Газоперекачивающий агрегат с газотурбинным приводом
Степень повышения давления в компрессоре. Скорость истечения газа из выходного устройства. Термогазодинамический расчет двигателя и анализ его результатов. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет осевого компрессора.
Рубрика | Физика и энергетика |
Вид | курсовая работа |
Язык | русский |
Дата добавления | 15.12.2011 |
Размер файла | 2,2 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Размещено на http://www.allbest.ru/
ГАЗОПЕРЕКАЧУЮЧИЙ АГРЕГАТ З ГАЗОТУРБІННИМ ПРИВОДОМ
СОДЕРЖАНИЕ
Задание на курсовой проект
Введение
1. Термогазодинамический расчет двигателя
1.1 Выбор и обоснование параметров расчетного режима
1.1.1 Температура газа перед турбиной
1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре
1.1.3 КПД компрессора и турбины
1.1.4 Потери в элементах проточной части
1.1.5 Скорость истечения газа из выходного устройства
1.2 Термогазодинамический расчет двигателя и анализ его результатов
1.3 Вывод
2. Согласование параметров компрессора и турбины
2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
2.2 Вывод
3. Газодинамический расчет осевого компрессора
3.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчета компрессора
3.2 Вывод
4. Газодинамический расчет осевой турбины
4.1 Выбор и обоснование исходных данных
4.2 Вывод
5. РАСЧЕТ И ПРОФИЛИРОВАНИЕ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ
5.1 Выбор и обоснование исходных данных
5.2 Вывод
6. Исследование эксплуатационных характеристик двигателя
6.1 Исследование климатической характеристики двигателя
6.2 Анализ результатов
6.3 Вывод
7. Проектирование входного и выходного устройств
7.1 Расчет входного устройства
7.2 Расчет выходного устройства
7.3 Вывод
8.Газодинамический расчёт центробежного нагнетателя
Заключение
Список использованной литературы
ЗАДАНИЕ НА КУРСОВОЙ ПРОЕКТ
Двигатель-прототип - ТВ3-117:
- эффективная мощность двигателя;
- расход воздуха;
- степень повышения давления в компрессоре;
- полная температура на входе в турбину;
- обороты ротора ТК;
- обороты ротора ТС;
Необходимо разработать двигатель мощностью 2,65 Мвт для привода ротора
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время наряду с применением ГТД в составе силовых установок самолетов и вертолетов их используют и в наземных установках. Перечень таких установок довольно обширен: транспортные наземные установки; транспортные установки морского и речного транспорта; установки для получения сжатого воздуха используемые в технологических целях; установки для привода ротора электрогенератора и т.д.
Сейчас, когда Украина вышла из системы единого энергоснабжения, актуальной стала задача обеспечения страны электрической энергией. С этой проблемой могут справится ГТУ. Обыкновенным паровым электростанциям, у которых генератор вращается паровой турбиной, для выхода на режим необходимо 5 часов, в то время как ГТУ потребует всего 20 минут. Кроме того, небольшая масса энергоустановки может сделать ее мобильной.
Для применения в народном хозяйстве могут использоваться, как специально разрабатываемые ГТУ, так и авиационные двигатели, отработавшие свой ресурс. Комплексное использование авиационных ГТД вначале на воздушном транспорте, а затем в наземных установках особенно эффективно, так как в целях обеспечения высокого уровня безопасности полетов летный ресурс авиационных двигателей меньше их располагаемого технического ресурса при рабочих режимах эксплуатации в наземных установках.
Перечень таких установок довольно велик: транспортные наземные установки; транспортные установки морского и речного транспорта; установки для получения сжатого воздуха, используемого в технических целях, в пневмотранспортных системах, системах наддува транспортных средств на воздушной подушке; установки для получения нагретого газа, используемого для обогрева строительных и производственных объектов, а также, в сушильных установках; нефтеперекачивающих установках с газотурбинным приводом; в энергокомплексах бурильных установок; в газоструйных установках для очистки взлетно-посадочных полос аэродромов, транспортных путей - от снега, мусора и т.д.
Основными требованиями к ГТУ, обусловленными особенностями их использования являются: минимальные габаритные размеры и масса, высокий КПД, благоприятное протекание эксплуатационных характеристик, надежность, технологичность, мобильность.
Целью данного проекта является проектировочный расчет авиационного двигателя для ГПА с заданной мощностью 2,65 МВт и увеличение его ресурса по сравнению с прототипом.
Для достижения этой цели в проекте поставлены и решены следующие задачи:
- выбраны и обоснованы параметры цикла турбовального ГТУ:
- согласование параметров компрессора и турбины;
- газодинамический расчет компрессора и турбины;
- профилирование ступени турбины;
- расчет входного о и выходного устройства;
- расчет эксплуатационных характеристик.
1. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ
Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Ne УД - удельной мощности, Сe - удельного расхода топлива) и расхода воздуха GВ, обеспечивающего требуемую мощность - Ne. В результате расчета определяются также температура Т* и давление Р* заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя и основные параметры, характеризующие работу его узлов. Некоторые из параметров узлов выбираются на основании статистических данных. Параметры цикла двигателя ?к* и Тг* задаются на основании тактико-технических требований, предъявляемых к двигателю.
Расчет выполняется в соответствии с рекомендациями [5].
1.1 Выбор и обоснование параметров расчетного режима
1.1.1 Температура газа перед турбиной
На рисунке 1.1 видно, что увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные ГТУ проектируются с учетом более высоких значений температур.
Рисунок 1.1 - Зависимость удельного расхода топлива и удельной мощности от параметров рабочего процесса
1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре
При разработке ГТУ на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности. Несмотря на благоприятное влияние повышения ?к* на удельные параметры двигателя, применение больших значений ?к* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений ?к* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки. Предварительно, для выбора ?к* на расчетном режиме, проведем расчет для ?к* =10,95.
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 компрессора.
Рисунок 1.2 - Зависимость КПД многоступенчатого компрессора от ?к* и КПД отдельных его ступеней
На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0,88…0,9. Принимаем =0,9.
Так как наличие переходных каналов между каскадами приводит к снижению в зависимости от гидравлических потерь от 1% до 2%, то окончательно принимаем =0,851.
КПД компрессора - это отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора, может быть представлен как произведение
= 0,851*0,985 = 0,863,
где ?м - механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно составляющий ?м = 0,985…0,995. Принимаем ?м = 0,99; - КПД компрессора по параметрам заторможенного потока.
1.1.4 Потери в элементах проточной части
Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет = 0,96…1. Принимаем = 0,97.
Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смещении струй, при повороте потока = 0,93…0,97. Принимаем .
Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. На рисунке 1.3 показана зависимость коэффициента теплового сопротивления от степени подогрева газа и приведенной скорости на входе в камеру сгорания. Обычно = 0,97…0,98.
Рисунок 1.3 - Зависимость теплового сопротивления камеры сгорания от степени подогрева и приведенной скорости потока
Из рисунка 1.3 определяем .
Суммарные потери полного давления в камере сгорания подсчитываются по формуле:
;
Потери тепла в камере сгорания главным образом связаны с неполным сгоранием топлива и оценивается коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений = 0.97..0.995. Принимаем =0,99.
При наличии переходного патрубка между турбиной компрессора и свободной турбиной коэффициент восстановления полного давления =0,9…0,99, т.к патрубок отсутствует ?пт = 1,0
Выходное устройство ГТУ, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления: = 0,98.
1.1.5 Скорость истечения газа из выходного устройства. Механический КПД двигателя
Скорость истечения газа из ГТУ характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны при очень малых значениях С чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая, то что наш ГТД работает как приводной двигатель, выбираем скорость истечения из двигателя в интервале С= 80…120 м/с. Принимаем С=100 м/с.
С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Эти величины, как правило, не превышают 1..2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно = 0,99.
В качестве топлива принимаем керосин, так как двигатель рассчитан на этот вид топлива. Низшая теплотворная способность природного газа
= 51000 кДж/кг; - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива, для газа =17,2 .
После выбора всех исходных данных проводится термогазодинамический расчет ГТД на ЭВМ.
1.2 Термогазодинамический расчет двигателя и анализ его результатов на ЭВМ
Для выбора параметров мы рассмотрим 25 вариантов сочетаний параметров двигателя и определим подходящий. Для выполнения данного этапа мы будем варьировать температуру газов в диапазоне 1153-1353 К, и степень повышения давления в интервале 8…12.
Таблица 1.1 - Результаты термогазодинамического расчёта
ТГДР ГТД-Р NT= 1 5 5 1 ДАТА 23. 2. 2
TG= 1153. 1203. 1253. 1303. 1353. ANTK= .920 .920 .920 .913 .907
PIK= 7.95 8.95 9.95 10.95 11.95 ANK = .868 .866 .864 .863 .861
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5100E+08 LO= 17.20
H= .00 MH= .000 CC=100.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000
SB= .970 SK= .950 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .980 NM= .990 NPД=1.000
TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 98285. VH= .0
ТГ ПК NEY CE NK NTK КПД
1153. 7.950 180.5 .2497 .8680 .9200 .2827
1153. 8.950 179.1 .2439 .8660 .9200 .2894
1153. 9.950 176.4 .2401 .8640 .9200 .2940
1153. 10.95 173.3 .2376 .8630 .9200 .2971
1153. 11.95 169.1 .2368 .8610 .9200 .2981
1203. 7.950 203.3 .2419 .8680 .9200 .2918
1203. 8.950 203.0 .2352 .8660 .9200 .3001
1203. 9.950 201.4 .2307 .8640 .9200 .3060
1203. 10.95 199.2 .2273 .8630 .9200 .3106
1203. 11.95 195.8 .2254 .8610 .9200 .3132
1253. 7.950 226.3 .2357 .8680 .9200 .2994
1253. 8.950 227.1 .2286 .8660 .9200 .3088
1253. 9.950 226.5 .2235 .8640 .9200 .3159
1253. 10.95 225.1 .2195 .8630 .9200 .3216
1253. 11.95 222.6 .2169 .8610 .9200 .3255
1303. 7.950 247.4 .2325 .8680 .9130 .3036
1303. 8.950 249.3 .2251 .8660 .9130 .3135
1303. 9.950 249.5 .2197 .8640 .9130 .3213
1303. 10.95 249.0 .2154 .8630 .9130 .3278
1303. 11.95 247.1 .2124 .8610 .9130 .3324
1353. 7.950 268.9 .2294 .8680 .9070 .3077
1353. 8.950 271.8 .2217 .8660 .9070 .3184
1353. 9.950 272.9 .2160 .8640 .9070 .3268
1353. 10.95 273.1 .2114 .8630 .9070 .3339
1353. 11.95 271.9 .2080 .8610 .9070 .3393
На основе полученных результатов (таблица 1.1) строим графики зависимостей Ne=f(Tг*, ?к*) и Ce=f(Tг*, ?к*)
Рисунок 1.4 - График зависимости Ne = f(Tг*, ?к*)
Рисунок 1.5 - График зависимости Сe = f(Tг*, ?к*)
Из рисунка 1.4, 1.5 видно, что при заданном ?к* и Тг* обеспечивается достаточно низкий удельный расход топлива, и высокое значение удельной мощности двигателя. Т.е. дальнейшее повышение ?к* нецелесообразно, т.к. градиент понижения Се на этом участке мал, а с повышением ?к* уменьшается удельная мощность двигателя и растут его габариты. Таким образом для обеспечения требуемой мощности лучше повысить температуру газов до Тг*=1303 К, сохраняя при этом уровень ?к*=10,95.
Проведя выбор основных параметров можно провести термогазодинамический расчет проектируемого двигателя.
Таблица 1.3 - Результаты термогазодинамического расчёта
ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 23. 2. 2
TG= 1303. 1203. 1253. 1303. 1353. ANTK= .913 .920 .920 .913 .907
PIK= 10.95 8.95 9.95 10.95 11.95 ANK = .863 .866 .864 .863 .861
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5100E+08 LO= 17.20
H= .00 MH= .000 CC=100.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000
SB= .970 SK= .950 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .980 NM= .990 NPД=1.000
TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 98285. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC
TK TTK TT PK PГ PTK PT PC
NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ
КПД LCB NP CPГ КГ RГ
CPB KB RB
ТГ=1303.0 ПК=10.950 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 792.4
249.0 249.0 .2154 .1655E-01 3.513 53.62 .2235E-01 .1965
604.1 998.9 792.4 .1076E+07 .1022E+07 .3021E+06 .1057E+06 .1036E+06
8630 .9130 .3268E+06 .3608E+06 .2449E+06 3.384 2.859 9.673
3278 .2755E+06 .9069 1186. 1.320 287.4
1024. 1.389 287.0
1.3 Вывод
В результате проведенного термогазодинамического расчёта были получены основные удельные параметры двигателя Nеуд=249 кВтс/кг и Се=0,2154 кг/кВтч, при Тг=1303 К и ?к*=10,95. Тг и степень повышения давления практически не изменились от прототипа. В результате расчета получили больший эффективный КПД, чем у прототипа.
Определили температуру и давление в характерных сечениях, а также параметры основных узлов. Значения удельных параметров соответствуют современному уровню значений для ГТД такого класса.
Полученные данные являются исходными для согласования параметров турбокомпрессора, расчёта компрессоров и турбин.
2. СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
Формирование облика (проточной части) является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТУ, непосредственно следующим за тепловым расчетом и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (компрессора и турбины). При выполнении формирования облика определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.
2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
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 и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней. В учебном проектировании обычно (для облегчения задачи) задается прототип проектируемой ГТУ. В этом случае начальный выбор геометрических соотношений элементов проточной части и числа ступеней каскадов лопаточных машин заметно упрощается.
Исходные данные представлены в таблице 2.1.
Таблица 2.1 Исходные данные
Вели-чина |
Размер-ность |
Значение |
Вели-чина |
Размер-ность |
Значение |
|
LК |
Дж/кг |
326830 |
pm |
--------- |
0,985 |
|
LТк |
Дж/кг |
360840 |
*К |
--------- |
0,863 |
|
*К |
--------- |
10,95 |
*Т |
--------- |
0,913 |
|
UК |
м/с |
340 |
LОК/ LК |
--------- |
1 |
|
СК |
м/с |
140 |
СВ |
м/с |
170 |
|
--------- |
0,515 |
СТТК |
м/с |
180 |
||
--------- |
0,26 |
СГТС |
м/с |
180 |
||
Ne |
кВт |
2650 |
СТ |
м/с |
200 |
|
Dсртн/Dк |
--------- |
1.080 |
ZTС |
--------- |
3.277 |
|
Dсртc/Dк |
--------- |
1.080 |
zтк |
--------- |
2 |
|
zк |
--------- |
12 |
zтс |
--------- |
2 |
|
КфК |
--------- |
1 |
КфТС |
--------- |
2 |
|
КфТК |
--------- |
2 |
||||
Расчет выполняем в соответствии с рекомендациями [1, 2].
Расчет производится с помощью программы Slgt1.exe. Ввод данных производится в диалоговом режиме. Результат представлен в таблице 2.2. Облик турбокомпрессора проектируемого ГТД представлен на рисунке 2.1.
Таблица 2.2 - Результаты расчёта формирования облика
Формирование облика ГГ и ТC ГТД-1-1 ( К - ОК или ОЦК )
Исходные данные:
Neуд= 249.0 Сe = .2154 КПДк= .8630 КПДтк= .9130
Lк = 326830. Lтк*= 360840. Lтс*= 244900. КПДтс= .9200
Cpг =1186.5 Kг =1.3196 Cpв =1023.9 Kв =1.3895
Ne = 2650. Gв = 10.64
doв = .515 Dсртк/Dко=1.080 Dсртc/Dко=1.080
D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000
D4цс/D2цс=1.000
Lок/Lк =1.000 КПДок* = .863 Sркоц =1.000
Mzтс =3.277 Sрткс =1.000 Uк = 340.0
Результаты pасчета:
* ОК * Кф = 1 Zк =12.
Lк*= 326830. Пiк*=10.950 КПД*= .8630 Uк = 340.0
Dк = .3223 dob = .5150 dok = .9180 Hzc= .2356
nвд =20149.
* ТК * Кф = 2 Zт = 2.
Lт*= 360840. Пiт*= 3.384 КПД*= .9130 (h/D)г= .0960
Uср= 367.2 Mz = 2.676 Dcр = .3480 (h/D)т= .1541
Sр = 207.8 Tw* =1055.7
* ТC * Кф = 2 Zт = 2.
Lт*= 244900. Пiт*= 2.859 КПД*= .9200 (h/D)г= .1541
Uср= 273.4 Mz = 3.277 Dcр = .3480 (h/D)т= .3223
Sр = 240.8 Tw* = 823.9 nтс =15000.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
: K : Па : м/с : --- : кв.м
в - в 288. 98285. 170.0 .5482 .0599
к - к 604. 1076200. 140.0 .3118 .0128
г - г 1303. 1022400. 108.0 .1654 .0365
т тк - т тк 999. 302150. 180.0 .3150 .0586
г тс - г тс 999. 302150. 180.0 .3150 .0586
т - т 792. 105690. 200.0 .3929 .1226
Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
ОK .3223 .2563 .1660 .3223 .3093 .2958 12.
ТК .3815 .3480 .3146 .4017 .3480 .2944 2.
TC .4017 .3480 .2944 .4602 .3480 .2359 2.
Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя
2.2 Вывод
В результате формирования облика ГТД мы получили одновальную схему газогенератора.
Определены основные геометрические параметры ротора, и динамические параметры, так в результате расчета мы определили что:
Компрессор имеет 12 ступеней и является низконагруженным (Нz=0.2356);
ТК имеет 2 ступени и является средненагруженной (?z=2,676).
ТС имеет 2 ступени и является средненагруженной (?z=3,277).
3. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА
В современных ГТД для осуществления процесса сжатия используются в основном многоступенчатые компрессоры. Это обусловлено их высокими КПД и возможностью изменения производительности и напорности этих компрессоров в очень широких пределах за счет изменения числа ступеней и их диаметральных размеров.
Предварительный газодинамический расчет осевого компрессора обычно представляет собой последовательный расчет всех его ступеней на среднем радиусе. При этом предполагается, что параметры потока на среднем радиусе ступени соответствуют осредненным параметрам ступени по высоте лопатки. Для улучшения этого соответствия в качестве среднего радиуса принимают среднегеометрический радиус ступени. Проектируемый компрессор 12-ти ступенчатый. Расчет выполняем в соответствии с рекомендациями [7].
3.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчета компрессора
Таблица 3.1 - Исходные данные для расчета компрессора
10,95 |
326830 Дж/кг |
|||
10,64 кг/с |
1,39 |
|||
288,15К |
R |
287 Дж/кгК |
||
98285 Па |
Ср |
1036 Дж/кгК |
||
0,8630 |
||||
Таблица 3.2 - Распределение Нz, Са и КПД по ступеням компрессора
Nст |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
12 |
|
Hz |
23,42 |
25,19 |
26,78 |
27,95 |
28,88 |
29,34 |
29,32 |
28,98 |
28,38 |
27,53 |
26,28 |
24,78 |
|
Ca |
170 |
170 |
169,5 |
169 |
168 |
166,5 |
165 |
163 |
161 |
157 |
152,5 |
147 |
|
0,87 |
0,88 |
0,887 |
0,895 |
0,9 |
0,9 |
0,895 |
0,89 |
0,885 |
0,878 |
0,874 |
0,867 |
||
Как видно характер изменения коэффициента затраченного напора Нz по ступеням принимаем таким, чтобы наиболее нагруженными оказались средние ступени, а на входе и выходе из компрессора - разгруженными.
Таблица 3.3 - Результаты расчета осевого компрессора
ГДР МОК Дата 19.11. 2
Nк= 1 Kф1= 1 Kф2= 1 z1= 12 zк= 12 Kr= 1
Пк=10.950 Пк1=10.950 G= 10.64 n1= 19676.6 n2= 19676.6 k= 1.39 R= 287.00
Tв=288.15 Pв= 98285.0 P1о= 97302.1 Sва= .990 Sна= .990 Sнв=1.000 m= .00
Ncт Dк Dсp Dвт Doт КПД Mw1 Mc2
1 .3300 .2625 .1700 .5150 .8708 .7811 .6970
2 .3300 .2747 .2050 .6211 .8873 .7697 .6861
3 .3300 .2841 .2292 .6945 .8964 .7543 .6722
4 .3300 .2918 .2477 .7505 .9050 .7363 .6559
5 .3300 .2979 .2618 .7934 .9081 .7166 .6382
6 .3300 .3027 .2727 .8263 .9109 .6952 .6194
7 .3300 .3066 .2812 .8520 .9096 .6735 .6000
8 .3300 .3096 .2877 .8719 .9070 .6516 .5807
9 .3300 .3120 .2929 .8875 .9029 .6299 .5601
10 .3300 .3137 .2966 .8987 .8958 .6060 .5380
11 .3300 .3151 .2994 .9072 .8884 .5822 .5156
12 .3300 .3160 .3014 .9133 .8800 .5584 .4929
Nст C1а С2а С1u C2u C1 C2 Uк
1 170.0 170.0 77.86 161.8 187.0 234.7 340.0
2 170.0 169.8 81.76 170.0 188.6 240.3 340.0
3 169.5 169.3 84.38 176.9 189.3 244.8 340.0
4 169.0 168.5 86.51 182.3 189.9 248.2 340.0
5 168.0 167.3 88.09 186.7 189.7 250.7 340.0
6 166.5 165.8 89.68 189.8 189.1 252.0 340.0
7 165.0 164.0 91.48 191.9 188.7 252.4 340.0
8 163.0 162.0 93.29 193.0 187.8 252.0 340.0
9 161.0 159.0 95.60 193.2 187.2 250.2 340.0
10 157.0 154.8 98.14 192.4 185.2 246.9 340.0
11 152.5 149.8 101.1 190.8 183.0 242.5 340.0
12 147.0 143.5 104.2 188.8 180.2 237.1 340.0
Nст Hz Rк al1 al2 be1 be1л be2
1 .2342E+05 .5500 65.39 46.42 41.44 41.44 55.93
2 .2519E+05 .5500 64.32 44.95 40.19 40.19 55.24
3 .2678E+05 .5500 63.53 43.73 39.11 39.11 54.72
4 .2795E+05 .5500 62.89 42.75 38.27 38.27 54.21
5 .2888E+05 .5500 62.33 41.86 37.51 37.51 53.74
6 .2934E+05 .5500 61.69 41.12 36.84 36.84 53.20
7 .2932E+05 .5500 60.99 40.52 36.33 36.33 52.57
8 .2898E+05 .5500 60.22 40.00 35.84 35.84 51.87
9 .2838E+05 .5500 59.30 39.46 35.48 35.48 50.91
10 .2753E+05 .5500 57.99 38.82 34.89 34.89 49.63
11 .2628E+05 .5500 56.46 38.13 34.31 34.31 48.11
12 .2478E+05 .5500 54.66 37.24 33.59 33.59 46.37
Nст Пст Hтк Cак Kg Kн U1 U2
1 1.269 .2051 .5000 1.010 .9880 270.4 276.7
2 1.274 .2233 .5000 1.012 .9760 283.0 287.9
3 1.272 .2403 .4985 1.014 .9640 292.7 296.7
4 1.266 .2540 .4971 1.016 .9520 300.6 303.7
5 1.255 .2658 .4941 1.018 .9400 306.9 309.4
6 1.242 .2735 .4897 1.020 .9280 311.9 313.9
7 1.224 .2769 .4853 1.022 .9160 315.9 317.4
8 1.207 .2773 .4794 1.024 .9040 319.0 320.2
9 1.189 .2728 .4735 1.027 .9000 321.4 322.3
10 1.172 .2646 .4618 1.029 .9000 323.2 323.9
11 1.154 .2526 .4485 1.031 .9000 324.6 325.1
12 1.136 .2382 .4324 1.033 .9000 325.6 325.6
Nст T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2
1 311.0 271.1 284.1 .1260E+06 .1248E+06 .7825E+05 .9127E+05
2 335.7 293.7 307.5 .1605E+06 .1589E+06 .1016E+06 .1174E+06
3 361.9 318.1 332.6 .2042E+06 .2022E+06 .1313E+06 .1511E+06
4 389.2 344.2 359.1 .2585E+06 .2559E+06 .1692E+06 .1940E+06
5 417.4 371.6 386.7 .3245E+06 .3212E+06 .2170E+06 .2471E+06
6 446.1 399.9 415.0 .4029E+06 .3988E+06 .2758E+06 .3115E+06
7 474.8 428.7 443.6 .4933E+06 .4883E+06 .3461E+06 .3873E+06
8 503.1 457.5 472.0 .5952E+06 .5893E+06 .4280E+06 .4743E+06
9 530.8 486.0 500.2 .7078E+06 .7007E+06 .5208E+06 .5728E+06
10 557.7 514.1 528.0 .8292E+06 .8209E+06 .6250E+06 .6818E+06
11 583.4 541.4 554.7 .9566E+06 .9470E+06 .7382E+06 .7989E+06
12 607.7 567.6 580.2 .1087E+07 .1076E+07 .8583E+06 .9217E+06
Dкк Dск Dвк Dок Tк Pк Cк
3300 .3170 .3034 .9193 598.1 .1017E+07 140.0
Пк = 10.950 КПД = .8632 Lк =326830.
Рисунок 3.1 - Изменение Са и КПД по ступеням компрессора
Рисунок 3.2 - Изменение параметров по ступеням компрессора
Рисунок 3.3 - Схема проточной части компрессора
Рисунок 3.3а - Треугольники скоростей 1-8 ступеней осевого компрессора
Рисунок 3.4 - Треугольники скоростей 9-12 ступеней осевого компрессора
3.2 Вывод
компрессор турбина давление газодинамический
В результате расчета компрессора на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов, проточной части компрессора, а также согласованы ступени по нагрузке и КПД.
Получены следующие условия:
> 0,4, иначе увеличиваются потери в решетках ступени; числа и не превышают 0,8, что исключает появление волновых потерь.
Работа компрессора - L = 326830 Дж.
КПД компрессора = 0,863.
4. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ
Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоемкостью и экономичностью. Именно эти преимущества газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учетом всех видов потерь механической энергии в ее проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объема вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчет газовой турбины на ЭВМ. Расчет выполняется в соответствии с рекомендациями [9].
4.1 Выбор и обоснование исходных данных
Обычно газодинамический расчет многоступенчатыой турбины выполняют при заданной форме проточной части. Поскольку основные исходные данные для расчета турбины получают в результате термогазодинамического расчета двигателя, компрессора и согласования параметров его лопаточных машин, то к началу расчета проточная часть двигателя, а, следовательно, и его турбины уже известны.
Исходными данными для газодинамического расчета турбины на среднем радиусе при заданной форме ее проточной части являются величины, получаемые как в результате предшествующих расчетов, так и оцениваемые по опыту проектирования турбин авиационных ГТД:
где - секундный расход топлива в камере сгорания;
- отбор воздуха на нужды ГТУ;
Детальная прорисовка проточной части, выполненная с учетом основных особенностей турбин двигателя-прототипа, дает возможность получить следующие размеры:
Таблица 4.1 - Исходные геометрические параметры ТК
№ст |
D1cp, м |
D2cp, м |
h1, м |
h2, м |
|
1 |
0,348 |
0,348 |
0,032 |
0,0335 |
|
2 |
0,348 |
0,348 |
0,042 |
0,0496 |
|
Таблица 4.2 - Исходные геометрические параметры ТС
№ст |
D1cp, м |
D2cp, м |
h1, м |
h2, м |
|
1 |
0,348 |
0,348 |
0,0644 |
0,0734 |
|
2 |
0,348 |
0,348 |
0,095 |
0,103 |
|
Таким образом, все необходимые данные для газодинамического расчета определены.
Таблица 4.3 - Результаты газодинамического расчета газовой турбины
ГДР ГТ Дата 10. 2. 9
Исходные данные:
4 2 105690.
10.00 1303. .1022E+07 625.0 .5000E-02 .7000 .8000
.5000 .5000E-01 .1000
Кг=1.316 Rг= 290.0 Сpг=1206.6
Схема печати:
Dc1 Dc2 h1 h2 Cmca Cmрк n
N Lст* Пi* Пi КПД ro ro1 T1w*
U1 C1 C1a C1u alf1 be1 L1 L1w
U2 C2 C2a C2u alf2 be2 L2 L2w
T1 T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*
G1 G2 sca bca alfu tca fI Zca
Pu Pa sрк bрк beu tрк psi Zрк
Тлса Тлрк sigm
Ncт= 1
348 .348 .302E-01 .335E-01 .190 .240 .197E+05
180E+04 .177E+06 1.77 1.85 .880 .400 .305 .121E+04
359. 480. 150. 456. 18.2 56.9 .735 .283
359. 171. 166. -40.2 76.4 22.6 .279 .685
120E+04 .129E+04 .714E+06 .982E+06 .113E+04 .114E+04 .552E+06 .577E+06
10.1 10.3 .208E-01 .341E-01 37.6 .295E-01 .946 37
504E+04 .317E+04 .145E-01 .184E-01 52.1 .158E-01 .956 69
.109E+04 .102E+04 144.
Ncт= 2
348 .348 .420E-01 .496E-01 .120 .140 .177E+05
171E+04 .167E+06 1.80 1.94 .918 .450 .324 .107E+04
322. 456. 169. 424. 21.7 59.0 .743 .331
322. 206. 182. -97.4 61.9 23.5 .358 .769
106E+04 .114E+04 .406E+06 .562E+06 989. .101E+04 .297E+06 .320E+06
10.3 10.3 .206E-01 .312E-01 41.2 .254E-01 .963 43
534E+04 .236E+04 .145E-01 .186E-01 51.2 .154E-01 .965 71
114E+04 .102E+04 162.
Ncт= 3
348 .348 .644E-01 .734E-01 .120 .140 .150E+05
140E+04 .137E+06 1.74 1.89 .904 .320 .628E-01 941.
273. 467. 184. 429. 23.3 49.9 .810 .433
273. 205. 191. -73.7 68.9 28.9 .377 .712
917. .101E+04 .210E+06 .310E+06 877. 894. .170E+06 .184E+06
10.3 10.3 .202E-01 .267E-01 49.2 .192E-01 .964 57
515E+04 .109E+04 .145E-01 .163E-01 62.8 .142E-01 .965 77
101E+04 891. 178.
Ncт= 4
348 .348 .950E-01 .103 .120 .140 .150E+05
125E+04 .122E+06 1.74 1.94 .906 .360 -.349E-01 836.
273. 437. 192. 392. 26.0 58.2 .804 .430
273. 222. 215. -55.3 75.6 33.2 .434 .748
815. 894. .122E+06 .179E+06 773. 794. .948E+05 .106E+06
10.3 10.3 .198E-01 .272E-01 46.6 .199E-01 .966 55
459E+04 .173E+04 .145E-01 .169E-01 59.3 .150E-01 .965 73
894. 786. 263.
Тго=1303.0 Рго= .1022E+07 Сг=112.6 Тг=1297.7 Рг= .1005E+07
D1с= .348 h1= .0302
Рисунок 4.1 - Изменение µz и ?т по ступеням турбины
Рисунок 4.2 - Изменение параметров (Т, Т*, Р, Р*,С, Са) по ступеням турбины
Рисунок 4.3 - Треугольники скоростей турбины
Рисунок 4.4 - Схема проточной части турбины
Выбор материалов для лопаток РК, обеспечивающий эквивалентный ресурс в 10000 ч, приведен в таблице 4.4. Подбор реализован по диаграмме Ларсена-Мюллера.
Таблица 4.4 - Выбор материалов для РК газовой турбины
Ступень |
Величины |
|||||
?сум, МПа |
Тлрк, К |
?дл, МПа |
К?дл |
Материал |
||
1 |
157 |
1020 |
400 |
2,1 |
ЖС6К |
|
2 |
175 |
1020 |
400 |
2,1 |
ЖС6К |
|
3 |
112 |
891 |
290 |
1,96 |
ЭИ338 |
|
4 |
166 |
786 |
575 |
1,84 |
ЭИ437Б |
|
4.2 Вывод
В результате расчета турбины на ЭВМ определились окончательные размеры проточной части. Также были согласованы нагрузки на ступени для привода компрессора, а также, для реализации необходимой мощности свободной турбины с необходимой частотой вращения.
- угол на выходе из рабочего колеса в абсолютном движении. Принимается ближе к 90 град. для обеспечения осевого выхода потока в переходные каналы и выходные патрубки, чем обеспечивается отсутствие вихреобразований и путевых потерь.
Степень реактивности в области втулки ?вт на всех ступенях больше нуля. Величина приведенной скорости ?1 на всех ступенях меньше 1…1.05, что снижает уровень волновых потерь. Расходная скорость Са вдоль проточной части увеличивается. Мощность турбины по ступеням распределена так, чтобы коэффициент нагрузки последней ступени не превышал =1,7…2, иначе трудно обеспечить выход потока из ступени близкий к осевому.
5. РАСЧЕТ И ПРОФИЛИРОВАНИЕ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ
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 расчетный поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилировании) сопловых и рабочих лопаток. Расчет выполняется по методике [6].
5.1 Выбор и обоснование исходных данных
Расчет треугольников скоростей будем вести на пяти радиусах по закону профилирования и , который наиболее часто применяются в практике профилирования турбинных лопаток.
При углы и менее резко изменяются по радиусу (по сравнению с другими законами профилирования), что уменьшает вероятность появления диффузорности у втулки; практически отсутствуют радиальные составляющие скорости газа, при наличии которых проседает КПД ступени. Важно также, что при , более полого изменяется по высоте лопатки, что благоприятно сказывается на КПД ступени, так как исключается вероятность подъема линий тока в нижней части лопатки, а также снижается интенсивность перетекания в радиальном зазоре. Угол поворота потока во втулочных сечениях при прочих равных условиях на среднем радиусе меньше в случае закрутки по закону и , что благоприятно влияет на КПД.
Таблица 5.1 - Выбор исходных данных для профилирования ступени турбины
; ; |
|
Таблица 5.2 - Результаты профилирования ступени турбины
Дата 10. 2. 9 NR= 1 KZ= 2 Кг = 1.317 Rг = 290.0
D1ср= .3480 D2ср= .3480 h1 = .0300 h2 = .0340
C1aср=150.00 C2aср=166.00 C1uср=456.00 C2uср= -40.20
alf1с= 18.20 be1ср= 56.90 be2ср= 22.60
alf0 = .00 .00 .00 .00 .00
Л1 = .735 Фи = .946 Пси = .956 Rтс = .400
n =19676.6 T2* = 1140.0
Таблица 1
Изменение параметров потока по радиусу
-----------------------------------------------------------
Паpаметp | Сечение по высоте лопатки
| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)
-----------------------------------------------------------
r .1900 .1820 .1740 .1660 .1580
ro 1.000 .9579 .9158 .8737 .8316
U 391.5 375.0 358.5 342.0 325.6
C1u 424.7 439.7 456.0 473.7 492.9
C1a 139.7 144.7 150.0 155.8 162.1
alf1 18.20 18.20 18.20 18.20 18.20
C1 447.1 462.9 480.0 498.6 518.9
be1 76.62 65.89 56.98 49.81 44.09
C2u -29.83 -34.72 -40.20 -46.36 -53.32
W2u 421.3 409.7 398.7 388.4 378.9
C2a 175.4 170.6 166.0 161.7 157.7
be2 22.60 22.60 22.60 22.60 22.60
Л1 .6846 .7088 .7350 .7635 .7945
Rт .4795 .4420 .4000 .3526 .2989
T2w 1213. 1209. 1205. 1202. 1198.
Л2w .7216 .7030 .6852 .6684 .6529
Л1w .2271 .2510 .2838 .3240 .3707
Л2 .2902 .2840 .2786 .2744 .2716
dbe 80.77 91.50 100.4 107.6 113.3
alf2 80.35 78.50 76.39 74.00 71.32
Таблица 2
Профилирование лопатки РК по радиусу
-----------------------------------------------------------
Паpаметp | Сечение по высоте лопатки
| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)
-----------------------------------------------------------
ro 1.000 .9579 .9158 .8737 .8316
b 18.40 18.40 18.40 18.40 18.40
t 17.30 16.57 15.84 15.12 14.39
t/b .9403 .9007 .8611 .8215 .7819
i 3.477 4.006 3.215 2.490 4.411
delt .5014 .5483 .5926 .6336 .6708
Cm .2200 .2300 .2400 .2500 .2600
xcm .3117 .3034 .2957 .2897 .2880
be1l 80.10 69.90 60.20 52.30 48.50
be2l 22.10 22.05 22.01 21.97 21.93
bey 40.14 44.08 49.43 54.95 57.95
r1 1.350 1.380 1.450 1.510 1.570
r2 1.000 1.020 1.060 1.110 1.150
Число pабочих лопаток - 69. шт.
Рисунок 5.1a - Решетки профилей РК турбины по высоте лопатки
Рисунок 5.1б - Решетки профилей РК турбины по высоте лопатки
Рисунок 5.2а - Распределение параметров потока по высоте лопатки
Рисунок 5.2б - Распределение параметров потока по высоте лопатки
Рисунок 5.3а - Планы скоростей решетки профилей
Рисунок 5.3б - Планы скоростей решетки профилей
5.2 Вывод
В результате профилирования рабочего колеса первой ступени турбины по закону крутки 1=const и 2=const были построены треугольники скоростей и решетки профилей на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном.
На всех радиусах выполняется условие 255, а на внутреннем радиусе скорость W2 W1. Угол поворота потока ? на втулке равен 113,3, на среднем радиусе 100,4°, на периферии 80,77, что приводит к уменьшению потерь.
6. Исследование эксплуатационных характеристик двигателя
6.1 Исследование климатической характеристики двигателя
Исследование климатической характеристики будем проводить в диапазоне температур окружающей среды от -55°С до +30°С. Данный диапазон температур охватывает все возможные области эксплуатации двигателя.
Программу регулирования двигателем выбираем Т*г =const. Эта программа позволяет ГТД развивать максимальную мощность. Далее необходимо реализовать программу регулирования Ne=const, что, в первую очередь, обусловлено требованиями потребителя. Для этого используется программа регулирования Т*г =var. Физически на двигателе это реализуется путем изменения угла установки ручки управления двигателем, то есть регулируется количество топлива подаваемого в камеру сгорания.
Программа математического моделирования предусматривают непосредственную реализацию программы Ne=const заданием кода (630) на соответствующих режимах. Что и использовано, для реализации поставленной задачи.
Исходные данные для расчета:[7]
Gв р= 10,64 - массовый расход воздуха на входе в двигатель в кг/с,
Нр= 0 - расчетная высота полета в км,
Мн р=0 - расчетная скорость полета в числах Маха,
?к*=18,2 - общая степень повышения полного давления в компрессоре,
?к*=0,843 - расчетное значение КПД компрессора,
Тг р*=1400 - расчетное значение полной температуры перед турбиной в К,
?u твд р= 0,6885 - расчетное значение приведенной переносной скорости на среднем диаметре ТВД,
?u твд р= 0,59 - расчетное значение приведенной переносной скорости на среднем диаметре ТНД,
?тс*=0,907 - КПД ТС,
?u тс р= 0,44 - расчетное значение приведенной переносной скорости на среднем диаметре ТС;
Zтвд=1 - число ступеней ТВД,
Zтнд=1 - число ступеней ТНД,
Zтс=2 - число ступеней ТС,
?вх=0,97 - коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве,
?г=0,995 - коэффициент полноты сгорания,
?m=0,985 - механические КПД,
?с*=1 - коэффициент полноты расширения в реактивном насадке,
nвд=15210 - частота вращения РВДоб/мин.,
nвд=9963 - частота вращения РНД об/мин.,
nТС=8200 - частота вращения силовой турбины в об/мин.,
сс=80 - скорость истечения на срезе выходного насадка в м/с.
Таблица 6.1 Результаты расчетов
NT= 2 1 NR= 3 5 15 0 NK=0 NQ=0 NMK=1 NL=10 IK=8
DH1= 10.64 .00 .000 10.95 .863 1303.0 100.0 1.000
DH2= .913 .626 2.000 .920 .477 2.000
BH= .970 .950 .990 1.000 .980 .990 1.000 1.000
DGT= .056 .000 .000 .000 .000 GDBY= .0000
WP= 19676.6 15000.0 HU= .5100E+08 LO=17.200
N H MH NP R1 R2 R3 RGOT RGPR RGO1 RGO2 DDT
1 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 .0
2 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 10.0
3 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 20.0
4 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 35.0
5 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 45.0
6 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 .0
7 .0 .000 130 .946 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -20.0
8 .0 .000 130 .919 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -30.0
9 .0 .000 130 .877 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -45.0
10 .0 .000 130 .850 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -55.0
11 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 .0
12 .0 .000 130 1.000 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -20.0
13 .0 .000 130 .971 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -30.0
14 .0 .000 130 .929 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -45.0
15 .0 .000 130 .900 1.000 1.000 .056 .000 .000 .000 -55.0
RWC=1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000
1.000 1.000 1.000 1.000 1.000
* * *
ХАРАКТЕРИСТИКА ГТД
СХЕМА ПЕЧАТИ: NE NEY CE TK ТГ TTK TC
П ПП GBП ПК NK MKP DKU
GT AKC GB ПТК NTK LC FC
TB PB ПС ПТС NTC MKC X1
КПД NEЭ CEЭ PЭ CYЭ КПДЭ
1 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 249.4 .2254 603.6 1303. 1015. 795.3
9988 .9988 10.62 10.93 .8637 1700. .2186
597.2 3.515 10.62 3.163 .9115 .1925 .2635
288.1 .9829E+05 1.000 3.056 .9188 1704. .9998
.3132 2725. .2192 .4087E+05 .1461E-01 .3221
2 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2435. 240.6 .2305 613.1 1303. 1015. 803.1
9946 .9778 10.30 10.41 .8704 1625. .2327
561.3 3.563 10.12 3.163 .9107 .1947 .2481
298.1 .9829E+05 1.000 2.910 .9215 1566. .9778
3062 2508. .2239 .3761E+05 .1492E-01 .3153
3 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2218. 231.1 .2367 622.6 1303. 1016. 811.6
9892 .9565 9.921 9.869 .8731 1546. .2371
524.9 3.612 9.594 3.162 .9095 .1791 .2558
308.1 .9829E+05 1.000 2.767 .9238 1426. .9559
2982 2281. .2301 .3421E+05 .1534E-01 .3068
4 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
1874. 214.1 .2504 636.6 1303. 1017. 827.4
9771 .9226 9.267 9.000 .8689 1423. .2085
469.1 3.686 8.751 3.161 .9068 .1556 .2689
323.1 .9829E+05 1.000 2.536 .9261 1205. .9231
2819 1924. .2438 .2886E+05 .1626E-01 .2895
5 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
1602. 198.1 .2673 644.9 1303. 1018. 842.6
.9627 .8953 8.696 8.316 .8577 1328. .1814
428.2 3.732 8.088 3.158 .9034 .1533 .2522
333.1 .9829E+05 1.000 2.347 .9260 1030. .8996
.2641 1648. .2599 .2471E+05 .1733E-01 .2716
6 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 249.4 .2254 603.6 1303. 1015. 795.3
.9988 .9988 10.62 10.93 .8637 1700. .2186
597.2 3.515 10.62 3.163 .9115 .1925 .2635
288.1 .9829E+05 1.000 3.056 .9188 1704. .9998
3132 2725. .2192 .4087E+05 .1461E-01 .3221
7 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 238.0 .2232 566.1 1233. 957.7 745.2
.9718 1.007 10.74 11.13 .8598 1731. .2107
591.3 3.720 11.13 3.168 .9115 .2041 .2524
268.1 .9829E+05 1.000 3.099 .9214 1704. 1.009
3163 2731. .2165 .4097E+05 .1443E-01 .3260
8 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 232.2 .2222 547.4 1197. 928.7 720.1
9575 1.012 10.80 11.24 .8577 1748. .2066
588.8 3.830 11.41 3.171 .9114 .2088 .2486
258.1 .9829E+05 1.000 3.124 .9227 1704. 1.014
3177 2734. .2154 .4101E+05 .1436E-01 .3278
9 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 223.5 .2206 518.9 1143. 884.4 681.6
9348 1.018 10.89 11.41 .8543 1774. .2002
584.5 4.009 11.86 3.175 .9112 .2067 .2544
243.1 .9829E+05 1.000 3.167 .9245 1704. 1.022
3200 2734. .2138 .4102E+05 .1425E-01 .3302
10 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 217.4 .2200 500.1 1108. 855.3 656.7
9194 1.022 10.96 11.54 .8516 1794. .1952
582.9 4.131 12.19 3.177 .9110 .2138 .2482
233.1 .9829E+05 1.000 3.194 .9257 1704. 1.028
.3209 2738. .2129 .4107E+05 .1419E-01 .3316
11 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
2650. 249.4 .2254 603.6 1303. 1015. 795.3
.9988 .9988 10.62 10.93 .8637 1700. .2186
597.2 3.515 10.62 3.163 .9115 .1925 .2635
288.1 .9829E+05 1.000 3.056 .9188 1704. .9998
3132 2725. .2192 .4087E+05 .1461E-01 .3221
12 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
3039. 263.1 .2200 583.4 1303. 1015. 783.7
.9974 1.034 11.14 11.89 .8436 1852. .1794
668.5 3.415 11.55 3.163 .9113 .2235 .2464
268.1 .9829E+05 1.000 3.300 .9138 1954. 1.045
3209 3134. .2133 .4701E+05 .1422E-01 .3309
13 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
3039. 256.8 .2182 564.1 1265. 984.6 756.9
9820 1.037 11.20 12.00 .8409 1869. .1752
662.9 3.527 11.83 3.165 .9110 .2188 .2537
258.1 .9829E+05 1.000 3.331 .9154 1954. 1.050
3236 3133. .2116 .4699E+05 .1411E-01 .3336
14 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
3039. 247.3 .2166 535.3 1210. 939.7 718.2
9583 1.043 11.29 12.18 .8364 1899. .1670
658.3 3.688 12.29 3.169 .9105 .2267 .2480
243.1 .9829E+05 1.000 3.370 .9179 1954. 1.059
3259 3138. .2098 .4707E+05 .1399E-01 .3365
15 H= .00 Mп= .0000 dGp= .000 St= .00 Пp=130
3039. 241.0 .2155 515.9 1173. 908.9 691.7
9417 1.047 11.35 12.30 .8332 1920. .1614
654.9 3.806 12.61 3.171 .9101 .2237 .2534
233.1 .9829E+05 1.000 3.403 .9194 1954. 1.065
.3276 3138. .2087 .4706E+05 .1391E-01 .3382
Рисунок 6.1 - Характеристика компрессора низкого давления
Рисунок 6.2 -Характеристика компрессора высокого давления
Рисунок 6.3 - Зависимость мощности и удельного расхода топлива от температуры атмосферного воздуха на входе в ГТД
Рисунок 6.4 - Зависимость удельной мощности и температуры газа перед турбиной от температуры атмосферного воздуха на входе в ГТД
Рисунок 6.5 - Зависимость запаса устойчивости КВД и крутящего момента на валу ТС от температуры атмосферного воздуха на входе в ГТД
6.2 Анализ полученных результатов
Анализируя полученные графики можно сказать, что при росте Тн* наблюдается снижение мощности, это объясняется тем, что мощность определяется как произведение работы на расход, а так как расход снижается, то и мощность падает, что является неприемлемым согласно техническому заданию потребителя. При снижении Тн* необходимо из условия потребителя поддерживать значение мощности на заданном уровне или определённой величины. Этим обстоятельством обусловлено использование в данном расчете искусственной корректировки значения Тг* при принятой программе регулирования Тг*=const. Также необходимо отметить, что величина коэффициента запаса газодинамической устойчивости при повышении температуры у КВД возрастает, а у КНД, наоборот, падает, но на всех исследуемых режимах не достигала предельно малых значений 7-10%, а оставалась у КВД выше 20%.
Большой интерес представляет зависимость крутящего момента от температуры на входе в двигатель. Как видно из графика при снижении Тн* наблюдается уменьшение крутящего момента. Уменьшение максимального значения крутящего момента на валу высокого давления составляет по сравнению с расчетным 15%.
В результате проделанной работы следует отметить, что с увеличением Тн* при законе регулирования Тг*=const мощность на выходном валу ГТУ уменьшается, и характеристики двигателя, а именно Ne=f(Тн) в летних условиях значительно ухудшаются. Поэтому в целях получения приемлемых характеристик двигатель проектируют таким образом, чтобы максимальная мощность обеспечивалась при повышенной температуре Тн.огр*. А при Тн*< Тн.огр* (в зоне ограничения мощности) закон изменения расхода топлива выбирают из условия Ne= Ne мах. В зимних условиях, следовательно, мощность ограничивается, путем снижения температуры газа перед турбиной и всех остальных параметров двигателя.
6.3 Выводы
При увеличении температуры на входе в двигатель приведенная частота nвд.пр уменьшается, следовательно рабочая точка смещается влево вниз по ЛРР. Это обусловлено снижением плотности воздуха на входе в двигатель с ростом температуры Тв. Поэтому снижаются параметры, характеризующие положение рабочей точки: ?к* и q(?в). Для обеспечения надежной эксплуатации ГТД большой интерес представляют зависимости запаса устойчивой работы КВД, КНД и крутящего момента на валу ТС от температуры на входе в двигатель.
С увеличением Тв удельный расход топлива Се увеличивается, когда мощность падает. Соответственно Се изменяется обратно пропорционально Ne. С уменьшением Тв и реализации программы регулирования Ne=const удельный расход топлива изменяется пропорционально T*г, т.е. уменьшается.
7. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВХОДНОГО И ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВ
При проектировании газотурбинных установок различного назначения и области применения одним из этапов является аэродинамический расчет и профилирование входных и выходных устройств.
При выборе конструктивной схемы и проектировании входных и выходных устройств турбомашин необходимо учитывать требования, обусловленные назначением и соображениями эффективности и надежности машины.
Так, например, к входному устройству предъявляются такие требования как:
- обеспечить равномерный поток, как в окружном, так и в радиальном направлениях на входе в компрессор;
- подвод воздуха должен осуществляться с минимальными гидравлическими сопротивлениями;
- так как во входных устройствах часто располагают передний подшипник, то корпус должен быть достаточно жесткий, чтобы не деформироваться под действием статических и динамических нагрузок на подшипник.
Согласно основным требованиям, предъявляемым к выходным устройствам газотурбинных установок, устройства должны:
- обеспечивать отвод рабочего тела из турбомашины в заданном направлении с минимальными аэродинамическими потерями;
- обеспечить равномерное поле давлений за последней ступенью турбины;
- обеспечить стационарный устойчивый характер течения на всех режимах работы;
- обладать высокой жесткостью
Кроме того, выходные устройства должны обеспечить необходимую степень глушения шума, производимого двигателем.
Целью данного расчета является определение геометрических размеров и основных параметров, характеризующих работу входного и выходного устройств.
7.1 Расчет входного устройства
Входным устройством называется часть силовой установки, которая состоит из воздухозаборника, переходных каналов, систем его регулирования и защиты от попадания посторонних предметов. Основная функция ВУ - подача циклового рабочего тела к компрессору ГТУ с минимальными искажениями полей скоростей и давлений, а также с минимальными потерями полного давления на входе в компрессор.
Формулы, используемые при расчете:
где относительная площадь патрубка (степень поджатия патрубка),
Fвх=В*Н;
- степень поджатия коллектора;
-относительный диаметр патрубка
Используемые рекомендации к расчету:
(принимаем 2) при =3,5…4 (принимаем 4);
=1,25...1,5 (принимаем 1,5);
относительная протяженность входного устройства выбирают в пределах 1,5…2 (принимаем 2);
радиус скругления коллектора R=0,25Do.
Исходные данные берем из согласования:
Do=0.3223 м - наружный диаметр проточной части компрессора;
d=0.166 м - втулочный диаметр;
ho=0,0781 - высота проточной части компрессора;
Fo=0.0599 - площадь в сечении - 0.
Осевое расстояние от торцевой стенки патрубка до коллектора:
hк=2* ho=2*0,0781=0,1563м.
Площади Fк и Fвх:
Fк=4* Fo=4*0,0599=0,2396;
Fвх= Fк=0,2396.
Диаметр коллектора:
Диаметр патрубка:
Dn= 1,5*Dк=1,5*0.488=0.7319м.
Толщина патрубка (конструктивно длину патрубка берем L=1м):
Ширина патрубка:
Радиус скругления лемнискаты:
R=0.25*Do=0.25*0.281=0.0806м.
Схема входного устройства, построенная на основании проведенного
Рисунок 7.1. Схема входного устройства
7.2 Расчет выходного устройства
Расчеты выполняются в соответствии с рекомендациями [3].
Целью данного расчета является определение геометрических размеров и основных параметров, характеризующих работу выходного устройства.
Расчет выходного устройства производим с помощью программы DIFFUZOR.EXE.
Таблица 7.2 - Исходные данные для расчёта выходного устройства
Параметры |
Размерность |
Величина |
|
D1 |
м |
0,24 |
|
D2 |
м |
0,41 |
|
=Dк/D2 |
- |
1,32 |
|
=L/D2 |
- |
1 |
|
nотп |
- |
1,788 |
|
Таблица 7.3 - Результаты расчета выходного устройства
ДАТА: 1 12 7 S= 1.000 Q= 1.060 D1= .24500 D2= .45100 L= .70000 DK= 1.20000 NP= 2.644 ALFA1= 2.00 R1= .38798 XC1= .31202 RC1= .52161 LK= .07898 ALFA2= 9.00 R2= .32332 XC2= .29771 RC2= .60000 FN= .11261 I NS XS RS LS 0 1.00227 .00811 .05147 .00000 1 1.06423 .04322 .05361 .03527 2 1.12781 .07833 .05576 .07054 3 1.19300 .11344 .05790 .10581 4 1.25981 .14855 .06005 .14108 5 1.32824 .18366 .06219 .17635 6 1.39828 .21877 .06434 .21163 7 1.46993 .25388 .06648 .24690 8 1.54320 .28899 .06863 .28217 9 1.61826 .32409 .07083 .31743 10 1.68503 .35900 .07216 .35265 11 1.75631 .40093 .07199 .39555 12 1.85401 .44153 .07122 .43854 13 1.97187 .48002 .06986 .48144 14 2.10156 .51581 .06794 .52419 15 2.23342 .54837 .06550 .56674 16 2.35721 .57725 .06260 .60904 17 2.46314 .60170 .05976 .65106 18 2.54204 .62219 .05610 .69268 19 2.58673 .63817 .05215 .73393 20 2.59190 .64954 .04801 .77478 21 2.55438 .65628 .04372 .81519 22 2.54333 .65955 .04045 .85512 23 2.64401 .66051 .03949 .89469 NPV= 1.019 NS1= 2.592 NS2= 2.543 коэффициент полных потерь= .271 |
|
,
Рисунок 7.2 Чертеж выходного осерадиального диффузора
Рисунок 7.3 График распределения степени расширения вдоль проточной части
7.3 Вывод:
На основании выбранных данных была рассчитана конструктивная схема входного устройства, которая обеспечивает равномерный подвод воздуха с наименьшими потерями к компрессору.
На основании полученных результатов расчета был выбран один из вариантов проектируемого диффузора, геометрические параметры которого обеспечивают плавное изменение формы проточной части и необходимое значение степени расширения. Полученный коэффициент полных потерь равен 0.515.
8. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ЦЕНТРОБЕЖНОГО НАГНЕТАТЕЛЯ
Нагнетателем будем называть центробежные лопаточные машины, которые создают повышение давления в 1,1 и более раза (компрессор, бустер).
Нагнетатели предназначены для повышения давления в газовой магистрали или при закачке природного газа в подземные хранилища. Для магистральных газопроводов используют одна- и двухступенчатые нагнетатели, а для подземных хранилищ газа и технологических нужд - многоступенчатые.
Широкое применение нагнетателей с центробежными ступенями обусловлено возможностью реализации в таких ступенях достаточно больших при достигнутом сравнительно высоком уровне совершенства процесса сжатия. Центробежный нагнетатель имеет незначительные осевые размеры, долговечее и надежность в работе, прост в изготовлении и эксплуатации.
Подобные документы
Выбор параметров и термогазодинамический расчет двигателя. Формирование "облика" проточной части турбокомпрессора, согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет узлов и профилирование лопатки рабочего колеса первой ступени КВД.
дипломная работа [895,3 K], добавлен 30.06.2011Предварительный расчет параметров компрессора и турбины газогенератора. Показатель политропы сжатия в компрессоре. Детальный расчет турбины одновального газогенератора. Эскиз проточной части турбины. Поступенчатый расчет турбины по среднему диаметру.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 30.05.2012Тип и основные конструктивные элементы двигателя. Согласование параметров компрессора и турбины. Выбор закона профилирования. Расчет на прочность пера рабочей лопатки турбины. Выбор степени повышения давления в компрессоре. Физические константы воздуха.
дипломная работа [310,4 K], добавлен 18.03.2012Термогазодинамический расчет двигателя и анализ его результатов. Выбор и обоснование исходных данных для согласования параметров компрессора и турбины, сущность их газодинамического расчета. Исследование эксплуатационных характеристик двигателя.
курсовая работа [9,1 M], добавлен 26.02.2012Температура газа перед турбиной. Степень повышения давления в компрессоре. Скорость истечения газа из выходного устройства. Выбор типа закрутки. Предварительный выбор удлинения лопатки. Расчет густоты решеток профилей, углов изгиба профиля пера.
курсовая работа [808,4 K], добавлен 28.05.2012Общая характеристика газоперекачивающих агрегатов с газотурбинным приводом. Анализ способов определения степени загрязнения проточной части осевого компрессора газоперекачивающего агрегата с однокаскадными двигателем в условиях работающей станции.
контрольная работа [272,6 K], добавлен 01.12.2013Схема и принцип действия газотурбинной установки. Выбор оптимальной степени повышения давления в компрессоре теплового двигателя из условия обеспечения максимального КПД. Расчет тепловой схемы ГТУ с регенерацией. Расчёт параметров турбины и компрессора.
курсовая работа [478,8 K], добавлен 14.02.2013Выбор оптимальной степени расширения в цикле газотурбинной установки. Уточненный расчет тепловой схемы. Моделирование осевого компрессора. Газодинамический расчет ступеней турбины по среднему диаметру. Размеры диффузора, входного и выходного патрубков.
дипломная работа [2,1 M], добавлен 14.06.2015Компрессор наружного контура (вентилятор), низкого и высокого давления. Камера сгорания, турбина высокого и низкого давления. Удельные параметры двигателя и часовой расход топлива. Проектный расчет основных параметров компрессора высокого давления.
курсовая работа [593,1 K], добавлен 24.12.2010Определение количества ступеней компрессора. Массовые доли компонентов смеси, их теплоемкость. Расчет параметров по точкам, количества тепла, выделяемого компрессором, работы компрессора. Общий отопительный коэффициент как мера эффективности компрессора.
контрольная работа [159,4 K], добавлен 23.12.2012