Газодинамический расчет

Федеральное агентство по образованию


Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования


«МАТИ» - Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского


Кафедра: «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»









Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине «Теория и расчет ВРД»

на тему
«Газодинамический расчет ТРДДФ»











Студент: Чеснова В.А.
Группа: 2АДУ – 4ДБ – 082
Преподаватель: Попов В.Г.





Москва 2008
Содержание

Бланк задания 2
1. Определение состава силовой установки, выбор прототипа и его описание 4
1.1. Определение количества двигателей 4
1.2. Описание самолёта-прототипа 4
2. Описание ТРДДФ АЛ-31Ф 18
2.1. Общие сведения 18
2.2. Компрессор 19
2.3. Основная камера сгорания 26
2.4. Турбина 30
2.5. Теплообменник 36
2.6. Форсажная камера 36
2.7. Реактивное сопло 39
2.8. Основные данные 42
3. Энергетический расчёт ТРДДФ 45
3.1. Цель. Данные. Допущения методики 45
3.2. Определение параметров ТРДДФ 47
4. Расчёт скоростных и высотных характеристик ТРДДФ 58
4.1. Расчёт скоростной характеристики 59
4.2. Расчёт высотной характеристики 118
5. Турбина ТРДДФ АЛ-31Ф 170
5.1. Общая характеристика турбины 170
5.2. Конструкция турбины высокого давления 170
5.3. Конструкция турбины низкого давления 194
5.4. Опора турбины 208
5.5. Охлаждение турбины 209
5.6. Особенности эксплуатации турбины 211


6. Газодинамический расчёт ТРДДФ 218
6.1. Цель. Допущения методики 218
6.2. Газодинамический расчёт КНД 219
6.3. Газодинамический расчёт КВД 228
6.4. Газодинамический расчёт ТВД 237
6.5. Газодинамический расчёт ТНД 245
6.6. Расчет камеры сгорания 253
6.7. Расчет форсажной камеры 255
6.6. Расчет выходного устройства 255
7. Графическая часть 257
Список литературы 258
1. Определение состава силовой установки, выбор прототипа и его описание


1.1. Определение количества двигателей

Исходные данные:
Взлётная масса самолёта 13 EMBED Equation.3 1415
Максимальная полётная скорость 13 EMBED Equation.3 1415
Тяга одного двигателя 13 EMBED Equation.3 1415

1) Определение суммарной потребной тяги силовой установки (принимаем коэффициент тяговооружённости 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

2) Определение количества двигателей в составе силовой установки
13 EMBED Equation.3 1415
Количество двигателей – 2.


1.2. Описание самолета-прототипа

Су-30МК2
Страна: Россия
Разработчик: ОКБ Сухого
Первый полет: 2002 г.
Тип: многоцелевой истребитель

Сокращение парка самолётов истребительной авиации и повышение требований к ним, большая протяжённость воздушных границ и небольшое число имеющихся на севере России аэродромов, а также нехватка воздушных командных пунктов и самолётов дальнего радиолокационного обнаружения заставили конструкторов ОКБ Сухого заняться проектированием нового специализированного перехватчика на базе учебно-боевого самолёта Су-27УБ. По результатам летных испытаний модернизированных машин было принято правительственное решение о развертывании их серийного производства на ИАПО под обозначением Су-30.
Су-30МК – двухместный ударный самолет, коммерческий модернизированный вариант, предназначенный для поставок на экспорт. Су-30МК2 – многофункциональный двухместный истребитель, усовершенствованная версия Су-30МКК, имеющая возможность нести противокорабельную ракету и расширенные возможности действий по морским целям.
Самолет Су-30МК2 предназначен для завоевания господства в воздухе путем уничтожения пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов управляемыми ракетами средней дальности и ближнего воздушного боя, поражения надводных и наземных целей всеми видами вооружения, в первую очередь высокоточным, при ведении автономных и групповых действий в любых метеоусловиях. Самолет может использоваться для обучения летного состава технике пилотирования и применения авиационных средств поражения. Наличие второго члена экипажа снижает нагрузку на летчика при выполнении боевых заданий с применением управляемого оружия большой дальности, в ночных операциях, а также в продолжительных полетах с дозаправкой топливом в воздухе.

Техническое описание:
Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме «тандем» две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом.
Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.
Самолет спроектирован по концепции «электронной устойчивости» и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале – вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.
Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крылом и технологически расчленен на следующие основные части:
головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем кабины экипажа;
среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных опор шасси;
хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);
воздухозаборники.
В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.
В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД). Рама мотоблока радиолокационной станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов ее подвески на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.
Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с металлической юбкой – отклоняемым вверх.
Кабина экипажа, выполненная по схеме «тандем», герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и общей для обоих летчиков открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки).
Место заднего летчика приподнято относительно переднего, что в сочетании с большой площадью остекления фонаря обеспечивает хороший обзор обоим членам экипажа во все стороны.
Рабочие места летчиков оборудованы катапультируемыми креслами К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарем кабины со смещением вправо от оси самолета установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины – аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полете.
В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.
В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.
Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.
К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования.
Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором – стрингерами и лонжеронами.
Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов; на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности - узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;
центроплан (основной несущий агрегат самолета), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр; на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла; на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия; верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель - клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя - сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);
гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования; гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части - центральную и две боковые; часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска; для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;
передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колес основных опор шасси.
На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2,6 м2) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54°. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.
Хвостовая часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);
хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;
центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.
В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем.
В мотоотсеках установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последней стенкой центроплана и двигательными агрегатами в «тени» центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов – по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбостартер – автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливный насос.
К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, – разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков.
Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).
Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности – узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах – узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.
Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей; на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения.
В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка. Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх. В процессе производства в конструкцию самолета был внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в котором были размещены устройства выброса пассивных помех.
Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника – горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.
Механизация воздухозаборников – подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.
Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены «плавающими», т.е. открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.
Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42°. Удлинение крыла 3,5, сужение – 3,4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4,9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционными поворотными носками площадью 4,6 м2. Углы отклонения флаперонов +35°...-20°, носков – 30°. Выпуск флаперонов и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.
Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.
На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.
Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами, системой управления АРВ-40А и системой защиты двигателей от попадания посторонних предметов, систем охлаждения, дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы системы пожаротушения и системы контроля двигателей.




Основные отличительные особенности самолета Су-30МК2:
модифицированная система управления вооружением с расширенными возможностями по поражению наземных и морских целей;
новая система индикации в кабине экипажа на основе цветных многофункциональных жидкокристаллических индикаторов;
улучшенная система навигации и радиосвязи;
современная аппаратура бортового комплекса обороны;
широкая номенклатура вооружения классов «воздух-воздух» и «воздух-поверхность», размещаемого на 12-ти точках подвески;
система дозаправки топливом в полете;
усиленная конструкция планера и шасси, обеспечивающая эксплуатацию самолета с полной заправкой топливом и максимальной боевой нагрузкой при взлетной массе до 38 тонн.
Существенный запас топлива, наряду с возможностью дозаправки в воздухе, значительно расширяет возможности боевого применения вне зоны ПВО, от длительного патрулирования и сопровождения до дальних перехватов и нанесения ударов по наземным целям. С нормальным запасом топлива 5270 кг Су-30МК2 способен выполнять боевую задачу продолжительностью 4,5 часа. Система дозаправки в воздухе увеличивает продолжительность полета до 10 часов с дальностью 8000 км на крейсерской высоте от 11 до 13 км.
Система управления вооружением самолета Су-30МК2 обеспечивает обнаружение, сопровождение и уничтожение авиационными средствами поражения воздушных, наземных и морских целей в любых погодных условиях днем и ночью.
Она включает в себя две основные системы:
систему управления вооружением класса «воздух-воздух», состоящую из радиолокационного прицельного комплекса, оптико-электронной прицельной системы и системы индикации на фоне лобового стекла.
систему управления вооружением класса «воздух-поверхность», обеспечивающую применение широкой номенклатуры высокоточного оружия для поражения наземных целей, а также отображение всей прицельно-навигационной информации на 4-х многофункциональных индикаторах, располагающихся на приборных досках кабины экипажа.
Основу информационно-управляющего поля кабины самолета составляют четыре цветных многофункциональных индикатора (МФИ), индикатор на фоне лобового стекла (в первой кабине), на которые в графической и цифровой форме выводится весь необходимый объем прицельно-пилотажной и навигационной информации, а также информация о работе бортовых систем самолета. Наряду с МФИ на приборных досках кабины размещаются и традиционные электромеханические индикаторы, которым отводятся в основном дублирующие функции.
Радиолокационная станция (РЛС) самолета Су-30МК2 в режиме «воздух-воздух» обеспечивает: поиск воздушных целей; опознавание государственной принадлежности обнаруженных целей; атаку целей ракетам и малой и средней дальности с различными системами наведения; поиск, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем маневренном бою; в режиме «воздух-поверхность»: всепогодное обнаружение, измерение координат радиоконтрастных наземных и надводных целей; выдачу координат наземных (надводных) целей для обеспечения применения ракет Х-31А, Х-35Э, Х-59МК.
Оптико-электронная прицельная система включает в себя оптико-локационную станцию и нашлемную систему целеуказания. Оптико-локационная станция самолета Су-30МК2, представляющая собой комбинацию обзорно-следящего теплопеленгатора и лазерного дальномера-целеуказателя, используется для обнаружения и сопровождения воздушной цели в передней и задней ее полусферах по ее тепловому излучению, измерения дальности лазерным лучом до воздушной и наземной цели, а также может применяться для лазерного подсвета наземной цели при применении управляемых ракет класса «воздух-поверхность» с полуактивной лазерной головкой самонаведения.
Вооружение самолета Су-30МК2 включает встроенную автоматическую скорострельную одноствольную пушку калибра 30 мм типа ГШ-301 с боекомплектом 150 патронов и ракетно-бомбовое вооружение, размещаемое на 12 точках подвески под крылом и фюзеляжем.
Ракетное вооружение класса «воздух-воздух» включает управляемые ракеты средней дальности типа Р-27 - с тепловыми ГСН (Р-27Т1, Р-27ЭТ1), с полуактивными радиолокационными ГСН (Р-27Р1, Р-27ЭР1), ракеты Р-27П1, Р-27ЭП1, а также ракеты ближнего маневренного боя Р-73Э с ИК ГСН и ракеты средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными ГСН.
Для поражения наземных (надводных) целей на самолете Су-30МК2 используется большая номенклатура управляемого и неуправляемого вооружения.
Управляемое вооружение класса «воздух-поверхность» включает ракеты Х-59МЭ, Х-35Э и Х-59МК, высокоскоростные противокорабельные ракеты средней дальности Х-31А с активными радиолокационными ГСН и противорадиолокационные ракеты средней дальности Х-31П с пассивными радиолокационными ГСН, ракеты малой дальности Х-29Т (ТЕ) с телевизионными или Х-29Л с лазерными ГСН, корректируемую авиабомбу КАБ-1500Кр с телевизионной ГСН и корректируемые авиабомбы КАБ-500Кр (КАБ-500-ОД).
В состав неуправляемого вооружения входят авиабомбы калибра 500, 250 и 100 кг, разовые бомбовые кассеты, зажигательные баки и неуправляемые ракеты С-8, С-13, С-25-ОФМ.

Тактико-технические характеристики:
Модификация
Су-30МК2

Год принятия на вооружение
2002

Размах крыла, м
14,70

Длина самолета, м
21,90

Высота самолета, м
6,40

Площадь крыла, м2
62,00

Масса, кг – пустого самолета – нормальная взлетная – максимальная взлетная

18000
24900
34500

Масса топлива, кг – нормальная
–максимальная

5270
9720

Двигатели
2 ТРДДФ АЛ-31

Максимальная тяга, кгс
2Ч12500

Максимальная скорость, км/ч: – у земли – на высоте

1400
2100 (М = 2)

Практическая дальность, км: – без дозаправки – с одной дозаправкой в воздухе

3000
5600

Практический потолок, м
17300

Максимальная эксплуатационная перегрузка
9

Экипаж, чел
2

Вооружение:
30-мм пушка ГШ-301 с боезапасом 150 выстрелов, установленной справа в наплыве крыла.
На 12 пилонах подвешивается 8000 кг боевой нагрузки (при этом каждый отдельный пилон может брать до 1500 кг.) В её состав входят:
– до 6 УР класса «воздух-воздух» типов Р-27Р/ЭР/, Р-73Э и Р-77 (РВВ-АЕ) или 2 Р-27П(ЭП), Р-27Т1(ЭТ1)
– до 6 УР класса «воздух-поверхность» типов Х-29Т/Л, Х-25МЛ, Х-25ЛД, Х-31А/П и С-25Л; или 2 УР Х-59МЭ
– 6 авиабомб КАБ-500КР, КАБ-500ОД или 3 КАБ-1500КР, КАБ-1500Л
– свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг;
– 8 бомбовых кассет РБК-500 CПБЭ-Д;
– до 8 зажигательных баков ЗБ-500 ПТ
– НУРС С-8, С-13 и С-25.
Предусмотрена подвеска контейнеров с аппаратурой РЭП, лазерными дальномерно-целеуказательными системами, ИК-станциями.

2. Описание ТРДДФ АЛ-31Ф


2.1. Общие сведения

Рассматриваемый ТРДДФ выполнен по двухвальной схеме со смешением потоков наружного и внутреннего контуров за турбиной, с общей для двух контуров форсажной камерой сгорания и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом.
Двигатель включает в себя следующие основные узлы:
– компрессор, состоящий из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД);
– основная камера сгорания;
– турбина, состоящая из турбины высокого давления (ТВД) и турбины низкого давления (ТНД);
– наружный контур, в котором размещён воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ);
– форсажная камера сгорания со смесителем и сверхзвуковым соплом;
– приводы вспомогательных устройств.
Кроме того, двигатель имеет масляную, топливную, противообледенительную, противопомпажную и пусковую системы, систему аварийного слива топлива и систему управления.
Для обеспечения высокой технологичности сборки и замены в эксплуатации (в боевых условиях) отдельных узлов при минимальном объёме проверок и регулировок двигатель выполнен по модульной схеме.





2.2. Компрессор

2.2.1. Общая характеристика компрессора
Компрессор двигателя осевой, двухкаскадный, тринадцатиступенчатый. Компрессор состоит из четырёхступенчатого КНД с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и девятиступенчатого КВД с регулируемыми ВНА и направляющими аппаратами (НА) первых двух ступеней. Управление механизацией компрессора осуществляет система управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными лопатками НА КВД, а также система предупреждения и ликвидации помпажа.

Таблица 2.1
Материалы деталей компрессора
Деталь
Материал

КНД

Рабочие лопатки, диски, статор, лопатки НА
ВТ-3

КВД

Рабочие лопатки 1,2 ступеней
ВТ-3

Рабочие лопатки 3,4,5 ступеней
ВТ-18

Рабочие лопатки 6,7,8,9 ступеней
ЭП-718ИД

Диски 1,2,3,4,5,6 ступеней
ВТ-25

Диски 7,8,9 ступеней и диск лабиринта
ЭП-742

Корпус 4-9 ступеней
ЭП-708

Лопатки НА 3-9 ступеней
ЭП-718ИД

Втулки распорные
ЭП-742



2.2.2. Конструкция компрессора низкого давления
КНД состоит из ротора и статора. Все ступени КНД трансзвуковые.
Ротор КНД барабанно-дисковой конструкции, двухопорный.
Диски ротора объединены в три секции.
Первая секция состоит из передней цапфы, диска первой ступени, диска второй ступени и цилиндрической проставки с фланцем. Вторая секция состоит из диска третьей ступени, задней цапфы и цилиндрической проставки с фланцем. Третья секция – диск четвёртой ступени.
Первая и вторая секции неразборные, все элементы их соединены электронно-лучевой сваркой. Между собой секции соединяются с помощью призонных болтов. Диск четвёртой ступени закреплён консольно, что уменьшает расстояние между опорами и увеличивает изгибную жёсткость ротора. Диски всех ступеней выполнены с центральным отверстием, с тонким полотном и развитой ступицей и рассчитаны с применением методов аналитического проектирования (минимальная масса при максимально допустимых напряжениях).
На ободе каждого диска имеются продольные пазы типа “ласточкин хвост”, в который устанавливаются рабочие лопатки. Для уменьшения вибронапряжений лопатки первой, второй и третьей ступеней имеют бандажные полки, расположенные на боковых поверхностях пера на расстоянии четверти высоты от края лопатки. По контактным поверхностям бандажных полок обеспечивается натяг, для уменьшения износа на контактные поверхности наносится специальное покрытие.
От смещения вдоль паза диска лопатки первой и второй ступеней фиксируются радиальными штифтами. На первой ступени штифты от выпадения при отсутствии центробежных сил удерживаются кольцом, которое от перемещений фиксируется балансировочными винтами, завёрнутыми в штифты. На второй ступени штифты удерживаются обжимной втулкой. На последующих ступенях осевая фиксация лопаток осуществляется разрезным кольцом, вставляемым в кольцевую проточку в лопатке и диске. Кольцо фиксируется стопором.
Передняя опора ротора КНД упругогидравлическая. Опорным элементом передней опоры является роликовый подшипник. Внутреннее кольцо подшипника, элементы уплотнений размещены на передней цапфе. От осевых перемещений они фиксируются фланцем втулки. Для охлаждения кольца через отверстие в фигурной втулке и цапфе подводится масло.
Задняя опора ротора – шариковый опорно-упорный подшипник. Внешнее кольцо подшипника выполнено зацело с фланцем который устанавливается в крышке. Крышка с натягом устанавливается в переходном корпусе. Внутреннее кольцо подшипника и элементы уплотнений устанавливаются на промежуточном валу вентилятора и фиксируются гайкой. Соединение промежуточного вала КНД с задней цапфой осуществляется стяжным болтом, а с ротором ТНД стяжной трубой.
Воздух, отбираемый из второго контура или из-за седьмой ступени КВД поступает на наддув предмасляной полости задней опоры и через отверстия в задней цапфе поступает через контровочную трубу на наддув предмасляной полости передней опоры.
Статор КНД состоит из:
– входного направляющего аппарата (ВНА);
– корпусов первой, второй, третьей и четвёртой ступеней;
– направляющих аппаратов первой, второй и третьей ступеней;
– выходного спрямляющего аппарата.
Входной направляющий аппарат является силовым элементом двигателя. В нём смонтированы: передняя опора ротора, откачивающий маслонасос, кок.
ВНА состоит из наружного кольца, внутреннего кольца, 23-х лопаток, с регулируемой поворотной частью. Наружное кольцо передним фланцем стыкуется с каналом воздухозаборника, задним – с корпусом первой ступени. Для крепления лопаток с регулируемой поворотной частью в наружном кольце выполнены пазы и отверстия. Снаружи к кольцу приварена обечайка, образующая полость, в которую подводится горячий воздух из-за 7 ступени КВД на обогрев лопаток и кока.
Лопатки, соединяющие наружное и внутреннее кольцо, являются основным силовым элементом ВНА. Через них передаются все нагрузки. Вместе с регулируемой поворотной частью, лопатка образует единый аэродинамический профиль. Толщина лопаток различная. На верхней и нижней части лопаток имеются полки и цапфы, с помощью которых они крепятся к наружному и внутреннему кольцу. К наружному кольцу лопатки крепятся с помощью гайки, наворачиваемой на верхнюю цапфу, к внутреннему – за счёт защемления нижней цапфы в составном внутреннем кольце.
Регулируемая поворотная часть лопатки (закрылок) также имеет цапфы, которые вращаются в подшипниках скольжения, смонтированных в наружном и внутреннем кольце. Для уменьшения перетекания воздуха через зазор между лопаткой и её поворотной частью установлена пластина, прижимаемая к носку закрылка волнообразной пружиной.
Кок состоит из двух обечаек, образующих полость для прохода горячего воздуха, который, обогревая кок, выходит в проточную часть двигателя. Кок крепится с помощью гайки, вворачиваемой в бобышку на крышке.
Корпуса первой, второй, третьей и четвёртой ступеней выполнены в виде кольцевых оболочек с фланцами. Взаимная центровка обеспечивается призонными болтами. На внутренней поверхности корпусов, в районе расположения рабочих колёс вентилятора, нанесено легкоприрабатываемое покрытие АНБ (алюминий, нитрид бора). На заднем фланце корпусов первой, второй и третьей ступеней для установки лопаток прорезана кольцевая проточка. Вторая такая же проточка прорезана в наплыве корпуса.
Направляющие аппараты первой, второй и третьей ступеней состоят из лопаток и внутренних полуколец. Лопатки направляющего аппарата выполнена с наружными и внутренними полками. Наружной полкой лопатка вставлена в кольцевые проточки, прорезанные в наплыве и заднем фланце. От окружных перемещений лопатки фиксируются сухариками, вставляемыми в прорези корпуса. Внутренние полки используются для установки внутренних полуколец, являющихся неподвижными частями лабиринтных уплотнений. Для уменьшения радиальных зазоров на внутренней поверхности полуколец нанесено легкоприрабатываемое покрытие АНБ. От окружных перемещений каждое полукольцо фиксируется зубом на внутренней полке лопатки.
Над рабочими лопатками четвёртой ступени установлено устройство щелевого перепуска, выполненное в виде кольца с окнами для перепуска воздуха.
Выходной направляющий аппарат КНД состоит из корпуса, наружного кольца, двух рядов лопаток и внутреннего кольца. Каждая лопатка имеет наружную и внутреннюю полки, с натягом установленные в окнах, профрезерованных в наружном и внутреннем кольцах. Фланцами на наружном и внутреннем кольцах НА соединён с переходным корпусом.

2.2.3. Переходный корпус
Переходный корпус установлен между каскадами компрессора и разделяет воздух, поступающий из компрессора низкого давления на два потока: в наружный и внутренний контуры. Переходный корпус является основным силовым узлом двигателя.
В нём установлены: задняя опора ротора КНД, передняя опора ротора КВД, центробежная коническая передача (ЦКП).
Конструктивно переходный корпус выполнен сварным и состоит из наружного кольца, внутреннего кольца, двенадцати стоек и разделительного кольца.
Наружное кольцо включает обечайку, к которой приведены передний и задний фланцы. К внутренней поверхности кольца приварено 12 стоек. На наружной поверхности размещены два основных узла крепления двигателя к самолёту, кронштейны привода механизма поворота НА, бобышки крепления клапана переключения наддува, трубопроводы наддува предмасляных полостей опор КНД и КВД, бобышки для крепления трубопроводов масляной системы, кронштейны крепления коробки двигательных агрегатов (КДА). К переднему фланцу наружного обода призонными болтами крепится статор вентилятора, к заднему – передний корпус наружного контура.
Стойки переходного корпуса – полые.
Разделительное кольцо имеет два фланца и вырезы под стойки. К внутреннему фланцу разделительного кольца крепится статор КВД, к наружному – экран наружного контура. Нижней часть стойки монтируются в окна внутреннего кольца.
Внутреннее кольцо представляет собой сварную конструкцию с четырьмя фланцами. К переднему внутреннему фланцу прикреплён корпус задней опоры КНД, к наружному фланцу – выходной НА КНД. К заднему внутреннему фланцу прикреплён корпус передней опоры ротора КВД и корпус ЦКП, к внешнему фланцу – кожух для подвода воздуха на поддув контактного масляного уплотнения межвального подшипника.

2.2.4. Конструкция компрессора высокого давления
Ротор барабанно-дисковой конструкции. Состоит из дисков с рабочими лопатками, передней цапфы, вала, соединяющего ротор КВД с диском ТНД, и диска лабиринта.
Барабан ротора состоит из двух секций, четырёх стальных дисков – седьмой, восьмой, девятой ступеней и диска лабиринта. Первая секция включает диски первой, второй и третьей ступеней, вторая – диски четвёртой, пятой и шестой ступеней. Соединение дисков в секциях осуществляется электронно-лучевой сваркой. Первая, вторая секции и передняя цапфа соединены между собой призонными болтами. Кроме этого первая и вторая секции по ободу дисков 3 и 4 ступеней соединяются радиальными штифтами. Соединение второй секции с дисками 7,8,9 ступеней, диском лабиринта и валом осуществляется стяжными болтами.
Диски КВД выполнены с центральными отверстиями. Они имеют сравнительно тонкие полотна и массивные ступицы.
Лопатки установлены на ободах дисков в поперечных пазах с профилем “ласточкин хвост”. Лопатки контрятся от перемещения в окружном направлении специальными резьбовыми фиксаторами, которые вворачиваются во вкладыши, установленные между замками лопаток.
Вал соединяет ротор КВД с диском ТВД и передаёт крутящий момент и суммарную осевую силу. Соединение вала с дисками осуществляется с помощью стяжных болтов, работающих на срез и растяжение. Болты имеют резьбу с двух сторон, посадочные поверхности под диски и четырёхгранник под ключ для фиксации от проворачивания. Между дисками 7,8,9 ступеней и диском лабиринта внутри кольцевых буртов, выполненных на полотне диска, с натягом установлены кольцевые проставки для обеспечения требуемого расстояния между дисками.
Передняя опора ротора газогенератора упругогидравлическая. Опорным элементом передней опоры является шариковый опорно-упорный подшипник. Внутреннее кольцо подшипника, элементы уплотнений размещены на передней цапфе. От осевых перемещений они фиксируются гайкой. Внешнее кольцо подшипника выполнено зацело с фланцем, который устанавливается в корпусе подшипника. Корпус подшипника упругоподвижный и связан с неподвижным фланцем переходного корпуса через упругие перемычки типа “беличье колесо”.
Статор состоит из корпуса ВНА и первой ступени, корпуса второй и третьей ступени, заднего корпуса, девяти направляющих аппаратов и одного спрямляющего.
Корпусы статора КВД представляют собой полукольца, имеющие фланцы для соединения и продольный разъём.
На корпусе ВНА и первой ступени смонтированы поворотные лопатки ВНА и первой ступени. Подшипники наружных цапф смонтированы в П-образных обечайках, приваренных к корпусу.
На корпусе второй и третьей ступени имеются бобышки с отверстиями под подшипники внешних цапф поворотных лопаток НА и бобышки под фиксаторы. На наружной поверхности заднего корпуса имеются бобышки для окон осмотра. Над седьмой ступенью к корпусу снаружи приварена обечайка, образующая с ним кольцевую полость коллектора отбора воздуха для нужд самолёта, системы наддува масляных уплотнений опор двигателя и антиобледенительной системы. Воздух в коллектор поступает через окна, прорезанные в кольце НА седьмой ступени и в корпусе.
Лопатки ВНА – поворотные, двухопорные. Внешние цапфы, на которые плотно надеты внутренние втулки, вращаются во внешних втулках, смонтированных на обечайке. Для регулировки зазоров между лопаткой и корпусом используется регулировочное кольцо. Крутящий момент от приводного кольца передаётся через штифты на поводок и через две лыски на внешней цапфе передаётся на лопатку. От выпадения штифт законтрён контровкой.
Поворотные лопатки НА первой и второй ступеней закреплены консольно. Подшипники скольжения НА аналогичны подшипникам ВНА.
Поворот лопаток осуществляется от гидроцилиндров системы управления НА КВД через систему качалок, тяг, приводных колец и рычагов. Приводные кольца разборные.
Направляющие аппараты с четвёртой по девятую ступени – нерегулируемые, закреплены консольно, одинаковы по конструкции. Лопатки НА вставлены в пазы типа “ласточкин хвост”, прорезанные в полукольцах, вставленных в проточки корпуса. От окружных перемещений полукольца фиксируются винтами, ввернутыми во втулки.
Спрямляющий аппарат (на выходе из КВД) состоит из двух рядов лопаток, установленных в кольце с помощью замков типа ”ласточкин хвост”. Кольцо аппарата фланцем крепится к корпусу основной камеры сгорания. Смещению лопаток вдоль паза спереди препятствует задний корпус КВД, а сзади – упор в расточку камеры сгорания.


2.3. Основная камера сгорания

2.3.1. Общая характеристика камеры сгорания
Камера сгорания (КС) – прямоточная, кольцевая, состоит из корпуса с диффузором и жаровой трубы. В КС применён диффузор с фиксированным срывом потока и фронтовое устройство с вихревыми горелками (форкамерами).
Фиксированный срыв стабилизирует потоки в кольцевых каналах камеры и радиальные эпюры температуры газа перед сопловым аппаратом турбины. При этом укороченный диффузор позволил сократить общую длину КС.
Топливо в КС подаётся по двум топливным коллекторам с помощью 28 центробежных двухсопловых форсунок. Топливные коллекторы и трубопроводы подвода топлива теплоизолированы кремнеземной лентой КЛ-11 и металлическим экраном 1Х18Н9Т.
Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется электрической системой зажигания. Запуск КС осуществляется с помощью двух свечей поверхностного разряда, установленных со смещением на ј шага от осей вихревых горелок.
Цилиндрическая часть корпусов свечей, входящая в корпус КС, охлаждается воздухом из-за компрессора, который проходит через специальные окна в корпусе свечи и выдувается внутрь жаровой трубы. Торец свечи охлаждается воздухом через систему отверстий в секциях жаровой трубы.
Пусковая система обеспечивает запуск двигателя на земле и в полете, воспламенение топлива при запуске форсажной камеры, прокрутку и ложный запуск двигателя. Для запуска двигателя на земле служит газотурбинный двигатель-энергоузел (ГТДЭ), установленный на выносной коробке приводов самолетных агрегатов (ВКА). ГТДЭ используется также для привода самолетных агрегатов на земле при неработающем двигателе (режим «Энергоузел»).

Таблица 2.2
Материалы деталей основной камеры сгорания
Деталь
Материал

Корпус
ХН62ВМЮТ-ВД

Жаровая труба
ЭП-648

Фронтовое устройство
ЭП-99

Внутренняя поверхность жаровой трубы
Покрытие ВКНП-5 (“Рубин”)




2.3.2. Конструкция камеры сгорания
Камера сгорания состоит из корпуса и жаровой трубы.
Корпус включён в силовую систему двигателя и состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединённых в передней части 14-ю полыми литыми стойками с помощью сварки. Передняя часть корпусов образует кольцевой двухступенчатый диффузор перед фронтовым устройством жаровой трубы.
Наружный корпус состоит из двух частей, соединённых с помощью фланцев и призонных болтов. В задней части корпуса на специальных гранёных поясах установлены модули ВВТ, лючки осмотра турбины и клапаны системы охлаждения турбины. На наружном корпусе имеются также фланцы под струйную форсунку запуска форсажной камеры для установки пусковых свечей, отбора воздуха, окон осмотра и бобышки для крепления агрегатов и коммуникаций.
Внутренний корпус задним фланцем крепится к корпусу соплового аппарата ТВД. На переднем фланце корпуса установлены элементы лабиринтного уплотнения. К внутренней поверхности корпуса приварены 4 профилированных кольцевых ребра жёсткости.
Полые стойки обеспечивают силовую связь наружного и внутреннего корпусов КС и сообщают заднюю разгрузочную полость компрессора с проточной частью наружного контура.
Состоит из фронтового устройства, зоны смешения и газосборника, образованных вихревыми горелками и профилированными наружными и внутренними секциями.
Горелки и секции соединены между собой с помощью сварки. Для повышения ремонтной технологичности жаровой трубы наружный козырёк воздухозаборника, а также пятая и шестая наружные секции соединены с помощью заклёпок.
Фронтовое устройство жаровой трубы ограничивается воздухозаборником и включает в себя кольцевую оболочку с 28-ю вихревыми горелками и диффузорную часть трубы, оканчивающуюся первым поясом отверстий подвода воздуха в зону горения. Расход воздуха через фронтовое устройство регламентируется лопаточными завихрителями и воздухозаборником.
Вихревая горелка состоит из цилиндрической вихревой камеры, на входе в которую подвижно в радиальном направлении установлен лопаточный завихритель, а на выходе – конический насадок. В центре завихрителя установлена топливная форсунка центробежного типа. Вихревая горелка используется как пневматический распылитель топлива, а также выполняет функции аэродинамического стабилизатора пламени за счёт организации зоны обратных токов вдоль оси вихревой камеры. При этом в процессе турбулентного взаимодействия между топливовоздушным вихрем и высокотемпературным ядром зоны горения осуществляется дополнительное дробление и испарение топлива.
Формирование поля температур на выходе из камеры сгорания осуществляется в смесительной части жаровой трубы воздухом, поступающим через отверстия.
Для снижения температурных напряжений в районе отверстий и повышения жёсткости края отверстий отбортовываются внутрь трубы.
Для охлаждения стенок жаровой трубы в местах соединения секций имеются кольцевые щели, в которые через отверстия поступает воздух, создавая заградительную плёнку в пристеночном слое секции.
Жаровая труба имеет две плоскости опор: в передней части с помощью семи кронштейнов, фиксирующих жаровую трубу в осевом и радиальном направлениях, и на входе в сопловой аппарат ТВД с помощью плавающих колец.






2.4. Турбина

2.4.1. Общая характеристика турбины
Турбина двигателя осевая, реактивная, двухступенчатая, двухроторная. Первая ступень – турбина высокого давления. Вторая ступень – турбина низкого давления. Обе турбины имеют охлаждаемые воздухом сопловые и рабочие лопатки. На пониженных дроссельных режимах работы с целью повышения экономичности двигателя выполнено частичное отключение охлаждения турбины.

Таблица 2.3
Материал деталей турбины
Деталь
Марка материала


ТВД
ТНД

Рабочие лопатки
ЖС-26
ЖС-6У

Сопловые лопатки
ЖС-6У
ЖС-6У

Диск
ЭП-742ИД
ЭП-742ИД

Вал
ЭП-868Ш
ЭП-868Ш
ВТ-9

Корпус
ЭП-708ВД
ЭП-708ВД



2.4.2. Конструкция турбины высокого давления
Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления и агрегатов, установленных на коробках приводов двигательных и самолётных агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.
Ротор турбины состоит из рабочих лопаток, диска, цапфы и вала.
Рабочая лопатка – литая, полая с полупетлевым течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости, с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены рёбра, перегородки и турбулизаторы. Профильная часть лопатки отделена от замка полкой и удлинённой ножкой. Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую оболочку, защищающую замковую часть от перегрева. Удлинённая ножка, обеспечивая отдаление высокотемпературного газового потока от замка и диска, приводит к снижению количества тепла, передаваемого от профильной части к замку и диску. Кроме того, удлинённая ножка, обладая относительно низкой изгибной жёсткостью, обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в профильной части лопатки. Трёхзубый замок типа “ёлочка” обеспечивает передачу радиальных нагрузок с лопаток на диск. Зуб, выполненный в левой части замка, фиксирует лопатку от перемещения её по потоку, а паз совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от перемещения против потока.
Для снижения уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках между ними под полками размещают демпферы, имеющие коробчатую конструкцию. При вращении ротора под действием центробежных сил демпферы прижимаются к внутренним поверхностям полок вибрирующих лопаток. За счёт трения в местах контакта двух соседних полок об один демпфер энергия колебаний лопаток будет рассеиваться, что и обеспечит снижение уровня вибрационных напряжений в лопатках.
Диск турбины штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы типа “ёлочка” для крепления рабочих лопаток, канавки для размещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные отверстия подвода воздуха, охлаждающего рабочие лопатки. Воздух отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой боковой поверхностью диска и аппарата закрутки. В ступичной плоской части диска выполнены цилиндрические отверстия под призонные болты, соединяющие вал, диск и цапфу ротора турбины.
Вал представляет собой тонкостенную оболочку с двумя фланцами, по которым осуществлено соединение вала с дисками компрессора и турбины. Центрирование вала с дисками осуществлено по цилиндрическим пояскам.
Цапфа обеспечивает опирание ротора о роликовый подшипник. Левым фланцем цапфа центрируется и соединяется с диском турбины. На наружных цилиндрических проточках цапфы размещены втулки лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация втулок осуществляется радиальными штифтами. На наружной части хвостовика цапфы, ниже втулок лабиринтного уплотнения, размещено контактное уплотнение – пара, состоящая из стальных втулок и графитовых колец.
Статор состоит из наружного кольца, блока сопловых лопаток, внутреннего кольца, аппарата закрутки, устройства стабилизации радиального зазора, клапанного аппарата и воздухо-воздушного теплообменника.
Наружное кольцо – цилиндрическая оболочка с фланцем, расположенным между корпусом камеры сгорания и корпусом турбины вентилятора. В средней части наружного кольца выполнена проточка, по которой отцентрирована разделительная перегородка теплообменника. В левой части кольца на заклёпках (винтах) присоединены оболочки, являющиеся опорами жаровой трубы КС и обеспечивающие подвод охлаждающего воздуха на наружные полки лопаток соплового аппарата. В правой части кольца размещено устройство обеспечения радиального зазора.
Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трёхлопастных блоков. Лопаточные блоки литые, с вставными припаянными в двух местах дефлекторами, с припаянной нижней полкой-цапфой. Литая конструкция блоков, обладая высокой жёсткостью, обеспечивает стабильность углов установки лопаток, снижение утечек воздуха, и, следовательно, повышение КПД турбины, кроме того, такая конструкция более технологична. Внутренняя полость лопатки перегородкой разделена на два отсека. В каждом отсеке размещены дефлекторы с отверстиями, обеспечивающие струйное натекание охлаждающего воздуха на внутренние стенки лопатки. На входных кромках лопаток выполнена перфорация.
Внутреннее кольцо выполнено в виде оболочки с втулками и фланцами, к которым приварена коническая диафрагма. На левом фланце внутреннего кольца заклёпками (винтами) присоединены оболочки, на которые опирается жаровая труба. Они же обеспечивают подвод воздуха, охлаждающего внутренние полки лопаток соплового аппарата. На правом фланце винтами закреплён аппарат закрутки, представляющий собой сварную оболочковую конструкцию. Аппарат предназначен для подачи и охлаждения воздуха, идущего к рабочим лопаткам, за счёт разгона и закрутки по направлению вращения турбины. Разгон и закрутка охлаждающего воздуха происходит в сужающейся части аппарата.
Устройство стабилизации радиального зазора предназначено для повышения КПД турбины на повышенных режимах. Оно представляет собой кольцо, тепловое состояние которого, а, следовательно, и диаметр стабилизирован охлаждением. При увеличении режима, когда диаметр ротора увеличивается за счёт разогрева лопаток и диска и их растяжения под действием центробежных сил, величина радиального зазора уменьшается, что приводит к снижению перетекания через зазор и повышению КПД турбины.
Клапанный аппарат предназначен для изменения расхода воздуха, идущего на охлаждение турбины, в зависимости от режима работы двигателя. Клапанный аппарат состоит из 32 клапанов-поршней с радиальными отверстиями и уплотнительными кольцами, корпуса седла и крышки с каналом подвода управляющего давления.
Воздухо-воздушный теплообменник предназначен для снижения температуры воздуха, идущего на охлаждение турбины, воздухом наружного контура. Теплообменник имеет кольцевую форму, размещён в наружном контуре и состоит из 64 модулей. Каждый модуль представляет собой паяную конструкцию и состоит из 6 трубок и двух фланцев, на которые имеются отверстия под винт и штифт. Трубки соединены между собой дистанционными вставками, опорными деталями и гофрированными пластинами.

2.4.3. Конструкция турбины низкого давления
ТНД предназначена для привода вентилятора и агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.
Ротор состоит из рабочих лопаток, закреплённых на диске, напорного диска, цапфы и вала.
Рабочая лопатка – литая, охлаждаемая с радиальным течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости размещено 11 рядов по 5 штук в каждом цилиндрических штырей – турбулизаторов, соединяющих спинку и корыто лопатки. Периферийная бандажная полка с гребешком лабиринтного уплотнения обеспечивает уменьшение радиального зазора, что ведёт к повышению КПД турбины и снижению уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках. Лопатка имеет замок типа “ёлочка”.
Диск турбины – штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной зоне для размещения лопаток выполнены пазы типа “ёлочка” и наклонные отверстия подвода охлаждающего воздуха. На полотне диска выполнены кольцевые буртики, на которых размещены втулки лабиринтного уплотнения и напорный диск – лабиринт. Фиксация этих деталей осуществляется штифтами. Напорный диск, имеющий лопатки, нужен для поджатия воздуха, поступающего на охлаждение лопаток турбины.
Цапфа – предназначена для опирания ротора низкого давления на роликовый подшипник и передачи крутящего момента от диска на вал. Для соединения диска с цапфой на ней в периферийной части выполнен вильчатый фланец, по которому осуществляется центрирование. Кроме того, центрирование и передача нагрузок идут по радиальным штифтам, удерживаемым от выпадения втулкой лабиринтного уплотнения. На периферийной цилиндрической части цапфы справа размещено торцевое контактное уплотнение, а слева – втулка межтурбинного радиально-торцевого контактного уплотнения.
Вал турбины низкого давления состоит из 3-х частей, соединённых друг с другом радиальными штифтами. Правая часть вала своими шлицами входит в ответные шлицы цапфы, получая от неё крутящий момент. Осевые силы с цапфы на вал передаются гайкой, навернутой на резьбовой хвостовик вала. В левой части вала выполнены шлицы, передающие крутящий момент на рессору и далее на ротор вентилятора. На внутренней поверхности левой части вала нарезана резьба, в которую ввёрнута гайка, законтрённая осевым штифтом.
Опора турбины состоит из корпуса опоры и корпуса подшипника. Корпус опоры представляет собой сварную конструкцию, состоящую из оболочек, соединённых стойками. Стойки и оболочки защищены от газового потока клёпаными экранами. На фланцах внутренней оболочки опоры закреплены конические диафрагмы, поддерживающие корпус подшипника. На этих фланцах слева закреплена втулка лабиринтного уплотнения, а справа – экран, защищающий опору от газового потока.
Статор состоит из наружного корпуса, блоков лопаток соплового аппарата, внутреннего корпуса.
Наружный корпус – сварная конструкция, состоящая из конической оболочки и фланцев, по которым корпус стыкуется с корпусом ТВД и корпусом опоры. Снаружи к корпусу приварен экран, образующий канал подвода охлаждающего воздуха. Внутри выполнены буртики, по которым центрируется сопловой аппарат.
Лопатки соплового аппарата с целью повышения жёсткости спаяны в 11 трёхлопаточных блоков. Каждая лопатка – литая, пустотелая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют проточную часть. Наружные полки лопаток имеют буртики, которыми они центрируются по проточкам наружного корпуса. Осевая фиксация блоков сопловых лопаток осуществляется разрезным кольцом. Окружная фиксация лопаток осуществляется выступами корпуса, входящими в прорези, выполненные в наружных полках.
В рёбрах внутреннего корпуса выполнены проточки, в которые с радиальным зазором входят гребешки внутренних полок сопловых лопаток. Этот радиальный зазор обеспечивает свободу теплового расширения лопаток. Слева на внутреннем корпусе, на заклёпках, закреплено кольцо сотового лабиринтного уплотнения. Для увеличения жёсткости левой стенки внутреннего корпуса и направления потока охлаждающего воздуха к ней приварена оболочка.
2.5. Теплообменник

Теплообменник двигателя воздухо-воздушный, предназначен для снижения температуры воздуха, охлаждающего турбину. В состав ВВТ входят: корпус, трубчатые теплообменные модули и аппарат отключения охлаждения. Снижение температуры охлаждающего воздуха осуществляется за счет омывания трубчатых модулей ВВТ потоком воздуха наружного контура.


2.6. Форсажная камера

2.6.1. Общая характеристика форсажной камеры
Форсажная камера (ФК) – общая для наружного и внутреннего корпусов, с предварительным смешением потоков в смесителе на входе во фронтовое устройство. В состав форсажной камеры входят смеситель лепесткового типа, фронтовое устройство и жаровая труба. Топливо в ФК подаётся через струйные форсунки из пяти топливных коллекторов. Последовательным подключением или отключением коллекторов обеспечивается управление степенью форсирования тяги.
Запуск ФК осуществляется методом “огневой дорожки”. В систему запуска ФК входят агрегаты системы автоматического управления и дозировки топлива на запуск ФК, а также струйная и центробежная форсунки и топливный коллектор. Центробежная форсунка смещена в сторону вращения ротора по отношению к струйной форсунке на 25o. Топливо, впрыскиваемое струйной форсункой в основную КС, переносится в виде факела пламени за турбину и в районе смесителя ФК воспламеняет топливо, подаваемое центробежной форсункой. Подхваченный факел пламени воспламеняет топливо, подаваемое в ФК через топливный коллектор.


Таблица 2.4
Материалы деталей форсажной камеры
Деталь
Материал

Наружный корпус смесителя и диффузора
ВТ-20

Смеситель
ВТ-20

Кок-обтекатель
ВТ-20

Стабилизатор пламени
ВЖЛ-98

Корпус жаровой трубы
ВТ-20

Экраны жаровой трубы
ЭП-99



2.6.2. Конструкция форсажной камеры
Смеситель предназначен для перемешивания потоков воздуха наружного контура и газа внутреннего контура двигателя и включён в силовую систему двигателя, осуществляя связь корпусов внутреннего и наружного контуров двигателя. Смеситель состоит из наружного корпуса, собственно смесителя и кока-обтекателя.
Наружный корпус смесителя представляет собой оболочку с передним и задним фланцами. Передним фланцем он с помощью призонных болтов прикреплён к фланцу корпуса наружного контура, к заднему фланцу крепится корпус фронтового устройства. С наружной стороны к корпусу приварен профилированный шпангоут, на котором установлены: восемь термопар, центробежная форсунка системы запуска ФК, приёмник полного давления газа за турбиной и трубопровод слива топлива из сливного бачка двигателя в проточную часть ФК.
Смеситель выполнен в виде конической оболочки с 22 карманами, обеспечивающими подвод воздуха из наружного контура в поток газа внутреннего контура, с фланцем и силовым кольцом в задней части. Для повышения жёсткости стенки карманов в средней части соединены с помощью сварки стержнями.
Кок-обтекатель предназначен для уменьшения потерь энергии на выходе газа из турбины и обеспечения необходимого профиля проточной части в районе диффузора. Для предотвращения вибрационного горения стенки кока перфорированы. Кок с помощью фланца крепится к корпусу опор турбины.
Фронтовое устройство предназначено для образования топливо-воздушной смеси и обеспечения надёжного запуска ФК, а также устойчивого горения по всему сечению жаровой трубы. Фронтовое устройство состоит из диффузора, системы стабилизации пламени и топливных коллекторов с форсунками.
Передним фланцем корпус фронтового устройства крепится к корпусу смесителя, а к заднему его фланцу крепится жаровая труба ФК.
Диффузор ФК предназначен для уменьшения скорости потока газа и представляет собой расширяющийся канал, образованный конической формой корпуса и коком-обтекотелем. К наружной поверхности корпуса приварен силовой шпангоут с узлами крепления двигателя к самолёту. К внутренней поверхности корпуса диффузора присоединён двухсекционный гофрированный и перфорированный экран. Экран с корпусом образуют кольцевой канал подвода воздуха из наружного контура на охлаждение ФК. Вторая секция одновременно является антивибрационным экраном.
В задней части диффузора с помощью тяг и кронштейнов крепится блок стабилизаторов пламени. Блок стабилизаторов пламени состоит из кольцевой форкамеры и двух V- образных кольцевых стабилизаторов – наружного и внутреннего, соединённых с форкамерой одиннадцатью V- образными стойками. Форкамера представляет собой V- образный кольцевой стабилизатор, внутри которого расположен “карбюратор”, образованный 11-ю заглушёнными по торцам трубками с отверстиями-форсунками и с заборниками на входе. В каждую трубку через заборник поступает топливо из коллектора и газ из проточной части. Топливо и газ смешиваются в “карбюраторе” и через отверстия в трубке поступают во внутреннюю полость форкамеры. Форкамера закреплена на корпусе одиннадцатью тягами. Шарнирное крепление тяг и стоек обеспечивает свободу взаимных перемещений стабилизаторов относительно форкамеры и форкамеры относительно корпуса при изменении температурных режимов в ФК.
Топливные коллекторы расположены перед форкамерой и закреплены на ней серьгами, которые обеспечивают свободу температурных расширений коллекторов. Первые три коллектора имеют теплозащитные экраны. К наружным и внутренним поверхностям коллекторов приварены форсунки.
Жаровая труба представляет собой сварную конструкцию с передним и задним фланцами и состоит из корпуса и четырёх секций теплозащитных экранов, последовательно расположенных вдоль оси ФК.
Передним фланцем корпус стыкуется с фланцем корпуса фронтового устройства. К заднему фланцу и шпангоуту, расположенному на конической части корпуса, крепятся элементы реактивного сопла. В нижней части корпуса установлен дренажный клапан для слива топлива. На внутренней поверхности корпуса имеются упругие пояса для крепления гофрированных и перфорированных теплозащитных экранов. В зазор между корпусом и экранами поступает охлаждающий воздух.


2.7. Выходное сопло

2.7.1. Общая характеристика выходного сопла
Выходное сопло (ВС) осесимметричное, регулируемое, всережимное, сверхзвуковое, створчатой конструкции. ВС крепится к задней части корпуса форсажной камеры.
Общее управление критическим сечением (суживающаяся часть ВС) и сечением среза сопла (расширяющаяся часть ВС) осуществляется с помощью стяжного устройства с пневмоприводом из 16-ти гидроцилиндров. Стяжное устройство в зависимости от давления за компрессором ограничивает степень раскрытия под действием газовых сил сверхзвуковой части сопла, т.е. обеспечивает регулирование площади выходного сечения сопла 13 EMBED Equation.3 1415 (или 13 EMBED Equation.3 1415) с целью снижения внутренних потерь, связанных с нерасчетностью режима течения.
Рабочим телом служит топливо. Оптимизация площади среза сопла осуществляется автоматически под действием газовых и сжимающих сил от 16-ти пневмоцилиндров, расположенных вокруг створок и проставок сверхзвуковой части сопла и действующих на них. При этом учитываются аэродинамические силы, действующие на внешние створки ВС. Пневмоцилиндры одностороннего действия, постоянно работающие на уменьшение площади среза сверхзвуковой части сопла. Воздух в пневмоцилиндры поступает из-за компрессора высокого давления через воздушный редуктор. Оптимизация площади среза сопла возможна в пределах его крайних положений.

Таблица 4.5
Материалы деталей выходного сопла
Деталь
Материал

Створка первого ряда
ВЖЛ-12У

Проставка первого ряда
ВЖ-101

Створка второго ряда
ВЖЛ-12У

Проставка второго ряда
ВЖ-101

Внешняя створка
ВТ-20

Проставка внешняя
ВТ-20

Силовое кольцо формы
ВЖ-101

Гидроцилиндр:
– корпус
– шток

ЭИ-961
ЭИ-961

Поршень и шток упора, тяги
ВЖ-105



2.7.2. Конструкция выходного сопла
В конструкцию выходного сопла входят:
– три ряда створок и проставок: первый ряд (дозвуковая суживающаяся часть ВС), второй ряд (сверхзвуковая расширяющаяся часть ВС), третий ряд (внешняя часть ВС);
– гидроцилиндр с ложементом;
– качалки;
– механический упор, тяги;
– пневмоцилиндр;
– силовое кольцо с закреплённым на нём упругими элементами в форме пластин, которое с помощью вильчатых тяг соединяется с ложементом;
– задняя часть корпуса ФК (выполняет роль корпуса ВУ).
Суживающаяся часть ВС состоит из 16-ти створок и проставок, механизма их синхронизации и управления. Створка отлита в форме равнобедренной трапеции, имеет на внешней поверхности два высоких продольных и ряд мелких поперечных рёбер жёсткости. Два крайних силовых продольных ребра переходят в проушины на передней и задней кромках створки. На силовых рёбрах створки выполнены бобышки с отверстиями под болты. На передней кромке створки с помощью заклёпок крепится пластина. Тепловой экран крепится к створке также заклёпками. Тепловой экран защищает створки от высокой температуры газа в критическом сечении сопла. Охлаждающий воздух в пространство между тепловым экраном и створкой поступает из-под теплового экрана форсажной камеры.
Проставка суживающейся части сопла выполнена литьём. Имеет форму трапеции и на наружной поверхности рёбра жёсткости. Основное ребро жёсткости проходит по середине проставки и заканчивается впереди проушиной.
Гидроцилиндр состоит из оребрённого корпуса, поршня со штоком, задней крышки. Внутренняя поверхность корпуса и наружная штока и поршня полируется и покрывается слоем хрома. Поршень, крышка и втулка имеют уплотнительные кольца и манжеты. При работе двигателя через гидроцилиндр постоянно циркулирует топливо, охлаждая его детали.
Створка сверхзвуковой части ВС литой конструкции, имеет набор поперечных рёбер жёсткости и очень мощный по середине створки двутаврового сечения профиль с отверстиями. Спереди створка имеет сдвоенные проушины для крепления со створкой дозвуковой части сопла.
Проставка сверхзвуковой части ВС литая, прямоугольной формы с поперечными мелкими рёбрами жёсткости. В передней части поставка заодно целое выполнена с проушинами. В отверстие проушины запрессована ось для соединения с проставкой дозвуковой части сопла.
Внешние створки обеспечивают плавное обтекание хвостовой части самолета, уменьшая ее сопротивление.


2.8. Основные данные двигателя
(Н = 0, Мн = 0, полный форсированный режим)

1. Тяга:
– максимальный режим 7600 кгс;
– форсажный режим 12500 кгс.

2. Удельный расход топлива:
– крейсерский режим 0,67 кг/кгс
·ч;
– максимальный режим 0,75 кг/кгс
·ч;
– форсажный режим 1,92 кг/кгс
·ч.

3. Суммарная степень повышения давления в компрессоре,13 EMBED Equation.3 1415 23

4. Степень повышения давления в КНД, 13 EMBED Equation.3 1415 3,54

5. Степень повышения давления в КВД, 13 EMBED Equation.3 1415 6,46

6. Расход воздуха 110 кг/сек

7. Степень двухконтурности, 13 EMBED Equation.3 1415 0,571

8. Отношение тяги к массе > 8

9. Максимальное давление воздуха за компрессором, 13 EMBED Equation.3 1415 3,64
·106 Па
(37,2 кг/см2)

10. Суммарная степень расширения газа на турбине, 13 EMBED Equation.3 1415 6,7

11. Максимальная температура газа перед турбиной, 13 EMBED Equation.3 1415 1700 К

12. Максимальная температура газа за турбиной с корректирующим сопротивлением в линии термопар (по указателю температуры газов), 13 EMBED Equation.3 1415:
– при 13 EMBED Equation.3 1415 (13 EMBED Equation.3 1415)
· 750 °С;
– при 13 EMBED Equation.3 1415 (13 EMBED Equation.3 1415)
· 765 °С.
На переходных режимах работы двигателя в течение 13 EMBED Equation.3 1415допускается увеличение температуры на величину 13 EMBED Equation.3 1415.

13. Максимальная температура в форсажной камере на полном форсированном режиме, 13 EMBED Equation.3 1415 2082 К

14. Ресурс двигателя до первого ремонта 100 ч,
из них суммарная наработка на максимальном и форсированных режимах 30 ч.
Суммарная наработка двигателя:
– на режимах 13 EMBED Equation.3 1415
· 15 ч
– на режимах 13 EMBED Equation.3 1415
· 15 ч
в том числе на 13 EMBED Equation.3 1415
· 5 ч.
Время непрерывной работы на всех режимах в полете – без ограничений в пределах ресурса.
Время непрерывной работы двигателя на самолете в земных условиях – без ограничений в пределах ресурса, за исключением:
– на форсированных режимах
· 20 c

15. Время приемистости:
а) с режима МГ до максимального ( до величины13 EMBED Equation.3 1415 на 2% ниже 13 EMBED Equation.3 1415огр.):
– для Н = 0, Mн=0 3-5 с;
– для Н < 8 км
· 5 с;
– для Н > 8 км
· 8 с.
б) с режима МГ до полного форсированного режима для Н = 0, Mн = 0 ( до появления сигнала запуска форсажной камеры)
· 7 с.
в) с максимального режима до режима, соответствующего 0,95 Рпф
· 3 с.

16. Время сброса частоты вращения от максимального режима до режима МГ для Н = 0, Mн = 0 4-6 с.

17. Время запуска (до выхода на максимальный режим) при нажатии на пусковую кнопку 60-80 с
Время запуска (до выхода на режим МГ) на земле от РТДЭ
· 50 с
Максимальное количество запусков (ресурс) 300
Количество запусков двигателя от бортового аккумулятора без подзарядки 5

18. Масса двигателя 1533 кг

19. Габаритные размеры двигателя:
– длина 4945 мм
– диаметр входного направляющего аппарата 910 мм
– максимальный диаметр 1277 мм




3. Энергетический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ).

3.1. Цель. Данные. Допущения методики.

Данная работа посвящена определению основных параметров двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) на расчетном режиме. Целью данной работы является выполнение проекта по созданию турбореактивного двигателя с форсажной камерой, что необходимо для закрепления знаний, приобретения навыков самостоятельной работы по решению комплексных инженерно-конструкторских задач.
При проектировании двигателя набор основных его параметров, определение геометрических размеров и площадей проходных сечений проточной части производится для режима, который называется расчетным режимом. Расчетный режим выбирается в соответствии с назначением самолета. Параметры, характеризующие расчетный режим работы двигателя, являются исходными данными для выполнения курсового проекта и приводятся в бланке задания.
Исходными данными на проект являются:
расчетные высота Н и число М полета самолета;
суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре 13 EMBED Equation.3 1415;
температура газа перед турбиной 13 EMBED Equation.3 1415;
тяга двигателя 13 EMBED Equation.3 1415;
температура газа в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415;
степень двухконтурности 13 EMBED Equation.3 1415.
Энергетический расчёт двигателя является первым этапом проектирования двигателя. Он является базой для газодинамического расчёта, при котором определяются геометрические характеристики проточной части двигателя.
При энергетическом расчёте определяются термодинамические параметры рабочего тела на входе и выходе из основных элементов двигателя, т.е. давление и температура воздуха (газа): входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины, форсажной камеры, выходного устройства, а также удельная тяга двигателя, удельный расход топлива и расход воздуха через двигатель.
При разработке методики принят ряд допущений, позволяющий существенно упростить методику расчета. Допущения эти следующие:
Работа компрессора, как известно, описывается зависимостью 13 EMBED Equation.3 1415. С изменением скорости и высоты полета при регулировании двигателя по закону 13 EMBED Equation.3 1415 изменяются все три параметра 13 EMBED Equation.3 1415. При этом работа 13 EMBED Equation.3 1415 изменяется незначительно. Принимается, что работа 13 EMBED Equation.3 1415.
Значения опытных коэффициентов: 13 EMBED Equation.3 1415 и др., а также физических констант: 13 EMBED Equation.3 1415, которые характеризуют свойства воздуха и газа, на всех режимах работы двигателя принимаются неизменными и, следовательно, такими же, как и на расчетном режиме.
Компрессор низкого давления имеет одинаковую степень повышения в обоих контурах.
Потери во входном устройстве определяются по приближенной аналитической зависимости.
Процесс смешения потоков в смесительном устройстве не рассчитывается. Температура газов после смешения определяется по приближенной формуле.
Коэффициенты полезного действия компрессоров низкого и высокого давления принимаются равными.
Оптимальная степень повышения давления в компрессоре низкого давления соответствует равенству давлений заторможенного потока в контурах перед смесителем.
Работа турбины высокого давления принимается равной работе компрессора высокого давления 13 EMBED Equation.3 1415. Такое же допущение принято и для каскада низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415. Это соотношение отражает то обстоятельство, что расход воздуха через компрессор низкого давления в (m+1) раз больше, чем расход газа через турбину низкого давления.










3.2. Определение параметров ТРДДФ

Исходные данные:

Тип двигателя: ТРДДФ;
Высота полета и число Маха: 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415
Суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре: 13 EMBED Equation.3 1415
Температура газа перед турбиной: 13 EMBED Equation.3 1415
Тяга двигателя: 13 EMBED Equation.3 1415
Температура газа в форсажной камере: 13 EMBED Equation.3 1415
Степень двухконтурности 13 EMBED Equation.3 1415



3.2.1. Определение параметров ТРДДФ на бесфорсажном режиме.

1. Для расчетной высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
(показатель адиабаты для воздуха13 EMBED Equation.3 1415)
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. Адиабатическая и действительная работа сжатия воздуха в первом контуре:
(теплоёмкость воздуха 13 EMBED Equation.3 1415; КПД компрессора 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

9. Параметры воздуха за компрессором:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Параметры газа на выходе из камеры сгорания:
(потеря полного давления в камере сгорания 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

11. Относительный расход топлива в камере сгорания:
(теплотворная способность топлива 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент полноты сгорания топлива 13 EMBED Equation.3 1415; теплоёмкость газа 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415.


12. Давление газа за турбиной:
(КПД турбины 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент восстановления давления в наружном контуре 13 EMBED Equation.3 1415; показатель адиабаты для газа 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

13. Степень понижения давления в турбине:
13 EMBED Equation.3 1415

14. Работа турбины:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Температура газа за турбиной:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

17. Степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

19. Действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

21. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415



24. Температура газа за турбиной высокого давления:
(из условия равенства работ компрессора и турбины 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

25. Адиабатическая работа расширения в турбине высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

26. Степень понижения давления в турбине высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

27. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415.

28. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

29. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
(коэффициент восстановления давления в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

30. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла равна критической:
(газовая постоянная 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
31. Действительная скорость истечения газа из сопла:
(коэффициент скорости в сопле 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

32. Параметры газа на срезе сопла:
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;

температура:
13 EMBED Equation.3 1415.


33. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415


34. Секундный расход воздуха, необходимый для создания заданной силы тяги:
13 EMBED Equation.3 1415

35. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415
36. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415

37. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

38. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

Исходные данные и результаты расчета заносим в таблицу 3.1.






3.2.2. Определение параметров ТРДДФ на форсажном режиме.

39. Относительный расход топлива в форсажной камере:
(теплоёмкость газа в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент полноты сгорания топлива в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415)

13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
40. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


41. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
(стехиометрический коэффициент 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415.


42. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
(коэффициент восстановления давления в форсажной камере на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


43. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
(газовая постоянная на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415; показатель адиабаты для газа на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

44. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

45. Параметры газа на срезе сопла:
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;

температура:
13 EMBED Equation.3 1415


46. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

47. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

48. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415

49. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

Результаты расчетов заносятся в таблицу 3.1.
Таблица 3.1
Бесфорсажный режим.
Н
М

·К
·*
ТГ*
R
m
v
ТН*
РН*

км


К
кН

м/с
К
кПа

0
0
23
1750
98,5
0,6
0
288
101,32


·В
pВ*

·В*
lК.ад

рк*
ТК*
рГ*
gm


кПа

кДж/кг
кДж/кг
кПа
К
кПа


0,97
98,28
0,97
419,106
498,935
2260,45
784,95
2147,43
0,029

рТ*

·Т*

ТТ*
рКН*

·КН*
lКН.ад
lКН
ТКН*

кПа

кДж/кг
К
кПа

кДж/кг
кДж/кг
К

403,184
5,33
628,011
1209,08
411,413
4,19
146,146
173,983
461,29


·КВ*
lКВ
ТТВ*
lТВ.ад

·ТВ*
рТВ*
ТСМ*
рФ*
wС.ад


кДж/кг
К
кДж/кг

кПа
К
кПа
м/с

5,49
345,733
1452,21
379,926
2,3
932,325
928,66
391,089
552,57

wC
pC
ТС
Rуд

·
GвI
GвII
Gm
Cуд

м/с
кПа
К
м/с
кг/с
кг/с
кг/с
кг/ч
кг/(Н
·ч)

541,52
211,33
802,37
785,97
125,32
78,33
47
8237,84
0,083




Форсажный режим.
ТФ*


·Ф
рФ*
wСФ.ад
wСФ

К


кПа
м/с
м/с

2000
0,041
1,14
378,993
805,59
789,48

рСФ
ТСФ
Rуд.Ф
Суд.Ф

GmФ

кПа
К
м/с
кг/(Н
·ч)
кН
кг/ч

208,207
1760,28
1186,74
0,18
148,727
26766



4. Расчет скоростных и высотных характеристик ТРДДФ.
Расчёт характеристик ТРДДФ производится после того, как определены параметры двигателя на расчётном режиме. При этом используются численные значения следующих величин:
– адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– адиабатическая работа сжатия в компрессоре высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– степень понижения давления в турбине высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– степень понижения давления в турбине низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– температура газа за турбиной низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415;
– скорость истечения газа из сопла на бесфорсажном режиме: 13 EMBED Equation.3 1415;
– скорость истечения газа из сопла на форсажном режиме: 13 EMBED Equation.3 1415;
– суммарный расход воздуха на расчетном режиме: 13 EMBED Equation.3 1415;
– расход воздуха через внутренний контур на расчетном режиме: 13 EMBED Equation.3 1415.



4.1. Расчет скоростной характеристики

Расчет скоростной характеристики производится при постоянном значении высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 для разных значений скорости полета, определяемых рядом значений числа 13 EMBED Equation.3 1415.
В нашем случае: Н = 0, М = 0,25; 0,5; 0,75; 1; 1,25; 1,5; 1,75; 2.



4.1.1. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=0,25:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
(показатель адиабаты для воздуха13 EMBED Equation.3 1415)
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.
4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.


8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
(теплоёмкость воздуха 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415
11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
(теплотворная способность топлива 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент полноты сгорания топлива 13 EMBED Equation.3 1415; теплоёмкость газа 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
(стехиометрический коэффициент 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


16. Давление на выходе из камеры сгорания:
(потеря полного давления в камере сгорания 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
(из условия равенства работ компрессора и турбины 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
(КПД турбины 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
(показатель адиабаты для газа 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415


24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
(коэффициент восстановления давления в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.


27. Удельная тяга:
(газовая постоянная 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415

29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415

30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415

31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415

32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415

34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
(теплоёмкость газа в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент полноты сгорания топлива в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
(стехиометрический коэффициент 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
(коэффициент восстановления давления в форсажной камере на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
(газовая постоянная на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415; показатель адиабаты для газа на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
(коэффициент скорости в сопле 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.2. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=0,5:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.3. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=0,75:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.4. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=1:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.5. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=1,25:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При сверхзвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415), когда торможение воздуха осуществляется в скачках уплотнения, коэффициент восстановления давления во входном устройстве начнет зависеть от скорости полета и будет определяться по формуле:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415
21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.6. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=1,5:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При сверхзвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415), когда торможение воздуха осуществляется в скачках уплотнения, коэффициент восстановления давления во входном устройстве начнет зависеть от скорости полета и будет определяться по формуле:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415
21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.7. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=1,75:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При сверхзвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415), когда торможение воздуха осуществляется в скачках уплотнения, коэффициент восстановления давления во входном устройстве начнет зависеть от скорости полета и будет определяться по формуле:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415
21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.1.8. Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=2:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При сверхзвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415), когда торможение воздуха осуществляется в скачках уплотнения, коэффициент восстановления давления во входном устройстве начнет зависеть от скорости полета и будет определяться по формуле:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415
21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.


Результаты расчетов заносятся в таблицу 4.1.
По полученным значения строим графики искомых зависимостей: Rуд, Cуд, R, 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415 от М при Н=0 (рис. 4.1)
Таблица 4.1
Бесфорсажный режим
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415


м/с
К
Па
К

Па


Па
К

Па

0
0
288
101320
288
0,97
98280,4
0,97
4,19
411412,57
461,29
5,49
2260449,2

0,25
85
291,6
105822,45
291,6
0,97
102647,77
1,01
4,13
423493,45
464,89
5,44
2302611,61

0,5
170
302,4
120187,06
302,4
0,97
116581,45
1,15
3,96
461256,25
475,69
5,27
2432324,6

0,75
255
320,4
147144,91
320,4
0,97
142730,56
1,41
3,71
529449,71
493,69
5,02
2659508,45

1,0
340
345,6
191791,58
345,6
0,97
186037,83
1,84
3,42
636626,01
518,89
4,71
3001515,02

1,25
425
378
262447,7
378
0,93
243502,26
2,4
3,13
761507,77
551,29
4,38
3332838,15

1,5
510
417,6
371948,82
417,6
0,83
308808,93
3,05
2,85
879526,18
590,89
4,03
3547495,84

1,75
595
464,4
539441,32
464,4
0,67
363473,4
3,59
2,6
943872,34
637,69
3,7
3495221,86

2,0
680
518,4
792773,18
518,4
0,45
357052,96
3,52
2,38
849004,09
691,69
3,4
2883910,15


13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415


К



Па
К
Па
Дж/кг
Дж/кг

Па

0
805,65
23
0,029
2,35
2147426,74
1452,21
932326,11
278372,78
305904,16
2,24
416048,21

0,25
809,25
22,43
0,029
2,36
2187481,03
1452,21
949716,07
278372,78
305904,16
2,24
423808,44

0,5
820,05
20,86
0,028
2,38
2310708,37
1452,21
1003216,41
278372,78
305904,16
2,24
447682,83

0,75
838,05
18,63
0,028
2,42
2526533,03
1452,21
1096918,78
278372,78
305904,16
2,24
489497,28

1,0
863,25
16,13
0,027
2,47
2851439,27
1452,21
1237979,97
278372,78
305904,16
2,24
552445,49

1,25
895,65
13,69
0,027
2,54
3166196,24
1452,21
1374634,76
278372,78
305904,16
2,24
613427,35

1,5
935,25
11,49
0,026
2,63
3370121,05
1452,21
1463170,69
278372,78
305904,16
2,24
652936,29

1,75
982,05
9,62
0,025
2,75
3320460,77
1452,21
1441610,2
278372,78
305904,16
2,24
643314,97

2,0
1036,1
8,08
0,023
2,9
2739714,64
1452,21
1189473,64
278372,78
305904,16
2,24
530799,66


13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415


К
Па
Па
К
м/с
кг/с
кг/с
кг/с

кг/ч
Н
кг/(Н
·ч)

0
928,66
403566,77
218072,96
802,37
792,1
78,33
129,32
50,99
0,65
8100,19
102436,1
0,079

0,25
930,01
411094,19
222140,51
803,72
711,17
79,79
131,73
51,95
0,65
8226,89
93685,56
0,088

0,5
934,06
434252,35
234654,34
807,77
637,93
84,28
139,15
54,87
0,65
8613,05
88770,58
0,097

0,75
940,81
474812,36
256571,52
814,52
571,11
92,15
152,15
60
0,65
9276,69
86896,35
0,107

1,0
950,26
535872,12
289566,01
823,97
509,02
104,01
171,72
67,71
0,65
10247,1
87408,1
0,117

1,25
962,41
595024,53
321529,84
836,12
443,58
115,49
190,67
75,19
0,65
11060,6
84579,08
0,131

1,5
977,26
633348,2
342238,58
850,97
372,19
122,92
202,95
80,03
0,65
11359,6
75537,39
0,15

1,75
994,81
624015,52
337195,53
868,52
290,88
121,11
199,96
78,85
0,65
10711
58164,66
0,184

2,0
1015,1
514875,67
278220,28
888,77
181,68
99,93
164,99
65,06
0,65
8379,48
29974,75
0,28


Форсажный режим
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415





Па
м/с
м/с
Па
К
м/с
кг/(Н
·ч)
Н
кг/ч

0
0,041
0,018
1,14
391085,32
805,59
789,48
214849,85
1760,28
1196,66
0,178
154754,26
27473,5

0,25
0,041
0,018
1,15
398379,93
805,59
789,48
218857,28
1760,28
1117,45
0,19
147206,14
27943,18

0,5
0,041
0,018
1,15
420821,86
805,59
789,48
231186,16
1760,28
1048,98
0,201
145971,39
29381,81

0,75
0,041
0,017
1,16
460127,44
805,59
789,48
252779,4
1760,28
988,99
0,212
150477,6
31879,2

1,0
0,04
0,017
1,17
519298,76
805,59
789,48
285286,24
1760,28
934,38
0,222
160449,7
35588,64

1,25
0,04
0,017
1,19
576621,71
805,59
789,48
316777,64
1760,28
872,44
0,234
166351,37
38960,1

1,5
0,04
0,016
1,21
613760,11
805,59
789,48
337180,3
1760,28
799,39
0,251
162239,47
40744,78

1,75
0,039
0,015
1,24
604716,07
805,59
789,48
332211,79
1760,28
709,88
0,277
141950,49
39300,64

2,0
0,039
0,015
1,27
498951,68
805,59
789,48
274108,2
1760,28
579,33
0,331
95584,09
31623,7





Рис. 4.1. Скоростная характеристика.
4.2. Расчет высотной характеристики.

Расчет высотной характеристики на бесфорсажном и форсажном режимах ведется в той же последовательности и по тем же формулам, что и расчет скоростной характеристики. Разница заключается в том, что расчет высотной характеристики производится при постоянном значении М=0 для ряда значений высоты полета Н.
В нашем случае: М=0; Н=2,5; 5; 7,5; 10; 12,5; 15; 17,5 км.


4.2.1. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=2,5 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
(показатель адиабаты для воздуха13 EMBED Equation.3 1415)
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.
4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.


8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
(теплоёмкость воздуха 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415
11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
(теплотворная способность топлива 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент полноты сгорания топлива 13 EMBED Equation.3 1415; теплоёмкость газа 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
(стехиометрический коэффициент 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


16. Давление на выходе из камеры сгорания:
(потеря полного давления в камере сгорания 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
(из условия равенства работ компрессора и турбины 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
(КПД турбины 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
(показатель адиабаты для газа 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
(коэффициент восстановления давления в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415


25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;


26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.


27. Удельная тяга:
(газовая постоянная 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
(теплоёмкость газа в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415; коэффициент полноты сгорания топлива в форсажной камере 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
(стехиометрический коэффициент 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
(коэффициент восстановления давления в форсажной камере на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
(газовая постоянная на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415; показатель адиабаты для газа на форсажном режиме 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415
6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
(коэффициент скорости в сопле 13 EMBED Equation.3 1415)
13 EMBED Equation.3 1415

7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.2.2. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=5 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.2.3. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=7,5 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.2.4. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=10 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.2.5. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=12,5 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.2.6. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=15 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415


12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.
4.2.7. Расчет высотной характеристики при М=0 и Н=17,5 км:
Бесфорсажный режим:
1. По значению высоты полета 13 EMBED Equation.3 1415 из таблицы №1 (методическое пособие) определяются параметры атмосферного воздуха:
давление: 13 EMBED Equation.3 1415,
температура: 13 EMBED Equation.3 1415,
скорость звука: 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость полета самолета:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. При дозвуковой скорости полета (13 EMBED Equation.3 1415) коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.
7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. По значению 13 EMBED Equation.3 1415 находится степень повышения давления в компрессоре низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Давление за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

10. Температура за компрессором низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре:
13 EMBED Equation.3 1415


14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415

16. Давление на выходе из камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415


17. Температура за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

18. Давление за турбиной высокого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


19. Работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415


21. Степень понижения давления в турбине низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

22. Давление за турбиной низкого давления:
13 EMBED Equation.3 1415

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем:
13 EMBED Equation.3 1415

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом):
13 EMBED Equation.3 1415

25. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415;

26. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

27. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
28. Расход воздуха через внутренний контур:
13 EMBED Equation.3 1415


29. Суммарный расход воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415


30. Расход воздуха через наружный контур:
13 EMBED Equation.3 1415


31. Степень двухконтурности:
13 EMBED Equation.3 1415


32. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415


33. Тяга двигателя:
13 EMBED Equation.3 1415


34. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415
Форсажный режим:
1. Относительный расход топлива в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

2. Расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу топлива через двигатель:
13 EMBED Equation.3 1415.


3. Коэффициент избытка воздуха в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.


4. Давление на выходе из форсажной камеры (на входе в сопло):
13 EMBED Equation.3 1415


5. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415


6. Действительная скорость истечения газа из сопла:
13 EMBED Equation.3 1415
7. Давление на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

8. Температура на срезе сопла:
13 EMBED Equation.3 1415

9. Удельная тяга:
13 EMBED Equation.3 1415
10. Удельный расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415

11. Тяга двигателя на форсажном режиме:
13 EMBED Equation.3 1415

12. Часовой расход топлива:
13 EMBED Equation.3 1415.


Результаты расчетов заносятся в таблицу 4.2.
По полученным значения строим графики искомых зависимостей: R, Rуд, 13 EMBED Equation.3 1415, Cуд, 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415 от Н при М=0 (рис. 4.2)
Таблица 4.2
Бесфорсажный режим
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

км
м/с
К
Па
К

Па


Па
К

Па

0
0
288
101320
288
0,97
98280,4
0,97
4,19
411412,57
461,29
5,49
2260449,2

2,5
0
272
74690
272
0,97
72449,3
0,97
4,48
324766,88
445,29
5,77
1872379,12

5
0
256
54040
256
0,97
52418,8
0,97
4,83
253388,47
429,29
6,07
1537291,28

7,5
0
239
38330
239
0,97
37180,1
0,97
5,28
196474,39
412,29
6,43
1262696,1

10
0
223
26490
223
0,97
25695,3
0,97
5,8
149135,02
396,29
6,81
1015472,46

12,5
0
216
17980
216
0,97
17440,6
0,97
6,07
105832,52
389,29
6,99
739940,33

15
0
216
12110
216
0,97
11746,7
0,97
6,07
71280,97
389,29
6,99
498369,16

17,5
0
216
8204
216
0,97
7957,88
0,97
6,07
48289,77
389,29
6,99
337623,5


13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

км
К



Па
К
Па
Дж/кг
Дж/кг

Па

0
805,65
23
0,029
2,35
2147426,74
1452,21
932326,11
278372,78
305904,16
2,24
416048,21

2,5
789,65
25,84
0,029
2,32
1778760,16
1452,21
772265,95
278372,78
305904,16
2,24
344621,76

5
773,65
29,33
0,029
2,29
1460426,71
1452,21
634058,4
278372,78
305904,16
2,24
282946,99

7,5
756,65
33,96
0,03
2,26
1199561,3
1452,21
520801,15
278372,78
305904,16
2,24
232406,22

10
740,65
39,52
0,03
2,23
964698,84
1452,21
418833,34
278372,78
305904,16
2,24
186903,34

12,5
733,65
42,43
0,03
2,22
702943,31
1452,21
305189,65
278372,78
305904,16
2,24
136190,12

15
733,65
42,43
0,03
2,22
473450,7
1452,21
205553,21
278372,78
305904,16
2,24
91727,61

17,5
733,65
42,43
0,03
2,22
320742,32
1452,21
139253,39
278372,78
305904,16
2,24
62141,48


13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

км
К
Па
Па
К
м/с
кг/с
кг/с
кг/с

кг/ч
Н
кг/(Н
·ч)

0
928,66
403566,77
218072,96
802,37
792,1
78,33
129,32
50,99
0,65
8100,19
102436,05
0,079

2,5
922,66
334283,11
180634,56
796,37
812,92
64,88
107,12
42,24
0,65
6797,7
87079,97
0,078

5
916,66
274458,58
148307,54
790,37
832,54
53,27
87,95
34,68
0,65
5653,53
73221,63
0,077

7,5
910,28
225434,03
121816,44
783,99
852
43,75
72,24
28,49
0,65
4706,83
61548,17
0,076

10
904,28
181296,24
97965,96
777,99
868,92
35,19
58,1
22,91
0,65
3833,08
50480,84
0,076

12,5
901,66
132104,42
71384,47
775,37
875,88
25,64
42,33
16,69
0,65
2808,27
37078,35
0,076

15
901,66
88975,78
48079,31
775,37
875,88
17,27
28,51
11,24
0,65
1891,45
24973,24
0,076

17,5
901,66
60277,23
32571,65
775,37
875,88
11,7
19,32
7,62
0,65
1281,37
16918,29
0,076


Форсажный режим
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

км



Па
м/с
м/с
Па
К
м/с
кг/(Н
·ч)
Н
кг/ч

0
0,041
0,018
1,14
391085,32
805,59
789,48
214849,85
1760,28
1196,66
0,178
154754,26
27473,5

2,5
0,041
0,018
1,14
323944,46
805,59
789,48
177964,79
1760,28
1232,54
0,174
132029,72
22911,42

5
0,041
0,018
1,13
265970,17
805,59
789,48
146115,56
1760,28
1267,05
0,17
111436,01
18937,98

7,5
0,042
0,019
1,12
218461,85
805,59
789,48
120016
1760,28
1302,04
0,167
94058,64
15665,95

10
0,042
0,019
1,11
175689,14
805,59
789,48
96518,03
1760,28
1333,23
0,164
77454,93
12682,52

12,5
0,042
0,019
1,11
128018,71
805,59
789,48
70329,41
1760,28
1346,3
0,163
56992,19
9268,04

15
0,042
0,019
1,11
86223,95
805,59
789,48
47368,7
1760,28
1346,3
0,163
38385,73
6242,27

17,5
0,042
0,019
1,11
58412,99
805,59
789,48
32090,24
1760,28
1346,3
0,163
26004,67
4228,86







Рис. 4.2. Высотная характеристика.

5. Турбина

5.1. Общая характеристика турбины

Турбина двигателя осевая, реактивная, двухступенчатая, двухроторная. Первая – турбина высокого давления. Вторая ступень – турбина низкого давления. Все лопатки и диски турбины охлаждаемые.
Основные параметры и материалы деталей турбины приведены в табл. 5.1


5.2. Конструкция турбины высокого давления

Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления и агрегатов, установленных на коробках приводов двигательных и самолетных агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.

5.2.1. Ротор турбины высокого давления
Ротор турбины (рис 5.1) состоит из рабочих лопаток 8, диска 6, цапфы 10 и вала 1.
Рабочая лопатка (рис. 5.2) – литая, полая с полупетлевым течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости, с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены ребра, перегородки и турбулизаторы. На последующих сериях лопатка с полупетлевой схемой охлаждения заменяется лопаткой с циклонновихревой схемой охлаждения. Во внутренней полости (рис. 5.2) вдоль передней кромки выполнен канал, в котором, как в циклоне, формируется течение воздуха с закруткой. Закрутка воздуха происходит вследствие его тангенциального подвода в канал через отверстия перегородки. Из канала воздух выбрасывается через отверстия (перфорацию) стенки лопатки на выпуклую поверхность. Этот воздух создает на поверхности защитную пленку.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.2. Рабочая лопатка ТВД
В центральной части лопатки на внутренних поверхностях выполнены каналы, оси которых пересекаются. В каналах формируется турбулизированное течение воздуха. Турбулизация струй воздуха и увеличение площади контакта обеспечивают увеличение эффективности теплообмена.
В районе выходной кромки выполнены турбулизаторы (перемычки) различной формы. Эти турбулизаторы интенсифицируют теплообмен, увеличивают жесткость лопатки.
Профильная часть лопатки (рис. 5.3) отделена с замка полкой и удлиненной ножкой. Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую оболочку, защищающую замковую часть лопатки от перегрева. Удлиненная ножка, обеспечивая отдаление высокотемпературного газового потока от замка и диска, приводит к снижению количества тепла, передаваемого от профильной части к замку и диску. Кроме того, удлиненная ножка, обладая низкой относительной изгибной жесткостью, обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в профильной части лопатки. Трехзубый замок типа «Елочка» обеспечивает передачу радиальных нагрузок с лопатки на диск. Зуб, выполненный в левой части замка, фиксирует лопатку от перемещения ее по потоку, а паз совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от перемещения против потока. На периферийной части пера, с целью облегчения приработки при касании о статор и, следовательно, предотвращения разрушения лопатки, на ее торце сделана выборка (см. сечение Б-Б, рис. 5.3.).
Рабочая лопатка отливается с использованием выплавляемых моделей. Для получения микрозернистой структуры материала поверхности формы и стержня покрываются алюминатом кобальта, частици которого являются центрами образования кристаллов. Отлитую заготовку, с целью снижения внутренних напряжений литейного происхождения, подвергают термовакуумной обработке.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.3. Рабочая лопатка ТВД
Отклонения фактического наружного профиля лопатки от теоретического во всех сечениях не превышает ± 0,3 мм. Толщина стенок лопаток двух модификаций (с полупетлевой схемой охлаждения – N 570 и циклонно-вихревой схемой охлаждения – N 750) в различных сечениях приведена в табл. 5.1.
Выходная кромка в заготовке выполняется с технологическим приливом, выполненным за пределами теоретического профиля. Прилив удаляется электрохимической обработкой. Выходная кромка полируется по всей высоте. Ширина щели выходной кромки 0,55±0,10 мм.
Внутренняя полость лопатки проверяется на рентгеновской установке на предмет отсутствия в каналах керамики от литейного стержня. Для оценки расходной характеристики по охлаждающему воздуху лопатки проливают водой при давлении 1,96·105 Па (2±0,1 кгс/см2). Расход воды через щель выходной кромки 185±20 г/с, а через отверстия перфорации входной кромки 105±15 г/с при одновременной проливке.

Таблица 5.1
Основные данные турбины
№ п/п
Параметр
Значения



ТВД
ТНД

1
Степень понижения полного давления газа
2,9
2,3

2
КПД турбины по параметрам заторможенного потока
0,87
0,86

3
Окружная скорость, м/с.
510
432

4
Частота вращения ротора, об/мин.
13300
10200

5
Втулочное отношение
0,81
0,76

6
Температура газа на входе в турбину
1665
1297

7
Gr, кг/с
70
72

8
U/C1
0,46
0,45


Материалы деталей турбины
№ п/п
Деталь
Марка материала



ТВД
ТНД

1
Рабочие лопатки
ЖС-26
ЖС-6У

2
Сопловые лопатки
ЖС-6У
ЖС-6У

3
Диск
ЭП-742-ИД
ЭП-742-ИД

4
Вал
ЭП-868-Ш
ЭП-868-Ш (Средняя часть) ВТ-9

5
Корпус
ЭП-708-ВД
ЭП-708-ВД


Толщины стенок лопаток, мм
1лопатка – N 570 материал ЖС-26
2 лопатка – N 750 материал ЖС6-У

Часть профиля
Сечение


Корневое
Среднее
Периферийное


I
II
I
II
I
II

Входная кромка
1,10
1,05
0,93
0,88
0,75
0,1

Спинка
2,75
2,05
1,53
1,6
0,80
0,83

Корыто
2,75
1,95
1,55
1,35
0,80
0,75

Выходная кромка
0,90
0,7
0,88
0,6
0,70
0,5


Поверхность пера и полки с целью повышения жаростойкости покрывают многокомпонентным покрытием (NiCoAlY + NiC2AlY). Толщина слоя 0,07-0,05 мм на входной кромке с последующим уменьшением толщины к выходной кромке до 0,04 мм. Допускается наличие покрытия на торцевых поверхностях замковой части и на необрабатываемых литых поверхностях ножки. После нанесения покрытия перо и полка обрабатываются микрошариками, что формирует в материале сжимающие напряжения. Поверхности внутренней полости лопатки хромоалитируются . Толщина слоя 0,01-0,03 мм. Торцевую поверхность алитируют шликерным методом после окончательной обработки. Толщина слоя 0,02-0,04 мм.
Материалы по тепловому состоянию рабочих лопаток турбины высокого давления приведены в табл. 5.2 и на рис. 5.4.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.4. Тепловое состояние рабочей лопатки ТВД
Таблица 5.2
1 режим: Н=0; М=0; n2=0,995; Т*г=1650К; t=4%

Сечение лоп.
Входная кромка,
·С
Спинка,
·С
Выходная кромка,
·С




Спинка
Корыто

А1
1003
840
955
1010

А2
1060
910
960
1015

А3
1000
935
981
1013

А4
990
930
910
990

А5
850
840
800
900

Ножка

610



У режим: Н=0; М=1,184; n2=0,984; Т*г=1650К; t=6%

Сечение лоп.
Входная кромка,
·С
Спинка,
·С
Выходная кромка,
·С




Спинка
Корыто

А1
1030
860
957
1027

А2
1085
931
963
1033

А3
1055
956
983
1030

А4
1015
950
913
1010

А5
875
860
800
920

Ножка

630



ХIУ режим: Н=10 км; М=2,0; n2=0,984; Т*г=1655К; t=8%

Сечение лоп.
Входная кромка,
·С
Спинка,
·С
Выходная кромка,
·С




Спинка
Корыто

А1
1020
868
976
1033

А2
1077
938
981
1038

А3
1017
963
1002
1036

А4
1005
958
930
1010

А5
867
868
820
925

Ножка

665




Данные по наряженному состоянию рабочих лопаток турбины компрессора приведены в табл. 5.3.
Запасы по несущей способности для рабочей лопатки турбины компрессора приведены в табл. 5.4.

Таблица 5.3.
Режим
R,мм

·р
х10-7 Па

·изгг х10-7 Па

·изгц х10-7 Па




Вх.кр.
Сп.
Вых.кр.
Вх.кр.
Сп.
Вых.кр.

Максимальный
М=0;
Н=0;
САУ.
367
361
350
339
328
317
310
-
4,5
10,4
15,3
19
22
23,6
-
0,3
1,7
3,3
4,8
5,9
6,5
-
-0,3
-1,5
-2,8
-3,9
-4,8
-4,9
-
0,3
1,6
3,0
4,2
5,1
5,2
-
-0,8
-3,0
-5,4
-9,9
-13,1
-16,6
-
0,9
2,7
5,4
8,1
10,4
12,3
-
-1,0
-3,1
-6,0
-8,6
-10,6
-12,4

Форсированный
М=1,184;
Н=0
367
361
350
339
328
317
310
-
4,5
10,4
15,3
19
22
23,6
-
0,4
2,4
4,7
6,7
8,4
9,1
-
-0,4
-2,1
-3,9
-5,5
-6,8
-6,9
-
0,4
2,2
4,3
6,0
7,2
7,4
-
-0,8
-3,0
-6,4
-9,9
-13,1
-16,6
-
0,9
2,7
5,4
8,1
10,4
12,3
-
-1,0
-3,1
-6,0
-8,6
-10,6
-12,4

Форсированный
М=2,35
Н=20
367
361
350
339
328
317
310
-
4,5
10,4
15,2
19
22
23,6
-
0,07
0,4
0,8
1,1
1,4
1,5
-
-0,07
-0,3
-0,6
-0,9
-1,1
-1,1
-
0,07
0,4
0,7
1,0
1,2
1,2
-
-0,8
-3,0
-6,4
-9,9
-13,1
-16,6
-
0,9
2,7
5,4
8,1
10,4
12,3
-
-1,0
-3,1
-6,0
-8,6
-10,6
-12,4


(Т*г = 1670К)
Таблица 5.4
Реж.
1 М: М=0; Н=0
У Ф: М=1,184; Н=0

Кв ЖС6У
2,57
2,80

Кв ЖС-26
2,78
3,0


Для снижения уровня вибрационных в рабочих лопатках между ними под полками размещают демпферы, имеющие коробчатую конструкцию (рис. 5.5). При вращении ротора под действием центробежных сил демпферы прижимаются к внутренним поверхностям полок вибрирующих лопаток. За счет трения в местах контакта двух соседних полок об один демпфер энергия колебаний лопаток будет рассеиваться, что и обеспечит снижение уровня вибрационных напряжений в лопатках.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.5. Демпфер

Диск 6 (рис. 5.1) турбины штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы типа «Елочка» для крепления 90 рабочих лопаток, канавки для размещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные отверстия подвода воздуха, охлаждающего рабочие лопатки. Воздух отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой боковой поверхностью диска и аппаратом закрутки. Под нижним буртиком размещены балансировочние грузы. На правой плоскости полотна диска выполнены буртик лабиринтного уплотнения и буртик, используемый при демонтаже диска. В ступенчатой плоскости части диска выполнены цилиндрические отверстия под призонные болты, соединяющие вал, диск и цапфу ротора турбины.
Изменение температуры и напряжений по радиусу диска турбины высокого давления представлено на рис. 5.6.
Данные по напряженному состоянию диска на форсированном режиме приведены в табл. 5.5.
Таблица 5.5
Режим

·tх10-7Па

·2х10-7Па
Кmt
Кm2
Кв

Форсированный
М=1,184
Н=0

91,7

69,1

1,30

1,44

1,25



13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.6. Тепловое и напряженное состояние диска ТВД
Осевая фиксация рабочей лопатки осуществляется зубом и пластинчатым замком. Пластинчатый замок (один на две лопатки) вставляются в пазы лопаток (рис. 5.7) в трех местах диска, где деланы вырезы, и разгоняется по всей окружности лопаточного венца. Пластинчатые замки, устанавливаемые в месте расположения вырезов в диске, имеют особую форму. Эти замки монтируются в деформированном состоянии (см. рис. 5.7 сеч. А-А), а после выпрямления входят в пазы лопаток. При выпрямлении пластинчатого замка лопатки поддерживают с противоположных торцов.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.7. Элементы осевой фиксации рабочих лопаток ТВД
Балансировка ротора осуществляется грузиками (рис. 5.8), закрепляемыми в проточке буртика диска и зафиксированными замком. Хвостовик загибается на балансировочный грузик. Место отгиба контролируется на отсутствие трещин осмотром через лупу 4-кратного увеличения. Уравновешивание ротора можно выполнять перестановкой лопаток. Допускается подрезка торцов грузов. Остаточный дисбаланс – не более 25 гсм.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.8. Узел крепления балансировочного груза ротора

Диск с цапфой и валом соединен призонными болтами (рис. 5.9). Головки фиксируются от поворота пластинами, загибаемыми на срезы головок (см. вид А и В рис. 5.9). От продольного перемещения болты удерживаются выступающими частями головок, входящих в кольцевой паз вала.
При заворачивании и отворачивании гаек болты удерживаются за хвостовик болта, имеющий квадратное сечение (см. вид рис. 5.9). Гайка законтривается втулкой, имеющей квадратное основание. Втулка в двух диаметрально расположенных точках вдавливается в пазы гайки и этим удерживает ее от поворота. Сама втулка квадратным основанием упирается в поясок цапфы и этим фиксируется от поворота. Гайки заворачиваются моментом 4,5 кгсм, при этом вытяжка болта составляет 0,21-0,02+0,01 мм.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.9. Узел соединения диска с валом и цапфой

Вал представляет собой тонкостенную оболочку с двумя фланцами, оп которым осуществлено соединение вала с дисками компрессора и турбины. Центрирование вала с дисками осуществлено по цилиндрическим пояскам.
Цапфа (рис. 5.10) обеспечивает опирание ротора о раковый подшипник. Левым фланцем цапфа центрируется и соединяется с диском турбины. На наружных цилиндрических проточках цапфы размещены втулки лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация втулок осуществляется радиальными штифтами. Для предотвращения выпадания штифтов под воздействием центробежных сил после их запрессовки отверстия во втулках завальцовываются.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.10. Цапфа ТВД

На наружной части хвостовика цапфы, ниже втулок лабиринтного уплотнения, размещено контактное уплотнение (рис. 5.11), зафиксированное корончатой гайкой. Гайка законтрена пластинчатым замком.
Внутри цапфы цилиндрических поясках центрируются втулки контактного и лабиринтного уплотнения. Втулки удерживаются корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка законтривается отгибанием усиков коронки в торцевые прорези цапфы. Контактное уплотнение показано на рис. 5.12.
В правой части внутренней полости цапфы размещено наружное кольцо роликового подшипника 33 (рис. 5.1), удерживаемого корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка законтривается усиком коронки, отгибаемым в прорези цапфы.
Контактное уплотнение (рис. 5.11, 5.12) представляет собой пару, состоящую из стальных втулок и графитных колец. Для гарантированного контактирования пар между графитовыми кольцами размещены плоские пружины. Между стальными втулками размещают дистанционную втулку, предотвращающую пережатие торцевого контактного уплотнения.


13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.11. Узел контактного уплотнения


13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415Рис. 5.12. Узел контактного уплотнения



5.2.2. Статор турбины высокого давления
Статор турбины высокого давления (рис. 5.1) из наружного кольца 37, блока сопловых лопаток 5, внутреннего кольца 36, аппарата закрутки 4, устройства стабилизации радиального зазора 9, клапанного аппарата 38 и воздухо-воздушного теплообменника 40.
Наружное кольцо - цилиндрическая оболочка с фланцем с фланцем, расположенным между корпусом камеры сгорания и корпусом турбины вентилятора. В средней части наружного кольца выполнена проточка, по которой отцентрирована разделительная перегородка теплообменника. В левой части кольца на заклепках (винтах) присоединены оболочки 39 (рис. 5.1), являющиеся опорами жаровой трубы камеры сгорания и обеспечивающие подвод охлаждающего воздуха на наружные полки лопаток соплового аппарата. В правой части кольца подвешено устройство обеспечения радиального зазора.
Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трехлопаточных блока (рис. 5.13). Лопаточные блоки литые, с вставленными и припаянными в двух местах дефлекторами, с припаянной нижней полкой – цапфой. Литая конструкция блоков, обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность углов установки лопаток, снижение утечек воздуха и, следовательно, повышения КПД турбины, кроме того, такая конструкция более технологична.
Внутренняя полость лопатки перегородкой разделена на два отсека. В каждом отсеке размещены дефлекторы с отверстиями, обеспечивающие струйное натекание охлаждающего воздуха на внутренние стенки лопатки. На входных кромках лопаток выполнена перфорация.
В верхней полке блока выполнены шесть резьбовых отверстий, в которые вворачиваются винты 7 (рис. 5.1) крепления блоков сопловых аппаратов к наружному бандажу. Нижняя полка каждого блока лопаток имеет цапфу, по которой через втулку центрируется внутреннее кольцо.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.13. Блок лопаток соплового аппарата ТВД
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.13. Блок лопаток соплового аппарата ТВД

Профиль пера с прилегающими поверхностями полок алюмосилицируются. Толщина покрытия 0,02-0,08 мм. Герметичность паяного шва проверяется керосином. Оценка расходной характеристики блока лопаток проверяется проливкой воды. Расход воды через щель выходной кромки лопатки 215±25г/с при давлении 1,47·105 Па (1,5 ±0,1 кгс/см2).
Для снижения перетекания газа между блоками, их стенки уплотнены пластинами, вставленными в прорези торцов блока. Канавки в торцах блоков выполняются электроэрозионным способом.
Тепловое и напряженное состояние лопаток соплового аппарата турбины высокого давления (периферийное сечение) представлены в табл. 5.6 и на рис. 5.14.
Таблица 5.6

Режим
Тисп,
·С

·
· х10-7 Па
Кm


Вх.
кр.
Вых.
кр.
Сп.
Вх.
кр
Вых.
кр
Сп.
Вх.
кр
Вых.
кр
Сп.

1 «М» Н=0
М=0

995

1027

942

9,4

7,9

-9,1

1,97

1,88

2,96

У «Ф» Н=0
М=1,16

1020

1050

970


13,3

11,1

-12,9

2,02

1,94

2,7



Н=1,5
М=1,8

1020

1050

970

10,1

8,4

-9,8

1,88

1,85

2,76


Наиболее опасным (минимальный коэффициент запаса прочности) является периферийное сечение.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.14. Тепловое состояние соплового аппарата ТВД

Внутреннее кольцо выполнено в виде оболочки с втулками и фланцами, к которым приварена коническая диафрагма 41 (рис. 5.1). На левом фланце внутреннего кольца заклепками (винтами) присоединены оболочки 2, на которые опирается жаровая труба. Они не обеспечивают подвод воздуха, охлаждающие внутренние потоки лопаток соплового аппарата. На правом фланце винтами закреплен аппарат закрутки 3, 4, представляющий собой сварную оболочковую конструкцию. Аппарат закрутки предназначен для подачи и охлаждения воздуха, идущего к рабочим лопаткам за счет разгона и закрутки по направлению вращения турбины. Для повышения жесткости внутренней оболочки к ней приварены три подкрепляющих профиля. Разгон и закрутка охлаждающего воздуха происходит в сужающейся части аппарата закрутки (рис. 5.15).

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.15. Сопловой аппарат устройства закрутки воздуха ТВД
Разгон воздуха обеспечивает снижение температуры воздуха, идущего на охлаждение рабочих лопаток. Закрутка воздуха, обеспечивая выравнивание окружной составляющей скорости воздуха и окружной скорости диска, на радиусе отверстий, обеспечивает снижение подогрева воздуха при его торможении на диске.
Устройство стабилизации радиального зазора 9 (рис. 5.1) предназначено для повышения КПД турбины на пониженных режимах. Оно представляет собой кольцо (рис. 5.16), тепловое состояние которого, а следовательно, и диаметр стабилизирован охлаждением. При увеличении режим, когда диаметр ротора увеличивается за чет разгона лопаток и диска и их растяжения под действием центробежных сил, величина радиального зазора уменьшается, что приводит к снижению перетекания через зазор и повышению КПД турбины. На кольце «С»-образным секторами закреплены вставки с сотами, выполненными электроэрозией. В окружном направлении вставки зафиксированы радиальными штифтами. При касании лопаток о вставки происходит взаимный износ, что и предотвращает разрушение лопаток.
Для уменьшения нагрева кольца от вставок внутренняя полость разделена экраном. В полость через жиклер входит охлаждающий воздух. Этот воздух, проходя через отверстие экрана, охлаждает вставки и выходит в газовый тракт через зазоры и отверстия.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.16. Узел пространства, регулирующего радиальный зазор в ТВД
Клапанный аппарат предназначен для изменение расхода воздуха, идущего на охлаждение турбины, в зависимости от режима работы двигателя. Клапанный аппарат (см. рис. 5.17) состоит из 32 клапанов-поршней с радиальными отверстиями и уплотнительными кольцами, корпуса седла и крышки с подвода управляющего давления. Клапанный аппарат закреплен на корпусе с граненой наружной поверхностью.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.17. Клапанный аппарат

Воздухо-воздушный теплообменник 40 (рис 5.1) предназначен для снижения температуры воздуха, идущего на охлаждение турбины, воздухом наружного контура. Теплообменник имеет кольцевую форму, размещен в наружном контуре и состоит из 64 модулей. Каждый модуль (рис. 5.18) представляет собой полную конструкцию и состоит из 6-ти трубок и двух фланцев, на которых имеются отверстия под винт и штифт. Трубки соединены между собой дистанционными вставками, опорными деталями и гофрированными пластинами. Между опорными деталями размещены рессоры. Все детали модуля соединены пайкой. Модули закреплены на корпусе, представляющем собой сварную оболочку с гранеными поясами. Суммарная площадь поверхности теплообмена составляет 4,2 м2. При расходе воздуха 7,5 % и потерях давления 12 % снижение температуры воздуха составляет 150
·С на земле и 220
·С в полете. Вес теплообменника 14 кгс.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.18. Воздухо-воздушный теплообменник
5.3. Конструкция турбины низкого давления.

Турбина низкого давления предназначена для привода вентилятора и агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.

5.3.1. Ротор турбины низкого давления.
Ротор турбины низкого давления (рис. 5.1) состоит из рабочих лопаток 13, напорного диска 18, цапфы 30 и вала 32.
Рабочая лопатка (рис. 5.19) – литая, охлаждаемая с радиальным течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости размещено 11 рядов по 5 штук в каждом цилиндрических штырей – турбулизаторов, соединяющих спинку и корыто лопатки. Периферийная бандажная полка с гребешком лабиринтного уплотнения обеспечивает уменьшение радиального зазора, что ведет к повышению КПД турбины и снижению уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках. Допуск на отклонение внешнего обвода лопатки от теоретического профиля в пределах ±0,3 мм. Толщина стенок на периферии 0,8 мм. В корневом сечении толщина входной кромки 1 мм, спинки и корыта 3 мм, выходной кромки 1,5 мм.
Профильная часть лопатки отделена от замковой части полкой, формирующей границу газового потока и защищающую диск от нагрева.
Лопатка имеет замок типа «Елочка». Для осевой фиксации лопатки от перемещения против потока на ней выполнен зуб, упирающийся в обод диска.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.19. Рабочая лопатка ТНД
Отливка лопатки выполняется по выплавляемой модели с поверхностным модифицированием алюминатов кобальта, улучшающим структуру материала. Измельчением зерен за счет формирования центров кристаллизации на поверхности лопатки. Наружные поверхности пера, бандажной и замковой полок с целью повышения жаростойкости подвергаются шлифорному алюмосилицированию с толщиной покрытия 0,02-0,04 мм. Внутренние полости лопатки и литейные поверхности ножки предохраняют от алюмосилицирования. Для оценки расходной характеристики лопатки выполняется проливка ее водой под давлением 1,96 х105 Па (2±0,1 кгс/см2) на входе. Вода должна выходить через все каналы бандажной полки, и расход ее должен составлять 265 ±30 г/с. Для осевой фиксации лопатки от перемещения по потоку в замковой части лопатки в районе полки вставляют в паз, в который входит резервное кольцо с вставкой, удерживаемое от осевого перемещения буртиком диска (рис. 5.20). При монтаже кольцо, за счет наличия выреза, обжимается и вводится в пазы лопаток, а бурт диска входит в паз кольца. Закрепление разрезного кольца в рабочем состоянии выполнено фиксаторами, отгибаемыми на кольцо (см. рис. 5.20 сечение В-В) и проходящими через отверстия в кольце и прорези в буртике диска. Вставка удерживается от радиального перемещения фиксаторами (см. рис. 5.20, сечение Б-Б), вставляемыми в отверстия диска и загибаемыми на вставку.


13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.20. Элементы осевой фиксации рабочих лопаток ТНД






Напряженное состояние рабочих лопаток турбины низкого давления представлено в табл. 5.7.

Таблица 5.7

Режим


R, мм


·р, х10-7 , Па

·
·=(
·р+
·изг) х10-7, Па
Кm




Вх.кр
Сп.
Вых.кр.
Вх.кр
Вых.кр.

1
2
3
4
5
6
7
8

«М»
М=0;
Н=0;
САУ
400
388
364
340
316
292
280
7,9
13,1
18,4
22,7
28,3
31,7
32,9
7,9
12,1
17,1
22,3
25,8
26,4
28,6
7,8
14,0
19,6
23,3
30,7
35,1
36,4
7,9
12,1
17,1
22,0
26,6
28,8
28,8
4,16
2,72
2,03
1,63
1,74
1,97
2,08
4,15
2,72
1,94
1,55
1,60
1,84
1,9

«Ф»
М=1,184;
Н=0
388
354
330
316
292
280
13,1
18,4
22,7
28,3
31,7
32,9
12,5
18,8
25,5
30,9
34,1
34,8
13,7
18,0
20,5
26,2
29,3
31,4
12,4
18,8
25,0
30,0
33,2
34,3
3,68
2,45
1,82
1,82
1,98
2,04
3,68
2,43
1,83
1,76
1,89
1,98

«Ф»
М=1,8;
Н=7,5
388
364
340
315
292
280
13,1
18,4
22,7
28,3
31,7
32,9
11,6
13,9
16,6
17,2
17,1
17,3
14,6
22,3
27,4
37,9
42,3
44,3
11,6
14,2
17,2
18,8
20,6
21,8
3,06
2,14
1,66
1,69
1,93
2,02
3,07
2,12
1,65
1,62
1,78
1,81



Расположение температур материал лопаток по ее высоте приведено на рис. 5.21.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415

Рис. 5.21. Эпюра температуры по высоте лопатки ТНД

Диск турбины – штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной зоне для размещения лопаток выполнены пазы типа «Елочка» и наклоненные отверстия подвода охлаждающего воздуха. На полотне диска выполнены кольцевые буртики, на которых размещены втулки лабиринтного уплотнения 16 и напорный диск – лабиринт 18 (рис. 5.1), фиксация этих деталей осуществляется штифтами (рис. 5.22). Для предотвращения выпадения штифтов отверстия развальцовываются. Напорный диск, имеющий лопатки, нужен для поджатия воздуха, поступающего на охлаждения лопаток турбины. Для балансировки ротора на напорном диске закреплены пластинчатыми фиксаторами балансировочные грузы (рис. 5.22).

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.22. Напорный диск с балансировочным грузом

На ступице диска выполнены кольцевые буртики. На левом буртике размещены втулки сотовых уплотнений. Правый бурт совместно с радиальными штифтами обеспечивает центрирование диска и передачу с него нагрузок на цапфу 30 (рис. 5.1).
Изменение температуры по радиусу диска турбины низкого давления представлено на рис. 5.23.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.23. Тепловое состояние диска ТНД
Данные по напряженному состоянию диска на форсированном режиме приведены в табл. 5.8.

Таблица 5.8
Режим

·r, х10-7 , Па

·t, х10-7 , Па
Kmr
Kmt
Кв

«Ф» М=1,184
Н=0

70,9

69,5

1,41

1,45

1,25


Цапфа предназначена для опирания ротора низкого давления на роликовый подшипник и передаче крутящего момента от диска на вал 32 (рис. 5.1). Для соединения диска с цапфой на ней в периферийной части выполнен вильчатый фланец, по которому осуществляется центрирование. Кроме того, центрирование и передача нагрузок идут по радиальным штифтам, удерживаемым от выпадания втулкой лабиринтного уплотнения (рис. 5.24). Втулка относительно цапфы зафиксирована штифтами; края отверстий под штифты развальцованы.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.24. Узел соединения диска с цапфой
На периферийной цилиндрической части цапфы справа размещено торцевое уплотнение (рис. 5.25), а слева – втулка межтурбинного радиально-торцевого контактного уплотнения. Втулка отцентрирована по цилиндрической части цапфы в осевом направлении, зафиксирована гребешком, завальцованным в цапфу, в окружном направлении втулка зафиксирована осевыми штифтами.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.25. Контактное уплотнение

На периферии цапфы, слева по буртику, отцентрирован и радиальными штифтами зафиксирован цилиндр 34 (рис. 5.1), ограничивающий канал подвода воздуха, охлаждающего опору турбины.
В левой части цапфы, на цилиндрической поверхности, размещены втулки подвода масла к подшипнику, внутреннее кольцо подшипника и детали уплотнений. Пакет этих деталей стянут корончатой гайкой, законтренной пластинчатым замком. На внутренней поверхности цапфы выполнены шлицы, обеспечивающие передачу крутящего момента от цапфы на вал. В теле цапфы выполнены отверстия подвода масла к подшипникам.
В правой части цапфы, на внешней проточке, гайкой закреплено внутреннее кольцо роликового подшипника. Корончатая гайка законтрена пластинчатым замком.
Вал турбины низкого давления состоит из 3-х частей, соединенных друг с другом радиальными штифтами. Правая часть вала своими шлицами входит в ответные шлицы, получая от нее крутящий момент. Осевые силы с цапфы на вал передаются гайкой (рис. 5.26), навернутый на резьбовой хвостик вала. Гайка законтрена от поворачивания шлицевой втулкой. Торцевые шлицы втулки входят в торцевые прорези гайки. В осевом направлении шлицевая втулка зафиксирована регулировочными и разрезными кольцами. На наружной поверхности правой части вала радиальными штифтами закреплена втулка 35 (рис. 5.1) лабиринтного уплотнения. На внутренней поверхности вала на проточке радиальными штифтами закреплена шлицевая втулка 28 (рис. 5.1) привода насоса откачки масла от опоры турбины.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.26. Элементы контровки гайки

В левой части вала выполнены шлицы, передающие крутящий момент на рессору и далее на ротор вентилятора. На внутренней поверхности левой части вала нарезана резьба, в которую ввернута гайка, законтренная осевым штифтом. В гайку вворачивается стяжной болт. На наружной поверхности левой части вала размещено радиально-торцевое контактное уплотнение, дистанционная втулка и роликовый подшипник конической шестерни. Все эти детали стянуты корончатой гайкой. Составная конструкция вала позволяет повысить жесткость конструкции при снижении веса за счет того, что средняя часть вала выполнена из титанового сплава.
5.3.2. Статор турбины низкого давления
Статор состоит (рис.5.1) из наружного корпуса 11, блоков лопаток соплового аппарат 12, внутреннего корпуса 14.
Наружный корпус (рис. 5.27) – сварная конструкция, состоящая из конической оболочки и фланцев, по которым корпус стыкуется с корпусом турбины низкого давления и корпусом опоры. Снаружи к корпусу приварен экран, образующий канал подвода охлаждающего воздуха. Внутри выполнены буртики, по которым центрируется сопловой аппарат. В районе правого фланца выполнен буртик, по которому отцентрировано и радиальными штифтами зафиксировано кольцо, несущее сотовые вставки.
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.27. Узел соплового аппарата
Лопатки соплового аппарата (рис. 5.28) с целью повышения жесткости спаяны в одиннадцать трехлопаточных блоков. Каждая лопатка – литая, пустотелая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют проточную часть. Наружные полки лопатки имеют буртики, которыми они центрируются по проточкам наружного корпуса. Осевая фиксация блоков сопловых лопаток осуществляется разрезным кольцом. Окружная фиксация лопаток осуществляется выступами корпуса, входящими в прорези, которые выполнены в наружных полках (рис. 5.28).
13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.28. Блок сопловых аппаратов ТНД
Наружная поверхность полок и профильной части лопаток с целью повышения жаростойкости алюмосилицируется. Толщина защитного слоя 0,02-0,08 мм. Лопатки спаиваются в блок припоем ВПР24. Для снижения перетеканий газа между блоками лопаток в прорези устанавливаются уплотнительные пластины. После пайки блоки лопаток проливаются водой под давлением 1,47·1013 EMBED Equation.DSMT4 1415 Па (1,5 ± 0,1 кгс/см13 EMBED Equation.DSMT4 1415). Расход воды через щели в выходных кромках крайних лопаток 360 ± 60 г/с, а средней 410 ± 60 г/с.
Внутренние полки лопаток оканчиваются сферическими цапфами, по которым центрируется внутренний корпус, представляющий сварную конструкцию. В рёбрах внутреннего корпуса выполнены проточки, в которые с радиальным зазором входят гребешки внутренних полок сопловых лопаток. Этот радиальный зазор обеспечивает свободу теплового расширения лопаток. Слева на внутреннем корпусе, на заклёпках, закреплено кольцо соплового лабиринтного уплотнения. Для увеличения жёсткости левой стенки внутрен-него корпуса и направления потока охлаждающего воздуха к ней приварена оболочка. Справа болтами закреплена диафрагма с втулкой лабиринтного уплотнения и экран, организующий течение охлаждающего воздуха.
Результаты расчётов и испытаний, анализ дефектов сопловых лопаток показывает, что опасным сечением является периферийное. В табл. 5.9 приведены данные по тепловому и напряжённому состояниям лопаток для этого сечения.

Таблица 5.9
Режим
Тлоп, °С

·
·, х10-7 , Па
K m


Вх.
кр.
Вых.
кр.
Сп.
Вх.
кр.
Вых.
кр.
Сп.
Вх.
кр.
Вых.
кр.
Сп.

I”M” H=0; M=0; САУ

У”Ф” M=1,18; H=0

УШ”Ф” M=1,8; H=7,5
1020

1040

1040
1003

1023

1023
1010

1030

1030
9,3

13,1

10,0
6,6

9,4

7,2
8,3

11,7

8,9
1,87

1,90

1,83
2,74

2,78

2,9
2,1

2,14

2,04


Распределение температуры по высоте лопатки для режима «максимальный» представлена на рис. 5.29.

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415Рис. 5.29. Распределение температуры

5.4. Опора турбины

Опора турбины состоит (рис. 5.1) из корпуса опоры 19 и корпуса подшипника 22. Корпус опоры представляет собой сварную конструкцию, состоящую из оболочек, соединённых стойками. Стойки и оболочки защищены от газового потока клёпанами экранами 17. На фланцах внутренней оболочки опоры закреплены конические диафрагмы 20, поддерживающие корпус подшипника. На этих фланцах, слева, закреплена втулка 31 лабиринтного уплотнения, а справа – экран 21, защищающий опору от газового потока. На фланцах корпуса подшипника, слева, закреплена втулка контактного уплотнения и экран, ограничивающий масляную полость. Справа винтами закреплена оболочка, на которой шпильками 23 закреплён кожух 25 и теплозащитный экран 24.
Во внутренней расточке корпуса размещён роликовый подшипник 29 (рис. 5.1). Между корпусом и наружным кольцом подшипника размещены демпферное кольцо и втулки. В кольце выполнены радиальные отверстия, через которые при колебаниях ротора прокачивается масло, на что рассеивается энергия.
Осевая фиксация колец осуществляется крышкой, притянутой к опоре подшипника винтами. В полости под теплозащитным экраном размещён откачивающий масляный насос 26 с рессорой 27 (рис. 5.1) и форсунки масляной системы с трубопроводами. В корпусе подшипника выполнены отверстия, подводящие масло к демпферу и форсункам.


5.5. Охлаждение турбины

Для обеспечения надёжности деталей турбины предусмотрено их охлаждение.
Система охлаждения турбины – воздушная, открытая, регулируемая за счёт дискретного изменения расхода воздуха, идущего через воздухо-воздушный теплообменник.
Входные кромки лопаток соплового аппарата турбины высокого давления имеют конвективно-плёночное охлаждение вторичным воздухом. Вторичным же воздухом охлаждаются полки этого соплового аппарата.
Задние полости лопаток соплового аппарата, диск и рабочие лопатки турбины компрессора, корпуса турбин, лопатки соплового аппарата турбины вентилятора и её диск с левой стороны охлаждаются воздухом, проходящим через воздухо-воздушный теплообменник. Вторичный воздух через отверстия в корпусе камеры сгорания поступают в теплообменник, там охлаждается на 150-220 К и через клапанный аппарат идёт на охлаждение деталей турбин. Воздух второго контура через стойки опоры и отверстия подводится к напорному диску, который, увеличивая давление, обеспечивает подачу его в рабочие лопатки турбины низкого давления.
Корпус турбины снаружи охлаждается воздухом второго контура, а изнутри – воздухом из-за воздухо – воздушного теплообменника, (ВВТ).
Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. Воздух, подводимый через воздухо – воздушный теплообменник, может поступать в различном количестве. При 100% расход воздуха режим работы соответствует режиму «охлаждение турбины включено». При дискретном снижении расхода охлаждающего воздуха ~ до 50% реализуется режим работы «охлаждение турбины выключено».
Система охлаждения турбины включается при наличии одной из 3 команд:



·РУД > 62°
n2 13 EMBED Equation.3 1415 91,5 %
t*T > 590 °C
Команды передаются от КРД (комплексного регулятора двигателя).
Включение системы в работу системы охлаждения происходит автоматически по электросигналам от КРД или по РУД с помощьюэлектромагнита и золотника включения охлаждения.
При
·РУД > 62° в пружинной полости золотника включения возрастает давление топлива и золотник перемещается вверх, обеспечивая подвод давления РСФ (регулятора сопла и форсажа) под поршень агрегата управления. Поршень смещается влево и закрывает подвод воздуха из-за компрессора в верхние (периферийные) полости клапанов отключения охлаждения и одновременно эти полости сообшаются с атмосферой. Под действием давления воздуха, прошедшего ВВТ, клапаны отключения охлаждения смещаются к периферии и открывает путь охлаждающему воздуху. Система охлаждения включена.
Топливо от КПД РФС может поступить к агрегату управления охлаждения и через электромагнитный клапан включения охлаждения. Этот клапан пропускает топливо при снятии с него питания. Обесточивает его комплексный регулятор двигателя при n213 EMBED Equation.3 141591,5% или t*T>590
·C.
Агрегат управления охлаждением турбины имеет микровыключатель, сигнализирующий о включении системы. Если n2>91,5% или t*T>590
·C а сигнал микровыключателя о включении системы не выдан, то КРД выдает сигнал в блок речевой информации. Летчик слышит команду «Обороты не выше 90%». На универсальном световом табло (УСТ) высвечивается сигнал «Обороты ниже 90%».
Одновременно канал ограничения t*T в КРД перестраивается на нижнее значение температуры газа перед турбиной, при котором этот канал вступает в работу.
5.6. Особенности эксплуатации турбины

Передача нагрузок. Инерционные силы с рабочих лопаток через замки типа «Елочка» передаются на диск и нагружают его. Неуравновешенные инерционные силы облопаченных дисков через призонные болты на роторе турбины высокого давления и через центрирующие буртики и радиальные штифты на роторе турбины низкого давления передаются на вал и цапфы, опирающиеся на подшипники. С подшипников эти радиальные нагрузки передаются на детали статора.
Осевые составляющие газовых сил, возникающих на рабочих лопатках турбины высокого давления, за счет трения по поверхностям контактов в замке и упором «зубом» лопатки в диск передаются на диск. На диске эти силы суммируются с осевыми же силами, возникающими из-за перепада давления на нем и через призонные болты передаются на вал. Призонные болты от этой силы работают на растяжение. Осевая сила ротора турбины суммируется с осевой силой ротора компрессора, а разница воспринимается опорно-упорными шариковым подшипником ротора компрессора, через который передается на статор.
Окружная составляющая газовых сил, возникающих на рабочих лопатках, создавая крутящий момент. С диска на вал роторам компрессора крутящий момент передается через призонные болты, работающие на смятие и срез. Крутящий момент турбины уравновешивается моментом сопротивления компрессора.
Осевая оставляющая газовых сил, возникающих на рабочих лопатках турбины низкого давления, через фиксирующее кольцо и за счет сил трения по замку передается на диск, где суммируется с осевой силой, возникающей на диске, и через радиальные штифты передается на цапфу. С цапфы осевая сила передается через гайку на правую часть вала, аналогично – на левую часть вала и далее на компрессор. Осевые силы роторов компрессора и турбины суммируются, а разность через шариковый опорно–упорный подшипник передается на статор.
Крутящийся момент с диска турбины низкого давления передается на цапфу через радиальные штифты, работающие на срез и смятие. С цапфы эвольвентными шлицами крутящий момент передается через вал на вентилятор, где уравновешивается моментом сопротивления.
Осевые составляющие газовых сил, соплового аппарата турбины высокого давления, через полки и цапфу передаются на наружный и внутренний бандажные кольца, которые болтами соединены с деталями статора. Окружные составляющие газовых сил воспринимаются этими же деталями.
Осевые составляющие газовых сил, возникающие на лопатках соплового аппарата турбины низкого давления через наружную полку, передаются на статор турбины. Окружная составляющая газовых сил передается через выступы статора, входящие в соответствующие вырезы, выполненные на наружных полках сопловых лопаток.

Разборка турбины. После отсоединения форсажной камеры и демонтажа наружного корпуса второго контура отворачиваются гайки болтов, соединяющих фланцы опоры турбины и корпуса турбины низкого давления. После чего опора турбины может быть демонтирована вместе с деталями управлений, роликами подшипников и насосом откачки масла. Это открывает доступ к гайке, соединяющий цапфу турбины низкого давления с ее валом. Вынув разрезное регулировочное и контровочное кольца (рис. 5.26.), можно отвернуть гайку и демонтировать ротор турбины низкого давления. При этом на цапфе турбины останутся детали уплотнений и внутреннее кольцо подшипника с роликами. После разъединения фланцев статоров турбины высокого и низкого давления можно демонтировать сопловой аппарат турбины низкого давления. После этого расконтриваются и отворачиваются гайки, навернутые на призонные болты, и демонстрируется диск турбины высокого давления. Это открывает подход к болтам, соединяющим фланцы внутреннего корпуса камеры сгорания и внутреннего корпуса соплового аппарата. Разъединив это соединение, можно демонтировать сопловой аппарат турбины высокого давления.
Для обеспечения монтажа деталей, имеющих посадку с нулевым зазором или натягом, допускается нагрев внутренних колец ролико-подшипников до 200
·C, а остальных охватывающих деталей – до 300
·С и охлаждение охватываемых деталей до -130
·C. Охлаждение наружных колец роликоподшипников допускается до -70
·C.

Осмотр рабочих лопаток турбины. Перед осмотром необходимо открыть люки самолета, подготовить к работе авиаскоп и снять заглушку узла привода ручной прокрутки РВД. Узел ручной прокрутки расположен на приводе реноратора постоянного тока, расположенного на выносной коробке агрегатов. Гнездо ручной прокрутки ротора низкого давления размещено в редукторе датчиков частоты вращения, закрепленных на корпусе компрессора. Авиаскоп, используемый для осмотра лопаток турбины, имеет диаметр смотровой трубки 8,5 мм.
Перед осмотром необходимо демонтировать заглушки на корпусе наружного контура (рис. 5.30.). Заглушки демонтируются специальным ключом (рис. 5.31.). При демонтаже стержень ключа вворачивают в резьбовое отверстие заглушки, а головку ключа вставляют в шестигранник, вращая который против часовой стрелки, выворачивая заглушку и извлекая ее из окна.
Далее необходимо демонтировать заглушки на корпусах турбин, для чего используется ключ (см. рис. 5.32.). Стержень ключа наворачивается на резьбовую часть заглушки, а трубкой охватывается огранённая гайка заглушки. Вращая трубку воротком, отворачивают гайку заглушки до ее упора в стержень ключа. Если гайка не отворачивается (срабатывает предельное устройство), то ключ необходимо вращать за шестигранник (см. сеч. А - А рис. 5.32). Далее, установив фиксатор в отверстие стержня, необходимо повернуть заглушку ключом на 90° против часовой стрелки и вынуть ее вместе с ключом из отверстия.
13 SHAPE \* MERGEFORMAT 1415
Рис. 5.30. Окна осмотра лопаток турбины



13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.31. Ключ заглушек наружного контура

13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.32. Ключ заглушек окон просмотра


Для осмотра лопаток турбины авиаскоп вводится через окна наружного контура и корпуса турбины. Поочередно просматривая лопатки, поворачивают роторы.
Осмотрев все лопатки, извлекают авиаскоп из окон, устанавливают в обратной последовательности заглушки. Важно обеспечить заворачивание гайки заглушки корпуса турбины вращения ключа воротком до срабатывания предельного устройства, сопровождаемого щелчком; проконтролировать совпадение направления осей риски «В» и выступа «Г» (см. вид А рис. 5.30); проконтролировать размер «» специальным мерителем (см. рис. 5.33).
Для контроля размера «» направляющая мерителя наворачивается на резьбовой хвостовик заглушки до упора. При правильном монтаже заглушки торец «А» трубы должен находиться между рисками наконечника мерителя (см. рис. 5.33).


13 EMBED AutoCAD.Drawing.16 1415
Рис. 5.33. Меритель

Кроме авиаскопа для контроля лопаток турбины высокого давления может быть использован прибор вихретокового контроля. Лопатки турбины можно контролировать через 4-7 часов после включения двигателя из-за необходимости охлаждения двигателя. Место работы должно быть защищено от атмосферных осадков, и температура не должна быть ниже 0°С. Для осмотра лопаток используется комплект приспособлений «Поиск-1» и прибор вихретокового контроля ВДП-20 или ВДУ-20.

13 SHAPE \* MERGEFORMAT 1415

Рис. 5.34. Узел турбины
Техническое описание
1 – внутреннее кольцо СА ТВД;
2 – кольцо;
3 – аппарат закрутки;
4 – кольцо;
5 – блок лопаток СА ТВД;
6 – наружное кольцо СА ТВД;
7 – проставка;
8 – сотовая вставка ТВД;
9 – лопатка рабочего колеса ТВД;
10 – обод СА ТНД;
11 – блок лопаток ТНД;
12 – внутреннее кольцо СА ТНД;
13 – сотовая вставка ТНД;
14 – диафрагма;
15 – лопатка рабочего колеса ТНД;
16 – труба;
17 – наружный корпус опоры;
18 – силовая стойка;
19 – напорный диск;
20 – экран;
21 – внутреннее колесо;
22 – маслооткачивающий насос;
23 – корпус подшипника;
24 – пеногасящая стенка;
25 – крышка;
26 – масляный коллектор;
27 – набор уплотнительных колец;
28 – диск ТНД;
29 – цапфа ротора ТНД;

Техническое описание (продолжение):
30 – вал ротора ТНД;
31 – набор уплотнительных колец;
32 – крышка;
33 – набор уплотнительных колец;
34 – крышка;
35 – лабиринт;
36 – цапфа ротора ТВД;
37 – диск ТВД;
38 – вал КВД;
39 – отверстия в диске ТНД;
40 – отверстия в диске ТВД;
41 – стяжной призонный болт;
42 – диафрагма;
43 – крышка.
6. Газодинамический расчёт ТРДДФ.

6.1. Цель. Допущения методики.

При выполнении курсового проекта ТРД по данным энергетического расчета делается общий газодинамический расчет двигателя, при котором определяются:
форма и размеры его проточной части,
кинематика потока,
число ступеней компрессора и турбины,
размеры, количество и шаг лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата первой и последней ступени компрессора и рабочего колеса первой ступени турбины,
частота вращения ротора турбокомпрессора.
Как и в случае энергетического расчета, методы и тематика расчетов преследуют цель лишь ознакомить с принципиальными соотношениями и связями, которые только в первом приближении определяют параметры газового потока и основные геометрические размеры проточной части двигателя. Ряд расчетов, обязательных при более детальной разработке конструкции основных узлов ТРД, сознательно опускается. Например:
1. Расчет компрессора и турбины ведется по среднему диаметру.
2. Не рассматривается изменение параметров потока по высоте лопаток.
3. Ориентировочно определяются только основные размеры камеры сгорания без ее газодинамического расчета.
4. Формы и размеры проточной части двигателя выбирают из условия работы двигателя только на расчетном режиме. Исключены вариантные расчеты, которые необходимы при более детальном проектировании двигателя.

6.2. Газодинамический расчёт КНД

Форма проточной части проектируемого компрессора низкого давления – с постоянным средним диаметром.

Исходными данными являются:
Расчетный режим – взлетный (13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415).
Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор: 13 EMBED Equation.3 1415.13 EMBED Equation.3 1415
Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор: 13 EMBED Equation.3 1415.
Температура воздуха за компрессором низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Давление воздуха за компрессором низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Степень повышения давления в КНД: 13 EMBED Equation.3 1415.
КПД компрессора: 13 EMBED Equation.3 1415.
Работа сжатия в КНД: 13 EMBED Equation.3 1415.
Секундный расход воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
Теплофизические свойства воздуха:
показатель адиабаты для воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415;
газовая постоянная для воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415;
теплоемкость воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
6.2.1. Определение числа ступеней.

1. Средняя удельная работа сжатия в одной трансзвуковой ступени компрессора:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Число ступеней:
13 EMBED Equation.3 1415.
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.

3. Распределение работы по ступеням получается следующим:
13 EMBED Equation.3 1415
Таблица 6.1
№ ступени
1
2
3
4

Работа, кДж/кг
35
47
47
45



6.2.2. Расчёт первой ступени.

1. Задаемся значениями:
1.1. Для увеличения напорности и уменьшения числа ступеней компрессора на наружном диаметре рабочего колеса 1-й ступени из условия оптимальности по уровням шума устанавливается максимально допустимая скорость 13 EMBED Equation.3 1415, которая в трансзвуковой ступени составляет 13 EMBED Equation.3 1415.
1.2. Для уменьшения поперечных габаритов компрессора на входе в 1-ю ступень и из условия невозникновения местных скоростей звука на лопатках компрессора устанавливается максимально допустимая осевая скорость 13 EMBED Equation.3 1415.
1.3. Относительный диаметр втулки лежит в пределах 13 EMBED Equation.3 1415.
Выбираем 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Окружная скорость колеса на среднем диаметре:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Проверка правильности выбора величин.
3.1. Коэффициент нагрузки 13 EMBED Equation.3 1415: для исключения чрезмерной закрутки 13 EMBED Equation.3 1415 воздуха, т.е. для получения достаточно высокого КПД
13 EMBED Equation.3 1415
Значение коэффициента нагрузки лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

3.2. Коэффициент расхода:
13 EMBED Equation.3 1415
Значение коэффициента расхода лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

4. Степень реактивности ступени.
Для обеспечения наибольшего значения напора и КПД ступени рекомендуется величина 13 EMBED Equation.3 1415для всех ступеней компрессора. Кроме того, при данном значении получаются идентичными профили лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата, что облегчает их изготовление. Выбираем степень реактивности 13 EMBED Equation.3 1415.


5. Окружная составляющая скорости движения воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Абсолютная скорость движения воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415.

7.Относительная скорость движения воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. Проверка условий обтекания лопаток рабочего колеса воздухом.
8.1. Скорость распространения звука в воздухе:
13 EMBED Equation.3 1415.
8.2. Число М на среднем диаметре:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение числа 13 EMBED Equation.3 1415 лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415 для трансзвуковой ступени.

9. По выбранным и полученным данным 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415 строим план скоростей 1-ой ступени КНД (рис. 6.1.) с допущением того, что осевая скорость 13 EMBED Equation.3 1415 движения воздуха вдоль ступени остается неизменной, т. е. 13 EMBED Equation.3 1415, и с учетом того, что при степени реактивности 13 EMBED Equation.3 1415: скорости 13 EMBED Equation.3 1415 (где 13 EMBED Equation.3 1415 – окружная составляющая относительной скорости 13 EMBED Equation.3 1415 движения воздуха на выходе из лопаток рабочего колеса), 13 EMBED Equation.3 1415 и 13 EMBED Equation.3 1415.

10. Термодинамические параметры воздуха на входе в компрессор:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.

11. Площадь проточной части на входе в компрессор
13 EMBED Equation.3 1415.

12. Параметры рабочего колеса.
12.1. Диаметр рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

12.2. Диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

12.3. Средний диаметр рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

12.4. Высота лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.
13. Удлинение лопатки и густота лопаточной решётки:
На основании опытных данных для первой ступени компрессора удлинение лопатки 13 EMBED Equation.3 1415 и густота лопаточной решётки 13 EMBED Equation.3 1415.

14. Хорда лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

15. Шаг лопаток на рабочем колесе
13 EMBED Equation.3 1415.

16. Ширина первой ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

17. Число лопаток рабочего колеса первой ступени
13 EMBED Equation.3 1415.

18. Частота вращения ротора:
13 EMBED Equation.3 1415.

19. Степень повышения давления в ступени:
Принимаем адиабатический КПД ступени 13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415.



20. Параметры заторможенного потока на выходе из ступени:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

Аналогично, задаваясь законом изменения осевой скорости воздуха на входе в ступень и учитывая 13 EMBED Equation.3 1415, определяем параметры остальных ступеней компрессора низкого давления.



6.2.3. Расчёт последней ступени.

Геометрические размеры последней ступени рассчитываются на выходе из спрямляющего аппарата, где из энергетического расчёта известны температура 13 EMBED Equation.3 1415 и давление 13 EMBED Equation.3 1415 заторможенного потока. Осевую скорость на выходе из КНД принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.

1. Термодинамические параметры воздуха на выходе из КНД:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.
2. Площадь проточной части на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры рабочего колеса.
3.1. Диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

3.2. Наружный диаметр рабочего колеса
13 EMBED Equation.3 1415.

3.3. Высота лопатки спрямляющего аппарата
13 EMBED Equation.3 1415.

3.4. Относительный диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Удлинение лопатки и густота лопаточной решётки:
На основании опытных данных для последней ступени компрессора удлинение лопатки 13 EMBED Equation.3 1415 и густота лопаточной решётки 13 EMBED Equation.3 1415.

5. Хорда лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Шаг лопаток на спрямляющем аппарате
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Ширина последней ступени:
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415 (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415.

8. Число лопаток спрямляющего аппарата последней ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

9. Длина КНД:
13 EMBED Equation.3 1415.

6.3. Газодинамический расчёт КВД

Форма проточной части проектируемого компрессора высокого давления – с постоянным наружным диаметром.

Исходными данными являются:
Расчетный режим – взлетный (13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415).
Температура воздуха за компрессором низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.13 EMBED Equation.3 1415
Давление воздуха за компрессором низкого давления 13 EMBED Equation.3 1415.
Температура воздуха за компрессором высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Давление воздуха за компрессором высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Степень повышения давления в КВД: 13 EMBED Equation.3 1415.
КПД компрессора: 13 EMBED Equation.3 1415.
Работа сжатия в КНД: 13 EMBED Equation.3 1415.
Секундный расход воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
Теплофизические свойства воздуха:
показатель адиабаты для воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415;
газовая постоянная для воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415;
теплоемкость воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
6.3.1. Определение числа ступеней.

1. Принимаем следующие величины работ ступеней: 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415.

2. Число ступеней:
13 EMBED Equation.3 1415Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.

3. Корректируется работа второй ступени:
13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415

4. Распределение работы по ступеням получается следующим:
Таблица 6.2
№ ступени
1
2
3
4
5
6
7
8
9

Работа, кДж/кг
25
32,7
42
42
42
42
42
40
38



6.3.2. Расчёт первой ступени.

1. Задаемся значениями:
1.1. Для увеличения напорности и уменьшения числа ступеней КВД на наружном диаметре рабочего колеса 1-й ступени устанавливается максимально допустимая скорость 13 EMBED Equation.3 1415, которая в дозвуковой ступени ограничивается условием обтекания лопаток воздухом без образования скачков уплотнения и составляет 340–370 м/с. Выбираем 13 EMBED Equation.3 1415.
1.2. Осевая скорость на входе в 1-ю ступень 13 EMBED Equation.3 1415.
1.3. Относительный диаметр втулки принимается равным:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Окружная скорость колеса на среднем диаметре:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Проверка правильности выбора величин.
3.1. Коэффициент нагрузки 13 EMBED Equation.3 1415: для исключения чрезмерной закрутки 13 EMBED Equation.3 1415 воздуха, т.е. для получения достаточно высокого КПД
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение коэффициента нагрузки лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

3.2. Коэффициент расхода:
13 EMBED Equation.3 1415
Значение коэффициента расхода лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

4. Степень реактивности ступени.
Для обеспечения наибольшего значения напора и КПД ступени рекомендуется величина 13 EMBED Equation.3 1415для всех ступеней компрессора. Кроме того, при данном значении получаются идентичными профили лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата, что облегчает их изготовление. Выбираем степень реактивности 13 EMBED Equation.3 1415.


5. Окружная составляющая скорости движения воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Абсолютная скорость движения воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415.

7.Относительная скорость движения воздуха:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. Проверка условий обтекания лопаток рабочего колеса воздухом.
8.1. Скорость распространения звука в воздухе:
13 EMBED Equation.3 1415.
8.2. Число М на среднем диаметре:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение числа 13 EMBED Equation.3 1415 лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415 для дозвуковой ступени.

9. По выбранным и полученным данным 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415; 13 EMBED Equation.3 1415 строим план скоростей 1-ой ступени КВД (рис. 6.2.) с допущением того, что осевая скорость 13 EMBED Equation.3 1415 движения воздуха вдоль ступени остается неизменной, т. е. 13 EMBED Equation.3 1415, и с учетом того, что при степени реактивности 13 EMBED Equation.3 1415: скорости 13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415 и 13 EMBED Equation.3 1415.




10. Термодинамические параметры воздуха на входе в компрессор:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.

11. Площадь проточной части на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

12. Параметры рабочего колеса:
12.1. Диаметр втулки (отношение внутренних диаметров КВД и КНД взято по прототипу АЛ-31Ф):
13 EMBED Equation.3 1415.

12.2. Диаметр рабочего колеса
13 EMBED Equation.3 1415.

12.3. Средний диаметр рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

12.5.Высота лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.
13. Удлинение лопатки и густота лопаточной решётки:
На основании опытных данных для первой ступени компрессора удлинение лопатки 13 EMBED Equation.3 1415 и густота лопаточной решётки 13 EMBED Equation.3 1415.

14. Хорда лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

15. Шаг лопаток на рабочем колесе:
13 EMBED Equation.3 1415.

16. Ширина первой ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

17. Число лопаток рабочего колеса первой ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

18. Частота вращения ротора
13 EMBED Equation.3 1415.

19. Степень повышения давления в ступени:
Принимаем адиабатический КПД ступени 13 EMBED Equation.3 1415
13 EMBED Equation.3 1415.


20. Параметры заторможенного потока на выходе из ступени:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.

Аналогично, задаваясь законом изменения осевой скорости воздуха на входе в ступень, законом изменения относительного диаметра втулки от ступени к ступени и учитывая 13 EMBED Equation.3 1415, определяем параметры остальных ступеней компрессора высокого давления.



6.3.3. Расчёт последней ступени.
Геометрические размеры последней ступени рассчитываю на выходе из спрямляющего аппарата, где из энергетического расчёта известны температура 13 EMBED Equation.3 1415 и давление 13 EMBED Equation.3 1415 заторможенного потока. Осевая скорость на выходе из КВД 13 EMBED Equation.3 1415.

1. Термодинамические параметры воздуха на выходе из компрессора:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.
2. Площадь проточной части на входе в компрессор:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Параметры рабочего колеса.
3.1. Диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

3.2. Средний диаметр рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

3.3. Высота лопатки
13 EMBED Equation.3 1415.

3.4. Относительный диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Удлинение лопатки и густота лопаточной решётки:
На основании опытных данных для последней ступени компрессора удлинение лопатки 13 EMBED Equation.3 1415 и густота лопаточной решётки 13 EMBED Equation.3 1415.

5. Хорда лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.


6. Шаг лопаток на спрямляющем аппарате:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Ширина последней ступени
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415 (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415.

8. Число лопаток спрямляющего аппарата последней ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

9. Длина КВД
13 EMBED Equation.3 1415.




6.4. Газодинамический расчёт ТВД.

Форма проточной части проектируемой турбины высокого давления – с постоянным средним диаметром.

Исходными данными являются:
Расчетный режим – взлетный (13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415).
Температура газа перед турбиной: 13 EMBED Equation.3 1415.13 EMBED Equation.3 1415
Давление газа перед турбиной: 13 EMBED Equation.3 1415.
Температура газа за турбиной высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Давление газа за турбиной высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
КПД компрессора: 13 EMBED Equation.3 1415.
Работа расширения в ТВД: 13 EMBED Equation.3 1415.
Секундный расход газа: 13 EMBED Equation.3 1415.
Теплофизические свойства воздуха:
показатель адиабаты для газа: 13 EMBED Equation.3 1415;
газовая постоянная для газа: 13 EMBED Equation.3 1415;
теплоемкость воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.

6.4.1. Определение числа ступеней.

Принимаем число ступеней ТВД 13 EMBED Equation.3 1415.
Работа ступени: 13 EMBED Equation.3 1415.


6.4.2. Расчёт ступени турбины.

1. Критическая скорость истечения газа из сопла первой ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость истечения газа из соплового аппарата:
Коэффициент скорости 13 EMBED Equation.3 1415.
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Окружная и осевая составляющие скорости истечения:
Выбираем 13 EMBED Equation.3 1415.
Окружная составляющая:
13 EMBED Equation.3 1415.
Осевая составляющая:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Окружная скорость рабочего колеса на среднем диаметре:
Для турбин современных ГТД 13 EMBED Equation.3 1415.
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.

5. Проверка правильности выбора величин для получения достаточно высокого КПД ступени.
5.1. Отношение 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение данного отношения лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

5.2. Коэффициент нагрузки ступени 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение коэффициента нагрузки лежит в допустимом диапазоне изменения величины13 EMBED Equation.3 1415.

5.3. Отношение скоростей 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение данного отношения лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

6. Относительная скорость движения газа на входе в лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень реактивности ступени.
В высоконагруженной турбине степень реактивности выбирается невысокой 13 EMBED Equation.3 1415, что позволяет получить требуемый угол потока на выходе из турбины. Исходя из этих соображений, принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.
8. Абсолютная скорость газа на выходе из лопаток рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.
Полученное значение больше осевой скорости на входе 13 EMBED Equation.3 1415, но не выше 350 м/с.

9. Относительная скорость газа на выходе из лопаток рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

10. Направление вектора скорости 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Откуда угол 13 EMBED Equation.3 1415.

11. Закрутка потока газа в колесе:
13 EMBED Equation.3 1415.

12. Окружная составляющая скорости на выходе из рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Направление абсолютной скорости 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Откуда 13 EMBED Equation.3 1415.

14. Осевая составляющая абсолютной скорости:
13 EMBED Equation.3 1415


15. Направление вектора скорости 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Откуда угол 13 EMBED Equation.3 1415.

16. Термодинамические параметры газа перед рабочим колесом:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.

17.Средний диаметр колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

18. Площадь проточной части
13 EMBED Equation.3 1415.

19. Высота лопатки
13 EMBED Equation.3 1415.



20. Диаметры колеса:
наружный: 13 EMBED Equation.3 1415;
внутренний: 13 EMBED Equation.3 1415.

21. Относительный диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

22. Хорда лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

23. Шаг лопаток на рабочем колесе:
13 EMBED Equation.3 1415.

24. Ширина рабочего колеса:
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415 (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415.

25. Ширина всей ступени:
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415 (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415.

26. Число лопаток на рабочем колесе ступени
13 EMBED Equation.3 1415.

6.4.3. Определение размеров на выходе из ТВД.

На выходе из турбины абсолютная скорость 13 EMBED Equation.3 1415 практически равна осевой составляющей 13 EMBED Equation.3 1415 и должна быть равна скорости 13 EMBED Equation.3 1415.

1. Термодинамические параметры газа за турбиной:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415.
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Геометрические параметры проточной части на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины.
2.1. Площадь проточной части:
13 EMBED Equation.3 1415.

2.2. Наружный диаметр:
13 EMBED Equation.3 1415.

2.3. Внутренний диаметр:
13 EMBED Equation.3 1415.
3. Высота лопатки на выходе из рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Проверка выполнения условия прочности лопаток последней ступени.
13 EMBED Equation.3 1415.
Данное отношение находится в рекомендованных пределах: 13 EMBED Equation.3 1415


6.5. Газодинамический расчёт ТНД.

Форма проточной части проектируемой турбины низкого давления – с постоянным средним диаметром.

Исходными данными являются:
Расчетный режим – взлетный (13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415).
Температура газа за турбиной высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.13 EMBED Equation.3 1415
Давление газа за турбиной высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Температура газа за турбиной низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Давление газа за турбиной низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
КПД компрессора: 13 EMBED Equation.3 1415.
Работа расширения в ТНД:  13 EMBED Equation.3 1415.
Секундный расход газа: 13 EMBED Equation.3 1415.
Теплофизические свойства воздуха:
показатель адиабаты для газа: 13 EMBED Equation.3 1415;
газовая постоянная для газа: 13 EMBED Equation.3 1415;
теплоемкость воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
6.5.1. Определение числа ступеней.

Принимаем число ступеней ТНД 13 EMBED Equation.3 1415.
Работа ступени: 13 EMBED Equation.3 1415.


6.5.2. Расчёт ступени турбины.

1. Критическая скорость истечения газа из сопла первой ступени:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Скорость истечения газа из соплового аппарата:
Коэффициент скорости 13 EMBED Equation.3 1415.
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Окружная и осевая составляющие скорости истечения:
Выбираем 13 EMBED Equation.3 1415.
Окружная составляющая:
13 EMBED Equation.3 1415.
Осевая составляющая:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Окружная скорость рабочего колеса на среднем диаметре:
Для турбин современных ГТД 13 EMBED Equation.3 1415.
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.

5. Проверка правильности выбора величин для получения достаточно высокого КПД ступени.
5.1. Отношение 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение данного отношения лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

5.2. Коэффициент нагрузки ступени 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение коэффициента нагрузки лежит в допустимом диапазоне изменения величины13 EMBED Equation.3 1415.

5.3. Отношение скоростей 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Значение данного отношения лежит в допустимом диапазоне изменения величины 13 EMBED Equation.3 1415.

6. Относительная скорость движения газа на входе в лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Степень реактивности ступени.
В высоконагруженной турбине степень реактивности выбирается невысокой 13 EMBED Equation.3 1415, что позволяет получить требуемый угол потока на выходе из турбины. Исходя из этих соображений, принимаем 13 EMBED Equation.3 1415.
8. Абсолютная скорость газа на выходе из лопаток рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.
Полученное значение больше осевой скорости на входе 13 EMBED Equation.3 1415, но не выше 350 м/с.

9. Относительная скорость газа на выходе из лопаток рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

10. Направление вектора скорости 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Откуда угол 13 EMBED Equation.3 1415.

11. Закрутка потока газа в колесе:
13 EMBED Equation.3 1415.

12. Окружная составляющая скорости на выходе из рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415

13. Направление абсолютной скорости 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Откуда 13 EMBED Equation.3 1415.

14. Осевая составляющая абсолютной скорости:
13 EMBED Equation.3 1415.


15. Направление вектора скорости 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415.
Откуда угол 13 EMBED Equation.3 1415.

16. Термодинамические параметры газа перед рабочим колесом:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415;
давление:
13 EMBED Equation.3 1415;
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.

17.Средний диаметр колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

18. Площадь проточной части
13 EMBED Equation.3 1415.

19. Высота лопатки
13 EMBED Equation.3 1415.



20. Диаметры колеса:
наружный: 13 EMBED Equation.3 1415;
внутренний: 13 EMBED Equation.3 1415.

21. Относительный диаметр втулки:
13 EMBED Equation.3 1415.

22. Хорда лопатки:
13 EMBED Equation.3 1415.

23. Шаг лопаток на рабочем колесе:
13 EMBED Equation.3 1415.

24. Ширина рабочего колеса:
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415 (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415.

25. Ширина всей ступени:
Принимаем 13 EMBED Equation.3 1415 (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415.

26. Число лопаток на рабочем колесе ступени
13 EMBED Equation.3 1415.

6.5.3. Определение размеров на выходе из ТНД.

На выходе из турбины абсолютная скорость 13 EMBED Equation.3 1415 практически равна осевой составляющей 13 EMBED Equation.3 1415 и должна быть равна скорости 13 EMBED Equation.3 1415.

1. Термодинамические параметры газа за турбиной:
температура:
13 EMBED Equation.3 1415.
давление:
13 EMBED Equation.3 1415.
плотность:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Геометрические параметры проточной части на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины.
2.1. Площадь проточной части:
13 EMBED Equation.3 1415.

2.2. Наружный диаметр:
13 EMBED Equation.3 1415.

2.3. Внутренний диаметр:
13 EMBED Equation.3 1415.
3. Высота лопатки на выходе из рабочего колеса:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Проверка выполнения условия прочности лопаток последней ступени.
13 EMBED Equation.3 1415.
Данное отношение находится в рекомендованных пределах: 13 EMBED Equation.3 1415.


6.6. Расчёт камеры сгорания

У прототипа проектируемого двигателя (АЛ-31Ф) кольцевая прямоточная камера сгорания.

Исходными данными являются:
Температура воздуха на входе в камеру сгорания: 13 EMBED Equation.3 1415.
Давление воздуха на входе в камеру сгорания: 13 EMBED Equation.3 1415.
Наружный диаметр турбины высокого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Секундный расход воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
Теплофизические свойства воздуха:
газовая постоянная для газа: 13 EMBED Equation.3 1415;

1. Плотность воздуха на входе в камеру сгорания:
Так как скорость воздуха 13 EMBED Equation.3 1415 не велика, то принимается 13 EMBED Equation.3 1415.
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Средняя скорость на входе в жаровую трубу:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Площадь поперечного сечения камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Наружный диаметр камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415.

5. Внутренний диаметр камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415.

6. Относительный внутренний диаметр:
13 EMBED Equation.3 1415.

7. Диаметр окружности по центрам жаровых труб:
13 EMBED Equation.3 1415.

8. Проходное сечение жаровой трубы:
13 EMBED Equation.3 1415.

9. Расстояние по радиусу между внутренней и внешней стенками жаровой трубы:
13 EMBED Equation.3 1415.

10. Принимаем длину жаровой трубы и длину диффузора (по прототипу)
13 EMBED Equation.3 1415;
13 EMBED Equation.3 1415.

11. Длина камеры сгорания:
13 EMBED Equation.3 1415.

6.7. Расчёт форсажной камеры
1. Средняя скорость газов по длине форсажной камеры:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Время пребывания газов в форсажной камере:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Длина форсажной камеры:
13 EMBED Equation.3 1415.



6.8. Расчёт выходного устройства

Исходными данными являются:
Расчетный режим – взлетный (13 EMBED Equation.3 1415, 13 EMBED Equation.3 1415).
Температура на срезе сопла: 13 EMBED Equation.3 1415.13 EMBED Equation.3 1415
Давление на срезе сопла: 13 EMBED Equation.3 1415.
Наружный диаметр турбины низкого давления: 13 EMBED Equation.3 1415.
Суммарный расход воздуха: 13 EMBED Equation.3 1415.
Скорость истечения газа из сопла: 13 EMBED Equation.3 1415.
Теплофизические свойства воздуха:
газовая постоянная для газа: 13 EMBED Equation.3 1415.





1. Плотность газа:
13 EMBED Equation.3 1415.

2. Площадь сечения среза сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

3. Диаметр сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.

4. Длина сопла:
13 EMBED Equation.3 1415.














7. Графическая часть.

1. Компоновочная схема самолета-прототипа СУ-30МК.
2. Графики скоростной характеристики.
3. Графики высотной характеристики.
4. Конструктивная схема ТРДДФ АЛ-31Ф.
5. Конструктивная схема турбины ТРДДФ АЛ-31Ф.
6. Рабочая лопатка ТВД.
7. Узел соплового аппарата.






















Список литературы

Галкин М.Н., Малиновский К.А. Энергетический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой. Методические указания к курсовому проектированию. М.: МАТИ, 1988. – 21 с.
Галкин М.Н., Малиновский К.А. Расчет характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой. Методические указания для курсового проектирования по курсу «Авиационные двигатели». М.: МАТИ, 1988. – 15 с.
Попов В.Г., Малиновский К.А. Газодинамический расчет турбореактивного двигателя. Методические указания к курсовому проектированию. М.: МАТИ, 2005. – 35 с.
Бондарь И.Ф., Попов В.Г., Малиновский К.А. Выбор параметров и определение основных размеров лопаточных машин ТРДД. Методические указания для дипломного проектирования. М.: Ротапринт МАТИ, 2000. – 21 с.
Акимов В.М., Бакулев В.И., Курзинер Р.И. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. / Под ред. Шляхтенко С.М. Учебник для вузов – 2-е изд., перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1987. – 568 с.
Беляев В.В., Ильин В.Е. Российская современная авиация. Иллюстрированный справочник. М.: ООО «Издательство Астрель», ООО «Издательство АСТ», 2001. – 320 с.
Масленников М.М., Шальман Ю.И. Авиационные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1975. – 576 с.
Назаров А.П. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания АЛ-31Ф. Учебное пособие. М.: ВВИА, 1987. – 363 с.
Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей. М.: Машиностроение, 1974. – 520 с.
http://aviaros.narod.ru – Современная авиация России, 2008 г.
http://www.airwar.ru/ – «Уголок неба» – Виртуальная авиационная энциклопедия, 2008 г.








13PAGE 15


13PAGE 1425815













Root EntryEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation Native2Equation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation Native6Equation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation Native5Equation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation Native,Equation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeР , u u Р , , u Р Р , . Э = , h Р , u , Р , , Р Р u , , Equation NativeEquation Nativeu , Equation NativeР , Equation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation Native8Equation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation NativeEquation Native

Приложенные файлы

  • doc 23640142
    Размер файла: 5 MB Загрузок: 0

Добавить комментарий