Формирование облика двигателя на базе газогенератора Д-436

Размещено на http://www.allbest.ru/

СОДЕРЖАНИЕ

1 Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1 Выбор степени двухконтурности

1.1.2 Температура газа перед турбиной

1.1.3 КПД компрессора и турбины

1.1.4 Потери в элементах проточной части

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

2 Согласование параметров компрессора и турбины

2.1 Выбор и основание исходных данных для согласования

2.2 Результаты расчета и формирование облика двигателя

Перечень ссылок

1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ, ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ

1.1 Выбор и обоснование параметров

Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии[1].

В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (_ВХ, _K, _{вс, г}, _т^*, ?_с, С_с ) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т^*_г и степень повышения давления в компрессоре (во внутреннем контуре) ? ^*_кІ, в вентиляторе ? ^*_вІІ.

1.1.1 Выбор степени двухконтурности

Двигатель будет использоваться на пассажирских самолетах. Принимаем степень двухконтурности m = 5,5.

1.1.2 Температура газа перед турбиной

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет существенно увеличивать допускаемое значение Т^*_г.

Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Для обеспечения надежности работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т*г=1575 К

1.1.3 КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

где - среднее значение КПД ступеней.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,87.. .0,91. Принимаем = 0,9.

Рассчитываем КПД для ?_к*=20,75:

Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:

где ^*_{т неохл} - КПД неохлаждаемой турбины.

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре

Т^*_г ?1250 К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем ^* _{т неохл} = 0,92. Тогда:

1.1.4 Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Для входных устройств ТРДД _ВХ составляет 0,97…0,995. Принимаем _ВХ=0,98.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов _гидр=0,93… 0,97, принимаем _{гидр =} 0,94.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу _тепл >0,97. Примем величину коэффициента теплового сопротивления _тепл ⁼ 0,98. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

_кс = _гидр. _тепл = 0,94·0,98=0,921.

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания ?_г. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97.. .0,99.

Выбираем ? _г = 0,99.

При наличии переходного канала между компрессорами ВД и НД коэффициент восстановления полного давления ?_пт выбирается в пределах ?_пт =0,985…1. Принимаем ?_пт=0,99.

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора принимаем равным ?_вк=0,99.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале ?_m=0,98…0,995. Для ротора высокого давления принимаем ?_{m вд}=0,98. Для ротора вентилятора ?_{m в}=0,99.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости ?_с. Для сопел при-нимаем ?_с1= ?_с2 =0,985.

Современные двигатели имеют сложную систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в проточную часть двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной Для расчёта принимаем =0,1.

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

Рисунок 1.1 - Схема двигателя

Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Pуд - удельной тяги, Суд - удельного расхода топлива и расхода воздуха Gв ).

С помощью программы rdd.exe [1] выполняем термогазодинамический расчет ГТД.

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.

Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива L_°=14,8 кг_возд/кг_топл.

Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:

· Gв - величина расхода воздуха через двигатель;

· ?_к*, Т*_г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

· , - КПД компрессора и турбин компрессора;

· ,, - КПД вентилятора, механические КПД двигателя и компрессора;

· - коэффициент полноты сгорания топлива;

· ,, - коэффициенты восстановления полного давления в элементах проточной части двигателя.

Так как основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя Руд и Суд, то данный расчет обычно выполняют для Gв=1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях по проточной части двигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора и турбины и при общей компоновке проточной части двигателя.

В таблице 1.1 представлены данные, необходимые для термогазодинамического расчета двухконтурного двигателя.

В таблице 1.2 представлены результаты термогазодинамического расчета, выполненного на ЭВМ (файл rdd.rez).

Таблица 1.1 - Исходные данные

Таблица 1.2 - Результаты расчета

2. СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

газотурбинный двигатель компрессор турбина

Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные ограничения, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: относительная высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.

Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин, а также принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

При выборе формы проточной части компрессора низкого давления с постоянным средним диаметром Dср=const следует учитывать её относительно невысокий энергообмен в ступенях и возможность реализации низкого значения относительного втулочного диаметра на выходе из КНД. Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора низкого давления с Dср=const.

При выборе формы проточной части компрессора высокого давления с Dн=соnst, следует учитывать рост Dср вдоль проточной части, растет напорность компрессора. При этом повышаются технологические характеристики и эксплуатационные преимущества такой формы проточной части компрессора. Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора высокого давления с Dн=соnst.

Форма проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений. Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине не должно превышать величины =1,8 (турбина вентилятора =2).

Для использования ПЭВМ при выполнении этого этапа проектирования на кафедре разработан комплект программ, позволяющий осуществить формирование облика ГТД различных типов и схем. Используем программу расчёта двухвального (slrd3.exe).

Файлы программ формирования облика slrd3.exe:

rdd.dat - файл исходных данных;

rdd.exe - исполнимый файл;

rdd.rez - файл результатов теплового расчета ТРДД ;

srdd.dat - файл передачи данных теплового расчета;

slrd3.exe - исполнимый файл;

slrd3.rez - файл результатов программы формирования облика ТРДД-3.

Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

Результаты счета заносятся в файл slrd3.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe .

В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:

1) входное сечение вентилятора (в-в), определяющее габариты двигателя и частоту вращения ротора НД;

2) выходное сечение компрессора (к-к), определяющее ограничения по относительному диаметру втулки и углу последней ступени ();

3) выходное сечение турбины (т-т), определяющее средний коэффициент нагрузки ступеней турбины вентилятора, величину скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в лопатках;

4) выходное сечение предпоследнего каскада турбины (ТНД), определяющее аналогичные параметры, что и в сечении т-т.

В расчете предполагается осевое течение во всех расчетных сечениях и равенство расходов воздуха и газа во внутреннем контуре, т.е. .

Для упрощения перехода к следующим этапам расчета двигателя, дополнительно определяются КПД и параметры на входе для каждого каскада компрессора.

Формирование облика двигателя на ЭВМ, представлено в таблице 2.1

2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

Таблица 2.1

Таблица 2.2 Результаты pасчета:

Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор вентилятора, средненагруженный (Hzc= 0.2853), состоит из одной ступени.

Компрессор низкого давления, средненагруженный (Hzc= 0.2506), состоит из шести ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0.895.

Компрессор высокого давления, средненагруженный(Hzc=0.2644), состоит из семи ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0.9072.

Турбина высокого давления одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1.5324) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0.92, обеспечивается условие (h/D)г=0.0796>0.065.

Турбина низкого давления одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1.5802) и имеет значение коэффициента полезного действия

*=0.92.

Турбина вентилятора трехступенчатая, сильнонагруженная (Mz=1,98), имеет значение коэффициента полезного действия =0.92, обеспечивается условие (h/D)т=0.308<0.31.

Перечень ссылок

1. Г.В.Павленко, Термогазодинамический расчет газотурбинных двигателей и установок: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 2007 г. - 64с.

2. А.Н.Анютин. Согласование компрессоров и турбин авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 1985 г.

3. Г.В. Павленко, Формирование облика ГТД и ГТУ: Учебное пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2007. - 39с.

Размещено на Allbest.ru