уфимский государственный авиационный
технический университет
Лабораторная работа №2
по дисциплине "Испытания АД"
ОЦЕНКА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ АВИАЦИОННОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Выполнили: студенты гр. ТМ-608
Принял:
УФА 2011
ЦЕЛЬ РАБОТЫ Ознакомление и практическое освоение основных параметров авиационных газотурбинных двигателей на примере вспомогательной силовойустановкиТА-6А.
ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
Параметрами, характеризующими маршевые авиационные
газотурбинные двигатели, являются: тяга (мощность), удельный расход
топлива, температура газа перед турбиной и др. Тяга (мощность) является основным параметром, характеризующим ГТД как силовую установку летательного аппарата.
Для вспомогательных силовых установок ВСУ с отбором воздуха за
компрессором, в отличие от маршевых, основными параметрами являются расход отбираемого за компрессором воздуха Gотб, его давление Р*отб и температура Т*отб. Ввиду того, что расход не является энергетическим параметром, его нельзя использовать для оценки рабочего процесса. Поэтому пользуются понятием эквивалентной воздушной мощности, под которой понимают мощность, получаемую при адиабатическом (изоэнтропическом) расширении отбираемого воздуха с давлением Р*отб до атмосферного Рн.
Под удельным расходом топлива Се для ВСУ с отбором воздуха за компрессором понимают расход топлива в час на 1 кВт эквивалентной
воздушной мощности.
Кроме основных параметров, рабочий процесс различных узлов двигателя характеризуется:
• запасом устойчивой работы компрессора;
• коэффициентом избытка воздуха в камере сгорания;
• температурой и давлением рабочего тела;
• коэффициентом полезного действия компрессора и турбины и т. д.
При проведении испытаний большинство параметров двигателя определяются косвенным путем по результатам прямых измерений.
Общие сведения о вспомогательной силовой установке ТА – 6А
Вспомогательная силовая установка ТА – 6А устанавливается на борту
самолетов ТУ – 154, ИЛ – 62М, ИЛ – 76, ТУ – 144, ИЛ – 86М, ТУ – 22М
и ряде наземных объектов (рис. 1) и предназначена для подачи сжатого воздуха на запуск маршевых двигателей самолета на земле, питания
сжатым воздухом системы кондиционирования, а также питания бортовой электросети самолета переменным и постоянным током на земле и, в случае отказа основных источников энергии, в полете.
Силовая установка ТА - 6А представляет собой одновальный газотурбинный двигатель с отбором воздуха за компрессором (рис. 2, 3) и
состоит из следующих основных узлов: редуктора со стартер - генератором ГС-12ТО; генератора переменного тока ГТ40П46 и других навесных агрегатов, обеспечивающих нормальную работу двигателя; трехступенчатого диагонально - осевого компрессора; испарительной кольцевой противоточной камеры сгорания; трехступенчатой осевой реактивной турбины.
При работе двигателя атмосферный воздух засасывается компрессором (рис. 3) через сетку и радиально -круговой вход. Проходя последова-тельно через три ступени компрессора, воздух сжимается и подается в кожух газосборника, откуда основная часть воздуха попадает в камеру сгорания, остальная часть через регулятор воздуха - или перепускается
в улитку выхлопного патрубка и через выхлопной патрубок в атмосферу, или поступает к потребителю.
Воздух, поступающий в камеру сгорания, делится на два потока:
первичный и вторичный.
Первичный поток воздуха через испарительные трубки и отверстия
в головке жаровой трубы поступает в зону горения, куда через те же
испарительные трубки подается топливо из пускового коллектора.
Вторичный поток воздуха проходит через ряд отверстий внутрь камеры
сгорания, где смешивается с горячими газами и обеспечивает необходимую температуру всего потока газа на входе в турбину.
Часть воздуха, проходящего через специальные щели в стенках камеры
сгорания, используется для охлаждения стенок. Из камеры сгорания газы
с высокой температурой и давлением поступают в трехступенчатую осевую реактивную турбину.
Основные технические данные и режимы работы двигателя приведены в табл. 1 и2.
В процессе испытаний проводится регистрация параметров (табл. 3)
Таблица 3
Контролируемый параметр | Обозначение | Факт | Размер-ность |
1. Давление воздуха на входе | ВН | 743 | мм рт. ст. |
2. Температура воздуха на входе | tH | 10 | оС |
3. Избыточное статическое давление воздуха за компрессором | РК | 3,53 | кг/см2 |
4. Температура воздуха, отбираемого за компрессором | *tотб | 201,48 | оС |
5. Избыточное полное давление воздуха, отбираемого за компрессором | *Ротб | 3,33 | кг/см2 |
6. Избыточное статическое давление воздуха, отбираемого за компрессором | Ротб | 3,18 | кг/см2 |
7. Перепад давления на мерной шайбе в магистрали отбора воздуха | hотб | 350 | мм вод. ст. |
8. Температура газа на выходе из турбины | tТ | 487,73 | оС |
9. Полное давление на срезе сопла | *РС | 1434 | мм вод. ст. |
10. Перепад давления на срезе сопла | РС | 10,04 | мм вод. ст. |
11. Частота вращения ротора | n | 99 | % |
12. Расход топлива | GТ | 222,12 | л/ч |
ВЫВОД:
В ходе работы ознакомились и освоили на практике основные параметры авиационных газотурбинных двигателей на примере вспомогательной силовой установкиТА-6А. Результаты фактических параметров, полученных при испытании силовой установкиТА-6А, занесены в таблицу 3.
