авиадвигатель Д-18Т

Авиационные двигатели принадлежат к классу тепловых двигателей внутреннего сгорания, внутри которых происходит сжигание топлива и преобразование части выделившегося тепла в полезную работу. В настоящее время на пилотируемых летательных аппаратах применяют главным образом реактивные двигатели. Реактивными двигателями называются двигатели, в которых энергия, выделившаяся при сгорании топлива, преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя, а получающаяся при этом сила реакции используется как движущая сила – сила тяги. Все реактивные двигатели делятся на две большие группы: ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД). Ракетные двигатели подразделяются по роду топлива на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные (ЖРД), а воздушно-реактивные двигатели подразделяются на прямоточные (ПВРД) и газотурбинные двигатели (ГТД). В отличие от РД все ВРД в качестве одного из компонентов рабочего тела используют атмосферный воздух. Газотурбинные двигатели (ГТД) подразделяются на турбореактивные, двухконтурные, турбовинтовые, турбовальные и вспомогательные силовые установки. ГТД кроме входного и выходного устройства имеют газогенератор (он иногда называется турбокомпрессором), состоящий из компрессора, камеры сгорания и газовой турбины. Газогенератор преобразует потенциальную энергию топлива в так называемую свободную энергию, которая затем с помощью специальных устройств преобразуется либо в тягу в турбореактивном двигателе, либо в мощность, которая передается на винт в турбовинтовом двигателе [2]. В данной курсовой работе произведем расчет параметров газотурбинного двигателя на основании анализа условий работы ГТД.

---

Многих не устраивает цена реферата по статистике на заказ. У нас вы можете получить качественный реферат по низкой цене. К тому же мы даем скидку в 1000 рублей на первый заказ!

---

. АНАЛИЗ УСЛОВИЙ ДЛЯ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ ЦИКЛА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Термогазодинамический расчет ГТД выполняется для стендовых и полетных условий. Расчет двигателя Д-18Т, основные параметры которого приведены ниже, выполняется на взлетном режиме в стандартных атмосферных условиях (САУ при H = 0, MH = 0, ?вн* ??1): pн = 1,013·105 Па, Тн ??288 К, и при следующих допущениях: ??в каждом рассматриваемом сечении поток считается установившимся и равномерным; ??энергообмен с внешней средой через стенки корпуса двигателя отсутствует; ??работа охлаждающего воздуха в том каскаде турбины, который им охлаждается, не учитывается; ??расширение газа в реактивном сопле полное; ??влажность воздуха не учитывается; ??теплоемкость воздуха в процессе сжатия и теплоемкость в процессе расширения принимаются постоянными: для воздуха cрв = 1005 Дж/(кг·К), для газа cрг = 1155 Дж/(кг·К). Основные параметры двигатели Д-18Т: Диаметр двигателя D = 2330 мм; Сухая масса Мдв = 4100 кг; Взлетный режим при Н=0, М=0: - тяга двигателя R = 229,6 кН; - удельный расход топлива двигателя Суд = 0,0367 кг/(Н·ч); - коэффициент избытка воздуха m = 5,8; - степень повышения давления во входном устройстве ?в* = 1,6; - степень повышения давления в компрессоре ?к* = 30,0; - температура газов перед турбиной Тг* = 1600 К; - секундный расход воздуха через входное устройство Gв = 950; Крейсерский режим: - тяга двигателя Rкр = 47,5; - удельный расход топлива двигателя Суд кр = 0,0582 кг/(Н·ч). Зная основные параметры двигателя, произведем расчет параметров газа в основных сечениях двигателя. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ГАЗА В ОСНОВНЫХ СЕЧЕНИЯХ ДВИГАТЕЛЯ В газотурбинном двигателе при расчетах каждый элемент выделяется сечениями, перпендикулярными оси двигатели (смотри рисунок 1). При этом параметры газа и воздуха в соответствующих сечениях обозначаются соответствующими индексами. [-- Image: Рисунок 1 --] Рисунок 1 – Основные сечения ГТД: Н–Н – сечение в невозмущенной атмосфере перед двигателем; вх–вх – сечение на входе во входное устройство; В–В – сечение на входе в компрессор; К–К – сечение на выходе из компрессора (на входе в камеру сгорания); Г–Г – сечение на входе в турбину; Т–Т – сечение на выходе из турбины; С–С – сечение на срезе сопла. Параметры невозмущенного потока (сечение Н–Н) Давление воздуха: рн* = рн = 1,013·105 Па. Температура воздуха: Тн* = Тн = 288 К. Плотность воздуха рассчитывается по формуле ?н = рнRв· Тн ,(1) где Rв = 287 Дж/(кг·К) – постоянная для воздуха при постоянном давлении. Тогда, ?н = 101300287 · 288 = 1,23 кг/м3 Удельный объем воздуха составит ?н = 1 / ?н = 1 / 1,23 = 0,81 м3/кг Параметры воздуха на входе в компрессор (сечение В–В) Температура заторможенного потока воздуха Тв* = Тн* = 288 К. Термодинамическая температура Тв = Тв* – св22·срв ,(2) где св = (170 ? 190) м/с – скорость околозвуковой ступени, принимаем св = 180 м/с. Тогда, Тв = 288 – 18022 · 1005 = 272 К Давление заторможенного потока составит рв* = рн* · ?вн* = 1,013·105 · 1 = 1,013·105 Па Статическое давление вычисляется по формуле рв = рв* · ( ТвТв*)k/(k-1), (3) где k = 1,4 – значение показателя адиабаты сжатия воздуха в компрессоре [5]. Тогда, рв = 101300 · ( 272288)1,4/(1,4–1) = 0,83·105 Па Плотность воздуха определим, используя формулу (1) ?в = рвRв· Тв = 83000287 · 272 = 1,06 кг/м3 Удельный объем воздуха составит ?в = 1 / ?в = 1 / 1,06 = 0,94 м3/кг

По имеющимся исходным данным в курсовой работе были произведены расчеты параметров газа в основных сечениях турбореактивного двигателя, а именно, температура и давление, как для заторможенного потока, так и незаторможенного, и удельный объем. Также был произведен расчет параметров эффективности реального цикла газотурбинного двигателя и построены следующие диаграммы: цикл ГТД в р–? и Т–S диаграммах, а также построены эпюры изменения параметров газа (Т*, р*, с) по тракту двигателя. В ходе выполнения работы были практически закреплены теоретические знания по курсу «Теория тепловых двигателей».

Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей: Учебник для втузов/ под ред. В.П. Глушко.– М.: Машиностроение, 1989. – 342 с. Антонюк Л.Н., Марусенко В.С. Теория газотурбинных двигателей: Учебное пособие для вузов.– М.: Машиностроение, 1986. – 162 с. Белокуров А.К., Боскарев С.К. Основы теории, расчета и проектирования воздушно-реактивных двигателей: учебник.– М.: Машиностроение, 2001 – 542 с. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. Теория, расчет и проектирование: учебник / А. А. Дорофеев. – 3-е изд., перераб. и доп. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014. – 571с. Методика теплового расчета авиационных газотурбинных двигателей / под ред. Л.М. Грановской – Киев: Редакционно-издательский отдел КИГВФ, 1981 – 60 с.