Аналіз конструктивно-компонувальної та силової схеми двигуна,стислий опис проектованого ГТД.

Курсовий проект

(Приклад виконання)

з дисципліни: «Конструкція та міцність авіадвигунів»

Напрям підготовки /спеціальності 6.070103 «Обслуговування повітряних суден»

Тема проекту: «Проект газотурбінного двигуна»

 

Виконав:

курсант 155 групи

Иванов И.И.

Члени коміссії:

_______ _______________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

_______ _______________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

_______ _______________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

 

м. Кривий Ріг 201_р.

 

 

Міністерство освіти і науки України

Криворізький коледж Національного авіаційного університету

 

 

Пояснювальна записка

(Приклад виконання)

до курсового проекту

«Проект газотурбінного двигуна»

 

 

Виконав:

курсант 155 групи

Иванов И.И.

Перевірив: викладач

_________________

 

 

м. Кривий Ріг 201_р.

 

 

 

Криворізький коледж НАУ

Дисципліна: « Конструкція та міцність авіадвигунів».

Кафедра: повітряних суден та авіаційних двигунів.

Напрям підготовки: 6.070103 «Обслуговування повітряних суден».

Курс 2 Навчальна група № 155 Семестр 2

Курсант Иванов Иван иванович

Завдання на курсову роботу

1. Тема проекту: «Проект газотурбінного двигуна»

2. Вихідні дані до проекту: Двигун – прототип РУ19А-300, температура перед турбіною 970⁰С, ступінь стискання компрессора π_к =8. _______________________________________________________________________

3. Орієнтований зміст розрахунково-пояснювальної записки:

1) Аналіз конструктивно-компонувальної та силової схеми двигуна,стислий опис проектованого ГТД;

2) Підбір радіально-упорного кулькового підшипника компресора;

3) Перевірочний розрахунок камери згряння;

4) Розрахунок на міцність елементів ГТД;

5) Системи проектованого двигуна;

6)Застосовувані матеріали. Осьові і радіальні зазори.

7) Навчально-дослідної частини проекту.

4. Тема навчально-дослідної частини проекту:

Аналіз конструктивних особливостей двигуна V-2500, розробленого фірмою "Європейські авіадвигуни".

4. Перелік графічного матеріалу: Загальне креслення двигуна -формат А1, креслення-схема масляної (або паливної) системи - формат А1 ______________________________________________________________________

5. Дата видачі завдання _____________

6. Термін здачі курсантом виконаного курсового проекту ______________

Додаток 2

(четверта сторінка)

Календарний план

№п/п	Найменування розділу	Термін виконання
	Аналіз конструктивно-компонувальної та силової схеми двигуна,стислий опис проектованого ГТД.
	Підбір радіально-упорного кулькового підшипника компресора.
	Перевірочний розрахунок камери згоряння.
	Розрахунок на міцність елементів ГТД.
4.1	Розрахунок температури на ободі диску ТВТ.
4.2	Визначення критичної частоти обертання вала турбіни.
	Системи проектованого ГТД.
5.1.	Масляна система
5.1.1	Розрахунок необхідного об’єму прокачуванного масла через двигун.
5.1.2	Визначення об'єму маслобака і маслосистеми.
5.2	Система живлення паливом.
5.2.1	Визначення параметрів насоса плунжерного типу.
5.2.2	Визначення параметрів насоса шестерневого типу.
5.3	Пускова система
	Застосовувані матеріали. Осьові і радіальні зазори
6.1	Вибір матеріалів основних деталей проектованого двигуна
6.2	Вибір осьових і радіальних зазорів
	Навчально-дослідна частина проекту
	Графічна частина проекту

Курсант ____________ _____________________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

Викладач ____________ _____________________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

 

Далее в тексте описываются другие конструктивные элементы двигателя с иллюстрациями.

 

Розрахунок на міцність елементів ГТД

Визначення критичної частоти обертання ротора двигуна.

На початку розділу 5.1 необхідно виконати опис загальної схеми масляної системи відповідно до вимог пункту 3.6.1 Методичних вказівок до виконання курсового проекту.

 

Система живлення паливом

 

На початку розділу 5.2 необхідно виконати опис загальної схеми паливної системи відповідно до вимог пункту 3.6.2 Методичних вказівок до виконання курсового проекту.

 

Пускова система

У розділі 5.3 необхідно виконати опис загальної схеми паливної системи відповідно до вимог пункту 3.6.3 Методичних вказівок до виконання курсового проекту.

 

 

Навчально-дослідна частина проекту

У розділі 7 необхідно виконати реферативний звіт на тему відповідного варіантну та відповідно до вимог пункту 3.8 Методичних вказівок до виконання курсового проекту.

 

 

Курсовий проект

(Приклад виконання)

з дисципліни: «Конструкція та міцність авіадвигунів»

Напрям підготовки /спеціальності 6.070103 «Обслуговування повітряних суден»

Тема проекту: «Проект газотурбінного двигуна»

 

Виконав:

курсант 155 групи

Иванов И.И.

Члени коміссії:

_______ _______________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

_______ _______________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

_______ _______________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

 

м. Кривий Ріг 201_р.

 

 

Міністерство освіти і науки України

Криворізький коледж Національного авіаційного університету

 

 

Пояснювальна записка

(Приклад виконання)

до курсового проекту

«Проект газотурбінного двигуна»

 

 

Виконав:

курсант 155 групи

Иванов И.И.

Перевірив: викладач

_________________

 

 

м. Кривий Ріг 201_р.

 

 

 

Криворізький коледж НАУ

Дисципліна: « Конструкція та міцність авіадвигунів».

Кафедра: повітряних суден та авіаційних двигунів.

Напрям підготовки: 6.070103 «Обслуговування повітряних суден».

Курс 2 Навчальна група № 155 Семестр 2

Курсант Иванов Иван иванович

Завдання на курсову роботу

1. Тема проекту: «Проект газотурбінного двигуна»

2. Вихідні дані до проекту: Двигун – прототип РУ19А-300, температура перед турбіною 970⁰С, ступінь стискання компрессора π_к =8. _______________________________________________________________________

3. Орієнтований зміст розрахунково-пояснювальної записки:

1) Аналіз конструктивно-компонувальної та силової схеми двигуна,стислий опис проектованого ГТД;

2) Підбір радіально-упорного кулькового підшипника компресора;

3) Перевірочний розрахунок камери згряння;

4) Розрахунок на міцність елементів ГТД;

5) Системи проектованого двигуна;

6)Застосовувані матеріали. Осьові і радіальні зазори.

7) Навчально-дослідної частини проекту.

4. Тема навчально-дослідної частини проекту:

Аналіз конструктивних особливостей двигуна V-2500, розробленого фірмою "Європейські авіадвигуни".

4. Перелік графічного матеріалу: Загальне креслення двигуна -формат А1, креслення-схема масляної (або паливної) системи - формат А1 ______________________________________________________________________

5. Дата видачі завдання _____________

6. Термін здачі курсантом виконаного курсового проекту ______________

Додаток 2

(четверта сторінка)

Календарний план

№п/п	Найменування розділу	Термін виконання
	Аналіз конструктивно-компонувальної та силової схеми двигуна,стислий опис проектованого ГТД.
	Підбір радіально-упорного кулькового підшипника компресора.
	Перевірочний розрахунок камери згоряння.
	Розрахунок на міцність елементів ГТД.
4.1	Розрахунок температури на ободі диску ТВТ.
4.2	Визначення критичної частоти обертання вала турбіни.
	Системи проектованого ГТД.
5.1.	Масляна система
5.1.1	Розрахунок необхідного об’єму прокачуванного масла через двигун.
5.1.2	Визначення об'єму маслобака і маслосистеми.
5.2	Система живлення паливом.
5.2.1	Визначення параметрів насоса плунжерного типу.
5.2.2	Визначення параметрів насоса шестерневого типу.
5.3	Пускова система
	Застосовувані матеріали. Осьові і радіальні зазори
6.1	Вибір матеріалів основних деталей проектованого двигуна
6.2	Вибір осьових і радіальних зазорів
	Навчально-дослідна частина проекту
	Графічна частина проекту

Курсант ____________ _____________________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

Викладач ____________ _____________________

^{(підпис) (прізвище та ініціали)}

 

Аналіз конструктивно-компонувальної та силової схеми двигуна,стислий опис проектованого ГТД.

1.1. Общие сведенья.

Турбореактивный двигатель РУ19А-300 предназначен для установки на самолете в качестве дополнительной силовой установки и энергоузла.

Двигатель обеспечивает:

- создание дополнительной тяги во время вздета с целью увеличения полезной

нагрузки и обеспечения безопасности полета в случае отказа основного двига-

теля, а также при наборе высоты согласно указаниям Руководства по летной

эксплуатации и пилотированию самолета;

- бортовой запуск основных двигателей;

- увеличение энерговооруженности и тяговооруженности в полете при отказе основного двигателя;

- снабжение бортовой сети самолета электроэнергией при отказе генераторов основных двигателей;

- снабжение бортовой сети самолета электроэнергией при неработающих основных двигателях на стоянке.

Основными конструктивными узлами двигателя является: семиступенчатнй осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, одноступенчатая турбина и нерегулируемое реактивное сопло.

Система регулирования обеспечивает работу двигателя на всех расчетных высотах и скоростях полета.

Двигатель имеет замкнутую (автономную) масляную систему.

Система управления двигателем позволяет производить автоматический запуск, выход на все режимы с малого газа, переход с одного режима на другой и останов двигателя на любом режиме.

Идя предотвращения перегрева двигателя в случае увеличения температуры за турбиной предусмотрена установка двух электромагнитных клапанов на двигателе для подключения на самолете системы ограничения максимальной температуры ОМТ-29.

Двигатель оборудован противообледенительным устройством, предотвращающим обледенение обтекателя. Для этого обтекатель снаружи имеет водоотталкивающее покрытие, а изнутри подогревается горячим воздухом.

Для охлаждения генератора предусмотрен отбор воздуха от компрессора.

В пусковой и основной топливных системах используется одно топливо (керосин).

Основные агрегаты, обслуживающие двигатель, расположены в нижней его части, на коробке агрегатов.

 

1.2 Принцип работі двигателя.

Атмосферный воздух поступает в двигатель через воздухозаборник самолета и засасывается осевым компрессором. Проходя воздушный тракт компрессора, воздух постепенно сжимается и затем подается в камеру сгорания, где разделяется на два потока - первичный и вторичный.

Первичной поток воздуха через завихрители и отверстия в головках поступает в жаровую трубу камеры сгорания. Туда непрерывно впрыскивается тонкораспыленное топливо, которое полностью сгорает при небольшом избытке воздуха. В зоне горения удерживается непрерывный факел пламени и высокие температуры.

Вторичный поток воздуха, омывая жаровую трубу снаружи и охлаждая ее, поступает через отверстия в жаровую трубу. Там он смешивается с продуктами сгорания топлива в первичном потоке воздуха. Охлаждая их, вторичный поток обеспечивает заданную температуру газов на входе в турбину.

Из камеры сгорания газы с высокой температурой и давлением поступают в одноступенчатую осевую реактивную турбину. Часть энергии горячих газов преобразуется в механическую работу, которая передается через вал турбины для вращения ротора компрессора и привода агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет.

В реактивном сопле происходит окончательное расширение продуктов сгорания, и оставшийся после турбины тешюперепад преобразуется в кинетическую энергию газов, создающих реактивную тягу двигателя.

 

1.3.Краткие сведенья о конструкции двигателя

1.3.1 Компрессор.

На двигателе установлен осевой семиотупенчатый компрессор, который предназначен для сжатия воздуха и подачи его непрерывным и равномерным потоком в камеру сгорания.

Компрессор состоит из корпуса спрямляющих аппаратов, ротора с рабочими лопатками, передней и средней опор двигателя и ленты перепуска воздуха из четвертой ступени компрессора.

Корпус спрямляющих аппаратов является силовым элементом и в собранном виде представляет собой тонкостенный цилиндр, состоящий из четырех частей: корпуса I (рис.4) первой ступени, корпуса 3 второй и третьей ступеней, корпуса 5 четвертой, пятой и шестой ступеней и корпуса 7 седьмой ступени (задний корпус). Корпус имеет три поперечных и один продольный (в корпусе второй и третьей ступеней и корпусе четвертой, пятой и шестой ступеней) разъемы.

Корпус первой ступени компрессора (рис.5, в) точеный с двумя флянцами,! Выполнен из титанового сплава. Внутри корпуса I размещены лопатки 2 спрямляющего аппарата первой ступени компрессора и корпус Ъ передней опоры двигателя.

Спрямляющий аппарат первой ступени имеет десять лопаток, выполненных из титанового сплава, пять из которых1 сделаны полыми: через две лопатки осуществляется подвод и откачка масла,необходимого для смазки роликового подшипника; через две другие - суфлирование полости корпуса передней опоры и подвод воздуха для наддуха лабиринтных полостей передней опоры и обогрева обтекателя; пятая лопатка заглунена и используется для замера давления воздуха в полостях лабиринтных уплотнен!и передней опоры.

Передним фланцем корпус стыкуется с самолетным воздухозаборником, а к заднему крепится корпус второй и третьей ступеней компрессора.

Корпус второй и третьей ступеней (рже.7, 8) • корпус четвертой, пятой и шестой ступеней (рис.9,10)- сварной конструкции и состоят из двух половин с разъемом в вертикальной плоскости.

На переднем фланце корпус четвертой, пятой • шестов ступеней шеет фрезерованные бобышки, которые при стыковке с корпусом второе и третьей ступеней образует окна перепуска воздуха из компрессора. В бобышках просверлены отверстия под болты, соединявшие оба корпуса. К этому же поясу крепится механизм управления лентой перепуска.

Задним фланцем корпус четвертой, пятой и шестой ступеней с помощью болтов соединен с задним корпусом компрессора (рис.II, 12).

Лопатки 2 спрямляющего аппарата седьмой ступени имеют на верхних концах цапфы, которыми они крепятся к кольцу I гайками 5. К проушинам на нижних концах лопаток прикреплен болтами корпус Ъ подшипников.

На заднем корпусе компрессора установлены кронштейны 6 (см.рис.4) крепления двигателя.

Ротор компрессора (рис.13, 14) - барабаняо-дисковой конструкции с семью рядами рабочих лопаток. Шесть рядов лопаток закреплены на барабане ротора. Рабочие лопатки первой ступени крепятся на отдельном диске 6. Все рабочие лопатки ротора закреплены в трапециевидных пазах типа "ласточкин хвост" с небольшим зазором, обеспечивающим быструю установку и снятие их с ротора. Фиксация лопаток от осевых перемещений производится стопорными кольцами 22.

Первая ступень ротора съемная. Соединение диска 6 с ротором осуществляется шлицевым болтом 4 и гайкой 5. Этим же болтом и пробкой 2 крепится вращающийся обтекатель I. Грузики 21 служат для динамической балансировки диска 6 первой ступени и всего узла ротора компрессора. Диски второй и седьмой ступеней ротора компрессора соединены штифтами 24 с передней и задней 12 цапфами.

Ротор компрессора соединен с ротором турбины внутренними шлицами в хвостовике задней цапфы 12. В передней цапфе 10 выполнены также шлицы для передачи крутящего момента диску 6 и фиксации шлицевого болта 4.

На задней цапфе 12 установлен шариковый подшипник 15 средней опоры, воспринимающий радиальные и осевые нагрузки от ротора. На передней цапфе Ю установлен роликовый подшипник 7 передней опоры, воспринимающий радиальные нагрузки от ротора.