Цель работы - спроектировать двигатель тягой 165 кН на основе прототипа газотурбинного авиационного двигателя ПС – 90А. Работа состоит на восьми основных глав. Первая глава посвящена предварительному тепловому расчету двигателя, определению оптимальных степени повышения давления и температуры газа перед турбиной. Далее следует расчет дозвукового воздухозаборника, определение площади входного сечения в проточную часть вентилятора. Следующий раздел – расчет компрессора, включающий в себя поступенчатый расчет вентилятора, компрессора низкого давления, компрессора высокого давления с определением газодинамических параметров, размеров проточной части, частот вращения и необходимых мощностей для нужного нагнетания перед турбиной. На основе данных из расчета компрессора выполняется расчет кольцевой камеры сгорания. Далее газодинамический расчет турбины, профилирование проточной части, определение мощностей и КПД, расчет закрутки потока лопаток последней ступени и построение профиля лопатки по пяти сечениям. По сечениям строится 3D - модель лопатки с хвостовым соединением и диском. Проводится расчет напряжений лопаток, хвостовиков, дисков, также расчет собственных частот лопаток и ротора. Седьмая глава - краткое описание основных узлов ГТД. Завершающая глава - обзор и сравнительный анализ характеристик отечественных и зарубежных двухконтурных авиационных двигателей (ТРДД). Рассмотрены в основном современные пассажирские авиадвигатели, оценены перспективы отечественных двигателей.

The purpose of the work is to design an engine with a thrust of 165 kN based on the prototype of a PS - 90A turbofan aircraft engine. The work consists of eight main chapters. The first chapter is devoted to advance thermal calculation of the engine, determining the optimal degree of increase in pressure and gas temperature in front of the turbine. This is followed by the calculation of the subsonic air intake, determining the area of the inlet section into the fan duct. The next section is the calculation of the compressor, which includes the calculation of the fan, low-pressure compressor, high-pressure compressor with the determination of gas-dynamic parameters, dimensions of the air channel, rotational speeds and the required capacities for the necessary discharge before the turbine. Based on the data from the calculation of the compressor, the calculation of the annular combustion chamber is performed. Next, the gas-dynamic calculation of the turbine, profiling the gas channel, determining the power and efficiency, calculating the swirl of the flow of the blades of the last stage and constructing the profile of the blade in five sections. A 3D model of a blade with a tail connection and a disk is built over sections. The stresses of the blades, shanks, disks are calculated, so the calculation of the natural frequencies of the blades and rotor. The seventh chapter is a brief description of the main components of a gas turbine engine. The final chapter is a review and comparative analysis of the characteristics of native and foreign by-pass aircraft engines (turbofan engines). Mainly modern passenger aircraft engines are considered, prospects of native engines are estimated.

• Высшая школа энергетического машиностроения
  • Утверждаю
    • Директор ВШЭМ___________________ П. Н. Броднев
  • (подпись)
    • ЗАДАНИЕ
      • Руководитель ____________________________________
        • Задание принял к исполнению _____________________
• ВВЕДЕНИЕ
• Глава 1. Тепловой расчет
  • 1.1 Расчет основных абсолютных и удельных параметров
  • 1.3 Расчет по программе A2GTE
  • 1.4 Результаты расчета. Выбор степени повышения давления ,𝛑-𝐤-∗. и температуры газа перед турбиной ,𝐓-𝟑-∗..
• Глава 2. Проектирование дозвукового воздухозаборника
• Глава 3. Расчет компрессора
  • 3.1 Общий расчет вентилятора
  • 3.2 Разбиение напора компрессора по каскадам
  • 3.3 Предварительный расчет параметров в КНД
  • 3.4 Предварительный расчет параметров в КВД
  • 3.5 Поступенчатый расчет КНД на среднем радиусе
  • 3.6 Расчет внешних утечек, КПД и мощности в КНД
  • 3.7 Поступенчатый расчет КВД на среднем радиусе
  • 3.8 Расчет внешних утечек, КПД и мощности в КВД
  • 3.9 Результаты расчета компрессора авиационного двигателя
• Глава 4. Расчет камеры сгорания
  • 4.1 Параметры двигателя на режиме малого газа (холостого хода)
  • 4.2 Расчет кольцевой прямоточной камеры сгорания
• Глава 5. Газодинамический расчет турбины
  • 5.1 Расчет ТВД
    • 5.1.1 Предварительный расчет
    • 5.1.2 Распределение перепадов энтальпий между ступенями
    • 5.1.3 Профилирование меридианных обводов проточной части
    • 5.1.4 Расчет ТВД по среднему диаметру
  • 5.2 Расчет ТНД
    • 5.2.1 Предварительный расчет
    • 5.2.2 Распределение перепадов энтальпий между ступенями
    • 5.2.3 Профилирование меридианных обводов проточной части
    • 5.2.4 Расчет ТНД по среднему диаметру
  • 5.3 Расчет закрутки потока
  • 5.4 Определение КПД и мощности ступеней турбины
• Глава 6. Расчет на прочность рабочей лопатки, диска, ротора
  • 6.1 Построение профильной части рабочей лопатки и определение основных прочностных характеристик
  • 6.2 Расчет напряжений растяжения в рабочей лопатке
  • 6.3 Расчет аэродинамической нагрузки, действующей на рабочую лопатку
  • 6.4 Выбор материала рабочей лопатки
  • 6.5 Расчёт центробежных напряжений хвостовика лопатки
  • 6.6 Расчёт собственных частот рабочей лопатки и построение вибрационной диаграммы
  • 6.7 Расчёт центробежных напряжений в диске
  • 6.8 Расчет ротора
• Глава 7. Описание конструкции
  • 7.2 Основные элементы установки и взаимосвязь
  • 7.3 Подшипники
  • 7.4 Передача моментов
  • 7.5 Тепловые расширения
  • 7.6 Помпаж
  • 7.7 Охлаждение
  • 7.8 Основные моменты пуска, регулирования в процессе работы
• Глава 8. Обзор и сравнительный анализ характеристик отечественных и зарубежных двухконтурных авиационных двигателей (ТРДД)
  • 8.1 Двигатели тягой до 25 тс
  • 8.2 Двигатели тягой до 40 тс
  • 8.3 Двигатели тягой свыше 40 тс
  • 8.4 Двигатели будущего
  • 8.5 ВЫВОД
• ЗАКЛЮЧЕНИЕ
• CПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ