Проектирование двигателя

СОДЕРЖАНИЕ

 

ВВЕДЕНИЕ                                                                                                              3

 

1. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ ПРОЕКТИРУЕМОГО ДВИГАТЕЛЯ                                                                                                           4

 

2. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ СИСТЕМ ДВИГАТЕЛЯ                                         13

2.1 Система смазки ГТД                                                                                       13

2.2. Система топливо питания двигателя                                                            14

2.3. Система запуска двигателя                                                                            16

2.4. Противообледенительная система двигателя                                              17

2.5. Система контроля параметров                                                                      17

2.6.  Противопожарная система                                                                           18

 

3. Расчет на прочность рабочей лопатки                                       19

 

4. Разработка компрессора повышенной напорности         25

Выводы                                                                                                               37

 

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ                                                                                     38

 

Приложение 1. Расчет лопаток на растяжение от центробежных сил             39

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ВВЕДЕНИЕ

 

Авиация России вносит существенный вклад в дело экономического развития страны. Её отличные черты, такие как быстрота доставки грузов и пассажиров, обеспечение требуемой комфортности, существенная протяженность трасс, возможность обеспечения тех регионов, где перевозка другими видами транспорта затруднена, способствует её дальнейшему развитию. В этих условиях особое внимание уделяется совершенствованию характеристик авиационных установок в целях уменьшения удельного расхода топлива.

В связи с существенными  экономическими затратами на проектирование новых авиационных ГТД важное значение приобретает модернизация уже существующих. Модернизация авиационных ГТД ведётся в  направлении повышения параметров рабочего процесса, улучшение технических показателей отдельных узлов, повышения их надёжности.

Всё это повышает безопасность полётов летательного аппарата. Из анализа характеристик элементов авиационных ГТД следует, что повышение напорности компрессора является важным фактором повышения мощности двигателя. Поэтому в курсовом проекте ставится задача по совершенствованию компрессора.

 

 

 

 

 

 

 

1. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ  КОНСТРУКЦИИ ПРОЕКТИРУЕМОГО ДВИГАТЕЛЯ

 За прототип был  выбран двигатель Аи-20. Проектируемый двигатель – высотный, турбовинтовой, воздушно – реактивный с воздушным винтом левого вращения.

Двигатель предназначен для установки на пассажирские и транспортные самолеты.

Двигатель состоит из следующих основных частей: редуктор, выполненный по схеме замкнутого дифференциального замкнутого планетарного механизма, лобового картера, на котором  расположены все приводные агрегаты двигателя; осевого десяти ступенчатого компрессора; камеры сгорания кольцевого типа; трехступенчатой реактивной турбины; нерегулируемого реактивного сопла; агрегатов обслуживающих работу двигателя и самолета.

Характерной особенностью двигателя, обеспечивающей его эксплуатацию и надежность, является наличие систем, автоматически предохраняющих двигатель от перегрузки по мощности и температуры газов.

Редуктор  двигателя, выполненный по схеме  замкнутого дифференциально-планетарного механизма, служит для обеспечения наивыгоднейшего числа оборотов воздушного винта при передаче избыточной мощности от ротора двигателя на винт.

Редуктор  состоит из планетарной ступени, ступени перебора, вала воздушного винта и механизма измерителя крутящего момента, смонтированных в картере редуктора.

Мощность  двигателя на вал винта передается по двум ветвям:

а) через планетарную ступень примерно 30%;

б) через ступень перебора примерно 70%.

 

 

Рис.1- Двигатель

 

Детали редуктора  смазываются и охлаждаются маслом, подаваемым из масломагистрали двигателя через специальные форсунки, а также барботажным маслом.

Редуктор  расположен в передней части двигателя, крепится задним фланцем к лобовому картеру, а спереди имеет фланец со шпильками для крепления внутреннего обтекателя капота самолета и токосъемника воздушного винта.

Вал винта  имеет торцовые шлицы для установки  и крепления воздушного винта.

В нижней части  картера редуктора на фланце крепится маслонасос измерителя крутящего момента (ИКМ).

Лобовой картер представляет деталь, отлитую из магниевого сплава, образующую своими стенками входной канал воздушного тракта двигателя и несущую в своих приливах приводы агрегатов, устанавливаемых на двигателе. В воздушном тракте лобового картера устанавливается входной направляющий аппарат компрессора (ВНА).

В центральной  расточке внутреннего конуса монтируется  роликоподшипник на упругом элементе, являющийся передней опорой ротора компрессора. В этой расточке проходит рессора, которая передает мощность через редуктор на воздушный винт.

На наружной поверхности лобового картера выполнены коробчатые приливы и фланцы, на которых устанавливаются следующие агрегаты:

1. центробежный суфлер;
2. регулятор оборотов;
3. стартер-генератор;
4. генератор переменного тока;
5. центробежный воздухоотделитель;
6. маслоагрегат;
7. сигнализатор обледенения;
8. датчик автофлюгера.

Внизу лобового картера с задней стороны крепится коробка приводов, на которой устанавливаются следующие агрегаты:

1. насос-датчик топливный;
2. датчик тахометра;
3. датчик электрического корректора оборотов;
4. гидронасос;
5. подкачивающий топливный насос.

К лобовому картеру  спереди крепится редуктор, сзади  — компрессор.

Лобовой картер, являясь одним из силовых узлов  двигателя, воспринимает и передает через цапфы на подмоторную раму тягу воздушного винта, боковые и большую часть вертикальных сил.

Компрессор  осевой, 10-ступенчатый, предназначенный  для сжатия воздуха, поступающего в двигатель, состоит из двух основных узлов: ротора с рабочими лопатками и корпуса компрессора со спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами. Ротор компрессора барабанно-дисковой конструкции состоит из десяти отдельных дисков, несущих на своих венцах рабочие лопатки, и заднего вала, являющегося задней опоры ротора. Диски соединяются между собой последовательно напрессовкой друг на друга с натягом и скрепляются радиальными штифтами, которые передают крутящий момент.

Диск первой ступени имеет полый хвостовик, являющийся передней опорой ротора компрессора.

Ротор помещается внутри корпуса компрессора на двух подшипниках качения, из которых передний (роликовый) устанавливается в лобовом картере, а задний (шариковый) — в корпусе камеры сгорания.

Корпус компрессора  — стальной, сварной конструкции, выполнен в виде двух половин с разъемом в вертикальной плоскости. Корпус имеет фланцы на торцах и в плоскости разъема. Снаружи корпуса приварены ресиверы с фланцами крепления клапанов перепуска воздуха. На корпусе устанавливаются две пусковые катушки, электромагнитный клапан пускового топлива, выключатель стартера и механизм перепуска горячего воздуха на обогрев ВНА. Снизу на четыре приваренные бобышки устанавливается автомат дозировки топлива (АДТ).

На внутренней поверхности монтируются спрямляющие  аппараты и рабочие кольца.

Корпус камеры сгорания — сварной конструкции, изготовлен из листовой жаропрочной стали, является силовым узлом двигателя и одновременно кожухом камеры сгорания.

Корпус камеры сгорания состоит из переднего наружного  кожуха, заднего наружного кожуха, конической балки. Внутренняя коническая балка и передняя часть наружного кожуха соединяются между собой восемью вваренными полыми ребрами.

В передней части  конической балки - монтируется шариковый подшипник с лабиринтным уплотнением, являющийся задней опорой ротора компрессора; в задней части устанавливается роликовый подшипник с лабиринтным уплотнением, являющийся опорой ротора турбины.

В полости  корпуса камеры сгорания, образованной стенками наружного кожуха и конической балки, размещается камера сгорания.

Передним  фланцем кожуха корпус камеры сгорания крепится к корпусу компрессора; к заднему его фланцу крепится первый сопловой аппарат турбины.

Камера сгорания — кольцевого типа, имеет спереди 8 головок с завихрителями, через  которые в ее полость поступает  поток первичного воздуха.

Головки переходят  в кольцевую полость, ограниченную наружным и внутренним кожухами, имеющими отверстия и щели для подвода вторичного воздуха в камеру сгорания. В центральные отверстия головок устанавливаются рабочие форсунки.

Камера сгорания в передней части крепится к корпусу  восемью штифтами, а задними стенками опирается на стенки первого соплового аппарата турбины.

Турбина —  реактивная, осевая, служит для преобразования тепловой энергии газов в механическую работу на валу, которая используется для вращения компрессора, воздушного винта и агрегатов.

Турбина состоит из вращающейся части — ротора и неподвижной — статора.

Ротор турбины  — консольного типа, состоит из вала турбины и рабочих колес, соединенных между собой стяжными болтами.

Вал турбины  вращается на роликовом подшипнике, установленном в конической балке корпуса камеры сгорания, своим шлицевым концом соединяется с задним валом компрессора.

Крепление лопаток  на дисках осуществляется с помощью  замков елочного типа.

Статор турбины  состоит из сопловых аппаратов. Соединяются  сопловые аппараты между собой, с корпусом камеры сгорания и реактивным соплом с помощью болтов.

Реактивное  сопло — нерегулируемое, состоит  из наружного кожуха и внутреннего кожуха — стекателя. К наружному кожуху крепится удлинительная труба.

Канал реактивного  сопла вместе со стекателем и каналом удлинительной трубы образуют выходную часть газовоздушного тракта двигателя.

Статистические данные по двигателям приведены в таблице 1.2

 

Таблица 1.2

Статистические данные

№	Наименование параметров	Ед. изм.	Двигатель
			T35 - LM	Alison T35 A15	Alison 501 - 022	АИ 24 Вт
1	Взлетная мощность		2804	3640	3078	2855
2	Удельный расход топлива		0,321	0,322	0,369	0,36
3	Удельная масса		0,199	0,235	0,273	0,28
4	Степень повышения давления	-	8,2	9,7	9,25	7,65
5	Температура газа перед  турбиной		1210	1349	1244	1180
6	Расход воздуха		17,2	13	15	9,7
7	Число ступеней компрессора	-	8	14	14	10
8	Число ступеней турбины	-	4	4	4	3
9	Диаметр		0,61	0,68	0,68	0,67
10	Длина		1,58	0,99	3,71	2,34