Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

1. Назначение и область применения двигателя

1.1 Общая информация о самолете

1.2 Внешний облик и летно-технические характеристики ЛА4

2. Описание двигателя

2.1 Назначение и область применения двигателя

2.2 Конструкция двигателя

2.3 Описание работы основных систем двигателя

3. Выбор и обоснование параметров двигателя

3.1 Сравнение данных и выбор параметров для двигателя - прототипа

3.2 Обоснование параметров рабочего процесса модернизированного двигателя

4. Термогазодинамический расчет двигателя на крейсерском режиме1

4.1 Компрессор низкого давления

4.2 Расчет параметров за компрессором низкого давления (КНД)

4.3 Расчет параметров за компрессором высокого давления (КВД)

4.4 Расчет параметров за камерой сгорания

4.5 Расчет параметров за турбиной высокого давления (ТВД)

4.6 Расчет параметров турбины никого давления (ТНД)

4.7 Расчет выходного устройства

5. Термогазодинамический расчет двигателя в среде ПК DVIGwT

6. Высотно - скоростный характеристики двигателя

Литература



1. Назначение и область применения двигателя

1.1 Общая информация о самолете

Самолёт МС-21-400 одна из модификаций самолёта МС-21 предназначен для перевозки пассажиров, багажа и грузов на внутренних и международных авиалиниях и призван конкурировать с западными аналогами на всех географических рынках. Данный самолет имеет самый широкий фюзеляж в классе среднемагистральных самолетов (4, 09 метра), что позволяет предоставить пассажирам и экипажу комфорт, сравнимый с комфортом широкофюзеляжных самолетов последнего поколения [1]. Самолет может перевозить от 212 до 230 пассажиров.

МС-21-400 будет отличаться от МС-21-300, МС-21-300LR только чуть удлинённым фюзеляжем и модификацией двигателя большей тяги ПД-14М вместо ПД-14 (рисунок 1.1). По сути различия минимальны дающие возможность быстрого выпуска особо востребованного МС-21-400 спрос на который в 6 с лишним раз больше чем МС-21-200. Причём затраты на создание ПД-14М обещают быть совсем не высокими за счёт максимальной унификации с базовым ПД-14 МС-21-400 с увеличенным по длине фюзеляжем, двигателями ПД-14М и крылом таким же как и у МС-21-300 [2]. Шасси самолета МС-21-300 классическое, трехстоечное. Основная опора шасси из двух стоек оснащается двухколесными тележками. Перспективная модификация МС-21-400 - более тяжелая и, предположительно, может иметь четырехколесные тележки.



Рисунок 1.1 - Общий вид на самолет ПД-14М

МС-21-400 обеспечивает снижение непосредственных операционных расходов на 15% по сравнению с эксплуатирующимися в настоящее время аналогами.

Самолет семейства МС-21-400 удовлетворяет перспективным нормам, ограничивающим воздействие на окружающую среду. Определено, что кумулятивный уровень воспринимаемого на местности шума по измерениям в трех точках будет иметь запас, как минимум, в 15 EPNdB по отношению к действующей главе 4 ИКАО. Характеристики эмиссии двигателей должны удовлетворять требованиям CAEP 6 ИКАО с запасом 50%. МС-21-400 выбрасывает в атмосферу на 15-25% меньше СО₂ в расчете на одно пассажирское кресло чем эксплуатируемые в настоящее время самолеты.

Максимальная экономическая эффективность эксплуатации, международная сертификация в соответствии с требованиями АРМАК, EASA, FAA и предусмотренные индивидуальная логистическая поддержка и сопровождение в течение всего жизненного цикла, должны сделать продукт привлекательным как для российских, так и зарубежных авиакомпаний - эксплуатантов [4].

1.2 Внешний облик и летно-технические характеристики ЛА

Основным преимуществом и первым подобным опытом в России является «черное крыло», созданное из карбоновых композиционных материалов. Благодаря этой новой технологии удалось снизить массу крыла и, при сохранении прочностных характеристик увеличить его аэродинамическое качество. В ближайшей перспективе, МС-21 будет единственным в своем классе авиалайнером с черным крылом. Так же, из композиционных материалов выполнено хвостовое оперение, и некоторые другие элементы конструкции. [3]

Таблица 1.1 - Летно-технические характеристики ЛА

Размеры самолета
Длина самолета, м	46, 7
Размах крыла, м	36, 8
Высота самолета, м	12, 7
Количество, тип, марка и тяга двигателя
2 х ТРДД ПД-14М	15600
Массовые характеристики
Максимальная взлетная масса, кг	87230
Летно-технические характеристики
Крейсерская скорость М / км/ч	0, 8 / 850
Дальность полета в одном классе, км	5 000
Дальность полета в двух классах, км	6400
Число мест
Число пассажирских мест, шт	212



2. Описание двигателя

2.1 Назначение и область применения двигателя

ПД-14М - турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель, без смешения потоков наружного и внутреннего контуров, с реверсом и эффективной системой шумоглушения, включая шевроны (рисунок 2.1). Перспективный ТРДД создаётся на базе нового высокоэффективного газогенератора со структурной схемой «8+2».

Рисунок 2.1 - Общий вид на двигатель ПД-14М

2.2 Конструкция двигателя

Общий вид двигателя показан на рисунке 2.2. Двигатель состоит из следующих основных узлов: обтекателя 1, широкохордной ступени вентилятора 2, 4-х подпорных ступеней 3, разделительного корпуса 4, 8-ми ступенчатого компрессора высокого давления (КВД) 5, мотогандолы 6, коробки агрегатов 7, кольцевой камеры сгорания 8, двухступенчатой турбины высокого давления (ТВД) 9, 6-ти ступенчатой турбины низкого давления (ТНД) 10, реактивного сопла 11, центрального тела 12, канала наружного контура 13 и реверса тяги 14.

Вентилятор двигателя дозвуковой, обеспечивает повышение давления воздуха до разделения на его на потоки внешнего и внутреннего контуров. В последующих четырех подпорных ступенях продолжается повышение давления воздуха, поступающего в КВД. Рабочие колеса вентилятора и подпорных ступеней составляют единый ротор.

Рисунок 2.2 - Схема двигателя ПД-14М

Степень двухконтурности двигателя (отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур) составляет . Вентилятор и подпорные ступени приводятся во вращение турбиной низкого давления.

Компрессор высокого давления 8-ми ступенчатый. Суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре . КВД приводится во вращение турбиной высокого давления.

Камера сгорания кольцевая высокоресурсная малоэмиссионная.

Турбина высокого давления двухступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками и дисками.

Турбина низкого давления 6-ти ступенчатая с неохлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками.

Реактивные сопла двигателя сужающиеся, нерегулируемые, дозвуковые.

Реверсивное устройство обеспечивает реверс тяги для эффективного торможения на режимах посадки. Реверсивное устройство переводится из положения прямой тяги в обратную по команде экипажа с помощью специальной гидравлической системы управления реверсом.

Глушение шума в двигателе осуществляется звукопоглощающими конструкциями, которыми оборудованы корпусы двигателя, составляющие его газовоздушный тракт.

2.3 Описание работы основных систем двигателя

Работу двигателя обеспечивают следующие системы:

Системы топливопитания и автоматического управления, осуществляет подачу топлива в КС в соответствии с заданными программами регулирования, а также выполняет ряд функций по управлению двигателем - управление механизацией компрессора (его противопомпажными устройствами) и радикальными зазорами в компрессоре и турбине.

Система смазки и суфлирования, осуществляет смазку и охлаждение всех трущихся поверхностей двигателя и поддерживает заданное избыточное давление в масляных полостях опор ротора.

Система запуска, предназначена для автоматического запуска двигателя на земле и в полете, а также для холодной прокрутки и ложного запуска при техническом обслуживании двигателя.

Система отборов воздуха, обеспечивает воздухом наружного и внутреннего контуров (в зависимости от требуемого давления и температуры) потребности самолета и двигателя. Воздух отбирается для кондиционирования салона самолета, для противообледенительных систем самолета двигателя, для сдува вихрей в воздухозаборнике самолета, для охлаждения деталей турбины и компрессора и других самолетных нужд.

Система контроля и диагностики, обеспечивает контроль технического состояния двигателя и выдают информацию для обслуживающего персонала и экипажа о его техническом состоянии при всех условиях эксплуатации.

Система охлаждения масла привода генератора электроэнергии на самолетные нужды, установленного на коробке приводов двигателя, автономная, закрытая, циркуляционная, с топливно-масляным и воздушно-масляным теплообменниками, осуществляет охлаждение масла на всех режимах работы двигателя.

Система дренажа, топлива, просочившегося в уплотнения вала приводов агрегатов.

Система пожаротушения и сигнализации о возникновении пожара внутри двигателя.

Изменение режимов работы двигателя как при прямой, так и при обратной тяге производится рычагом управления двигателя (РУД), а переключение режима работы реверсивного устройства с прямой тяги на обратную и наоборот - рычагом управления реверсом (РУР).



3. Выбор и обоснование параметров двигателя

3.1 Сравнение данных и выбор параметров для двигателя - прототипа

двигатель самолет термогазодинамический турбина

Модификация ПД-14М с тягой 15, 53 кгс, почти полностью идентична базовой конфигуриции, отличается в количестве ступеней в КНД. Схема ступней двигателя: 1В + 4 КНД + 8 КВД + 2 ТВД + 6 ТНД.

Таблица 3.1 - Сравнение данных и выбор параметров для двигателя.

Параметры	[1]	Принято для ПД-14М взлетный режим	Принято для ПД-14М крейсерский режим
Тяга двигателя, кгс	14000	15530	2717
Диаметр вентилятора, мм	1900	1900	1900
Сухая масса Двигателя, кг	2870	2970	2970
Масса двигательной установки, кг	3970	-	-
Степень двухконтурности	8, 5	7, 2772	7, 3364
Расход воздуха, кг/c	-	531, 657	206, 519
Крейс. удельный расход топлива без отб., кг/(кгс)	0, 526	(10-15) % от современного уровня	0, 5477
Степень повышения давлений в компрессоре	41	41, 169	43, 192
Отношение давлений в вентиляторе	1, 54	1, 546	1, 58
Отношение давления в КНД	-	2, 546	2, 7
Отношение давлений в КВД	17	16, 42	16, 241
КПД вентилятора	-	0, 9203	0, 9102
КПД КНД	-	0, 9044	0, 9050
КПД КВД	-	0, 8484	0, 85
Частота вращения ротора ВД, об/мин	15850	15846, 7	14676, 6
Частота вращения ротора НД, об/мин	3520	3931, 6	3733, 2
Температура за КВД, К	911	904, 505	788, 61
Температура газа перед турбиной, К	1760
	-	0, 995	0, 9503
КПД ТВД	-	0, 9206	0, 92
КПД ТНД	-	0, 9237	0, 9221

3.2 Обоснование параметров рабочего процесса модернизированного двигателя

На рисунке 3.1 представлен графики зависимости удельной тяги Р_уд, от удельного расхода топлива С_уд от степени повышения давления в вентиляторе р^*_в ТРДД.

Так как выбранная нами величина р^*_в = 1, 57 соответствует минимальному значению удельного расхода топлива и максимальному значению удельной тяги при выбранных m = 7, 33, Т^*_г=1544, 4 К и р^*_к? = 43, 2, то следовательно, она является оптимальной величиной, т.е. р^*_в = р^*_в.опт (рисунок 3.1).

Рисунок 3.1 - Зависимость удельной тяги двигателя и удельного расхода топлива от степени повышения давления в вентиляторе



На рисунках 3.2, 3.3 представлены графики зависимости удельного расхода топлива С_уд и тяги P от степени повышения давления в вентиляторе р^*_в при различных степенях двухконтурности m ТРД. Из рисунков видно, что при р^*_в = 1, 57 значение удельного расхода топлива С_уд становится минимальной, а значение удельной тяги максимальной при степени двухконтурности m = 7, 33. Следовательно, выбранное нами значение степени двухконтурностиm тоже является оптимальной величиной.

Рисунок 3.2 - Зависимость тяги двигателя от степени повышения давления в вентиляторе и степени двухконтурности

Рисунок 3.3 - Зависимость удельного расхода топлива от степени повышения давления в вентиляторе и степени двухконтурности



Выбор параметров внутреннего контура (Т^*_г, р^*_к?) для известных условий полета (М_п, Н) производится при заданных р^*_в и m. Изменение Р и С_уд от степени повышения давления в вентиляторе р^*_в при различных значениях температуры газа перед турбиной Т^*_г и оптимальном распределении свободной энергии между контурами (р^*_в= р^*_{в опт}) показано на рисунках 3.4, 3.5.

Рисунок 3.4 - Зависимость удельного расхода топлива от температуры газа в камере сгорания и степени двухконтурности



Рисунок 3.5 - Зависимость тяги двигателя от степени повышения давления в вентиляторе при различных значениях температуры газов.

Так как при принятых значениях р^*_в = 1, 57 и m = 7, 3 удельный расход топлива соответствует минимальному, а удельная тяга максимальному значению при Т^*_г=1544, 4К, то для термогазодинамического расчета выбираем данную температуру за камерой сгорания Т^*_г.

По построенным графикам можно сделать вывод, что при заданной тяге двигателя можно уменьшить температуру газов в камере сгорания и степень двухконтурности путем увеличения удельного расхода топлива, что приведет к неоптимальным параметрам рабочего процесса.

При заданной степени повышения давления можно увеличить тягу двигателя путем уменьшения степени двухконтурности, при этом удельный расход топлива увеличится, что приведет к неоптимальным параметрам рабочего процесса.

Параметры, выбранные для дальнейшего расчета являются оптимальными.



4. Термогазодинамический расчет двигателя на крейсерском режиме

Термогазодинамический расчет двигателя выполняется на крейсерском режиме, соответствующим H = 11000 м и M_п = 0, 8.

Стандартные атмосферные условия (САУ)

= 22632 Па,

T_H = 216, 65 К.

4.1 Компрессор низкого давления

Температура воздуха на входе в КНД:

Принимаем = 244, 502 К

Давление на входе в КНД:

Принимаем = 34610 Па.



4.2 Расчет параметров за компрессором низкого давления (КНД)

Давление за КНД:

- во внутреннем контуре:

- во внешнем контуре:

Принимаем = 54330 Па.

Температура на выходе из КНД во внутреннем контуре:

Принимаем = 333, 347 K.

Температура на выходе из КНД во внешнем контуре:

Принимаем = 281, 763 К.

Работа КНД:

- во внутреннем контуре: 

- во внешнем контуре:

Расход воздуха:

- через внутренний контур:

- через внешний контур:

Мощность:

- для внутреннего контура:

- для внешнего контура:



Давление в переходном канале:

Принимаем

4.3 Расчет параметров за компрессором высокого давления (КВД)

Давление на выходе из КВД:

Принимаем

Средняя теплоемкость в процессе сжатия и коэффициент адиабаты для КВД:

Также принимаем = 1035.

Температура на выходе из КВД:



Принимаем .

Удельная работа КВД:

Принимаем

Мощность КВД:

Приведенный расход воздуха через КВД:

Принимаем

Расход охлаждающего воздуха через СА ТВД:

Расход охлаждающего воздуха через РК ТВД:



Расход охлаждающего воздуха через РК ТНД:

Утечки воздуха:

Расход воздуха через камеру сгорания:

Принимаем

4.4 Расчет параметров за камерой сгорания:

Относительный расход топлива:

Коэффициент избытка воздуха:



Принимаем 2, 9863.

Расход топлива:

Принимаем

Давление газа за камерой сгорания:

Принимаем =.

Расход газа на выходе из камеры сгорания:

Принимаем

4.5 Расчет параметров за турбиной высокого давления (ТВД)

Расход газа в горле СА:

Принимаем

Расход газа за РК:



Принимаем

Теплосодержание потока газа на входе в СА ТВД:

Теплосодержание потока газа на выходе из СА ТВД:

Мощность ТВД:

Удельная работа ТВД:

Температура за ТВД:



Принимаем .

Средняя теплоемкость:

Степень понижения давления в ТВД:

Принимаем .

Давление газа за ТВД:

Принимаем .

Теплосодержание потока газа за ТВД с учетом охлаждения:



чему соответствует температура

4.6 Расчет параметров турбины никого давления (ТНД)

Давление на входе в ТНД:

Температура потока на входе в ТНД:

Мощность ТНД:

Удельная работа ТНД:

Теплосодержание потока газа за ТНД:

чему соответствует температура

Средняя теплоемкость в процессе расширения газа в ТНД



Степень понижения давления в ТНД:

Давление газа за ТНД:

Расход газа за ТНД:

Принимаем .

Теплосодержание потока газа за ТНД с учетом охлаждения:



чему соответствует температура

4.7 Расчет выходного устройства

Перепад давлений в реактивном сопле внутреннего контура:

Приведенная скорость истечения реактивной струи:

Действительная приведенная скорость истечения реактивной струи:

Площадь поперечного сечения реактивного сопла внутреннего контура:

5)Давление на срезе сопла наружного контура:



6)Степень понижения давления в сопле наружного контура:

Статическое давление на срезе сопла наружного контура:

Площадь поперечного сечения реактивного сопла наружного контура:

Скорость истечения из сопла:

- внутренний контур:



- внешний контур:

Тяга двигателя:

- во внутреннем контуре:

- внешний контур:

- общая тяга:

Удельный расход топлива:

Вычисление погрешностей:

Погрешность тяги



- значение тяги, полученное в компьютерном приложении DVIGwT

- значение тяги, полученное в ручном расчете.

Погрешность удельного расхода топлива

- значение тяги, полученное в компьютерном приложении DVIGwT

- значение тяги, полученное в ручном расчете.

Значения погрешностей являются удовлетворительными



5. Термогазодинамический расчет двигателя в среде ПК DVIGwT

Схема двигателя, выполненная в системе математического моделирования DVIGwT (рис. 5.1), включает в себя входное устройство, вентилятор, компреccоры высокого и низкого давления, разделитель потоков, суммирование мощности, основную камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель, форсажную камеру и выходное устройство.

Рисунок 5.1 - Модель ПД-14М в системе DVIGwT

Исходные данные для термогазодинамического расчета двигателя на максимальном режиме и результаты расчета системы математического моделирования DVIGwT представлены в таблице 5.1.

Таблица 5.1 - Результаты расчета математического моделирования

Параметр	Значение
Исходные данные элемента модели "Начальные условия":
Влагосодержание воздуха, [кг воды/кг сух. воздуха]	0
Высота полета, [м]	11000
Коэффициент избытка воздуха	1000000
Отклонение давления атмосферного воздуха от САУ, [кПа]	0
Отклонение температуры атмосферного воздуха от САУ, [К]	0
Теплотворная способность топлива, [кДж/кг]	43000
Число М полета	0, 8
Исходные данные элемента модели "Входное устройство":
Заданное значение коэффициента полного давления ВУ	1
Приведенная скорость на выходе ВУ	0, 6
Приведенный расход воздуха на входе ВУ, [кг/с]	557
Исходные данные элемента модели "Вентилятор":
Адиабатический кпд в точке образмеривания характеристики вентилятора	0, 9102
Приведенная скорость на входе в вентилятор	0, 5
Приведенная скорость на выходе из вентилятор	0, 5
Приведенная частота вращения в точке образмеривания характеристики	4051, 77
Приведенный расход воздуха в точке образмеривания характеристики, [кг/с]	490, 16
Степень повышения давления в рабочей точке	1, 57
Степень повышения давления в точке образмеривания характеристики	1, 57
Частота вращения в точке завязки	3733, 2
Исходные данные элемента модели «Канал 1»:
Коэффициент полного давления	0, 99
Приведенная скорость на входе в канал	0, 4
Приведенная скорость на выходе из канала	0, 4
Исходные данные элемента модели "КНД":
Адиабатический кпд в точке образмеривания характеристики компрессора	0, 905
Приведенная скорость на входе в компрессор	0, 5
Приведенная скорость на выходе из компрессора	0, 5
Приведенная частота вращения в точке образмеривания характеристики	100
Приведенный расход воздуха в точке образмеривания характеристики, [кг/с]	66, 816
Степень повышения давления в рабочей точке	2, 7
Степень повышения давления в точке образмеривания характеристики	2, 7
Частота вращения в точке завязки	3733, 2
Исходные данные элемента модели "Отбор газа в наружный контур":
Заданное значение доли отбора газа	0, 88
Приведенная скорость на входе	0, 4
Исходные данные элемента модели «Канал 2»
Заданное значение коэффициента полного давления канала	0, 985
Приведенная скорость на входе в канал	0, 4
Приведенная скорость на выходе из канала	0, 35
Исходные данные элемента модели "КВД":
Адиабатический кпд в точке образмеривания характеристики компрессора	0, 85
Приведенная скорость на входе в компрессор	0, 5
Приведенная скорость на выходе из компрессора	0, 5
Приведенная частота вращения в точке образмеривания характеристики	100
Приведенный расход воздуха в точке образмеривания характеристики, [кг/с]	24, 89202
Степень повышения давления в рабочей точке	16, 241
Степень повышения давления в точке образмеривания характеристики	16, 241
Частота вращения в точке завязки	14676, 6
Исходные данные элемента модели "Камера сгорания":
Заданное значение коэффициента полного давления	0, 95
Заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива	0, 995
Приведенная скорость на входе в камеру сгорания	0, 3
Приведенная скорость на выходе из камеры сгорания	0, 2
Температура газа на выходе из камеры сгорания, [K]	1544, 4
Исходные данные элемента модели "ТВД":
Адиабатический кпд турбины в точке образмеривания характеристики	0, 92
Доля охлаждающего воздуха, подведенного к са турбины, (0...1)	1
Механический кпд ротора	0, 99
Приведенная скорость на входе в турбину	0, 3
Приведенная скорость на выходе из турбины	0, 4
Степень понижения давления в точке образмеривания характеристики	5, 433
Исходные данные элемента модели "ТНД":
Адиабатический кпд турбины в точке образмеривания характеристики	0, 9221
Доля охлаждающего воздуха, подведенного к са турбины, (0...1)	0, 1
Механический кпд ротора	0, 99
Приведенная скорость на входе в турбину	0, 4
Приведенная скорость на выходе из турбины	0, 5
Степень понижения давления в точке образмеривания характеристики	5, 84
Исходные данные элемента модели " Выходное устройство 1":
Заданное значение коэффициента расхода	0, 9869
Заданное значение коэффициента скорости	0, 995
Приведенная скорость в критическом сечении сопла	0, 1
Приведенная скорость на входе в сопло	0, 6
Исходные данные элемента модели "Выходное устройство 2":
Заданное значение коэффициента расхода	0, 997
Заданное значение коэффициента скорости	0, 995
Приведенная скорость в критическом сечении сопла	0, 1
Приведенная скорость на входе в сопло	0, 4
Исходные данные элемента модели "Общие результаты":
Тип установки (НЕТ, ГТД, ГТУ)	ГТД
Результаты расчета
Результаты расчёта элемента модели "Начальные условия":
Влагосодержание воздуха [кг воды/кг вл.воздуха]	0
Давление воздуха, [кПа]	34, 61
Коэффициент избытка воздуха	1000000
Относительная влажность, [%]	0
Скорость звука, [м/с]	295, 27
Скорость полета, [м/c]	236, 22
Стехиометрическое отношение, [кг воздуха/кг топлива]	14, 92914
Температура воздуха, [К]	244, 62
Теплотворная способность топлива, [кДж/кг]	42912
Результаты расчёта элемента модели "Входное устройство":
Влагосодержание рабочего тела, [кг воды/кг вл.воздуха]	0
Давление воздуха на выходе из ВУ, [кПа]	34, 61
Коэффициент избытка воздуха на выходе из ВУ	1000000
Коэффициент полного давления ВУ	1
Площадь на выходе из ВУ, [м^2]	2, 8465
Приведенная скорость на выходе из ВУ	0, 6
Приведенный расход воздуха на входе во ВУ, [кг/с]	557
Приведенный расход воздуха на выходе из ВУ, [кг/с]	557
Расход воздуха на входе во ВУ, [кг/с]	206, 5
Температура воздуха на выходе из ВУ, [К]	244, 62
Результаты расчета элемента модели «Вентилятор»
Адиабатический кпд вентилятора	0, 9102
Давление за вентилятором	54, 34
Запас устойчивости компрессора, [%]	27, 01
Площадь на входе в компрессор, [м^2]	2, 276
Площадь на выходе из компрессора, [м^2]	2, 354
Приведенная скорость на входе в компрессор	0, 5
Приведенная скорость на выходе из компрессора	0, 5
Приведенная частота вращения	4051, 77
Приведенный расход воздуха на входе в компрессор, [кг/с]	490, 16
Расход воздуха через компрессор, [кг/с]	181, 73
Степень повышения давления	1, 57
Температура за компрессором, [К]	281, 7
Удельная работа компрессора, [кДж/кг]	37, 15
Частота вращения ротора	3733, 2
Результаты расчет элемента модели «Канал 1»
Давление рабочего тела на выходе из канала [кПа]	53, 798
Коэффициент избытка воздуха	1000000
Коэффициент полного давления	0, 99
Площадь на входе в канал, [м^2]	2, 3543
Площадь на выходе из канала, [м^2]	2, 3781
Приведенная скорость на входе в канал	0, 4
Приведенная скорость на выходе из канала	0, 4
Приведенный расход воздуха на входе в канал, [кг/c]	335, 03
Расход рабочего тела на выходе из канала, [кг/c]	181, 72
Температура рабочего тела на выходе из канала, [К]	281, 6991
Результаты расчёта элемента модели "КНД":
Адиабатический кпд компрессора	0, 905
Давление за компрессором, [кПа]	93, 455
Запас устойчивости компрессора, [%]	26, 91
Мощность компрессора, [кВт]	2208, 26
Площадь на входе в компрессор, [м^2]	0, 47
Площадь на выходе из компрессора, [м^2]	0, 2287
Приведенная скорость на входе в компрессор	0, 4
Приведенная скорость на выходе из компрессора	0, 35
Приведенная частота вращения	4049, 67
Приведенный расход воздуха на входе в компрессор, [кг/с]	64, 884
Расход воздуха через компрессор, [кг/с]	24, 781
Степень повышения давления	2, 7
Температура за компрессором, [К]	333, 47
Удельная работа компрессора, [кДж/кг]	89, 11
Частота вращения ротора	3731, 27
Результаты расчёта элемента модели "Отбор газа в наружный контур":
Влагосодержание рабочего тела, [кг воды/кг смеси]	0
Давление рабочего тела, [кПа]	34, 61
Доля отбора газа	0, 88
Коэффициент избытка воздуха	1000000
Площадь на входе в разделитель, [м^2]	3, 9138
Приведенная скорость на входе в разделитель	0, 4
Расход рабочего тела в первом контуре, [кг/c]	24, 78
Расход рабочего тела во втором контуре, [кг/с]	181, 73
Степень двухконтурности	7, 33
Температура рабочего тела, [К]	244, 62
Результаты расчет элемента модели «Канал 2»:
Давление рабочего тела на выходе из канала [кПа]	92, 052
Коэффициент избытка воздуха	1000000
Коэффициент полного давления	0, 985
Площадь на входе в канала, [м^2]	0, 2032
Площадь на выходе из канала, [м^2]	0, 232
Приведенная скорость на входе в канал	0, 4
Приведенная скорость на выходе из канала	0, 35
Приведенный расход воздуха на входе в канал, [кг/c]	28, 9
Расход рабочего тела на выходе из канала, [кг/c]	24, 781
Температура рабочего тела на выходе из канала, [К]	333, 781
Результаты расчёта элемента модели "КВД":
Адиабатический кпд компрессора	0, 85
Давление за компрессором, [кПа]	1419, 06
Запас устойчивости компрессора, [%]	27
Мощность компрессора, [кВт]	11798, 045
Площадь на входе в компрессор, [м^2]	0, 2322
Площадь на выходе из компрессора, [м^2]	0, 0184
Приведенная скорость на входе в компрессор	0, 5
Приведенная скорость на выходе из компрессора	0, 5
Приведенная частота вращения	13642
Приведенный расход воздуха на входе в компрессор, [кг/с]	29, 344
Расход воздуха через компрессор, [кг/с]	24, 781
Степень повышения давления	16, 241
Температура за компрессором, [К]	778, 82
Удельная работа компрессора, [кДж/кг]	476, 1
Частота вращения ротора	14675, 37
Результаты расчёта элемента модели "суммирование мощности":
Мощность, [кВт]	8958, 75
Частота вращения, [1/c]	3731, 27
Результаты расчёта элемента модели "Камера сгорания":
Влагосодержание воздуха, [кг воды/кг вл.воздуха]	0
Давление газа на выходе из КС, [кПа]	1420, 26
Коэффициент избытка воздуха в КС	2, 9695
Коэффициент полного давления в КС	0, 95
Коэффициент полноты сгорания топлива в КС	0, 995
Относительный расход топлива	0, 0226
Площадь на входе в камеру сгорания, [м^2]	0, 0184
Площадь на выходе из камеры сгорания, [м^2]	0, 0332
Приведенная скорость на входе в камеру сгорания	0, 3
Приведенная скорость на выходе из камеры сгорания	0, 2
Расход газа на выходе из камеры сгорания, [кг/с]	18, 339
Расход топлива в камере сгорания, [кг/с]	0, 406
Температура газа на выходе из КС, [К]	1544, 3949
Результаты расчёта элемента модели "Вход топлива":
Давление топлива, [кПа]	4000
Начальный расход топлива, [кг/c]	0, 402
Степень сухости	Неизвестно
Температура топлива	20
Удельная энтальпия топлива, [кДж/кг]	0
Удельная энтропия топлива, [кДж/кгК]	Неизвестно
Удельный объем топлива, [м^3/кг]	Неизвестно
Результаты расчёта элемента модели "ТВД":
Адиабатический кпд турбины	0, 92
Влагосодержание рабочего тела, [кг воды/кг смеси]	0
Давление на выходе из турбины, [кПа]	280, 28
Коэффициент избытка воздуха на выходе из турбины	3, 98
Мощность турбины, [кВт]	11918, 036
Площадь на входе в турбину, [м^2]	0, 028
Площадь на выходе из турбины, [м^2]	0, 1154
Приведенная скорость на входе в турбину	0, 3
Приведенная скорость на выходе из турбины	0, 4
Приведенная частота вращения ротора, [1/(c*K)]	373, 4488
Пропускная способность турбины (расчетная), [кг/с*К^0.5/кПа]	0, 507
Расход газа на выходе из турбины, [кг/с]	24, 455
Расход охлаждающего воздуха в турбине, [кг/с]	6, 1159
Степень понижения давления в турбине	5, 067
Температура газа за са турбины, [K]	1367, 9297
Температура газа на выходе из турбины, [K]	963, 15
Удельная работа турбины, [кДж/кг]	487, 341
Результаты расчёта элемента модели "ТНД":
Адиабатический кпд турбины	0, 9221
Давление на выходе из турбины, [кПа]	46, 065
Коэффициент избытка воздуха на выходе из турбины	3, 9823
Мощность турбины, [кВт]	9049, 6625
Площадь на входе в турбину, [м^2]	0, 1152
Площадь на выходе из турбины, [м^2]	0, 4715
Приведенная скорость на входе в турбину	0, 4
Приведенная скорость на выходе из турбины	0, 5
Приведенная частота вращения ротора, [1/(c*K)]	120, 256
Пропускная способность турбины (расчетная), [кг/с*К^0.5/кПа]	2, 71
Расход газа на выходе из турбины, [кг/с]	24, 455
Расход охлаждающего воздуха в турбине, [кг/с]	0
Степень понижения давления в турбине	6, 08
Температура газа за СА турбины, [K]	963, 15
Температура газа на выходе из турбины, [K]	634, 734
Удельная работа турбины, [кДж/кг]	370, 05
Результаты расчёта элемента модели "Выходное устройство 1":
Влагосодержание рабочего тела, [кг воды/кг вл.воздуха]	0
Давление в критическом сечении сопла, [кПа]	45, 79
Давление на срезе сопла, [кПа]	45, 81
Давление статическое в критическом сечении сопла, [кПа]	24, 55
Давление статическое на входе в сопло, [кПа]	37, 21
Давление статическое на срезе сопла, [кПа]	24, 55
Коэффициент избытка воздуха на выходе из сопла	3, 98
Коэффициент расхода сопла	0, 9869
Коэффициент скорости сопла	0, 995
Площадь критического сечения сопла, [м^2]	0, 34
Площадь на входе в сопло, [м^2]	0, 411
Площадь среза сопла, [м^2]	0, 34
Приведенная скорость в критическом сечении сопла	0, 995862
Приведенная скорость газа на входе в сопло	0, 6
Приведенная скорость газа на выходе из сопла	0, 9958
Расход газа на выходе из сопла, [кг/с]	24, 455
Скорость газа в критическом сечении сопла, [м/с]	457, 488
Скорость газа на выходе из сопла, [м/c]	457, 488
Степень понижения давления газа в сопле	1, 8762
Температура статическая газа на выходе из сопла, [K]	525, 02
Тяга сопла, [кH]	11, 82
Результаты расчёта элемента модели "Выходное устройство 2":
Влагосодержание рабочего тела, [кг воды/кг вл.воздуха]	0
Давление в критическом сечении сопла, [кПа]	53, 4238
Давление на срезе сопла, [кПа]	53, 41958
Давление статическое в критическом сечении сопла, [кПа]	28, 4
Давление статическое на входе в сопло, [кПа]	48, 94
Давление статическое на срезе сопла, [кПа]	28, 406
Коэффициент избытка воздуха на выходе из сопла	1000000
Коэффициент расхода сопла	0, 997
Коэффициент скорости сопла	0, 995
Площадь критического сечения сопла, [м^2]	1, 41
Площадь на входе в сопло, [м^2]	2, 378
Площадь среза сопла, [м^2]	1, 4135
Приведенная скорость в критическом сечении сопла	0, 995
Приведенная скорость газа на входе в сопло	0, 4
Приведенная скорость газа на выходе из сопла	0, 995
Расход газа на выходе из сопла, [кг/с]	181, 7
Скорость газа в критическом сечении сопла, [м/с]	305, 67
Скорость газа на выходе из сопла, [м/c]	305, 67
Степень понижения давления газа в сопле	1, 89
Температура статическая газа на выходе из сопла, [K]	219, 9974
Тяга сопла, [кH]	63, 62
Результаты расчёта элемента модели "Общие результаты":
Суммарная степень повышения давления	43, 8507
Суммарный расход воздуха, [кг/сек]	206, 51
Суммарный расход топлива, [кг/сек]	0, 405
Тяга двигателя, [кH]	26, 6522
Удельная тяга, [кН*с/кг]	0, 129
Удельный pасход топлива, [кг/(Н*ч)]; [кг/(кВт*ч)].	54, 7696
Исходные данные элемента модели "Общие результаты":
Тип установки	ГТД



6. Высотно-скоростные характеристики двигателя

Расчет ВСХ выполнен для диапазона высот от 0 до 11000 м и числе Маха полета от 0 до 0, 8, при программе регулирования n_ВД = const. Диапазон высот и скоростей полета приведен на рисунке 6.1.

При расчете ВСХ использовались характеристики вентилятора, КНД, КВД. Характеристики с линиями рабочих режимов, приведены на рисунках 6.2 - 6.4 соответственно.

Рисунок 6.1 - Диапазон высот и скоростей полета



Рисунок 6.2 - Закон регулирования

Рисунок 6.3 - Характеристика вентилятора с линией рабочих режимов



Рисунок 6.4 - Характеристика КНД с линией рабочих режимов

Рисунок 6.5 - Характеристика КВД с линией рабочих режимов



Результаты расчета ВСХ в виде зависимостей основных параметров двигателя от чисел Маха и высоты полета приведены на рисунках 6.6 - 6.13

Рисунок 6.6 - Зависимость тяги двигателя от числа Маха и высоты полета

Рисунок 6.7 - Зависимость удельного расхода топлива двигателя от числа Маха и высоты полета



Рисунок 6.8 - Зависимость приведенного расходу воздуха на входе от Маха и высоты полета

Рисунок 6.9 - Зависимость температуры за КВД от числа Маха и высоты полета



Рисунок 6.10 - Зависимость давления за КВД от числа Маха и высоты полета

Рисунок 6.11 - Зависимость температуры газа за камерой сгорания от числа Маха и высоты полета



Рисунок 6.12 - Зависимость температуры газа за ТНД от числа Маха и высоты полета

Рисунок 6.13 - Зависимость числа оборотов ротора НД от числа Маха и высоты полета

Анализ ВСХ

Расчет ВСХ показал, что с увеличением высоты полета тяга двигателя, удельный расход топлива, общий расход воздуха на входе в двигатель, полные давления и температура за компрессором, так же температуры за камерой сгорания и за турбиной низкого давления падают. С увеличением числа Маха полета, удельный расход топлива, давление и температура за компрессором, расход воздуха на входе, так же температуры за камерой сгорания и турбиной низкого давления возрастают, но тяга двигателя уменьшается до значений М = 0, 5, потом на малых высотах начинает возрастать а на больших остается неизменной.



Результаты и выводы

В ходе выполнения курсовой работы была создана математическая модель двигателя прототипа ПД-14М в среде DVIGwT. Выполнены ручной и машинный термогазодинамический расчеты модифицированного двигателя. По расчетам данного курсового проекта следует выбрать ТРДД на базе ПД-14М с большой степенью двухконтурности (m = 7, 33) из соображения топливной экономичности для перспективного магистрального пассажирского самолета.

Расхождение результатов расчетов ручного и выполненного в среде DVIGwT обусловлено тем, что при выполнении ручного расчета было принято много упрощений, а именно не учитывалась переменная теплоемкость в процессах сжатия, подвода тепла и расширения.

Вычислены значения приведенных скоростей в основных сечениях двигателя.

Построены высотно-скоростные характеристики для модифицированного двигателя, которые показывают изменение основных параметров двигателя от числа Маха и высоты полета.



Литература

1. ПД-14М [Электронный ресурс] «Википедия». URL: https://ru.wikipedia.org

2. [Электронный ресурс] «Авиапорт». URL: https://www.aviaport.ru/conferences/42841

3. МС-12 [Электронный ресурс] http://skyships.ru/?page_id=3887

4. Новые разработки в России: самолеты семейства МС-21 [Электронный ресурс] URL: https://www.politforums.net/eng/internal/1305969186.html

5. Стандарт организации. Система менеджмента качества. Графические и текстовые конструкторские документы. СТО УГАТУ 016-2007: общие требования к построению, изложению, оформлению / ГОУ ВПО УГАТУ.-- Уфа: ГОУ ВПО УГАТУ, 2007.-- 93 с

6. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД: Учебное пособие/ А.М. Ахмедзянов, В.П. Алаторцев, Х.С. Гумеров, Ф.Ф. Тарасов; УГАТУ. Уфа, 1990. - 340с.

7. В.В. Кулагин, С.К. Бочкарев, И.В. Горюнов, В.А. Григорьев. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. // Учебник. Кн. 3 - М.: Машиностроение, 2003.-614с.

Размещено на Allbest.ru