Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Міністерство освіти і науки України

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського

«Харківський авіаційний інститут»

Кафедра 201

КАСКАД ВИСОКОГО ТИСКУ ПРИВІДНОГО ГТД

Пояснювальна записка до випускної роботи бакалавра

за напрямком 0905 Енергетика

за спеціальністю 7.090522

Газотурбінні установки і компресорні станції

Виконавець

студент групи 241

Муженский А.В.

Керівник д. т. н., професор каф

Герасименко В.П.

Нормоконтролер д.т.н., професор каф

Герасименко В.П

2007 р.

Міністерство освіти і науки України

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського

«Харківський авіаційний інститут»

Кафедра 201

«Затверджую»

Завідуючий кафедрою

д.т.н. професор Бойко Л.Г.

2007 р.

ЗАВДАННЯ

на випускну роботу бакалавра

за напрямком 0905 Енергетика

за спеціальністю 7.090522 - Газотурбінні установки і компресорні станції

Студенту гр. 241 Муженському О.В.

1. Тема роботи: Каскад високого тиску привідного ГТД.

За наказом № 18-2ф від “ 03 “ травня 2007р.

2. Технічне завдання: Спроектувати каскад високого тиску привідного газотурбінного двигуна.

3. Завдання по розділах роботи:

основний розділ: а) розрахунково - теоретична частина: виконати розрахунки параметрів ГТД та його вузлів;

б) конструкторська частина: розробити конструкцію вузлів газогенератора приводного ГТД, виконати розрахунки на міцність деталей турбіни.

Консультант Герасименко В.П.

Розділ роботи з технологічної частини: розробити розмірну схему процесу обробки деталі - вала - шестерні, виконати розрахунки операційних розмірів.

Консультант Багмет М.М

4. Перелік обов'язкових питань, що підлягають опрацюванню:

Теоретична частина - термогазодинамічний розрахунок двигуна; формування обліку двигуна; газодинамічний розрахунок компресора і турбіни; профілювання лопатки РК першої ступені компресора високого тиску; опис конструкції двигуна; розрахунки на міцність робочої лопатки, диску першої ступені компресора високого тиску; розрахунок операційних розмірів; аналіз одержаних результатів проектування.

5. Перелік обов'язкового графічного матеріалу:

Аркуш №1 (формат А1) - креслення розподіл основних параметрів уздовж проточної частини двигуна.

Аркуш №2 (листи формату А1) - креслення загального вигляду каскаду високого тиску привідного газотурбінного двигуна.

Аркуш №3 (формат А2) - креслення вала - шестерні.

Аркуш №4 (формат А2) - креслення заготовки для виготовлення вала-шестерні.

Аркуш №5 (формат А1) - план обробки заготовки.

6. Строк здачі закінченої роботи для затвердження: “ ” 2007 р.

Завдання видав

Герасименко В.П.

Завдання прийняв до виконання

Муженський О.В

ВВЕДЕНИЕ

Последние годы характеризуются расширением использования газотурбинных установок в различных областях техники. Именно этим обстоятельством объясняется повышенный интерес, который проявляется в широких кругах специалистов к ГТД.

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.

Основными требованиями к ГТУ, обусловленными особенностями их использования являются: минимальные габаритные размеры и масса, высокий КПД, благоприятное протекание эксплуатационных характеристик, надежность, технологичность, мобильность.

Широкое использование в наземных конструкциях высокопрочных, труднообрабатываемых материалов, усложнение конструкции и рост габаритов изделий, высокая точность и трудоемкость изготовления, частая сменяемость и высокая стоимость объектов производства диктуют повышение требований к технологии производства наземной техники.

В сфере проектирования и доводки новых и зарекомендовавших себя конструкций имеется широкое поле для конструкторской деятельности по повышению надежности, прочности, живучести и технологичности узлов и элементов газотурбинных двигателей.

Успешная реализация конструктивных решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на их изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку допусков операционных размеров.

Эффективность технологического процесса существенно зависит также от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличивая расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоемкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака.

В данной работе необходимо спроектировать каскад высокого давления приводного ГТД. Прототипом для привода послужил двигатель Д336-2-10. В качестве топлива используется природный газ. Данный ГТД выполнен по двухвальной конструктивной схеме со свободной турбиной. Для достижения цели проектирования необходимо провести:

- термогазодинамический расчет двигателя для выбора основных параметров цикла двигателя (, Тг*). При этом необходимо обеспечить высокий уровень КПД установки и достаточно длительный ресурс работы установки;

- согласование параметров компрессора и турбин. Данный этап позволяет обеспечить оптимальные (рекомендуемые) геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчетных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках турбины;

- газодинамический расчет турбины;

- профилирование РК первой ступени компрессора высокого давления;

- расчет на прочность наиболее нагруженных деталей узла (диск, лопатка РК);

- разработку плана технологического процесса изготовления детали - вала-шестерни.

1. РАСЧЕТНО - ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

1.1 Выбор параметров и термогазодинамический расчет двигателя

Основная цель термогазодинамического расчета определение удельных параметров двигателя. Расчет выполняется для G_в=1кг/с. В расчете вычисляются параметры в характерных сечениях двигателя. Эти данные в дальнейшем используются для согласования параметров компрессора и турбины, и формирования облика двигателя.

Выбор параметров и термогазодинамический расчет двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями [1].

1.1.1. Выбор и обоснование параметров двигателя

· Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежности работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1375К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения турбины, что приводит к снижению удельной мощности и росту удельного расхода топлива.

· 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 р_к* на удельные параметры двигателя, применение больших значений р_к* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений р_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.

· 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.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0.88..0.9. Принимаем =0.9.

Наличие переходных каналов между каскадами приводит к снижению в зависимости от гидравлических потерь от 1% до 2%.

КПД компрессора - это отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора, может быть представлен как произведение

где Юм - механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно составляющий Юм = 0,985…0,995. Принимаем Юм=0.995; - КПД компрессора по параметрам заторможенного потока.

Таблица 1.1

Величина	Значение
	20.5	21	21.6	22	22,5
	0,845	0,845	0,844	0,843	0,843

Значения КПД неохлаждаемых турбин по параметрам заторможенного потока обычно лежат в пределах . Охлаждение турбин приводит к снижению КПД.

Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранных значения Тг*, в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

,

где = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.

Таблица 1.2

Величина	Значение
Тг*, К	1325	1350	1375	1400	1425
	0,911	0,908	0,905	0,901	0,898

· Потери в элементах проточной части

Заводские характеристики двигателя исследуются без учета потерь давления на входе в двигатель, но так как наш двигатель будет работать в единой системе с входной шахтой, то примем .

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 = 0,97.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно =0,97…0,98. Принимаем при =0,15 и и=1,88 =0,985.

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 =0.994.

При наличии переходного патрубка между турбиной компрессора и свободной турбиной коэффициент восстановления полного давления .

Выходное устройство ГТУ, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления: .

· Скорость истечения газа из выходного устройства

Скорость истечения газа Сс из ГТУ характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны, при очень малых значениях С_с чрезвычайно сильно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения выбираем С_с=80 м/с.

Выбираем оптимальное значение отбора воздуха за компрессором (G_отб) на нужды энергоустановки, G_отб=10 %.

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 .

В качестве топлива принимаем природный газ, так как двигатель-прототип 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

=17.1

1.1.2 Термогазодинамический расчет двигателя

Расчет выполняется с помощью ЭВМ. Это позволяет провести расчет нескольких вариантов с выявлением влияния различного сочетания и Тг* на удельные параметры двигателя и дает возможность выбрать оптимальный вариант расчетных параметров. Исходные данные и результаты расчета приведены в таблице 1.3.

Таблица 1.3

ТГДР ГТД-Р NT= 1 5 5 1 ДАТА 31. 5. 7
TG= 1325. 1350. 1375. 1400. 1425. ANTK= .911 .908 .905 .901 .898
PIK= 20.50 21.00 21.50 22.00 22.50 ANK = .845 .845 .844 .843 .843
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5100E+08 LO= 17.10
H= .00 MH= .000 CC= 80.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000
SB= .970 SK= .955 NГ= .994 SPT= .990 SPH= .980 NM= .990 NPД=1.000
TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 97272. VH= .0
ТГ ПК NEY CE NK NTK КПД
1325. 20.50 223.3 .2066 .8450 .9110 .3416
1325. 21.00 221.4 .2067 .8450 .9110 .3415
1325. 21.50 219.0 .2073 .8440 .9110 .3406
1325. 22.00 216.5 .2079 .8430 .9110 .3396
1325. 22.50 214.6 .2081 .8430 .9110 .3392
1350. 20.50 237.3 .2030 .8450 .9080 .3477
1350. 21.00 235.6 .2030 .8450 .9080 .3477
1350. 21.50 233.2 .2034 .8440 .9080 .3470
1350. 22.00 230.8 .2039 .8430 .9080 .3462
1350. 22.50 229.0 .2040 .8430 .9080 .3460
1375. 20.50 253.5 .2000 .8450 .9050 .3529
1375. 21.00 251.7 .1984 .8450 .9050 .3558
1375. 21.50 247.6 .2002 .8440 .9050 .3526
1375. 22.00 245.3 .2006 .8430 .9050 .3519
1375. 22.50 243.5 .2006 .8430 .9050 .3519
1400. 20.50 265.2 .1978 .8450 .9010 .3569
1400. 21.00 263.7 .1976 .8450 .9010 .3573
1400. 21.50 261.4 .1978 .8440 .9010 .3569
1400. 22.00 259.2 .1980 .8430 .9010 .3565
1400. 22.50 257.6 .1979 .8430 .9010 .3566
1425. 20.50 279.4 .1954 .8450 .8980 .3612
1425. 21.00 277.9 .1952 .8450 .8980 .3617
1425. 21.50 275.8 .1953 .8440 .8980 .3615
1425. 22.00 273.6 .1954 .8430 .8980 .3612

По данным таблицы 1.3 построены графики зависимости удельного расхода и удельной мощности от степени повышения давления (рис 1.1-1.2).

Из рис.1.1-1.2 видно, что при заданном уровне р_к* =21 и Т_г*=1375 К как у прототипа обеспечивается достаточно низкий удельный расход топлива, и высокое значение удельной мощности двигателя. Повышение температуры газа нецелесообразно из соображений повышения ресурса двигателя. Как мы видим из таблицы 1.3 при р_к* =21 двигатель обеспечивается меньший удельный расход топлива и большая удельная мощность двигателя по сравнению с прототипом. Таким образом мы выбираем для проектируемого двигателя р_к* =21и Т_г*=1375 К.



Рис 1.1 График зависимости N_eуд=f(T_г^*, р_к^*)

Рис 1.2 График зависимости С_e=f(T_г^*, р_к^*)

Проведя выбор основных параметров можно провести термогазодинамический расчет проектируемого двигателя. Результаты сведены в таблицу 1.4.

Таблица 1.4

ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 19. 1. 6
TG= 1375. 1350. 1300. 1250. 1400. ANTK= .905 .905 .910 .912 .907
PIK= 21.00 14.00 16.00 18.00 11.50 ANK = .845 .846 .842 .836 .862
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5100E+08 LO= 17.10
H= .00 MH= .000 CC= 80.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000
SB= .970 SK= .955 NГ= .994 SPT= .990 SPH= .980 NM= .990 NPД=1.000
TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 97272. 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=1375.0 ПК=21.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 735.1
251.7 251.7 .1984 .1541E-01 3.794 49.94 .2596E-01 .1633
733.7 942.6 735.1 .2043E+07 .1951E+07 .3273E+06 .1050E+06 .1029E+06
8450 .9050 .4674E+06 .5166E+06 .2479E+06 5.901 3.118 18.58
3558 .2767E+06 .9074 1195. 1.317 287.3
1038. 1.382 287.0

1.1.3 Вывод

Анализируя зависимости, представленные на рис. 1.1-1.2 и в табл.1.3-1.4, можно отметить, что по сравнению с прототипом повысились значения удельной мощности до и эффективного КПД до 35,1%. Кроме того, удалось снизить удельный расход топлива до , что позволяет уменьшить расход воздуха Gв, а, следовательно, и диаметр входа в двигатель (Dвх). Это позволяет уменьшить габаритные размеры и массу двигателя.

В результате проведенного термогазодинамического расчета были получены основные удельные параметры двигателя и параметры, характеризующие работу его узлов.

Полученные данные являются исходными для согласования параметров турбокомпрессора, расчета компрессора и турбины.

1.2 Формирование «облика» проточной части турбокомпрессора, 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.

Расчет выполняем в соответствии с рекомендациями [2].

1.2.1 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.

Так как проектируемый двигатель предназначен для привода ГПА, то необходимо получить частоту вращения свободной турбины строго 4800 об/мин. Геометрические соотношения выбираются в соответствии с прототипом.

Результат представлен в таблице 1.5. Облик турбокомпрессора проектируемого ГТД представлен на рис.1.3.

Таблица 1.5

Формирование облика ГГ и ТC ГТД-2-1 ( КВД - ОК или ОЦК )
Исходные данные:
Neуд= 251.7 Сe = .1984 КПДк= .8450 КПДтк= .9050
Lк = 467380. Lтк*= 516590. Lтс*= 247900. КПДтс= .9200
Cpг =1194.7 Kг =1.3167 Cpв =1038.4 Kв =1.3820
Ne = 10600. Gв = 42.11
doв = .600 Dсртн/Dк =1.010 Dсртc/Dк =1.423
doво= .921 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000
D4цс/D2цс=1.000 Dсpтв/Dко=1.130
Lкн/Lк = .410 КПДкн* = .890 Sркнв = .993
Lок/Lкв=1.000 КПДок* = .870 Sркоц =1.000
Mzтс =4.500 Sртвн = .995 Sртнс = .990
Uк = 370.0 Uквд = 400.0
Результаты pасчета:
* КНД * Кф = 2 Zк = 7.
Lк*= 189710. Пiк*= 5.047 КПД*= .8900 Uк = 370.0
Dк = .6834 dob = .6000 dok = .8583 Hzc= .2229
nнд =10341.
* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7.
Lк*= 272997. Пiк*= 4.191 КПД*= .8703 Uк = 400.0
Dк = .5373 dob = .8200 dok = .9211 Hzc= .2437
nвд =14218.
* ТВД * Кф = 3 Zт = 1.
Lт*= 304788. Пiт*= 2.596 КПД*= .9050 (h/D)г= .0647
Uср= 444.1 Mz = 1.545 Dcр = .6072 (h/D)т= .0975
Sр = 192.2 Tw* =1202.4
* ТHД * Кф = 3 Zт = 1.
Lт*= 211802. Пiт*= 2.285 КПД*= .8784 (h/D)г= .0838
Uср= 364.5 Mz = 1.594 Dcр = .6902 (h/D)т= .1290
Sр = 171.3 Tw* = 998.2
* ТC * Кф = 3 Zт = 3.
Lт*= 247900. Пiт*= 3.118 КПД*= .9200 (h/D)г= .0812
Uср= 234.7 Mz = 4.500 Dcр = .9721 (h/D)т= .1535
Sр = 84.5 Tw* = 758.1 nтс = 4800.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
: K : Па : м/с : --- : кв.м
в - в 288. 97272. 175.0 .5649 .2347
к кнд - к кнд 471. 490886. 165.0 .4167 .0756
в квд - в квд 471. 487450. 170.0 .4293 .0743
к - к 734. 2042700. 130.0 .2630 .0344
г - г 1375. 1950800. 124.0 .1850 .0698
т твд - т твд 1120. 751530. 165.0 .2728 .1129
г тнд - г тнд 1120. 747772. 165.0 .2728 .1134
т тнд - т тнд 943. 327300. 190.0 .3424 .1930
г тс - г тс 943. 324027. 150.0 .3244 .2047
т - т 735. 104970. 200.0 .4082 .4556
Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
KНД .6834 .5635 .4100 .6047 .5635 .5190 7.
ОK ВД .5373 .4913 .4406 .5373 .5165 .4949 7.
TBД .6238 .5859 .5480 .6663 .6072 .5480 1.
TНД .7112 .6562 .6012 .7792 .6902 .6012 1.
TC .9684 .8957 .8229 1.1213 .9721 .8229 3.

Рис. 1.3 Схема проточной части двигателя

1.2.2 Вывод

В результате формирования облика ГТД мы получили двухвальную схему газогенератора. Эффективная мощность двигателя реализуется посредством силовой турбины с частотой вращения 4800 об/мин.

Определены основные геометрические и динамические параметры КНД и КВД. Так в результате расчета мы определили что:

КНД имеет 7 ступеней и является средненагруженный (Н_z=0.2229);

ТНД - 1-ступенчатая, среднезагруженная (м_z=1.594);

КВД -7-ми ступенчатый, средненагруженный (Н_z=0.2437);

ТВД - 1-ступенчатая средненагруженная (м_z=1.545).

ТС - 3-х ступенчатая, , среднезагруженная (м_z=4.5)

1.3. Газодинамический расчет узлов и профилирование лопатки рабочего колеса первой ступени КВД

1.3.1. 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 14-ти ступенчатый, двухкаскадный.

Расчет выполняем в соответствии с рекомендациями [4].

1.3.1.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчета компрессора

Исходные данные:

Таблица 1.6

	21		189710 Дж/кг
	42,11 кг/с		272997 Дж/кг
	288.15К		1,38
	96258.75 Па	R	287 Дж/кгК
	0.845	Ср	1038 Дж/кгК

Nст	1	2	3	4	5	6	7
Hz, кДж/кг	21.2	29.4	31.7	30.4	28.09	25.8	23.12
Ca	175	176	176	175	173	170	165
	0.857	0.885	0.91	0.9135	0.9135	0.89	0.8645

Nст	8	9	10	11	12	13	14
Hz, кДж/кг	35.69	40.45	43.02	42.94	40.32	37.1	33.48
Ca	170	172	170	165,7	161,4	157,1	152,9
	0.8545	0.871	0.883	0.884	0.876	0.867	0.8556

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.

Результаты газодинамического расчета осевого компрессора представлены в таблице 1.7

Таблица 1.7

ГДР МОК Дата 0.10.30

Nк= 2 Kф1= 2 Kф2= 1 z1= 7 zк= 14 Kr= 1

Пк=21.000 Пк1= 5.050 G= 42.11 n1= 9863.4 n2= 13340.7 k= 1.4 R= 287.00

Tв=288.15 Pв= 96258.8 P1о= 94814.9 Sва= .985 Sна= .980 Sнв= .985 m= 00

Ncт Dк Dсp Dвт Doт КПД Mw1 Mc2

1 .7164 .5908 .4298 .6000 .8721 .8224 .7401

2 .6957 .5908 .4626 .6650 .8969 .8423 .7212

3 .6764 .5908 .4904 .7249 .9220 .8304 .6804

4 .6609 .5908 .5111 .7734 .9270 .8046 .6316

5 .6498 .5908 .5252 .8083 .9292 .7785 .5846

6 .6419 .5908 .5348 .8331 .9080 .7562 .5406

7 .6367 .5908 .5409 .8495 .8856 .7337 .4999

8 .5726 .5258 .4743 .8284 .8723 .7282 .6408

9 .5726 .5328 .4899 .8555 .8879 .7343 .6111

10 .5726 .5387 .5026 .8777 .9001 .7293 .5731

11 .5726 .5433 .5124 .8948 .9024 .7153 .5299

12 .5726 .5469 .5198 .9078 .8968 .6970 .4849

13 .5726 .5494 .5252 .9172 .8908 .6806 .4426

14 .5726 .5512 .5290 .9238 .8832 .6664 .4009

Nст C1а С2а С1u C2u C1 C2 Uк

1 175.0 175.5 102.1 172.5 202.6 246.1 370.0

2 176.0 176.0 80.31 179.0 193.5 251.1 359.3

3 176.0 175.5 68.16 175.9 188.7 248.5 349.4

4 175.0 174.0 62.09 166.7 185.7 241.0 341.3

5 173.0 171.5 57.82 155.8 182.4 231.7 335.6

6 170.0 167.5 53.60 144.7 178.2 221.4 331.5

7 165.0 163.3 50.17 132.9 172.5 210.5 328.8

8 170.0 169.0 111.5 217.6 203.3 275.5 400.0

9 168.0 166.0 97.84 217.4 194.4 273.5 400.0

10 164.0 161.0 87.04 213.1 185.7 267.1 400.0

11 158.0 155.0 79.48 204.5 176.9 256.6 400.0

12 152.0 149.0 75.07 191.9 169.5 243.0 400.0

13 146.0 143.0 71.03 178.1 162.4 228.4 400.0

14 140.0 135.0 67.22 163.8 155.3 212.3 400.0

Nст Hz Rк al1 al2 be1 be1л be2

1 .2120E+05 .5500 59.73 45.50 40.77 40.77 52.92

2 .2940E+05 .5750 65.47 44.51 38.06 38.06 54.38

3 .3170E+05 .6000 68.83 44.93 36.60 36.60 53.64

4 .3040E+05 .6250 70.47 46.22 35.76 35.76 51.51

5 .2809E+05 .6500 71.52 47.75 34.98 34.98 48.95

6 .2580E+05 .6750 72.50 49.17 34.06 34.06 46.24

7 .2312E+05 .7000 73.09 50.85 32.91 32.91 43.47

8 .3569E+05 .5500 56.73 37.84 33.61 33.61 48.00

9 .4045E+05 .5750 59.78 37.37 31.48 31.48 46.62

10 .4302E+05 .6000 62.04 37.07 29.55 29.55 44.33

11 .4294E+05 .6250 63.30 37.16 27.77 27.77 41.33

12 .4032E+05 .6500 63.72 37.83 26.34 26.34 37.96

13 .3710E+05 .6750 64.06 38.76 25.02 25.02 34.73

14 .3348E+05 .7000 64.35 39.49 23.77 23.77 31.39

Nст Пст Hтк Cак Kg Kн U1 U2

1 1.242 .1567 .4730 1.020 .9880 305.1 305.1

2 1.332 .2333 .4899 1.022 .9760 305.1 305.1

3 1.337 .2694 .5038 1.024 .9640 305.1 305.1

4 1.295 .2741 .5127 1.026 .9520 305.1 305.1

5 1.250 .2654 .5155 1.028 .9400 305.1 305.1

6 1.207 .2530 .5128 1.031 .9280 305.1 305.1

7 1.169 .2334 .5018 1.033 .9160 305.1 305.1

8 1.251 .2468 .4250 1.035 .9040 367.3 369.7

9 1.272 .2809 .4200 1.037 .9000 372.2 374.3

10 1.272 .2988 .4100 1.039 .9000 376.3 377.9

11 1.252 .2982 .3950 1.041 .9000 379.5 380.8

12 1.217 .2800 .3800 1.043 .9000 382.0 382.9

13 1.185 .2576 .3650 1.046 .9000 383.8 384.4

14 1.156 .2325 .3500 1.048 .9000 385.1 385.1

Nст T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2

1 308.4 268.5 279.5 .1220E+06 .1196E+06 .7332E+05 .8521E+05

2 336.5 290.5 306.4 .1625E+06 .1592E+06 .9618E+05 .1154E+06

3 366.8 319.5 337.3 .2173E+06 .2130E+06 .1318E+06 .1601E+06

4 395.9 350.3 368.1 .2814E+06 .2757E+06 .1801E+06 .2159E+06

5 422.7 380.0 397.1 .3516E+06 .3445E+06 .2375E+06 .2798E+06

6 447.4 407.5 424.0 .4243E+06 .4159E+06 .3015E+06 .3488E+06

7 469.5 433.2 448.3 .4960E+06 .4861E+06 .3697E+06 .4192E+06

8 503.6 449.7 467.3 .6113E+06 .5991E+06 .4094E+06 .4655E+06

9 542.2 485.5 506.5 .7774E+06 .7619E+06 .5244E+06 .6063E+06

10 583.4 525.8 549.3 .9890E+06 .9692E+06 .6808E+06 .7940E+06

11 624.4 568.4 592.9 .1238E+07 .1213E+07 .8817E+06 .1025E+07

12 662.9 610.7 634.7 .1506E+07 .1476E+07 .1119E+07 .1286E+07

13 698.4 650.3 673.5 .1785E+07 .1749E+07 .1377E+07 .1563E+07

14 730.4 686.9 708.9 .2063E+07 .2021E+07 .1646E+07 .1849E+07

Dкк Dск Dвк Dок Tк Pк Cк

6326 .5908 .5458 .8628 457.0 .4407E+06 161.5

5726 .5521 .5308 .9270 722.3 .1941E+07 130.0

Пк = 21.000 КПД = .8504 Lк =462710.

Пк1= 5.050 КПД1= .8888 Lк1=189710.

Пк2= 4.222 КПД2= .8717 Lк2=273000.

По данным газодинамического расчета построены треугольники скоростей каждой ступени компрессора (рис. 1.4-1.7).

Рис 1.4 Треугольники скоростей компрессора на среднем радиусе



Рис 1.5 Треугольники скоростей компрессора на среднем радиусе

Также при газодинамическом расчете компрессора получено распределение основных параметров работы компрессора по ступеням, оно изображено на рис. 1.8



Рис.1.8 Распределение основных параметров работы компрессора по ступням

Рис.1.9 Распределение основных параметров работы компрессора по ступеням

1.3.1.2 Вывод

В результате расчёта компрессора на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов, проточной части компрессора, а также согласованы ступени по нагрузке и КПД. Также в этом расчете были уточнены частоты вращения РНД (n=9863.4 об/мин) и РВД (n=13340.7/мин).

Из результатов расчета видно, что обеспечены следующие условия:

> 25⁰, уменьшение угла нежелательно, т.к. это приводит к снижению КПД ступени;

> 0.4, иначе увеличиваются потери в решетках ступени; числа и не превышают 0.8, что исключает появление волновых потерь.

1.3.2. Газодинамический расчет турбины

Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью 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 учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объёма вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчет газовой турбины на ЭВМ. Расчет выполняется в соответствии с рекомендациями [6].

1.3.2.1 Выбор и обоснование исходных данных

Обычно газодинамический расчет многоступенчатых турбин выполняют при заданной форме проточной части. Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта 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 её проточной части являются величины, получаемые как в результате предшествующих расчетов, так и оцениваемые по опыту проектирования турбин авиационных ГТД:

кг/с

= 1, = 1, = 3

- давление заторможенного потока газа перед турбиной;

- температура заторможенного потока газа перед турбиной;

- давление заторможенного потока газа за турбиной;

- массовый расход газа на входе в турбину, кг/с;

- относительный радиальный зазор;

, - отношение скорости охлаждающего воздуха на выходе из отверстий к средней скорости газа в этом сечении и средней скорости газа в этом сечении к скорости газа за решеткой;

= 0.7- относительная высота щели выпуска охлаждающего воздуха;

, - относительные коэффициенты, определяющие кромочные потери на выходе из неохлаждаемых и охлаждаемых лопаток;

G_в расход воздуха через двигатель, _m механический КПД.

Мощность по ступеням свободной турбины распределяем таким образом, чтобы суммарная мощность по ступеням свободной турбины равнялась эффективной мощности нашего двигателя.

Эти величины получены в результате выполнения термогазодинамического расчета ГТУ и при согласовании параметров компрессоров и турбин двигателя.

Детальная прорисовка проточной части, выполненная с учетом основных особенностей турбины двигателя-прототипа, дает возможность получить следующие размеры

Таблица 1.8

Nст	D1cp, м	D2cp, м	h1, м	h2, м
1	0,581	0.6	0.042	.0483
2	0.665	0.709	0.0655	0.0732
3	0,905	0,909	0.085	0.091
4	0,929	0,934	0.109	0.114
5	0,955	0,965	0.137	0.144

Таким образом все необходимые данные для газодинамического расчета определены. Результаты расчета приведены в таблице 1.9.

Таблица 1.9

ГДР ГТ Дата 10. 3. 6

Исходные данные:

5 0 3104970.

38.80 1375. .1944E+07 751.3 .3000E-02 .7000 .8000

7000 .6000E-01 .1100

Кг=1.316 Rг= 290.0 Сpг=1207.0

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

581 .600 .420E-01 .483E-01 .180 .220 .133E+05

116E+05 .292E+06 2.63 2.84 .851 .300 .213 .122E+04

406. 665. 184. 639. 16.1 38.3 .992 .469

419. 220. 204. -80.2 68.6 22.3 .361 .850

118E+04 .136E+04 .959E+06 .175E+07 .110E+04 .112E+04 .685E+06 738E+06

39.6 40.0 .348E-01 .572E-01 37.5 .424E-01 .921 43

285E+05 .103E+05 .250E-01 .270E-01 67.6 .186E-01 .954 101

107E+04 .106E+04 164.

Ncт= 2

665 .709 .655E-01 .732E-01 .120 .140 .986E+04

803E+04 .201E+06 2.12 2.31 .899 .320 .200 .102E+04

343. 552. 199. 515. 21.1 49.1 .908 .452

366. 218. 208. -65.2 72.6 25.8 .389 .822

994. .112E+04 .424E+06 .698E+06 936. 955. .319E+06 .348E+06

40.0 40.0 .395E-01 .567E-01 44.2 .410E-01 .950 51

232E+05 .561E+04 .295E-01 .339E-01 60.7 .282E-01 .963 79

112E+04 973. 170.

Ncт= 3

905 .909 .850E-01 .910E-01 .120 .140 .480E+04

362E+04 .906E+05 1.46 1.56 .903 .300 .189 911.

228. 387. 167. 349. 25.6 54.0 .689 .377

228. 179. 173. -47.9 74.5 32.0 .333 .595

893. 955. .257E+06 .339E+06 868. 881. .224E+06 .238E+06

40.0 40.0 .539E-01 .770E-01 44.5 .605E-01 .958 47

159E+05 .365E+04 .379E-01 .429E-01 62.0 .402E-01 .965 71

955. 861. 63.2

Ncт= 4

929 .934 .109 .114 .120 .140 .480E+04

356E+04 .891E+05 1.50 1.62 .906 .305 .165 837.

233. 387. 174. 345. 26.7 57.2 .718 .394

235. 190. 186. -35.3 79.3 34.6 .368 .625

819. 881. .172E+06 .232E+06 793. 808. .147E+06 .159E+06

40.0 40.0 .550E-01 .790E-01 44.1 .621E-01 .962 47

152E+05 .480E+04 .389E-01 .443E-01 61.4 .413E-01 .966 71

881. 787. 83.3

Ncт= 5

955 .965 .137 .144 .120 .140 .480E+04

342E+04 .856E+05 1.53 1.69 .905 .310 .141 765.

240. 385. 188. 335. 29.3 63.2 .745 .420

243. 203. 202. -20.7 84.2 37.5 .413 .661

746. 808. .112E+06 .155E+06 720. 737. .944E+05 .104E+06

40.0 40.0 .562E-01 .822E-01 43.1 .639E-01 .964 47

142E+05 .416E+04 .402E-01 .470E-01 58.8 .439E-01 .968 69

808. 715. 109.

Тго=1375.0 Рго= .1944E+07 Сг=104.4 Тг=1370.5 Рг= .1918E+07

D1с= .581 h1= .0420

По результатам газодинамического расчета турбины построены треугольники скоростей для каждой ступени турбины, также получены графики распределения основных параметров потока по ступеням турбины (рис.1.10-1.13).



Рис.1.11 Изменение параметров работы турбины по ее ступеням

Рис.1.12 Изменение параметров потока по ступеням турбины



Рис.1.13 Схема проточной части турбины

1.3.2.2 Вывод

В результате расчёта 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. Все контролируемые параметры лежат в допустимых пределах:

- для отсутствия волновых потерь в решетках.

- 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.

1.3.3 Профилирование рабочей лопатки первой ступени КВД

Для выбора закона крутки и расчета параметров потока по высоте лопатки дозвуковой с использованием ПЭВМ удобно использовать алгоритм, описание которого приведено в пособии [13].

При расчете изменения параметров потока по высоте лопатки используется условие радиального равновесия.

Исходными данными для программы oсk.exe являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, полученные в результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора.

Графическое сопровождение программы позволяет просмотреть вид треугольников скоростей ступени в пяти сечениях по высоте лопатки.

Профилирование рабочей лопатки ступени по программе oсk.exe производится в диалоговом режиме с последующей записью полученных результатов в файл исходных данных (gfrk.dat) программы графического изображения решеток профилей осевой компрессорной ступени gfrk.exe с возможностью просмотра получаемых результатов.

Исходные данные программы oсk.exe и результаты расчетов по определению параметров потока в пяти сечениях по высоте лопатки и по профилированию рабочей лопатки записываются в файл oсk.rez.

1.3.3.1 Расчет параметров профиля решетки и построение профилей с помощью ЭВМ

Как отмечалось выше основными исходными данными для профилирования рабочей лопатки являются результаты расчета многоступенчатого осевого компрессора на среднем радиусе.

В таблице 1.10 приведено содержание файла исходных данных oсk.dat программы

Таблица 1.10

29 10 01 1 03 1.380 287.00 ( дата, M, Ks, kг, Rг )
1.251 400.000 .247 .872 .980 1.000 .828 .842
0.000 170.000 469.500 496000. 111.500 0.572 .904
0.967 1.046
_ _ _ _
Пi* Uк Hтвт КПД* Sна D21 d1вт d2вт
m С1асp Т1* P1* С1uсp D1к Кн
W1к/W1сp W1вт/W1сp
Тип ступени : 1 - дозвуковая ступень;
( M ) 2 - свеpхзвуковая ступень .
Закон кpутки : 1 - пеpвая ступень без ВНА ( С1u=0., А=В=D=0.);
( Ks ) 2 - " свободный вихpь "(на входе) пpи заданном Нт(r);
3 - " твеpдое тело " (на входе) пpи заданном Нт(r);
4 - Rок=const пpи заданном Нт(r) ;
5 - по значениям W1к/W1сp и W1вт/W1сp.

Этот файл содержит следующие параметры:

Пi* - степень повышения полного давления в ступени ;

Uк - окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса;

Нтвт - коэффициент теоретического напора ступени у втулки;

КПД* - изоэнтропический КПД ступени по заторможенным параметрам ;

Sна - коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате ступени ;

D21 - отношение наружных диаметров рабочего колеса ступени на входе и выходе, D2к/D1к ;

d1вт - относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо ступени ;

d2вт - относительный диаметр втулки на выходе из рабочего колеса ступени ;

m - степень двухконтурности ;

С1а - расходная составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ;

T1* - полная температура на входе в рабочее колесо ;

Р1* - полное давление на входе в рабочее колесо ;

С1u - окружная составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ;

Dк - наружный диаметр рабочего колеса на входе ;

Кн - коэффициент уменьшения теоретического напора в ступени.

Результаты расчета кинематических параметров потока и параметров решетки профилей занесены в таблицу 1.11.

Таблица 1.11

ГДР СТ.ОК ДАТА 29.10. 1
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
M= 1 KR= 3 КГ= 1.380 RГ= 287.00
1.251 400.00 .247 .872 .980 1.000 .828 .842
.000 170.00 469.50 496000. 111.50 .572 .904
.967 1.046 А= .304 B= .000 D= .000
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК
PI1=1.251 PI2=1.251 HZ1=35694. HZ2=35694. T01=503.75 T02=503.75
P01= 620496. P02= 620496.
( GB= 44.392 ROK= .5500 HTO= .2468 WC= 13355.6 )
Таблица 1
N U CU CA T0 T P0 P
ROTH RO C W LC LW AL BE
11 400.00 121.45 155.76 469.50 450.78 496000. 427881.
1.0000 3.3073 197.52 319.14 .4997 .7826 52.055 29.214
12 383.00 116.29 163.45 469.50 450.20 496000. 425855.
.9575 3.2959 200.60 312.81 .5075 .7690 54.569 31.502
13 365.95 111.12 170.50 469.50 449.63 496000. 423919.
.9149 3.2851 203.51 306.61 .5148 .7556 56.908 33.785
14 348.72 105.89 177.03 469.50 449.09 496000. 422057.
.8718 3.2746 206.28 300.52 .5218 .7423 59.116 36.093
15 331.20 100.56 183.13 469.50 448.56 496000. 420261.
.8280 3.2645 208.93 294.50 .5285 .7291 61.227 38.451
* * * * * * * *
21 400.00 220.17 141.51 503.75 470.89 633159. 495588.
1.0000 3.6671 261.72 228.84 .6392 .5632 32.731 38.199
22 383.55 219.07 156.71 503.75 468.94 633159. 488201.
.9589 3.6274 269.35 227.19 .6578 .5605 35.578 43.614
23 367.75 217.94 170.50 503.75 467.02 633159. 480953.
.9194 3.5883 276.71 226.96 .6758 .5610 38.036 48.696
24 352.33 216.87 183.26 503.75 465.07 633159. 473729.
.8808 3.5492 283.93 227.89 .6934 .5643 40.198 53.529
25 337.11 215.93 195.26 503.75 463.09 633159. 466430.
.8428 3.5095 291.12 229.80 .7110 .5700 42.122 58.177
* * * * * * * *
81 400.00 121.45 155.76 469.50 450.78 496000. 427881.
1.0000 3.3073 197.52 319.14 .4997 .7826 52.055 29.214
82 383.55 116.46 163.21 469.50 450.21 496000. 425920.
.9589 3.2963 200.50 313.01 .5072 .7695 54.490 31.428
83 367.75 111.66 169.79 469.50 449.69 496000. 424119.
.9194 3.2862 203.21 307.26 .5141 .7570 56.669 33.545
84 352.33 106.98 175.71 469.50 449.20 496000. 422439.
.8808 3.2768 205.72 301.78 .5204 .7451 58.666 35.609
Таблица 2
Профилирование лопатки РК по радиусу
Паpаметp Сечение по высоте лопатки
1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)
ro 1.000 .9589 .9194 .8808 .8428
b 27.10 27.10 27.10 27.10 27.10
t 26.82 25.72 24.66 23.62 22.60
b/t 1.010 1.054 1.099 1.147 1.199
Cm .0400 .0520 .0640 .0760 .0880
i .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
del 4.463 5.589 6.438 7.068 7.521
dbe 8.986 12.19 15.15 17.92 20.52
tet 13.45 17.77 21.59 24.99 28.04
be1l 29.21 31.43 33.54 35.61 37.65
be2l 42.66 49.20 55.13 60.60 65.70
Число pабочих лопаток - 67. шт.

По результатам расчета кинематических параметров потока были определены геометрические параметры решетки профилей рабочего колеса первой ступени КВД. Построены соответствующие графики изменения параметров потока в пяти сечениях по высоте лопатки и решетки профилей для каждого из пяти сечений(рис. 1.14)



Рис.1.14. Решетка профилей рабочего колеса первой ступени КВД



Рис.6 Изменение Са и Сu по высоте лопатки

Рис.6 Изменение углов б и в в межлопаточном канале по высоте лопатки

1.2 Вывод

При профилировании лопатки первой ступени КВД были определены геометрические размеры решетки профилей, которые обеспечивают получение заданных планов скоростей на различных радиусах при отсутствии волновых потерь, так как < . Значения густоты решетки во всех сечениях лежат в допустимом интервале.

1.4 Выводы

В данном разделе дипломного проектирования была выполнена расчетно-теоретическая часть. В ходе проведения расчетов были получены следующие параметры:

Температура газа - Т_г^*=1375 К;

Удельная мощность двигателя - N_eуд=249.9 кВт*с/кг;

Удельный расход топлива - С_е=0.1999 кг/(кВт*ч).

Расход воздуха на входе в компрессор G_в=42,11 кг/с;

Таким образом мы получили двигатель с меньшим удельным расходом топлива и большей удельной мощностью, чем двигатель-прототип.

В результате проведения согласования компрессора и турбины мы разработали 2-х каскадную схему двигателя со свободной турбиной (n_тс=4800об/мин). Определены основные геометрические параметры КНД и КВД. КНД имеет 7 ступеней и является средненагруженным (Н_z=0.2229);

ТНД - 1-ступенчатая, среднезагруженная (м_z=1.594); КВД - 7-ми ступенчатый, средненагруженный (Н_z=0.2437); ТВД - 1-ступенчатая средненагруженная (м_z=1.545); ТС - 3-х ступенчатая, , среднезагруженная (м_z=4.5).

Далее в газодинамическом расчете компрессора были уточнены частоты вращения РВД и РНД - n_нд=9863.4 об/мин, n_вд=13340.7 об/мин. Также была окончательно определена геометрия проточной части компрессора. Обеспечено выполнение следующих условий:

> 25⁰, уменьшение угла нежелательно, т.к. это приводит к снижению КПД ступени;

> 0.4, иначе увеличиваются потери в решетках ступени; числа и не превышают 0.7952, что исключает появление волновых потерь.

При расчете турбины определили окончательные размеры проточной части, а также определили коэффициенты загрузки ступеней. Выполнены следующие условия:

- для отсутствия волновых потерь в решетках.

- угол на выходе из рабочего колеса в абсолютном движении.

При профилировании лопатки первой ступени КВД были определены геометрические размеры решетки профилей, которые обеспечивают получение заданных планов скоростей на различных радиусах при отсутствии волновых потерь, так как < . Значения густоты решетки во всех сечениях лежат в допустимом интервале.

2. КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 Составление краткого технического описания узлов ГТД

Проектируемый двигатель состоит из дозвукового входного устройства, двухкаскадного газогенератора (каскада низкого давления и каскада высокого давления), свободной (силовой) турбины, выходного патрубка.

Компрессор

Компрессор двигателя- осевой, двухкаскадный, четырнадцатиступенчатый, состоит из околозвукового компрессора низкого давления (КНД) и дозвукового компрессора высокого давления (КВД).

КНД расположен в передней части двигателя за пылезащитным устройством (ПЗУ) и предназначен для сжатия воздуха, поступившего из ПЗУ в двигатель.

Дальнейшее сжатие воздуха и подача его в камеру сгорания происходят в компрессоре высокого давления (КВД) который расположен за промежуточным корпусом.

Роторы КНД и КВД приводятся во вращение своими турбинами и связаны между собой только газодинамической связью. Для настройки режима работы каскада низкого давления двигателя имеется входной направляющий аппарат (ВНА КНД) с поворотными лопатками.

Для согласования работы каскадов двигателя лопатки ВНА КВД также выполнены поворотными.

Для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя на запуске и малой частоте вращения роторов КНД и КВД предусмотрены клапаны перепуска воздуха (КПВ).

Корпус промежуточный

Корпус промежуточный, установленный между КНД и КВД, один из самых основных элементов силовой схемы двигателя, а также предназначен для установки агрегатов двигателя и приводов к ним и образует воздушный тракт двигателя на своём участке.

Корпус промежуточный имеет форму двух усечённых конусов, внутреннего и наружного, соединённых между собой восемью силовыми стойками-рёбрами.

Между наружным и внутренним конусами образован канал воздушного тракта двигателя, разделённый на восемь отсеков.

К корпусу промежуточному крепятся :

спрямляющий аппарат 6 ступени КНД;

корпус КНД;

корпус КВД;

входной направляющий аппарат КВД;

корпус передней опоры ротора ВД.

Стойки - рёбра выполнены полыми и сообщаются с внутренней полостью промежуточного корпуса. Через две стойки - рёбра проходят рессоры, передающие вращение к приводам, установленном в верхнем и нижнем коробочных приливах.

Полости других двух стоек - рёбер служат для слива масла из полости верхнего коробчатого прилива в полость центрального привода. В ещё одной стойке - ребре выполнено отверстие для замера давления воздушно-масляной смеси в полости центрального привода. В следующей стойке-ребре имеется канал, через который проходит трубопровод системы замера давления воздуха перед безрасходным уплотнением подшипника КВД. В специально выполненном канале ещё одной стойке - ребре размещены электропровода от датчиков частоты вращения роторов НД и ВД.

На наружной поверхности промежуточного корпуса ниже верхнего коробчатого прилива имеются бобышки со шпильками под кронштейн для установки на них электромагнитных клапанов пускового топлива, противообледенительной системы ВНА КНД и сигнализатора открытого положения клапанов перепуска воздуха КНД; фланец установки узла фиксации ВНА КНД с лимбом.

На наружном конусе в верхней и нижней частях имеются коробчатые приливы с фланцами для установки агрегатов. На верхнем коробчатом приливе расположены фланцы для установки следующих агрегатов: топливного регулятора, блока насосов, центробежного суфлёра, воздушного стартера, датчика частоты вращения ротора ВД, сигнализатора перегрева воздушно-масляной смеси в полости верхнего коробчатого прилива, а также имеются бобышки со шпильками для установки двух агрегатов зажигания.

На нижнем коробчатом приливе расположены фланцы для установки следующих агрегатов и устройств: воздухоотделителя, маслоагрегата, поддона с стружкосигнализатором и двух термостружкосигнализаторов.

Компрессор высокого давления (КВД)

Компрессор высокого давления (КВД) ? осевой, семиступенчатый, состоит из входного направляющего аппарата (ВНА), ротора, статора, клапанов перепуска воздуха с кожухами и подшипникового узла передней опоры ротора ВД.

Конструкция ВНА позволяет производить регулировку углов установки лопаток на собранном неработающем двигателе в стендовых условиях. В эксплуатации регулировка не допускается.

Ротор КВД барабанно-дисковой конструкции.

Шариковый подшипник передней опоры ротора установлен в упругом стакане с жестким ограничителем хода.

ВНА расположен в передней части КВД. Консольные лопатки ВНА с жёстко прикреплёнными к их цапфам рычагами помещены в разъёмное кольцо, которое крепится к промежуточному корпусу. Рычаги пазами соединены со штифтами на синхронизирующем кольце, которое катками центрируется относительно беговой дорожки на рабочем кольце ступени.

Синхронизирующее кольцо приводным штырём связано с валиком привода, который центрируется в промежуточном корпусе и в корпусе-лимбе, закреплённом на промежуточном корпусе. На хвостовике валика привода крепится рычаг-стрелка.

При сборке ВНА лопатки устанавливаются под определённым (расчётным) углом в трактовом канале промежуточного корпуса, при этом корпус-лимб устанавливают таким образом, чтобы отметка "0" на лимбе совпадала с риской на стрелке.

При необходимости изменить угол установки лопаток ВНА с помощью регулировочных винтов стрелка устанавливается на требуемый угол по шкале корпуса-лимба по технологии, исключающей влияние зазоров в соединениях узла на угол установки лопаток. При этом валик привода проворачивает в окружном направлении синхронизирующее кольцо поворота, а катки прокатываются по опорной поверхности рабочего кольца ступени и посредством рычагов поворачивают на требуемый угол все лопатки ВНА.

Ротор КВД

Ротор КВД ? семиступенчатый, барабанно - дисковой конструкции, состоит из секции ротора 1…5 ступеней, рабочих колёс 6 и 7 ступеней, проставки, переднего вала и заднего вала.

Секция ротора 1…5 ступеней, рабочее колесо 6 ступени, проставка и рабочее колесо 7 ступени, передний и задний валы крепятся между собой болтами. Передний вал крепится фланцем к диску 6 ступени и проставке, а хвостовиком опирается на шарикоподшипник передней опоры ротора. На переднем валу установлены детали передней опоры ротора и ведущая шестерня для привода агрегатов двигателя. Задний вал крепится передним фланцем к диску 7 ступени и проставке.

Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска и рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью замков типа «ласточкин хвост». От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками. Диски 1…5 ступеней соединены электронно-лучевой сваркой.

Статор КВД

Статор КВД состоит из корпуса, в котором установлены шесть венцов направляющих аппаратов и семь рабочих колец. Корпус КВД - цельный, с двумя фланцами по торцам. На переднем фланце, которым корпус крепится к промежуточному корпусу, выполнены отверстия под шпильки крепления и одно отверстие вверху в вертикальной плоскости для штифта, фиксирующего угловое положение корпуса КВД относительно промежуточного корпуса. На заднем фланце выполнен ряд отверстий под винты крепления к корпусу камеры сгорания и одно отверстие, в которое запрессовывается штифт, фиксирующий окружное положение набора рабочих колец 5,6 и 7 ступеней, НА 4,5 и 6 ступеней и корпуса камеры сгорания.

В первом ряду (считая от переднего фланца) расположены:

- пять фланцев отбора воздуха из-за третьей ступени КВД, из них три фланца

отбора на охлаждение турбины;

- фланец отбора воздуха на противообледенительную систему двигателя;

- фланец отбора воздуха для уравновешивания осевой силы свободной турбины;

Во втором ряду расположены:

- два фланца отбора воздуха из-за 4 ступени КВД на нужды вертолёта;

- один фланец отбора воздуха из-за 4 ступени КВД на автомат управления клапанами (АУК) перепуска воздуха из КНД;

- один фланец отбора воздуха на нужды ПОС двигателя;

- три фланца для установки клапанов перепуска воздуха из 4 ступени КВД.

Рабочие кольца всех ступеней- цельные, НА всех ступеней имеют разъёмы в диаметральных плоскостях. К внутренним кольцам НА приварены по два лабиринтных кольца межступенчатых воздушных уплотнений. Рабочие кольца и кольца межступенчатых воздушных уплотнений имеют мягкие, легко прирабатываемые покрытия.

Передняя опора ротора КВД

Передняя опора ротора КВД - шариковый, радиально-упорный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма подшипника установлена в упругом стакане типа «беличье колесо» для демпфирования колебаний ротора. Фланец упругого стакана крепится к промежуточному корпусу. Смазка шарикоподшипника осуществляется тремя форсунками, установленными на корпусе центрального привода. Проникновению масла в полость ротора препятствуют два контактных радиально-торцовых уплотнения и одно лабиринтное.