С 17 марта 2020 г. для ресурсов (учебные, научные, материалы конференций, статьи из периодических изданий, авторефераты диссертаций, диссертации) ЭБ СПбПУ, обеспечивающих образовательный процесс, установлен особый режим использования. Обращаем внимание, что ВКР/НД не относятся к этой категории.

Детальная информация

Название: Турбореактивный двухконтурный двигатель тягой 5 кН: выпускная квалификационная работа бакалавра: 13.03.03 - Энергетическое машиностроение ; 13.03.03_03 - Авиационные двигатели и энергетические установки
Авторы: Рубцов Антон Вячеславович
Научный руководитель: Окунев Егор Ильич
Организация: Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого. Институт промышленного менеджмента, экономики и торговли
Выходные сведения: Санкт-Петербург, 2019
Коллекция: Выпускные квалификационные работы; Общая коллекция
Тематика: газотурбинный двигатель; турбореактивный двухконтурный двигатель; беспилотный летательный аппарат; ТРДД-50; 36МТ; БПЛА; gas turbine engine; turbofan engine; unmanned aerial vehicle; TRDD-50; 36MT; UAV
Тип документа: Выпускная квалификационная работа бакалавра
Тип файла: PDF
Язык: Русский
Код специальности ФГОС: 13.03.03
Группа специальностей ФГОС: 130000 - Электро- и теплоэнергетика
Ссылки: Отзыв руководителя; Отчет о проверке на объем и корректность внешних заимствований
DOI: 10.18720/SPBPU/3/2019/vr/vr19-5235
Права доступа: Свободный доступ из сети Интернет (чтение, печать)

Разрешенные действия:

Действие 'Прочитать' будет доступно, если вы выполните вход в систему или будете работать с сайтом на компьютере в другой сети

Группа: Анонимные пользователи

Сеть: Интернет

Аннотация

В данной выпускной квалификационной работе было выполнено проектирование малоразмерного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) тягой 5 кН. Для данного расчёта в качестве прототипа был выбран двигатель ТРДД-50 разработки МКБ «Радуга». Спроектированный двигатель предназначается для установки на дозвуковых беспилотных летательных аппаратах (БПЛА), летательных аппаратах малой размерности, а также может быть использован в качестве силовой установки для крылатых ракет. В современных условиях двигатели этой размерности более чем востребованы и входят в активное употребление на перспективных разработках. С недавнего времени ОДК-«Сатурн» и Омское машиностроительное конструкторское бюро (ОМКБ) наладили активный выпуск модификации ТРДД-50 под названием 36МТ и продолжают процесс модернизации и разработки новых крылатых ракет, для которых также потребуются модернизированные двигатели. Также отечественный рынок практически не имеет вариантов для использования в силовых установках БПЛА, поэтому выполненная работа является востребованной и актуальной. Выпускная работа содержит в себе: 1. Вариантные тепловые расчёты ТРДД. Выбор оптимально варианта. 2. Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины. 3. Прочностные расчеты ротора последней ступени турбины. Вибрационные диаграммы рабочей лопатки. Представленный в расчёте газотурбинный двигатель (ГТД) имеет бо́льшую тягу при сопоставимом расходе топлива. В процессе проектирования была изменена конструкция компрессора, для обеспечения более высокой степени сжатия. Анализ прочностных расчётов потребовал усиления диска турбины. По результатам расчетов и проектирования показали, что данный двигатель имеет экономические характеристики, сопоставимые с зарубежными аналогами в данной размерной и мощностной категории.

In this final qualifying work, the design of a small-sized turbofan engine with a 5 kN thrust is presented. For this calculation, the engine TRDD-50 was chosen as a prototype. The engine is designed for installation on subsonic unmanned aerial vehicles (UAVs), small-sized aircraft, and can also be used as a propulsion system for cruise missiles. In modern conditions, engines of this size are more than demanded and are being actively used on promising developments. Recently, serial production of the TRDD-50 called 36MT has been resumed in Russia and the process of modernization and development of new cruise missiles, which will also require upgraded engines, continues. Also, the domestic market has no options for use in UAV power plants. Engineering analysis notes consists from: 1) Optional thermal calculations. Optimum performance selection. 2) Gasdynamic solving of the compressor, combustion chamber and turbine; 3) Strength calculations of the last stage turbine rotor. Vibration diagrams of the working blade. Engineered engine has better thrust with comparable fuel consumption. During the design process, the construction of the compressor was changed to provide better performance. The analysis of strength calculations required the strengthening of the turbine disk. According to the results of calculations and design showed that this engine has economic characteristics comparable to foreign analogues in this size and power categories.

Права на использование объекта хранения

Место доступа Группа пользователей Действие
Локальная сеть ИБК СПбПУ Все Прочитать Печать
Интернет Авторизованные пользователи Прочитать Печать
-> Интернет Анонимные пользователи

Статистика использования

stat Количество обращений: 21
За последние 30 дней: 0
Подробная статистика