Общие характеристики

Московский Авиационный Институт

(Государственный Технический Университет)

Кафедра 203

Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине:

«Основы 3-х мерного моделирования конструкций АД и ЭУ»

Студент гр. 02-401 Кожухова О. А.

Преподаватель Леонтьев М.К.

Москва

Оглавление

1. Описание конструкции. 3

1.1. Отличия ТРДДФ от ТРДФ…………………………………………………… ………...………...3

1.2. Основная камера сгорания. 3

Общие характеристики. 3

Конструкция камеры сгорания. 5

2. Система запуска основной камеры сгорания. 8

2.1.Составляющие системы запуска основной камеры сгорания. 8

2.2. Работа системы запуска основной камеры сгорания ………………………………………..10

3. Расчет на прочность внешнего корпуса ОКС.. 11

3.1. Исходные данные. 11

3.2. Результаты расчетов. 12

Список используемой литературы…………………………………………………………………...…14

Приложение 1. 15

Описание конструкции

Отличия ТРДДФ от ТРДФ

Широкое применение двухконтурных двигателей на боевых манёвренных самолётах вызвано необходимостью повышения экономичности их силовых установок с целью увеличения дальности и продолжительности полёта.

Основным отличием двухконтурного реактивного двигателя (ТРДД) от одноконтурного (ТРД) является разделение воздушного потока за компрессором низкого давления на два потока, один из которых поступает во внутренний контур, где к нему в камере сгорания подводится тепло, а второй поступает в наружный контур. У ТРДД с небольшой величиной степени двухконтурности обычно за турбиной устанавливается камера смешения, в которой смешиваются воздух наружного и газ внутреннего контура.

Двухконтурный двигатель с малой степенью двухконтурности и более высокими, чем у ТРД, параметрами рабочего процесса на нефорсированных режимах работы несколько уступает ТРД по удельной тяге, но заметно превосходит его по экономичности вследствие более высоких значений тягового и внутреннего КПД.

ТРДДФ с небольшой степенью двухконтурности не уступает (или незначительно уступает) ТРДФ аналогичного предназначения по тяговым характеристикам и существенно превосходит его по экономичности, что и определило широкое использование ТРДДФ на самолётах фронтовой авиации.

Основная камера сгорания

Общие характеристики

Основная камера сгорания – кольцевая, состоит из корпуса с диффузором и жаровой трубы. Топливо в камеру сгорания поступает через двухкаскадные форсунки. Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляет электрической системой зажигания.

Пусковая система обеспечивает запуск двигателя на земле и в полёте, воспламенение топлива при запуске форсажной камеры, прокрутку и ложный запуск двигателя. Для запуска двигателя на земле служит газотурбинный двигатель-энергоузел, установленный на выносной коробке приводов самолётных агрегатов. ГТД используются также для привода самолётных агрегатов на земле при неработающем двигателе.

В КС применен диффузор с фиксированным срывом потока и фронтовое устройство с вихревым 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.

В ходе проектировочного расчета, приведенного в Приложении 1, мы получили основные параметры КС (Н=0, М=0, режим «Максимальный»). Схема ОКС приведена на рисунке 1.2.1, а основные параметры ОКС приведены в таблице 1.2.1.

Рис.1.2.1

Таблица 1.2.1