СОДЕРЖАНИЕ Введение…………………………………………………………………………8 1.Описание конструкции двигателя…………………………………………...11 1.1.Общие сведение о двигателе…………………………….............................11 1.1.2. Мотогондола……………………………………………………………...14 1.1.3. Краткое описание двигателя……………………………………………..14 1.1.4. Наружный контур двигателя……………………………………………..18 1.2. Компрессор…………………………………….............................................18 1.2.1. Компрессор высокого давления …………………………………………...19 1.2.1.1. Ротор КВД…………………………………………………………….....19 1.2.1.2. Статор КВД……………………………………………………………...20 1.3. Камера сгорания……………………………………………………………..21 1.3.1. Корпус камеры сгорания………………………………………………….22 1.3.2. Диффузор…………………………………………………………………..23 1.3.3. Воспламенитель…………………………………………………………...23 1 1.3.4. Жаровая труба……………………………………………………………..24 1.3.5. Топливный коллектор……………………………………………………..25 1.4. Турбина………………………………………………………………………26 1.4.1. Турбина высокого давления ……………………………………………..27 1.4.2. Турбина низкого давления………………………………………………..27 1.5. Форсажная камера…………………………………………………………...28 1.6. Регулируемое реактивное сопло……………………………………………28 2. Расчет двигателя……………………………………………………………….29 2.1. Термогазодинамический расчет………………………………………….....29 2.3. Детальный расчет компрессора……………………………………………..42 2.3.1. Распределение основных параметров по ступеням компрессора……....42 2.4. Выбор некоторых параметров ступени компрессора на средним диаметре..................................................................................................................43 2.5. Расчет турбины газогенератора…………………………………………….50 2.6. Расчет на прочность первой ступени лопатки вентилятора……………...59 2.6.1.Расчет на прочность дисска компрессора ………………………………65 Список литературы……………………………………………………………....68 2 Введение Более чем за столетний период своего развития авиация и авиадвигателестроение стали основой экономического и технического прогресса общества, сосредоточием наивысших достижений человечества в науке, технике и производстве. Прогресс авиации создаваемых в настоящее время авиационнокосмических систем определяется достижениями в области авиационного двигателестроения. Авиационный двигатель – ключевое звено любого летательного аппарата, определяющий его летно – технические характеристики, безопасность, надежность, экономичность, стоимость эксплуатации. Авиация превратилась в важнейший фактор развития мировой транспортной системы и обеспечение обороноспособности страны. За вековой срок своего развития авиационные двигатели прошли большой путь – от первых поршневых двигателей конца 40-х годов и , наконец, до реактивных двигателей открывших эру авиационных ракетных и газотурбинных двигателей. Наиболее важным достижением авиационной технике в значительной степени стали возможными, благодаря принципиальному улучшению характеристик двигателя. Например, увеличения грузоподъемности, скорости, дальности и высоты полета воздушных судов достигнуто, главным образом, за счет существенного повышения мощности или тяги двигателей при одновременном снижении их удельных параметров и удельных габаритных 3 размеров, оказывающих влияние на аэродинамическое сопротивление силовой установки. Определяющие факторами перспективного развития авиации, по мнению специалистов, будут социально-психологический и экономический факторы. Социально-психологический фактор объединяет такие требование, как гарантия безопасности полетов, сокращение времени передвижения, комфорт, минимальное воздействие на окружающую среду. Экономический фактор в свою очередь стремиться к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования воздушных судов, уменьшение эксплуатационных затрат. . Роль двигателя здесь весьма велика, особенно велико значения двигателей для проблемы повышения эффективности использования топлива, на которую наибольшее влияние оказывает удельный расход топлива. Указанные факторы выдвигают конкретные требования к газотурбинным двигателям и определяют направление их дальнейшего развития, основными из которых являются: - интенсификация рабочего процесса, в основном, путем увеличения температуры газа перед турбиной и степени повышения давления воздуха в компрессоре; - оптимизация конструкций ГТД по удельному весу и показателям надежности на основе совершенствования методов проектирования, применения новых высокопрочных и легких материалов, а также использования высокоэффективных технологических процессов при производстве деталей. - разработка принципиально новых схем двигателей, качественно улучшающих топливную экономичность воздушных судов и имеющие низкие уровни вредного воздействия на окружающую среду. - оснащение двигателей эффективными средствами контроля технического состояния и совершенствование на этой основе методов их технической эксплуатации с целью повышения безопасности полетов и минимизации эксплуатационных затрат. - применение в системах автоматического управления ГТД микропроцессорной вычислительной техники, обеспечивающей расширение 4 диапазона устойчивой работы узлов двигателей и оптимизацию режимов полета по расходу топлива. - применение новых энергоемких и экологических чистых топлив, например, жидкого водорода или метана. Исходным двигателем является РД – 33. Выбор данного двигателя обусловлен исходными данными по проектируемой установке. 1. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКИИ ДВИГАТЕЛЯ 1.1. Общие сведения о двигателе Двигатель является турбореактивным, двухвальным, двухконтурным двигателем с малой степенью двухконтурности, с общей для обоих контуров форсажной камерой и сверхзвуковым регулируемым соплом (Рис.1). Рис.1 Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной) сборки. Двигатель разделён на восемь основных модулей: (Рис.2). 5 Рис.2 Модули двигателя 1 - вентилятор; 2 - центральный привод; 3 - коробка двигательных агрегатов; 4 - газогенератор; 5 - сопловой аппарат турбины низкого давления; 6 ротор турбины низкого давления; 7 - задняя опора двигателя; 8 - форсажная камера и сопло. Модульная конструкция позволяет восстанавливать двигатели в условиях эксплуатации, что уменьшает оборотный фонд двигателей и затраты при ремонте, обеспечивает возможность подробного диагностирования практически всех узлов и их локального ремонта. Двигатель оборудован системами защиты и раннего обнаружения неисправностей, позволяющими: - ограничивать максимальную частоту вращения роторов КНД и КВД, а также максимальную температуру газа за ТНД; - предотвращать обледенение двигателя; - предупреждать и ликвидировать помпаж; - осуществлять контроль и диагностирование двигателя с помощью встроенных в него датчиков и сигнализаторов. Управление режимами двигателей осуществляется из кабины двумя рукоятками управления двигателями (РУД). Система топливопитания и автоматического регулирования обеспечивает подачу топлива в основную камеру сгорания в зависимости от режима работы и положения РУД. Запуск двигателей на земле производится от аэродромного источника питания или от бортовых аккумуляторных батарей (автономный запуск). Предусмотрена возможность как совместного 6 запуска двигателей в последовательности правый-левый, так и раздельного запуска вначале одного двигателя, затем другого. Раскрутка двигателей при запуске на земле осуществляется газотурбинным двигателем-энергоузлом, установленным на КСА. ГТДЭ может использоваться автономно (в режиме, энергоузла) при проверках работоспособности самолетных систем в случае отсутствия наземных источников электроэнергии. Запуск двигателей в полете происходит на оборотах авторотации. Для обеспечения надежности запуска в полете двигатели оборудованы системами кислородной подпитки основных камер сгорания. 1.1.2. Мотогондола Мотогондола служит для размещения двигателя, его агрегатов и элементов других систем. Конструкция гондолы образует плавные аэродинамические контуры, направляет воздух в компрессор, защищает двигатель и агрегаты от пыли, грязи, атмосферных осадков и механических повреждений. Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нем, для осмотра, замены и технического обслуживания. Для этого они имеют системы легкосъемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструкции, аналогичные конструкции фюзеляжа. Полумонококовая конструкция состоит из жестких панелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой каркас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передает их на планер. 1.1.3. Краткое описание двигателя. Авиационный двигатель представляет собой двухвальный двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из 11 модулей. Двигатель состоит из следующих основных частей: 4-х ступенчатого компрессора низкого давления, 9-ти ступенчатого компрессора высокого давления, кольцевой прямоточной камеры сгорания, турбин высокого и низкого 7 давления, сверхзвукового регулируемого сопла и форсажной камеры, коробки приводов, системы запуска и управления двигателем. При создании были сохранены все преимущества базовой платформы, при этом двигатель обладает повышенной тягой (на форсированных режимах повышена до 10%). Двигатель оснащен современной цифровой системой автоматического управления и контроля. Существенно увеличен ресурс за счёт применения модернизированной системы охлаждения турбин. Достоинствами являются: низкий удельный расход топлива, высокая газодинамическая устойчивость во всем диапазоне режимов работы, высот и скоростей полета, в том числе при применении ракетного и пушечного вооружения, отсутствие ограничений по управлению самолетом в полете. В конструкцию двигателя введены системы, снижающие тепловую и оптическую заметность, применена антикоррозионная защита узлов газовоздушного тракта. Кроме того, в предусмотрена возможность работы на взлетном чрезвычайном режиме. Предназначен для палубных истребителей, а также для истребителей аэродромного базирования. По типу конструктивно-компоновочной схемы двигатель относится к двухроторным ТРДДФ со смешением потоков I и II контуров и общей форсажной камерой (рисунок 1.1). Входное устройство - сверхзвуковое, регулируемое, выполнено в виде плоского подкрыльевого воздухозаборника. Компрессор двигателя - осевой, тринадцатиступенчатый, включает в себя четырехступенчатый вентилятор 2 и девятиступенчатый компрессор высокого давления 4. Камера сгорания 5 кольцевая прямоточная, турбина двигателя 6 - осевая, реактивная, двухступенчатая. Первая ступень приводит во вращение КВД, вторая вентилятор. Форсажная камера 9 - прямоточная, одноконтурная, реактивное сопло 10 сверхзвуковое (типа Лаваля) с независимо регулируемым горлом и выходным сечением. Двигатель состоит из следующих основных узлов (Рис.3). - Воздухозаборника - двухкаскадного 13-ступенчатого компрессора; 8 - разделительного корпуса; - кольцевой прямоточной камеры сгорания с силовым корпусом; - двухвальной 2х-ступенчатой турбины; - форсажной камеры; - регулируемого сопла; - агрегатов, обеспечивающих работу систем двигателя. Рис.3 Конструктивно компоновочная схема двигателя Применяемая в двигателе двухвальная схема обеспечивает устойчивую работу компрессора на запуске и приемистость. Входное устройство двигателя сверхзвуковое, регулируемое, выполнено в виде плоского подкрыльевого воздухозаборника. Компрессор двигателя состоит из двух основных узлов: - Четырехступенчатого осевого компрессора низкого давления; -Девятиступенчатого осевого компрессора высокого давления; Разделительный корпус предназначен для: - разделения потока воздуха на два контура; - установки агрегатов и узлов передней плоскости подвески двигателя на самолете. 9 Спереди к разделительному корпусу крепится компрессор низкого давления, сзади - компрессор высокого давления и кожух наружного контура. Привод основных агрегатов двигателя осуществляется от ротора компрессора высокого давления через систему зубчатых передач. Камера сгорания кольцевая, прямоточная с силовым корпусом. Жаровая труба камеры сгорания кольцевая, выполнена из жаростойкого сплава, заключена в силовой корпус, к которому спереди крепится компрессор высокого давления, сзади - турбина высокого давления. Турбина. Двигатель имеет две одноступенчатые турбины: турбину высокого давления и турбину низкого давления. ТВД служит для привода КВД, ТНД приводит во вращения вентилятор. В корпусе задней опоре турбины устанавливаются роликоподшипник ротора ТНД. В меридиональном сечении проточная часть турбины представляет собой плавно расширяющийся канал. Роторы двигателя механически не связаны между собой, а имеют только газодинамическую связь. Обороты роторов различные и изменяются в зависимости от режима работы двигателя и параметров воздуха на входе в двигатель. Ротор низкого давления имеет три опоры: передняя и задняя опоры роликовые подшипники, средняя опора - радиально - упорный подшипник. Ротор высокого давления устанавливается на две опоры, из которых передняя - шариковый подшипник, задняя - роликовый подшипник. Поворотное реактивное сопло – сверхзвуковое, всережимное, осесимметричное, с внешними створками. Реактивное сопло смонтировано на корпусе форсажной камеры. Масляная система двигателя - автономная, циркуляционная, открыто закрытого типа. В масляную систему входят следующие установленные на двигатели основные узлы: масляный бак, маслоагрегат, блок откачивающих насосов, два топливо - масляных радиатора, центробежный суфлер, гидроаккумулятор, 10 дифференциальный пневматический клапан, блок заслонок системы наддува предмаслянных полостей, трубопроводы. Топливная система предназначена для питания топливом и автоматического управления двигателем на установившихся и переменных режимах его работы в заданных условиях эксплуатации. Топливная система двигателя – гидромеханическая с применением электронного блока предельных регуляторов, обеспечивающего управление гидромеханическими агрегатами на режимах ограничения параметров двигателя, при помпаже, при розжиге форсажной камеры. Система противообледенения предназначена для минимизации возможности образования льда путем обогрева поверхностей ВНА и кока компрессора электрическим током в условиях возможного обледенения. Система управления охлаждением турбины обеспечивает подачу воздуха от КВД на детали турбины. Запуск двигателя – автоматический, автономный, производится автоматом запуска, который подает электропитание на агрегаты систем раскрутки и зажигания и начинается раскрутка компрессора высокого давления (КВД). - запуск двигателя на земле и в полете; - воспламенение топлива при включении ФК; - прокрутку и ложный запуск двигателя. Система сигнализации пожара выдает сигнал при возникновении пожара во внутренних полостях двигателя. 1.1.4. Наружный контур двигателя Наружный контур двигателя предназначен для организации подачи воздуха внешнего контура от вентилятора к выхлопному соплу и представляет собой кольцевой канал, образованный оболочкой контура и несущими корпусами компрессора, камеры сгорания и турбины. 1.2. Компрессор Компрессор осевой, тринадцатиступенчатый, двухкаскадный и состоит из четырехступенчатого компрессора низкого и дявитиступенчатого компрессора высокого давления. 11 Для обеспечения устойчивой работы компрессора и улучшения его характеристик на нерасчетных режимах над рабочим колесом первой ступени вентилятора имеется щелевое устройство, а также регулируемые ВНА и первые НА в компрессоре высокого давления. Для предотвращения обледенения компрессор имеет антиобледенительную систему. а 1.2.3. Компрессор высокого давления Компрессор высокого давления (КВД) — осевой девятиступенчатый с постоянным наружным диаметром (рис.8). Предназначен для сжатия воздуха, поступающего из вентилятора через канал корпуса опор и подачи его в камеру сгорания. Компрессор соединяется жестким валом через радиально-торцевые шлицы с турбиной высокого давления, образуя ротор турбокомпрессора, который является двухопорным ротором. КВД имеет механизацию в виде трех поворотных направляющих аппаратов, управляемых двумя гидроцилиндрами. КВД состоит из ротора и статора. Рис.4 КВД 1.2.3.1. Ротор КВД Ротор КВД (рис. 9,10) — дисково-барабанного типа. Состоит из переднего барабана (4), диска (55) рабочего колеса (РК) №3 с передней цапфой, среднего 12 барабана (21), дисков (22), (23) и (24) РК № 7, 8 и 9соответственно, заднего лабиринта (25) и вала (27). Передний барабан (4) состоит из дисков (3) и (5) РК № 1 и 2 и проставки (12), изготовленных из титановых сплавов и сваренных между собой электронно-лучевой сваркой. Рис 5. Ротор КВД Рис.6 Модель ротора КВД 1.2.3.2. Статор КВД Статор компрессора (рис. 11) состоит из: корпуса компрессора, поворотного входного направляющего аппарата (ВНА), поворотных направляющих аппаратов НА. 13 Рис.7 Статор КВД 1.3. Камера сгорания Камера сгорания — кольцевая, прямоточная. Предназначена для сжигания топливовоздушной смеси и обеспечения требуемого температурного поля на входе в турбину на различных режимах работы. КС включает в себя корпус камеры сгорания (рис.13), жаровую трубу и топливный коллектор. Камера сгорания расположена между спрямляющим аппаратом компрессора и сопловым аппаратом турбины высокого давления. В КС использовано завихрительное фронтовое устройство с хорошо развитой зоной циркуляции. 14 Рис 8 Узлы камеры сгорания 1.3.1. Корпус камеры сгорания Корпус камеры сгорания является силовым узлом двигателя, воспринимающим силы и моменты, возникающие при работе двигателя. Корпус камеры сгорания — сварной, из жаропрочной стали, состоит из литого диффузора, наружно и внутренней обечаек, наружного фланца, внутреннего фланца, четырех бандажей и сотового уплотнения. Рис.9 Корпус камеры сгорания 15 1.3.2.Диффузор Диффузор – литой, предназначен для уменьшения скорости воздуха на входе в камеру сгорания и обеспечения стабильности воздушного потока (рис. 14). Рис.10 Диффузор 1.3.3. Воспламенитель Воспламенитель (рис.15) предназначен для воспламенения топлива в камере сгорания при запуске двигателя. Рис.11 Воспламенитель 1.3.4. Жаровая труба Жаровая труба (рис. 12,16) — кольцевая, выполнена из жаростойкого сплава и состоит из фронтового устройства, экрана, наружного и внутреннего (10) 16 обтекателей, секций наружной (27) и внутренней (26), двух гофрированных колец наружной (12) и внутренней (24) секций смесителя, наружной (15) и внутренней (1) опорных секций, наружного (17) и внутреннего (18) опорных колец, два четырех литых лопаточных завихрителей (34), плавающих колец (35), упорных втулок (36) и фланца (20). Фронтовое устройство, включает в себя наружный и внутренний обтекатели, экран, двадцать четыре литых лопаточных завихрителя, в которые установлены плавающие кольца и упорные втулки. Наружный обтекатель совместно с лопаточными завихрителями регламентирует расход воздуха через фронтовое устройство. Рис.12 Жаровая труба 1.3.5. Топливный коллектор Топливный коллектор с форсунками (рис.17) предназначен для подвода топлива в зону горения основной камеры сгорания (КС) и расположен перед фронтовым устройством жаровой трубы. Топливный коллектор с форсунками представляет собой кольцевой узел, состоящий из двадцати четырех корпусов форсунок, соединенных между собой двумя рядами трубок, закрытых теплозащитными кожухами для уменьшения нагрева топлива в коллекторе. Форсунки (рис. 18) центробежные, двухконтурные, двухсопловые. В каждый из корпусов форсунок установлены элементы для распыла и фильтрации первого и второго контуров подачи топлива в КС. 17 Рис.13 Топливный коллектор Рис.14 Форсунка 1.4. Турбина Двигатель имеет осевую, реактивную двухроторную, двухступенчатую охлаждаемую турбину. Первая ступень — турбина высокого давления (ТВД) приводит во вращение ротор компрессора высокого давления, вторая ступень — турбина низкого давления (ТНД) приводит во вращение ротор вентилятора. Турбины представляет собой лопаточные машины, в которых теплосодержание газов преобразуется в механическую работу. Для обеспечения надежной работы турбин в условиях высоких температур предусматривается охлаждение и теплозащита основных элементов турбин воздухом, отбираемым из диффузора камеры сгорания, за пятой ступенью компрессора и из второго контура. 18 Требуемые значения мощности в каждой ступени достигнуты за счет высоких температур и высоких значений степени расширения газа в ступенях, реализация которых потребовала значительного повышения окружных скоростей рабочих лопаток. 1.4.1. Турбина высокого давления Турбина высокого давления (ТВД) (рис.19) — одноступенчатая, осевая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, Турбина состоит из соплового аппарата (статора), рабочего колеса (ротора) и задней опоры. Рис.15 ТВД 1.4.2. Турбина низкого давления Турбина низкого давления (ТНД) (рис. 20) — одноступенчатая, осевая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками. Турбина состоит из соплового аппарата, ротора турбины и задней опоры. Рис.16 ТНД 19 1.5. Форсажная камера Форсажная камера (ФК) (рис. 21) — общая для двух контуров с предварительным смешением потоков в камере смешения и состоит из смесителя, фронтового устройства и жаровой трубы. Топливо в ФК подается через струйные форсунки из трех топливных коллекторов, 2-й и 3-й из которых соединены с 24мя равнорасположенными подключением или пальцевыми отключением распылителями. коллекторов при Последовательным перемещении РУД обеспечивается управление степенью форсирования. Рис.17 Форсажная камера 1.6. Регулируемое реактивное сопло Регулируемое сопло — устройство с изменяемыми, в зависимости от режимов работы двигателя, размерами критического и выходного сечений (рис.23). Рис.18 Регулируемое сопло 20 2. РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ 2.1. Термогазодинамический расчет Термогазодинамический расчет ГТД выполняется в целях определения удельных параметров двигателя, давления и температуры рабочего тела в характерных сечениях проточной части. Результаты расчета являются исходными данными для проектирования всех узлов двигателя. 1. Исходные данные: Мп=0 m=0,5 ηтк=0,86 σвх=0,97 ηг=0,97 Н=0 Тг=1550 К ηтв=0,87 σкс=0,95 σII=0,94 π*В=3 ηк=0,85 σфкс=0,95 ηмех=0,99 ϕc=0,98 π*К=21 GвΣ =75 ηв=0,84 δотб=0,04 λ1=0,4 2. По данным стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81) определяются в зависимости от высоты полета Н: рн, Тн, ан. 3. Скорость полета: Vп=Mп ан. 4. Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве ТРДД(см) σвх=0,97 (на дозвуковых скоростях полета). 5. Приведенная скорость полета: λп=λ(Мп), (к=1,4). 6. Газодинамические функции π(λп) и τ(λп): π(λп) = [1-(k-1) λ2п/(k+1)]k/(k-1)=0,909 τ(λп) = 1-(k-1) λ2п/(k+1)=0,954, (k=1,4) 7. Полное давление р*в и температура торможения Т*в на входе в вентилятор: р*в=рнσвх/π(λп)=101,3*0,97/0,909=74,6кПа Т*в=Тн/τ(λп)=288К 8. Полное давление р*вн и температура торможения Т*вн за вентилятором: р*вн= р*вπ*в =74,6*3=223кПа Т*вн=Т*в(1+(πв*0,286-1) /ηв) =288*(1+(30,286-1)/0,84=414,5 [(k-1) /k=0,286]. 9. Полное давление р*к и температура торможения Т*к за компрессором: 21 р*к=р*вπ*к=2132,7кПа Т*к=Т*вн (1+(πк*0,286-1) /ηк)=788К 10. Полное давление газа перед турбиной: р*г = р*кσкс=2132,7*0’95=2026,1 11. Относительный расход топлива в основной камере сгорания q т по формуле Я.Т. Ильичева: 𝑞т = С р Т*г С р Т*к H u η г С pn Tг* C pn T0 =0,0281 * 12. Степень понижения давления на турбине компрессора π тк определяется из условия: Lк=(1+qт) (1-δотб) ηmк(1+0,0281)*(1-0,04)=0,986 *0,248 Xтк=1-1/ π тк , (для газа (к-1) /к=0,248). 1005(Tк* Т*вн ) * * = 1165Т г тк (1 q т )(1 отб )mк =0,301 хтк (для воздуха Ср=1005 Дж/(кгК), для газа Ср=1165Дж/(кгК)). π*тк=(1-Xтк) -4,03 =4,2 (для газа к/(к-1) =4,03). 13. Полное давление р*тк и температура торможения Т*тк за турбиной компрессора: р*тк=р*г/π*тк=482,4кПа Т*тк=Т*г(1-Хткη*тк) =1148,8К 14. Полное давление р*тк и температура торможения Т*тк за турбиной компрессора: р*тк=р*г/π*тк=482,4кПа Т*тк=Т*г(1-Хткη*тк) =1148,8К 22 15. Степень понижения давления на турбине вентилятора π *тв определяется из условия: Lв=(1+qт)(1-δотб)Lтвηmв=0,986 * 0, 248 Xтв=1-1 тв * 1005(1 m )(Tвн Т*в ) * * Xтв= 1165Т тк тв (1 q т )(1 отб )mв =0,278 *тв (1 Х тв ) 4,03 =3,72 16. Полное давление р*т и температура торможения Т*т за турбиной вентилятора и на входе в камеру смешения внутреннего контура: р*т=р*1=р*тк/π*тв=209,4кПа Т*т=Т*т1=Т*тк(1-Хтв·η*тв)=1148,8*(1-0,278*0,87)=870,9К 17.Степень расширения в свободной турбине: πст= Ртнд//Рст= 2,95 18.Работа свободной турбины: Lст=kг/kг-1*Rг*Ттнд*[ 1- 1/πст k-1/kг ]*ηcт= 281522,46 19.Темпратура торможения на выходе из свободной турбины: Тст*=Ттнд*-Lст/(kг/kг-1)*Rг= 738,22 20. Относительный расход топлива: qт= Срг*Тг-Срв*Тk/H*ηkc -CрпТг+ СрпТ0 = 0,0281 21. Мощность свободной турбины: Ncт=Lст*(1+qт)*Gv= 21,8 МВт Данные расчета приведены в таблице 1 Таблица 1 23 Параметры Значения Параметры Значения Тн* 288 К Птк 4,2 Тв* 288 К Птв 3,72 Твн* 414,5 К Тк* 788 К qтф Ттк* 1148,8 К Nст Тт* 870,9 К Рн* 101,3 кПа Рв* 74,6 кПа Рвн* 223,8 кПа Рк* 2132,7кПА Рв 74,6кПа Ртк* 779,2 кПа Рт* 209,4 кПа Рсм* 387,4 кПа qт 0,0281 0,04329 21,8 24 2.2. Предварительный расчет параметров турбины и компрессора газогенератора. 1. Расход воздуха через газогенератор (внутреннего контура) двигателя: 2. Степень повышения давления в компрессоре газогенератора: 3. Работа, затрачиваемая на привод вентилятора: 4. Температура на входе в компрессор: 5. Давление на входе в компрессор: 6. Работа, затрачиваемая на привод компрессора: 7. Потребная внутренняя удельная работа турбины газогенератора определяется из баланса мощностей турбины и компрессора: где Кт = 0,96 8. Окружная скорость на среднем диаметре турбины определяется по характеристике Парсонса, условная адиабатическая скорость: где ηт=0,87 - КПД турбины, зависящий от КПД ступеней, входящих в турбину. Окружная скорость на среднем диаметре: 25 , , приним аем Y* = 0,5. 9. Температура газа за турбиной: 10. Температура в корневом сечении неохлаждаемых лопаток турбины: 11. Температура рабочей лопатки с учетом ее охлаждения: где Т емпература охлаждающего воздуха, принимается в первом приближении равной температуре воздуха за компрессором газогенератора принимаем Ɵ = 6. 12. Запас прочности рабочих лопаток турбины: K 1,8...2,0. Принимаем режиме K 2 . Принимаем работу двигателя на расчетном = 500 ч. 26 13. По температуре , выбранному ресурсу определяется материал лопаток и предел длительной прочности этого материала. Принимаем материал ЭИ-929, предел длительной прочности = 380Мпа. 14. Допустимое напряжение растяжения в корневом сечении рабочих лопаток: 15. Определение относительной высоты рабочих лопаток: , принимаем Ф = 0,6. – плотность материала турбинных лопаток, принимаем м 8100 16. Приведенную скорость и угол кг м3 . на выходе из турбины газогенератора: Принимаем: 17. Отношение полных давлений в турбине: 18. Площадь кольцевого сечения канала на выходе из турбины: , где , - коэффициент, учитывающий массу впрыскиваемого топлива и 27 расход воздуха на охлаждение; полное давление за турбиной; 19. Высота лопатки на выходе из турбины: 20. Средний диаметр турбины на выходе: 21. Наружный диаметр турбины: 22. Внутренний диаметр турбины: 23. Относительный диаметр втулки на выходе из турбины: 24. Площадь кольцевого сечения канала на входе в первую ступень турбины: , где Gг = Gт принимаем 25. Принимаем форму проточной части 28 = 0,3 , тогда 26. Частота вращения ротора газогенератора: 27. Приведенная скорость на выходе компрессора газогенератора: 28. Температура, давление воздуха и критическая скорость на выходе из компрессора газогенератора: 29. Скорость на выходе из компрессора: 30. Площадь кольцевого сечения канала на выходе из компрессора: , принимаем Кg = 0,95 31. Отношение кольцевых площадей входа и выхода компрессора газогенератора: здесь показатель политропы сжатия компрессора 32. Площадь кольцевого канала на входе в компрессор: 29 33. Относительный диаметр втулки последний ступени компрессора, принимаем 34. Средний диаметр на выходе из компрессора: 35. Выбор проточной части компрессора: выбираем форму проточной части 36. Относительный диаметр втулки для первой ступени компрессора газогенератора: 37. Диаметры на входе в компрессор газогенератора: 38. Высота лопатки последней ступени компрессора: 39. Окружная скорость на внешнем диаметре первой ступени компрессора газогенератора: 40. Средней диаметр компрессора газогенератора: 41. Средний диаметр турбины газогенератора: 30 42. Число ступеней компрессора газогенератора: Данные расчета приведены в таблице 2 Таблица 2 Параметры Значение Параметры Значение 𝐺в1 51,3 кг/с 𝐹г 0,054 м2 𝜋𝐾 7 𝐷г.ср = 𝐷т.ср 0,52 м 𝐿кнд 131669,1 𝑇к.вх 419,01 К 𝐷г.вт 0485 м 𝑃к.вх 309324,1 𝑛гг 17215,8 об/мин Дж/кг 0,552 м 𝐷г.нар Па 𝐿квд 𝐿т 364354,9 Дж/кг 𝑇к 386378,5 Дж/кг 𝑎к.кр 781,55 К 509,6 м/с 468,5 м/с 𝑐к 163,08 м/с Тт 1368,28 К 𝐹к 0,035 м2 𝑇Л 1389,4 К 𝐹 3,172 𝑇л.охл 1053,9 К 𝐹к.вх 0,111 м2 𝑢т.ср 𝜎р 𝐷т.ср ℎ 211,11 МПа 𝐷вых.ср 0,418 м 10,10 𝑑втІ 0,533 2,74 𝐷к.вх 0,451 м 𝑃г 𝑃т 31 𝐹2т 0,085 м2 ℎ 0,051 м 𝐷т.ср 𝐷т.нар 0,236 м 𝐷вт.вх 0,355 м 𝐷ср.вх 0,52 м ℎк 0,027 м 0,569 м 𝑢к 406,3 м/с 𝑧квд 9 2.3. Детальный расчет компрессора 2.3.1. Распределение основных параметров по ступеням компрессора В результате выполненного согласования и предварительного расчета компрессора и турбины газогенератора получены основные и исходные параметры, необходимые для дальнейшего детального расчета компрессора. Остальные параметры выбираются следующим образом. 1. Распределение работы по ступеням компрессора газогенератора LСТ 1 LСТ 1 U K2 2. Температура заторможенного потока на выходе из спрямляющего аппарата (цифры приводятся для первой ступени) Т 3*i Т 2*i Т 1*(i 1) Т 1*i LСТi K R K 1 3. Коэффициенты полезного действия ступеней, входящих в компрессор Окончательное значение повышения давления устанавливается в процессе расчета степени в каждой ступени: * СТi L * СТi СТi 1 K RT * 1i K 1 K K 1 и в то же время должно соблюдаться условие * * * K* СТ 1 СТ 2 ... СТZ 4. Полное давление на входе в i-ю ступень * Р1*i Р3*(i 1) Р1*(i 1) СТ (i 1) 32 5. Работа на лопатках в ступенях компрессора LKUi LСТi i где – коэффициент, учитывающий потери затрачиваемой работы, обусловленные наличием радиального зазора, неравномерности потока по шагу и радиусу и трения воздуха о стенки проточной части и диски рабочих колес. Расчеты сведены в таблицу 3. Таблица 3 Распределение основных параметров по ступеням компрессора Параметры Ступени I II III IV V VI VII VIII IX 46101 46301 49077 52700 53859 51077 45687 43906 39515 464,88 510,95 559,78 612,21 665,80 716,62 762,07 805,7 845,05 419,01 464,88 510,95 559,78 612,21 665,80 716,62 762,07 805,74 0,93 0,93 0,95 0,95 0,95 0,945 0,94 0,94 0.93 1,306 1,28 1,294 1,279 1,257 1,238 1,213 1.181 1.163 3,093 4,039 5,170 6,690 8,556 10,75 13,31 16,15 19,07 1 1 1 0,99 0,98 0,97 0,96 0,95 0.94 46101 46301 49077 52173 52781 49544 43859 41710 37144 2.4. Выбор некоторых параметров первой ступени компрессора на среднем диаметре 1. Окружная скорость на среднем диаметре 33 2. Коэффициент напора первой ступени на среднем диаметре 3. Степень реактивности первой ступени 4. Коэффициент производительности компрессора газогенератора GK 0,33 5. Приведенная осевая скорость на входе в компрессор Принимаем 1а 0,53 . Критическая скорость на входе в первую ступень: Осевая скорость на входе в колесо первой ступени компрессора: 6. Коэффициент расхода на среднем диаметре первой ступени 7. Угол на входе в рабочее колесо первой ступени 8. Приведенная скорость на входе в первую ступень 9. Поученные значения угла , приведенной скорости , определяющие расход воздуха через первую ступень компрессора, найдены с учетом выбранных 34 величин , , . Необходимо проверить, будут ли обеспечивать выбранные величины заданный расход воздуха через компрессор. Для этого определяем газодинамическую функцию расхода 10. Число Маха по относительной скорости на входе в рабочее колесо первой ступени на среднем диаметре 11. Распределение осевых скоростей по ступеням компрессора Величины скорости потока из компрессора на входе в первую ступень и на выходе выбраны и соответственно равны Численные значения распределенных осевых скоростей по ступеням компрессора приведены в таблице 4 Таблица 4 35 Ступени Параметры I II III IV V VI VII VIII IX 197,7 193,7 190,7 187,5 184 180,5 176,6 171,5 167,1 0,5 0,507 0,51 0,5 0,512 0,5 0,51 0,5 0,5 а1KPi , м/с 373,1 393 412 431,3 451 470,3 488 503,2 517,4 1аi 0,529 0,493 0,463 0,434 0,408 0,384 0,362 0,341 0,323 q1a i 0,742 0,702 0,666 0,631 0,598 0,568 0,539 0,510 0,487 F1i , м2 0,119 0,106 0,087 0,074 0,064 0,056 0,049 0,044 0,040 d ВТ1i 0,503 0,579 0,674 0,732 0,773 0,805 0,832 0,851 0,866 U CPi , м/с 321,5 331,9 346,4 356 363,1 368,8 373,7 377,2 380,5 LKUi 0,299 0,299 0,315 0,333 0,336 0,315 0,278 0,264 0,235 C1ai 0,614 0,583 0,550 0,526 0,506 0,489 0,472 0,454 0,439 C1Ui , м/с 90,02 93,92 100,4 105 104,5 118 125,1 133,9 142,6 C1i 217,3 215,2 215,5 214,8 211,6 215,6 216,4 217,5 219,6 1i 0,582 0,547 0,523 0,498 0,469 0,458 0,443 0,432 0,424 q1 i 0,795 0,761 0,735 0,707 0,673 0,661 0,642 0,630 0,620 1i , град 65,36 64,15 62,12 60,69 60,34 56,82 54,68 51,99 50,26 С1аi , м/с Ki 12. Распределение степени реактивности по ступеням компрессора представлены выше в таблице 4. 13. Используя выше полученные параметры, производится в следующей последовательности: 36 дальнейший расчет 1) критическая скорость на входе в рабочее колесо i-ой ступени а1KPi 18,233 Т1*i м с 2) приведенная осевая скорость на входе в рабочее колесо 1аi C1ai а1KPi 3) площадь на входе в i-ю ступень в первом приближении определяется при , т.е. при GBi T1*i F1i * м3 P1i q1a i S B кG 4) относительный диаметр втулки колеса d ВТi 1 4 F1i DK2 5) окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса ступени U CPi U K 2 1 d ВТi м 2 с 6) коэффициент напора на среднем диаметре ступеней LKUi LKUi 2 U CPi 7) коэффициент расхода на среднем диаметре ступеней С1аi С1аi U CPi 8) окружная составляющая абсолютной скорости на среднем диаметре L С1Ui U CPi 1 Ki KUi 2 9) абсолютная, приведенная скорость и приведенный расход на входе в колесо С1i C12ai C12Ui 1i 37 C1i a1KPi Определяем q1 i 10) угол входа в i-ю ступень по абсолютной скорости (он же является углом выхода потока из спрямляющего аппарата предыдущей ступени) 1i 3(i 1) arcsin F1i C1ai C1i GBI T1*i м2 * P1i q1 i sin 1i S B кG 11) наружный диаметр на входе в колесо i-й ступени DKi DВТ d ВТ .i 12) высота лопаток рабочих колёс по ступеням компрессора h1i Dк D1ВТ .i 2 Продолжение таблицы 4 Параметры Ступени I II III IV V VI VII VIII IX F1i , м2 0,122 0,106 0,091 0,077 0,066 0,058 0,053 0,049 0.042 h1i , м 0,112 0,094 0,076 0,060 0,050 0,044 0,038 0,034 0.032 hPK S PK i 3 2,863 2,8 2,7 2,6 2,313 2,175 2,038 2.0 S PKi , м 0,037 0,032 0,027 0,022 0,019 0,019 0,017 0,016 0.016 SCAi , м 0,033 0,028 0,024 0,019 0,017 0,017 0,015 0,014 0.014 ai , м 0,007 0,006 0,005 0,004 0,003 0,003 0,003 0,003 0.003 38 При вычерчивании схемы проточной части компрессора используется известные из расчета величины: Dк =0,451 ; число ступеней z = 9; и Кроме того, используются рекомендации: 1) отношение высоты рабочей лопатки на входе к ширине у втулки - для первой дозвуковой ступени. Принимаем - для первой ступени, - для последней ступени. Эта величина для рабочих лопаток промежуточных выбрана уменьшающейся от первой к последней ступени по линейному закону. 2) ширина рабочих лопаточных венцов у втулки SPKi h1i hPK S PK 3) ширина лопаточных венцов спрямляющих аппаратов SCAi (0,85...0,95)S PKi 4) осевые зазоры между венцами рабочих колес и спрямляющих аппаратов ai (0,2..0,3)SPKi 5) длина проточной части компрессора газогенератора в первом приближении определяется по формуле: z l КГГ S PK S CA 2a i i 1 2.5. Расчет турбины газогенератора Расчет первой ступени охлаждаемой турбины проводится в такой последовательности. 1. Расход газа на входе в турбину G = 48,83 расчета). 39 кг с (из предварительного 2. Средний диаметр на входе в турбину (из условия DCP const ) DГCP DТCP 520 мм. 3. Высота лопаток на выходе из соплового аппарата: h1 43 мм 4. Высота рабочих лопаток первой ступени на выходе h2 51 мм 5. Окружная скорость на среднем диаметре 𝑢к = 406 м/с 6. Давление адиабатно-заторможенного потока на входе в турбину Рг = 2057005,2Па. 7. Температура торможения газа на входе в турбину 1700 К. 8. Адиабатная работа расширеня в первой ступени L0 ICT 9. Условная скорость 2 CадICT 1 U TCP 2 2 ICT при 2 адиабатном расширении соответствующая адиабатному теплоперепаду ступени. CадICT 1,415 L0 ICT 10. Приведенная скорость и ад C адICT адICT 2 КГ R Г Т Г* КГ 1 По таблице ГДФ: ад =0,2945 11. Статическое давление за первой ступенью P2 ад PГ* 12. Отношение 13. Степень реактивности CT =0,35 14. Адиабатная работа расширения в соплах . UГ 0,453 C адICT L01 1 CT L0 ICT 15. Адиабатная работа расширения в рабочем колесе L02 CT L0 ICT 16. Скоростной коэффициент соплового аппарата . охл не.охл 0,012 0,975 40 газа, 17. Теоретическая скорость на выходе из соплового аппарата С1t 2 L01 18. Действительная скорость на выходе из соплового аппарата C1 охл С1t 19. Температура газа за сопловым аппаратом * T1 TТВ 20. охл L01 КГ RГ К Г 1 Приведенная теоретическая скорость на выходе из сопла C it 1t 2 КГ R Г TГ* КГ 1 21. По таблицам ГДФ определяем 1t и q1t 22. Статическое давление за сопловым аппаратом P1 1t PГ* 23. Плотность газа за сопловым аппаратом 1 24. P1 RГ Т1 Угол выхода из сопла sin 1 G Г 10 6 D ГСР h1C1 1 После определения угла выхода потока из сопел 1 необходимо проверить реактивность в корневом сечении ступени CTK 1 1 CT K , где 2 D ГСР cos 2 1 sin 2 1 K D ГСР h1 CTK 1 1 CT K 25. Скорость потока газа на входе в рабочее колесо первой ступени в относительном движении W1 C12 U 12 2C1 U 1 cos 1 41 26. Угол входа потока на рабочую решетку в относительном движении C1 sin 1 W1 1 arcsin 27. Скоростной коэффициент рабочей решетки зависит от суммы углов на входе и выходе из решетки и выбирается в соответствии с рекомендациями §3.2. охл неохл охл 28. Скорость газа на выходе из рабочей решетки в относительном движении W2 охл W12 2L02 U 22 U12 При схеме DCP const окружные скорости U1 U 2 . 29. Температура торможения потока в относительном движении на входе в решетку рабочего колеса TW*1 TГ* 30. C12 W12 KГ 2 RГ K Г 1 Приведенная относительная скорость на выходе из первой ступени W2 W 2 2 KГ R Г TW*1 K Г 1 31. По таблицам ГДФ определяем W 2 и qW 2 32. Полное давление в относительном движении на выходе из турбины PW* 2 33. P2 W 2 Угол выхода потока из рабочей решетки в относительном движении sin 2 G Г TW*1 D ГСР h2 PW* 2 qW 2 S Г 42 К Г 1 Дж К Г 1 1 S 0,03963 где S Г К Г 2 (при K 1,33 и R Г 288,4 кг град Г RГ К Г 1 ). Угол 2 39 34. Абсолютная скорость потока за рабочим колесом первой ступени C 2 W22 U 22 2W2 U 2 cos 2 35. Угол абсолютной скорости потока за рабочим колесом 2 arcsin 36. Температура газа за первой ступенью турбины газогенератора T2* TГ* 37. W2 sin 2 C2 LCTI КГ RГ К Г 1 Приведенная скорость на выходе из первой ступени С2 С 2 2 КГ R Г T2* КГ 1 38. По таблицам ГДФ определяем C 39. Полное давление на выходе из первой ступени турбины 2 газогенератора P2* P2 C 2 На этом заканчивается расчет охлаждаемой ступени турбины. Результаты расчета занесены в таблицу 5. Таблица 5 Турбина Определяемая величина и формула Размерность газогенератора 43 I II III IV 1 G Г GT кг с 48,83 мм 520 D Г СР DТ СР (схема 2 DСР const ) 3 h1 мм 43 4 h2 мм 51 м с 406 U1 U 2 U TCP (из предварительного 5 расчета) 6 7 PГ* * ТГ кПа 2057 К 1700 8 L0 кДж/кг 329,6 9 Cад 1,415 L0 м с 812,3 - 1.084 - 0.9781 10 C ад ад 2 КГ R Г Т *Г КГ 1 11 ад 12 U C ад 0.5 13 CT (выбирается) 14 L01 1 CT L0 0.3 кДж кг 44 230,72 кДж кг 15 L02 CT L0 16 17 С1t 2 L01 0.968 18 C1t С1t 19 20 98,88 T1 TГ* м с 812 м с 786 L01 КГ RГ К Г 1 К 1514,39 C1t 1t КГ 2 R Г TГ* КГ 1 1.084 21 1t 0.9781 22 q1t 1,0111 23 P1 1t PГ* P1 RГ Т1 24 1 25 sin 1 2011951,7 кг м3 4.597 G Г 10 6 D ГСР h1C1 1 26 1 27 Па W1 C12 U 12 2C1 U 1 cos 1 C sin 1 28 1 arcsin 1 W 1 29 30 W2 W12 2 L02 U 22 U 12 град 11 м с 395,3 град 23 0.95 м с 410 45 31 32 C12 W12 KГ 2 RГ K Г 1 TW* 1 TГ* К 1501,8 W2 W 2 KГ RГ TW* 1 K Г 1 2 0.838 33 W 2 (по табл. ТДФ) 0.6612 34 qW 2 (по табл. ТДФ) 0.9660 * 35 PW 2 36 sin 2 P2 W 2 C 2 W22 U 22 2W2 U 2 cos 2 39 2 arcsin T2* TГ* 31 м с 304 W2 sin 2 C2 град 85 LCTI КГ RГ К Г 1 К 1352 С2 С 2 42 C град D ГСР h2 PW* 2 qW 2 S Г 38 41 1413000 G Г TW* 1 37 2 40 Па 2 2 КГ R Г T2* КГ 1 0.456 (по табл. ТДФ) P * 2 43 P2 C 2 0.8893 Па 46 1051000 Рис 1 Схема проточной части газогенератора 47 2.6 Расчеты на прочность Расчет на прочность разделен на два этапа. Первый этап включает в себя: -предварительные расчеты профиля рабочей лопатки первой ступени КНД; -построение 3D моделей рабочей лопатки и диска; Расчеты выполнены методом конечных элементов в программе Ansys с учетом: - центробежных нагрузок; - нагрузок от газовых сил; - материала. Для предварительного расчета профиля лопатки использовался MS Excel, построение трехмерного профиля лопатки в ПО «КОМПАС-3D». Второй этап включает в себя оптимизацию формы и размеров рабочей лопатки и диска. Критериями оптимизации являлись: запас прочности для лопатки от 1.3 до 2 диска от 2 до 3. Оптимизация геометрических параметров производилась последовательно: сначала перестраивалась геометрия рабочей лопатки, затем диска. В процессе создания расчетной математической модели приняты следующие допущения: Диск – считается симметричным относительно серединной плоскости, перпендикулярной оси вращения. Температура диска постоянна по радиусу и толщине Диск находится в плосконапряженном состоянии, при этом, напряжения на любом радиусе не меняются по толщине. Наличие посторонних составляющих (отверстий и бобышек) на полотне диска, выступов и проточек на его частях не учитываются в расчёте. 2.6.1 Расчёт на прочность рабочей лопатки 1. Построение 3Dпрофиля лопатки 48 Таблица 3.1 (а, б) – Координаты профиля корытца (а) и спинки (б) (корневое сечение) Таблица 3.2 (а, б) – Координаты профиля корытца (а) и спинки (б) (среднее сечение) 49 Таблица 3.3 (а, б) – Координаты профиля корытца (а) и спинки (б) (периферийное сечение) Рисунок 24 – 3D модель лопатки (КОМПАС-3D) 50 2.6.2 Расчет лопатки на прочность. По предварительным расчетам профиля лопатки создана ее 3D модель в Компас-3D и импортирована в ПО Ansys. Конечно-элементная модель разбита преимущественно на гексагональные элементы различного размера. Рисунок 25 – Наложение сетки на рабочую лопатку Нагрузки наложены следующим образом: - центробежная сила: 14100 об/мин (1476,5 рад/с) Рисунок 26 – Положение лопатки относительно оси вращения - закрепление в корне лопатки по всем степеням свободы; 51 Рисунок 27 – Закрепление лопатки в корневом сечении - изгибающий момент в периферийном сечении: 42,426 Н/м. Рисунок 28 – Заложение момента от газовых сил После наложения нагрузок мы получили следующий представленный на рисунки 29: Рисунок 29 – Максимальное напряжение лопатки 52 результат, Рисунок 30– Напряжения на корытце лопатки Рисунок 31 – Напряжения в периферийном сечении лопатки Рисунок 32 – Корневое сечение лопатки Максимальные напряжения составили 730 МПа в корневом сечении (рисунок 32) и 470 МПа(рисунок 31). Запас прочности при использовании ВТ6 – 1,55. 53 2.6.3 Расчет на прочность диска компрессора В расчете использовалась упрощенная модель диска без лопаточного замка и цапфы (рисунок 33). Рисунок 33 (а, б) – 3D модель диска 230° и 360° (КОМПАС-3D) Аналогично расчетам лопатки 3D модель диска импортирована в ПО Ansys. Конечно-элементная модель разбита на тетраэдрические элементы размера 0.6 м (рисунок 34) Рисунок 34 – Наложение сетки на диск рабочей ступени Нагрузки наложены следующим образом: - центробежная сила (рисунок 35): 14100 об/мин (1476,5 рад/с) 54 Рисунок 35 – Наложение скорости вращения - закрепление диска относительно ступицы (рисунок 36); Рисунок 36 – Закрепление диска - точечные массы, имитирующие лопаточную нагрузку (0,08161 кг) (рисунок 37). Рисунок 37 – Расположение точечных масс После наложения нагрузок мы представленный на рисунке: 55 получили следующий результат, Рисунок 38 – Распределение напряжений на диске Максимальные напряжения составили 7,975·108 Па (рисунок 3.15), запас прочности при использовании ВТ9 1,29. 56 Список литературы 1.Ржавин Ю.А., Емин О.Н., Карасев В.Н. «Лопаточные машины двигателей летательных аппаратов. Теория и расчет. Учебное пособие». – М.: Издательство МАИ-ПРИНТ, 2008. -700с. 2. Виноградов, А. С. Конструкция ТРДДФ РД-33 [Электронный ресурс]: электрон. учебное пособие/ А. С. Виноградов; М-во образования и науки РФ, Самарский государственный аэрокосмический университет им. С.П. Королева (Национальный исследовательский университет). – Электрон. текстовые и граф. дан. (15,38 Мбайт). – Самара, 2013. – 1 эл. опт. диск (CD-ROM). 3. Г.А. Кузьмин «Конструкция авиационных двигателей». 57
