Дипломная работа

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату

  • 59 страниц
  • 20 просмотров
  • 0 покупок
Содержание

Введение 3

1 Теоретические аспекты проблемы разработки устройства крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату 5

1.1 Общие характеристики газотурбинных двигателей летательных аппаратов 5

1.2 Основные способы крепления газотурбинных двигателей летательных аппаратах 14

2 Крепление газотурбинного двигателя к летательному аппарату на примере SSJ 100 20

2.1 Основные конструктивные особенности SSJ 100 20

2.2 Устройство крепления двигателя SSJ 100 22

3 Разработка устройства крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату 29

3.1 Обзор имеющихся разработок 29

3.2 Описание разработки 34

Заключение 49

Список литературы 51

Приложения 54

Введение (выдержка)

Двигатель важнейшая составная часть конструкции любого самолета или вертолета. Весь прогресс в самолетостроении определяется прогрессом в двигателестроении.

К середине 40-х годов ХХ века скорости полета истребителей достигли 650 – 700 км/ч. Дальнейшее увеличение скорости полёта при использовании поршневого авиадвигателя стало невозможно. Увеличение скорости полёта (до 900 – 1000 км/ч) стало возможным только благодаря переходу к турбореактивным двигателям (ТРД). Они обладают существенно меньшей массой (по сравнению с поршневыми двигателями) при данной мощности на большой скорости полета.

В настоящее время максимальная скорость полета истребителей в 2 … 3 раза превышает скорость звука, резко выросла их скороподъемность. Это достигнуто благодаря прогрессу в развитии авиационного двигателестроения, основным объектом которого являются газотурбинные двигатели (ГТД).

Авиационное двигателестроение – это высочайший уровень научных исследований и высоких технологий. Создание нового авиационного двигателя с высокими показателями по массе, габаритам и топливной экономичности – весьма трудоемкий процесс, требующий сложных и длительных испытаний и занимающий длительный период времени, как правило, 12 – 15 лет.

Основателем современной теории воздушно-реактивных двигателей (ВРД) является академик Б.С. Стечкин, который еще в 1929 г. опубликовал работу «Теория воздушного реактивного двигателя».

После Великой Отечественной войны авиадвигателестроительная промышленность нашей страны сумела быстро приступить к созданию реактивных двигателей. Первыми крупносерийными турбореактивными двигателями (ТРД) были двигатели РД-45 и ВК-1, созданные под руководством известного авиаконструктора В.Я. Климова в конце 40-х - начале 50-х гг. прошлого века.

В последующие годы в ОКБ-300 выдающимся авиаконструктором А.А. Микулиным, заместителем которого был Б.С. Стечкин, был создан ряд выдающихся по своим параметрам ТРД. Среди них АМ-3, устанавливаемый на тяжелом бомбардировщике Ту-16 и первом в мире реактивном лайнере Ту-104, РД-9Б с первой в мире трансзвуковой ступенью в компрессоре и Р11-300.

Превосходящие по ряду параметров мировой уровень авиационные ГТД были созданы также под руководством выдающихся конструкторов А.М. Люльки, Н.Д. Кузнецова, С.К. Туманского, В.А. Добрынина и других.

Разработка представленного проекта относится к области авиационной техники и может быть использовано в узлах крепления двигателя к самолету. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату содержит передний и задний пояса подвесок, одна из которых выполнена в виде траверсы с соединительными элементами на ее концах, шарнирно установленными на пальцах в проушинах, выполненных на корпусе двигателя. Траверса шарнирно соединена своей верхней частью с пилоном самолета. Каждый соединительный элемент траверсы непосредственно соединен с ответной проушиной двигателя, при этом, по меньшей мере, одна из продольных осей пальцев шарнирных соединений установлена поперек продольной оси двигателя.

Технический результат заключается в уменьшении размеров пояса подвески газотурбинного двигателя.

Основная часть (выдержка)

1 Теоретические аспекты проблемы разработки устройства крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату

1.1 Общие характеристики газотурбинных двигателей летательных аппаратов

Газотурбинным двигателем называется двигатель, основными узлами которого являются: воздушный компрессор, камера сгорания и газовая турбина. На вертолетах применяются ГТД с двумя турбинами: турбиной компрессора и свободной турбиной. Турбина компрессора приводит во вращение компрессор, свободная турбина вырабатывает мощность, необходимую для вращения несущего и рулевого винтов.

Огромный вклад в создание и развитие современной теории авиационных газотурбинных двигателей внес академик Б.С. Стечкин (1891– 1968). В 1929 г. им была опубликована основополагающая работа «Теория воздушного реактивного двигателя», а последующие его работы явились развитием теории рабочего процесса и характеристик ГТД. Под руководством Б.С. Стечкина специалистами ВВИА имени профессора Н.Е. Жуковского была создана научно-методическая школа и написаны общепризнанные фундаментальные учебники по теории авиационных газотурбинных двигателей.

Значительные заслуги в развитии теории газотурбинных двигателей принадлежат профессорам В.В. Уварову, И.И. Кулагину, Н.В. Иноземцеву, Т.М. Мелькумову, К.В. Холщевникову, С.М. Шляхтенко, А.В. Болгарскому, П.К. Казанджану, Ю.Н. Нечаеву, Р.М. Федорову и другим советским ученым.

К началу 30-х годов 20-го столетия учеными и изобретателями было предложено множество схем газотурбинных двигателей, была разработана теория их работы. Это стимулировало проведение исследований по практическому созданию авиационных газотурбинных двигателей.

Широкое применение ГТД в авиации стало возможным лишь с конца 40-х годов 20-го столетия (после окончания второй мировой войны), чему способствовали достижения теории и конструкции двигателей, а также достаточно высокий уровень авиационной металлургии и технологии.

Первые ГТД устанавливались на самолеты. Это позволило значительно увеличить скорость полета, дальность, полезную нагрузку.

Для всего последующего этапа развития авиационных ГТД характерной особенностью является улучшение их тяговых (мощностных) характеристик и экономичности. Это достигалось за счет комплексного совершенствования газодинамической схемы двигателей и параметров рабочего процесса, выразившегося в повышении уровней давления и температуры рабочего тела в двигателях.

Следует отметить, что постоянное улучшение основных характеристик авиационных двигателей привело к значительной интенсификации всех процессов, протекающих в них и к значительному усложнению конструкции. В свою очередь усложнение конструкции, широкое применение дорогостоящих конструкционных материалов (жаростойких и титановых сплавов), а также установка на двигатель большого числа систем, обеспечивающих его устойчивую работу и управление, привели к значительному увеличению стоимости двигателей. Все это выдвинуло в число первостепенных задач обеспечение надежности двигателей, существенно повысило требования к качеству технического обслуживания и эксплуатации авиационных двигателей.

Большой вклад в развитие авиадвигателестроения и создание высокоэффективных авиационных двигателей внесли коллективы отечественных конструкторских бюро, руководимые в разное время выдающимися учеными и конструкторами A.M. Люлька, В.Я. Климовым, А.А. Микулиным, В.А. Добрыниным, С.К. Туманским, Н.Д. Кузнецовым, А.Г. Ивченко и другими.

Как было сказано выше, газотурбинным двигателем называется двигатель, основными узлами которого являются: воздушный компрессор, камера сгорания и газовая турбина. ГТД является тепловой машиной, в которой химическая энергия топлива преобразуется или в кинетическую энергию газа, вытекающего из нее, в результате чего получается сила реакции (сила тяги), или в механическую работу на валу, которая используется для вращения воздушного винта самолета или винтов вертолета.

ГТД, использующие первый принцип получения силы тяги, называются двигателями прямой реакции, а ГТД, использующие второй принцип, – двигателями непрямой реакции.

В настоящее время на летательных аппаратах применяются следующие типы газотурбинных двигателей:

– турбореактивный двигатель (ТРД);

– турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ);

– турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД);

– турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой

сгорания (ТРДДФ);

– турбовинтовой двигатель (ТВД);

– турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД);

– турбовальный двигатель (ТВаД).

ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ являются двигателями прямой реакции, ТВД, ТВВД, ТВаД – двигателями непрямой реакции.

Очень важным показателем для авиации является удельная масса двигателя. У поршневого двигателя она составляет 0,55— 0,82 кг/кВт, а у газотурбинного — всего лишь 0,11—0,14 кг/кВт.

Принципиальное отличие газотурбинного двигателя от поршневого состоит в характере движения рабочего органа. Если в поршневом двигателе поршень совершает возвратно — поступательное движение, которое затем с помощью коленчатого вала преобразуется во вращательное, то в ГТД рабочий орган (ротор турбины) сразу же совершает вращательное движение.

Заключение (выдержка)

В представленной работе проведен проект устройства для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату, содержащее передний и задний пояса подвесок, одна из которых выполнена в виде траверсы с соединительными элементами на ее концах, шарнирно установленными на пальцах в проушинах, выполненных на корпусе двигателя, и шарнирно соединена своей верхней частью с пилоном самолета, отличающееся тем, что каждый соединительный элемент траверсы непосредственно соединен с ответной проушиной двигателя, при этом, по меньшей мере, одна из продольных осей пальцев шарнирных соединений установлена поперек продольной оси двигателя.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.1, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один из соединительных элементов выполнен контактирующим с внутренними боковыми поверхностями проушины.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.2, отличающееся тем, что второй соединительный элемент выполнен с зазором относительно внутренних боковых поверхностей проушины.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.1, отличающееся тем, что соединительный элемент траверсы снабжен сферическим подшипником.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.4, отличающееся тем, что соединительный элемент траверсы снабжен втулками, установленными соосно со сферическим подшипником и контактирующими с наружным кольцом подшипника или с торцевой поверхностью траверсы, при этом между внутренним кольцом подшипника и втулкой обеспечен зазор.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.5, отличающееся тем, что одна из опорных втулок выполнена заодно с траверсой.

Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.1, отличающееся тем, что в корпусе траверсы выполнены такелажные отверстия.

Список литературы

1. Трудовой кодекс Российской Федерации" от 30.12.2001 N 197 -ФЗ (ред. от 24.04.2020).

2. ГОСТ 12.1.003-2014 Система стандартов безопасности труда (ССБТ). Шум. Общие требования безопасности (Переиздание)

3. СН 2.2.4/2.1.8.566 - 96. Производственная вибрация, вибрация в помещениях жилых и общественных зданий. Санитарные нормы.

4. ГОСТ Р 55710-2013 Освещение рабочих мест внутри зданий. Нормы и методы измерений.

5. СанПиН 2.2.4.548-96 Гигиенические требования к микроклимату производственных помещений.

6. МР 2.2.9.2311-07 Профилактика стрессового состояния работников при различных видах профессиональной деятельности

7. ГОСТ 12.1.038-82 Система стандартов безопасности труда (ССБТ). Электробезопасность. Предельно допустимые значения напряжений прикосновения и токов (с Изменением N 1)

8. ГОСТ Р 12.3.047-98 ССБТ. Пожарная безопасность технологических процессов

9. Г.И. Житомирский Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей ВУЗов, М.: Машиностроение, 1991. – 400с.,ил.

10. В.Н. Зайцев, Г.Н. Ночевкин Конструкция и прочность самолетов: Учебник для студентов авиационных ВУЗов, Киев: Высшая школа, 1974 г., 544с. + еще 20 источников

3500 руб.
Купить работу

Не подошла эта работа?

Закажите новую работу, выполненную по вашим требованиям с нужным уровнем оригинальности.