Газодинамический расчет на заданном режиме

Элементы выходной системы  необходимо рассчитывать  на устойчивость как местную, так и общую. Кроме  того, проводится расчет оболочек выхлопной системы на колебание.

Расчет на прочность элементов  регулируемого сопла створчатого  типа проводится для режима полета, соответствующего случая максимального  внутреннего давления.

Створки, закрепленные шарнирно, нагружены усилиями от потока газов, прижимающими створки к кольцу, и от потока воздуха, действующего снаружи. Строя эпюры давления на обе стороны и силы в шарнирах и в месте контакта с кольцом. Имея значения усилий, по известным формулам сопротивления материалов находят напряжения в проушинах и соединительных болтах.

Допустимые напряжения составляют:

1. Для проушин – напряжение изгиба

=15÷18 даН/ ;

2. Для болтов -  напряжение растяжения

 даН/;

напряжение сжатия

даН/;

напряжение среза

даН/.

Для соплового устройства ТРД применяют сталь Х18Н9Т (Я1Т).

При больших скоростях (М=3) применяют жаропрочные стали ВЖ – 98, титановый сплав ОТ4-1 толщина листа 0,5 – 5 мм.

Сплав сваривается в аргонной среде. В ряде случаев применяют точечную сварку, но она не надежна, так как часто возникают трещины. В этом случае точечную сварку лучше заменить соединением с помощью заклепок.

Изм.

Лист

№ докум.

Подпись

Дата

Лист

 

 

 

Заключение

 

В данной курсовой работе был произведен газодинамический расчет на заданном режиме. С помощью данной курсовой работы были закреплены теоретические знания по дисциплине: «Теория авиационных двигателей».

По мере изучения основных элементов двигателям по исходным данным производится расчет. В ходе учебного процесса нами были изучены основные части двигателя: входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство, сопло. Их характерные признаки, особенности, предназначения, рассмотрены основные требования, предъявляемые к ним, основные характеристики.

В ходе курсовой работы были разработаны следующие вопросы: определены параметры потока газа в  характерных сечениях двигателя; рассчитаны площади и диаметры проходных  сечений, длины лопаток компрессора, турбины; осевые размеры элементов  двигателя; определены основные параметры  спроектированного двигателя: тяга, удельная тяга, удельный расход топлива.

Теория авиационных ГТД занимает одно из ведущих мест в системе подготовки авиационного инженера, в особенности инженера – эксплуатационника.

В заключении хотелось бы отметить, что с помощью данной курсовой работы были закреплены своего рода теоретические  основы изучения данной дисциплины.

 

 

 

 

Изм.

Лист

№ докум.

Подпись

Дата

Лист

 

 

Список использованной литературы

 

1. Ю.Н. Нечаев, Р.М. Федоров «Теория авиационных газотурбинных двигателей», «Машиностроение», 1977.
2. Рипинский А.И., Сидунов А.И. «Теория авиационных двигателей – ч.1(Термо и газодинамика)», методическое пособие. – Минск, МГВАК, 2003
3. Мадорский Я.Ю., Герасименко В.Ф. и др. «Теория авиационных двигателей – ч.2» – М.: Воениздат, 1969.
4. Я.Ю. Вагин «Теория авиационных двигателей» М.: Военное издательство Министерство обороны СССР, 1968.
5. С.И. Ловинский «Теория авиационных двигателей» Учебник для техникумов. – М.: Машиностроение, 1982.