 0,640 0,725Схема ГТД: компрессор турбина камера сгорания 10 рег. ВНА +НА 1-3 2+2 кольцевая 12 рег. ВНА +НА 1-4 2+2 кольцевая 7+6 рег. ВНА 1+1+3 кольцевая 12 рег. ВНА +НА 1-4 2+2 кольцеваяПрименение Ми-8Ми-8, Ка-32, Ми-17Ми-26, Ми-136Ми-17, Ми-24, Ми-28, Ми-38, Ка-32, Ка-50Вспомогательные газотурбинные двигатели (ВСУ - Вспомогательная силовая установка)GTCP331-500(B)Boeing 7773,533,66-135-GTCP131-9 (A,B,D)Airbus A319/320/321, Boeing 7371,163,53-90-GTCP 331-350Airbus A-3302,443,4---ТА-12-60Ту-204, Ту-214, Ту-334, Як-421,64,925060250ВСУ-10Ил-86, Ил-963,57,255360250ТА-6АТу-154 М1,354,927545240Основные данныеПрименениеРасход отбираемого воздуха, кг/сДавление отбираемого воздуха, кгс/см2Температура отбираемого воздуха, °СМощность отбираемой электроэнергии, кВтРасход топлива, кг/ч, не более

Турбореактивные двигатели (ТРД)

Основные данныеРД-3М-500РУ19-300Государственные испытания19541955Взлётная тяга, кН958,83Степень повышения давления в компрессоре6,44,6Температура газа перед турбиной, К10831150Расход воздуха, кг/с16416Удельный расход топлива: на взлётном режиме, кг/(Н·ч) в крейсерском полёте 0,112 0,0918 - 0,12Масса двигателя, кг3100225Удельная тяга, Н·с/кг580552Удельная масса, кг/Н0,03260,0255Длина двигателя, м5,381,73Диаметр, м1,40,55Турбокомпрессор8+27+1Камера сгоранияТК-14КЧастота вращения ротора, об/мин4700-Приёмистость, с17-ПрименениеТу-104Ан-24, Ан-26, Ан-30

Турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД)CFM-56-7В1215035532,60,0385,6-154925072366В-737CFM-56-5В412000-320,0375,7-173526012384А-320V2533-A51424039633,40,0374,5-161032002365А-321Д-18Т23400760-0,0345-1610-54004100Ан-124, Ан-225Д-436Т28200-24,20,0364,8915501373-1450Як-42, Ан-72/74, Бе-200, Ту-334ПС-90А1600047035,50,03824,361565190053332950Ил-96, Ту-204/214Д-30КУ-15410500263180,04982,31336145557002675Ту-154 МОсновные данныеВзлётная тяга, кГсРасход воздуха, кг/сСтепень повышения давления в компрессореУдельный расход топлива, кг/(Н·ч)Степень двухконтурностиТемпература газа перед турбиной, КДиаметр вентилятора, ммДлина двигателя, ммМасса двигателя, кгПрименение

Турбовинтовые двигатели (ТВД)

Основные данныеАИ-20АИ-24ТВ7-117НК-12Д-27PW-127HНачало серийного производства1957196019911955--Мощность, кВт298018801840920014000(л.с.)2750 (л.с.)Степень повышения давления воздуха в компрессоре7,326,4169,529,7-Температура газа перед турбиной, К11601150151512501640-Расход воздуха, кг/с20,913,17,95-27,4-Удельная мощность, кВт·с/кг143143231---Удельная масса, кг/кВт0,3620,3190,2820,315--Удельный расход топлива: на взлётном режиме, кг/(кВт·ч) на крейсерском режиме 0,353 - 0,364 - 0,283 0,245 0,305 0,244 0,170 (кг/л.с.·ч) 0,206 (кг/л.с.·ч)Масса двигателя, кг108060052029001650481Схема двигателя: Компрессор Турбина 10 3 10 3 5+1 цб 2+2 с 14 5 - - - -Частота вращения, об/мин12 30015 10020 882/ 11 520 8300 - -Камера сгоранияККпр. ККК-Габаритные размеры, м: длина ширина высота 3,096 0,842 1,18 2,346 0,677 1,075 2,14 0,94 0,886 4,785 - 1,2 4,198 1,260 1,370 - - -ПрименениеИл-18, Ан-10, Ан-12Ан-24Ил-114Ту-114, Ту-95, Ан-22Ан-70, Бе-42Ил-114-100

Приложение П.5

ВЫПИСКА

Двигатели газотурбинные авиационные

Термины и определения (ГОСТ 23851-79)

Настоящий стандарт устанавливает применяемые в науке, технике и производстве термины и определения понятий в области авиационных газотурбинных двигателей.

Термины, установленные стандартом, обязательны для применения в документации всех видов, научно-технической, учебной и справочной литературе.

Для каждого понятия установлен один стандартизированный термин. Применение терминов-синонимов стандартизированного термина запрещается. Недопустимые к применению термины-синонимы приведены в стандарте в качестве справочных и обозначены «Ндп».

Для отдельных стандартизированных терминов в стандарте приведены в качестве справочных краткие формы, которые разрешается применять в случаях, исключающих возможность их различного толкования. Установленные определения можно, при необходимости, изменять по форме изложения, не допуская нарушения границ понятий.

В случаях, когда необходимые и достаточные признаки понятия содержатся в буквальном значении термина, определение не приведено, и, соответственно, в графе «Определение» поставлен прочерк.

В стандарте в качестве справочных приведены иностранные эквиваленты стандартизированных терминов на немецком (D), английском (E), и французском (F) языках.

В стандарте имеется справочное приложение, содержащее основные данные и параметры авиационных газотурбинных двигателей.

Стандартизированные термины набраны полужирным шрифтом, их краткая форма - светлым, а недопустимые синонимы - курсивом.

ТерминОпределениеВИДЫ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ1. Газотурбинный двигатель ГТД D. Gasturbinentriebwerк E. Gas turbine engine F. Turbomoteur. 2. Одновальный ГТД Ндп. Однокаскадный ГТД D. Einwelen-Gasturbinentrieb-werk E. One-shaft gas turbine en- gine F. Turbomoteur simple corps 3. Двухвальный ГТД Ндп. Двухкаскадный ГТД D. Zweiwellen-Gasturbinentriebwerk E. Two-shaft gas turbine engine F. Turbomoteur double corps 4. Трехвальный ГТД Ндп. Трехкаскадный ГТД D. Dreiwellen-Gasturbinentriebwerk E. Three-shaft gas turbine engine F. Turbomoteur triple corpsТепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина ГТД, имеющий общий вал для компрессора и турбины ГТД, имеющий два соосных, механически не связанных вала, на которых установлены отдельные каскады компрессоров и вращающих их турбин ___5. Подъемный ГТД ПД D. Hub-Gasturbinentriebwerk E. Lift gas turbine engine F. Turbomoteur de sustentation 6. Подъемно-маршевый ГТД ПМД D. Hub -und Marschtriebweгк E. Lift-cruise gas turbine engine F. Turbomoteur de sustentation et de vol 7. Маршевый ГТД МД D. Marschtriebwerk E. Cruise gas turbine engine F. Turbomoteur de marche 8. Вспомогательный ГТД ВГТД D. Hilfstriebwerk E. Auxiliary gas turbine engine F. Turbomoteur auxiliaire 9. Газотурбинный двигатель с регенерацией тепла ГТД с регенерацией тепла D. Gasturbinentriebwerk mitГТД, предназначенный для обеспечения вертикальных и укороченных взлета и посадки, а также переходных участков траектории полета летательного аппарата ГТД, предназначенный для обеспечения вертикальных и укороченных взлета и посадки, а также переходного и маршевого участков траектории полета летательного аппарата ГТД, предназначенный для обеспечения маршевого участка траектории полета летательного аппарата Примечание. Маршевый ГТД может обеспечивать также разгон при взлете и торможение при посадке летательного аппарата ГТД, предназначенный для вспомогательных целей при обслуживании маршевых и подъемно-маршевых ГТД, силовой установки и летательного аппарата. Примечание. ВГТД может применяться для запуска основных ГТД с помощью воздушных и электрических пусковых устройств, для кондиционирования в кабинах и отсеках летательного аппарата ГТД любого вида, имеющий теплообменник, предназначенный для подогрева сжатого воздуха теплом, отводимым от газа за турбинойWermeregeneration E. Regenerative gas turbine engine F. Turbomoteur a regeneration de la chaleur 10. Турбореактивный двигатель D. Strahlturbine E. Turbojet engine F. Turboreacteur 11. Турбореактивный одноконтурный двигатель ТРД D.Еinstrom - Luftstrahltriebwerk E. Pure turbojet engine F. Turboreacteur a simple flux 12. ТРД с форсажной камерой сгорания ТРДФ D. Strahlturbine mit Nachverbrennung E. Afterburning turbojet engine F. Turboreacteur a postcombustion 13. Турбореактивный двухконтурный двигатель ТРДД D. Zweistrom-Luftstrahltrieb-werk E. Turbofan engine F. Turboreacteur a double flux ГТД, в котором энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струй газов, вытекающих из реактивного сопла (сопел) Турбореактивный двигатель с одним контуром, в котором энергия сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи газа, вытекающего из реактивного сопла ___ Турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура14. ТРДД с форсажной камерой сгорания ТРДДФ D. Zweistrom-Luftstrahltrieb-werk mit Nachverbrennung E. Afterburning turbofan engine F. Turboreacteur a double flux a postcombustion 15. Турбореактивный трехконтурный двигатель ТРТД D. Dreistrоm - Luftstrahltriebwerk E. Thre flow turbojet engine F. Turboreacteur a triple flux 16. Турбовальный двигатель D.Wellenleistungs-Triebwerk E. Turboshaft engine F. Turbomoteur 17. Турбовальный двигатель со свободной турбиной D. Wellenleistungs-Triebwerk mit freilaufen der Тurbinе E. Free turbine turboshaft engine F.Turbomoteur a turbine libre 18. Турбовинтовой двигатель ТВД D. Propellerturbine E. Turboprop engine F. TurbopropulseurТРДД, имеющий форсажную камеру сгорания в одном или обоих контурах Турбореактивный двигатель с внутренним, промежуточным и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентиляторов наружного и промежуточного контуров ГТД, в котором преобладающая доля энергии сгорания топлива преобразуется в работу на выводном валу Турбовальный двигатель, в котором выводной вал приводится во вращение турбиной, механически не связанной с турбиной компрессора Турбовальный двигатель, в котором мощность на выводном валу используется для привода тянущего воздушного винта19. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата Силовая установка СУ D.Gasturbinenantriebsanlage des Flugkörpers E. Aircraft gas turbine power plant F. Groupe motopropulseur de l'aeronef 20. Вспомогательная силовая установка летательного аппарата ВСУ Ндп. Энергоузел D. Hilfsanlage des Flugkörpers E. Aircraft auxiliary gas turbine power plant F. Groupe de puissance auxiliare de puissance l'aeronefКонструктивно объединенная совокупность газотурбинного двигателя (двигателей) с входным и выходным устройствами, а также со всеми агрегатами и системами, необходимыми для его (их) эксплуатации на летательном аппарате Конструктивно объединенная совокупность ВГТД, входного и выходного устройства с агрегатами и системами, предназначенными для обслуживания маршевых и подъемных ГТД и летательного аппарата на земле и в полетеЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИЙ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Общие понятия21. Газогенератор ГТД ГГ ГТД Ндп. Турбогенератор D.Kernstrom E. Gas turbine engine gas generator F. Generateur de gaz du TMЧасть ГТД, включающая компрессор, камеру сгорания и турбину, вращающую компрессор22. Проточная часть ГТД Ндп. Воздушно-газовый тракт D. Strömungsraum des Trieb-werkes E. Gas turbine engine air-gas channel F. Veine du TM 23. Внутренний контур ТРДД (ТРТД) Внутренний контур Ндп. Первый контур D. Primärkreis des Zweistrom-Lufstrahltrieb-werkes E. Turbofan engine primary flow F. Flux chaud du TRDF 24. Наружный контур ТРДД (ТРТД) Наружный контур Ндп. Второй контур D. Sekundärkreis des Zweist-гоm-Luftstrahltriebwerkes E. Turbofan engine secondary flow F. Flux froid du TRDF 25. Промежуточный контур ТРТД Промежуточный контур D. Zwischenkreis des Dreist- rohm- Luftstrahltriebwerkes E. Intermediate flow of three flow turbojet engineКаналы в ГТД, по которым движутся потоки воздуха и газа, создающие тягу (мощность) Проточная часть ТРДД (ТРТД), ограничивающая поток воздуха (газа), проходящего через ГГ ГТД Проточная часть ТРДД (ТРТД), ограничивающая поток воздуха (газа), не проходящего через ГГ ГТД Проточная часть ТРТД, расположенная между внутренним и наружным контурамиF. Flux intermediare du TRTF 26. Турбо компрессорный контур ТРД (турбовального двигателя) Турбокомпрессорный контур D. Verdkihter und Turbine (Wellenleistungs -Triebwerkes) E. Turbocompressor channel of turbojet (turboshaft) engine F. Canal compresseur - turbine du TR 27. Турбокомпрессорный контур ТРДД (ТРТД) Турбокомпрессорный контур D. Verdichter und Turbine des Zweistrom-Luftstrahltrieb- Werkes E. Turbocompressor channel of turbofan engine F. Canal compresseur-turbine du TRDF (TRTF) 28. Форсажный контур ТРДФ (ТРДДФ) Форсажный контур D. Nachbrenner (Zweistrom-Luftstrahltriebwerkes mit Nachverbrennung) E. Afterburning channel of augmented turbojet engine F. Cаnаl de postcombustion Проточная часть турбореактивного (турбовального) двигателя, ограниченная сечением на входе в компрессор и сечением на выходе из турбины компрессора Часть внутреннего и наружного контуров ТРДД (ТРТД), ограниченная сечениями на входе в вентилятор и сечениями на выходе из вентилятора и турбины вентилятора Проточная часть ТРДФ (ТРДДФ), ограниченная сечениями на входе в диффузор форсажной камеры сгорания и на входе в реактивное соплоdu TRPC (TRDFPC)ВОЗДУХОЗАБОРНИК29. Входное устройство ГТД Входное устройство D. Eintrittseinrichtung F. Dispositif d'entree 30. Воздухозаборник ГТД Воздухозаборник ВЗ D. Lufteintritt E. Inlet F. Prise d'air 31. Дозвуковой воздухозаборник Дозвуковой ВЗ D. Unterschall Lufteintritt E. Subsonic <#"center">Наработка ГТД на режимах, регламентированных руководством по эксплуатации, за определенный интервал времени или с начала эксплуатацииE. Regime running bouts F. Total dheures de fonetion-nemenit en regime 286. Доводка ГТД Доводка D. Fertigbearheitung E. Development F. Mise au point 287. Контрольный режим ГТД Контрольный режим D. Prüfungsbetriebszustand E. Control rating F. Regime de controle 288. Прогрев ГТД Прогрев D. Durchwärmung E. Warm-up F. Rechauffage 289. Охлаждение ГТД Охлаждение D. Abkühlung E. Cool-down F. Refroidissement 290. Превышение параметра ГТД Превышение параметра Ндп. Заброс параметра D. Überschreitung der Kenndaten E. Parameter overriding Комплекс работ, натравленных на отработку рабочего процесса двигателя и его конструкции для обеспечения заявленных параметров и требуемой надежности Режим работы ГТД, на котором производятся измерения заданного комплекса параметров Процесс повышения температуры деталей ГТД до величины, при которой возможен его вывод на эксплуатационные режимы Процесс понижения температуры деталей ГТД при работе на пониженных эксплуатационных режимах до величин, которые соответствуют его тепловому состоянию, не препятствующему последующему выключению или выходу на повышенный эксплуатационный режим Резкое кратковременное повышение значения параметра ГТД над его регламентированным значением на установившемся режимеF. Depassement de parametre 291. Перегрев ГТД Перегрев D. Überhitzung E. Overheating F. Surchauffage 292. Выбег ротора ГТД Выбег ротора Ндп. Самоостанов рото-ра ГТД D. Auslauf des Rotor E. Rotor run-down F. Duree de rotation du rotor apres 1arrёt du moteur 293. Аварийное выключение ГТД Аварийное выключение Ндп. Аварийное отклю-чение ГТД D. Notausschaltung E. Emergency shutdown F. Arret urgent 294. Приведенное значение параметра ГТД Приведенное значение па-раметра D. Bezogenes Kenndatum E. Corrected parameter value F. Valeur reduite de para-metre Общее или местное повышение температуры узлов и деталей ГТД выше предельно допустимой Время вращения ротора (роторов) после выключения ГТД от заданной частоты вращения до ее минимальной заданной величины или полной остановки ротора (роторов) Резкое прекращение подачи топлива в основную камеру сгорания двигателя, производимое на любом режиме его работы без перевода на режим малого газа, а для двигателей, не имеющих режима малого газа, - на минимальный установившийся режим Пересчитанные значения измеренного параметра ГТД к заданным полетным или стандартным условиям. Примечание. Приведенные значения параметров ГТД имеют индекс «пр»295. Измеренное значение па-раметра ГТД Измеренное значение па-раметра D. Gemesstes Kenndatum E. Measured parameter value F. Valeur mesuree de para-metreЗначение параметра ГТД, зарегистрированное измерительными приборами при испытаниях или определенное расчетным путем по данным измерений этих параметров. Примечание. Измеренные значения параметров ГТД имеют индекс «изм»ИСПЫТАТЕЛЬНЫЕ СТЕНДЫ296. Испытательная станция D. Prüfstelle E. Test center F. Station dessais 297. Высотно-скоростная ис-пытательная станция D.Höhengeschwindigkeitskam-mer E. Altitude test facility F. Station dessais a vitesses et altitudes simulees 298. Испытательный стенд D. Prüfstand E. Test bench F. Banc dessai 299. Открытый испытательный стенд Открытый стенд D. Offener Prüfstand E. Open test bench F. Banc dessai en conditions atmospheriquesКомплекс сооружений, оснащенный необходимым оборудованием, системами, измерительной аппаратурой, обеспечивающих испытания ГТД, его узлов и агрегатов Испытательная станция, предназначенная для испытаний ГТД с имитацией полетных условий По ГОСТ 16504 - 74 Испытательный стенд, на котором проводятся испытания ГТД при окружающих атмосферных условиях300. Испытательный стенд с камерой разрежения Стенд с камерой разреже-ния D. Prüfstand mit der Unterd-ruckkammer E. Test bench with low pres-sure chamber F. Banc dessai a chambre de depression 301. Испытательный стенд с подогревом воздуха Стенд с подогревом возду-ха D. Prüfstand mit der Lufter- hitzung E. Air heating test bench F. Banc dessai a rechauf-fage dair 302. Испытательный стенд с наддувом воздуха Стенд наддува E. Test bench F. Banc dessai a soufflage d'air 303. Климатический испытательный стенд Климатический стенд Ндп. Термобарокамера D. Klimaprüfstand E. Climatic test bench F. Banc dessai climatiqueИспытательный стенд с устройством, создающим давление на срезе реактивного сопла ГТД ниже атмосферного Испытательный стенд с устройством, обеспечивающим подогрев воздуха, поступающего в ГТД, до заданной температуры Испытательный стенд с устройством, обеспечивающим повышенное давление воздуха на входе в ГТД по сравнению с атмосферным Испытательный стенд с устройством, обеспечивающим проведение испытаний ГТД и его узлов в различных климатических условиях304. Кабина управления и наблюдения Ндп. Пульт управления D. Messraum mit dem Messpult E. Control panel F. Cabine de commande et de surveillance 305. Силоизмерительное устройство Ндп. Тягоизмерительное устройство D. Kraftmessungssystern E. Thrust meter F. Dispositif de mesure de poussee 306. Испытательный бокс D. Prüfstandbox E. Test box F. Cellule dessai 307. Пульт управления D. Messpult E. Central control room F. Paste de commande 308. Термобарокамера D. Thermobarokammer E. Thermal vacuum chamber F. Caisson thermobaromet-riqueПомещение стенда, предназначенное для размещения обслуживающего персонала, аппаратуры управления и измерения, контроля и визуального наблюдения за ГТД Совокупность устройств для измерения усилия развиваемой тяги ГТД, обеспечивающих передачу информации в кабину управления и наблюдения Помещение испытательного стенда, в котором на специальном устройстве закрепляется и испытывается ГТД Совокупность панелей при испытании с размещенными на них приборами контроля и сигнализации, рычагами и переключателями для дистанционного управления ГТД, его агрегатами, механизмами и энергетическими источниками Специальная камера для испытаний ГТД и его узлов при давлении и температуре воздуха, соответствующих поденным условиям309. Испытательная лабора-тория D. Prüflaboratorium E. Test laboratory F. Laboratoire dessais 310. Летающая лабораторияСпециально оборудованное помещение, предназначенное для испытаний агрегатов, узлов и систем ГТД Летательный аппарат, оснащенный серийными ГТД, обеспечивающими поле, предназначенный для исследования и испытаний опытных ГТД в полетных условиях

Основные условные обозначения Vп - скорость полёта, м/с Н - высота полёта, м (км) М - число Маха (отношение скорости потока к скорости звука) а

Больше работ по теме: