Министерство Образования Российской Федерации

Самарский Государственный  Аэрокосмический Университет имени  С.П.Королев 
 
 

Кафедра ТДЛА 
 

Курсовая  работа

 «Проектный термогазодинамический расчет и модернизация двигателя-прототипа CFM56-2» 
 
 
 
 
 
 
 
 

                                                                                                                            Выполнил: студент гр.2404

                                                                                                          Голубятников Р.Б

                                                                                                                        Проверил: Крупенич И.Н 
 
 

Самара 2010 г.

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика  С.П. КОРОЛЕВА» (национальный исследовательский университет)

Кафедра «Теория  двигателей летательных аппаратов»

Задание

на курсовую работу

«Проектный  термогазодинамический расчет и  модернизация двигателя-прототипа»

студенту  Голубятникову Р.Б. 

Выполнить проектный термогазодинамический  расчет двигателя CFM56-2 и провести его модернизацию, увеличив тягу (мощность) прототипа на 17% и снизив удельный расход топлива на 5%. Модернизируя прототип, необходимо исходить из условия сохранения неизменными возможно большего числа деталей и узлов.

Исходные  данные

 

Реферат

         Проектная работа.

         Пояснительная записка: 41 стр., 12 рис., 1 таблица,  5 источников, приложение  

    ТЯГА, РАСХОД, КОМПРЕССОР, ТУРБИНА, ОХЛАЖДЕНИЕ, ДАВЛЕНИЕ, ТОПЛИВО, СТЕПЕНЬ  ДВУХКОНТУРНОСТИ, КПД, УСТРОЙСТВО ВХОДНОЕ. 

    В результате выполнения курсового проекта был проведен термогазодинамический расчет двигателя CFM56-2, затем его модерниация, согласно заданию. Также при помощи программ АСТРА-ПР и АСТРА-ПР-А был проведен  термогазодинамический расчет. Между результатами в Астре ПР-А и ручным расчетом была вычислена погрешность. В Астре ПР были также построены графики зависимости удельных параметров от параметров рабочего процесса. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Содержание

Введение………………………………………………………………………………………………………………………………….….5

1. Описание двигателя CFM56-2…………………………………………………………….………………………………..…6

2. Проектный термогазодинамический расчет ТРДД CFM56-2……………………………………………...14

3.Основныезакономерности изменения удельных параметров проектируемого двигателя.21

    3.1 Зависимость  тяги и удельного расхода топлива  от температуры газа перед турбиной……………………………………………………………………………………………………………..……………………...21

    3.2 Зависимость тяги и удельного расхода топлива двигателя от суммарной степени

 повышения   давления…………………………………………………………………………………..…………………………...24

    3.3 Зависимость тяги и удельного расхода топлива двигателя от степени двухконтурности……………………………………………………………………………………………..…………………………..26

    3.4 Зависимость тяги и удельного расхода топлива от коэффициента распределения энергии………………………………………………………………………………………………………………..……………………..…26

4. Модернизация двигателя……………………………………………………………………………………………………….…29

Заключение…………………………………………………………………………………….……………………..………………………32

Список используемой литературы………………………………………………………………………………..……………..34

Приложение……………………………………………………………………………………………………………………………………35

Введение

     В данном курсовом проекте необходимо выполнить проектный термогазодинамический  расчет двигателя ТРДД CFM56-2 серии, используя исходные данные задания, руководствуясь формулами расчета ТРДД. Были известны параметры рабочего процесса (КПД узлов, степени повышения (понижения) давления компрессора, вентилятора и турбины, температура за камерой сгорания) коэффициентов потерь и отбора воздуха. Также требовалось произвести модернизацию двигателя, увеличив тягу на 17 % и понизить удельный расход топлива на 5 %. В работе требовалось построить графики зависимости тяги и удельного расхода от суммарной степени повышения давления, температуры за камерой сгорания, степенью двухконтурности, коэффициента распределения энергии между контурами. И они были успешно построены.

1 РАЗВИТИЕ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТА СFM56

     CFM International CFM56 – серия турбовентиляторных  авиадвигателей производства концерна CFM International (объединение американской  частной компании General Electric и французской государственной компании SNECMA). Двигатель CFM56 последней модификации представлен на рисунке 1. 

     

     Рисунок 1 – CFM56-2 

     Двигатели семейства CFM-56 имеют тягу от 82 кН до 151 кН. Обе компании, входящие в концерн CFM ответственны за производство разных компонентов двигателя, у каждой из них есть своя линия конечной сборки. GE отвечает за компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, SNECMA отвечает за вентилятор, турбину низкого давления и коробку приводов.

1.1 Тенденции развития двигателя данного семейства

     Начиная с 1979 года, когда был сертифицирован базовый ТРДД CFM56-2, в семейство двигателей CFM56 входят шесть модификаций, которые нашли применение на самолетах семейств Airbus 320, Airbus 340 и Boeing 737. К последним представителям семейства двигателей относятся модификации CFM56-7В, предназначенная для оснащения самолетов Boeing 737, и модификация CFM56-5В/ CFM56-5Р для самолетов Airbus 318 / Airbus 319 / Airbus 320 / Airbus 321. В этих модификациях используется один и тот же усовершенствованный газогенератор и турбина низкого давления.

     В целях снижения шума реактивной струи  группа SNECMA предлагает использовать сопла шевронного типа, представленные на рисунке 3, а также изучает использование микротехнологий в этой области. Тщательно рассчитанные по времени и должным образом направленные с периферии сопла струи воздуха могут устроить смешение выходящих из сопла газов.  

     

     Рисунок 2 – Шевронное сопло 

     Ещё одним методом снижения шума может  стать активное им управление для применения к определенным дискретным частотам, возникающим при взаимодействии неподвижных и вращающихся компонентов. В ключевых местах, например на выходе из спрямляющего аппарата вентилятора, могли бы быть размещены источники, излучающие звук в противофазе с дискретным.

     Объемы  выпуска двигателей CFM56  настолько велики, что в 2000 году объединение CFM International приняло решение об опробовании на вентиляторах ТРДД CFM56 новой технологии сборки, которая заимствована у автомобильной фирмы Тойота и которая в дальнейшем будет применяться для двигателей CFM56-5 и CFM56-7.

     При этом уменьшение продолжительности  общего цикла сборки, очень благоприятно скажется на движении финансовых потоков  объединения. В настоящее время  на линии сборки в Ивендейле (штат Огойо, США) в день выпускается четыре газогенератора CFM56, а также два двигателя, предназначенных для самолета Boeing 737. Существующий темп производства самолета Boeing 737 требует поставки до 54 двигателей CFM56 в месяц. Отчасти из-за применения новых технологических процессов объединение CFM International заявило об уменьшении полного цикла сборки до семи рабочих дней. Цикл сборки, то есть время от начала сборки деталей до отгрузки целого двигателя, составлял в середине 90х годов – 18…19 дней, а в 1999 сократился до 12 рабочих дней. Вентилятор двигателей серии CFM56 представлен на рисунке 3. 

     

     Рисунок 3 –вентилятор CFM56

1.2 История двигателя

     Двигатели CFM56 является одними из самых распространённых в мире. Их история начинается с  применения на самолёте Боинг 737-300. Самолёты Боинг 737 уже на протяжении более чем 25 лет оснащаются только двигателями семейства CFM56. Двигатели CFM56 также устанавливаются на самолётах Аэробус серии А320 и Аэробус А340-200 и -300. В военно-воздушных силах США двигатели CFM56 фигурируют как General Electric F108. В таблицу 1 сведены основные данные по количеству двигателей.

     Таблица 1 – Статус двигателей семейства  CFM56

 

     Двигатели CFM56 основаны на двигателе General Electric F101 для стратегического бомбардировщика B-1B Lancer. Впервые двигатель начал использоваться с 1982 года. В настоящее время в эксплуатации находятся около 13000 двигателей семейства CFM56. Далее представлен хронологический ряд двигателей данного семейства.

1.3 Описание двигателя CFM56-2

     Двигатели этой серии были разработаны ранее  других в семействе. Их тяга составляет от 98 до 108 кН. Впервые двигатели этой серии были установлены на самолёте Douglas DC-8 Super 70 в 1982 г., а затем под  названием F108 — на военной модификации Боинга 707. В настоящее время военно-воздушные силы США оснастили двигателями CFM56-2 более, чем 450 самолётов. Двигатели серии -2 имеют одноступенчатый вентилятор, трёхступенчатый компрессор низкого давления, 9-ступенчатый компрессор высокого давления, четырёхступенчатую турбину низкого давления и одноступенчатую турбину высокого давления. Соотношение давлений составляет 24,7. Диаметр вентилятора — 1620 см, расход воздуха — около 350 кг/сек. Двигатели CFM56-2, установленные на самолёте DC-8

      

1.4 Основные технические данные

     Тяга  двигателя, кгс 

     - максимальная  9988

     - на крейсерском режиме 2261

     Удельный  расход топлива 

     - максимальный режим 0,36

     - крейсерский режим 0,671

     Полная  степень повышения давления 31,3

     Степень двухконтурности 6,0

     Диаметр (вентилятора), мм 1735

     Длина, мм 2431

     Сухая масса, кг 2104

     1.5 Описание самолета  Douglas DC-8

     История создания

     В 1952 г., Дуглас оставался самым успешным производителем коммерческих самолётов. Компания получила более 300 заказов  на производство поршневого DC-6 и следующей модели DC-7, которая ещё не поднималась в воздух, и до коммерческой эксплуатации которой оставалось ещё два года. Катастрофы Комета и последующий спад интереса к реактивным самолётам, казалось подсказывал, что решение продолжать выпускать винтовые самолёты было верным. Тем не менее, не забывая следить за заказом на дозаправщики для ВВС США, Дуглас начал тайные разработки реактивного транспорта, которые к середине 1953 г. вылились в окончательную концепцию: восьмидесятиместный самолёт низкоплан с четырьмя турбореактивными двигателями Прэтт энд Уитни ДТ3С, стреловидностью крыла 30 градусов и внутренним диаметром фюзеляжа 3.35 м, с пятью креслами в ряду. Максимальный вес должен был составить 95 тон и дальность полёта от 4800 до 6400 км. 

     В компании не испытывали особого энтузиазма по поводу реактивного проекта, но полагали, что контракт на производство дозаправщика для ВВС США будет разделён между двумя компаниями (как это  бывало в прошлом). В мае 1954, ВВС  США направила техническое задание на создание 800 реактивных заправщиков в компании Боинг, Дуглас, Конвэйр, Фэйрчайлд, Локхид и Мартин. На тот момент Боинг был готов запустить в воздух первый прототип в течение двух месяцев. До конца года ВВС США заказала первый (из 808 в конечном итоге) дозаправщиков Боинг КС-135. Кроме возможности осуществить поставку дозаправщиков в короткие сроки, Боинг, так же являлся компанией, которая произвела систему дозаправки в воздухе для самолётов прошлой модели КС-97, таким образом разработка КС-135 была беспроигрышным ходом.

     Уже через четыре месяца после распространения  тех. задания, ВВС США заказали Боингу 29 КС-135. Дональд Дуглас был шокирован  быстротой решения, поскольку как  он говорил, конкурирующие компании не имели возможности даже предоставить свои предложения, и подал безуспешный протест в Вашингтон. В последующие годы ВВС США закупили исключительно у Боинга более 800 стратегических воздушных дозаправщиков.

     Начиная проект DC-8, Дуглас решил что сдаваться  не стоит. Консультации с авиакомпаниями-перевозчиками вылились в ряд изменений: фюзеляж был расширен на 380 мм, чтобы позволить поместить 6 кресел в один ряд. Это повлекло увеличение площади крыльев и хвостового оперения, а также к удлинению фюзеляжа. Стоимость программы была невообразима, на тот момент это было самым дорогостоящим предприятием когда-либо предпринятым компанией-одиночкой. Дональд Дуглас выложил 450 миллионов долларов из собственного кармана.

     Официально DC-8 был представлен в июле 1955. Для начала представлены были четыре модификации, все на основе одного планера длиной 45,9 м, с размахом крыла 43 м, но с разными двигателями и объёмом топливных баков, и с максимальной массой между 120 и 130 тоннами. Певый полёт был запланирован на декабрь 1957 г, а ввод в коммерческую эксплуатацию в 1959. Хорошо понимая своё отставание от Боинга, Дуглас начал широкомасштабную маркетинговую компанию. 
 
 
 
 
 

     Модификации фюзеляжа 

     Несмотря  на большое количество ранних модификаций DC-8, все они основывались на одном  планере и различались двигателями, массой и мелкими деталями. Боинг 707, напротив, поставлялся в различных вариантах длины фюзеляжа: изначальная 44 м у 707—120, модификация 41 м пожертвовавшей длиной ради увеличенной дальности и удлинённым 707—320, который при длине 46,5 м имел салон на три метра длиннее чем DC-8. Дуглас упорно отказывались выпускать удлененный или укороченный вариант DC-8 и постепенно теряли долю на рынке, уступая Боингу. После блестящего старта, к 1962 продажи DC-8 снизились до 26 экземпляров, и далее до 21 в 1963, 14 в 1964, и большая часть этих самолётов являлись модификацией Джет Трейдер (Jet Trader), а не более престижной пассажирской модификацией. Несмотря на приличные продажи DC-8 и прекрасные результаты программы DC-9, в 1967 Дуглас был вынужден принять слияние с Макдоннел Эйркрафт Корпорэйшн и превратиться в Макдоннел Дуглас (MDC).

     В апреле 1965 г. Дуглас с запозданием  объявил о выпуске удлинённой версии DC-8, и не одной а трёх новых  моделей, известных как Супер  Сикстиз (Super Sixties). Программа выпуска DC-8 оказалась под угрозой закрытия, учитывая что продано было менее 300 самолётов, но Супер Сикстиз прибавили к ней интереса. К моменту окончания производства в 1972 г., было выпущено 262 удлинённых DC-8. Имея 169 посадочных мест, DC-8 стал самым большим авиалайнером на рынке, и оставался таковым до выпуска Боинга 747 в 1970. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

     Основные  технические данные  DC-8

     

 

     

     Рисунок 4 – Схема самолета

2 Проектный термогазодинамический  расчет двигателя

2.1 Входное устройство

Так как  поток в воздухозаборнике энергоизолированный, полные значения температуры не меняются: 

       К.

     Приступим к определению степени повышения давления в во входном устройстве от скоростного напора при изоэнтропическом торможении.

     

В сечении перед компрессором определим полное давление.

       кПа       

2.2 Компрессор наружного контура

     Рассчитаем  работу каскада компрессора наружного  контура в зависимости от полной температуры воздушного потока перед  ним от его степени повышения давления.

     

     Полная  температура за компрессором наружного  контура определяется из уравнения  энергии в зависимости от температуры  перед ним и работы компрессора.

       К

     Полное  давление определим по следующей  формуле

       кПа

2.3 Компрессор внутреннего контура

 

     Найдем  работу совершаемую вентилятором во внутреннем контуре: 

     Отыщем полную температуру во внутреннем контуре:

  

     Рассчитаем  полное давление во внутреннем контуре

2.4 Компрессор высокого давления

       кПа

     Работу  компрессора низкого давления определим  по тому же уравнению, что и работу компрессора наружного контура.

     

     Полную  температуру и полное давление определим, так же, как и ранее:

     

2.5 Камера сгорания

     Определим относительный расход топлива q_т через камеру сгорания двигателя. Для этого воспользуемся программой “Расчёт относительного расхода топлива в основной камере сгорания ГТД”, разработанной на кафедре теории двигателей летательных аппаратов.

     

     Давление  в сечении Г за камерой сгорания вычисляется по формуле

       кПа

     Определим коэффициенты изменения массы воздуха  между сечениями В и Г.

     В общем случае:

      , где:

       – относительный расход воздуха на охлаждение турбины НД;

       – относительный расход воздуха на охлаждение сопла;

       – утечки воздуха;

       – относительный расход воздуха, идущий на самолетные нужды (кондиционирование кабины, обогрев крыла и т. д.).

     В наших дальнейших расчетах не будем  учитывать отбор воздуха на самолетные нужды , на охлаждение сопла , а также утечки , тогда:

     

     Тогда коэффициенты изменения массы рабочего тела  между соответствующими сечениями определяются так:

       

2.6 Турбина высокого давления

     Работа  каскада турбины высокого давления вычисляется по уравнению баланса  мощности компрессора ВД и турбины  ВД.

     

     Отсюда:

     

     Полная  температура газа за ТВД и степень  понижения давления ТВД вычисляются  по температуре газа перед каскадом турбины и величине его работы.

      K

     

     Отсюда:

     

     Давление  за турбиной высокого давления определим  следующим образом:

       Па 

2.7 Турбина низкого давления

     Для турбокомпрессора НД уравнение баланса  мощности имеет вид

     

     Так вентилятор дует на два контура, то возникают две работы. Поэтому работу турбины находим по следующей формуле:

     

     Полная  температура газа за ТНД, степень  понижения давления ТНД, а также  давление за ТНД вычисляются так  же, как и в турбине высокого давления:

     

     

       К

       Па

2.8 Реактивное сопло

     Найдём  располагаемую степень понижения  давления газа в сопле:

     

     Скорость  истечения газа из сопла будем определять по следующей формуле:

     

     Итак:

     

     Температуру за соплом определим по следующей  формуле:

        К

     Посчитаем коэффициент изменения массы газа в сечении С:

     

     Перейдем  к нахождению располагаемой степени понижения давления в сопле наружного контура двигателя, скорость истечения из сопла, а также температуру за соплом. Все вычисления, кроме располагаемой степени понижения давления, производятся аналогичным образом.

      ,

     где σ_КАН – коэффициент восстановления давления в наружном канале

     

     

     

     

2.9 Определение удельных параметров

     Определим удельные параметры двигателя.

     Сначала вычислим удельную тягу внутреннего  Р_УДI и наружного Р_УДII контура, по следующим формулам.

     

     Удельную  тягу движителя Р_УД определим по следующей формуле

     

     Значение  удельной тяги двигателя в расчете  на 1 кг рабочего тела, проходящего через  внутренний контур можно определить по следующей формуле.

     

     Суммарную тягу и определим через суммарный  расход воздуха:

     

     Удельный  расход топлива определим следующим  образом:

     

2.10 Определение погрешности

     Сравним результаты, полученные в Астре ПР-А и те, которые мы получили в результате ручного расчета.

     

       
 
 
 
 

     3 ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ ИЗМЕНЕНИЯ УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПРОЕКТИРУЕМОГО ДВИГАТЕЛЯ

     В данном разделе мы отследим зависимость  удельных параметров двигателя

3.1 Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от температуры газа перед турбиной

Рисунок 5 – График зависимости Руд от Тг* 

     Зависимость удельной тяги от температуры газа перед турбиной.

     Рассмотрим  влияние температуры газа перед  турбиной на удельные параметры двигателя  при условии, что суммарная степень  повышения давления и другие параметры останутся постоянной величиной.

     С повышением температуры газа перед  турбиной возрастает работа цикла, что  и оказывает определяющее влияние  на тягу: она повышается вследствие увеличения количества тепла, подведенного к рабочему телу.