Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя боевого самолета типа ТРДФ на базе АЛ-31

Турбореактивный двухконтурный двигатель форсажной камерой (ТРДДФ) с Рвзл = 128910 Н для боевого самолета.

Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0

Рекомендуемые параметры:

- m = 0.56 – степень двухконтурности;

- p*КI=23.0–степень повышения давления в компрессоре венутренного контура

Обратиться в Центр повышения квалификации bitrd.ru в Москве.

- p*КII=3,5 –степень повышения давления в вентиляторе наружного контура;

- TГ*=1650 К –температура газа перед турбиной (по заторможенным

параметрам).

- Т*ф=2000 К-температура газа на выходе из форсажной камеры сгорания;

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Ал-31Ф.

Параметры прототипа:

- Рmax = 128909 Н

- Суд = 0,0712 кг/Нч

- Gв = 112 кг/с

- p*КI=23.0

- p*КII=3,5

- Т*Г = 1650 К

- Т*ф=2000 К

- m = 0.56

двигатель боевой самолет газодинамический расчет

Проведен выбор основных параметров рабочего процесса ТРДДФ. В результате термогазодинамического расчета определены основные параметры двигателя.

Сформирован облик ТРДДФ, получен уровень загрузки турбин.

Произведены газодинамические расчеты узлов двигателя: вентилятора, компрессора высокого давления, турбины высокого давления, турбины вентилятора. В результате получены энергетические, кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.

Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора высокого давления.

Условные обозначения

– удельный расход топлива, ;

– удельная теплоемкость, ;

– массовый расход, ;

– площадь проходного сечения, ;

– высота полета, ;

– низшая теплотворная способность топлива, ;

– удельное теплосодержание, ;

– показатель изоэнтропы;

– удельная работа, ;

– количество воздуха в килограммах, теоретически необходимое для

сжигания топлива, ;

– число Маха;

– степень двухконтурности;

– тяга двигателя,;

– удельная тяга двигателя, ;

– давление,;

– газодинамическая функция давления;

– относительный расход топлива;

– газовая постоянная, ;

– температура,;

– газодинамическая функция температуры;

– коэффициент избытка воздуха;

– коэффициент полезного действия (КПД);

– коэффициент полноты сгорания в камере сгорания;

– механический КПД;

– степень подогрева газа в камере сгорания;

– приведенная скорость;

– степень повышения полного давления в компрессоре;

– коэффициент восстановления полного давления;

– коэффициент скорости реактивного сопла;

– критическая скорость, ;

– скорость движения воздуха или газа, ;

– окружная скорость, ;

– диаметр, ;

– относительный диаметр втулки;

– высота лопатки, ;

– константы в уравнении расхода;

– плотность воздуха, ;

– степень понижения полного давления в турбине;

– число ступеней компрессора или турбины;

– коэффициент нагрузки ступени турбины.

Сокращения

н– невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;

в– воздух; вентилятор и сечение перед ним;

ввд– сечение на входе в компрессор высокого давления;

вх– сечение на входе во входное устройство.

вых– значение параметра на выходе из канала;

квII– сечение за вентилятором в наружном контуре;

квI– сечение за вентилятором во внутреннем контуре;

к– компрессор и сечение за ним;

кс– камера сгорания;

г– газ и сечение за камерой сгорания;

т– топливо, турбина и сечение за турбиной вентилятора;

твд– турбина высокого давления и сечение за ней;

см– параметры потока после смешения и сечение за камерой смешения;

I– внутренний контур;

II– наружный контур;

кр– критические параметры;

с– сечение на срезе реактивного сопла;

– общее, суммарное значение параметра;

ГТД– газотурбинный двигатель;

ТРДДФ– турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой;

квд– компрессор высокого давления;

твд– турбина высокого давления;

тв– турбина вентилятора.

ТрЗС– трансзвуковая ступень;

СА– сопловой аппарат;

РК– рабочее колесо.

Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.

Совершенствование летательных аппаратов (ЛА) по пути увеличения скоростей и высот полёта, грузоподъёмности в значительной степени достигается за счёт увеличения основных показателей силовых установок, составной частью которых являются авиационное двигатели. К ним в первую очередь можно отнести мощность и тягу, обеспечиваемая одним или несколькими, совместно работающими двигателями, удельную массу, удельный расход топлива, габаритные размеры.

В зависимости от назначения ЛА и условий полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии: минимум удельного расхода топлива, затрат топлива на I т·км и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п.

Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета.

Проведение подобного анализа в достаточном объеме невозможно без широкого использования ЭВМ, без разработки математических моделей двигателей и их элементов, без перехода в дальнейшем к методам оптимального автоматизированного проектирования на всех этапах разработки и создания двигателей.

Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации.

• Выбор и обоснование параметров двигателя термогазодинамический расчет двигателя
• Согласование параметров компрессора и турбины
• Газодинамический расчёт многоступенчатого осевого компрессора
• Профилирование ступени компрессора
• Газодинамический расчет турбины