Разработка конструкции компрессора высокого давления ТРДДФсм для легкого фронтового истребителя на базе существующего ТРДДФсм РД-33. Дипломная (ВКР). Другое.
💣 👉🏻👉🏻👉🏻 ВСЯ ИНФОРМАЦИЯ ДОСТУПНА ЗДЕСЬ ЖМИТЕ 👈🏻👈🏻👈🏻
Вы можете узнать стоимость помощи в написании студенческой работы.
Помощь в написании работы, которую точно примут!
Похожие работы на - Разработка конструкции компрессора высокого давления ТРДДФсм для легкого фронтового истребителя на базе существующего ТРДДФсм РД-33
Нужна качественная работа без плагиата?
Не нашел материал для своей работы?
Поможем написать качественную работу Без плагиата!
.1 Основные сведения о двигателе и краткое описание
.2 Термогазодинамический расчет двигателя
.3 Согласование параметров компрессора и турбины
.4 Расчет на прочность лопатки первой ступени КВД
.5 Расчет на прочность диска компрессора
1.6 Расчет динамической частоты первой формы изгибных
колебаний лопатки компрессора и построение частотной диаграммы
.2 Определение и обоснование вида начальной заготовки, метода
и оборудования для её изготовления
2.3 Расчет и оптимизация потребного количества операций
формообразования элементарных цилиндрических и плоских
поверхностей-представителей вала-шестерни
2.4 Определение качественных и количественных показателей
технологичности вала-шестерни
.4.1.1 Технологичность по механической обработке
.4.1.2 Технологичность по простановке размеров
2.4.1.3 Технологичность относительно потребности в
специальных инструментах и технологической оснастке
2.4.1.4 Технологичность по материалу
2.5 Разработка и обоснование рациональной последовательности
формообразующих операций технологического процесса изготовления вала-шестерни
.6 Разработка и мотивирование этапов, комплектов
технологических баз, схем базирования вала-шестерни и вариантов методов
формообразовния основных поверхностей-представителей
.7 Обоснование, выполнения и утверждения плана
технологического изготовления вала-шестерни
2.8 Расчет припусков на обработку и операционных размеров-диаметров
цилиндрических наружных и внутренних поверхностей вала-шестерни нормативным
методом
2.9 Расчет припусков на обработку и операционных
размеров-диаметров цилиндрических наружных и внутренних поверхностей
вала-шестерни расчетно-аналитическим методом
2.10 Разработка, выполнение и анализ размерной схемы
формообразования и схем размерных цепей плоских торцевых поверхностей
вала-шестерни
.11 Расчеты припусков на обработку и операционных
размеров-координат плоских торцевых поверхностей вала-шестерни расчетно-аналитическим
методом
.12 Расчеты и оптимизация припусков на обработку операционных
размеров-координат плоских торцевых поверхностей с использованием прикладной
теории графов размерных цепе
.13 Проектирование и выполнение чертежа заготовки вала-шестрни
.14 Формирование и оформление окончательного плана
маршрутно-операционного технологического процесса
.15 Расчет режимов резания для операций-представителей
3.1 Выявление и анализ опасных и вредных производственных
факторов, действующих в рабочей зоне на специализированном
участке по производству деталей типа вал-шестерня
.1.1 Краткое описание прототипа объекта проектирования
3.1.2 Выявление опасных и вредных производственных факторов,
действующих в рабочей зоне проектируемого объекта
.1.3 Характеристика источников опасных и вредных
производственных факторов
.1.4 Анализ возможных последствий воздействия негативных
факторов на работающих
.2 Разработка мероприятий по предотвращению возможного
воздействия опасных и вредных производственных на работающих
.2.1 Обоснование возможностей устранения из состава
проектируемого объекта источников опасных и вредных производственных факторов
.2.2 Анализ возможных методов и устройств ослабления
воздействия на работающих опасных и вредных производственных факторов
.2.3 Обоснование и расчет наиболее целесообразных технических
систем и устройств защиты работающих от воздействия опасных и вредных
производственных факторов
3.3 Обеспечение экологической безопасности функционирования
проектируемого объекта при воздействии опасных и вредных производственных
факторов
В процессе развития человеческого общества, его научной мысли возникает
необходимость в изготовлении новых видов продукции, а также всегда актуальным
является повышение производительности и повышение степени автоматизации при
производстве уже выпускаемых изделий, что позволяет уменьшить затраты труда.
Указанные задачи могут быть выполнены только посредством применения новых
технологических процессов и нового оборудования, необходимого для их
выполнения. Это и является основным направлением развития технологии
машиностроения.
Технология машиностроения является комплексной инженерной и научной
дисциплиной, которая, являясь прикладной наукой, тем не менее, имеет большую
теоретическую основу. Данная дисциплина рассматривает вопросы жесткости
технологической системы и точности процессов обработки, рассеяния размеров
обрабатываемых заготовок, погрешностей оборудования и технологической оснастки,
влияния механической обработки на физико-механические свойства деталей,
назначения припусков на механическую обработку и режимов резания, теории
базирования, технологической наследственности т.д.
Производство различных объектов народного хозяйства имеет свои
особенности. Для технологии авиадвигателестроения характерны высокие требования
к точности и качеству поверхностей, ограничения по весу, низкая жесткость
деталей. Узлы и агрегаты авиационного двигателя работают в условиях высоких
температур, воспринимают большие нагрузки. В силу этого, для их изготовления
необходимо применение высокопрочных, жаростойких, способных работать в
агрессивных средах, жаропрочных материалов. Металлы и сплавы, отвечающие
указанным требованиям, обладают низким коэффициентом обрабатываемости,
некоторые из них не могут быть подвергнуты лезвийной обработке, что требует
инновационного подхода к разработке технологических процессов. Эти и другие
факторы характеризуют авиадвигателестроение как наиболее высокотехнологичную и
наукоемкую отрасль машиностроения.
Выпуску деталей, узлов и агрегатов авиационного двигателя предшествует
трудоемкий этап технологической подготовки производства, включающий в себя
конструкторскую, технологическую и организационную подготовку. На этом этапе
изделие проходит различные стадии от освоения его опытного образца до серийного
производства на конкретном действующем предприятии.
Технологическая часть работы посвящена конструкторско-технологическим
расчетам маршрутно-операционного технологического процесса изготовления
вала-шестерни, грамотное выполнение которых позволяет обеспечить выпуск качественной
продукции с минимальными затратами материальных ресурсов.
В настоящее время интенсивность развития авиационной техники довольно
высока. Это обусловлено потребностями мирового авиарынка и высоким уровнем
конкуренции между фирмами-производителями. На сегодняшний день актуальными
являются существовавшие ранее промышленно-производственные и материальные связи
Украины со странами бывшего СССР. В частности ведется активное сотрудничество
ведущих украинских предприятий в области авиадвигателестроения и агрегатостроения
с конструкторскими бюро, опытными и серийными предприятиями Российской
Федерации. Поэтому нам необходимы разработки по созданию дешевых и эффективных
двигателей для самолетов пассажирского, транспортного и военного назначения,
соответствующих европейским и мировым стандартам.
Темой конструкторской части работы является разработка конструкции
компрессора высокого давления ТРДДФсм для легкого фронтового истребителя на
базе существующего ТРДДФсм - РД-33. Выбор этого двигателя в качестве прототипа связан
с тем, что он может обеспечить необходимые параметры по расходу топлива,
шумности и тяговооруженности.
.1 Основные сведения о двигателе и краткое описание
В качестве прототипа двигателя принят ТРДДФсм РД-33 - двухвальный турбореактивный
двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков. Особенность
двухвальной схемы - разделение ротора компрессора на два самостоятельных
ротора, каждый из которых приводится во вращение своей турбиной.
Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной
(блочной) сборки. Двигатель разделён на восемь основных модулей: вентилятор,
центральный привод, газогенератор (компрессор высокого давления, камера
сгорания и турбина высокого давления), статор турбины низкого давления, ротор
турбины низкого давления, корпус задней опоры двигателя, форсажная камера и
реактивное сопло, коробка двигательных агрегатов.
Рисунок 1.1.1 - Модули двигателя двигателя:
1 - вентилятор; 2 - центральный привод; 3 - коробка
двигательных агрегатов; 4 - газогенератор; 5 - сопловой аппарат турбины низкого
давления;
6 - ротор турбины низкого давления; 7 - задняя опора
двигателя;
Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления
его эксплуатационных качеств заменой узлов в условиях эксплуатации, а высокая
контролепригодность способствует переходу к обслуживанию по состоянию.
По типу конструктивно-компоновочной схемы двигатель относится к
двухроторным ТРДДФ со смешением потоков I и II
контуров и общей форсажной камерой (рисунок 1.1.2). Входное устройство -
сверхзвуковое, регулируемое, выполнено в виде плоского подкрыльевого
воздухозаборника. Компрессор двигателя - осевой, тринадцатиступенчатый,
включает в себя четырехступенчатый вентилятор 2 и девятиступенчатый компрессор
высокого давления 4. Камера сгорания 5 кольцевая прямоточная, турбина двигателя
6 - осевая, реактивная, двухступенчатая. Первая ступень приводит во вращение
КВД, вторая - вентилятор. Форсажная камера 9 - прямоточная, одноконтурная,
реактивное сопло 10 сверхзвуковое (типа Лаваля) с независимо регулируемым
горлом и выходным сечением.
Рисунок 1.1.2 - Конструктивно компоновочная схема двигателя
Входное устройство двигателя сверхзвуковое, регулируемое, выполнено в
виде плоского подкрыльевого воздухозаборника.
Компрессор двигателя - Компрессор представляет собой лопаточную машину, в
которой осуществляется преобразование механической энергии, получаемой от
турбины, в энергию давление воздуха, предназначенную для сжатия и подвода
воздуха в камеру сгорания.
Компрессор выполнен осевым двухкаскадным с околозвуковыми ступенями,
включает в себя четырехступенчатый вентилятор и девятиступенчатый компрессор
высокого давления (КВД).
Для повышения запаса газодинамической устойчивости над первой ступенью
вентилятора выполнен кольцевой перепуск, КВД имеет механизацию в виде трех
поворотных направляющих аппаратов.
Конструктивно компрессор состоит из переднего корпуса, статора
вентилятора, ротора вентилятора, разделительного корпуса, статора и ротора КВД.
Передний корпус компрессора представляет собой сварную конструкцию из титанового
сплава, образующую продолжение входного устройства.
Статор вентилятора состоит из узла кольцевого перепуска, трех корпусов
направляющих аппаратов и лопаток направляющих аппаратов.
Ротор вентилятора барабанно-дисковой конструкции состоит из диска первой
ступени, выполненного заодно с передней цапфой, диска второй ступени, диска
третьей ступени, диска четвертой ступени с задним лабиринтом и задней цапфы.
Статическая балансировка ротора вентилятора осуществляется подбором
рабочих лопаток в комплекте рабочего колеса по массе.
Динамическая балансировка проводится установкой балансировочных грузов в
обод диска четвертой ступени и подбором массы болтов (за счет ысоты головки),
устанавливаемых в обод первого диска.
Разделительный корпус является основным силовым узлом двигателя,
воспринимающим тягу, вес двигателя, осевую и радиальные нагрузки от роторов
вентилятора и турбокомпрессора, инерционные нагрузки, возникающие при эволюциях
летательного аппарата.
Разделительный корпус включает в себя: заднюю опору вентилятора, переднюю
опору компрессора высокого давления, центральный привод. Корпус сварной
конструкции состоит из наружной оболочки, рассекателя, внутренней оболочки и
десяти стоек.
Статор КВД состоит из отдельных кольцевых корпусов заднего корпуса, лопаток
входного направляющего аппарата(ВНА), внутренней обоймы ВНА и внутренних обойм
поворотных направляющих аппаратов (НА) первой и второй
ступеней, НА третьей, четвертой, пятой, шестой, седьмой, восьмой ступеней
и спрямляющего аппарата (СпА). Передним фланцем статор КВД крепится к
рассекателю разделительного корпуса, заднимфланцем - к корпусу камеры сгорания.
Лопатки ВНА имеют верхние и нижние цапфы. Верхние цапфы установлены в
бобышках корпуса и вращаются во втулках, выполненных из антифрикционного
состава (стекловолокно, пропитанное фторопластом). Нижняя цапфа расположена в
плоскости разъема внутренней обоймы и корпуса опоры.
Лопатки НА первой и второй ступеней также выполнены с верхней и нижней
цапфами. Верхние цапфы лопаток вращаются во втулках из антифрикционного
материала в радиальных отверстиях, оси которых расположены в плоскости разъема
корпусов. Нижние цапфы установлены в обоймы.
Ротор КВД барабанно-дисковой конструкции состоит из сварного узла первой
и второй ступеней, диска третьей ступени с передней цапфой, узла четвертой,
пятой, шестой ступеней, дисков, диска-лабиринта и вала.
Динамическую балансировку ротора проводят в несколько этапов. Отдельно
балансируется узел первой и второй ступеней подбором по массе и перестановкой
лопаток. Сварной узел балансируют постановкой балансировочных грузиков, имеющих
форму хвостовика лопатки, в поперечный паз между замками лопаток. Вал
компрессора балансируется съемом материала со специальных кольцевых утолщений.
Окончательная балансировка ротора осуществляется в сборе постановкой
балансировочных грузов на диске первой ступени и на диск-лабиринт между
стяжными шпильками.
В конструкции компрессора широкое применение получили титановые сплавы,
имеющие высокую прочность и малую массу
Рабочие лопатки, диски рабочих колес, лопатки направляющих аппаратов
вентилятора, лопатки направляющих аппаратов первой и второй ступеней, рабочие
лопатки первой, второй и третьей ступеней компрессора высокого давления
изготовлены из титанового сплава ВТ9; передний корпус компрессора, корпус
четвертой ступени вентилятора - из титанового сплава ВТ20; корпуса направляющих
аппаратов первой, второй и третьей ступеней - из титанового сплава BT5-I;
детали разделительного корпуса - из титановых сплавов ВТ20,
ВТ25, ОТ4-1; диски первой - седьмой ступеней компрессора высокого
давления - из титанового сплава ВТ25.
По мере роста температуры по проточной части компрессора титановые сплавы
заменяются сталью и сплавами на никелевой основе.
Рабочие лопатки четвёртой - восьмой ступеней и лопатки направляющих
аппаратов третьей - шестой ступеней КВД изготовлены из сплава ЭП866, рабочие
лопатки девятой ступени и лопатки направляющих аппаратов седьмой и восьмой
ступеней - из сплава ЭП718НД, диски рабочих колее восьмой и девятой ступеней -
из сплава ЭП742. Лопатки спрямляющего аппарата последней
ступени КВД изготовлены из жаропрочного сплава ЭП648. Вал КВД изготовлен
из сплава ЭП741НП методом порошковой металлургии.
Камера сгорания предназначена для осуществления подвода тепла к рабочему
телу (воздуху) путем сжигания в ней топлива.
Камера сгорания - кольцевая. Конструктивно она состоит из следующих
основных узлов: корпуса (включающего в себя наружную и внутреннюю оболочки),
жаровой трубы, топливного коллектора с двадцатью четырьмя форсунками и двух
пусковых устройств.
Корпус камеры сгорания сварной конструкции состоит из литого диффузора,
наружной и внутренней оболочек, заднего наружного и заднего внутреннего
фланцев. Передним фланцем, выполненным на диффузоре, корпус закреплён к статору
КВД, задним наружным и задним внутренним к наружному и внутреннему корпусам
соплового аппарата турбины высокого давления.
Турбина двигателя - двухступенчатая: первая ступень приводит во вращение
ротор компрессора высокого давления, вторая ступень - вентилятор.
Турбина представляет собой лопаточную машину, в которой тепловая энергия
и энергия давления газов преобразуются в механическую работу.
Для обеспечения надежной работы турбины в условиях высоких температур
предусматриваются охлаждение и теплозащита основных элементов турбины воздухом,
отбираемым за пятой ступенью компрессора высокого давления, за компрессором
высокого давления и из второго контура.
Статор ТВД состоит из наружного корпуса, девяти блоков сопловых
аппаратов, внутреннего корпуса, сильфонной перегородки, верхнего и нижнего
козырька.
Статор турбины сильфонной перегородкой крепится к оболочке камеры
сгорания, внутренним корпусом - к внутренней оболочке камеры сгорания, а
верхним и нижним козырьком телескопически стыкуется с жаровой трубой.
Наружный корпус представляет собой точёную оболочку с отверстиями для
крепления сопловых лопаток и прохода воздуха, охлаждающего сопловые лопатки. К
наружному корпусу с помощью болтов закреплены наружные полки сопловых
аппаратов. Болтами крепления сопловых аппаратов в передней части наружного
корпуса закреплен козырек, в задней части - сильфонная перегородка.
Ротор ТВД состоит из диска, рабочих лопаток, демпферов, покрывного диска,
фиксирующего кольца и лабиринтного кольца.
Диск турбины торцевыми шлицами крепят к валу с помощью стяжных болтов.
Осевые усилия от ротора турбины передаются стяжными болтами, крутящий момент -
торцевыми шлицами. На ободе диска выполнены пазы типа "елочка" для
установки лопаток. На дне пазов имеются выборки и радиальные отверстия для
подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.
Динамическая балансировка ротора турбины высокого давления осуществляется
постановкой балансированных грузиков.
Основным элементом уплотнения являются графитовые разрезные кольца.
Статор ТНД состоит из наружного корпуса пятидесяти трёх сопловых лопаток,
корпуса, лабиринтов, сотовой вставки, компенсационной обоймы.
Сопловые лопатки спаяны между собой и с двумя наружными и внутренними
кольцами в единый паяный узел.
Лопатки - полые, во внутренние полости каждой лопатки установлен
дефлектор.
Ротор ТНД состоит из диска, вала, девяносто четырёх рабочих лопаток,
лабиринта.
Диск - штампованный. На диске имеется фланец, которым его крепят к валу
двадцатью призонными болтам. На ободе выполнены пазы "елочного" типа
для крепления лопаток и наклонные радиальные отверстия, по которым подводится
воздух, охлаждающий рабочие лопатки.
Вал - штампованный. На конце вала нарезана резьба, на которую
наворачивается гайка, стягивающая ротор вентилятора и ТНД, и эвольвентные шлицы
для передачи крутящего момента к ротору вентилятора. На валу имеются фланцы для
крепления диска ТНД и крепления тонкостенного стакана радиально-торцевого
графитового уплотнения. По внутреннему диаметру вала монтируется наружная
обойма роликового подшипника ТНД, заглушка и распорная втулка. Весь пакет
затянут гайкой.
Динамическая балансировка ротора турбины низкого давления осуществляется
постановкой грузиков.
Задний корпус - силовой узел, воспринимающий усилия от опор турбины
низкого и высокого давления. Он состоят из наружного корпуса, внутреннего
корпуса, корпуса опоры , семи силовых стоек, корпуса лабиринта и обтекателей.
Детали турбины работают в тяжелых условиях. Они нагружены высокими
напряжениями от действия газового потока, подвержены неравномерному нагреву,
вызывающему температурные напряжения. Детали ротора, кроме этого, нагружаются
значительными центробежными силами.
Рабочие лопатки турбины изготовлены литьем из высокопрочных жаропрочных
сплавов на никелевой основе: первой ступени - ЖC26-НК, второй ступени -
ЖС6К-ВИ.
Сопловые лопатки первой и второй ступеней отлиты из сплава ЖС6К-ВИ.
Диск первой ступени турбины и покрывной диск изготовлены из жаропрочного
сплава ЭП-74Ш, диск второй ступени - из хромоникельмарганцовистой жаропрочной
стали ЭИ-698ВД.
Задний корпус опор турбины изготовлен из титанового сплава ВТ20, кроме
обтекателей, размещенных в проточной части, изготовленных из жаропрочного
сплава ЭП-742.
Выходное устройство двигателя состоит из форсажной камеры и реактивного
сопла.
Форсажная камера - одноконтурная, общая для первого и второго контуров с
предварительным смешением потоков в смесителе.
Форсажная камера состоит из смесителя, диффузора, стабилизаторов пламени,
топливораспыливающих устройств и камеры горения. Передним фланцем наружного
корпуса смесителя форсажная камера закреплена к фланцу корпуса второго контура.
К заднему фланцу камеры горения крепятся створки реактивного сопла.
Реактивное сопло (PC) обеспечивает преобразование тепловой и потенциальной
энергии газов в кинетическую с минимальными потерями на всех режимах работы
двигателя. По конструктивному исполнению реактивное сопло - сверхзвуковое, типа
Лаваля, двухрядное, всережимное с регулируемой площадью критического и
выходного сечений.
Регулирование площади критического сечения сопла позволяет поддерживать
неизменным режим работы турбокомпрессорной части двигателя на форсажном режиме,
получать наиболее экономичные дроссельные режимы при работе на форсаже и без
форсажа, облегчать запуск двигателя.
Конструктивно сопло состоит из наружных и внутренних створок в дозвуковой
и сверхзвуковой частях сопла, системы синхронизации и силового привода.
Створки образуют проточную часть и внешний профиль РС.
Для получения минимальной массы конструкции выходного устройства детали,
подверженные ограниченному нагреву, изготовлены из титановых сплавов.
Из сплава BТ20 выполнены оболочки смесителя, диффузора и камеры горения
форсажной камеры.
Стабилизаторы и распылители форсажной камеры изготовлены из сплава ВХ-4Л.
Тепловые экраны камеры горения выполнены из жаропрочного сплава ЭП-99.
Наружные створки реактивного сопла изготовлены из титанового сплава ВТ20,
внутренние большие створки и экран на малых створках - из жаропрочного сплава
ЖС3-ДК, малые створки и балки - из сплава ВХ-4Л.
.2 Термогазодинамический расчет двигателя
Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение
основных удельных параметров (Руд - удельной тяги, Суд - удельного расхода
топлива).
С помощью программы rdd.exe выполняем термогазодинамический расчет ГТД с
использованием ЭВМ.
Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие
расчетный режим двигателя:
· Gв - величина расхода воздуха через двигатель;
· πк1*, Т*г - параметры, определяющие
термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;
· І, , , - КПД компрессора, турбин компрессора и вентилятора;
· - механический КПД двигателя;
· - коэффициент полноты сгорания топлива;
· , , , φс - коэффициенты восстановления
полного давления в элементах проточной части двигателя.
Так как основной целью термогазодинамического расчета является
определение удельных параметров двигателя Руд и Суд, то данный расчет обычно
выполняют для Gв=1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в
характерных сечениях по тракту двигателя. Эти данные используют при
согласовании параметров компрессора и турбины и при общей компоновке проточной
части двигателя.
В табл. 1.2.1 представлены данные, необходимые для термогазодинамического
расчета двухконтурного двигателя, имеющего камеру смешения.
Таблица 2.1 - Результаты термогазодинамического расчёта
ТГДР
ТРДД NT= 4 1 1 1 1 ДАТА 21. 11. 11
ИСХОДНЫЕ
ДАННЫЕ: GB= 1.00 ТФ= 2050. DGO= .100
H=
.00 MH= .000 NB1= .872 NB2= .870 LBO=1.000 NTB= .875 ПСО=1.000
SBO=
.970 SBK= .990 SK= .951 S2= .985 SCM= .990 SФ= .931 SФН= .980
NГ= .985 NФ= .950 NMBД= .980 NMB=
.995 FI= .985 FI2=1.000 ПСО2=1.000
SB=
.970 TH= 288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB= 98285. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: RYФ RФ CYФ QTФ AKФ FKФ FCФ CCФ
GTФ ПСФ SCФ LCФ РФ РСФО СРФ KГФ
RY R CY QT AKC FKP FC CC
GT ПС SC
LC РФН PCO CPГ KГ
RO TKB1 TK2 TK TTBД TT PK2 P2
NKBД NTBД PKB1 PBBД PK PГ PTBД PT
ПiВ2 ПiB1 ПiKBД LB2
LB1 LKBД LTBД LTB
ПТВД ПТВ ПТО TCM
PCM PC РСФ
M=
.490 ТГ=1635.0 ПK1=21.300 ПВ20= 3.751
NK1= .836 ТФ=2050.0
.113E+04
.113E+04 .172 .541E-01 1.25 .361E-02 .361E-02 800.
195.
3.30 .981 .985 .334E+06 .328E+06 .137E+04 1.27
760.
760. .757E-01 .238E-01 2.55 .225E-02 .225E-02 561.
57.6
3.47 .980 .985 .352E+06 .345E+06 .126E+04 1.29
1.49
439. 439. 765. .134E+04 .116E+04 .369E+06 .363E+06
.860
.873 .370E+06 .366E+06 .209E+07 .199E+07 .713E+06 .363E+06
3.75 3.77
5.71 .153E+06 .153E+06 .331E+06 .376E+06 .229E+06
2.79
1.97 5.49 988. .359E+06 .190E+06 .185E+06
Параметры Руд=760 Н*с/кг и Суд=0,0757 кг/Н*ч соответствуют
современному уровню значений для ТРДДФсм с малой степенью двухконтурности-m. Получено распределение
Т* и Р* в характерных сечениях проточной части.
.3 Согласование
параметров компрессора и турбины
Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом
проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы
между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение
основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать
основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них:
высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины,
относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности
ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.
Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных
параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных
(расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные)
соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов
аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.
После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные
параметры (удельная тяга, удельный расход топлива). Предварительно были выбраны
параметры термогазодинамического цикла двигателя (температура газа перед
турбиной - Тг*, общая степень повышения полного давления в компрессоре
внутреннего кнтура-pк1*).
Выбраны КПД компрессора и турбины, а также коэффициенты потерь в других
элементах двигателя.Согласование выполняют на базе термогазодинамического
расчета (см. таблицу 1.2.1).
При выборе формы проточной части компрессора с постоянным наружным
диаметром Dk=const следует учитывать её эксплуатационные и технологические
преимущества, а также относительно высокий энергообмен в ступенях.
Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора с Dk=const.
Форма проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений, а
также требований аэродинамики. При постоянном наружном диаметре проточной части
турбины возможно получение лопаток большой высоты на последних ступенях. В
выборе формы необходимо учесть, что при повышении Dср резко возрастают окружные
скорости на периферии лопаток, а значит и напряжения на лопатках ступени. При
Dср=const угол раскрытия проточной части турбины уменьшается, что способствует
безотрывному течению потока по тракту турбины и повышению КПД. Таким образом,
выбираем форму проточной части турбины с постоянным средним диаметром
Dср=const.
Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине не должно превышать
величины =1.8 для обеспечения осевого выхода
потока.
В записке результаты согласования компрессора и турбины представлены в
табл. 1.3.1.
При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма
проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных
машин.
Графическое изображение проточной части газогенератора ТРДДсм
(выполненного по схеме ТРДДсм-2), приведено на рис. 1.3.1.
Рисунок 1.3.1 - Схема проточной части двигателя
Таблица 1.3.1 - Результаты согласования компрессора и турбины
Формирование
облика ГГ и ТВК ТРДД-2 ( КВД - ОК или ОЦК )
Руд = 760.3 Суд = .0757 КПДк= .8599 КПДтк= .8730
Lк = 331400. Lтк*= 375800. Lтв*= 229100. КПДтв= .8750
Lв2 = 153000. Lв1 = 153000. КПД2= .8700 КПД1 = .8720
Cpг =1265.0 Kг =1.2940 Cpв =1008.0 Kв =1.3980
Р = 86440. Gво = 76.43 Gв1 = 51.29
doво= .780
Dствд/Dко=1.100
Lок/Lкв=1.000 КПДок* = .857
* ВЕНТ * Кф = 2 Zк = 4.
Lк*= 153000. Пiк*= 3.751 КПД*= .8700 Uк = 460.0
Dк = .7051 dob = .3000 dok = .6615 Hzc= .2066
* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 9.
Lк*= 331400. Пiк*= 5.713 КПД*= .8574 Uк = 450.0
Dк = .5788 dob = .7800 dok = .9153 Hzc= .1818
*
ТВД * Кф = 1 Zт = 1.
Lт*= 375800. Пiт*= 2.791 КПД*= .8730 (h/D)г= .0669
Uср= 495.0 Mz =1.5337 Dcр = .6367 (h/D)т= .1247
* ТВ * Кф = 2 Zт = 1. Iред = 1.00
Lт*= 229100. Пiт*= 1.966 КПД*= .8750 (h/D)г= .1294
Uср= 414.0 Mz = 1.337 Dcр = .6346 (h/D)т= .1789
Sр = 306.6 Tw* =1224.7 nтв =12460.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
: K : Па : м/с : --- : кв.м
в - в 288. 98290. 230.0 .7407 .3553
к в1 - к в1 439. 369640. 170.0 .4436 .1665
в квд - в квд 439. 366399. 190.0 .4958 .1030
к - к 765. 2093000. 130.0 .2569 .0426
г - г 1635. 1991000. 129.7 .1781 .0947
т твд - т твд 1338. 713400. 180.0 .2732 .1588
г тв - г тв 1338. 691998. 180.0 .2732 .1637
т - т 1157. 362800. 220.0 .3591 .2263
Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
ВЕНТ .7051 .5205 .2115 .6140 .5205 .4062 4.
Похожие работы на - Разработка конструкции компрессора высокого давления ТРДДФсм для легкого фронтового истребителя на базе существующего ТРДДФсм РД-33 Дипломная (ВКР). Другое.
Реализация Норм Права Курсовая Работа По Тгп
Практическое задание по теме Академическая история болезни. Гипертоническая болезнь
Курсовая работа по теме Основні напрями сучасної психології релігії
Учебное пособие: Методические указания му 2…
Реферат На Тему Олимпийские Игры В Древней Греции Как Проявление Агональности Олимпийской Культуры
Реферат: Древнеиндийская и древнекитайская философии. Скачать бесплатно и без регистрации
Связь Фармацевтической Химии С Другими Науками Реферат
Курсовая работа: Анализ трудовых показателей предприятия. Скачать бесплатно и без регистрации
Курсовой Проект По Электрооборудованию
Реферат: К вопросу об объектах вещных прав
Контрольная Работа На Тему Биопотенциал. Эндокринная Функция Поджелудочной Железы
Контрольная работа: Международные риски
Дипломная Работа Прическа
Реферат: Анализ внешней политики Арабской республики Египет в начале XXI в
Почта России Курсовая
Реферат: Child Abuse A Growing Problem Essay Research
Титульный Лист Реферата Школьника 6 Класса
Реферат по теме Микроэлектроника и функциональная электроника (разработка топологии ИМС)
Сочинение Обломовщина В Романе Гончарова Обломов
Реферат: Дознание при дорожно-транспортном происшествии
Реферат: Управление персоналом в коммерческом банке
Реферат: Категория пространства
Доклад: Сабир Мирза