Сравнительный анализ экономичности двигателя

В качестве базового варианта для сравнения со спроектированным двигателем выбираем турбореактивный двигатель РД-33.

Для того чтобы базовый и проектируемый двигатель можно было оценивать между собой, необходимо привести параметры двигателей в сопоставимые условия:

- эти двигатели предназначены для установки их на один тип истребителя;

- число двигателей, устанавливаемых на один самолет одинаковы;

- время полета истребителя, а также программа полета одинаковы;

- условия технического обслуживания также не отличаются.

Для оценки проектируемого двигателя существует система показателей технического уровня и качества проектируемых изделий:

- показатели назначения (тяга, расход топлива, удельная масса, и т.д.);

- показатели надежности и долговечности (ресурс работы двигателя, межремонтный ресурс);

- показатели технологичности двигателя (производительность труда при эксплуатации и ремонте, затраты на ремонт);

- эргономические показатели, характеризующие удобства и безопасность труда;

- показатели стандартизации и унификации;

- экономические показатели, отражающие затраты на разработку, изготовление и эксплуатацию изделия, а также экономическую эффективность эксплуатации.

Сравнение основных параметров спроектированного двигателя и его прототипа приведены в таблице 5.1.

 

Таблица 5.1 Основные параметры двигателей

Параметр	Размерность	Двигатель-прототип	Проектируемый двигатель
		Значение
		81,4	82,62
		0,214	0,22
	-	21	21
		76,5	79,06
		1620	1550

 

 

тяга

удельный расход топлива

степень повышения давления в компрессоре

расход воздуха

температура газа

Сравнение проведем для максимального режима полета:

 

Удельный расход топлива ,

а тяга

 

Сравним эти два двигателя в денежном эквиваленте:

Сравнение сделаем для истребителя с двумя двигателями, время работы 1 час, стоимость одного литра топлива для расчета возьмем приблизительно равно 28 грн. за литр.

Двигатель-прототип:

расход топлива прототипа:

стоимость топлива прототипа

Проектируемый двигатель:

расход топлива проектируемого двигателя:

стоимость топлива проектируемого двигателя:

 

Вывод

Проектируемое изделие (ТРДДФ с тягой Ре=82,62 кН) имеет на 2,8% больше значение удельного расхода топлива и на 1,5% большее значение тяги чем прототип (ТРДДФ РД-33). Тяга проектируемого изделия на 1,22 кН больше чем у прототипа. При этих параметрах проектируемого двигателя увеличивается его боевые характеристики. При увеличении расхода топлива уменьшается дальность полета летательного аппарата.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В настоящем дипломном проекте разработан  двигатель для истребителя с тягой 82,62 кН на форсажном режиме.

В ходе проектирования двигателя был проведен термогазодинамический расчет двигателя. На этапе согласования была выполнена основная задача этапа - формирование облика двигателя. Газодинамический расчет турбины на среднем радиусе позволил получить геометрические, энергетические и кинематические параметры. Была также обеспечена прочность лопаток первой ступени за счет ее охлаждения. При профилировании лопаток турбины высокого давления был применен закон  и , который значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

Конструкторская часть содержит описание конструкции компрессора, камеры сгорания и турбины двигателя, а также необходимые прочностные расчеты. Расчет на статическую прочность пера рабочей лопатки турбины показал что лопатка удовлетворяет нормам прочности, минимальный коэффициент запаса К=1,19. Материалом лопатки был выбран жаропрочный сплав ЖС6К.

Проведенный расчет на статическую прочность диска с учётом изменения температуры по радиусу диска показал, что диск выдерживает все напряжения и имеет малую вероятность разрушения по причине статических нагрузок. Также проведен расчет на прочность узла крепления рабочей лопатки.

В технологической части проекта представлено описание конструкции детали, обоснование выбора материала, оценка её технологичности, определение точности размеров заготовки, выбор и обоснование технологических баз, определение числа переходов по точности и шероховатости. В результате расчетов разработан маршрутно-операционный технологический процесс изготовления гильзы, выбран метод получения заготовки, разработан чертеж заготовки, проведены расчеты режимов резания для трёх операций-представителей.

В экономической части был проведен расчет производственной себестоимости полуфабриката после трех технологических операций.

В целом, по окончанию выпускной работы, можно сделать вывод, что по сравнению с прототипом, разрабатываемый двигатель получился с более высокими основными параметрами, что соответствует уровню современной авиации, и вполне может составить конкуренцию аналогичным двигателям для истребителей.

 

СПИСОК РЕКОМЕНДУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

 

1 Павленко Г.В. Термогазодинамический расчет газотурбинных двигателей и установок / Г.В.Павленко. - Учебное пособие.— Харьков: Нац. Аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2007. – 64 с.

2 Буслик Л.Н. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД: учеб. пособие /Л.Н. Буслик, В.И. Коваленко. - Х.: ХАИ, 1996. – 51 с.

   3 Павленко Г.В. Газодинамический расчёт осевой газовой турбины: учеб. пособие.- Х.: ХАИ, 1985. – 93 с.

  4 Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин: учеб. пособие.- Х.: ХАИ, 1986. – 49 с.

5 Шошин Ю.С. Расчет на прочность рабочей лопатки компрессора или турбины: учеб. пособие /Ю.С. Шошин. С.В. Епифанов, Р.Л. Зеленский. - Х.: ХАИ, 1993.- 32 с.

6 Шошин Ю.С. Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора или турбины и построение частотной диаграммы: учеб. пособие /Ю.С. Шошин. С.В. Епифанов, Р.Л. Зеленский. - Х.: ХАИ, 1992.- 23 с.

7 Шошин Ю.С. Расчет на прочность дисков компрессоров и турбин: учеб. пособие /Ю.С. Шошин, С.В. Епифанов, Р.Л. Зеленский. - Х.: ХАИ, 1996. – 28 с.

8 Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей: учебник / Г.С. Скубачевский. – М.: Машиностроение, 1981. - 550 с.

9.Справочнок технолога-машиностроителя.В2-х т. Т2 / Под ред. А.Г.Косиловой, Р.К.Мещерякова.4-е изд., перераб. и доп-М:Машиностроение, 1985. – 496с.

10 Справочнок технолога-машиностроителя.В2-х т. Т1 / Под ред. А.Г.Косиловой, Р.К.Мещерякова.4-е изд., перераб. и доп-М:Машиностроение, 1985. – 457с.

11. А.В. Олейник, С.Ю. Шарков, "Расчет теплового и термонапряженного состояния охлаждаемых лопаток турбин", Харьков "ХАИ", 1995г.

12. Лунев А.Н., Курылев Д.В. ОБЗОР ПРОГРЕССИВНЫХ МЕТОДОВ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ОСЕВЫХ МОНОКОЛЕС АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ // Фундаментальные исследования. – 2016. – № 6-1. – С. 78-82;
URL: http://www.fundamental-research.ru/ru/article/view?id=40375 (дата обращения: 15.02.2018).