Призначення і тип двигуна, принципова схема

МОЛОДІ ТА СПОРТУ УКРАЇНИ

ЗАПОРІЗЬКИЙ НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

Кафедра ТАД

ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА ДО КУРСОВОГО ПРОЕКТУ

З ДИСЦИПЛІНИ

«КОНСТРУКЦІЯ ТА ПРОЕКТУВАННЯ АВІАЦІЙНИХ ДВИГУНІВ»

Виконала:

студентка гр. М-719 Бєлка А.О.

Перевірив: Каліуш В.І.

РЕФЕРАТ

ПЗ містить 46 сторінок; 7 рисунків; 1 додаток.

Мета курсової роботи: поглибити та закріпити теоретичні знання і практичні навички; навчитись самостійно вирішувати інженерні задачі, пов'язані з термогазодинамічними розрахунками і розрахунками на міцність авіаційних двигунів та їх проектуванням.

У ході виконання курсової роботи вивчається конструкція авіаційних двигунів, особливості їх проектування і розрахунків. При цьому необхідно керуватись основними напрямками науково-технічного прогресу в авіамоторобудуванні.

ЗМІСТ

РЕФЕРАТ. 3

ЗМІСТ. 4

ВСТУП.. 5

1. ПРИЗНАЧЕННЯ І ТИП ДВИГУНА, ПРИНЦИПОВА СХЕМА.. 7

1.1 Коротка характеристика двигуна-прототипа для газодинамічного розрахунку вузла (ТВ3-117). 10

2. ВИБІР ОСНОВНИХ ПАРАМЕТРІВ ДВИГУНА, ДАНИХ ДЛЯ РОЗРАХУНКУ ТА ЇХ ОБҐРУНТУВАННЯ. 12

3. ТЕПЛОВИЙ РОЗРАХУНОК ДВИГУНА.. 13

Вхідна частина двигуна. 13

Компресор. 13

Камера згоряння. 14

Турбіна. 16

Реактивне сопло. 17

Визначення основних характеристик двигуна. 18

4. ГАЗОДИНАМІЧНИЙ РОЗРАХУНОК КОМПРЕСОРА.. 19

Попередній розрахунок компресора. 19

Розрахунок 1-ої ступені (по D_ср) 21

Вихідні дані до розрахунку: 21

Кінематика потоку на вході в Р.К. 23

Кінематика потоку на вході в Р.К.: 23

Кінематика потоку на виході зі ступені: 24

5. РОЗРАХУНОК ДЕТАЛІ КОМПРЕСОРА НА МІЦНІСТЬ. 28

6. ВИБІР ПІДШИПНИКІВ РОТОРА.. 32

Вибираємо підшипники кочення. 32

7. РОЗРАХУНОК ПЕРА ЛОПАТКИ НА МІЦНІСТЬ. 35

ВИСНОВКИ.. 39

ПЕРЕЛІК ПОСИЛАНЬ. 40

ДОДАТОК А.. 41

ВСТУП

Безперечно авіаційні двигуни є важливою і невід'ємною частиною літака. Найголовнішою їх вимогою є надійність, адже від неї залежать не тільки витрачені великі кошти та ресурси, а й життя сотень (а то й тисяч) людей. Тому на перше місце в авіації стає створення якісної та надійної продукції.

У сучасній авіації серед повітряно-реактивних двигунів (ПРД) найбільш широке розповсюдження отримали газотурбінні двигуни (ГТД).

Під час проектування й розробки конструкцій двигунів використовуються досягнення в таких науках, як будівельна механіка машин, теорія та методи оцінювання міцності, теорія коливань та динамічної стійкості конструкцій, матеріалознавство, технологія виробництва та ін.

Ефективність творчої, винахідницької діяльності конструктора тим вище, чим більше він ерудований у суміжних областях знань, чим активніше приймає участь у загальному комплексі науково-технічних досліджень як у процесі безпосереднього проектування нового двигуна, так і у процесі його виготовлення, випробування, серійного виробництва та експлуатації. [9]

Варто зауважити, що відповідно до значного підвищення вимог до літальних апаратів та двигунів, складність їх проектування зростає. Тому на сьогодні використання систем САПР та інших сучасних автоматизованих систем проектування та розрахунків є не тільки доречним, а й цілком необхідним.

За рахунок потужної научно-технічної бази авіаційна промисловість, як показує практика, йде революційним шляхом свого розвитку, намагаючись при цьому знаходитись на передовому рівні в умовах жорсткої конкуренції. Кожен з етапів авіаційного виробництва з кожним новим виробом модернізується, вбирає в себе найкращі здобутки.

Впровадження нового не можливе без вивчення та аналізу більш старих виробів, бо теорія і практика нерозривно пов’язані між собою.

Одним з найважливіших етапів розробки двигуна є етап проектування, який включає в себе аналіз параметрів, які необхідно отримати, аналіз навантажень, які приблизно будуть діяти на двигун та аналіз експлуатаційних характеристик вже існуючих схожих за схемою та параметрами двигуні.

Звичайно проектування газоповітряного тракту двигуна (компресорів високого та низького тиску, камери згорання, турбін високого та низького тиску) є одним з найскладніших та трудомістких етапів на шляху виробництва авіаційних двигунів, так як необхідно мати на увазі величезну кількість впливаючих факторів, дотримуватись необхідних розмірів та зазорів, роблячи при цьому поправку на змінення геометричної складової двигуна під час роботи, розраховувати деталі на міцність та задавати потрібний матеріал, щоб певні вузли та деталі не розірвало від навантажень та не згоріло від високих температур.

На основі вищезгаданих вимог виконується курсова робота, в якій наведено усі необхідні розрахунки для оцінки конструкційних, технологічних, експлуатаційних та економічних показників.

ПРИЗНАЧЕННЯ І ТИП ДВИГУНА, ПРИНЦИПОВА СХЕМА

Рисунок 1.1 - Схема ТРД

Турбореактивні двигуни (ТРД) застосовуються для встановлення на літаки, що використовуються на до-, транс-, та надзвукових швидкостях до 3 Маха. Двигун складається з вхідного пристрою (1), компресора (2), камери згоряння (3), в яку вприскується паливо через форсунки (7) для утворення паливно-повітряної суміші (4). Потім ця суміш попадає до турбіни (5) і частково спрацьовується на ній, турбіна кінематично з’єднана з компресором і через коробку приводів з вузлами й агрегатами. І, врешті, відбувається розгін потоку, спад його тиску і температури в реактивному соплі (6).

Принцип роботи турбореактивного двигуна складається в наступному. Під час польоту повітряний потік, що набігає на двигун, проходить крізь вхідний пристрій до компресора. У вхідному пристрої відбувається попередній стиск повітря й часткове перетворення кінетичної енергії повітряного потоку, який рухається, у потенційну енергію тиску. Більш значному стиску повітря піддається у компресорі. В турбореактивних двигунах з осьовим компресором під час швидкого обертання ротора лопатки компресора, подібно до лопатей вентилятора, женуть повітря вбік камери згоряння. У встановлених за робочими колесами кожної ступені компресора спрямовуючих апаратах через диффузорну форму міжлопаткових каналів відбувається перетворення надбаної у колесі кінетичної енергії потоку у потенційну енергію тиску.

В двигунах з відцентровим компресором стиск повітря відбувається за рахунок впливу відцентрової сили. Повітря, поступаючи до компресора, підхоплюється лопатками крильчатки, яка швидко обертається, та під дією відцентрової сили відкидається від центру до окружності колеса компресора. Чим швидше обертається крильчатка, тим більший тиск створює компресор.

Завдяки компресору ТРД можуть створювати тягу, працюючи на місці.

Повітря, стиснене у вхідному пристрої та компресорі, далі поступає до камери згоряння, де ділиться на два потоки. Одна частина повітря (первинне повітря), яка складає приблизно 25-35% від загальної витрати повітря, прямує безпосередньо до жарової труби, де відбувається основний процес згоряння. Інша частина повітря (вторинне повітря) обтікає зовнішні порожнини камери згоряння, охолоджуючи останню, й на виході з камери змішується з продуктами згоряння, зменшуючи температуру газоповітряного потоку до значення, яке визначається жароміцністю лопаток турбіни. Незначна части вторинного повітря через бічні отвори жарової труби проникає до зони горіння.

Таким чином, в камері згоряння відбувається створення паливно-повітрянної суміші шляхом розпилу палива через форсунки й змішування його з первинним повітрям, горіння суміші та змішування продуктів згоряння зі вторинним повітрям. Під час запуску двигуна запалення суміші здійснюється спеціальним запальним пристроєм, а у подальшій роботі паливно-повітряна суміш підпалюється вже існуючим факелом полум’я.

Утворений у камері згоряння газовий потік, що має високу температуру та тиск, прямує до турбіни через сопловий апарат, який поступово звужується. У каналах соплового апарату швидкість газу різко зростає до приблизно 450-500 м/с й відбувається часткове перетворення теплової (потенційної) енергії у кінетичну. Гази з соплового апарату попадають на лопатки турбіни, де кінетична енергія газу перетворюється на механічну роботу обертання турбіни. Лопатки турбіни, обертаючись разом с дисками, обертають вал двигуна й тим самим забезпечується робота компресора.

У робочих лопатках турбіни може відбуватися або лише процес перетворення кінетичної енергії газу у механічну роботу обертання турбіни, або ще й подальше розширення газу зі зростанням його швидкості. У першому випадку газова турбіна називається активною, у другому – реактивною. У другому випадку лопатки турбіни, окрім активного впливу набігаючого газового струменя, зазнають також реактивного впливу за рахунок прискорення газового потоку.

Кінцеве розширення газу відбувається у вхідному пристрої двигуна (реактивному соплі). У ньому тиск газового потоку зменшується, а швидкість зростає до 660-650 м/с (у земних умовах).

Таким чином, потенційна енергія продуктів згоряння у двигуні перетворюється у кінетичну в процесі розширення (у турбіні та вихідному соплі). Частина кінетичної енергії при цьому йде на обертання турбіни, яка в свою чергу обертає компресор, інша частина – на прискорення газового потоку (на створення реактивної тяги).

Схема ТРД представлена на рисунку 1.1.

1.1 Коротка характеристика двигуна-прототипа для газодинамічного розрахунку вузла (ТВ3-117).

Авіаційний двигун ТВ3-117 (рисунок 1.2) відноситься до турбовальних газотурбінних двигунів з вільною турбіною. Він являє собою теплову машину, в якій відбувається перетворення енергії, що виділяється під час згоряння палива, у механічну роботу на вихідному валу вільної турбіни, кінематично не пов’язаної з турбіною компресора. Як основне джерело енергії, він служить для привода несучих (несучого та кермового) гвинтів і агрегатів різноманітних систем гвинтокрила. За своїми технічними даними й експлуатаційними якостями двигун відповідає сучасним вимогам, які ставляться до гвинтокрильних газотурбінних двигунів (ГТД) цього класу. Двигун має дванадцять модифікацій.

Для двигуна ТВ3-117 прийнята двовальна схема гвинтокрильного ГТД із вільною турбіною, в якого вхідний пристрій та редуктор відносяться до числа пристроїв планера й в конструктивну схему двигуна не входить.

Основними вузлами двигуна є: компресор – 1; камера згоряння – 2; газові турбіни – 3,4; вихідний пристрій – 5.

Компресор – осьовий, дванадцятиступінчатий, високонапірний, з поворотними лопатками вхідного напрямляючого апарту (ВНА) й напрямляючих апаратів (НА) перших чотирьох ступеней, з двома клапанами перепуску повітря через VII-му ступінь компресора.

Поворот лопаток здійснюється автоматично гідро механізмом паливного насоса-регулятора й нижнім гідро механізмом з кінцевим вимикачем, в залежності від зведеної частоти обертання ротора ТК. Поворот лопаток покращує запуск двигуна й забезпечує високий ККД й запас газодинамічної стійкості компресора у широкому діапазоні режимів роботи двигуна.

Стійкість роботи компресора в процесі запуску й роботи на занижених режимах забезпечується також клапанами перепуску повітря.

Деталі корпуса першої опори й лопатки ВНА при вмиканні протикригової системи обігріваються гарячим повітрям, яке відбирається з камери згоряння.

Ротор компресора – барабанно-дискового типу, двоопорний.

Робочі лопатки виготовляються з прутка титанового сплаву ВТ-8 шляхом прокатки пера лопатки з наступною механічною обробкою хвостовика. [10]

Рисунок 1.2 – Повздовжній розріз двигуна ТВ3-117

Дата добавления: 2015-07-15