Содержание ВВЕДЕНИЕ …………………………………………………………………...4 1 Расчетная часть……………………………………………………………….....6

Содержание
ВВЕДЕНИЕ …………………………………………………………………...4
1 Расчетная часть……………………………………………………………….....6
1.1 Предварительный расчет ТРДД…………………………………………..6
1.2 Определение исходных параметров рабочего процесса……………….13
1.3 Расчет ТРДД по исходным параметрам…. …………………………….15
1.4 Определение основных данных двигателя …………………………….32
1.5 Оценка диаметральных размеров характерных сечений двигателя…..34
1.6 Определение частоты вращения роторов……………………………….43
2 Проектировочная часть……………………………………………………….47
ЗАКЛЮЧЕНИЕ ……………………………………………………………..48
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ…………………………….50
Приложение А: Распределение параметров по внутреннему контуру
проточной части двигателя……………………………………………………...51
Приложение Б: Распределение параметров по наружному контуру
проточной части двигателя……………………………………………………..52
3
ВВЕДЕНИЕ
Современные
авиационные
двигатели
обладают
высокими
эксплуатационными характеристиками. В условиях рыночной конкуренции
право выполнения нового заказа получит то конструкторское бюро,
разработки которого будут иметь лучшие параметры экономичности,
себестоимости, ресурса, будут обеспечивать необходимые параметры
мощности, работы, будут соблюдены нормы экологичности и шума.
Поэтому
ОКБ
занимаются
разработкой
новых
двигателей,
усовершенствованием старых, изменяя их конструкцию, доводя различные
системы, меняя параметры основных узлов.
Целью моего курсового проекта является: проектирование двигателя на
базе прототипа, обладающего улучшенными параметрами экономичности,
ресурса, выполнение его газодинамического расчета в стендовых условиях.
Основными исходными данными являются данные двигателя прототипа.
Прототипом является двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)
без смешения потоков наружного и внутреннего контуров СF 34 -1А
производства США (Дженерал Электрик), устанавливаемый на самолете
«Челленджер».
Данные прототипа:
 Удельный расход топлива ÑR  0,0367 кг / Н  ч ;
 Температура газа перед турбиной ÒÃ*  1473 К ;
 Суммарная степень повышения давления в компрессоре  ê*  18 ;
 Степень двухконтурности m  6,3 ;
Основными
данными,
определяющими
работу
ТРДД,
являются
температура газа на выходе из камеры сгорания Т Г , суммарная степень
повышения давления воздуха в компрессоре  к , степень двухконтурности m
и коэффициент распределения свободной энергии между контурами x .
Современные ТРДД характеризуются высокой температурой газов Т Г ,
которая находится в диапазоне 16001900К , высокой степенью повышения
давления  к  2035. Степень двухконтурности m колеблется в широком
4
диапазоне, в зависимости от назначения двигателя и его конструктивной
схемы.
5
1 Расчетная часть
1.1 Предварительный расчет ТРДД
Принятые обозначения.
  0,94 – коэффициент сохранения полного давления в воздухозаборнике;
*
âõ
 кс*  0,95 – коэффициент сохранения полного давления в камере сгорания;
 c*  0,98 – коэффициент сохранения полного давления в реактивном сопле;
 2*  0,99 – коэффициент сохранения полного давления в канале наружного
контура;
 в*  0,86 – коэффициент полезного действия (КПД) вентилятора (В);
*
 кнд
 0,85 – КПД компрессора низкого давления (КНД);
 кв* д  0,85 – КПД компрессора высокого давления (КВД);
*к  0,84 – КПД компрессора (К);
*
 тв
д  0,91 – КПД турбины высокого давления (ТВД);
*
 тв
 0,92 – КПД турбины вентилятора (ТВ);
 т*  0,93 – КПД турбины (Т);
 2*  0,82 – КПД наружного контура;
г  0,98 – коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания;
м  0,985 – механический КПД;
с  0,97 – коэффициент скорости в РС;
 с  0,98 – коэффициент скорости истечения из сопла внутреннего контура;
1
 с  0,98 – коэффициент скорости истечения из сопла наружного контура;
2
  1,01 – коэффициент, учитывающий массу топлива, введенного в
двигатель;
  0,94 – коэффициент, учитывающий отбор воздуха на охлаждение и другие
нужды, а также утечку его через лабиринтные уплотнения;
6
  1,03 – коэффициент восстановления тепла, учитывающий повышение
температуры в конце процесса расширения газа, вследствие
неадиабатического характера процесса;
H u  43  10 6 – низшая теплотворная способность топлива, Дж/кг;
L0  14,7 – стехиометрический коэффициент;
Vн  0 – скорость полета при высоте полета Н = 0 (стендовые условия);
Т Н  288 - температура окружающей среды, К;
РН  101300 - атмосферное давление, Па;
М т  0,55 – число Маха за турбиной;
свх  220 – осевая скорость воздуха на входе в вентилятор, м/с;
скнд  200 – осевая скорость воздуха на входе в КВД, м/с;
св  200 – осевая скорость воздуха на входе в наружный контур, м/с;
ск  120 – осевая скорость воздуха за компрессором, м/с;
ñã  200 – осевая скорость газов за камерой сгорания, м/с;
Для предварительного расчета принимаем:
ê  1,319 – показатель адиабаты сжатия воздуха;
ê ã  1,305 – показатель адиабаты расширения газов;
ñ ð  1185 – удельная теплоемкость воздуха при постоянном
давлении, Дж / кг  К ;
ñ ðã  1225 – удельная теплоемкость смеси продуктов сгорания и воздуха при
постоянном давлении, Дж / кг  К ;
R  287 – газовая постоянная для воздуха, Дж / кг  К ;
R Г  293 – газовая постоянная для смеси продуктов сгорания и воздуха,
Дж / кг  К ;
R ð  39,3 103 – полная тяга ( по прототипу ), Н
7
Предварительный расчет ТРДД будем производить для трех различных
сочетаний: температуры газа на входе в турбину Т Г* , суммарной степени
повышения давления в компрессоре  К* и степени двухконтурности m .
Для примера приведем расчет для значений: ÒÃ*  1373 К, π*ê  16 , m  5,5 :
Σ
Полная температура за компрессором, К:
k 1


*
k
 (π к Σ )  1 
*
Т К  Т Н  1 
;
*

К




1, 3191


1, 319
 1
 (16)
*
ÒÊ  288  1 
  615,536 К
0,84


Определение коэффициента избытка воздуха:
Коэффициент избытка воздуха  определим по графику Приложения 1
/1,141/ для полной температуры воздуха за компрессором ÒÊ*  615,536 К и
температуры газа перед турбиной ÒÃ*  1373 К.
  3,1
Свободная энергия в двигателе, Дж/кг:


1

* 
Lсв  μ  с р г  Т г  1 

σ *вх  π *к Σ  σ *кс





к 1
с

Т



р
н

  π *к Σ к  1 ;
к г 1 
*
*
β  ηк  ηт  ξ 

кг 



1



 1,1319

1
1185  288

, 319



Lñâ  1,03  1225 1373  1 

 16
 1  3,631105 ,Дж/кг
1, 3051


 0,94 16  0,95 1,305  1,01 0,84  0,93  0,94 




Оптимальное значение коэффициента распределения энергии между
контурами:
1
x опт 
Vн2   с2I
2 Lсв   2*
1
1
xîïò 
 с2
2
;
I
m   2*
0  0,97 2
2  363100  0,82 2
 0,827 ;
0,97 2
1
5,5  0,82
8
Удельная тяга ТРДД, Нс/кг:


R уд 

1
m 
2
*
* x опт
  с1  2 Lсв 1  xопт   Vн 
 Vн   Vн  ;
 с 2 2 Lсв тв в
m 1
m  1 
m

R óä 

1
5,5 
0,827
 0,97  2  3631001  0,827 1,03  0 
 0 2  1,03 
0,97 2  363100  0,92  0,86
5,5  1
5,5  1 
5,5



Róä  298,531 Нс/кг;
Удельный расход топлива, кг/(Нч):
CR 
3600  
;
  L0  R уд  m  1
CR 
3600  0,97
 0,0395 кг/(Нч);
3,1  14,7  298,531  5,5  1
Расчет для остальных значений Т Г* , π*к , m производим аналогичным
Σ
образом. Результаты предварительного расчета представлены в табл. 1 и на
рис.1,2.
Таблица 1
Tг
m
5,5
1373
6,3
7,1
Tг
m
5,5
1473
6,3
7,1
Tг
m
5,5
1573
6,3
7,1
π к*
Rуд
CR
16
18
19,5
Tк
615,536
634,907
648,39
298,531
298,249
297,72
0,03949
0,0389
0,038361
21
16
18
19,5
21
16
18
19,5
21
661,108
615,536
634,907
648,39
661,108
615,536
634,907
648,39
661,108
296,985
281,1
280,835
280,336
279,644
266,401
266,149
265,677
265,021
0,037864
0,037343
0,036785
0,036275
0,035805
0,035512
0,034981
0,034496
0,034049
π к*
Tк
606,992
625,745
638,792
651,094
606,992
625,745
638,792
651,094
606,992
625,745
638,792
651,094
Rуд
CR
326,413
327,201
327,423
327,405
307,354
308,096
308,305
308,288
291,282
291,985
292,184
292,167
0,04225
0,041368
0,040588
0,039866
0,039953
0,039119
0,038381
0,037698
0,037994
0,0372
0,036499
0,035849
Rуд
CR
347,921
349,322
349,97
350,352
327,606
328,925
329,535
329,895
310,475
311,725
312,304
312,644
0,044699
0,043592
0,043152
0,042751
0,042268
0,041222
0,040805
0,040427
0,040195
0,0392
0,038804
0,038444
16
18
19,5
21
16
18
19,5
21
16
18
19,5
21
π к*
16
18
19,5
21
16
18
19,5
21
16
18
19,5
21
Tк
606,992
625,745
638,792
651,094
606,992
625,745
638,792
651,094
606,992
625,745
638,792
651,094
Рис 1. График зависимости удельной тяги от степени повышения давления в
компрессоре;
Рис 2. График зависимости удельного расхода топлива от степени
повышения давления в компрессоре;
1.2 Определение исходных параметров рабочего процесса
Анализируя рис.1,2,
выбираем исходные значения
Т Г* ,
π*к Σ ,
m
Принимаем: ÒÃ*  1451 К, π *ê  18 , m  6,3 .
Σ
После выбора исходных параметров производим предварительный расчет
по указанной выше схеме:
Полная температура за компрессором, К:
k 1


*
k
 (π к Σ )  1 
*
Т К  Т Н  1 
;
*

К




1, 3861


1, 386
 1
 (18)
*
ÒÊ  288  1 
  711,984 К
0,84


Определение коэффициента избытка воздуха:
Коэффициент избытка воздуха  определим по графику Приложения 1
/1,141/ для полной температуры воздуха за компрессором ÒÊ*  711,984 К и
температуры газа перед турбиной ÒÃ*  1450 К.
  3,08
Свободная энергия в двигателе, Дж/кг:


1

* 
Lсв  μ  с р г  Т г  1 

σ *вх  π *к Σ  σ *кс





к 1
  с р  Т н   π * к  1 ;

к
к г 1 
β  η*к  η*т  ξ  Σ

кг 



1



 1,1386

1
1025  288

,386



Lñâ  1,03  1095 1451 1 

 18
 1  3,341105 ,
1,3511


 0,94 18  0,95 1,351  1,01 0,84  0,93  0,94 




Дж/кг;
Оптимальное значение коэффициента распределения энергии между
контурами:
1
x опт 
Vн2   с2I
2 Lсв   2*
1
 с2
I
m   2*
2
;
1
xîïò 
0  0,97 2
2  334093  0,82 2
 0,843 ;
0,97 2
1
6,3  0,82
Удельная тяга ТРДД, Нс/кг:

R уд

R óä 



1
m 
2
*
* x опт
  с1  2 Lсв 1  xопт   Vн 
 Vн   Vн  ;
 с 2 2 Lсв тв в
m 1
m  1 
m




1
6,3 
0,843 2
 0,98  2  3340931  0,8431,03  0 
 0 1,03 
0,98 2  334093  0,92  0,86
6,3  1
6,3  1 
5,5


Róä
 272,423 Нс/кг;
Удельный расход топлива, кг/(Нч):
C R 
3600  
;

  L0  R уд
 m  1
C R 
3600  0,94
 0,03758 кг/(Нч);
3,08 14,7  272,423  6,3  1
1.3 Расчет ТРДД по исходным параметрам
1.3.1 Сечение Вх – Вх на входе в вентилятор.
с рг  1005 Дж / кг  К , k  1,399 .
1.3.1.1 Полная температура воздуха, К:
Т в*х  Т Н  288 К.
1.3.1.2 Полное давление воздуха, Па:
*
*
Рвх
 РН   вх
;
*
Ðâõ
 101300  0,94  95222 Па.
1.3.1.3 Статическая температура воздуха, К:
Задаем скорость на входе в компрессор С вх по рекомендации /1,10/ , м/с:
Свх  220 м/с;
Т в х  Т в*х 
С в2х
;
2Ср
Т вх  288 
220 2
 263,92 К.
2  1005
1.3.1.4 Статическое давление воздуха, Па:
k
k 1
*  Т вх 
Рвх  Рвх
  *  ;
 Т вх 
1, 399
 263,92 1,3991
Ðâõ  95222  
 70110 Па.

 288 
1.3.1.5 Плотность воздуха, кг/м3:
 вх 
Рвх
;
R  Tвх
 âõ 
70110
 0,926 кг/м3.
287  263,92
1.3.2 Сечение К – К на выходе из КВД.
1.3.2.1 Температура торможения воздуха, К:
В первом приближении Т К* определим по Приложению 1 /1,140/(Рис 2), К:
ÒÊ*  738 К;
Найдем среднюю температуру за компрессором по формуле, К:
*
Т Кср

*
Т вх
 Т К*
;
2
*
ÒÊñð

288  738
 513 К;
2
*
Для температуры Т Кср
по Приложению 2 /1,148/ (Таблицы 1,2) выберем
значения теплоемкости воздуха С р и показатель адиабаты сжатия воздуха k :
С р  1025 Дж/кг*К и k  1,386 .
1.3.2.2 Потребная работа компрессора, Дж/кг:
k 1
 1
*  * k
LК  С р  Т вх
  π к Σ
 1  * ;

 К
 1,3861  1
LÊ  1025  288  18 1,386  1 
 434600 Дж/кг.

 0,84


1.3.2.3 Полная температура воздуха, К:
Т К*  Т в*х 
LК
;
Ср
ÒÊ*  288 
434600
 711,984 К.
1025
Найдем среднюю температуру за компрессором по формуле, К
В
*
Т Кср

*
Т вх
 Т К*
2
*
ÒÊñð

288  711,984
 499,992 К.
2
результате расчета
температур 401…600 К
*
Т Кср
не вышла из
принятого
интервала
( Приложение 2 /1,148/,таблицы 1,2 ). Повторного
расчета не требуется.
1.3.2.4 Полное давление воздуха, Па:
*
РК*  Рвх
 π *кΣ ;
ÐÊ*  95220  18  1714000 Па.
1.3.2.5 Статическая температура воздуха, К:
Задаем скорость на выходе из компрессора С К по рекомендации /1,21/, м/с:
СК  120 м/с; Ñ ð  1075 Дж/кг*К /1,149/(Приложение2, таблица 2) для Т К* ;
Т К  Т К* 
С К2
2Ср
120 2
ÒÊ  711,984 
 705,287 К.
2 1075
1.3.2.6 Статическое давление воздуха, Па:
Т
РК  РК*   К*
ТК
k
 k 1
 ;

1, 386
 705,287  1,3861
ÐÊ  1714000  
 1657000 Па.

 711,984 
1.3.2.7 Плотность воздуха, кг/м3:
К 
РК
;
R Т К
Ê 
1657000
 8,185 кг/м3.
287  705,287
1.3.3 Сечение Г – Г на выходе из камеры сгорания
1.3.3.1 Удельный расход топлива, кг/кг:
Найдем среднюю температуру газов на выходе из камеры сгорания, К:
*
Т Гср

Т К*  Т Г*
;
2
*
ÒÃñð

711,984  1451
 1081,406 К;
2
*
Для температуры Т Гср
и   3,08 по Приложению 2 /1,149/(Таблица 2)
выберем значение теплоемкости газа С рГ :
Ñ ðà  1195 Дж/кг*К , k ã  1,316 .
qТ 
qÒ 

С рГ  Т Г*  Т К*


Hu   Г  С рГ  Т Г*  Т К*
;
1195  1451  711,984
 0,021 кг/кг.
43 10  0,98  1195  1451  711,984
6
1.3.3.2 Полное давление газов, Па:
*
Р Г*  РК*   КС
ÐÃ*  1714000  0,95  1628000 Па.
1.3.3.3 Статическая температура газов, К:
Задаем скорость истечения газов за камерой сгорания
СГ
по
рекомендации /1,10/ , м/с:
С Г  200 м/с;
Для температуры Т Г* и   3,08 по Приложению 2 /1,149/ (Таблица 2)
выберем
значения теплоемкости газов
С рГ
и показатель адиабаты
расширения газа k Г :
Ñ ðà  1195 Дж/кг*К и
Т Г  Т Г* 
k à  1,316 .
С Г2
;
2  С рГ
ÒÃ  1451 
200 2
 1434 К.
2 1195
1.3.3.4 Статическое давление газов, Па:
Т 
Р Г  Р Г*   Г* 
ТГ 
kГ
k Г 1
;
1, 386
 1434 1,3861
ÐÃ  1628000  
 1562000 Па.

 1451 
1.3.3.5 Плотность газов, кг/м3:
Г 
РГ
;
R Г Т Г
Ã 
1562000
 3,717 кг/м3.
293  1434
1.3.4 Сечение КНД – КНД за компрессором низкого давления
1.3.4.1 Свободная энергия в двигателе, Дж/кг:
*
Для температуры Т Гср
примем Ñ ð  1005 Дж/кг*К и k  1,399 /1,148/.


Lсв  μ  с р г  Т г*



1

 1 

σ *вх  π *к Σ  σ *кс




к 1
с

Т



р
н


  π *к Σ к  1 ;
к г 1 
*
*
β  ηк  ηт  ξ 

кг 


1



 1,1399

1
1005  288

,399



Lñâ  1,03  1195 1451 1 

 18
 1  354400 Дж/кг;
1,3161


1
,
01

0
,
84

0
,
93

0
,
94





 0,94 18  0,95 1,316 
1.3.4.2 Оптимальное значение коэффициента распределения энергии между
контурами:
1
xопт 
Vн2   с2I
2 Lсв  2*
1
1
xîïò 
 с2
2
;
I
m  2*
0  0,982
2  354400  0,82 2
 0,843 ;
0,982
1
6,3  0,82
1.3.4.3 Часть работы турбины вентилятора, затрачиваемая на повышение
давления в наружном контуре, Дж/кг:
*
Lтв 2  Lсв  xопт   тв
;
Lòâ 2  354400  0,843  0,92  275000 Дж/кг.
1.3.4.4 Работа вентилятора, Дж/кг:
Lâ  Lòâ 2 
1
 1  qT     Ì ;
m
Lâ  275000 
1
 1  0,021  0,94  0,985  41280 Дж/кг.
6,3
1.3.4.5 Степень повышения давления вентилятора:
Для температуры Т Г* примем Ñ ð  1005 Дж/кг*К и k  1,399 /1,148/.
k
 Lв   в*
 k 1
*

В 
 1 ;
 С Т *

 р вх

1, 399
 41280  0,86 1,3991
 Â*  
 1
 1,5 .
 1005  288

1.3.4.6 Степень повышения давления КНД:
z=0,25 - безразмерный коэффициент/1,88/;
k
*
 кнд
  к 1   k 1
  z π *к Σ к  1  1 ;
 
 




*
 êíä
  0,2518
1.3991
1.399

 
 1  1

 
1.399
1.3991
 2,648 .
1.3.4.7 Работа КНД, Дж/кг:
Lкнд 
Lêíä
1
*
 кнд
к 1


  π *кнд к  1С p Tн ;


1, 3991

1 

 2,648 1,399  11005  288  99890 Дж/кг.

0,85 

1.3.4.8 Работа турбины вентилятора, Дж/кг:
Lтв 
Lкнд  m  Lв
;
1  qT     М
Lòâ 
99890  6,3  41280
 380600 Дж/кг.
1  0,021  0,94  0,985
1.3.4.9 Полная температура воздуха, К:
*
*
Т кнд
 Т вх

Lкнд
;
Ср
*
Òêíä
 288 
99890
 387,388 К.
1005
1.3.4.10 Полное давление воздуха, Па:
*
*
Ркнд
 Рв*х   кнд
;
*
Ðêíä
 95220  2,648  252100 Па.
1.3.4.11 Статическая температура воздуха, К:
*
Т кнд  Т кнд

2
С кнд
;
2Ср
Òêíä  387,388 
200 2
 368,784 К.
2  1005
1.3.4.12 Статическое давление воздуха, Па:
Ркнд
Т
*
 Ркнд
  кнд
*
 Т кнд
k
 k 1
 ;


1, 319
 368,784  1,3191
 252100  
 212200 Па.

 387,388 
Ðêíä
1.3.4.13 Плотность воздуха, кг/м3:
 кнд 
Ркнд
;
R  Т кнд
 êíä 
212200
 2,005 кг/м3.
287  368,784
1.3.5 Сечение ТВД – ТВД за турбиной высокого давления
1.3.5.1 Работа турбины высокого давления, Дж/кг:
Определим степень повышения давления в компрессоре высокого
давления:

 квд

 к
;

 кнд

 êâä

18
 6,798 ;
2,648
Определим среднюю температуру за компрессором высокого давления,
К:
Т
*
квдср
*
Т кнд
 Т К*
;

2
*
Òêâäñð

387,388  711,984
 549,686 К;
2
*
Для температуры Т квдср
по Приложению 2 таблиц 1,2 /1,148/, определим
значения теплоемкости Ñ ð  1025 Дж/кг*К и показателя адиабаты k  1,386 .
Определим работу компрессора высокого давления, Дж/кг:
 k 1  1
*
Lквд  С р  Т кнд
 π*квд k  1  * ;

  квд
Lêâä
1, 33861

 1
 1025  387,388  6,798 1,386  1 
 329500 Дж/кг.

 0,85
Работа турбины высокого давления:
Lтвд 
Lквд
1  qT     M
239500
 348430 Дж/кг.
1  0,021  0,94  0,985
Lòâä 
1.3.6.2 Полная температура газа, К
*
Для температуры Т Гср
и   3,08 по Приложению 2 Таблице 2 /1,149/
выберем значение теплоемкости газа С рГ :
Ñ ðà  1225 Дж/кг*К.
*
Т твд
 Т Г* 
Lтвд
;
С рГ
*
Òòâä
 1451 
348400
 1173 К.
1225
Найдем среднюю полную температуру за ТВД, К:
Т
*
твдср
*
Т Г*  Т твд
;

2
*
Òòâäñð

1451  1173
 1312 К;
2
*
Для температуры Т твдср
и   3,08 по Приложению 2 Таблице 2 /1,149/
выберем значение теплоемкости газа С рГ :
Ñ ðà  1225 Дж/кг*К.
Пересчитаем полную температуру за ТВД, К
*
Т твд
 Т Г* 
Lтвд
;
С рГ
*
Òòâä
 1451 
348400
 1166 К.
1225
1.3.6.3 Степень понижения давления газа в ТВД:
Найдем среднюю полную температуру за ТВД, К:
Т
*
твдср
*
Т Г*  Т твд

;
2
*
Òòâäñð

1451  1166
 1309 К;
2
*
Для температуры Т твдср
и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,305 ;
1
*
 тв
д 


Lтв д
1 

 С  Т *  
рГ
Г
тв д 

*
 òâä

kГ
k Г 1
;
1
348400


1 

 1225  1451  0,91 
1, 305
1, 3051
 2,824 .
1.3.6.4 Полное давление газа, Па
*
Ðòâä
 ÐÃ* 
1
*
 òâä
;
*
Ðòâä
 1628000 
1
 576600 Па.
2,824
1.3.6.5 Статическая температура, К:
Задаем число М твд за турбиной по рекомендации /1,10/ :
М твд  0,4 ;
*
Для температуры Т тв
и   3.08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
д
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,305 ;
Т тв д 
Òòâä 
*
Т тв
д
;
kГ 1
2
1
 М тв д
2
1166
 1138,23 К.
1,305  1
2
1
 0,4
2
1.3.6.6 Статическое давление газов, Па:
Т 
*

Ртвд  Ртвд
  твд
*

 Т твд 
kГ
k Г 1
;
1, 305
Ðòâä
 1277,82 1,3051
 576600  
 520090,13 Па.

 1309 
1.3.6.7 Плотность газов, кг/м3 :
 твд 
Ртвд
;
RГ  Т твд
 òâä 
520090,13
 1,389 кг/м3.
293  1277,82
1.3.6.8 Скорость потока газа за ТВД, м/с:
Ñòâä  Ì
òâä
 k à  Rà  Òòâä ;
Ñòâä  0,4  1,305  293  1277,82  288,145 м/с.
1.3.6 Сечение т – т на выходе из турбины вентилятора
1.3.6.1 Работа турбины вентилятора, Дж/кг:
Lтв 
Lкнд  m  Lв
;
1  qT     M
Lòâ 
99890  6,3  41280
 380580 Дж/кг.
1  0,021  0,94  0,985
1.3.6.2 Полная температура газа, К:
*
Т Т*  Т твд

Lтв
;
С рГ
ÒÒ*  1166 
380580
 855,717 К;
1225
Найдем среднее значение полной температуры за турбиной вентилятора, К:
*
Т Тср

*
Т твд
 Т Т*
;
2
*
ÒÒñð

1166  855,717
 1011 К;
2
*
Для температуры Т Тср
и   3,08 по Приложению 2 Таблицам 1,2 /1,148/
выберем значение теплоемкости газа С рГ и показателя адиабаты расширения
газа k Г
Ñ ðà  1195 Дж/кг*К
и
k à  1,316
Уточним температуру газов за турбиной вентилятора, К
*
Т Т*  Т твд

Lтв
;
С рГ
ÒÒ*  1166 
380600
 847,918 К.
1195
1.3.7.3 Степень понижения давления газа в турбине вентилятора:
1
*
 тв


Lтв
1 
 С  Т *  *
рГ
тв д
тв

*
 òâ





kГ
k Г 1
;
1
380600


1 

 1195  1166  0,92 
1, 316
1, 3161
 4,333 .
1.3.7.4 Полное давление газа, Па:
*
РТ*  Ртв
д
1
*
 тв
ÐÒ*  576600 
;
1
 133100 Па.
4,333
1.3.7.5 Статическая температура газов, К:
Задаем число М Т за турбиной по рекомендации /1,10/ :
М Т  0,55
Для температуры Т Т* и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,332
ТТ 
ÒÒ 
Т Т*
;
kГ 1
2
1
 МТ
2
847,918
 807,375 К.
1,332  1
1
 0,552
2
1.3.7.6 Статическое давление газов, Па:
Т 
РТ  РТ*   Т* 
 ТТ 
kГ
k Г 1
;
1, 332
 807,375 1,3321
ÐÒ  133100  
 109300 Па.

 847,918 
1.3.7.7 Плотность газа, кг/м3:
Т 
РТ
;
RГ  Т Т
Ò 
109300
 0,462 кг/м3.
293  807,375
1.3.7.8 Скорость потока газа за турбиной, м/с:
СТ  М Т  k Г  RГ  Т Т ;
ÑÒ  0,55  1,332  293  807,375  308,735 м/с.
1.3.7 Сечение с1 – с1 на выходе из реактивного сопла
1.3.8.1 Критический перепад давлений:
Для температуры
Т Т*
и
  3,08
по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,332 ;
kГ
 скр
 k  1  k Г 1
 Г
;

 2 
 ñêð
 1,332  1 1,3321

 1,852 ;

2


1, 332
Перепад давлений, Па:
 c1 
РТ*
;
Pн
 c1 
133100
 1,314 ;
101300
При перепаде давлений  c1 
РТ*
<  скр применяют сужающееся реактивное
Pн
сопло, в котором происходит полное расширение газа (расчетный режим
работы сопла).
1.3.8.2 Средняя температура в сопле, К:
Т
*
с1ср



Т Т* 
1

 2  с2  1  k Г 1

2
  * kГ

с



 ;


Òñ*1ñð





847,918 
1

 2  0,97 2  1 
 582,562 К;
1, 3321 
2


1
,
332

 1,314

Для температуры Òñ*1ñð и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,374
Уточним значение средней температуры в сопле:
*
ñ1ñð



ÒÒ* 
1 
2 

 2  ñ  1  k à 1  ;
2 
  * k à 

ñ1


*
ñ1ñð





847,918 
1
2

 2  0,97  1 
 595,469 К;
1, 3741 
2
 1,314 1,374 



Ò
Ò
*
Для температуры Т сср
и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,374
1.3.8.3 Скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с:

kГ
1
*
Сс1  с  2 
 R Г  Т Т 1 
k Г 1
kГ 1
  * kГ
с1



;






1,374
1
Ññ1  0,97  2 
 293  847,9181 
 350,561 м/с.
1, 3741 
1,374  1
 1,314 1,374 


1.3.8.4 Полная температура газа, К:
Т с*1  Т Т* ;
Ò*ñ1  847,918 К.
1.3.8.5 Полное давление газа, Па:
Pc1  pТ  с ;
Ðñ*1  133100  0,98  130400 Па.
1.3.8.6 Статическая температура газа, К:
Для температуры Т с*1ср и   3,08 по Приложению 2 Таблице 2 /1,149/
выберем значение теплоемкости газа С рГ :
Ñ ðà  1050 Дж/кг*К
С с21
Т с1  Т 
2  С рГ
*
с1
Òñ1  847,918 
350,5612
 789,397 К.
2  1050
1.3.8.7 Статическое давление газа, Па:
Рс1  Рн ;
Рс1  101300 Па.
1.3.8.8 Плотность газа, кг/м3:
 с1 
Рс1
;
R  Т с1
 ñ1 
101300
 0,447 кг/м3.
287  789,397
1.3.8 Сечение В – В за вентилятором (наружный контур)
1.3.8.1 Полная температура воздуха, К:
Для температуры Т Г* по Приложению 2 Таблице 2 /1,149/ выберем
значение теплоемкости и показателя адиабаты:
ñð  1005 Дж/кг*К, k  1,399 ;
*
Т в  Т вх

Lв
;
ср
Òâ  288 
41280
 329,07 К.
1005
1.3.9.2 Полное давление воздуха, Па:
Pв  p вх в ;
Pâ  95220  1,5  142900 Па.
1.3.9.3 Статическая температура воздуха, К:
Т в  Т в 
С в2
;
2Ср
200 2
Òâ  329,07 
 310,465 К.
2  1005
1.3.9.4 Статическое давление воздуха, Па:
k
 Т  k 1
Рв  Рв*   в*  ;
 Тв 
1, 399
 310,465  1,3991
Ðâ  142900  
 116500 Па.

 329,07 
1.3.9.5 Статическая плотность воздуха, кг/м3:
â 
Ðâ
;
R  Òâ
â 
116500
 1,307 кг/м3.
287  310,465
1.3.9 Сечение с2 – с2 на выходе из реактивного сопла
1.3.10.1 Критический перепад давлений:
Для температуры Т Т* и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,399 ;
kГ
 скр
 k  1  k Г 1
 Г
;

 2 
 ñêð
 1,399  1 1,3991

 1,892 ;

2


1, 399
Степень понижения давления воздуха в реактивном сопле наружного
контура, Па:
 c2 
Рв*   2
;
Pн
 c2 
142900  0,95
 1,396 ;
101300
При перепаде давлений  c2 <  скр применяют сужающееся реактивное
сопло, в котором происходит полное расширение газа (расчетный режим
работы сопла).
1.3.10.2 Средняя температура в сопле, К:
Т
*
с 2 ср


Т Т* 
1
2 

 2   с  1 
k Г 1

2
  * kГ

с2

*
ñ 2 ñð





329.07 
1
2

 2  0,97  1 
 222,307 К;
1, 3991 
2


1
,
399

 1,396

Ò


 ;


Для температуры Т с*2ср и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,399 ;
Уточним значение средней температуры в сопле:
Т
*
с 2 ср
*
ñ 2 ñð
Ò


Т Т* 
1
2 

 2   с  1 
k Г 1

2
  * kГ

с2



 ;







329.07 
1
2

 2  0,97  1 
 222,307 К;
1, 3991 
2
 1,396 1,399 



Для температуры Т с*2ср и   3,08 по Приложению 2 Таблице 1 /1,148/
выберем значение показателя адиабаты расширения газа k Г :
k à  1,399 ;
Уточнение не требуется.
1.3.10.3 Скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с:
Ñ ñ 2  ñ  2 


kÃ
1 

 RÃ  ÒÂ* 1 
;
k 1 
kà 1
  * kÃÃ 
ñ2






1,399
1
Ññ2  0,97  2 
 293  329,071 
 240,317 м/с.
1, 3991 
1,399  1
 1,396 1,399 


1.3.10.4 Полная температура газа, К:
Т с*2  Т в* ;
Òñ*2  329,07 К.
1.3.10.5 Полное давление газа, Па:
Pc2  p в с ;
Ðñ*2  142900  0,98  140000 Па.
1.3.10.6 Статическая температура газа, К:
Для температуры Т с*2ср и   3,08 по Приложению 2 Таблице 2 /1,149/
выберем значение теплоемкости газа С рГ :
Ñ ðà  1005 Дж/кг*К;
Òñ2  Òñ*2 
Ññ22
;
2  Ñ ðÃ
Òñ2  329,07 
240,317 2
 300,338 К.
2  1005
1.3.10.7 Статическое давление газа, Па:
Рс 2  Рн ;
Рс 2  101300 Па.
1.3.10.8 Плотность газа, кг/м3:
с2 
Рс 2
;
R  Т с2
 ñ2 
101300
 1,175 кг/м3.
287  300,338
1.4 Определение основных данных двигателя
1.4.1 Удельная тяга двигателя, Н*с/кг:

 1

Р  Р Н   m ;
1  qТ
R уд  1  qТ   Сс1  VH 
 Рс1  РН 
 Сс 2  VH  с 2
 с1  Сс1
 с 2  Сс 2  m  1

 m 1 
Róä  1  0,021  350,561  0  0
1
6,3
 240,317  0  0
 256,447 Н*с/кг;
6,3  1
6,3  1
Рассчитаем погрешность:



R уд  R уд
R уд
 100% ;
272,423  256,447
 100%  5,865 %.
272,423
1.4.2 Потребный расход воздуха через двигатель, кг/с:
Rр
Mв 
R уд
;
3,855  10 4
Mâ 
 150,336 кг/с.
256,477
1.4.3 Потребный расход воздух через внутренний контур, кг/с:
M в1 
1
Mв ;
m 1
M â1 
1
 150,336  20,594 кг/с.
6,3  1
1.4.4 Потребный расход воздуха через наружный контур, кг/с:
M â2 
m
 Mâ ;
m 1
M â2 
6,3
 150,336  129,742 кг/с.
6,3  1
1.4.5 Расход газов через внутренний контур, кг/с:
M Г  M в1  1  qТ  ;
M Ã  20,594  1  0,021  21,035 кг/с.
1.4.6 Удельный расход топлива, кг/(Н*ч):
СR 
3600  qТ  
;
R уд m  1
ÑR 
3600  0,021  0,86
 0,035 кг/(Н*ч).
256,4476,3  1
Рассчитаем погрешность:
 
CR  ÑR*
 100% ;
CR
 
0,038  0,035
 100%  5,831 %.
0,038
1.4.7 Мощность вентилятора и компрессора низкого давления, кВт:
N в  N кнд  ( M в 2  Lв  M в1 L кнд )  10 3 ;
N â  N êíä  (20,594  99890  129,742  41280)  10 3  7412 кВт
1.4.8 Мощность турбины высокого давления, кВт:
N твд  M Г  Lтвд  10 3 ;
N òâä  21,035  348400  10 3  7329 кВт.
1.4.9 Мощность турбины вентилятора, кВт:
N тв  M Г  Lтв  10 3 ;
N òâ  21,035  380600  10 3  8005 кВт.
1.4.10 Эффективный КПД ТРДД:
е 
å 
1  qТ   Сc21  Vн  m  Cc22  VН2 
2  qТ  Hu
;
 0  6,3  240,317 2  0
 0,266 .
2  0,021  43  10 6
1  0,021  350,561
2
1.5 Оценка диаметральных размеров характерных сечений двигателя
1.5.1 На входе в вентилятор:
1.5.1.1 Площадь сечения, м2:
Fвх 
Mв
;
Свх   вх
Fâõ 
150,336
 0,738 м2.
220  0.926
1.5.1.2 Наружный диаметр сечения, м:
Примем относительный диаметр на входе: d в х  0,32 ;
Dвх 
4  Fвх
;
  1  d вх2
Dâõ 
4  0,738
 1,023 м.
3,14  1  0,32 2




1.5.1.3 Диаметр втулки, м:
Dвт_ вх  Dвх  d вх ;
Dâò _ âõ  1,023  0,32  0,327 м.
1.5.1.4 Средний диаметр сечения, м:
Dср _ вх 
1  d вх
 Dвх ;
2
Dñð _ âõ 
1  0,32
 1,023  0,675 м.
2
1.5.1.5 Высота лопатки вентилятора, м:
1  d  D
hвх 
hâõ 
вх
вх
2
;
1  0,32  1,023  0,348 м.
2
1.5.2 На входе в КВД:
1.5.2.1 Площадь сечения, м2:
F кнд 
M в1
;
С кнд   кнд
F êíä 
20,594
 0,05137 м2.
200  2,005
1.5.2.2 Наружный диаметр сечения, м:
Примем относительный диаметр на входе в КВД: d êíä  0,5
Dкнд 
4  Fкнд
;
2
  1  d кнд
Dêíä 
4  0,05137
 0,295 м.
3,14  1  0,52




1.5.2.3 Диаметр втулки рабочего колеса первой ступени КВД, м:
Dвт _ кнд  Dкнд  d кнд ;
Dâò _ êíä  0,295  0,5  0,148 м.
1.5.2.4 Средний диаметр рабочего колеса первой ступени КВД, м:
Dср _ кнд 
1  d кнд
 Dкнд ;
2
Dñð _ êíä 
1  0,5
 0,295  0,221 м.
2
1.5.2.5 Высота лопатки первой ступени КВД, м:
hкнд 
hêíä 
1  d  D
кнд
2
кнд
;
1  0,5  0,295  0,074 м.
2
1.5.3 На выходе из КВД:
1.5.3.1 Площадь на входе, м2:
F К
M в1
;
СК   К
F Ê
20,594
 0,021 м2.
120  8,185
Выберем схему проточной части с постоянным наружным диаметром
DК  const , м:
D К  Dкнд ;
DÊ  0,295 м.
1.5.3.2 Относительный диаметр втулки, м:
dК 
dÊ 
1
4  FК
1
  DК2
;
1
 0,833 м.
4  0,021
1
3,14  0,2952
1.5.3.3 Высота лопатки последней ступени КВД, м:
hК 
hÊ 
1  d  D
К
К
2
;
1  0,833  0,295  0,025 м.
2
1.5.3.4 Средний диаметр выходного сечения, м:
Dср _ к 
1 dК
 DК ;
2
Dñð _ ê 
1  0,833
 0,295  0,271 м.
2
1.5.3.5 Втулочный диаметр, м:
Dв т _ к  DК  2  hК ;
Dâò _ ê  0,295  2  0,025  0,246 м.
Отношение высот лопаток вентилятора и компрессора:
hêíä
 2...3,5 - по рекомендации /1,30/;
hÊ
hêíä
 2,994 - удовлетворяет условию.
hÊ
1.5.4 На выходе из КС:
1.5.4.1 Площадь на входе, м2:
F Г
MГ
;
СГ   Г
F Ã
21,035
 0,031 м2.
180  3,717
1.5.4.2 Средний диаметр сечения, м:
Dñð _ ã  1,03  Dñð _ ê
Dñð _ ã  1,03  0,271  0,279 м.
1.5.4.3 Высота лопатки СА первой ступени ТВД, м:
hГ 
FГ
;
  Dср _ г
hà 
0,031
 0,036 м.
3,14  0,279
Отношение среднего диаметра к высоте лопатки:
Dñð_ ã
hÃ
 5...15 - по рекомендации /1,30/
0,279
 7,765 - удовлетворяет условию.
0,036
1.5.4.4 Наружный диаметр первой ступени ТВД, м:
D Г  Dср _ г  hГ ;
DÃ  0,279  0,036  0,315 м.
1.5.4.5 Втулочный диаметр, м:
Dв т _ г  Dср _ г  h Г ;
Dâò _ ã  0,279  0,036  0,243 м.
1.5.5 На выходе из турбины высокого давления:
1.5.5.1 Площадь на входе, м2 :
F твд
MГ
;
С твд   твд
F òâä 
21,035
 0,052 м2.
288,145 1.389
Выбираем схему проточной части с постоянным втулочным диаметром
Dвт _ твд  const :
Dв т _ тв д  Dв т _ г ;
Dâò _ òâä  0,243 ;
1.5.5.2 Относительный диаметр втулки, м:
d òâä 
1
;
4  Fòâä
1
  Dâò2 _ òâä
d òâä 
1
 0,684 м.
4  0,052
1
3,14  0,2432
1.5.5.3 Высота лопатки последней ступени, м:
hтвд 

1  1
 
 1  Dвт _ твд ;
2  d твд 
1  1

hòâä   
 1  0,243  0,056 м.
2  0,684 
1.5.5.4 Средний диаметр выходного сечения, м:
Dср _ твд 

1  1
 
 1  Dвт _ твд ;
2  d твд 
1  1

Dñð _ òâä   
 1  0,243  0,299 м.
2  0,684 
1.5.5.5 Наружный диаметр, м:
Dòâä  Dñð _ òâä  hòâä ;
Dòâä  0,299  0,056  0,762 м.
Отношение высот лопаток турбины:
hтвд
 1,2  2,5 - по рекомендации /1,32/ ;
hГ
hòâä
 1,559 - удовлетворяет условию.
hÃ
1.5.6 На выходе из турбины низкого давления:
1.5.6.1 Площадь на входе, м2:
F т
MГ
;
Ст   т
Fò
21,035
 0,147 м2.
308,735  0,462
Выбираем схему проточной части с постоянным втулочным диаметром
Dвт _ т  const :
Dâò _ ò  0,243 ;
1.5.6.2 Относительный диаметр втулки, м:
dò 
1
;
4  Fò
1
  Dâò2 _ ò
dò 
1
 0,489 м.
4  0,147
1
3,14  0,2432
1.5.6.3 Высота лопатки последней ступени, м:
hт 

1  1
 
 1  Dвт _ т ;
2  dт

hò 
1  1


 1  0,243  0,127 м.
2  0,489 
1.5.6.4 Средний диаметр выходного сечения, м:
Dср _ т 

1  1
 
 1  Dвт _ т ;
2  dт

Dñð _ ò 
1  1


 1  0,243  0,37 м.
2  0,489 
1.5.6.5 Наружный диаметр, м:
Dт  Dср _ т  2  hт ;
Dò  0,37  2  0,127  0,497 м.
Отношение высот лопаток турбины:
hт
 5 - по рекомендации /1,32/ ;
hГ
hò
 3,535 - удовлетворяет условию.
hÃ
1.5.7 На выходе из реактивного сопла (внутренний контур):
1.5.7.1 Площадь сечения, м2:
Fс1 
Fc 
MГ
;
 с1  Сс1
21,035
 0,134 м2.
0,447  350,561
1.5.7.2 Диаметр выходного сечения, м:
Dc1 
4  Fc1
;

4  0,134
 0,413 м.
3,14
Dc1 
1.5.8 На выходе из вентилятора (наружный контур):
1.5.8.1 Площадь сечения, м2:
Fв 
M в2
;
 в  Св
Fâ 
129,742
 0,324 м2.
2,005  200
1.5.8.2 Наружный диаметр, м:
Dв  Dвх ;
Dâ  1,023 м.
1.5.8.3 Внутренний диаметр, м:
Dв _ вт  Dв 
2
4  Fв

Dâ _ âò  1,0232 
;
4  0,324
 0,797 м.
3,14
1.5.8.4 Высота лопатки последней ступени, м:
hв 
hâ 
Dв  Dв _ вт
2
;
1,023  0,797
 0,113 м.
2
1.5.8.5 Средний диаметр, м:
Dв _ ср 
Dâ _ ñð 
Dв  Dв _ вт
2
;
1,023  0,797
 0,91 м.
2
1.5.9 На выходе из реактивного сопла (наружный контур):
1.5.9.1 Площадь сечения, м2:
Fс 2 
M в2
;
 с 2  Сс 2
Fc 2 
129,742
 0,459 м2.
1,175  240,317
1.5.9.2 Диаметр выходного сечения, м:
Dc 2 
Dc 2 
4  Fc 2

;
4  0,459
 0,765 м.
3,14
Результаты расчета по исходным данным и оценки диаметральных
размеров представлены в Таблице 2.
Таблица 2
Величина
Обозначение
Вх-Вх
КНД-КНД
К-К
Г-Г
ТВД-ТВД
Т-Т
с1-с1
с2-с2
В-В
Т , К
288
387,39
711,98
1451
1166,40
847,92
847,92
329,07
329,07
Статическая
температура
Т, К
263,92
368,78
705,29
1434
1138,23
807,37
789,4
300,338
310,46
Полное
давление
Р  , Па
95220
252100
1714000
1628000
576600
133100
130400
140000
142900
Статическое
давление
Р, Па
70110
212200
1657000
1562000
520090
109300
101300
101300
116500
Плотность
 , кг / м 3
0,926
2,005
8,185
3,720
1,389
0,462
0,447
1,175
1,307
Скорость
С, м / с
220
200
120
200
288,14
308,73
350,561
240,317
200
Площадь
F, м2
0,738
0,05137
0,021
0,031
0,052
0,147
0,134
0,765
0,324
Наружный
диаметр
D, м
1,023
0,295
0,295
0,315
0,762
0,497
0,413
0,459
1,023
Внутренний
диаметр
DВТ , м
0,327
0,148
0,246
0,243
0,243
0,243
-
-
0,797
DСР , м
0,675
0,221
0,271
0,279
0,299
0,37
-
-
0,91
h, м
0,348
0,074
0,025
0,036
0,056
0,127
-
-
0,113
Полная
Температура
Средний
диаметр
Высота
лопаток
(канала)
1.6 Определение частоты вращения роторов
1.6.1 Ротор высокого давления:
Окружные скорости, м/с
По рекомендации /1,120/ принимаем :
U Ê 1  235 - на наружном диаметре КВД ;
U â  490 - на наружном диаметре вентилятора.
Окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса первой ступени
турбины, м/с:
U Т 1ср  U К 1 
DСРГ
;
DК
U Ò1ñð  235 
0,279
 320,957 м/с.
0,295
Напряжения растяжения в корневом сечении пера лопатки турбины,
даН/см2
р 
ð 
0,1  U Т 1ср  hГ
DСРГ
0,1  320,957  0,127
 2240,463 - удовлетворяет условию :  р  2400 даН/см2
0,279
Изоэнтропическая скорость истечения газа, м/с
2  Lтвд
С1из 
Ñ1èç 
 твд
2  348400
 875,089
0,91
Число ступеней ТВД:
Z твд 
L твд
Z òâä 
348400
 1,9 ;
200000
Lст
, где Lст  200000 Дж/кг;
Примем Z твд  2
Параметр y * :
*
y твд

U Т 1ср  Z твд
С1из
;
*
yòâä

221,838  2
 0,359
875,089
- не удовлетворяет условию y *  0,45...0,7 ;
Определим минимальное число ступеней (при y *  0,45 ):
2
Z тв д
 С  y* 
  1из тв д  ;
 U

Т 1ср


Z òâä
 875,089  0,45 

  3,151 ;
 221,838 
2
Примем Z твд  4 ;
Параметр y * :
*
yòâä

*
yòâä

U Ò1ñð  Z òâä
Ñ1èç
;
221,838  4
 0,507
875,089
- удовлетворяет условию y *  0,45...0,7 ;
Частота вращения ротора, 1/с:
n ВД 
nÂÄ 
U Т 1ср
  DСРГ
;
221,838
 253,305 1/с;
3,14  0,279
Частота вращения ротора, об/мин:
n ВД  n ВД  60
nÂÄ  253,305  60  15198 об/мин.
1.6.2 Ротор низкого давления
Окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса первой ступени
вентилятора, м/с
U СРтв  U в 
DСРтв
;
Dв1
U ÑÐòâ  490 
0,324
 155,27 м/с, где
1,023
DСРтв 
DÑÐòâ 
Dср _ г  Dср _ т
2
;
0,37  0,279
 0,324 м.
2
Изоэнтропическая скорость истечения воздуха, м/с:
С1изтв 
Ñ1èçòâ 
2  Lтв
*
 тв
;
2  380600
 909,587 м/с.
0,92
Число ступеней ТВ:
Z тв 
L тв
, где Lст  200000 Дж/кг;
Lст
Z òâ 
380600
 1,903 ;
200000
Примем Z тв  2 ;
Параметр y * :
*
y тв

*
yòâ

U СРтв  Z тв
С1изтв
;
155,27  2
 0,171 - не удовлетворяет условию y *  0,45...0,7 ;
909,587
Определим минимальное число ступеней (при y *  0,45 ):
2
Z тв
С
 y*
  1изтв тв
 U СРтв

 ;


Z òâ
 909,587  0,45 

  6,949 ;
 155,27

2
Примем Z тв  7 ;
Параметр y * :
*
y тв

*
yòâ

U СРтв  Z тв
С1изтв
;
155,27  7
 0,452
909,587
- удовлетворяет условию y *  0,45...0,7 ;
Частота вращения ротора, 1/с:
nНД 
U СРтв
;
  DСРтв
n НД 
162,1804
 64,228 1/с.
  0,804
Частота вращения ротора, об/мин:
n НД  n НД  60
Частота вращения ротора, об/мин:
n НД  n НД  60
n НД  64,228  60  3854 об/мин.
2
Проектировочная часть
Прототипом является двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)
без смешения потоков наружного и внутреннего контуров СF 34 -1А
производства США (Дженерал Электрик), устанавливаемый на самолете
«Челленджер».
Описание ТРДД:
Вентилятор – одноступенчатый;
Компрессор – 14-ступенчатый;
Камера сгорания – кольцевая;
Турбина компрессора – 2-ступенчатая;
Турбина вентилятора – 4-ступенчатая;
Данные прототипа:
 Удельный расход топлива ÑR  0,0367 кг / Н  ч ;
 Температура газа перед турбиной ÒÃ*  1473 К ;
 Суммарная степень повышения давления в компрессоре  ê*  18 ;
 Степень двухконтурности m  6,3 .
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В Таблице 3 представлены основные данные рассчитанного двигателя и
двигателя – прототипа:
Таблица 3
Основные данные двигателей
№
п/п
1
2
3
4
5
6
Наименование
параметра
Температура газа
за КС
Степень
повышения
давления в ОК
Степень
двухконтурности
Расход воздуха
Эффективный
КПД
Удельный расход
топлива
Значение
Единица
Обозначение
Рассчитан
измерения
Прототип
ный
Т г
K
 к
-
m
1451
1473
18
18
-
6,3
6,3
Мв
кг/с
150,336
-
e
-
0,266
-
cR
кг/Н·ч
0,035
0,0367
Выводы:
1 Расчетный двигатель получился более экономичным, что является
существенным параметром для пассажирских самолетов;
2 При тех же значениях: суммарной степени повышения давления и степени
двухконтурности, снижение температуры газа перед турбиной приведет к
увеличению расхода газа, эффективный КПД при этом должен
уменьшиться;
3 Увеличено количество ступеней турбины компрессора (с 2х до 4х) и
турбины вентилятора (с 4 до 7), что позволит сделать ступени менее
нагруженными, увеличить ресурс, однако это приведет к росту массы всего
двигателя, а, следовательно, к росту стоимости, к возрастанию
эксплуатационных расходов;
4 Частота вращения роторов высокого и низкого давления в целом
уменьшилась по сравнению с прототипом, что приведет к уменьшению
растягивающих напряжений в корневом сечении лопаток;
5 Областью применения расчетного двигателя являются пассажирские
самолёты с малой дальностью полёта.
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и
энергетических установок: учеб. пособие / А.А. Григорьев – Пермь: Изд-во
Перм. гос. техн. ун-та, 2006. – 252 с.
2 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и
энергетических установок: учеб. пособие / А.А. Григорьев – Пермь: Изд-во
Перм. гос. техн. ун-та, 2007. – 196 с.
3 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и
энергетических установок: метод. указания для студ. специальности
160301 (130200) "Авиационные двигатели и энергетические установки" /
сост.А.А. Григорьев. – Пермь: Изд-во Перм. гос. техн. ун-та, 2008.–19 с.
4 Иностранные авиационные двигатели: учеб. пособие/ Л. И. Соркин –
Москва: Изд-во Центральный институт авиационного моторостроения,
1987.-319 с.