Банк рефератов содержит более 364 тысяч рефератов, курсовых и дипломных работ, шпаргалок и докладов по различным дисциплинам: истории, психологии, экономике, менеджменту, философии, праву, экологии. А также изложения, сочинения по литературе, отчеты по практике, топики по английскому.
Полнотекстовый поиск
Всего работ:
364150
Теги названий
Разделы
Авиация и космонавтика (304)
Административное право (123)
Арбитражный процесс (23)
Архитектура (113)
Астрология (4)
Астрономия (4814)
Банковское дело (5227)
Безопасность жизнедеятельности (2616)
Биографии (3423)
Биология (4214)
Биология и химия (1518)
Биржевое дело (68)
Ботаника и сельское хоз-во (2836)
Бухгалтерский учет и аудит (8269)
Валютные отношения (50)
Ветеринария (50)
Военная кафедра (762)
ГДЗ (2)
География (5275)
Геодезия (30)
Геология (1222)
Геополитика (43)
Государство и право (20403)
Гражданское право и процесс (465)
Делопроизводство (19)
Деньги и кредит (108)
ЕГЭ (173)
Естествознание (96)
Журналистика (899)
ЗНО (54)
Зоология (34)
Издательское дело и полиграфия (476)
Инвестиции (106)
Иностранный язык (62792)
Информатика (3562)
Информатика, программирование (6444)
Исторические личности (2165)
История (21320)
История техники (766)
Кибернетика (64)
Коммуникации и связь (3145)
Компьютерные науки (60)
Косметология (17)
Краеведение и этнография (588)
Краткое содержание произведений (1000)
Криминалистика (106)
Криминология (48)
Криптология (3)
Кулинария (1167)
Культура и искусство (8485)
Культурология (537)
Литература : зарубежная (2044)
Литература и русский язык (11657)
Логика (532)
Логистика (21)
Маркетинг (7985)
Математика (3721)
Медицина, здоровье (10549)
Медицинские науки (88)
Международное публичное право (58)
Международное частное право (36)
Международные отношения (2257)
Менеджмент (12491)
Металлургия (91)
Москвоведение (797)
Музыка (1338)
Муниципальное право (24)
Налоги, налогообложение (214)
Наука и техника (1141)
Начертательная геометрия (3)
Оккультизм и уфология (8)
Остальные рефераты (21697)
Педагогика (7850)
Политология (3801)
Право (682)
Право, юриспруденция (2881)
Предпринимательство (475)
Прикладные науки (1)
Промышленность, производство (7100)
Психология (8694)
психология, педагогика (4121)
Радиоэлектроника (443)
Реклама (952)
Религия и мифология (2967)
Риторика (23)
Сексология (748)
Социология (4876)
Статистика (95)
Страхование (107)
Строительные науки (7)
Строительство (2004)
Схемотехника (15)
Таможенная система (663)
Теория государства и права (240)
Теория организации (39)
Теплотехника (25)
Технология (624)
Товароведение (16)
Транспорт (2652)
Трудовое право (136)
Туризм (90)
Уголовное право и процесс (406)
Управление (95)
Управленческие науки (24)
Физика (3463)
Физкультура и спорт (4482)
Философия (7216)
Финансовые науки (4592)
Финансы (5386)
Фотография (3)
Химия (2244)
Хозяйственное право (23)
Цифровые устройства (29)
Экологическое право (35)
Экология (4517)
Экономика (20645)
Экономико-математическое моделирование (666)
Экономическая география (119)
Экономическая теория (2573)
Этика (889)
Юриспруденция (288)
Языковедение (148)
Языкознание, филология (1140)

Курсовая работа: Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу

Название: Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу
Раздел: Промышленность, производство
Тип: курсовая работа Добавлен 13:29:48 20 декабря 2010 Похожие работы
Просмотров: 6 Комментариев: 3 Оценило: 0 человек Средний балл: 0 Оценка: неизвестно     Скачать

Міністерство освіти і науки України

Слов’янський коледж Національного авіаційного університету

КУРСОВА РОБОТА

з дисципліни:

«Теорія теплових двигунів»

Виконав студент КР

гр.1М05Б Сивак С.Б

Викладач Ануфрієв В.Р

Слов’янськ 2007


Завдання на Курсову роботу

1. Вихідні дані для розрахунку:

Вариант

Тип двигуна ТВД

Аналог Astory 14

Температура газів перед турбіною 1150 К

Ступінь підвищення тиску компресора 8,1

Висота польоту 500 м

Потужність 850 л.с.

Число Маха польоту 0,4

Означення основних параметрів

· а - швидкість звуку;

· Се – питома витрата палива;

· D – діаметр (м);

· - відносний діаметр втулки;

· F – площа перетину(м2 );

· G – масова витрата повітря, газу, палива(кг/с);

· g – відносна витрата палива;

· H – висота польоту(м);

· Hu – нижча теплотворність палива;

· h – висота лопатки;

· k – показник адіабати (ізоентропи);

· L – питома робота;

· М – число Маха польоту;

· N – потужність(кВт);

· n – частота обертання; показник політропи;

· p, P – тиск (Па);

· q(λ) – відносна щільність потоку;

· Т – температура (К);

· u – окружна швидкість на радіусі РК(м/с);

· V – швидкість польоту(м/с);

· z – кількість ступенів(компресора, турбіни);

· α – кут; коєфіціент надлишку повітря;

· ∆ - ступінь підігріву повітря;

· η – КПД; коефіцієнт повноти згорання палива;

· λ – приведена швидкість;

· ξ – коефіцієнт втрат;

· π – ступінь підвищення (зменшення) тиску;

· ρ – щільність (кг/м3);

· σ – коефіцієнт регенерування тепла; коефіцієнт зберігання повного тиску;

· φ – коефіцієнт швидкості;


Вступ

Високі вимоги до технічних даних сучасних літаків зумовили перетворення їх в складні авіаційні комплекси при одночасному істотному зростанні вартості їх створення і експлуатації.

Оптимізація технічних рішень і зменшення витрат при створенні перспективних літаків вимагають вже на початкових етапах їх проектування ретельної оцінки взаємозв'язку характеристик основних складових елементів авіаційного комплексу. Вибір двигуна для літака з безлічі можливих варіантів ускладнюється необхідністю обліку параметрів і характеристик силової установки в цілому.

Одним з найбільш складних завдань при створенні авіаційного двигуна є вибір параметрів робочого процесу двигуна і розрахунок його експлуатаційних характеристик. Цей етап передує проектуванню і виготовленню дослідного зразка. Він базується звичайно на задоволенні вимог до літального апарату і його силової установки, оцінки технологічних можливостей створення всіх елементів літального апарату і його двигунів, розробки концепції застосування і експлуатації літального апарату.

Отже дана курсова робота розглядає розрахунок авіаційного двигуна, на прикладі турбогвинтового типу авіаційних двигунів.

У першій частині курсової роботи обчислення проводяться за перерізами:

- Переріз В-В: перед компресором;

- Переріз К-К: перед камерою згоряння;

- Переріз Г-Г: за камерою згоряння;

- Переріз Т-Т: за турбіною;

- Переріз С-С: вихідний пристрій;

- Також у другому розділі першої частини обчислюються основні параметри двигуна

У другій частині курсової роботи проводиться розрахунок і узгодження параметрів компресора і турбіни, на підставі яких будуть визначаться діаметри ступенів турбіни і компресора, кількість ступенів, а також вибір матеріалу для лопаток.

У третій частині обчислюються площа основних прохідних перерізів.

Частина 1: Газодинамічний розрахунок двигуна

Початковими даними для розрахунку є:

-Эквівалентна потужність Nек (кВт);

-Температура газів на виході з камери згорання ТГ *(К) ;

-Ступінь підвищення тиску в компресорі ;

-Розрахкнкові умови польоту: висота Н (м) , щільність повітря ρ(кг/м3 ) та число «М» польоту.

I. Визначення основних параметрів газо-воздушного потоку за трактом двигуна.

ПерерізВ-В

За таблицею МСА визначаю значення:

ТН = 284,75 К

РН = 95400 Па

1. Визначимо температуру, тиск та щільність після гальмування потоку:

якщо М < 1 беру = 1.


Де=0.88…0.94

Переріз К-К

2. Знайдемо ефективну роботу компресору та температуру гальмування за компресором.

Сталі:

,

де , беру

3. Визначаю тиск гальмування за компресором:

Переріз Г-Г

4. По відомим температурам Т* К и Т* Г за графіком визначаєм витрату палива на 1 кг повітря gT .

gT = 0,0155.

Визначаю коефіцієнт надлишку повітря:


де

5. Обчислюю тиск гальмування:

де беру

.

ПерерізТ-Т

6. Визначаю тиск гальмування та ступень розширення газу в турбіні:

7. Визначаю температуру гальмування потоку.

де ηТ = 0,86….0,92, беру ηТ = 0,92; більшим ηТ відповідають більші LT .

8. Визначимо ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (Дж/кг) з відповідностей:


где .

де

Переріз С – С

9. Визначимо швидкість витікання (м/с), температуру (К) та щільність потоку (кг/м3 ) при повному розширенні:

де ;


II. Визначаємо основні параметри двигуна:

10. Обчислюємо питому еквівалентну потужність:

де

Vп =Mп *aм

Vп =0.4*338.3=135.32

11. Визначаємо витрату повітря:

12. Визначаємо питому витрату палива:

13. Визначаємо повний коефіцієнт корисної дії:


Частина 2. Узгодження параметрів компресора і турбіни

Узгодження параметрів компресора і турбіни включає вибір визначальних газодинамічних величин, як з боку компресора, так і з боку турбіни . Які забезпечують найбільшу ефективність системи компресор-турбіна при мінімальному відхилені від заданого запасу міцності лопаток останнього ступеня турбіни (Кт = 2).

Крім того, в цому розділі визначаються число ступенів турбіни і проводиться визначення матеріалу, з якого виготовлені лопатки турбін.

1.Узгодження першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни.

Сталі, які ми використовуємо при розрахунках:

Величину коефіцієнта узгодження обчислюємо за формулою:


2.По номограм проводимо узгодження параметрів, першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни. Узгодження проводимо в наступних послідовності:

а) по знайденому в п. 1 значенню величини А і заданому значенню Т*Г знаходимо по графіку тангенс кута φ нахилу прямої узгодження графіка:

б) вибираємо матеріал лопаток останнього ступеня турбіни і визначаємо величину за графіком № 3:

Для двигунів зі свободною турбіною, матеріал лопаток знаходимо задаючись температурою:

Матеріал лопаток: ЖС6-К

При побудові графіка приймалося, що коефіцієнт запасу міцності та враховуючи, що час роботи на максимальному режимі.

в) за знайденними значеннями та знаходимо на графіку № 2 точку узгодження.

г) задаючись (для ступени ), визначаємо за графіком значення , ( при ).Значення відносного диаметру першої ступені компрессору:

, беру .

3. Визначаю наружний діаметр першої ступені компресора:

;

де F – площа на вході.

Де q(λВ ) (відносна щільність потоку) знаходимо з таблиці, за допомогою приведеної швидкості (λВ );

КG – коеффіціент нерівномірності поля осьових швидкостей на вході у першу ступень компрессора (КG =0.93…0.95)

q(λВ )=0.8993; КG =0.93

4. Визначаємо наружний діаметр останньої ступені турбіни:


де , беру.

Визначаю q(λC4 ) за таблицею (у списку літератури підручник №1)

q(λC4 )=0.8564;

α4 =80-900 ; беру α4 =90

5. Для першої ступені компресора:

Для останньої ступені турбіни:

6. Обчислення частоти обертання ротора компресора(турбіна високого тиску):


Відношення частот обертання оберемо рівним:

7. Частота обертання ротора вільної турбіни(турбіна низького тиску):

8. Розподіляємо роботу турбін між каскадами двохроторного двигуна:

;

9. Приняв в першому наближенні, що турбіна має Dср=const, визначимо для кожного ротора число ступенів:

;

де

Для ротора компресора(ступені турбіни високого тиску):

Отримане значення Z округлив до найближчого цілого числата уточнюю роботу ступенів:

Для ротора вільної турбіни:

Уточнюю роботу ступені:

10. Визначаю температуру на виході з турбіни високого тиску:

11. Визначаю температуру за першою ступінню:


12. Підбираємо матеріал лопаток останньої ступені турбіни,користуємось номограмою з методики, та відношенням (де ):

У процесі розрахунків було обрано матеріал ЖС6-К.

13. Подбираем материал лопаток, пользуясь следующим соотношением:

Для ТВД

Обрано матеріал ЖС6-К.


Частина 3: Розрахунок деяких геометричних параметрів прохідних перерізів

Перша ступінь компресора:

Площа прохідної частини:

Діаметр втулки:

Висота лопатки:

Остання ступінь компресора:

Площа прохідної частини:


Діаметр втулки:

Висота лопатки:

Остання ступінь турбіни:

Площа прохідної частини:

Діаметр втулки:

(з розрахунків, наведених вище).

Висота лопатки:

Середній діаметр турбіни:

Перша ступінь турбіни:

Площа прохідної частини:

Висота лопатки:

Діаметр втулки:

Діаметр робочого колеса:

Користуючись цими даними креслимо ескіз двигуна.

Висновок

У першому розділі при розрахунку основних параметрів газо - повітряного потоку по тракту двигуна залежно від перетину і основних параметрів двигуна, знайдений повний коефіцієнт корисної дії двигуна

У другому розділі розрахував узгодження параметрів компресора і турбіни, а також при розрахунках одержав розміри першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни. При цьому вибраний матеріал ЖС6-К.


Література

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

2. Маринченко Ю. В. «Газодинамический расчет авиационных двигателей»

3. Методическое пособие к выполнению курсовой работы по дисциплине: «Теория тепловых двигателей»; Славянск; САТК 1999г.

4. Ю.М. Терещенко, Л.Г. Волянская и др. «Теория авиационных газотурбинных двигателей». Книжное издательство НАУ. Киев. 2005 г.

Оценить/Добавить комментарий
Имя
Оценка
Комментарии:
Где скачать еще рефератов? Здесь: letsdoit777.blogspot.com
Евгений07:58:20 19 марта 2016
Кто еще хочет зарабатывать от 9000 рублей в день "Чистых Денег"? Узнайте как: business1777.blogspot.com ! Cпециально для студентов!
11:32:10 29 ноября 2015
Кто еще хочет зарабатывать от 9000 рублей в день "Чистых Денег"? Узнайте как: business1777.blogspot.com ! Cпециально для студентов!
20:22:17 28 ноября 2015

Работы, похожие на Курсовая работа: Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу

Назад
Меню
Главная
Рефераты
Благодарности
Опрос
Станете ли вы заказывать работу за деньги, если не найдете ее в Интернете?

Да, в любом случае.
Да, но только в случае крайней необходимости.
Возможно, в зависимости от цены.
Нет, напишу его сам.
Нет, забью.



Результаты(150826)
Комментарии (1841)
Copyright © 2005-2016 BestReferat.ru bestreferat@mail.ru       реклама на сайте

Рейтинг@Mail.ru