Студопедия КАТЕГОРИИ: АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция |
Проектный расчет ТРДД с раздельным истечениемВ.А. Григорьев
ПРОЕКТНЫЙ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ АВИАЦИОННЫХ ГТД ГРАЖДАНСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Учебное пособие
САМАРА 2001 УДК 629.7.036.001 (075.6)
Проектный термогазодинамический расчет авиационных ГТД гражданского назначения: учебное пособие/ ГРИГОРЬЕВ В.А., Самарск., гос. аэрокосм. ун-т., Самара, 2001 г. 170 с., ISBN 5-7883-0142-4.
На числовых примерах изложена методика проектного термогазодинамического расчета основных типов авиационных ГТД гражданского назначения (ТРДД, ТВД, ТВВД и ТВаД). Даны рекомендации по выбору исходных данных к расчету, по методике выполнения расчетов проектируемого ГТД на нерасчетном режиме. Учебное пособие предназначено для студентов специальности 130301, выполняющих курсовую работу, и студентов специальности 130209, выполняющих задания на практических занятиях. табл. 12, илл. 6, библиогр.: 14 назв.
Печатается по решению редакционно–издательского совета Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П.Королева
Рецензенты: д-р. техн. наук А.М. ИДЕЛЬСОН ; д-р. техн. наук Б.Д. ФИШБЕЙН
ISBN 5-7883-0142-4. Ó ГРИГОРЬЕВ В.А. , 2001 Ó Самарский государственный аэрокосмический университет, 2001 СОКРАЩЕННЫЕ НАИМЕНОВАНИЯ
 ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
ИНДЕКСЫ
С О Д Е Р Ж А Н И Е стр
В В Е Д Е Н И Е
При выполнении проектных термогазодинамических расчетов авиационных ГТД студенты специальностей 130209 и 130301 испытывают определенные трудности, пользуясь учебным пособием [1 ]. Принципиальной особенностью подхода, изложенного в данном пособии, является существенное уменьшение объема работ, связанных с выбором параметров рабочего процесса – основной набор необходимых исходных данных выдается преподавателем. При этом важно отметить, что исходные данные по проектному расчету для ТРДД, ТВД, ТВВД задаются для режима крейсерского полета, а для ТВаД – для взлетного режима. В пособии приведены необходимые материалы, позволяющие после проведения проектного расчета на указанных режимах по заданию преподавателя определить параметры и выходные данные двигателя на нерасчетном режиме (соответственно для ТРДД, ТВД и ТВВД на взлетном, а ТВаД – на крейсерском полетном режимах) для того, чтобы дать предварительную оценку эффективности применения ГТД на заданном ЛА. Основные методические положения и числовые примеры дают представление о широко применяемых методах расчета и о порядке величин параметров современных авиационных ГТД. В данной работе, как и в учебном пособии [1], для высокотемпературных двигателей с пленочным охлаждением лопаток турбины, в качестве расчетной температуры газа При таком подходе можно определить значения температуры на выходе из камеры сгорания Примеры расчета подобраны таким образом, чтобы студент мог на их основе самостоятельно составить методики проектного расчета для других типов и схем ГТД (например ТРД, одновального ТВД, одновального ТВаД и др. ), а также методику расчета рассматриваемых дозвуковых ГТД на нерасчетном режиме, который необходим для последующего проектирования проточной части двигателя и лопаточных машин.
Рис.В.1. Схема расчетных сечений в турбине
В примечаниях к примерам указываются конкретные страницы учебного пособия [1], а также разделы учебника [4], с которыми рекомендуется ознакомиться и материалы которых использовать в процессе самостоятельного выполнения расчетов. Контроль результатов расчета выполняется преподавателем по материалам работы [6]. Данное пособие может быть также использовано студентами других специальностей двигателестроительного профиля при выполнении курсовых работ и дипломных проектов. Однако в этом случае необходимо самостоятельно подготовить набор исходных данных, используя при этом рекомендации работы [1] либо материалы по двигателям-прототипам. 1. РАСЧЕТ ТРДД С РАЗДЕЛЬНЫМ ИСТЕЧЕНИЕМ ИЗ КОНТУРОВ
В разделе приводятся примеры проектного расчета ТРДД с раздельным истечением в условиях крейсерского полета и расчета этого двигателя в условиях взлета. Схема двигателя приведена на рис. 1.1.
Рис.1.1. Схема ТРДД с раздельным выхлопом Исходные данные к расчету
В таблице 1.1 приведены необходимые исходные данные. Рассмотрен пример задания на курсовую (дипломную) работу по проектированию ТРДД с раздельным истечением. Заданные режимы работы двигателя:
Заданный прототип двигателя – ТРДД TF–34–GE–2 [9]. Заданный прототип ЛА – Боинг 737–300 [10]. Расчетная дальность полета ЛА – Ограничения: максимальная температура газа перед турбиной удельные затраты топлива ЛА Таблица 1.1 Вариант исходных данных к расчету ТРДД
Проектный расчет ТРДД с раздельным истечением для условий крейсерского полета Таблица 1.2
Продолжение табл.1.2
Продолжение табл.1.2
Продолжение табл.1.2
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
– газодинамические
функций для воздуха 
и газа 
..........................................................................................
.....................................................................................
принята температура в горловине I–го СА турбины. Схема потока рабочего тела в этом случае с учетом охлаждающего воздуха показана на рис.В.1.
и температуры перед первым рабочим колесом 
. При отсутствии пленочного охлаждения 
. При отсутствии охлаждения СА 
.
, таблица значений параметров Международной стандартной атмосферы [5].
= 99 кН при 
, 
, САУ;
= 20,4 кН в условиях полета 
= 11 км, 
, САУ.
= 3500 км.
;
.
=0,8; 
= 20,4 кН
= 99 кН*)
= 1,0
= 0,995
= 0,96
=0,945
= 0,99
= 0,98
=0,99
= 0,995
= 0,975
= 1,0
= 0,99
= 0,995
= 1,0 
= 0,98
= 1,0
= 1,0
1) ,
по величине 
2)
по 
по 
по 
по 
[4, c.50 ] или прилож. 3
= 1400 К
для 
по 
=293 К
[1, c.43]
[4, c.124...126]