В «простом» термодинамическом цикле ГТД к потоку рабочего тела подводится тепло. В ГТД этот процесс осуществляется в камере сгорания (КС). Тепло подводится за счет сгорания топлива, т. е. преобразования химической энергии топлива в тепловую, при этом температура рабочего тела возрастает от значения 𝑇2 (за компрессором) до 𝑇3 (на входе в турбину). Отсюда и определение: Камера сгорания (КС) – один из основных узлов газотурбинных двигателей (ГТД). Ее назначение – сжигание топлива и получение высоко-нагретого рабочего тала. Реальный процесс в КС отличается от идеального наличием потерь давления. Потери давления в КС складываются из гидравлических потерь (потерь трения) и потерь от подвода тепла к потоку рабочего тела. Гидравлические потери, в свою очередь, можно разделить на составляющие потери: – в диффузоре; – в кольцевых каналах; – на втекание воздуха в отверстия жаровой трубы и элементы фронтового устройства (ФУ); – на смешение струй. Кроме потерь давления процессы в КС сопровождаются потерями тепла за счет его рассеивания в окружающее пространство и за счет неполного сгорания топлива. Потери тепла в окружающее пространство по сравнению с количеством тепла, подводимым к рабочему телу, в КС ТРД составляют 0,005 – 0,01 %. Экономичность двигателя находится в прямой зависимости от полноты сгорания топлива. В современных ГТД процесс сгорания топлива в КС достаточно хорошо организован, поэтому полнота сгорания топлива в них достигает величины 0,995 – 0,993.

In the "simple" thermodynamic cycle of a gas turbine engine, heat is supplied to the flow of the working fluid. In a gas turbine engine, this process is carried out in a combustion chamber (CS). Heat is supplied due to fuel combustion, i.e. the conversion of chemical fuel energy into thermal energy, while the temperature of the working fluid increases from a value of 𝑇2 (behind the compressor) to 𝑇3 (at the turbine inlet). Hence the definition: The combustion chamber (CS) is one of the main components of gas turbine engines (GTE). Its purpose is to burn fuel and obtain a highly heated working hoist. The real process in CS differs from the ideal one by the presence of pressure losses. Pressure losses in the CS consist of hydraulic losses (friction losses) and losses from heat supply to the working fluid flow. Hydraulic losses, in turn, can be divided into component losses: – in the diffuser; – in the ring channels; – for air to flow into the openings of the heat pipe and the elements of the front device (FU); – to mix the jets. In addition to pressure losses, processes in CS are accompanied by heat losses due to its dispersion into the surrounding space and due to incomplete combustion of fuel. The heat loss to the surrounding space in comparison with the amount of heat supplied to the working fluid in the CS turbofan is 0.005 – 0.01%. The efficiency of the engine is directly dependent on the completeness of fuel combustion. In modern gas turbine engines, the process of fuel combustion in The CS is quite well organized, so the completeness of fuel combustion in them reaches a value of 0.995 – 0.993.

• Введение
• 1 Назначение и описание прототипа двигателя
• 2 Выбор параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя
• 3. Приближенный расчет осевого компрессора
• 3.1. Распределение напора компрессора по каскадам
• 3.2. Расчет компрессора низкого давления
• 3.2.1. Характерные размеры проточной части первой ступени КНД
• 3.2.2. Распределение перепада по ступеням КНД
  • 3.2.3 Раcчет кинематики потока первой ступени КНД
• 3.3. Расчет компрессора высокого давления
• 3.3.1. Распределение перепада по ступеням КВД
• 4. Расчет камеры сгорания
• 4.1 Расчет размеров прямоточной кольцевой камеры сгорания.
• 4.2 Расчет характеристик рабочего процесса камеры сгорания.
• 5. Газодинамический расчет турбины
• 5.1. Предварительный расчет ТВД
• 5.2. Предварительный расчет ТНД
• 5.3 Расчет турбины низкого давления по среднему диаметру
• 5.4 Определение КПД и мощности ТНД
• 5.5 Расчёт закрутки потока в турбине низкого давления.
• 6. Расчет рабочей лопатки на прочность
• 6.1 Расчет статической прочности пера лопатки
• 6.1.1 Расчет центробежных напряжений в программе MathCAD
• 6.1.2 Расчет центробежных напряжений в программе Ansys WB
• 6.1.3 Расчет изгибных напряжений в пере лопатки
• 6.2 Расчет напряжений в хвостовике рабочей лопатки
• 6.3 Выбор материала для изготовления рабочей лопатки
• 6.4 Расчет вибронадежности рабочей лопатки
• 6.5 Расчет диска на прочность
• 6.5.1 Расчет диска рабочего колеса в Ansys WB
• 6.5.2 Выбор материала диска рабочего колеса
• 6.6 Расчет критических частот ротора
• 7. Конструкция авиационного двигателя
• 7.1 Основной принцип работы установки
• 7.2 Компрессор
• 7.2.1 Компрессор низкого давления (КНД)
• 7.2.2 Компрессор высокого давления (КВД)
• 7.4 Камера сгорания
• 7.5 Турбина
• 7.5.1 Турбина высокого давления
• 7.5.2 Турбина низкого давления
• 7.6 Подшипники
• 7.7 Передача моментов
• 7.8 Уплотнения проточной части
• 7.9 Режимы помпажа
• 7.10 Охлаждение проточной части турбины
• 7.11 Основные моменты пуска, регулирования и останова
• 8. Камеры сгорания современных ГТУ
• 8.1 Требования к КС
• 8.2 Конструктивная схема КС
• 8.3 Основные схемы КС
• Заключение
• Список использованных источников
• Предложение А