Курсовий проект - Iнженерний аналіз особливостей конструкції літака Миг-29 з силовою установкою РД-33

Содержание
ВСТУП 3
1. ВИБІР ТА ОБГРУНТУВАННЯ ОСНОВНИХ ТЕХНІЧНИХ ДАНИХ ДВИГУНА 4
1.1. Вибір основних технічних даних двигуна 4
1.2. Порівняльний аналіз параметрів двигуна 4
1.3. Основні режими роботи двигуна 7
2. ВИБІР ТА ОБГРУНТУВАННЯ КОНСТРУКТИВНОЇ СХЕМИ ДВИГУНА, ЩО ПРОЕКТУЄТЬСЯ 8
3. СИСТЕМИ ЗАБЕЗПЕЧУЮЧІ РОБОТУ ДВИГУНА 10
3.1. Система паливопостачання двигуна 10
3.1.1. Принципова схема системи паливопостачання 10
3.1.2. Технічні дані системи паливопостачання 12
3.2. Система змащення двигуна 14
3.2.1. Принципова схема системи змащення 14
3.3. Схема кисневого постачання двигуна 16
3.3.2 Опис роботи системи кисневого постачання двигуна 18
3.3.3 Робота системи кисневого постачання двигуна 19
3.4. Компресор високого тиску 21
3.4.1 Опис компресору 21
3.4.2 Опис компресора 22
3.4.3 Робота компресора 24
4. РОЗРАХУНОК РОБОЧОЇ ЛОПАТКИ НА МІЦНІСТЬ 25
4.1. Особливості профілювання лопаток. 25
4.2. Напруження, що діють в лопатках. 25
4.3. Розрахунок на міцність робочої лопатки осьового компресора двигуна. 29
4.2.1. Для визначення напружень розтягнення використовують формулу 31
4.2.2 Провести розрахунки напружень згину від дії газодинамічних сил : 28
4.2.3 Принцип суперпозиції 30
5.ВІДОМОСТІ КОНСТРУКЦІЙНИХ МАТЕРІАЛІВ 33
6. ІНЖЕНЕРНИЙ АНАЛІЗ ВІДМОВ ТА НЕСПРАВНОСТЕЙ КЗ 34
ВИСНОВОК 35
ЛІТЕРАТУРА 36

Двигун РД33-2С – це двоконтурний турбореактивний двигун з форсажем з малим ступенем двоконтурності, зі змішуванням потоків перед форсажною камерою згоряння та з регульованим надзвуковим реактивним соплом. Двигун РД33 є наймасовішим двоконтурним двигуном в своєму класі тяги.
Компресор двигуна складається з двох основних вузлів:
чотириступінчастого осьового компресора низького тиску (КНД);
дев'ятиступеневою осьового компресора високого тиску (КВД) з постійним зовнішнім діаметром і трьох поворотних напрямних апаратів, керованих двома гідроциліндрами, а так само з відбором повітря на охолодження турбіни і літакові потреби.
Камера згоряння двигуна кільцева, з великим числом завихрювачів з форсунками (кількістю 24). Це сприяє доброму змішуванню палива з повітрям, через що забезпечується висока густина згоряння палива та необхідна колова рівномірність температурного поля перед турбіною на різних режимах роботи двигуна. Жарова труба камери згоряння - кільцева, виконана з жаростійкого сплаву, укладена в силовий корпус, до якого спереду кріпиться компресор високого тиску, ззаду - турбіна високого тиску.
Турбіна двигуна осьова, вдувальна та складається з одноступінчастих турбін високого та низького тиску (ТВД та ТНД).
Для забезпечення надійної роботи турбіни в умовах високих температур передбачається її охолодження.
Сопловий апарат ТВД охолоджуються повітрям, відбираємий з останньої ступені компресора, а робочі лопатки та диск ТВД та ТНД, а також сопловий апарат ТНД охолоджується повітрям, відбираємої з п’ятої ступені КВД.
Гарячі гази за турбіною низького тиску змішуються в камері змішування (за допомогою змішувача) з повітрям, поступаючим з другого контуру (за вентилятором).
За камерою змішування розміщається спільна для обох контурів форсажна камера згоряння. Для плавної зміни тяги двигуна на режимах форсажу в форсажній камері розміщені три паливних колектора, вмикаємі та вимикаємі послідовно в залежності від режиму роботи двигуна.
Займання та розпа-лення форсажного палива при ввімкненні форсажу здійснюється методом «огненной дорожки». З цією ціллю в основній камері згоряння розміщена струменева (за потоком) форсунка короткочасної подачі палива розпалювання форсажу, а за ТНД розміщена відцентрова (проти потоку) форсунка, яка забезпечує перекидання полум’я від струменевої форсунки до першого паливного колектора форсажної камери. Застосування такої системи запуску форсажної камери дозволяє забезпечити стійкого та надійного ввімкнення форсажу у всіх діапазонах та режимах польоту.
З форсажної камери газ поступає у реактивне сопло. Воно виконано у вигляді звужуючі-розширюючого регульованого сопла (сопло Лаваля). Сопло складається з двох окремо регульованих частин – звужуючоїся (дозвукової) та розширяючоїся (надзвукової). Така конструктивна схема двигуна дозволяє створити необхідні параметри, потрібні для СУ сучасного винищувача.

ВИСНОВОК
В даній роботі був проведений інженерний аналіз особливостей конструкції літака Миг-29 з силовою установкою РД-33. Після обґрунтування можливих напрямків покращення характеристик двигуна було вирішено змінити характеристики лопатки компресора двигуна РД-33, шляхом обрання найбільш оптимальних з них. Був проведений проектувальний розрахунок лопатки першої ступені компресора двигуна. Без глобальної зміни технології виробництва був спроектований новий проміжний двигун для прототипу літака, який проектується. Проведений перевірочний розрахунок лопатки ступені компресора та показані характеристики міцності лопатки.
В порівнянні з серійним літаком спроектований літак з модернізованим двигуном, а детальніше перша ступінь компресора, має більший запас міцності лопаток компресора, що в свою чергу тягне за собою передумови до більш ефективного використання даного прототипу проектного виробу у зв’язку з більш високими характеристиками міцності двигуна, і більшою живучістю двигуна.
Можна зробити висновок, що навіть завдяки невеликим змінам в проектуванні двигуна майже без змін технології виготовлення, можна досягти покращення швидкісних та тощо характеристик.