Турбовинтовой двигатель ТВЗ-117ВМА-СБМ1

Введение

Тип двигателя, который применяется на летательном аппарате, избирается из условия обеспечения основных требований к ЛА.

В силовых установках современных летательных аппаратов применяются следующие типы газотурбинных двигателей: турбореактивные (ТРД), турбовальные (ТВД), турбовинтовые (ТВД).

В процессе создания авиационного двигателя пытаются удовлетворить технические требования, которые являются общими для двигателей различных типов. Их производят на основе анализа назначения, условий эксплуатации и применения летательного аппарата, и учета технических возможностей реализации предъявляемых требований на современном этапе развития авиации. К числу важнейших относятся требования, предъявляемые к тактико-технических характеристик двигателя, его производственной и эксплуатационной технологичности, боевой готовности, живучести и безопасности полетов, экологичности.

Процесс создания АД включает два этапа:

1) проектирование двигателя;

2) его изготовление и внедрение в серийное производство.

Проектирование двигателя имеет целью разработку проектной, конструкторской и другой технической документации, предназначенной для осуществления построения и эксплуатации двигателя. Внедрению двигателя в серийное производство, предшествует проведение ряда испытаний.

Газотурбинные двигатели нашли широкое применение в качестве вспомогательных наземных и бортовых силовых установок для системы запуска двигателей, против обледенильних систем, систем кондиционирования воздуха и наддува герметичных кабин. Они обеспечивают привод электрогенераторов, компрессоров, гидронасосов и других агрегатов.

Для сверхзвуковых самолетов создаются ТРДФ и ТРДДФ.

В процессе развития ГТД происходит непрерывное улучшение всех систем и основных узлов двигателя, особенно входных и выходных устройств.

1. Основные сведения о двигателе

Турбовинтовой двигатель ТВЗ-117ВМА-СБМ1 предназначен для использования в маршевой установке пассажирского самолета местных воздушных линий Ан-140 и его модификаций.

Двигатель может быть использован в качестве силовых установок и на других пассажирских и транспортных летательных аппаратах.

Принцип работы двигателя следующий: воздух, поступающий на вход двигателя через входное устройство, проходит через компрессор, сжимается и попадает в камеру сгорания, где перемешиваясь с тонкораспыленным топливом, создает топливовоздушную смесь. В результате сгорания этой смеси образуется поток горячего газа. В турбине энергия этого потока преобразуется в крутящий момент, который через трансмиссию передается на воздушный винт. Поток воздуха, отбрасываемый воздушным винтом, создает тягу двигателя.

Рисунок 1.1 — Двигатель АИ-20

Двигатель выполнен по двухвальной схеме с вынесенной трансмиссией привода воздушного винта.

Особенность двухвальной схемы состоит в разделении ротора двигателя на ротор турбокомпрессора, установленный на трех подшипниках, и ротор свободной турбины, установленный на двух подшипниках. Ротор турбокомпрессора и свободной турбины связаны между собой только газодинамической связью, это позволяет использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запуске стартер раскручивает только ротор турбокомпрессора.

Двигатель состоит: двенадцати ступенчатого осевого компрессора, кольцевой прямоточной камеры сгорания, двухступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой свободной турбины, заднего редуктора, валопровода, переднего редуктора, коробки приводов агрегатов, систем электро-, топливои маслопитания, выхлопного устройства.

Для удобства сборки и ремонта конструкция двигателя выполнена модульной.

Двигатель включает два крупных модуля: газотурбинный привод и редукторная трансмиссия. В свою очередь, эти модули делятся на более мелкие.

2. Описание конструкции узла Компрессор двигателя — осевой, дозвуковой, однокаскадный, двенадцати ступенчатый, имеет два клапана перепуска воздуха и поворотные лопатки входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов 1…4 ступеней. Отбор воздуха для перепуска производится за 7-й ступенью.

Компрессор двигателя состоит из следующих частей:

— передней опоры компрессора с регулируемым входным направляющим аппаратом (РВНА),

— статора с механизмом управления РВНА и регулируемых направляющих аппаратов (РНА) 1…4-ой ступеней,

— ротора и задней опоры компрессора.

Первая опора двигателя является передней опорой ротора компрессора и состоит из корпуса, кока, конуса, передней и задней крышки, корпуса подшипника с графитовым уплотнением и демпфера.

Корпус передней опоры компрессора является одним из силовых узлов двигателя, расположен между входным устройством и компрессором.

На наружном переднем фланце корпуса опоры крепится входное устройство и фланец подвески с четырьмя шарнирными подшипниками, посредством которых через тяги осуществляется крепление газотурбинного привода к трансмиссии.

Во внутренней полости корпуса размещается центральный привод, посредством которого производится отбор мощности от вала компрессора для привода агрегатов, устанавливаемых на коробке приводов.

На вертикальной стойке имеется отверстие подвода воздуха к датчику давления воздуха на входе в двигатель.

Вторая опора имеет шариковый подшипник, крепится к спрямляющему аппарату компрессора и состоит из корпуса опоры, гнезда подшипника, корпусов с графитовыми уплотнениями, крышки лабиринта, узлов графитовых уплотнений и шарикоподшипника. Корпус второй опоры — сварной, изготовлен из титановых листов. К корпусу второй опоры крепится винтами стальное гнездо подшипника, в которое монтируется наружное кольцо шарикоподшипника. Внутреннее кольцо шарикоподшипника разъемное, монтируется на заднюю шейку ротора компрессора с натягом и поджимается через втулки уплотнения и регулировочное кольцо к упорному бурту задней шейки ротора компрессора.

Статор компрессора состоит из корпуса, лопаток поворотных направляющих аппаратов 1…4 ступеней, внутренних колец направляющих аппаратов 1 и 2 ст., консольных паяных направляющих аппаратов, рабочих колец 5… 12 ступеней, спрямляющего аппарата с лопатками НА 12 ст. и лопатками СА.

Корпус составлен из пяти кольцевых проточных проставок, соединяющихся между собой болтами и самоконтрящимися гайками. Центрирование проставок между собой осуществляется призонными болтами. На наружной поверхности 5-ой проставки приварен кольцевой ресивер, который через отверстия в обойме НА 7 ст. соединяется с проточной частью компрессора. На ресивере имеются фланцы для установки клапанов перепуска воздуха. На проставке имеются штуцера, обеспечивающие отбор воздуха для наддува уплотнений первой и охлаждения четвертойпятой опор двигателя. Отбор воздуха для нужд самолета осуществляется также из-за 9 и 12 ступеней компрессора.

Спрямляющий аппарат задним фланцем крепится болтами к переднему фланцу корпуса камеры сгорания.

Для обеспечения устойчивой работы компрессор имеет регулируемые ВНА и РНА 1…4 ступеней.

Ротор компрессора барабанного типа, изготовлен из двенадцати дисков, соединенных между собой электроннолучевой сваркой, кроме диска первой ступени, который крепится болтами к проставке, приваренной к диску второй ступени. С передней и задней стороны ротора имеются лабиринтные уплотнения. Лабиринт переднего уплотнения выполнен как одно целое с диском первой ступени. Лабиринт задний крепится к диску двенадцатой ступени винтами.

Вал передний крепится к фанцам диска первой ступени.

Рабочие лопатки 1…3 ступеней компрессора крепятся в продольных пазах типа «ласточкин хвост», а лопатки 4… 12 ступеней — в кольцевые пазы типа «ласточкин хвост», в которые лопатки заводятся через специальные окна.

Крутящий момент от вала турбины передается к ротору компрессора через эвольвентные шлицы, выполненные внутри задней цапфы.

Передняя опора ротора компрессора упругая, выполнена с роликоподшипником и имеет узел графитового уплотнения, отделяющий масляную полость роликоподшипника от воздушных полостей. Задняя опора компрессора жесткая, выполнена с шарикоподшипником.

Рис. 2.1 — Компрессор

3. Оптимизация Оптимизация выполнена с помощью программы Mathcad:

Исходные данные

кВт К

— показатель адиабаты воздуха

— газовая постоянная для воздуха

— удельная теплоемкость воздуха Вход в двигатель

К К

Па Па Вход в компрессор

?_вх=0,97…1,0-коэффициентвосстановленияполногодавления Са=140−180м/с — скорость на входе в компрессор

м/с Статические и полные параметры на входе в компрессор:

К

Па К

Па Выход из компрессора

?ст=0,88…0,9 — среднее значение КПД ступени компрессора

?м=0,985…0,995-КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах Са2=120…140м/с-скорость на выходе из компрессора м/с КПД компрессора по параметрам заторможенного потока:

Статические и полные параметры на выходе из компрессора:

К Па К

Па

Работа компрессора:

Выход из камеры сгорания

?гидр=0,93…0,97 — коэффициент гидравлического сопротивления

?тепл=0,97…0,98 — коэффициент теплового сопротивления Полное давление на выходе из камеры сгорания:

— теплотворная способность топлива

— количество воздуха теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива Средние удельные теплоемкости продуктов сгорания и воздуха для температурного интервала от Т_о до Т₃:

Средняя удельная теплоемкость продуктов сгорания и воздуха для температурного интервала от Т₂ доТ₃:

Необходимый коэффициент избытка воздуха:

Относительный расход топлива:

Газовая постоянная продуктов сгорания:

Ориентировочное значение показателя адиабаты для продуктов сгорания:

Ориентировочное значение температуры конца расширения в двигателе:

К Средние удельные теплоемкости продуктов сгорания и воздуха в интервале от Т₃ до Т_в:

Средняя удельная теплоемкость действительных продуктов сгорания:

Действительное значение показателя адиабаты продуктов сгорания:

Выход из турбины компрессора

— количество воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов двигателя и на нужды летательного аппарата

?ткн.охл_=0,9…0,92-КПД неохлаждаемой турбины по параметрам заторможенного потока Работа турбины компрессора:

— КПД турбины 0компрессора

— степень понижения давления в турбине компрессора Полные параметры на выходе из турбины компрессора:

К Па Выход из свободной турбины

?р=0,9…0.92- КПД процесса расширения в свободной турбине

Cc=80…120м/сскорость истечения газа из двигателя м/с Свободная работа цикла:

Приближенное значение работы турбины винта:

Приближенное значение полной температуры на выходе из свободной турбины:

К Параметры на выходе из сопла:

К Па

?рн=0,97…0,99 — коэффициент восстановления полного давления выходного устройства

Полное давление на выходе из сводной турбины:

Па Степень понижения давления свободной турбины:

— КПД свободной турбины по параметрам заторможенного потока Уточненные значения работы свободной турбины и полной температуры на выходе из свободной турбины:

Если?Lпревышает0,5…1%, принимаемLтв=Lтвпиповторяемрасчет Окончательное значение параметров:

К Параметры на выходе из сопла:

К Па

?рн=0,97…0,99- коэффициент восстановления полного давления выходного устройства Полное давление на выходе из сводной турбины:

Па

Степень понижения давления свободной турбины:

— КПД свободной турбины по параметрам заторможенного потока Полная температура на выходе из сопла и суммарная степень снижения давления:

Уточненные значения работы свободной турбины и полной температуры на выходе из свободной турбины:

Удельные параметры двигателя

?ред=0,98…0,985-КПД редуктора Удельная эквивалентная мощность:

Удельный расход топлива:

Секундный расход воздуха:

Часовой расход топлива:

Рисунок 1.1 — Зависимость удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса Рисунок 1.2-зависимость удельной мощности от параметров рабочего процесса компрессор двигатель газодинамический тепловоемкость

4. Тепловой расчет двигателя

4.1 Исходные данные

Nэ=1984,5 кВт П_к^*=9,8 Т₃^*=1300 К к= 1,4 — коэффициент адиабаты для воздуха

R= 287 Дж/кг*к — газовая постоянная для воздуха С_р= 1005 Дж/кг*к — удельная теплоемкость воздуха

4.2 Вход в двигатель Т₀= 288 К Р₀= 101 325 Па Т₀^*= Т₀= 288 К Р₀ ^*= Р₀= 1,1 325*10⁵ Па

4.3 Вход в компрессор

?вх = 0,98 — коэффициент восстановления полного давления Са₁=160 м/с-скорость на входе в компрессор Статические и полные параметры на входе в компрессор:

Т₁^*= Т₀= 288 К Р₁^*= Р₀* ?вх=101 325*0.98= 99 298,5 Па Т₁= Т₁^* — Са²/2010=288−160²/2010 = 275,264 К Р₁= Р₁^**(Т₁/ Т₁^*)^к/(к-1) =99 298,5*(275,264/288)^{1,4/(1,4−1)}= 84 760,1934 Па

4.4 Выход из компрессора

?ст=0,885 — среднее значение КПД ступени компрессора

?м=0,989- КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах Са₂=130 м/с — скорость на выходе из компрессора КПД компрессора по параметрам заторможенного потока:

?_к^*=((П_к^*)^(к-1)/к-1)/((П_к^*)^{(к-1)/(к*?ст)}-1)=(9,8^{(1,4−1)/1,4}-1)/(9,8^{(1,4−1)/(1,4*0,885)}-1)=0,85

Статические и полные параметры на выходе из компрессора:

Т₂^*=Т₁^** [ 1+^*((П_к^*)^(к-1)/к — 1)/ ?_к^*] = 288* [1+(9,8^{(1,4−1)/1,4}-1)/ 0,85] = 599,5К Р₂^*= Р₁^** П_к^* = 84 760,1934 * 9,8 = 973 125,3 Па Т₂= Т₂^* — Са²/2010 = 599,5 — 160²/2010= 591 К Р₂= Р₂^** (Т₂/ Т₂^*)^к/(к-1) = 973 125,3* (591/599,5)^{1,4/(1.4−1)} = 925 684,07 Па Работа компрессора:

L_к= С_р * ((Т₂^* — Т₁^*)/ ?м) = 1005* ((599,5 — 288)/0,85)= 316 219,7 Дж/кг

4.5 Выход из камеры сгорания

?гидр=0,95 — коэффициент гидравлического сопротивления

?тепл=0,98- коэффициент теплового сопротивления

?кс= ?гидр* ?тепл= 0,95*098= 0,931

Полное давление на выходе из камеры сгорания:

Р₃^*= ?кс * Р₂^*=0,93я*973 125,3= 905 979,6 Па Нu= 43 000 000 Дж/кг — теплотворная способность топлива

L0= 14.8 — количество воздуха теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива ?= 0,98

Средние удельные теплоемкости продуктов сгорания и воздуха для температурного интервала от Т_о до Т₃^*:

Ср1= 9,81* 427* (0,234+ 0.676* ((Т₃^*+ Т_о)/2))= 9,81* 427* (0,234+ 0.676* ((1300+288)/2))= 1205 Дж/кг*К Ср2= 9,81* 427* (0,224+ 0.472* ((Т₃^*+ Т_о)/2))= 9,81* 427* (0,224+ 0.472* ((1300+288)/2))=1095,3 Дж/кг*К Средняя удельная теплоемкость продуктов сгорания и воздуха для температурного интервала от Т₂^* до Т₃^*:

Срр= 9,81* 427* (0,224+ 0.472* ((Т₃^*+ Т₂^*)/2))= 9,81* 427* (0,224+ 0.472* ((1300+599,5)/2))=1126 Дж/кг*К Необходимый коэффициент избытка воздуха:

?= (?* Нu-[(1+ L0)* Ср1- Ср2* L0]*(Т₃^*— Т_о))/(Срр* L0*(Т₃^*— Т₂^*)= (0,98*43 000 000-[(1+14,8)* 1205−1095,3*14,8]*(1300−288))/(1126*14,8*(1300−599,5))=3,36

Относительный расход топлива:

qT= 1/(?* L0)= 1/(3,36* 14,8)=0,02

Газовая постоянная продуктов сгорания:

Rг= (288*(1+ L0)+287* (?-1)* L0)/(1+ ?* L0)= (288*(1+14,8)+287*(3,36

— 1)*14,8)/(1+3,36*14,8)= 287,3 Дж/кг*К Ориентировочное значение показателя адиабаты для продуктов сгорания: к=1,33

Ориентировочное значение температуры конца расширения в двигателе:

Твых= Т₃^**[(Р₀/ Р₃^*)^(к-1)/к]=1300*[(101 325/905979,6)^{(1,33−1)/1,33}]=754,9 К

Средние удельные теплоемкости продуктов сгорания и воздуха в интервале от Т₃^* до Твых:

Ср11= 9,81* 427* (0,234+ 0.676* ((Т₃^*+ Твых)/2))= 9,81* 427* (0,234+ 0.676* ((1300+754,9)/2))=1271,14 Дж/кг*К Ср21= 9,81* 427* (0,224+ 0.472* ((Т₃^*+ Твых)/2))= 9,81* 427* (0,224+ 0.472* ((1300+754,9)/2))= 1141,45 Дж/кг*К Средняя удельная теплоемкость действительных продуктов сгорания:

Срг= ((1+ L0)* Ср11+(?-1)* Ср21* L0)/(1+ ?* L0)=((1+14,8)* 1271,14+(3,36−1)* 1141,45 *14,8)/(1+3,36*14,8)= 1182 Дж/кг*К Действительное значение показателя адиабаты продуктов сгорания:

кг= Срг/(СргRг)= 1182 /(1182 -287,3)= 1,321

4.6 Выход из турбины компрессора

?Goтб=0,1 — количество воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов двигателя и на нужды летательного аппарата

?тк н. охл^*=0,91 — КПД неохлаждаемой турбины по параметрам заторможенного потока Работа турбины компрессора:

Lтк=L_к/(?м*(1+qT-?Goтб))=316 219,7/(0,99*(1+0,002−0,1))=347 188,9Дж/кг

?тк = ?тк н. охл^*=0,904 так как Т₃^*?1250

Птк^*= 1/(1- Lтк/ Срг* Т₃^** ?тк)^{кг/(кг-1)}

Птк^*= 1/(1−347 188,9 /(1182 *1300*0,91))^{1,321/(1,321−1)}=3,27

— степень понижения давления в турбине компрессора Полные параметры на выходе из турбины компрессора:

Т4^*= Т₃^*— Lтк/ Срг = 1300 — 347 188,9 /1182 = 1006 К Р4^*= Р₃^*/ Птк^*=905 979,6/3,27 = 277 057,9 Па

4.7 Выход из свободной турбины

?р=0,91 — КПД процесса расширения в свободной турбине

Cc=100 м/с — скорость истечения газа из двигателя

Свободная работа цикла:

Lсв= Срг * Т4^**[1- 1/(Р4^*/ Р₀)^{(кг-1)/кг}]= 1182 *1006 *[1−1/(277 057,9/101 325)^{(1,321−1)/ 1,321}]= 230 505,1 Дж/кг Приближенное значение работы турбины винта:

Lтвп= Lсв* ?рCc²/2= 230 505,1 *0,91 — 100²/2= 230 505,1Дж/кг Приближенное значение полной температуры на выходе из свободной турбины:

Т41п^*= Т4^*— =1006 — 230 505,1 /1182 = 811 К Параметры на выходе из сопла:

Т5= Т41п^*— Cc²/(2* Срг)= 811 — 100²/(2*230 505,1)= 807 К Р5^*= Р₀*(Т41п^*/ Т5)^{кг/(кг-1)}= 101 325*(811 /807) ^{1,321/(1,321−1)}=103 517,4 Па

?рн=0,98- коэффициент восстановления полного давления выходного устройства.

Полное давление на выходе из турбины винта:

Р41^*= Р5^*/ ?рн= 103 517,4/0,98= 105 630 Па Степень понижения давления турбины винта:

Птв^*= Р4^*/ Р41^*= 277 057,9 /105 630 = 2,63

?тв^*= ?р=0,91 — КПД свободной турбины по параметрам заторможенного потока Уточненные значения работы свободной турбины и полной температуры на выходе из свободной турбины:

Lтв= Срг * Т4^**[1 -1/ (Птв^*)^{(1,321−1)/1,321)}] *?тв^*=

= 1182*1006*[1 -1 /2,63^{(1,321−1)/1,321}]*0,91= 226 596 Дж/кг

? Lтв=((Lтвп — Lтв)/ Lтв)*100= ((230 505,1 — 226 596)/226 596)*100=1,7%

? Lтв превышает 0,5%, тогда принимаем Lтвп= Lтв и повторяем расчёт Lтвп= Lтв = 226 596 Дж/кг Приближенное значение полной температуры на выходе из свободной турбины:

Т41п^*= Т4^*— Lтвп/ Срг =1006- 226 596/1182=814,3 К Параметры на выходе из сопла:

Т5= Т41п^*— Cc²/(2* Срг)= 814,3 — 100²/(2*1182)=810 К Р5^*= Р₀*(Т41п^*/ Т5)^{кг/(кг-1)}= 101 325*(814,3/810) ^{1,321/(1,321−1)}=103 556,9 Па

?рн=0,98- коэффициент восстановления полного давления выходного устройства Полное давление на выходе из свободной турбины:

Р41^*= Р5^*/ ?рн= 103 556,9/0,98= 105 670,4 Па Степень понижения давления свободной турбины:

Птв^*= Р4^*/ Р41^*= 277 057,9 /105 670,4 = 2,62

?тв^*= ?р=0,91 — КПД турбины винта по параметрам заторможенного потока.

Уточненные значения работы свободной турбины и полной температуры на выходе из свободной турбины:

Lтв= Срг * Т4^**[1 -1/ (Птв^*)^{(1,321−1)/1,321)}] *?тв^*= 1182*1006*[1 -1 /2,62^{(1,321−1)/1,321}]*0,91= 301 699 Дж/кг

? Lтв=((Lтвп — Lтв)/ Lтв)*100= ((226 596−301 699)/ 301 699)*100= 0,002%

Т41^*= Т4^* — Lтв/ Срг = 1006- 331 226,4/1182= 725,7 К Полная температура на выходе из сопла и суммарная степень снижения давления:

Т5^*= Т41^*=814,3 К Пт?^*= Р₃^*/ Р41^*=905 979,6/106 357,6 = 8,58

4.8 Удельные параметры двигателя

?ред=0,98 — КПД редуктора Удельная эквивалентная мощность:

Nеуд= = = 302 кВт*с/кг Удельный расход топлива:

Се= (3600* qT)/ Nеуд=(3600*0,02)/ 302 = 0,217 кг/кВт*ч Секундный расход воздуха:

Gв= Nе/ Nеуд=1984,5/302 = 5,99 кг/с Часовой расход топлива:

Gт= Се* Nе=0,217 *1984,5= 430,6 кг/ч

5. Газодинамический раcчет

5.1 Исходные данные

Gв=5.99 кг/с ;

Са₁=160 м/с; Са₂=130 м/с;

Параметры на входе и выходе из КВД:

Р₁= 84 760 Па; Р₁^*= 99 298,5 Па;

Р₂=925 684,07 Па; Р₂^*= 973 125,3 Па;

Т₁= 275,264 К; Т₁^*= 288 К;

Т₂= 591 К; Т₂^*= 599,5 К.

Площадь кольцевого сечения на входе и выходе из компрессора:

Исходя из прототипа, задаемся значением относительного диаметра втулки на входе в компрессор:

Uк= 300 м/с — окружная скорость на наружном диаметре колеса Внешний диаметр колеса втулки на входе в компрессор:

D_K1= =

= = 0,245 м Внутренний диаметр втулки на входе в компрессор:

D_вт.1= d₁* D_K1=0,5*0,245 =0,1225 м Средний диаметр на входе в компрессор:

D_ср.1= D_K1* = 0,245 * = 0,19 м

h1 = = 0,06 м Проточная часть D_ср=const сочетает преимущество двух остальных форм проточной части компрессора, такие как: низкие углы закрутки потока воздуха, лопатки менее закручены и более технологичны, более высоки КПД компрессора.

Выбираем форму проточной части компрессора D_ср=const и рассчитываем диаметры на выходе из компрессора:

D_ср.1= D_ср2=0,23 м

D_K2= = = 0,24 м

D_вт.2= = = 0,22 м

d₂= D_вт.2/ D_K2=0,22/0,24 = 0,91 м

Высота лопатки на выходе из КВД:

h_к= (D_K2— D_вт.2)/2=(0,24 -0,22)/2= 0,011 м Число оборотов вала КВД:

n= (60* Uк)/(?* D_K1)= (60* 300)/(3,14* 0,245)=23 397,9 об/мин Рисунок 5.1 — Схема тракта компрессора

5.2 Расчёт первой ступени КВД по D_ср

? _ст^*= (1+(Н_z* ?ст)/(Ср*Т₁^*))^к/(к-1)=(1+(26 351*0,89)/(1005*288))^{1,4/(1,4−1)}=1,3

L_к=? Н_z

Н_z? L_к/z_ст?316 219,7/12? 26 351,6 Дж/кг

z_ст = 12 — количество ступеней компрессора Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:

Т_1рк^*= Т₁^*=288 К Р_1рк^*= Р₁^** ?вна =99 298,5*0,99=99 298,5 Па

?_вна = 0,99 — коэффициент восстановления полного давления во ВНА ступени Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:

Т^*_вых.ст= Т_1рк^*+ Н_z/ Ср=288+26 351,6/1005=314,2 К Р^*_вых.ст= Р_1рк^**? _ст^*= 99 298,5*1,3= 129 088 Па Окружная скорость на среднем диаметре и коэффициент теоретического напора:

U_ср=U_к*= 330*) = 237.2 м/с Н_ТСР= Н_z/(к_Н* U_ср²)= 26 351,6 /(0,99 * 237,2²) = 0,47

к_Н = 0,99 — коэффициент уменьшения теоретического напора

5.3 Кинематика потока на входе в РК

?= 0,5 — степень реактивности Окружная составляющая абсолютно скорости потока на входе в РК:

С_u1= U_ср*(1- ?-½ Н_ТСР)= 237,2 *(1- 0,5−½*0,47)=62,9 м/с Абсолютная скорость на входе в РК:

С₁= v (Са₁²+ С_u1²)= v (160²+ 65,9²)=171,9 м/с

?₁= С₁/v (((2*к)/(к+1))*R* Т₁^*)= 171,9 /v (((2*1,4)/(1,4+1))*287* 288)=0,55

Находим газодинамические функции по формулам (для воздуха):

Т (?₁)=1−0,1667* ?₁²=1−0,1667* 0,55²=0,949

Р (?₁)=[ Т (?₁)]^3,5= [0,949]^3,5=0,83

q (?₁)= ?₁[1,2* Т (?₁)]^2,5= 0,55 [1,2* 0,949]^2,5= 0,76

Окружная составляющая относительной скорости потока на входе в РК:

W_u1= U_ср— С_u1=237,2 — 62,9 =174,3 м/с Относительная скорость:

W₁= v (W_u1²+ Са₁²)= v (174,3²+ 160²) = 236,6 м/с Направление потока на входе в РК:

?₁=arcsin (Са₁/ С₁)= arcsin (160/ 171,9)=68,56°

?₁=arcsin (Са₁/ W₁)= arcsin (160/ 236,6)=42,56°

Параметры потока на входе в РК:

Т_1рк= Т_1рк^** Т (?₁)=288*0,949 = 273,3 К Р_1рк= Р_1рк^** Р (?₁)= 99 298,5*0,83 = 82 417,76 Па

5.4 Кинематика потока на выходе из РК:

Задаемся осевой скоростью на выходе из рабочего колеса:

Са₂'= Са₁-(3−5)= 155 м/с

?С_u= Н_ТСР* U_ср=0,47*237,2=111,48 м/с Окружная составляющая абсолютной скорости:

С_u2= С_u1+?С_u=62,9 +111,48 =174,4 м/с Абсолютная скорость:

С₂= v (Са₂'²+ С_u2²)= v (155²+ 174,4²) = 233,3 м/с Окружная составляющая относительной скорости:

W_u2= U_ср— С_u2=237,2 — 174,4 = 62,8 м/с Относительная скорость:

W₂= v (Са₂'²+ W_u2²)= v (155²+ 62,8 ²) =167,23 м/с Направление потока на выход из РК:

?₂=arcsin (155/ 167,23) = 67,9°

?₂=arcsin (155/ 233,3) = 41,63°

Давление и температура на выходе из рабочего колеса:

Т_2рк^*= Т^*_вых.ст = 314,2 К Т_2рк= Т_2рк^*— С₂²/(2*С_р) = 314,2 — 233,3 ²/(2*1005) = 287,12 К

Р_2рк^*= Р^*_вых.ст/ ?на = 129 088/0,98=131 722,4 Па

?на =0,98

Р_2рк= Р_2рк^**(Т_2рк/ Т_2рк^*)^к/(к-1)=131 722,4*(287,12 / 314,2)^{1,4/(1,4−1)}=96 085,9 Па Закрутка потока в РК:

??= ?₂— ?₁=67,9°-42,56°=25,34°

Абсолютная скорость на выходе из ступени:

С_вых.ст= С_{а вых.ст.}/sin? _вых.ст=150/sin 67,56°=162,3 м/с а_{кр.вых.ст.}=v (((2*к)/(к+1))*R*Т^*_вых.ст)=v (((2*1,4)/(1,4+1))*287*314,2)=324,35м/с

?_вых.ст.= С_{а вых.ст.}/ а_{кр.вых.ст.}= 150/324,35 = 0,46

Высота лопатки на входе из КВД:

h₁= (D_K1— D_вт.1)/2=0,06 м Параметры потока на выходе из первой ступени:

Т_вых.ст= Т^*_вых.ст— С_вых.ст²/(2* С_р)= 324,35 — 162,3²/(2* 1005) = 315,25 К Р_вых.ст= Р^*_вых.ст*(Т_вых.ст/Т^*_вых.ст)= 129 088*(315,25/324,35)=116 850 Па Площадь кольцевого сечения на выходе из ступени:

F_вых.ст= (Gв*R* Т_вых.ст)/(а_{кр.вых.ст.}* Р_вых.ст* ?_вых.ст.)=(5,99*287*315,25)

/(324,35*116 850*0,46)=0,037 м²

При D_ср=const

D_{ср вых.ст.}= D_ср.1= 0,23 м

D_{к вых.ст.}=v (D_{ср вых. ст}²+(2* F_вых.ст)/?)_.=v (0,23²+(2* 0,037)/3,14)=0,2765 м

D_{вт вых.ст.}=v (D_{ср вых. ст}²-(2* F_вых.ст)/?)_.=v (0,23²-(2* 0,037)/3,14)=0,171 м

d _вых.ст.= D_{вт вых.ст.}/ D_{к вых.ст.}= 0,276/0,171= 1,61 м Высота лопатки на выходе из ступени:

h _вых.ст.= (D_{к вых.ст.}— D_{вт вых.ст.})/2=(0,2765- 0,171)/2=0,0525 м Рисунок 5.2 — Тракт первой ступени компрессора

5.5 Определение геометрических параметров решётки профилей Определение геометрических параметров решетки профилей на среднем радиусе сведено в таблицу 5.1. При расчете были использованы графики, представленные на рисунках 5.3 и 5.4.

Рисунок 5.3 — График зависимости

Рисунок 5.4 — График зависимости

Таблица 5.1 — Расчет параметров решетки на среднем радиусе

Рисунок 5.5 — План скоростей первой ступени

6. Расчет на прочность вала компрессора

6.1 Расчет вала на прочность Мощность компрессора:

Крутящий момент создают окружные газодинамические силы от рабочих лопаток к валу:

где: — угловая скорость, ;

— частота вращения вала Вес ротора:

где: — вес лопаток ротора;

— вес дисков ротора;

— масса ротора, кг;

i — элемент ротора.

Осевая сила инерции масс ротора, которая возникает при разбеге и торможении (положительное направление совпадает с направлением потока газа):

где: — коэффициент эксплуатационной перегрузки (во время разбега равен 2).

Осевая сила, которая передается на вал от одного рабочего колеса компрессора:

где: — средний диаметр проточной части;

— высота рабочей лопатки;

— соответственно давление газа перед и за рабочими лопатками;

— осевые скорости на входе и выходе из рабочего колеса;

— радиус корневого сечения лопатки;

— внешний радиус вала;

— давление газа на переднюю и заднюю стенки диска.

Третье слагаемое в формуле мы не учитываем, поэтому получаем:

Радиальная сила инерции неуравновешенных сил ротора:

где: — величина статического дисбаланса

Центробежная сила инерции, которая возникает при криволинейных эволюциях в вертикальной плоскости:

Поперечная сила:

Изгибающие моменты от силы находят, определив реакции в опорах ротора:

Следовательно:

Угловая скорость эволюции самолета:

где: — скорость полета, ()

— коэффициент эксплуатационной перегрузки, при выходе самолета с крутого пикирования ().

Полярный момент инерции ротора является мерой его инертности во вращательном действии:

где: — эмпирический коэффициент ;

— число ступеней компрессора;

— внешний диаметр ротора, см Гироскопический момент образуют радиальные кориолисовы силы инерций масс ротора, которые возникают под действием внешних сил при криволинейных эволюциях летательных аппаратов:

Гироскопический момент действует в совмещенной плоскости векторов в направлении поворота первого вектора к другому по наименьшему пути.

Реакции в опорах:

Изгибающий момент в горизонтальной плоскости:

Суммарный изгибающий момент определяется по правилу векторного суммирования:

Определяем напряжения вала:

Для расчета выбирают несколько расчетных сечений вала, в которых возможно возникновение .

где: — момент сопротивления кручению, ;

— внешний и внутренний диаметр вала в данном сечении.

Напряжение изгиба:

где: — момент сопротивления изгиба, .

Напряжения растягивания (сжатия) в осевом направлении:

Суммарные нормальные напряжения, которые действуют вдоль оси вала:

Они достигают максимума на внешней поверхности вала.

Критерием сложного напряжения состояния вала принято эквивалентное напряжение, которое определяют по теории наибольших касательных напряжений:

Эквивалентное напряжение равнозначно по характеру действия одноосному напряжению растяжения.

Прочность оценивают по коэффициенту запаса:

Вывод: конструкция вала отвечает условиям прочности с достаточно большим запасом.

6.2 Выбор подшипников вала По таблице 11.03 выбираем подшипники качения:

1. Роликовый компрессорный подшипник: 100×150×44

Нагрузка — осевая P=0,

радиальная R=200 даН=2000 Н;

Рабочая температура

2. Шариковый компрессорный подшипник: 90×174×68

Нагрузка — осевая P=1600 даН=16 000 Н,

радиальная R=400 даН=4000 Н;

Рабочая температура

Рисунок 6.1 — Расчетная схема вала

7. Расчет на прочность лопатки Рабочая лопатка осевых компрессоров находится при работе под действием центробежных и газовых сил. Первые вызывают у них напряжения растяжения, а вторые — изгиба.

Расчет лопатки компрессора на прочность разделяют на 2 расчеты:

— Расчет пера лопатки;

— Расчет замкового соединения.

Для расчета на прочность необходимы следующие данные:

1) геометрические размеры лопатки и ее материал (модель лопатки исполнена в программе Unigraphics NX):

— высота лопатки h = 0,06

— ширина лопатки b = 0,03

2) частота вращения вала n = 1950 об/мин

3) мощность двигателя Ne = 1984,5 кВт Расчет первой лопатки компрессора производится в программе ANSUS.

рис. 1 Распределение расчетных напряжений рис. 2 Распределение расчетных напряжений рис. 3 Распределение эквивалентных напряжений рис. 4 Распределение эквивалентных напряжений рис. 5 Распределение эквивалентных напряжений В результате расчетов видно, что расчетные напряжения лопатки находятся в пределах допустимых напряжений.

Вывод Заданием для курсового проекта было проектирование узла компрессора для ТВлД на базе двигателя ТВ3−117.

Для выполнения задания было выполнены работы по сбору необходимого материала, выполнения планов и схем обработки информации и действий, направленных на выполнение курсового проекта.

В результате вышеупомянутых действий была выполнена пояснительная записка, какая состоит из 8 частей, что включают в себя описание узла, тепловой расчет, газодинамический расчет и проектирование элементов проточной части компрессора, а также расчеты на прочность.

В тепловом расчете были определены все основные параметры узлов двигателя, а также установлена необходимая мощность компрессора, какая удовлетворяет заданные параметры, а также рассчитана необходимая работа компрессора.

В газодинамическом расчете были рассчитаны размеры проточной части, какие обеспечивают необходимую мощность.

В расчете на прочность было рассчитаны вал ротора компрессора, перо и замковое соединение лопатки. В результате расчета было установлено, что конструкция узлов выдержит заданные нагрузки.

Перечень ссылок

1. Ловинский С. И. Конструкция и основы проектирования авиационных ГТД — М.: «Машиностроение», 1982. — 223 с., ил.

2. Скубачевский Г. С. Авиационные ГТД — М.: Машиностроение, 1981 — 550с., ил.

3. Никитин А. Н. Конструирование элементов деталей и узлов авиационных двигателей — М.: Машиностроение, 1982. — 175с., ил.

4. Лазитский Д. Г. Конструкция и прочность авиационных ГТД — М.: Машиностроение, 1987. 219с., ил.

3. Г. В. Павленко. Газодинамический расчёт осевого компрессора. Учебное пособие — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 2002 — 56 с.

6. Термогазодинамический расчет газотурбинных двигателей и установок: Учебное пособие / Г. В. Павленко. — Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2007. — 63 с.

7. Методичні вказівки до виконання курсового проекту з дисципліни «Робочі процеси, конструкція, міцність і надійність авіаційних двигунів і агрегатів» для студентів спеціальності 7.090.260 «Технологія будування авіаційних двигунів» усіх форм навчання/ Укл. Сахно О. Г., Павленко Д. В., Сахнюк Н. В. — Запоріжжя: ЗНТУ. — 2004. — 58 с.

8. Методичні вказівки до практичних і самостійних робіт з дисципліни «Робочі процеси, конструкція, міцніть і надійність авіаційних двигунів та агрегатів «для студентів спеціальності 7.90 260 «Технологія будування авіаційних двигунів» усіх форм навчання/ Укл. Сахно О. Г., Павленко Д. В., Гончар Н. В., Сахнюк Н. В. — Запоріжжя: ЗНТУ. — 2004. — 27 с.