close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

реферат (2)

код для вставкиСкачать
Федеральное агентство по образованию
Пермский Государственный Технический Университет
Кафедра АД
Лабораторная работа №4
"Конструкция двигателя Д-20П"
Выполнили студенты гр. АД-06-1:
Агалаков А.А.
Рассоха И.А.
Проверил преподаватель:
Воронов Л.В.
Пермь 2010
Двигатель Д-20П двухконтурный, двухвальный, с двухкаскадным компрессором, нерегулируемыми проходными сечениями и раздельным истечением потоков воздуха и газа из сопел наружного и внутреннего контуров.
Двигатель устанавливается на скоростных пассажирских среднемагистральных самолетах Ту-124.
Двухконтурная схема, по сравнению с обычним ТРД, позволяет значительно снизить удельные расходы топлива во всем диапазоне летных условий и режимов работы двигателя. Степень двухконтурности - отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур - принята равной единице на взлетном режиме.
Двухконтурная двухвальная схема двигателя со сжатием воздуха в двухкаскадном компрессоре позволяет, кроме того, значительно улучшить эксплуатационные данные, расширить диапазон устойчивой работы, облегчить запуск и улучшить приемистость двигателя.
Компрессор двигателя выполнен двухкаскадным, осевого типа. Первый каскад компрессора (компрессор низкого давления) - трехступенчатый, с первой сверхзвуковой ступенью - приводится второй (по ходу течения газа) турбиной.
Второй каскад компрессора (компрессор высокого давления), имеющий восемь ступеней, приводится первой турбиной. Корпус второго каскада имеет разъем в горизонтальной плоскости.
Для обеспечения устойчивой работы компрессора при небольших числах оборотов на втором каскаде компрессора за III и IV ступенями предусмотрен перепуск воздуха в наружный контур двигателя.
Камера сгорания двигателя - трубчато-кольцевого типа, с двенадцатью жаровыми трубами диаметром 120 мм.
Камера сгорания расположена между вторым каскадом компрессора и первой турбиной.
Турбина двигателя - осевого типа, реактивная, трехступенчатая, состоит из первой и второй турбин.
Первая турбина (высокого давления) - одноступенчатая, с охлаждаемым диском и неохлаждаемыми лопатками ротора; лопатки соплового аппарата охлаждаются воздухом.
Вторая турбина (низкого давления) - двухступенчатая.
Сопла наружного и внутреннего контуров двигателя - сверхзвуковые, нерегулируемые.
Для установки и привода агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет, на двигателе установлены две коробки приводов, расположенные на разделительном корпусе.
Запуск и остановка двигателя, а также изменение режимов его работы, осуществляются одним рычагом управления. Запуск двигателя - автоматический, осуществляется системой питания и запуска СПЗ-19Б-48. Регулирование подачи топлива в камеру сгорания при неизменном режиме работы и различных скоростях и высотах полета производится автоматически, исходя из условий поддержания постоянного числа оборотов ротора второго каскада компрессора.
Для воспламенения топливо-воздушной смеси в жаровых трубах камеры сгорания на двигателе установлены агрегат зажигания СКНА-22-2А и две свечи СП-06ВП-1.
Подача масла для смазки и охлаждения подшипников двигателя осуществляется нагнетающей ступенью основного масляного насоса ОМН-35Б.
Откачка масла из масляных полостей осуществляется тремя ступенями масляного насоса откачки МНО-35БТЗ и откачивающей ступенью основного масляного насоса ОМН-35Б.
Двигатель состоит из следующих основных узлов и систем:
* осевого трехступенчатого компрессора низкого давления (первого каскада);
* разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов;
* осевого восьмиступенчатого компрессора высокого давления (второго каскада);
* трубчато-кольцевой камеры сгорания с двенадцатью жаровыми трубами;
* одноступенчатой первой газовой турбины (высокого давления);
* двухступенчатой второй газовой турбины (низкого давления);
* двухконтурного выходного сопла;
* системы смазки;
* системы топливопитания и автоматического управления двигателем;
* системы электропитания и запуска;
* наружной арматуры и деталей крепления двигателя на самолете.
Двигатель оборудован противообледенительной системой, системой наддува герметических кабин самолета и отбором воздуха на наддув компрессора АК-150Н-2.
Двигатель Д-20П (вид слева) Атмосферный воздух, забираемый первым каскадом компрессора, входит в двигатель в осевом направлении, сжимается в первом каскада компрессора и направляется в разделительный корпус. В разделительном корпусе воздух разделяется на два потока и направляется в наружный и внутренний контуры двигатели. Воздух, проходящий по наружному контуру, поступает в сопло наружного контура и выходит в атмосферу с большой скоростью, создавал тягу. Воздух, направляемый во внутренний контур двигателя, поступает в высоконапорный второй каскад компрессора, где он дополнительно сжимается и направляется в камору сгорании. В камере сгорания воздух подогреватеся за счет непрерывного сгорании топлива, подводимого в жаровые трубы черев форсунки ФР-29ДС. В камере сгорания часть воздуха участвует в сгорании топлива, а основная часть его идет на смешивание о горячими газами, понижая температуру газа с целью обеспечивания надежной работы деталей камеры сгорания и турбины. Выходя из камеры сгорания, поток горячих газов приводит во вращение одноступенчатую первую и двухступенчатую вторую турбины, далее поступает в сопло внутреннего контура и с большой скоростью выходит в атмосферу, создавая тягу.
Таким образом, суммарная тяга двигателя состоит из тяги, создаваемой внутренним и наружным контурами двигателя.
Мощность первой турбины расходуется на привод ротора второго каскада компрессора и приводы всех агрегатов, за исключением центробежного регулятора ЦР-1С и датчика ДТЭ-1 счетчика оборотов ротора первого каскада компрессора. Мощность второй турбины расходуется на привод ротора первого каскада компрессора и приводы ЦР-1С и датчика ДТЭ-1 счетчика оборотов ротора первого каскада компрессора.
Кинематическая схема двигателя состоит из двух связанных между собой систем:
a) первый каскад компрессора - вторая турбина;
b) второй каскад компрессора - первая турбина.
Ротор первого каскада компрессора приводится во вращение второй турбиной через промежуточный шлицевой вал. Ротор первого каскада компрессора вращается на двух подшипниках - переднем роликовом и заднем шариковом (радиально-упорном). Подшипники и вал второй турбины расположены внутри вала первой турбины.
Ротор второго каскада компрессора приводится во вращение первой турбиной, валы имеют шлицевое соединение и закреплены между собой стяжной втулкой. Ротор второго каскада компрессора вращается на двух подшипниках - переднем роликовом и заднем шариковом (радиально-упорном), который одновременно служит передней опорой вала первой турбины. Задней опорой вала первой турбины является роликовый подшипник.
Приводы верхней коробки вращаются от вала ротора второго каскада компрессора через ведущее и ведомое конические зубчатые колеса и верхний вертикальный валик. Ведущее коническое звено вращается на шариковом подшипнике, расположенном на корпусе приводов.
Приводы нижней коробки вращаются от валов роторов второго и первого каскада компрессора через ведущее и ведомое конические зубчатые колеса и наружный вертикальный валик. Ведущее коническое звено вращается на шариковом подшипнике, расположенном на корпусе приводов.
От вала ротора первого каскада компрессора в нижней коробке приводятся во вращение привод центробежного регулятора ЦР-1С и привод датчика ДТЭ-1 счетчика оборотов ротора первого каскада компрессора. Вращение передается через ведущее коническое зубчатое колесо, соединенное шлицами с промежуточным валом ротора первого каскада компрессора, ведомое коническое зубчатое колесо и нижний вертикальный валик, вращающийся внутри валика привода от второго каскада компрессора.
При запуске двигателя крутящий момент передается от стартер-генератора к ротору второго каскада компрессора через конические зубчатые колеса и верхний вертикальный валик.
Условное обозначение двигателяД-20ПТиптурбореактивный, двухконтурный, двухроторныйНаправление вращения роторов компрессора и турбины (если смотреть со стороны реактивного сопла)левоеКомпрессор:- типосевой, двухкаскадный с первой сверхзвуковой ступенью первого каскада- количество ступеней:а) первого каскада3б) второго каскада8- степень повышения давления на номинальном режиме при стандартных условиях на земле (H=0, V=0):а) первого каскада2,4 ± 0,1б) второго каскада5,0 ± 0,1- особенность конструкции компрессораимеет автоматически управляемые заслонки перепуска воздуха после III и IV ступеней второго каскада компрессораКамера сгорания:- типтрубчато-кольцевая- количество жаровых труб12- размещение жаровых трубпо окружности относительно оси двигателя- нумерация жаровых трубпротив часовой стрелки, если смотреть со стороны сопла, считая первую верхнюю левую от вертикальной оси двигателя жаровую трубуТурбина:- типосевая- количество ступеней:а) первой турбины1б) второй турбины2Реактивное сопло:- типдвухконтурноеа) внутреннеесверхзвуковое, нерегулируемое- площадь выходного сечения внутреннего сопла (подбиратеся за счет двух ступеней по размерам внутреннего конуса), м²0,225 ± 0,002/0,235 ± 0,002б) наружноесверхзвуковое, нерегулируемое- диаметр выходного сечения насадка наружного сопла, имеющего по размерам две ступени, мм774,5 ± 1
F=0,118 ± 0,0001 м²
777 ± 1
F=0,121 ± 0,001 м²Габаритные размеры двигателя:- длина, без входного самолетного устройства, мм3304 ± 25- диаметр, без учета местного выступания агрегатов, мм976
Режимы работы двигателя в земных условиях (P=760 мм рт. ст., t= + 15° C, H=0, V=0) Режим работы и времяОбороты первого каскада компрессора, об/минОбороты второго каскада компрессора, об/минСуммарная тяга, кГУдельный расход топлива, кг/(кг*т*час) не болееСредняя температура газа за турбиной в ° C, не болееМаксимально взлетный (не более 5 мин непрерывной работы)8550 ( + 75/ - 125) 98,5-100,5%11700 ( + 50/ - 150) 96-98%5400 - 2%0,720650Номинальный (не ограничено)7900 ( + 75/ - 125) 91-93%11170 ( + 50/ - 150) 92-93,5%4500 - 2%0,6905750,85 номинального (не ограничено)7450 ( + 75/ - 125) 85,5-88%10850 ( + 50/ - 150) 89-91%3800 - 2%0,6805300,7 номинального7000 ( + 75/ - 125) 80-82,5%10550 ( + 50/ - 150) 89-91%3150 - 2%0,680500Малый газ-6400 ( + 100) 53,5-54,5%280 (не более)500 (не более)440 (не более)
Режимы работы двигателя в земных условиях (P=760 мм рт. ст., t= + 15° C, H=0, V=0) Режим работы и времяОбороты первого каскада компрессора, об/минОбороты второго каскада компрессора, об/минСуммарная тяга, кГУдельный расход топлива, кг/(кг*т*час) не болееСредняя температура газа за турбиной в ° C, не болееМаксимально взлетный (не более 5 мин непрерывной работы)8550 ( + 75/ - 125) 98,5-100,5%11700 ( + 50/ - 150) 96-98%5400 - 2%0,720650Номинальный (не ограничено)7900 ( + 75/ - 125) 91-93%11170 ( + 50/ - 150) 92-93,5%4500 - 2%0,6905750,85 номинального (не ограничено)7450 ( + 75/ - 125) 85,5-88%10850 ( + 50/ - 150) 89-91%3800 - 2%0,6805300,7 номинального7000 ( + 75/ - 125) 80-82,5%10550 ( + 50/ - 150) 89-91%3150 - 2%0,680500Малый газ-6400 ( + 100) 53,5-54,5%280 (не более)500 (не более)440 (не более) Режимы работы двигателя в полете (H=11000 м, M=0,75) Режим работы и времяОбороты первого каскада компрессора, об/минОбороты второго каскада компрессора, об/минСуммарная тяга, кГУдельный расход топлива, кг/(кг*т*час) не болееСредняя температура газа за турбиной в ╟ C, не болееМаксимально взлетный (не более 5 мин непрерывной работы)8800 ( + 50/ - 25) 102,5-103,5%11580 ( + 50/ - 150) 95,5-97%1510 - 2%1,0660Номинальный (не ограничено)8370 ( + 75/ - 125) 96,5-98,5%11170 ( + 50/ - 150) 92-93,5%1400 - 2%0,9355900,85 номинального (не ограничено)8030 ( + 75/ - 125) 92,5-94,5%10850 ( + 50/ - 150) 92-93,5%1270 - 2%0,9155500,7 номинального7700 ( + 75/ - 125) 88,5-90,5%10550 ( + 50/ - 150) 86,5-88%1150 - 2%0,900510
Документ
Категория
Рефераты
Просмотров
49
Размер файла
45 Кб
Теги
рефераты
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа