Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Московский авиационный институт

Национальный исследовательский институт

Пояснительная записка к курсовому проекту

По дисциплине: «Конструкция и проектирование воздушно-реактивного двигателя»

На тему: «Турбина двигателя НК-4»

Выполнил: студент гр. 02-515

Горников Алексей Петрович

Принял: Демидов А.С

Москва 2015

Оглавление

1. Описание воздушно-реактивного двигателя НК-4

2. Список основных конструкционных материалов

Список используемой литературы

1. Описание воздушно-реактивного двигателя НК-4

По схеме Ил-18 представлял собой моноплан с низкорасположенным трапециевидным крылом, на котором были установлены четыре двигателя НК-4. Четырехдвигательная схема самолета при отказе одного двигателя обеспечивала его взлет или продолжение полета на крейсерской высоте 8000 м без снижения. При отказе двух двигателей самолет мог продолжить горизонтальный полет, но на меньших высотах.

Тактико-технические характеристики Ил-18

Технические характеристики

· Экипаж: 4 -5человека

· Длина: 35.9 м

· Размах крыла: 37,4м

· Высота: 10,17м

· Площадь крыла: 140 мІ

· Масса максимальная взлётная: 98-100 т

· Двигатели: 4ХНК-4

Лётные характеристики

· Максимальная скорость: 610 км/ч

· Дальность полёта с максимальной коммерческой нагрузкой 6500 км

· Практический потолок: 12000 м

· Количество пассажиров: 80-122

Основные параметры двигателя НК-4

Условное обозначение двигателяНК-4

Тип двигателя: турбовентиляторный

Мощность, кВт2944

Удельный расход топлива, кг/л. с0.245

Степень повышения давления7.9

Температура газов перед турбиной, К1250

Габаритные размеры, мм

- - диаметр винта4500

Масса двигателя без винтов, кг970

На самолете Ил-18 устанавливали двигатели НК-4 конструкции Н.Д. Кузнецова с четырехлопастными воздушными винтами АВ-68 диаметром 4,5 м, созданными под руководством К.И. Жданова. На всех режимах работы двигатель НК-4 имел постоянные числа оборотов вращения турбины и воздушного винта. Мощность силовой установки регулировалась расходом топлива и поворотом лопастей винта. Режимам работы двигателя соответствовали определенные расходы топлива и углы установки лопастей воздушных винтов. При некоторых неисправностях в системе винт--регулятор--двигатель лопасти винта могли выйти на меньшие углы, чем положено для данного режима, и силовая установка могла создать нежелательную для полета отрицательную тягу. Эту особенность турбовинтовых двигателей учли конструкторы самолета Ил-18 - в случае остановки двигателя в полете на режимах работы выше 0,9 максимальной мощности винт автоматически переводился во флюгерное положение. Он имел также ручное электрическое и механическое управление. С помощью переключателей, установленных на центральном пульте, летчики могли ввести винт во флюгерное положение или перевести его на отрицательную тягу при пробеге самолета после посадки для его торможения.

Гондолы двигателей установили на верхней поверхности крыла. Такое расположение, менее выгодное с аэродинамической точки зрения, существенно уменьшало опасность пожара, поскольку исключало возможность соприкосновения топлива с горячими частями двигателя при случайной течи баков, размещенных в крыле. Все горячие части силовой установки изолировали от конструкции самолета противопожарными перегородками, а выхлопные трубы отделялись от крыла воздушными каналами. Кроме того, гондолы двигателей и кожухи выхлопных труб в полете интенсивно продували холодным воздухом.

Защиту двигателей от пожара обеспечивала противопожарная система, срабатывавшая в две очереди. Половина огнетушителей с высокоэффективным огнегасящим составом разряжалась в гондолы двигателей автоматически от сигналов импульсных термодатчиков, другая половина огнетушителей использовалась по усмотрению экипажа. При вынужденной посадке с убранным шасси противопожарная система внутренних гондол срабатывала автоматически: при соприкосновении гондол с землей на гондолах внутренних двигателей снизу срабатывали рычаги включения огнетушителей.

Топливную систему самолета из 22 баков симметрично расположили в правой и левой половинах крыла. Она была проста, максимально надежна и полностью автоматизирована. В системе осуществлялось дублирование подкачивающих насосов и дренажа. Система кольцевания позволяла подавать топливо из любой группы баков к любому двигателю. В центроплане, там, где расположены двигатели и элементы конструкции имеют повышенный уровень вибрации, установили мягкие резиновые баки, а в консольных частях крыла оборудовали кессонные баки-отсеки для топлива, вошедшие в конструкцию крыла. Общая емкость топливной системы 23 700 л. При полетах на дальность до 3000 км предусматривалось заполнение только части баков, составлявших так называемую основную систему. При дальности полета до 5000 км заполняли все баки, но в первую очередь использовали топливо из баков, расположенных ближе к фюзеляжу - из основной системы

реактивный двигатель самолет топливный

2. Список основных конструкционных материалов

Список используемой литературы

1. Скубачевский Г.С. Атлас турбин ГТД (ТРД и ТВД). Выпуск IV, 1977 г.

2. Демидов А.С., Кашелкин В.В., Федоров М.Ю. Расчеты на прочность деталей космических ядерных установок. МАИ,2005.

3. Демидов А.С. Конспект лекции по курсу: «Конструкция и проектирование ВРД»

4. Авиационные материалы. Справочник, тои I под редакцией Туманова А.Т., ОНТИ, 1975.

Размещено на Allbest.ru