Перелік умовних позначень, індексів та скорочень
жүктеу/скачать 1.75 Mb.
|
| Зміст
ПЕРЕЛІК УМОВНИХ ПОЗНАЧЕНЬ р – тиск, Па; с – швидкість, м/с; – густина, кг/м3; Р – тяга, Н; N – потужність, Вт; T – температура, К; M – число Маха; – коефіцієнт відновлення повного тиску; t – час, с; к – ступінь підвищення тиску в компресорі; G – витрати повітря (газу), кг/с. ІНДЕКСИ
* – параметр загальмованого потоку;
СКОРОЧЕННЯ СУ – силова установка; ВТЛ – військово-транспортний літак; ЛТХ – льотно-технічні характеристики; ТГвД – турбогвинтовий двигун. ВСТУП Сучасний рівень двигунобудування прагне забезпечити високу економічність в широкому діапазоні режимів польоту ЛА і роботи його силової установки. Крім того необхідно забезпечувати високу надійність і безвідмовність, великий ресурс, низьку трудомісткість виготовлення і обслуговування, малу емісію забруднюючих речовин, допустимий рівень шуму. Авіація займає вирішальну роль при виконанні бойових завдань, тому вона активно розвивається як у нашій країні так і у всьому світі. Це підтверджує значну роль авіації у вирішенні військових завдань, та доводить необхідність прийняття на озброєння авіації повітряних сил Збройних Сил України літаків-винищувачів, які б відповідали, за своїми льотно-технічними характеристиками сучасним вимогам. Враховуючи розвиток зразків озброєння, зокрема авіаційної техніки інших країн, стає очевидною необхідність покращення характеристик власних зразків озброєння та військової техніки. Щоб забезпечити Повітряні Сили можливістю виконувати поставлені завдання якісно і максимально ефективно необхідно забезпечити характеристики бойової техніки не гірше світового рівня. Існує два шляхи вирішення цієї проблеми. Перший шлях створення та прийняття на озброєння нових повітряних суден , а другим шляхом є модернізація літаків, які вже знаходяться на озброєнні. Необхідність якісного виконання бойових завдань потребує від літака- винищувача відповідних льотно-технічних характеристик. Одна з таких необхідних характеристик - це підвищення тягових характеристик літака. У Повітряних Силах Збройних Сил України на озброєнні знаходиться військово-транспортний літак Ан-74, який належить до легкого класу даного типу літаків. Оскільки найближчим часом не передбачається закупівель нової техніки цього класу літаків, то актуальним вважається дослідження напрямків підвищення льотно-технічних характеристик легкого військово-транспортного літака типу Ан-74. Одним із способів покращення характеристик літака є покращення техніко-економічних характеристик двигуна силової установки. Тому в якості двигуна-прототипу вибрано двигун Д-36-А, який встановлюється на даний літак. 1 ОБГРУНТУВАННЯ ЛІТАЛЬНОГО АПАРАТУ Військово-транспортнОЇ авіаціЇ Вибір та обґрунтування тактико-технічних даних літального апарата Легкий транспортний літак типу Ан-74 допускає експлуатацію на 75% аеродромів СНД, включаючи ВПП з ґрунтовими, гальковими та іншими погано укріпленими покриттями, а також на високогірних маршрутах (H=2500м) і в екстримально жарких/холодних кліматичних умовах (- 55...+45 С). Збільшення багажно-вантажних відсіків Ан-74 порівняно з іншими літаками аналогічного класу в 1,3-1,5 рази. Літак Ан-74 з двома турбореактивними двигунами Д-36. У разі перевезення особового складу або використання як санітарного, на борту Ан-74 розміщуються 79 солдатів, 66 парашутистів або 40 поранених на носилках . Пілотажно-навігаційне, радіотехнічне і протиобмерзальне обладнання літака забезпечує виконання польотів вдень і вночі, на малих і середніх висотах, в простих і складних метеорологічних умовах. Необхідністю всебічного забезпечення подолання ППО на всіх етапах польоту, можливістю посадки та взльоту літаків на не підготовані грунтові злітно-посадкові смуги. Літак Ан-74 відрізняється від своїх аналогів збільшеною комерційного навантаження, при цьому обсяги вантажних відсіків дозволяють перевозити не тільки десант і військову техніку, але і додатковий вантаж, що збільшує ефективність від його експлуатації в порівнянні з аналогами. Кілометровий і питомі витрати палива Ан-74 є оптимальними при дальності польоту 2000 – 3200 км, яка характерна як для України так і для північних районів РФ і Середньої Азії, а також Індії та країн Азіатсько-Тихоокеанського регіону. Провівши порівняльний аналіз ВТЛ наведений в таблиці 1.1. зробимо висновок що літак Ан-74 являється найкращим легким ВТЛ з огляду на ціну, економічність, широкопрофільність застосування і виконання бойових завдань Таблиця.1.1 ‒ Порівняльний аналіз ВТЛ
Вибір та обґрунтування тактико-технічних даних силової установки Двигун Д-36 має такі переваги: низька питома витрата палива і мала питома маса; висока надійність, обумовлена багаторічним досвідом експлуатації двигуна Д-36 аналогічного класу; низькі рівні шуму і емісій; простота обслуговування та висока ефективність системи контролю та діагностики; наявність універсальної підвіски, що дозволяє без змін конструкції двигуна застосовувати його на різних літаках, розміщуючи двигун під або над крилом, у фюзеляжі літака або по обом його сторонам; низькі експлуатаційні витрати при тривалому терміні служби. Провівши аналіз технічних характеристик двигунів таблиця 3.2, можемо зробити висновок про те що найбільш актуальнішим двигуном для легкового транспортного літака являється двигун Д-36. Порівняльний аналіз параметрів двигуна Таблиця.1.2 ‒ Порівняльний аналіз ВТЛ
Режими роботи двигуна Режим роботи двигуна визначається положенням (кутом установки, αруд) важеля управління двигуном (РУД). Зміна параметрів двигуна (тяга (R), витрата палива (Gт), частоти обертання роторів (Па, Пнд. Пед)), залежно від положення РУД та умов польоту (висоти польоту (Н), виражається його характеристиками). від положення РУД, величини відборів повітря та потужності, а також атмосферних умов, встановлених на літаку, а також атмосферних умов, ступеня підвищення тиску (7ку) при роботі в основному законі керування або необхідного значення наведеної частоти обертання ротора вентилятора ( Пз пр ) при роботі в альтернативному законі управління Резервна система управління в залежності від положення РУД забезпечує роботу двигуна на одному з двох режимів (відповідних 0,2 МП або 0,7 МП в умовах Н-0; B Мп-0; B Рн-101,325 кПа (760 мм рт.ст.).(sad) tH 3+15 °C) (див. 7:00:00). 2 ОБҐРУНТУВАННЯ ВИМОГ ДО ПАРАМЕТРІВ ТА ХАРАКТЕРИСТИК РОБОЧОГО ПРОЦЕСУ ДВИГУНА СИЛОВОЇ УСТАНОВКИ 2.1. Обґрунтування параметрів термодинамічного циклу двигуна. У вирішенні задач по обгрунтуванню типів і характеристик двигунів для ЛА важливе місце займають ГТД. Вони мають параметри термодинамічного циклу к*=7…15, Тг*=1100...1400 К. Адіабатний ККД компресорів і турбін досягає значень 0,85 і 0,89, відповідно. В перспективі будуть реалізовані більш високі параметри робочого процесу. При цьому тенденція розвитку авіадвигунобудування така, що ККД елементів двигуна не повинні зменшуватись. Особливо, при збільшенні Тг* до 1600...1750 К при к*=25...40 припускається, що розрахункові ККД компресора і турбіни збільшуються на 2-3 %. Ріст Тг* супроводжується безперервним удосконаленням як застосованих матеріалів, так і способів охолодження теплонапружених деталей, в першу чергу, соплових і робочих лопаток турбіни, необхідністю використання комбінованого охолодження з наддувом охолоджуючого повітря на зовнішню поверхню лопаток крізь ряди отворів. Розрахунки показали, що можливість подальшого форсування цих параметрів практично вичерпані. Так виникла проблема пошуку розвитку ГТД і покращенні їх основного показника - економічності. Підвищити економічність означає підвищити повний ККД. Тому більша увага зосереджена на покращенні тягового ККД. Основним режимом роботи військово-транспортного літака є крейсерський політ: Н=6 км; М=0,4...0,5. В роботі вибрані такі параметри, які задовольняють витрати повітря і достатню питому потужність на цьому режимі. З урахуванням впливу і доцільно прийняти таке ж як і у прототипу Д-36, а збільшити на 17,6 % (з 7,65 до 9) за рахунок установки профільованих робочих лопаток з титанового сплаву ВТ-9, замість корозійно стійкої сталі 12Х18Н9Т та профільованих лопаток направляючих апаратів. При цьому за рахунок більшої напірності лопаток компресора можливе збільшення ступені підвищення тиску компресору з меншою кількістю ступенів компресору. Для продовження розрахунків та обґрунтування приймаємо: =1230 К, =9. При таких параметрах двигун буде достатньо економічним, матиме велику потужність і при цьому значенні температура газу не буде перевищувати своїх допустимих значень. Отримання розрахункових значень к* > 10 в одному компресорі пов’язано з труднощами забезпечення бажаних запасів його сталої роботи на режимах підвищеної потужності. Газогенератор для двигуна силової установки слід вибирати із нових або модифікованих газогенераторів. Необхідно враховувати наступні фактори: - вартість двигуна силової установки і експлуатаційні витрати; - витрати на розробку елементів силової установки і ступінь ризику; - масу, характеристики і можливості двигуна силової установки. Для задоволення вибраних параметрів необхідно провести термогазодинамічний розрахунок двигуна. 2.2. Газодинамічний розрахунок двигуна. Термогазодинамічний розрахунок двигуна на ЕОМ виконується по методиці [ ]. Метою термогазодинамічного розрахунку є визначення основних питомих параметрів двигуна Nе пит і Се пит, і визначення параметрів робочого тіла в характерних перетинах по проточній частині двигуна. Початковими даними для розрахунку є параметри, які відповідають параметрам прототипу. Результати розрахунку заносяться в таблицю 1.2. Для авіаційного гасу теплотворна здатність палива Нu = 43000 кДж/кг, теоретично необхідна кількість повітря для повного того, що згоряє одного кілограма палива.Lc=14.8 кгпов/ кгпалив Таблиця 1.2 – Результати термогазодинамічного розрахунку
Продовження таблиці 1.2
Продовження таблиці 1.2
Продовження таблиці 1.2
Результати програмного розрахунку висотних і швидкісних характеристик зображені на рис. 2.1 – 2.4. Рисунок 2.1 – Залежність еквівалентної потужності двигуна від висоти польоту ЛА Рисунок 2.2 – Залежність еквівалентної питомої витрати палива двигуна від висоти польоту ЛА Рисунок 2.3 – Залежність тяги сопла двигуна від висоти польоту ЛА Рисунок 2.4 – Залежність потужності гвинта від висоти польоту ЛА В результаті термогазодинамічного розрахунку двигуна визначені значення основних параметрів потоку в характерних перетинах проточної частини та питомі параметри: еквівалентна потужність двигуна і питома витрата палива. Величини цих характеристик відповідають рівню параметрів ТГвД цього типу і покоління двигуна. У зв’язку з удосконаленням компресора доцільно привести окремо газодинамічний розрахунок багатоступінчатого осьового компрессора. 2.2.1. Газодинамічний розрахунок багатоступінчатого вісевого компрессора При проектуванні газотурбінних двигунів особливе місце виділяється проектуванню компресора. Саме компресор є вузлом, залежно від параметрів якого проектується камера згоряння і турбіна. Основну частину довжини двигуна часто складає саме компресор. Це говорить про великий вплив компресора на загальні габаритні розміри двигуна і на його масу. Компресор проектованого двигуна – осьовий, однокаскадний. Основною частиною газодинамічного розрахунку вісевого компресора (ВК) є остаточне отримання геометричних розмірів і кількості ступенів при збереженні рк*. Необхідно грамотно розподілити роботу між ступенями компресора. Газодинамічний розрахунок ВК є послідовним розрахунком всіх його ступенів на середньому радіусі. Газодинамічний розрахунок ВК виконаний згідно методик, що приведені в роботах [16-18]. 3 ОБҐРУНТУВАННЯ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНУВАЛЬНОЇ СХЕМИ двигуна СИЛОВОЇ УСТАНОВКИ 3.1. Коротка характеристика двигуна Д-36 виконаний за тривальною схемою і має модульну конструкцію. У конструкції широко використано титан. Двигун складається з одноступеневого трансзвукового вентилятора з титановими лопатками ротора, 6-ступеневого компресора низького тиску з нерегульованим вхідним спрямовувальним апаратом, компресора високого тиску, кільцевої камери згоряння з 24 форсунками, одноступеневої турбіни високого тиску, одноступеневої неохолоджуваної турбіни низького тиску, триступеневої турбіни вентилятора. Модулі двигуна: колесо вентилятора, спрямляючий апарат вентилятора, вал вентилятора, компресор низького тиску, коробка приводів, задня опора, турбіна вентилятора, ротор турбіни низького тиску, корпус опори турбіни, ротор турбіни високого тиску, камера згоряння, проміжний корпус у зборі з компресором високого тиску. Двигун обладнаний системою реверсу. Таблиця 1.3
Двигун встановлюється на літаки Ан-74, Ан-148 і успішно експлуатується в багатьох країнах світу. Основні переваги РД-36 - висока надійність, великий ресурс, простота конструкції, простота і технологічність обслуговування 3.2. Системи, які забезпечують роботу двигуна. - система змащування двигуна; - система паливопостачання двигуна; - система автоматичного регулювання двигуна; - пускова система двигуна. 3.3.1. Система змащування двигуна. У конструкції сучасних авіаційних ГТД широке застосування знаходять зубчасті передачі та підшипники кочення, деталі яких працюють в умовах тертя. Деталі, які працюють в умовах тертя, потребують змащення. Призначення мастила полягає в підтримці нормального температурного стану деталей, що труться, у зменшенні їхнього зношування і втрат на тертя, запобіганні корозії деталей і відведенні продуктів зносу із зони тертя. Крім того, часто масло використовується і як робоче тіло в гідромеханізмах, розташованих на двигуні. Тому двигуни оснащуються масляною системою. Масляна система виконує такі функції: зберігання оливи, постійну подачу оливи під необхідним тиском до вузлів тертя, відведення оливи від цих вузлів, охолодження і підтримання необхідної чистоти оливи, контроль параметрів оливи. До масляної системи двигуна висуваються такі вимоги: -забезпечення надійної подачі оливи під час запуску і на всіх режимах роботи двигуна в польоті за різних температур зовнішнього повітря; -автоматичне підтримання необхідної температури, тиску і чистоти масла; -зручність підходу до елементів системи і простота її обслуговування; -надійний контроль параметрів системи; -мінімальна витрата масла. Двигун Д-36 забезпечений автономною циркуляційною масляною системою. До масляної системи входять такі основні вузли (рис. 6 .1): -масляний бак (5); -паливно-масляний агрегат (ТМА), що складається з паливно-масляного радіатора (9) і термоклапана; -мастилоагрегат, що складається з нагнітальної секції (30), чотирьох відкачувальних секцій (22), редукційного (23) і зворотного (31) клапанів, фільтра тонкого очищення (28) і датчика (32) із сигналізатором (24) перепаду тиску на мастилофільтрі (сигналізатор засмічення мастилофільтра). -Повітровіддільник (10) з фільтром грубого очищення (11), перепускним клапаном (13) і датчиком перепаду тиску на фільтрі грубого очищення (16), що входять до його складу; -стружкосигналізатор (17); -термостружкосигналізатори (26); -датчик (29) і покажчик (21) температури оливи на вході в двигун; -датчик (25) із покажчиком (19) тиску оливи на вході в двигун; -сигналізатор (20) мінімального тиску оливи на вході в двигун; -датчик (4) із покажчиком (2) рівня оливи в баку; -сигналізатори (1) рівня масла в баку; -трубопроводи, канали масляної системи та форсунки. Рис. 6.1. Схема оливосистеми та системи суфлювання двигуна: 1 - сигналізатори оливоміра; 2 - оливомір; 3 - передача електричного сигналу; 4 -датчик рівнеміра; 5 - оливобак; 6 - заправна горловина з фільтром; 7 - запобіжний клапан; 8 - запобіжний фільтр; 9 - оливофільтр. заправна горловина з фільтром; 7 - запобіжний клапан; 8 -запобіжний маслофільтр; 9 - паливно-масляний агрегат; 10 -повітровідокремлювач; 11 - фільтр грубого очищення; 12 - термо-клапан; 13 - перепускний клапан; 14 - сигналізатор стружки в олії та перегріву; 15 - сигналізатор засмічення фільтра грубого очищення; 16 - датчик перепаду тиску на фільтрі грубого очищення; 17 - стружкосигналізатор; 18 - сигналізатор засмічення фільтра тонкого очищення; 19 - покажчик тиску оливи; 20 - сигналізатор мінімального тиску оливи; 21 - покажчик температури оливи; 22 - відкачувальні секції оливоагрегату; 23 - редукційний клапан; 24 - сигналізатор перепаду тиску на фільтрі тонкого очищення; 25 - датчик виміру тиску; 26 - термостружкосигналізатор; 27 - запобіжний фільтр насосів; 28 - фільтр тонкого очищення; 29 - датчик температури оливи; 30 - нагнітальна секція оливоагрегату; 31 - зворотний клапан; 32 - датчик перепаду тиску на фільтрі тонкого очищення. 3.3.2. Система автоматичного керування двигуном. САУ призначена для: -керування запуском двигуна і його вимкнення; -управління режимом роботи двигуна; -Забезпечення стійкої роботи компресора і КС двигуна на сталих і перехідних режимах; -запобігання перевищенню параметрів двигуна вище гранично допустимих; -управління запуском форсажної камери (ФК) (для ТРДФ, ТРДДФ); -забезпечення інформаційного обміну із системами літака; -інтегрованого керування двигуном у складі силової установки літака за командами з літакової системи керування; -забезпечення контролю справності елементів САУ; -оперативного контролю та діагностування стану двигуна (у разі об'єднаної САУ і системи контролю); -підготовки та видачі в систему реєстрації інформації про стан двигуна Рисунок 3.2 Склад агрегатів системи автоматичного керування, контролю та паливоживлення 3.3.3. Загальна характеристика паливної системи двигуна. Паливна система (рис. 3.3), що забезпечує живлення двигуна паливом на всіх режимах його роботи, складається із системи низького тиску, системи високого тиску і пускової системи. До системи низького тиску входять літакові агрегати: паливні баки 1, паливні насоси, що підкачують, 2, пожежний кран 3, сітчастий фільтр грубого очищення 4, фільтр тонкого очищення 6, повітровідділювач 7, витратомір 8, трубопроводи, що їх з'єднують, та паливний насос 5 двигуна, що підкачує паливо. У систему високого тиску входять: основний паливний насос (насос-датчик) 9, автомат дозування палива 10, паливний колектор 14 і робочі паливні форсунки 13. У пускову систему входять: електромагнітний клапан пускового палива 11, два запальники 12 і трубопроводи. Рис. 3.3 Схема паливної системи двигуна: 1 - паливний бак; 2 - літаковий підкачувальний паливний насос; 3 - перекривний пожежний кран; 4 - фільтр грубого очищення; 5 - підкачувальний паливний насос БИК; 6 - фільтр тонкого очищення; 7 - повітровіддільник; 8 - витратомір; 9 - насос-датчик НД; 10 - автомат дозування палива АДТ; 11 - електромагнітний клапан пускового палива; 12 - запальник; 13 - робоча форсунка; 14 - паливний колектор; 15 - колектор пускового палива; 16 - трубопровід зливу палива з АДП; 17 - трубопровід підведення палива на управління сервопоршнем НД; 18 - трубопровід підведення палива до регулятора малого газу НД; 19 - трубопровід підведення палива до НД; 20 - трубопровід підведення палива до АДП. 4 Розрахунок та обгрунтування робочої лопатки компресора на міцність 4.1 Розрахунок робочої лопатки компресора на статичну міцність 4.1.1 Методика розрахунку робочої лопатки на статичну міцність Методика розрахунку приведена на основі даних [4]. Діюча на елемент dr відцентрова сила dРц дорівнює: Рис. 4.1. До розрахунку напружень розтягу від відцентрових сил При наявності бандажної полки, маючій об’єм Vп и розташованої на радіусі Rп, в перерізі пера з радіусом r>Rп являється допоміжна відцентрова сила полки Pп: жүктеу/скачать 1.75 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||