тінках камери згоряння.
Турбіна
Турбіна двигуна складається з турбіни високого тиску і турбіни низького тиску.
Турбіна високо тиску - осьова, одноступенева - перетворить наявний теплоперепад в механічну роботу, що йде на привід компресора високого тиску і агрегатів.
Турбіна низького тиску - Осьова, двоступенева - перетворить наявний теплоперепад в механічну роботу, що йде на привід компресора низького тиску.
4. Вхідний пристрій. На двигуні встановлюється дозвукове вхідний пристрій.
5. Виходноеустройство Вихідна пристрій являє собою подовжувальну трубу, на кінці якої знаходиться нерегульоване реактивне сопло.
6. Додаткові системи двигуна
Масляна система двигуна - автономна, циркуляційна, під тиском.
У масляну систему входять наступні встановлені на двигуні основні вузли: маслобак, маслоагрегат з фільтром, воздухоотделітель, відцентровий суфлер, паливно-масляний агрегат, трубопроводи, зливні крани.
суфлювання внутрішніх масляних порожнин двигуна і маслобака здійснюється трубопроводами в розділовий корпус, який суфліруется через приводний відцентровий суфлер в реактивне сопло.
Система топлівопітанія та регулювання двигуна забезпечує подачу палива в камеру згоряння згідно заданим режимом роботи двигуна і умов польоту і роботу агрегатів управління двигуном.
Запуск двигуна - автоматичний, автономний, виробляється повітряним стартером, харчування повітрям якого здійснюється від встановленого на борту літака газотурбінного двигуна АІ-9 або від аеродромного джерела живлення.
Система захисту двигуна від обмерзання забезпечує обігрів лопаток вхідного направляючого апарату КНД, кока, а також приймача повного тиску повітрям, що відбирають за КВД, і забезпечена автоматичним терморегулятором витрати повітря.
Система сигналізації пожежі видає сигнал при виникненні пожежі у внутрішніх порожнинах двигуна.
Підвіска двигуна на літаку здійснюється в двох порожнинах: передньої, розташованої на роздільному корпусі, і задньої, розташованої на силовому кільці корпусу задньої пори турбіни.
З метою універсальності підвіски двигунів при різних варіантах установки на літаку в кожній площині передбачено по шість місць кріплення вузлів підвіски двигуна, що дозволяють здійснити або бічну підвіску за три вузла в кожній порожнини, або підвіску за два середніх вузла в обох площинах.
Тяга двигуна віддається до елементам літака через середні вузли кріплення двигуна в передній площині підвіски.
Двигун обладнаний засобами раннього виявлення несправностей:
- сигналізатором небезпечних вібрацій;
- стружкосігналізатором;
- системою сигналізації пожежі;
- магнітної пробкою;
- сигналізатором закритого положення клапана СВ-25 (повітряний стартер).
В
термогазодинамічних розрахунок ТРДД
Метою теплового розрахунку є:
В· визначення параметрів потоку повітря (газу) (повного тиску і повної температури) в характерних перетинах по тракту двигуна;
В· визначення основних питомих параметрів двигуна (питомої тяги, питомої витрати палива), а також необхідного сумарного витрати повітря для забезпечення заданої тяги і годинної витрати палива.
Схема двигуна з зображенням розрахункових перерізів наведена на рис. 1. br/>В
Рис. 1
Н - Н - незбурених потік, навколишнє середовище,
Вх - Вх - перетин на вході в двигун,
В - В - розтин на вході в компресор,
До II - До II - перетин за компресором низького тиску (КНД), вхід в компресор високого тиску (КВД),
К - К - перетин за компресором.
Г - Г - перетин за камерою згоряння, перед турбіною,
Т вд -Т вд - перетин на виході з турбіни високого тиску (КВД),
Т - Т - перетин на виході з турбіни,
СII - CII-вихідна перетин реактивного сопла другого контуру,
СI - CI - вихідна перетин реактивного сопла першого контуру.
Вихідні дані.
1. Висота польоту = 0 м;
2. Польотний мах = 0;
3. Параметри навколишнього середовища = 288.15 К, = 1.0132 * 10 Па;
4. Тяга двигуна = 17250 Н;
5. Сумарна ступінь підвищення тиску = 9.2;
6. Ступінь двухконтурности = 1.8;
7. Температура газу перед турбіною = 1220К;
8. Паливо - авіаційний гас ТС-1;
9. Теплотворна здатність = 43000 Дж/кг;
10. Питома теплоємність повітря = 1005 Дж/(кг * К);
11. Питома теплоємність газу = 1133 Дж/(кг * К);
12. Показники адіабати = 1.4, = 1.34;
13. Теоретично необхідну кількість повітря для згоряння 1кг палива = 14.8 (кг)/(кг);
14. Відносний витрата повітря на охолодження = 5%.
ККД компресора ...
