Расчет и профилирование проточной части турбовального двигателя

Пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине

" Теория воздушно-реактивных двигателей"

Расчет и профилирование проточной части турбовального двигателя

1 Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора.

1.1 Выбор закона крутки

1.2 Расчет параметров потока

1.3 Расчет и построение решеток профилей

2 Расчет и построение решеток профилей осевой газовой турбины

2.1 Выбор закона профилирования

2.2 Расчет турбины на ЭВМ

2.3 Расчет параметров потока в межвенцовых зазорах ступени в среднем, периферийном и втулочном сечении

2.4 Расчет профилей лопаток турбины

3 Расчет камеры сгорания

4 Расчет реактивного насадка Выводы Перечень ссылок

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей для компрессора и турбины, а также расчет параметров потока, профилирование, камеры сгорания и выхлопных патрубков проектируемого двигателя Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу).

Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. Для расчета осесимметричного течения в венцах турбомашины в настоящее время широко применяются численные методы. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых и рабочих решеток.

В реальной практике процесс профилирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, прочностных, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что и создает предпосылки применения в подобных расчетах ЭВМ.

Камеры сгорания авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей.

Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Проектировочные работы по сути являются первым приближением в создании КС новых двигателей с одновременным использованием предыдущего опыта каждого отдельного двигателестроительного предприятия.

Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, исходя из удовлетворения экологическим нормам.

Основные требование, предъявляемые к КС:

— высокая полнота сгорания топлива;

— надежный запуск на земле и при заданных условиях полета на высоте;

— устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;

— малые потери полного давления;

— низкий уровень выбросов вредных веществ;

— обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;

— стабилизация процесса горения и отсутствие пульсации давления;

— малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

— большая надежность и ресурс;

— малая масса.

Камера сгорания ТВаД предназначена для подвода тепла к рабочему телу путем сгорания топлива в кислороде воздуха. Воздух в КС подается из компрессора через диффузор, в котором скорость воздуха снижается примерно в 5…6 раз для уменьшения потерь давления в КС. Затем поток попадает в широкую полость, где, разделяясь, обтекает жаровую трубу. В жаровой трубе для предотвращения срыва пламени создают область малых скоростей в виде зоны обратных токов с помощью завихрителей (в начале жаровой трубы, в т.н. первичной зоне).

За первичной зоной находится промежуточная, куда поступает основная часть вторичного воздуха через отверстия в жаровой трубе. За счет этого воздуха происходит догорание отдельных областях переобогащенных топливом газовых образований. Сам участок жаровой трубы от форсунок до места окончания горения называется зоной горения.

За зоной горения следует зона смешения, куда подается смесительный воздух, размеры струй которого обеспечивают заданное радиального поля температуры газа на выходе из КС. Заканчивается КС газосборником.

В настоящее время выделено три типа КС ГТД: кольцевая, трубчато-кольцевая и трубчатая. Наибольшее распространение получила схема кольцевой КС, т.к. она отличается компактностью конструкции и меньшей массой. Жаровая труба кольцевой КС (по сравнению с другими схемами) имеет меньшую поверхность, а значит, и для ее охлаждения требуется меньший объем воздуха.

В зависимости от направления течения потока газа различают прямоточные, противоточные и петлевые схемы КС. Для проектируемого в данной работе ТВаД (согласно с прототипом) выбрана схема кольцевой прямоточной КС.

Диффузор — аэродинамическое устройство, предназначенное для преобразования кинетической энергии потока в потенциальную с возможно большей эффективностью. Скорость на выходе из диффузора уменьшается, а статическое давление увеличивается.

турбина компрессор газодинамический расчет

1. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ДОЗВУКОВОГО ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА

1.1 Выбор закона крутки

Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевого компрессора при обеспечении дозвукового обтекания лопаток может быть применена закрутка потока, обеспечивающая постоянство и Н_т по радиусу. Ступени с постоянной степенью реактивности и теоретическим напором широко применяются в ГТД, в частности, в качестве первых ступеней дозвукового компрессора низкого давления[1].

1.2 Расчет параметров потока

Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней компрессора на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД:

— степень повышения давления в ступени компрессора ;

— окружная скорость ;

— теоретический напор ;

— КПД ступени ;

— коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате; - ;

— относительный диаметр на входе в РК ;

— относительный диаметр на выходе из РК ;

— осевая составляющая абсолютной скорости на входе в РК ;

— окружная составляющая абсолютной скорости на входе из РК

;

— полная температура на входе в РК ;

— полное давление на входе в РК ;

— периферийный диаметр проточной части ;

— ;

— ;

— ;

Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных ock. dat (таблица 1.1). Результаты расчета, получаемые по программе ock. exe, заносятся в файл ock. rez (таблица 1.2).

Помимо таблицы расчетных данных, программа ock. exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме.

Таблица 1.1 — Исходные данные

Таблица 1.2 — Результаты расчета решетки профилей ступени дозвукового осевого компрессора:

Полученные графические зависимости параметров потока от высоты лопатки рабочего колеса данной ступени изображены на рисунках 1.1−1.3

Полученные треугольники скоростей изображены на рисунках 1.4−1.8

1.3 Расчет и построение решеток профилей

Данные, необходимые для построения решеток профилей, заносятся в файл gfrk.dat. Построение профилей осуществляется с помощью программы gfrk.exe.

Таблица 1.3. — Исходные данные для профилирования Полученные профили изображены на рисунках 1.9−1.13

В результате проведенного расчета получены значения параметров потока, построены планы скоростей (рисунки 1.4…1.8) и решетки профилей по высоте лопатки рабочего колеса дозвуковой осевой ступени компрессора. Характер изменения основных параметров () и конфигурация планов скоростей соответствуют типовым для ступеней дозвуковых осевых компрессоров. Межлопаточный канал конфузорный по всей высоте лопатки. Во всех сечениях выполняется условие отсутствия запирания канала.

2. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

2.1 Выбор закона профилирования

Применение закона профилирования и значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

Данные особенности обусловили широкое применение закона крутки и при проектировании турбин авиационных ГТД.

2.2 Расчет турбины на ЭВМ

Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней турбины на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД:

— средний диаметр проточной части на входе и на выходе из рабочего колеса и ;

— высота лопатки на входе и на выходе и ;

— коэффициент скорости решетки СА

— коэффициент скорости решетки РК

— приведенная скорость потока перед РК

— термодинамическая степень реактивности

— расходные, и окружные, составляющие абсолютной скорости на входе и на выходе из РК;

— угол потока в абсолютном движении на выходе из СА град;

— угол потока в относительном движении на входе и на выходе град из РК;

— массовый расход газа на входе и на выходе из РК;

— частота вращения ротора ;

— температура газа за РК по заторможенным параметрам .

Исходные данные газодинамического расчета ступени турбины КНД размещаются в файле исходных данных oct. dat (таблица 2.1). Результаты расчета, получаемые по программе oct. exe, заносятся в файл oct. rez (таблица 2.2).

Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета турбины. Помимо таблицы расчетных данных, программа oct. exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме.

Таблица 2.1 — Исходные данные

Таблица 2.2 — Результаты расчета решетки профилей ступени осевой газовой турбины Таблица 2.2 — Результаты расчета решетки профилей ступени осевой газовой турбины (продолжение):

Полученные графические зависимости параметров потока от высоты лопатки рабочего колеса данной ступени изображены на рисунках 2.1−2.3

Данные построения содержатся в файле gfrt. dat (таблица 2.3), построение профилей осуществляется с помощью графической программы gfrt.exe.

Таблица 2.3 — Исходные данные для построения решетки профилей:

Полученные профили изображены на рисунках 2.7−2.11

2.3 Расчет параметров потока в межвенцовых зазорах ступени в среднем, периферийном и втулочном сечении [3]

Исходные данные:

Радиусы струек тока в сечениях 1−1 и 2−2

м м

м м

Окружные скорости на входе и на выходе из РК

м/с

м/с

м/с

м/с Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата м/с м/с где

Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата (при использовании закона крутки

С_1aвт=C_1Uвт*tg ()=557.135 *tg (18.4)= 185.334 м/с С_1aп=C_1Uп*tg ()=490.128*tg (18.4)= 163.044 м/с Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток соплового аппарата Абсолютная скорость на выходе из лопаток соплового аппарата:

м/с

м/с Приведенная скорость перед рабочим колесом в абсолютном движении Угол потока в относительном движении на входе в лопатки рабочего колеса Учитывая, что находим и по формуле:

тогда

град

тогда

град.

Относительная скорость на входе в лопатки рабочего колеса

м/с

м/с

м/с Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток рабочего колеса

Lu=Дж

м/с

м/с где — работа на окружности колеса равна Окружная составляющая относительной скорости на выходе из лопаток рабочего колеса

W_2UBT=U_2BT-C_2UBT=327+88.494=415.494 м/с

W_2UCP=U_2CP-C_2UCP=360+74.2=434.2 м/с

W_2UП=U_2П-C_2UП=396+58.873=454.873м/с Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток рабочего колеса. При закрутке потока по закону :

м/с

м/с Угол потока в относительном движении на выходе из лопаток рабочего колеса Закрутка потока соответствует условию, поэтому Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток рабочего колеса Учитывая, что, находим и по формуле:

град

град

град

Относительная скорость на выходе из лопаток рабочего колеса:

м/с

м/с

м/с Абсолютная скорость на выходе из лопаток рабочего колеса

м/с

м/с

м/с Угол поворота потока в относительном движении:

град

град

град Температура газа за рабочим колесом по заторможеным параметрам в относительном движении К

К К

Приведенная скорость за рабочим колесом в относительном движении:

Термодинамическая степень реактивности:

Таблица 2.4 — Результаты расчета параметров потока в межвенцовых зазорах ступени в среднем, периферийном и втулочном сечении:

2.4 Расчет профилей лопаток турбины

Радиусы расположения сечений: Учитывая, что находим радиусы среднего, втулочного и периферийного сечений:

Шаг решетки:

t_CP=9,5 мм;

t_BT=t_CP*=9,5*=8,7 мм

t_П=t_CP*=9,5*=10.37 мм Хорда профиля лопатки Принимаем хорду профиля постоянной по высоте лопатки:

Угол установки профиля лопатки в решетке

_увт=85.95−1.277(_1вт-_2вт)+0.0084(_1вт-_2вт)²=

=85.95−1.277(39,607−22,3)+0.0084(39,607−22,3)²=66.266град

_уср=85.95−1.277(_1ср-_2ср)+0.0084(_1ср-_2ср)²=

=85.95−1.277(47−22,3)+0.0084(47−22,3)²=59,447град

_уп=85.95−1.277(_1п-_2п)+0.0084(_1п-_2п)²=

=85.95−1.277(58,475 -22,3)+0.0084(58,475−22,3)²=50,68град Геометрический угол решетки на входе Согласно графику обобщенной зависимости для выбора геометрических углов решетки на входе (рис. 2.2, стр. 17 [2]) определяем углы:

_л1вт=49 град _л1ср=58 град _л1п=68 град Геометрический угол решетки на выходе Значения во всех трех сечениях, поэтому согласно зависимости угла отставания в решетке от и (рис. 2.3, стр. 18 [2]) принимаем равным углу потока во всех сечениях:

;; .

Угол отгиба выходной кромки Относительная толщина профиля лопатки

=1.1=0.3

=2*-=0.22

Абсолютная толщина профиля лопатки мм мм мм Ширина узкого сечения горла межлопаточного канала а_вт=t_вт*sin_эф=8,7*sin 23=3.399 мм а_ср=t_ср*sin_эф=9,5sin 22,8=3.681 мм ап=t_п*sin_эф=10,37*sin 22,6=3.985 мм

Относительное удаление максимальной толщины профиля Абсолютное удаление максимальной толщины профиля

мм

мм

мм Радиус скругления входной кромки

R_1вт=0.3*С_maxBT=0.3*3,48=1.044мм

R_1ср=0.3*С_maxСР=0.3*3,02= 0.906 мм

R_1п=0.3*С_maxП=0.3*2,55=0.765 мм Радиус скругления выходной кромки Принимаем постоянным по высоте лопатки, тогда

R_2вт= R_2ср= R_2п=0.5*а_cp*=0.5*3.681*0.2=0.4мм

Угол заострения входной кромки:

град

град

град

R_maxВТ=0.5*С_maxвт=0.5*3,48=1,74 мм

R_maxСР=0.5*С_maxср=0.5*3,02=1,51 мм

R_maxП=0.5*С_maxвт=0.5*2,55=1,275 мм где — длина развертки профиля, определяемая по формуле:

Угол заострения выходной кромки:

Угол, образованный лучом, прохоходящим через центры окружностей и, фронтом решетки

град

град

град Таблица 2.5 — Результаты расчетов геометрических параметров решетки профилей в среднем, концевом и втулочном сечении:

В результате проведенного расчета получены значения параметров потока, построены планы скоростей (рисунки 2.4…2.6) и решетки профилей по высоте лопатки рабочего колеса ступени осевой газовой турбины. Характер изменения основных параметров () и конфигурация планов скоростей соответствуют типовым для ступеней осевых газовых турбин.

Но в то же время угол поворота потока в межлопаточном канале превышает допустимое значение в корневом сечении. Таким образом, дальнейший расчет турбины потребует скорректировать значение нагрузки для ступеней турбины с целью недопущения их перегрузки, и как следствие, запирания межлопаточного канала.

3. РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Камеры сгорания авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей.

Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Проектировочные работы по сути являются первым приближением в создании КС новых двигателей с одновременным использованием предыдущего опыта каждого отдельного двигателестроительного предприятия.

Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, исходя из удовлетворения экологическим нормам.

Основные требование, предъявляемые к КС:

— высокая полнота сгорания топлива;

— надежный запуск на земле и при заданных условиях полета на высоте;

— устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;

— малые потери полного давления;

— низкий уровень выбросов вредных веществ;

— обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;

— стабилизация процесса горения и отсутствие пульсации давления;

— малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

— большая надежность и ресурс;

— малая масса.

Камера сгорания ГТД предназначена для подвода тепла к рабочему телу путем сгорания топлива в кислороде воздуха. Воздух в КС подается из компрессора через диффузор, в котором скорость воздуха снижается примерно в 5…6 раз для уменьшения потерь давления в КС. Затем поток попадает в широкую полость, где, разделяясь, обтекает жаровую трубу. В жаровой трубе для предотвращения срыва пламени создают область малых скоростей в виде зоны обратных токов с помощью завихрителей (в начале жаровой трубы, в т.н. первичной зоне).

За первичной зоной находится промежуточная, куда поступает основная часть вторичного воздуха через отверстия в жаровой трубе. За счет этого воздуха происходит догорание отдельных областях переобогащенных топливом газовых образований. Сам участок жаровой трубы от форсунок до места окончания горения называется зоной горения.

За зоной горения следует зона смешения, куда подается смесительный воздух, размеры струй которого обеспечивают заданное радиального поля температуры газа на выходе из КС. Заканчивается КС газосборником.

В настоящее время выделено три типа КС ГТД: кольцевая, трубчато-кольцевая и трубчатая. Наибольшее распространение получила схема кольцевой КС, т.к. она отличается компактностью конструкции и меньшей массой. Жаровая труба кольцевой КС (по сравнению с другими схемами) имеет меньшую поверхность, а значит, и для ее охлаждения требуется меньший объем воздуха.

В зависимости от направления течения потока газа различают прямоточные, противоточные и петлевые схемы КС. Для проектируемого в данной работе ГТД (согласно с прототипом) выбрана схема кольцевой прямоточной КС.

Исходными данными для расчета КС являются:

— расход воздуха ;

— температура воздуха на входе в КС ;

— температура газа на входе в турбину ;

— давление воздуха на входе в КС ;

— потери полного давления вследствие гидравлического сопротивления

— потери полного давления вследствие теплового сопротивления

— коэффициент полноты сгорания топлива

— коэффициент полноты сгорания в зоне горения

— стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива

— теплотворная способность топлива

— коэффициент избытка воздуха

— коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства

— коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения

— геометрические (радиальные и осевые) параметры компрессора, камеры сгорания и турбины проектируемого двигателя (принимаются согласно прототипу).

Исходные данные газодинамического расчета камеры сгорания размещаются в файле исходных данных gdrks. dat (таблица 3.1). Результаты расчета, получаемые по программе gdrks. exe, заносятся в файл gdrks. rez (таблица 3.2). Помимо таблицы расчетных данных, программа gdrks. exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме (рисунок 3.1).

Таблица 3.1 — Исходные данные Таблица 3.2 — Результаты расчета Рисунок 3.1 — Схема проточной части камеры сгорания

В результате расчета получены параметры потока в камере сгорания и ее геометрический облик. Распределение основных параметров соответствует типовому для петлевых противоточных камер сгорания. Геометрический облик схож с камерой сгорания двигателя-прототипа.

Спроектированная камера сгорания имеет высокое значение коэффициента полноты сгорания топлива и допустимые для камер данного типа значения потерь на тепловое и гидравлическое сопротивление.

4. РАСЧЕТ РЕАКТИВНОГО НАСАДКА

Особенностью выходного устройства ГТД является то, что оно служит для торможения продуктов сгорания после турбины до атмосферного давления. Выходное устройство служит для отвода продуктов сгорания.

К таким диффузорам предъявляется требование обеспечения минимальной степени понижения давления, которая для ТВаД является потерей давления.

Для ТВаД оптимальное значение степени диффузорности лежит в пределах 1,5…2,5, что позволяет обеспечить 1,04…1,07. Коэффициент скорости при проектировании выходного устройства принимают в пределах =0,7…0,8.

Для эскизного проектирования выходного диффузора, поперечное сечение которого на выхлопе которого имеет эллиптическую форму (с высотой, равной половине ширины), можно воспользоваться следующими формулами:

(м)

(м)

(м).

Рис. 4.1. Схема диффузорного выходного устройства ТВаД.

ВЫВОДЫ

В результате выполнения данного задания освоена методика расчета параметров потока в ступенях компрессора, турбины, в камерах сгорания и реактивных насадках. Помимо этого освоена методика построения решеток профилей ступеней лопаточных машин и способы профилирования геометрии проточной части камер сгорания и реактивных насадков.

Решетки профилей первой ступени компрессора высокого давления профилировалась по закону постоянства и Н_т по радиусу лопатки. Ступени с постоянной степенью реактивности и теоретическим напором широко применяются в ГТД, в частности, в качестве первых ступеней дозвукового компрессора низкого давления. Спрофилированная в данной работе ступень компрессора является средненагруженной (значение), обладает высоким КПД (что соответствует высокому уровню значений КПД современных осевых компрессоров), и отвечает всем требованиям, предъявляемым к ступеням современных авиационных компрессоров. Характер изменения основных параметров () и конфигурация планов скоростей соответствуют типовым для ступеней дозвуковых осевых компрессоров. Межлопаточный канал конфузорный по всей высоте лопатки. Во всех сечениях выполняется условие отсутствия запирания канала.

В результате проведенного расчета получены значения параметров потока, построены планы скоростей и решетки профилей по высоте лопатки рабочего колеса ступени осевой газовой турбины. Характер изменения основных параметров () и конфигурация планов скоростей соответствуют типовым для ступеней осевых газовых турбин. Решетки профилей первой ступени газовой турбины профилировалась по закону и. Профилирование лопаток по данному закону значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

Но в то же время угол поворота потока в межлопаточном канале превышает допустимое значение в корневом сечении. Это связано с высоким значением нагрузки на данную ступень. Таким образом, дальнейший расчет турбины потребует скорректировать значение нагрузки для ступеней турбины с целью недопущения их перегрузки, и как следствие, запирания межлопаточного канала.

Расчет параметров потока и профилирование камеры сгорания выполнены с помощью кафедральных программ на ЭВМ. Полученный облик близок к облику камеры сгорания прототипа. По уровню потерь полного давления камера сгорания отвечает современным требованиям: потери вследствии гидравлического сопротивления, вследствии теплового сопротивления. Значение коэффициента полноты сгорания топлива, что является высоким показателем для камер сгорания авиационных ГТД.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК

1. Г. В. Павленко. Профилирование рабочей лопатки осевой ступени компрессора: Учебное пособие — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1999 — 6 с.

2. В. Ю. Незым. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1988 — 41 с.

3. В. А. Коваль. Профилирование лопаток авиационных турбин: Учебное пособие — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986 — 48 с.

4. А. Н. Анютин. Расчет и профилирование на ЭВМ лопаток осевой газовой турбины — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1991 — 32 с.

5. В. П. Герасименко, А. А. Никишов. Проектирование камер сгорания газотурбинных двигателей — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1999 — 88 с.

6. А. Д. Грига. Расчет камер сгорания ВРД — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985 — 85 с.

7. А. Н. Анютин. Проектирование выходных устройств ГТУ — Х.: Харьк. виац. ин-т, 2001 — 62 с