Расчет осевого усилия КНД и вентилятора…..…243 2 страница

Рис.10 Самолет Як-42

Як-42 - среднемагистральный трёхдвигательный пассажирский самолёт, разработанный в СССР в середине 1970-х для замены технически устаревшего Ту-134. Самолёт выпускался Смоленским авиационным заводом (1977—1981), а чуть позже, в 1978-м году, был налажен выпуск на Саратовском авиационном заводе. На февраль 2011 года в эксплуатации состоят 100 самолётов в 35 авиакомпаниях, [22].

Таблица 1.2

Лётно-технические характеристики Як-42

Характеристика	Параметр
Производился	1980—2010
Фирма-производитель	Яковлев
Тип	Среднемагистральный, узкофюзеляжный
Длина	36,38 м
Высота хвоста	9,83 м
Размах крыла	34,88 м
Площадь крыла	150 м²
Крейсерская скорость	0,75 M (810 км/ч)
Дальность полёта	2900 км
Высота полёта	9100 м
Потребная длина ВПП	1800 м
Длина пробега	1670 м
Вес пустого	33 500 кг
Взлётный вес	максимальный 57 500 кг
Экипаж	2 пилота и 1 инженер
Число пассажиров
Двигатели	3 Прогресс Д-36
Тяга двигателей	3×63,74 kН

Ан-74 – советский многоцелевой самолёт. Самолёт создавался для применения в условиях крайнего Севера, создан в Авиационном научно-техническом комплексе (АНТК) имени О. К. Антонова. Имеются модификации как гражданские, так и военные (патрульные и военно-транспортные).

Рис.11 Самолет Ан-74

Его можно эксплуатировать на оборудованных и необорудованных воздушных трассах в любое время года и суток с бетонных, галечных, ледовых и снежных аэродромов, на внутренних и международных линиях.

Самолёт Ан-74 позволяет перевозить груз до 7,5 тонн, в том числе до 10 пассажиров (до 52 в зависимости от модификации), на высоте до 10 100 метров с крейсерской скоростью 550—700 км/ч. Кроме того, он может выполнять следующие специализированные задачи:

- проводку судов;

- организацию и обслуживание дрейфующих станций;

- проведение научно-исследовательских работ в высоких широтах Арктического и Антарктического бассейнов;

- визуальную ледовую разведку;

- разведку рыбных косяков.

Таблица 1.3

Лётно-технические характеристики Ан-74

Характеристика	Параметр
Длина	28,07 м
Высота хвоста	8,65 м
Площадь крыла	98,62 м²
Крейсерская скорость	550-600 км/ч
Дальность полёта	2 700 км
Высота полёта	10 100 м
Потребная длина ВПП	1300 м
Длина пробега	700 м
Вес пустого	19 500 кг
Взлётный вес	32 000 кг
Экипаж	4-5 человека
Число пассажиров	10 чел. для Ан-74-200; 52 чел. для Ан-74ТК100
Двигатели	2 × ТРДД-36
Тяга двигателей	2 × 6500 кгс

Модификации двигателя Д-436:

Д-436-148 - двигатель для пассажирского самолёта Ан-148.

Д-436К

Д-436Т - двигатель для пассажирского самолёта Ту-334.

Д-436Т1 - двигатель для пассажирского самолёта Як-42М.

Д-436Т1-134 - двигатель для пассажирского самолёта Ту-134М.

Д-436Т2.

Д-436ТП - двигатель для амфибии Бе-200. Приспособлен для работы в атмосфере, насыщенной парами солей.

Рис.12 Пассажирский самолёт Ан-148

Ан-148 - ближнемагистральный пассажирский самолёт, рассчитанный на перевозку от 68 до 85 пассажиров. Разработан в ОКБ им. О.К. Антонова. Производится на Воронежском акционерном самолётостроительном заводе и Киевском заводе Авиант. Эксплуатация самолета на воздушных линиях началась в июне 2009 г.

Самолет ТУ-334 – российский ближнемагистральный турбореактивный самолет на 102 пассажира и дальностью полета 3150 км с расчетной коммерческой нагрузкой. Первый полет самолета ТУ-334-100 состоялся 8 февраля 1999 года.

ТУ-334 создан на базе перспективных разработок в области аэродинамики, конструкции, материаловедения, бортового оборудования и оснащен высокоэкономичными двигателями.

Рис.13 Пассажирский самолёт Ту-334

Бе-200 - российский самолёт-амфибия, разработанный и производимый ТАНТК имени Г. М. Бериева. Основными сферами применения являются охрана водных поверхностей, экологические миссии, тушение пожаров, перевозки пассажиров и грузов.

Рис.14 Самолёт-амфибия Бе-200

Таблица 1.4

Лётно-технические характеристики Бе-200

Характеристика	Параметр
Длина	32,05 м
Высота хвоста	8,90 м
Размах крыла	32,78 м
Площадь крыла	117,44 м²
Крейсерская скорость	550—610 км/ч
Дальность полёта	3100 км
Высота полёта	8000 м
Вес пустого	28000 кг
Взлётный вес	С воды: 40000 кг С суши: 42000 кг
Экипаж	2 человека
Число пассажиров	до 64 пассажиров
Двигатели	2 × ТРДД Д-436
Тяга двигателей	2 × 7500 кгс

Несмотря на то, что осевые компрессоры используются в авиации уже достаточно давно, вопросы разработки эффективных методов их расчета и проектирования с целью создания экономичных и высоконапорных компрессоров остаются актуальными и в настоящее время.

Для современных конструкций авиационных двигателей и камер сгорания целесообразно увеличивать в пределах от 20 и выше (до 28 и выше, в зависимости от типа двигателя) для увеличения КПД двигателя.

1. Расчет вентилятора

1.1. Определение массового расхода вентилятора

Согласно техническому заданию:

- степень двухконтурности двигателя

- массовый расход компрессора

Степень двухконтурности – параметр двигателя, показывающий отношение расхода воздуха через внешний контур двигателя к расходу воздуха через внутренний контур (компрессор).

, (1.1)

где - массовый расход воздуха через внешний контур двигателя.

Массовый расход вентилятора

(1.2)

Из формулы (1.1)

Тогда массовый расход вентилятора находим по формуле (1.2)

1.2. Вариантный расчет вентилятора

Расчет производится с целью определения основных геометрических параметров вентилятора, а также параметров сжимаемого газа в контрольных сечениях ПЧ вентилятора.

Тип проектируемого вентилятора сверхзвуковой. Расчет производится в соответствии с методикой, предложенной в [1, с.77].

Согласно [1, с.77], для осуществления расчета необходимо задаться тремя основными проектными параметрами:

1) коэффициентом осевой скорости на входе в вентилятор ;

2) втулочным отношением первой ступени: ;

3) коэффициентом окружной скорости на наружном радиусе .

Было рассмотрено много вариантов с различными значениями проектных параметров . Ниже в таблицу №1 сведены четыре варианта расчета вентилятора.

Таблица 1.1

Варианты расчета вентилятора

Величины	Единицы измерения	Варианты
	-	0,650	0,650	0,650	0,800
	-	1,4	1,5	1,5	1,5
	-	0,300	0,300	0,600	0,300
	-	1,000	1,000	1,000	1,000
	Па
	Па
	Па
	-	1,404	1,404	1,404	1,404
	Дж/кг
	-	0,843	0,843	0,843	0,843
	Дж/кг
	м/с	201,918	201,918	201,918	248,515
	-	0,854	0,854	0,854	0,952
		1,262	1,262	1,262	1,132
	м	1,329	1,329	1,585	1,259
	м	0,399	0,399	0,951	0,378
	м	0,864	0,864	1,268	0,818
	м/с
	об/мин
	-	0,65	0,65	0,8	0,65
	м/с
	-	0,714	0,667	0,542	0,821
	-	0,438	0,381	0,252	0,381
	-
	Дж/кг
	-	1,367	1,394	1,385	1,391
	м/с
	м	1,289	1,289	1,537	1,221
		1,073	1,073	1,073	0,963
	м	0,544	0,544	0,998	0,515
	м	0,916	0,916	1,268	0,868
	м/с
	м/с
	Дж/кг
	-	1,381	1,381	1,381	1,381
	Па
	К
	-	0,887	0,879	0,934	0,902
	-	0,700	0,670	0,767	0,790
	м/с
	м/с
	-	0,862	0,869	0,928	0,908
	градусы
	градусы
	градусы
	м/с
	-	0,422	0,422	0,649	0,422
	-	0,711	0,711	0,825	0,711
	м/с
	-	0,850	0,807	0,799	0,909
	К
	-	0,603	0,582	0,712	0,717
	-	0,814	0,794	0,901	0,904
		0,997	1,022	0,901	0,898
	м	0,704	0,682	1,168	0,665
	-	0,765	0,756	0,868	0,764
	м/с
	-	0,596	0,543	0,578	0,662
	-	0,316	0,282	0,214	0,276
		0,7	0,7	0,7	0,7
	м	0,465	0,465	0,317	0,441
	м	0,373	0,373	0,269	0,353
	м	0,312	0,324	0,209	0,297
	-
	-	1,65	1,65	1,65	1,65
	м	0,155	0,155	0,106	0,147
	м	0,094	0,094	0,064	0,089
	-

По результатам вариантного расчета вентилятора для дальнейшего рассмотрения выбирается вариант № 2 как оптимальный с точки зрения обеспечения умеренного коэффициента расхода , который лежит в пределах , [1, с.12]; нормального угла поворота потока в РК первой ступени вентилятора ; оптимальных габаритов вентилятора и нормальных длин лопаток ; умеренного числа лопаток РК вентилятора .

Рассмотрим подробный расчет выбранного варианта.

Рис.1.1. Эскиз проточной части

Давление торможения на входе в вентилятор определим по формуле

, (1.3)

где - относительные потери на входе в вентилятор.

Для двигателей, предназначенных для дозвуковых скоростей полета, термогазодинамический расчет выполняется при стандартных земных условиях (стендовых). В этом случае можно принимать .

Подставляя численные значения в (1.1), получаем величину давления торможения на входе в вентилятор

Давление торможения на выходе из вентилятора , определим по формуле

(1.4)

Давление торможения в сечении 4 , определим по формуле

, (1.5)

где - коэффициент потерь полного давления.

Подставляя численные значения в (1.3), получаем величину давления торможения в сечении 4, рис.1

Отношение давлений проточной части вентилятора определим по формуле

(1.6)

Адиабатный напор проточной части вентилятора по полным параметрам определим по формуле

, (1.7)

где - показатель адиабаты воздуха; - газовая постоянная воздуха; - температура торможения на входе в вентилятор.

Подставляя численные значения в (1.5), получаем величину адиабатного напора проточной части вентилятора по полным параметрам

Адиабатный КПД вентилятора по полным параметрам определим по формуле

, (1.8)

где - КПД ступени. В соответствии с [1,c.77], для сверхзвукового вентилятора принимаем .

Подставляя численные значения в (1.6), получаем величину адиабатного КПД вентилятора по полным параметрам

Внутренний напор вентилятора определим по формуле

(1.9)

Осевую составляющую скорости найдем по формуле

(1.10)

Значение функции тока для параметра определим по формуле

(1.11)

Площадь проходного сечения ПЧ в сечении 1, рис.1, определим по формуле

(1.12)

Наружный диаметр ПЧ в сечении 1 определим по формуле

(1.13)

Диаметр втулки ПЧ в сечении 1 определим по формуле

(1.14)

Средний диаметр ПЧ в сечении1 определим по формуле

(1.15)

Окружную скорость по наружному диаметру ПЧ в сечении 1 определим по формуле

(1.16)

Частоту вращения ротора вентилятора n определим по формуле

(1.17)

Относительный средний радиус ПЧ в сечении 1 определим по формуле

(1.18)

Окружную скорость на среднем диаметре ПЧ в сечении 1 определим по формуле

(1.19)

Коэффициент расхода определяется по формуле

(1.20)

Коэффициент теоретического напора ступени находим по формуле

(1.21)

Дата добавления: 2015-10-24