Учебно – исследовательская часть

Ф.1.03-01

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ

РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН

АКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

 

 

«КОНСТРУКЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ»

Методические указания по выполнению курсовой работы для студентов очного и заочного обучения

специальности: 050714 Авиационная техника и технологии, образовательные программы: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» и «Техническое обслуживание воздушных судов и авиационного электрооборудования»

 

Алматы, 2010

УДК

Составитель: Кошанова Ш.К. «Конструкция авиационных двигателей» Методические указания по курсовой работы и курсовой проект.

Методическое указание рассчитано на студентов очного и заочного обучения по специальности 050714 «Авиационная техника и технология», образовательные программы: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» и «Техническое обслуживание воздушных судов и авиационного электрооборудования»

 

 

Методическое указание утверждены на заседании кафедры № 50 «Эксплуатация летательных аппаратов авиационных двигателей и энергетических установок» «____» __________ 2010 г.

 

Курсовая работа

Целю выполнения курсового работы является закрепление знаний и представляет возможность творческого осмысления полученных знаний по курса «Конструкции авиационных двигателей». В процессе проектирования изучаются конструктивные особенности отдельных узлов и деталей ГТД.

Перед началом восстановить знания с соответствующих разделов «Теория авиационных двигателей».

При разработке конструктивно – компоновочной схеме, конструкции узлов, деталей и систем двигателя необходимо использовать технические решения, применяемые в современных двигателях и хорошо зарекомендовавшие себя в эксплуатации.

Законченный курсовой проект ГТД должен содержать графическую часть и пояснительную записку.

Графические работы включают конструктивно – компоновочную схему, чертежи узла двигателя.

В конце пояснительной записки приводится список использованной литературы.

Учебно – исследовательская часть курсового проекта составляет около 25% объема, является обязательным его элементом, выбирается студентом и утверждается преподавателем при выдаче задания.

Учебно – исследовательскую часть проекта выполняют, как правило, в виде реферативного обзора работ по выбранной теме, опубликованных в периодической и специальной литературе.

Учебно – исследовательскую часть проекта оформляют в виде 1-2 листов графических работ формата 24 (графики, диаграммы, схемы, эскизы конструктивных решений) и отдельного раздела пояснительной записки объемом 8-12 страниц.

 

 

Содержание курсового работы

№ п/п	Наименование раздела	Литера тура	Примерный объем	% от общего объема
	Силовая схема проектируемого ГТД и его общее описание		4-5 страниц текста, 1лист чертежа А2 силовой схемы
	Определение основных параметров ГТД	[1,2,3,4, 13,19]	8-10 страниц текста
	Расчет параметров камеры сгорания	[1,10,19,20]	5-6 страниц текста рисунок для определения объема камеры сгорания
	Расчет диска турбины на прочность	[1,2,3,13]	5-8страниц текста, расчетные схемы распределения напряжений и температур по радиусу
	Расчет лопатки турбины в корневом сечении и ее замка	[1,2,3]	8-10страниц текста
	Расчет вала на прочность	[1,2,3]	5-7 страниц текста, рисунок эпюр моментов и осевых сил
	Расчет критических оборотов турбины с учетом влияния гироскопического момента	[1,2]
	Выбор и расчет системы смазки	[1,2,20]	3 страниц текста, схема маслосистемы
	Выбор и расчет топливной системы	[20]	3страниц текста, схема топливной системы
	Спецификация материалов, посадок, радиальных и осевых зазоров.	[2,9,21]	Таблица материалов
	Конструктивно-силовая схема ГТД и совмещенная с ней схема маслосистемы	[1,2,21]	1 лист А1
	Узел двигателя (КНД, КВД, турбина	[1,2,3,21]	1-2 листа А1

Учебно – исследовательская часть

Примерный перечень тем учебно – исследовательской части проекта

1. Анализ отказов авиационных двигателей и разработка конструктивных мероприятий, повышающих их эксплуатационную технологичность, надежность и долговечность.

2. Общие вопросы перспектив развития ГТД.

3. Анализ конструктивных особенностей узлов современных и перспективных ГТД.

4. Разработка конструктивных мероприятий, повышающих экономичность ГТД.

5. Экологические проблемы эксплуатации авиационных двигателей.

6. Анализ основных направлений уменьшения шума ГТД.

7. Конструктивные, технологические и эксплуатационные мероприятия, направленные на снижения вредных веществ в продуктах сгорания.

8. Анализ конструктивных, эксплуатационных мероприятия, повышающих безопасность полетов.

9. Анализ сроков службы авиационных ГТД и путей их повышения.

10. Анализ сведений об обработке основных деталей ГТД при ремонте.

11. Анализ сведений о причинах досрочных съемов ГТД.

12. Анализ встроенных систем раннего обнаружения неисправностей ГТД.

13. Анализ мероприятий, повышающих эксплуатационную технологичность конкретных типов серийных ГТД.

14. Влияние параметров двухконтурных ТРД на технико – экономические показатели дальних самолетов.

15. Проблемы дальнейшего развития ТРДД с большой степенью двухконтурности.

16. Анализ существующих и перспективных методов охлаждения лопаток турбин.

 

Определение основных параметров ГТД

I Компрессор

Определяем размеры проходных сечений на входе в компрессор и на выходе из него, принимая и отсутствие закрутки потока

а) площадь на входе в РК 1 ступени

где G - расхода воздуха, кг/с;

- температура наружного воздуха = 288К;

Коэффициент в формуле расхода m= 0,0404;

k = 1,4; R = 288 Дж/кгК - для воздуха;

коэффициент для вихревых лопаток = 0,97 … 0,98, для лопаток с постоянной степенью реактивности = 0,93…0,95;

- давление воздуха на входа в компрессор

=

где - коэффициент восстановления полного давления в воздухозаборника = 0,98…0,99.

Приводная скорость на входе на входе в компрессор

Осевая скорость С по тракту компрессора постепенно снижается от значений = 200 … 230 м/с в 1 ступени до = 120 … 160 м/с на выходе из последней ступени.

По значению находим по таблице газодинамических функций .

б) наружный диаметр 1 ступени

м.

Выбираем значение относительного диаметра втулки

= 0,35 … 0,40

в) длина лопатки 1 ступени

м;

г) площадь проточной части на выходе из компрессора

м

приведенная скорость на выходе из компрессора

 

По значением находим

- давление воздуха на выходе из компрессора

Па

- температура воздуха на выходе из компрессора

где - эффективная работа компрессора

где =0,8…0,88

д) относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени компрессора

= м;

е) длина лопатки РК на выходе из компрессора

м.

Длина лопаток должна быть не менее 20 … 30 мм, а величина на последних ступенях не должна быть больше 0,85 … 0,95.

II Турбина

Исходными данными для расчета являются: параметры заторможенного потока газа на входе в турбину и , секундный расход газа через турбину частота вращения ротора работа турбины , а также наружный диаметр компрессора .

1 Определяем параметры потока газа на выхода из турбины:

температура торможения и

полное давление

.

Значение .

2 Определяем площадь проходного сечения на выходе из турбины

.

Значение и следует задаться в соответствии с рекомендациями приложения 7, а выбирать по таблице газодинамических функций в зависимости от .

3 Выбираем значение наружного диаметра турбины равным (см. приложение 7). Тогда размеры последней ступени турбины:

диаметр втулки РК

длина лопатки

средний диаметр проточной части

.

4. Определяем окружную скорость на диаметре втулки:

.

5. В соответствии с рекомендациями (см. приложение 7) выбираем число ступеней турбины.

6. Работу турбины разбиваем между ступенями в соответствии с рекомендациями приложения 7.

7. Определяем максимальное напряжение растяжения в корневом сечении лопатки РК , где - коэффициент формы; - плотность материала лопаток, суммарное напряжение в лопатках РК

,

где отношение определяем по рис.5.13., для чего следует знать отношение максимального расхода газа через турбину к его значению в стендовых условиях .

8. Определяем температуру лопатки:

.

9. По рис. 5.14 для известных материала лопатки и ее температуры, при заданной длительности работы лопатки находим предел длительной прочности и определяем запас прочности лопатки .

10. Задаваясь значением числа Маха на входе в турбину , определяем:

площадь проточной части

;

диаметр втулки РК в этом сечении

;

высота лопатки СА

.

11. В соответствии с рекомендациями приложения 7 определяем ширину решеток и осевые зазоры, вычерчиваем в масштабе проточную часть турбины и определяем угол раскрытия меридиональную сечения проточной части.

Расчет диска турбины

Определяем изменение температуры по радиусу диска. Температура лопатки у корня 400°С. За счет теплового сопротивления замка лопатки температура обода диска уменьшается на 150¸ 300⁰С стр.190[1 Паллей]. Применяем t_об=300⁰С.

- Температуру диска в центре принимаем t₀=150⁰C стр.190-191[1Паллей]. У неохлаждаемых дисков изменение температуры по радиусу выражается формулой:

стр. 470[4], где t₀=150⁰C - температура в центре диска

Определим коэффициент С из условия, что при r=r_об

T = 300°C

 

Зависимость изменения температуры от радиуса диска будет выражаться формулой:

 

По полученной формуле для каждого сечения диска определяем температуру. На рис.6 строим график изменения температуры по радиусу диска. Значения t заносим в графу 6 табл.8.

- Выбираем материал диска и его характеристики. ЭИ-418 (4X12H8Г8МДБ)

- Плотность r =8250 кг/м³ стр. 28[10]

- Модуль упругости Е = 1,24∙ 10⁵ МПа при температуре 600⁰

- Е = 1,74∙10⁵ МПа при температуре 20º

- Коэффициент линейного расширения:

 

b = 15,3•10^-6 1/⁰C при t=20⁰C

b = 19,8•10^-6 1/⁰C при t=600⁰C

Приближенно принимаем коэффициент линейного расширения и модуль упругости в диапазоне 20¸ 600⁰С зависящим от температуры линейно. Найдем формулы этих величин от температуры:

 

 

а) ; ;

По этой формуле для каждого сечения находим модуль упругости в зависимости от температуры.

 

б) ; ;

- Для каждого сечения определяем в зависимости от температуры для каждого сечения коэффициент линейного расширения. Заносим в графу 8 таб.8.

- Далее определяем коэффициенты зависящие от геометрических размеров диска, температуры.

где m = 0,3 - коэффициент Пуассона

 

Все эти коэффициенты рассчитываем и заносим в графы 9¸ 14 таб. 8.

- Далее определяем коэффициенты:

При этом для сечения 0-0

A₀=0; B₀=0; N₀=1; Q₀=0 стр. 319[12]

- Определяем напряжение на ободе диска. Приближенно считаем, что объем, занимаемый лопаткой и материалом между пазами диска примерно равный. Тогда

кг/м³

где r_л - плотность материала лопатки

r_д - плотность материала диска

 

Напряжение на ободе диска:

где z=97 - количество лопаток

s_pn=39,7ž10⁶ Па - напряжение растяжения у корня лопатки от центробежных сил.

F_k=186ž10-⁶ м² - площадь корневого сечения лопатки.

f - площадь радиального сечения разрезной части обода диска.

Из рис.7

- радиус в центре площади f

Из рис.

v = 515 1/с - угловая скорость вращения.

Определяем напряжение в сечение 0¸ 0

Определяем напряжение для каждого сечения по формулам:

Данные заносим в графы 19, 20 таб.8

Определяем эквивалентное напряжение в сечениях диска по формуле

Для определения запаса прочности диска строим вспомогательный график изменения s^t₁₀₀ стали ЭИ-418 на рис.7.

Из таб. 1.14[10]

По этим данным на рис.6 строим график изменения s⁺₁₀₀=f(r)

Далее из полученного графика для каждого сечения определяем s⁺₁₀₀ и определяем запас прочности диска по формуле

Расчет заносим в таб. 8.

По данным таб.8 строим графики:

Минимальный запас прочности в сечении 0-0 К= 2,1

Запас прочности достаточен. Стр.228[1].

 

Список используемой литературы.

1. Э. С.Паллей, И.М.Королев и др. «Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей.» Транспорт. Москва. 1987г.

2. Г.С.Скубачевский «Авиационные газотурбинные двигатели.» М. Машиностроение 1981 г.

3. А.В.Штода и др. «Конструкция авиационных двигателей.» Москва 1969г.

С.И.Ловинский.«Теория авиационных двигателей.» М. Машиностроение 1982г.

4 П.К. Казанджан, В.Т. Шуленин. «Методические указания по газодинамическому расчету двигателей летательных аппаратов гражданской авиации.» М. 1988г.

5 А.П. Клячкин. «Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей.» М. 1967г.

6 С.С.Русаков. «Газодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей.» Киев. 1975г.

7 А.К.Янко, Н.А.Иванов, Г.Д. Купчик. «Рабочий процесс газотурбинных двигателей.» Киев. 1982г.

8 Л.П. Лозинский, А.А. Зинченко, А.Н. Иваненко. «Проектирование и расчет авиационных газотурбинных двигателей.» Киев. 1970г.

9 Л.П. Лозинский и др. «Конструкция и прочность авиационных двигателей. (Методические указания по курсовому проектированию).» Киев. КИИГА. 1988г.

10 А.Л.Клячкин «Теория воздушно-реактивных двигателей.» Москва 1969г.

11 Л.П.Лозицкий «Авиационный двигатель Д-30 2 серии.» Москва 1980г.

12 В.Г.Александров и др. «Справочник по авиационным материалам и технологии их применения.» Москва 1979г

13 С.М.Шляхтенко «Теория ВРД Москва» 1975г.

14 В.А.Акимов, С.М.Шляхтенко и др. «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей.» М. Машиностроение. 1987г.

15 И.А.Биргер, Б.Ф.Шорр и др. «Расчет на прочность деталей машин.» справочник. Москва. Машиностроение. 1979г.

16 В.А.Кузовлев. «Техническая термодинамика и основы теплопередачи.» М. Высшая школа. 1983г.

17 А.Н.Говоров и др. «Расчет эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей». Киев. КИИГА. 1975г.

18 С.М.Егерь, В.Ф.Мишин, и др. «Проектирование самолетов». М. Машиностроение. 1983г.

19 И.И. Кулагин «теория авиационных двигателей» М. Оборонгиз 1958 г.

20 Н.Т. и др. «Авиационные силовые установки» М. Транспорт 1976 г.

21 Техническая описания авиационных газотурбинных и поршневых двигателей.

22 С.М. Дорошко «Контроль и диагностирование технического состояния газотурбинных двигателей по вибрационным параметрам» М. Транспорт 1984 г.

23 В.Т. Василенко, Ж.С. Черненко «Влияние эксплуатационных факторов на топливную систему самолетов» М. Машиностроение 1986 г.

 

 

Содержание

 

Введение
Содержание курсового проекта
Учебно – исследовательская часть
Определение основных параметров ГТД
Турбина
Расчет первого ступени турбины на среднем диаметре
Определение параметров потока на различных радиусах
Определение размеров выходных устройств
Расчет параметров камеры сгорания
Расчет диска турбины
Расчет лопатки турбины в корневом сечении и замка
Расчет вала на прочность
Расчет потребной прокачки и применяемые в авиационных двигатели
Методика расчета теплового режима компрессорных роликоподшипников ГТД и прокачки масла
Спецификация материалов, посадок, радиальных и осевых зазоров.
Таблицы газодинамических функции
Список литературы

 

 

Ф.1.03-01

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ

РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН

АКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

 

 

«КОНСТРУКЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ»

Методические указания по выполнению курсовой работы для студентов очного и заочного обучения

специальности: 050714 Авиационная техника и технологии, образовательные программы: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» и «Техническое обслуживание воздушных судов и авиационного электрооборудования»

 

Алматы, 2010

УДК

Составитель: Кошанова Ш.К. «Конструкция авиационных двигателей» Методические указания по курсовой работы и курсовой проект.

Методическое указание рассчитано на студентов очного и заочного обучения по специальности 050714 «Авиационная техника и технология», образовательные программы: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» и «Техническое обслуживание воздушных судов и авиационного электрооборудования»

 

 

Методическое указание утверждены на заседании кафедры № 50 «Эксплуатация летательных аппаратов авиационных двигателей и энергетических установок» «____» __________ 2010 г.

 

Курсовая работа

Целю выполнения курсового работы является закрепление знаний и представляет возможность творческого осмысления полученных знаний по курса «Конструкции авиационных двигателей». В процессе проектирования изучаются конструктивные особенности отдельных узлов и деталей ГТД.

Перед началом восстановить знания с соответствующих разделов «Теория авиационных двигателей».

При разработке конструктивно – компоновочной схеме, конструкции узлов, деталей и систем двигателя необходимо использовать технические решения, применяемые в современных двигателях и хорошо зарекомендовавшие себя в эксплуатации.

Законченный курсовой проект ГТД должен содержать графическую часть и пояснительную записку.

Графические работы включают конструктивно – компоновочную схему, чертежи узла двигателя.

В конце пояснительной записки приводится список использованной литературы.

Учебно – исследовательская часть курсового проекта составляет около 25% объема, является обязательным его элементом, выбирается студентом и утверждается преподавателем при выдаче задания.

Учебно – исследовательскую часть проекта выполняют, как правило, в виде реферативного обзора работ по выбранной теме, опубликованных в периодической и специальной литературе.

Учебно – исследовательскую часть проекта оформляют в виде 1-2 листов графических работ формата 24 (графики, диаграммы, схемы, эскизы конструктивных решений) и отдельного раздела пояснительной записки объемом 8-12 страниц.

 

 

Содержание курсового работы

№ п/п	Наименование раздела	Литера тура	Примерный объем	% от общего объема
	Силовая схема проектируемого ГТД и его общее описание		4-5 страниц текста, 1лист чертежа А2 силовой схемы
	Определение основных параметров ГТД	[1,2,3,4, 13,19]	8-10 страниц текста
	Расчет параметров камеры сгорания	[1,10,19,20]	5-6 страниц текста рисунок для определения объема камеры сгорания
	Расчет диска турбины на прочность	[1,2,3,13]	5-8страниц текста, расчетные схемы распределения напряжений и температур по радиусу
	Расчет лопатки турбины в корневом сечении и ее замка	[1,2,3]	8-10страниц текста
	Расчет вала на прочность	[1,2,3]	5-7 страниц текста, рисунок эпюр моментов и осевых сил
	Расчет критических оборотов турбины с учетом влияния гироскопического момента	[1,2]
	Выбор и расчет системы смазки	[1,2,20]	3 страниц текста, схема маслосистемы
	Выбор и расчет топливной системы	[20]	3страниц текста, схема топливной системы
	Спецификация материалов, посадок, радиальных и осевых зазоров.	[2,9,21]	Таблица материалов
	Конструктивно-силовая схема ГТД и совмещенная с ней схема маслосистемы	[1,2,21]	1 лист А1
	Узел двигателя (КНД, КВД, турбина	[1,2,3,21]	1-2 листа А1

Учебно – исследовательская часть

Примерный перечень тем учебно – исследовательской части проекта

1. Анализ отказов авиационных двигателей и разработка конструктивных мероприятий, повышающих их эксплуатационную технологичность, надежность и долговечность.

2. Общие вопросы перспектив развития ГТД.

3. Анализ конструктивных особенностей узлов современных и перспективных ГТД.

4. Разработка конструктивных мероприятий, повышающих экономичность ГТД.

5. Экологические проблемы эксплуатации авиационных двигателей.

6. Анализ основных направлений уменьшения шума ГТД.

7. Конструктивные, технологические и эксплуатационные мероприятия, направленные на снижения вредных веществ в продуктах сгорания.

8. Анализ конструктивных, эксплуатационных мероприятия, повышающих безопасность полетов.

9. Анализ сроков службы авиационных ГТД и путей их повышения.

10. Анализ сведений об обработке основных деталей ГТД при ремонте.

11. Анализ сведений о причинах досрочных съемов ГТД.

12. Анализ встроенных систем раннего обнаружения неисправностей ГТД.

13. Анализ мероприятий, повышающих эксплуатационную технологичность конкретных типов серийных ГТД.

14. Влияние параметров двухконтурных ТРД на технико – экономические показатели дальних самолетов.

15. Проблемы дальнейшего развития ТРДД с большой степенью двухконтурности.

16. Анализ существующих и перспективных методов охлаждения лопаток турбин.