Формирование облика двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

СОДЕРЖАНИЕ

1. Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1 Температура газа перед турбиной

1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины

1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя

1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

2. Согласование параметров компрессора и турбины

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчёта

2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Перечень ссылок



1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ

1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя

Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетного режима, т.е. режима, при котором необходимо рассчитать двигатель.

В зависимости от назначения летательного аппарата и условий. полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла , а также узлов и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, затрат топлива на один тонно-километр и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п. Выбор параметров двигателя как силовой установки в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой используются такие критерии: коммерческая нагрузка, взлетная масса, стоимость часа эксплуатации, себестоимость перевозок, дальность полета, удельные затраты топлива, суммарная масса двигателей и топлива на летательном аппарате, приведенные затраты на один тонно-километр и другие.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .

1.1.1 Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа 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. Это явилось главной причиной непрерывного роста у ТВД и вертолетных ГТД. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения, чем выше температура тем большее количество воздуха отбирается для охлаждения. В данном случае на основании использовании данных о прототипе выбрано конвективно-пленочное охлаждение, а количество отбираемого воздуха определяется из графика изображенного на рисунке 1.1, взятого из .

Рисунок 1.1 Относительное количество воздуха необходимое для охлаждения лопаток турбины: 1 - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - конвективно-пленочное охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение

Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.

1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины

Коэффициент полезного действия компрессора, определяемый ГОСТ 23851-79 как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора

может быть представлен как произведение

где: КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяемый по формуле

где: КПД компрессора учитывающий потери в его опорах, обычно составляет

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

Для средненагруженных дозвуковых ступеней можно принять В данном случае приято

Так как наличие переходных каналов между каскадами компрессора приводит к снижению в зависимости от гидравлических потерь в этих каналах на . Таким образом

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

Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбины соответствует и большее снижение КПД турбины. Так, для предварительного учета влияния охлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение

1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя

Входное устройство рассматриваемого двигателей является дозвуковым с криволинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет

Потери полного давления в КС вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлические сопротивления определяются в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве и при смешении струй, при повороте потока . Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу .

Суммарные потери полного давления в КС подсчитываются по формуле

Потери тепла в КС, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания . Этот на расчетном режиме достигает значений

При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора и винта коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах .

Выходные устройства современных ТВаД, как правило, выполняются диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах . Принимаем



1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора

Скорость истечения газа вертолетного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать до нуля. С другой стороны, при очень малых значениях чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения из вертолетного ГТД выбирают в интервале

.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1...2 % мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно Большие значения механического КПД соответствуют более крупным двигателям.

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

Рисунок 1.3 Схема двигателя

Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров ( удельной эквивалентной мощности, удельного расхода топлива) и расхода воздуха , обеспечивающего требуемую мощность . В результате расчета определяются также температура и давление заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя и основные параметры, характеризующие работу его узлов.

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

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

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

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

- Gв - величина расхода воздуха через двигатель;

- ?к*, Т*г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

- , - КПД компрессора и турбин компрессора;

- ,, - КПД винтовентилятора, механические КПД двигателя и компрессора;

- - коэффициент полноты сгорания топлива;

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

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

В таблице 1.1 представлены данные, необходимые для термогазодинами-ческого расчета винтовентиляторного двигателя.

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

Таблица 1.1 Исходные данные

21 11 10

1 1 1 1

1.000 .000 .000 100.000 .900 0.000 0.000 0.140

.970 .902 .990 .970 .970 .970 0.000 0.000

1483.0 1600.0 1645.0 1690.0 1735.0

.872 .871 .871 .876 .882

18.100 22.000 23.000 24.000 25.500

.807 .816 .816 .815 .814

.000 .000 .000 .000 .000

1.000 1.000 1.000 1.000 1.000

1.000 1.000 1.000 1.000 1.000

.4300E+08 14.8

Дата (число, месяц, год)

NT (Тип дв-ля, массив Tг*, массив Пк*, массив Ep)

Gв H Mн Сс NTB ПBB TBB DGO

SB SK NГ SPT SPH NM NPД NB

Tr*[1] Tr*[2] Tr*[3] Tr*[4] Tr*[5]

NТК[1] NТК[2] NТК[3] NТК[4] NТК[5]

Пk*[1] Пk*[2] Пk*[3] Пk*[4] Пk*[5]

NK[1] NK[2] NK[3] NK[4] NK[5]

Таблица 1.2 Результаты термогазодинамического расчёта

ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 21.11.10

TG= 1483. 1600. 1645. 1690. 1735. ANTK= .872 .871 .871 .876 .882

PIK= 18.10 22.00 23.00 24.00 25.50 ANK = .807 .816 .816 .815 .814

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .140 HU= .4300E+08 LO= 14.80

H= .00 MH= .000 CC=100.0 NTB= .900 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000

SB= .970 SK= .902 NГ= .990 SPT= .970 SPH= .970 NM= .970 NPД= .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=1483.0 ПК=18.100 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 862.6

232.3 232.3 .3053 .2291E-01 2.949 70.94 .2436E-01 .1887

722.6 1048. 862.6 .1779E+07 .1605E+07 .2709E+06 .1066E+06 .1034E+06

.8070 .8720 .4550E+06 .5333E+06 .2271E+06 5.746 2.541 15.05

.2742 .2645E+06 .8774 1226. 1.306 287.5

1037. 1.383 287.0



2. СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

двигатель турбина газ компрессор

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

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

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

При выборе формы проточной части компрессора высокого давления с Dвт=соnst, следует учитывать что преимуществом является высота лопаток последних ступеней, и то что надо принять постоянный внутренний диаметр так как иметься последняя центробежная ступень, Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора высокого давления с Dвт=соnst.

Форма проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений. Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине не должно превышать величины =1.8.

Для использования ПЭВМ при выполнении этого этапа проектирования на кафедре разработан комплект программ, позволяющий осуществить формирование облика ГТД различных типов и схем. Используем программу расчёта двухвального газагенератора и свободной турбины ( ГТД - 2 - 1).

Файлы программ формирования облика ГТД - 2 - 1:

gtd.dat - файл исходных данных;

gtd.exe - исполнимый файл;

gtd.rez - файл результатов теплового расчета ТВаД ;

sgtd.dat - файл передачи данных теплового расчета;

slgt2.exe - исполнимый файл;

slgt2.rez - файл результатов программы формирования облика ГТД.

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

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

В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:

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

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

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

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

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

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

Формирование облика двигателя на ЭВМ, представлено в таблице 2.1

2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя

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

Формирование облика ГГ и ТC ГТД-2-1 ( КВД - ОК или ОЦК )

Таблица2.1 Исходные данные:

Исходные данные:

Neуд= 232.3 Сe = .3053 КПДк= .8070 КПДтк= .8720

Lк = 455040. Lтк*= 533260. Lтс*= 227120. КПДтс= .9000

Cpг =1225.5 Kг =1.3065 Cpв =1037.0 Kв =1.3827

Ne = 8500. Gв = 36.59

doв = .580 Dсртн/Dк = .960 Dсртc/Dк =1.040

doво= .917 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000

D4цс/D2цс=1.000 Dсpтв/Dко=1.220

Lкн/Lк = .370 КПДкн* = .850 Sркнв = .980

Lок/Lкв=1.000 КПДок* = .854 Sркоц =1.000

Mzтс =2.190 Sртвн =1.000 Sртнс =1.000

Uк = 375.0 Uквд = 375.0

Таблица2.2 Результаты pасчета:

Результаты pасчета:

* КНД * Кф = 2 Zк = 6.

Lк*= 166681. Пiк*= 4.064 КПД*= .8500 Uк = 375.0

Dк = .6434 dob = .5800 dok = .8224 Hzc= .2205

nнд =11132.

* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7.

Lк*= 283808. Пiк*= 4.545 КПД*= .8537 Uк = 375.0

Dк = .4854 dob = .7500 dok = .9166 Hzc= .2883

nвд =14755.

* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 335954. Пiт*= 2.761 КПД*= .8720 (h/D)г= .0778

Uср= 457.5 Mz = 1.605 Dcр = .5922 (h/D)т= .1277

Sр = 267.3 Tw* =1294.3

* ТHД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 197306. Пiт*= 2.081 КПД*= .8430 (h/D)г= .1174

Uср= 360.0 Mz = 1.522 Dcр = .6176 (h/D)т= .2073

Sр = 268.6 Tw* =1100.8

* ТC * Кф = 2 Zт = 2.

Lт*= 227120. Пiт*= 2.541 КПД*= .9000 (h/D)г= .1766

Uср= 322.0 Mz = 2.810 Dcр = .6691 (h/D)т= .3087

Sр = 320.2 Tw* = 904.9 nтс = 9192.

Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F

: K : Па : м/с : --- : кв.м

в - в 288. 98285. 160.0 .5164 .2157

к кнд - к кнд 449. 399412. 150.0 .3879 .0839

в квд - в квд 449. 391424. 160.0 .4138 .0810

к - к 723. 1779000. 150.0 .3058 .0296

г - г 1483. 1604600. 114.8 .1652 .0857

т твд - т твд 1209. 581201. 160.0 .2550 .1407

г тнд - г тнд 1209. 581201. 155.0 .2550 .1407

т тнд - т тнд 1048. 270870. 170.0 .2910 .2484

г тс - г тс 1048. 270870. 170.0 .2910 .2484

т - т 863. 106590. 210.0 .3962 .4342

Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст

KНД .6434 .5259 .3732 .5744 .5259 .4724 6.

ОK ВД .4854 .4290 .3640 .4854 .4656 .4449 7.

TBД .6382 .5922 .5461 .6678 .5922 .5165 1.

TНД .6901 .6176 .5451 .7456 .6176 .4896 1.

TC .7873 .6691 .5509 .8757 .6691 .4625 2.

Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, средненагруженный (= 0,2205), состоит из шести ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,85. Относительный диаметр втулки , что не превышает допустимый () для первых ступеней КНД ТВаД. Окружная скорость первой ступени находится в допустимых пределах

Компрессор высокого давления, средненагруженная (=0,2883), состоит из семи ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,8537. Относительный диаметр втулки , что не превышает допустимый () для первых ступеней КВД. Окружная скорость первой ступени находится в допустимых пределах

Турбина высокого давления, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,605) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,872, обеспечивается условие (h/D)г=0,0778>0,065.

Турбина низкого давления, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,522) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,843.

Свободная турбина, двухступенчатая, средненагруженная (Mz=1,4), имеет значение коэффициента полезного действия =0,9, обеспечивается условие (h/D)т=0,3087<0,31.



Перечень ссылок

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

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

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

Размещено на Allbest.ru