Термогазодинамический расчет турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания

Температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре. Температура газа на выходе из форсажной камеры. Степень расширения газа в реактивном сопле, потери в элементах проточной части. Термогазодинамический расчет параметров двигателя.

Рубрика Производство и технологии
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 07.02.2012
Размер файла 567,6 K

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/

Содержание

Задание

Введение

1. Выбор параметров

1.1 Температура газа перед турбиной

1.2 Степень повышения полного давления в компрессоре

1.3 Температура газа на выходе из форсажной камеры

1.4 КПД компрессора и турбины

1.5 Потери в элементах проточной части

1.6 Степень расширения газа в реактивном сопле

  • 2. Териогзодинамический расчет
  • 2.1 Исходные данные
  • 2.2 Вход в двигатель
  • 2.3 Вход в компрессор
  • 2.4 Выход из компрессора
  • 2.5 Выход из камеры сгорания
  • 2.6 Выход из турбины
  • 2.7 Выход из форсажной камеры сгорания
  • 2.8 Выход из реактивного сопла
  • 2.9 Удельные параметры двигателя

Выводы

Перечень ссылок

Приложение

Задание

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания:

1) Температура газа перед турбиной

2) Степень повышения полного давления к*=17.4+0,1•Ni =19.4

3) Температура газов на выходе из форсажной камеры Tф*=2100к

где Ni=20 номер по списку

Введение

Дня современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей (ГТД). Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательных аппаратов к его силовой установке.

Наиболее простым газотурбинным двигателем, получившим широкое применение в авиации, был турбореактивный двигатель (ТРД).

Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих числу М полета (Мн ) не более 2,0.

На самолетах с большой потребной тяговооруженностъю и большими скоростями полета (Mн =2,0-3,5) широко используются турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), в которой к потоку газов, покидающих турбину, подводится дополнительное тепло, образующееся при сжигании топлива.

Это позволяет значительно повысить температуру газа перед реактивным соплом ТРДФ и, соответственно, существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую тягу у ТРД.

Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, т.е. увеличение температуры газа перед турбиной (Тг*), степени повышения полного давления к* и совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Схема двухвального ТРДФ с обозначением характерных сечений по тракту двигателя приведена на рисунке 1.

Рисунок 1- Схема двухвального ТРДФ. Маркировка сечений по тракту двигателя

1. Выбор параметров

При проектировании двигателя расчет ведется на каком-то определенном режиме, при котором все размеры и проходные сечения элементов и частоты вращения роторов предполагаются зафиксированными.

Режим, для которого задаются основные параметры двигателя, выбираются исходные размеры проходных сечений проточной части и определяются основные исходные данные для проектирования элементов, называют расчетным режимом.

В данном расчете основные удельные параметры двигателя зависят от выбранных параметров рабочего процесса (Tг*, к*, Tф*). Подразумевается, что при каждом рассматриваемом сочетании этих параметров двигатель работает на расчетном режиме, т.е. каждому сечению Tг*, к*, Tф* соответствуют разные двигатели.

Влияние основных параметров рабочего процесса на удельные параметры ТРД и ТРДФ при Н=0 и Мн=0 показано на рисунках 2 и 3.

Правильный выбор параметров расчетного режима предполагает обеспечение наиболее приемлемого протекания характерных характеристик двигателя во всем диапазоне его эксплуатационных режимов, т.е. выбор параметров расчетного режима двигателя существенно зависит от типа и назначения самолета, для которого двигатель предназначается.

Рисунок 1.1 - Зависимость Руд и Суд от параметров процесса ТРД при Н=0 и Мн=0

1.1 Температура газа перед турбиной

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток турбин позволили существенно повысить допустимые значения Tг*.

Тенденция к все большему повышению ТГ* в ТРД объясняется прежде всего тем, что это позволяет ценой относительно небольшого увеличения удельного расхода топлива существенно повысить удельную тягу и, следовательно, уменьшить массу и габаритные размеры двигателя. В ТРДФ повышение Tг* не только увеличивает удельную тягу, но и снижает удельный расход топлива.

Рисунок 1.2 - Зависимость Pуд.ф и Cуд.ф от параметров процесса ТРДФ при Н=0 и Мн=0

Для обеспечения надежной работы турбинных лопаток при росте Tг*, необходимо увеличивать отбор воздуха на их охлаждение, что снижает темп роста удельной тяги.

1.2 Степень повышения давления в компрессоре

Оптимальное значение степени повышения полного давления в компрессоре, соответствующее максимуму удельной тяги ТРД, определяется соотношением (1):

(1),

где с, р _ КПД процессов сжатия и расширения в двигателе;

_ коэффициент, учитывающий различие физических свойств воздуха и продуктов сгорания.

При к* = 7...15 и Tг* = 1200 _ 1500К значения этого коэффициента лежат в пределах = 1,025...1,05 при этом большим значениям Tг* и к* соответствует большее значение .

Как следует из формулы (1), увеличение Tг* приводит к росту *Копт.

Для ТРДФ оптимальное значение степени повышения давления в компрессоре определяет не только максимум удельной тяги, но и минимум удельного расхода топлива, и вычисляется по следующей формуле:

(2)

Тому же диапазону изменений ТГ*=1200...1600К соответствуют существенно более высокие значения оптимальной степени повышения давления, равные *Копт.ф.=14...31.

Рост температуры газа перед турбиной и переход от ТРД к ТРДФ приводит к необходимости выбора более высоких значений к* на расчетном режиме. Однако усложнение конструкции компрессора, рост его габаритов и массы ограничивает возможности увеличения степени повышения давления.

1.3 Температура газов на выходе из форсажной камеры

Увеличение температуры газа на выходе из форсажной камеры приводит к росту удельной и полной тяги двигателя. С этой точки зрения целесообразно выбирать высокие значения ТФ*.

Предельно возможная температура газа на выходе из форсажной камеры теоретически соответствует полному использованию свободного кислорода, т.е. условие =1. Практически максимально допустимая температура в форсажной камере ограничивается более низкими значениями. Это обусловлено как жаропрочностью применяемых материалов, так и тем, что при <1,1…1,15 весьма сильно снижается полнота сгорания топлива в форсажной камере и появляется опасность возникновения вибрационного горения. Обычно в стендовых условиях ТФ* не превышает 2000...2100К.

Для полетных условий (при Tн* 288К) ограничение ТФ* задают в зависимости от Tн*

(3).

Выбираем в данном случае Tф*=2100 К.

1.4 КПД компрессора и турбины

КПД компрессора, определенный по ГОСТ 23851-79 как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора

, может быть представлено как произведение:

где k* _ изоэнтропический КПД компрессора по параметрам заторможенного потока ,

m/ _ механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно m/=0,985...0,995.

Принимаем m/=0,995.

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит как от степени аэродинамического совершенства его ступеней, так и от общей степени повышения давления в компрессоре. Эта зависимость может быть представлена следующим образом:

где ст* _ среднее значение КПД ступеней компрессора;

K - показатель адиабаты.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах ст*=0,88...0,90.

Принимаем ст*=0,9.

Также k* можно определить по зависимости, приведенной на графике рис.4 (при ст*=0,9 и к*=19,4).

Рисунок 1.3 - Зависимость изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора от степени повышения полного давления и среднего значения КПД ступеней

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

где *т.н.охл. _ КПД неохлаждаемых авиационных турбин.

Обычно *т.н.охл.=0.9...0,92.

Принимаем *т.н.охл.=0,92.

1.5 Потери в элементах проточной части

В воздухозаборнике при сверхзвуковой скорости полета происходит торможение потока воздуха в системе скачков уплотнения. Возникающие при этом потери существенно зависят от скорости полета. Они обычно оцениваются коэффициентом восстановления полного давления вх. Для дозвуковых воздухозаборников вх=0,97…0,98.

Принимаем вх=0,98.

Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и так называемым тепловым сопротивлением.

Гидравлическое сопротивление складывается в основном из сопротивления диффузора, фронтового устройства и сопротивления, возникающего при смещении струй первичного, вторичного и третичного воздуха (для основных камер сгорания).

Для основных камер сгорания обычно Гидр=0,93.. .0,97.

Для форсажных _ Гидр.ф.=0,95...0,98.

Принимаем Гидр.=0,97; Гидр.ф.=0,98.

Тепловое сопротивление является следствием подвода тепла к потоку газа и увеличивается с ростом скорости потока и степени его подогрева.

Для основных камер сгорания обычно вх.=0,1...0,15 и тепл.0,97...0,98. В форсажных камерах сгорания из-за более высоких значений вх. имеем тепл.=0,94...0,95.

Из рис.5 видна зависимость коэффициента теплового сопротивления тепл. от степени подогрева газа при различных значениях приведенной скорости вх. на входе в камеру сгорания (на выходе из диффузора).

Суммарные потери полного давления в камерах сгорания ГТД обычно подсчитывается по формуле:

Потери тепла в процессе горения связаны с неполным сгоранием, поскольку потери тепла из-за отсутствия теплоизоляции стенок на установившихся режимах работы двигателя обычно пренебрежимо малы. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом полноты сгорания г. На расчетном режиме основных камер сгорания этот коэффициент достигает значений г=0,97...0,99, а форсажных камер сгорания ф=0,90...0,95.

Принимаем г=0,99; ф=0,95.

Потери в соплах ВРД оценивают коэффициентом скорости с. При истечении газа из суживающихся сопел возникают потери, которые в основном обусловлены трением потока о стенки и внутренним трением в газе. Эти потери относительно невелики, и поэтому с=0,98...0,99.

У профилированных сопел Лаваля с=0,975...0,985. Для непрофилированных (конических) сопел с оптимальным углом раскрытия с=0,97...0,98.

Принимаем с=0,98.

С помощью механических КПД учитывают потери в опорах ротора (или роторов) двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательный аппарат.

Эти величины, как правило, не превышают 1...2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому m=0,98... 0,99. Большие значения механических КПД чаще соответствуют более крупным двигателям.

Принимаем m=0,985.

1.6 Степень расширения газа в реактивном сопле

Наибольшее значение тяги двигателя достигается при полном расширении газа в реактивном сопле, когда статическое давление газа на срезе сопла pс становится равным давлению окружающей среды pн. Если располагаемый перепад давлений в сопле, определяемый соотношением

больше критического перепада, равного

, то полное расширение возможно только в суживающемся-расширяющемся сопле (в эжекторном сопле или в сопле Лаваля).

При больших значениях с.р, характерных для сверхзвуковых режимов полета, площадь сопла на срезе может существенно превышать величину площади критического сечения. В этом случае обычно используют укороченное сопло Лаваля. Расчетная степень расширения газа с, реализуемая в таком сопле соответствует условию

Переход к укороченному соплу Лаваля позволяет обычно при допустимом снижении удельной тяги двигателя сделать сопло конструктивно более простым и вписать в требуемый диаметральный габарит

турбина компрессор двигатель

2. Териогзодинамический расчет

2.1 Исходные данные

Исходными данными для термогазодинамического расчета ТРДФ обычно являются величины, совокупность которых определяет расчетный (номинальный) режим работы двигателя:

Н=0 км и MН =0 _ высота и число М полета;

Gв=1 кг/с _ расход воздуха;

к*=19,4; Т*Г=1540К; Т*ф=2100К _ параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

*k =0,852847, *т=0,884, m=0,985, /m=0,995 _ КПД компрессора, турбины и механический КПД двигателя, механический КПД компрессора;

вх=0,98, гидр=0,97, гидр.ф=0,98, фн=0,98 - коэффициенты восстановления полного давления в элементах двигателя;

г=0,99, ф=0,95 - коэффициенты полного сгорания в основной и форсажной камерах сгорания;

с=0,98 _ коэффициент скорости в реактивном сопле.

Поскольку основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя, то расчет выполняется для Gв= 1 кг/с. Физические контакты воздуха и продуктов сгорания:

К=1,4

R=287 Дж/кгК

Ср=1005 Дж/кгК

Кг = 1,33

Rг=288 Дж/кгК

Срг=1160 Дж/кгК

К/г=1,3

R/г=288,5 Дж/кгК

С/р=1250 Дж/кгК

В термогазодинамическом расчете вычисляют также параметры рабочего тела в характерных сечениях проточной части двигателя. Эти данные в дальнейшем используются при согласовании параметров компрессора и турбины, а также при общей компоновке проточной части двигателя.

Для заданного набора исходных данных удобно принять следующий порядок термогазодинамического расчета, основанный на последовательном определении параметров потока в характерных сечениях от входа к выходу из двигателя.

2.2 Вход в двигатель (сечение Н-Н)

Температуру и давление окружающей среды на заданной высоте Н=0 км находим по таблице параметров стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-73):

Tн=288,15К и Рн=101325Па.

Так как Mн=0, то Т(МН)=1, Р(МН)=1 и в соответствии с соотношениями:

и

Получаем Т*Н=288,15К, Р*Н=101325Па.

2.3 Вход в компрессор (сечение В-В)

Величина коэффициента восстановления полного давления во входном устройстве задана равной вх=0,98.

Давление и температура на входе в компрессор:

2.4 Выход из компрессора (сечение К-К)

Параметры воздуха на выходе из компрессора и работа компрессора:

2.5 Выход из камеры сгорания (сечение Г-Г)

При заданной температуре газа T*г=1540 К, степень подогрева воздуха в камере сгорания равна:

Принимая приведенную скорость на входе в камеру сгорания вх=0,15 по графику рис.1.4 находим значение тепл=0,982 и получаем:

Тогда: Рг*=кс·P*к =0,9525·=1834887,332 Па.

Относительный расход топлива и значение коэффициента избытка воздуха в основной камере сгорания вычисляется по соотношению:

Значение Ср·T*г, i·T*г для продуктов сгорания авиационного керосина и Ср·T*к находят в зависимости от T*г и T*к по таблице, приведенной в приложении [стр.24]:

НU=43000 кДж/кг _ низшая теплотворность авиационного расчетного керосина:

Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания равен:

где L0 _ количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива (стехиометрическое число).

Для авиационного топлива L0=14,8 кг возд./кг топл.

2.6 Выход из турбины (сечение Т-Т)

Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, поступающего на вход в компрессор, на количество топлива, введенное в основную камеру сгорания, и количество воздуха, отбираемое на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя и на нужды летательного аппарата:

или

Принимаем =1, тогда Gг=Gв=1 кг/с.

Работа на валу турбины (механическая энергия, отбираемая в турбине от каждого килограмма, протекающего через неё газа) определяется с учетом механического КПД ротора по соотношению:

Степень понижения полного давления в турбине и параметры газа на выходе из нее вычисляется по формулам:

2.7 Выход из форсажной камеры (сечение Ф-Ф)

При заданной температуре газа на выходе из форсажной камеры Tф*=2100 К. Степень подогрева газа в ней составляет

Давление рассчитывается по формуле:

где Ф=гидр·Фтепл=0,98·0,93=0,9114 _ коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере. (вх=0,33 по графику рис.1.4 находим значение Фтепл=0,93 )

Приращение относительного расхода топлива в форсажной камере определяется по уравнению Я.Т. Ильичева;

Величины i·Tф*, i·T*т, Ср·T*ф, Ср·T*т, Ср·T*к, находим по таблицам приложения [стр.24]:

Суммарный относительный расход топлива qт и суммарный коэффициент избытка воздуха вычисляют по соотношениям:

Так как >1,1, то температуру T*ф снижать не следует.

Связь между коэффициентами ф и определяется соотношением (ранее принято ):

Расход газа на выходе из форсажной камеры определяется по формуле:

.

2.8 Выход из реактивного сопла (сечение С-С)

В термогазодинамическом расчете для получения наилучших (при заданных исходных данных) удельных параметров двигателя следует принимать полное расширение газа в реактивном сопле, т.е. в качестве расчетной степени расширения для сопла с брать значения располагаемой степени расширения с.ф.:

Скорость истечения газа из сопла определяется по уравнению:

а приведенная скорость определяется по формуле:

Температура газа и давление на срезе реактивного сопла вычисляется по формулам:

где Pс=Pн=101325 Па.

Коэффициент восстановления полного давления в реактивном сопле равен отношению P*с и P*ф и, наряду с с=0,98 (коэффициент скорости в реактивном сопле), характеризует потери в сопле:

Удельную тягу и удельный расход топлива определяют по уравнению:

2.9 Определим параметры на нефорсированном режиме

(сечение Ф-Ф)

(сечение С-С)

Удельные параметры на нефорсированном режиме вычисляются по формулам, которые использовались при форсированном режиме, только вместо ф и qт подставляют и qт

Рассчитаем оптимальные степени повышения полного давления для ТРД и ТРДФ

где c=*к; р=*т

Таблица 1 - Параметры ТРДФ

Исходные значения

Результаты расчёта

Примечание

Величины

Размерность

Значение

Величины

Размерность

Значение

H

км

0

Lк

Дж/кг

433740

Mн

_

0

T*г

К

1490

L*т

Дж/кг

442557

m=0,985

T*ф

К

2100

*т

_

3,9246

К=1,4

*к

_

18,5

qт

_

0,022307

R=287 Дж/кгК

к

_

0,8494

кс

_

3,02898

Кг = 1,33

*т

_

0,89

qт

_

0,058847

Rг=288 Дж/кгК

вх

_

0,98

_

1,1481

К/г=1,3

кс

_

0,95254

сф

_

4,010

R/г=288,5 Дж/кгК

г

_

0,99

cсф

м/с

1174,31

ф

_

0,9114

сф

_

0,928

=1

ф.гидр.

_

0,98

с

_

4,3121

ф

_

0,95

Cс

м/с

837,5181

с

_

0,98

с

_

0,8332

m

_

0,985

Pуд.ф

Н·с/кг

1217,21

Hu

кДж/кг

43000

Pуд

Н·с/кг

837,5181

L0

_

14,8

Cуд.ф

кг/(Н·ч)

0,174

Cр

Дж/(кг·К)

1005

Cуд

кг/(Н·ч)

0,09588

Cрг

Дж/(кг·К)

1160

C/рг

Дж/(кг·К)

1250

Таблица 2 - Значения Т* и Р* для характерных сечений

Сечение

Параметры

T*, К

P*, Па

Н-Н

288,15

101325

В-В

288,15

99298,5

К-К

727,475

1837022

Г-Г

1490

1749763

Т-Т

1108,48

445845

Форсированный режим

Ф-Ф

2100

406343

С-С

2100

377374

Нефорсированный режим

Ф-Ф

1108,48

436928

С-С

1108,48

364085

Выводы

Сравним два ТРД, имеющих одинаковые тяги P1=P2 и T*г1=T*г2, но имеющие различные значения *к. Так как

почти равны (см. рис. 1), то Gв1Gв2 Fв1Fв2, Dв1Dв2. Лобовые тяги также равны, Pлоб1=Pлоб2. Таким образом *кр лежит правее от *к опт. Для обеспечения такого *кр необходимо увеличить добавление дополнительных ступеней, что приведёт к увеличению массы компрессора и турбины, а как следствие _ увеличение массы и самого двигателя. Однако учитывая эти отрицательные стороны такого варианта, мы добиваемся большей экономичности, что позволяет использовать такой подход для двигателей транспортных и пассажирских самолетов.

Сравним два ТРДФ, имеющих одинаковые Pф1=Pф2 и T*г1=T*г2, T*ф1=T*ф2, но имеющие различные значения *к. Так как Pудф почти равны (см. рис. 2), то

, то Gв1Gв2 Fв1Fв2, Dв1Dв2. Лобовые тяги также равны: Pлоб1=Pлоб2. Так как *к.ф лежит левее от *к опт.ф, при этом Cуд.ф больше, чем при *к опт.ф. Для обеспечения такого *к.ф.р необходимо уменьшить количество ступеней в компрессоре. Это уменьшит длину и массу компрессора и турбины, а соответственно, и всего двигателя в целом, при этом экономичность двигателя понизится незначительно. Такой подход может использоваться для двигателей военных самолетов.

Перечень ссылок

1. Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТРД и ТРДФ: Учеб. пособие /Г.В. Павленко, И.И. Редин. - Харьков: ХАИ, 1984. - 56 с.

2. Конспект лекций по курсу Конструкция и рабочие процессы АД. ч.1.

Размещено на Allbest.ru


Подобные документы

  • Выбор параметров двигателя. Температура газа перед турбиной. Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины. Потери в элементах проточной части двигателя. Скорость истечения газа из выходного устройства. Термогазодинамический расчет двигателя.

    курсовая работа [1,3 M], добавлен 10.02.2012

  • Выбор и обоснование параметров газотурбинного двигателя. Термогазодинамический расчет и обоснование параметров. Выбор степени двухконтурности, температуры газа перед турбиной. Согласование параметров компрессора и турбины. Формирование облика двигателя.

    курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.02.2012

  • Термогазоденамический расчет, выбор и основание параметров. Степень повышения давления в компрессоре. Термогазодинамический расчет двигателя. Формирование облика ГТД. Газодинамический расчет компрессора на ЭВМ. Методы профилирования, подготовка данных.

    курсовая работа [2,2 M], добавлен 13.01.2009

  • Расчет теплового состояния охлаждаемой лопатки. Расчет греющей и охлаждающей температур, коэффициентов теплоотдачи на наружной поверхности лопатки. Создание расчетной сетки. Распределение изотермических полей температур в лопатке, определение ресурса.

    курсовая работа [775,6 K], добавлен 08.02.2012

  • Описание конструкции двигателя. Термогазодинамический расчет турбореактивного двухконтурного двигателя. Расчет на прочность и устойчивость диска компрессора, корпусов камеры сгорания и замка лопатки первой ступени компрессора высокого давления.

    курсовая работа [352,4 K], добавлен 08.03.2011

  • Термогазодинамический расчет двигателя, выбор и обоснование параметров. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет турбины и профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ. Расчет замка лопатки турбины на прочность.

    дипломная работа [1,7 M], добавлен 12.03.2012

  • Расчет и профилирование элементов конструкции двигателя: рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора, турбины. Методика расчета треугольников скоростей. Порядок определения параметров камеры сгорания, геометрических параметров проточной части.

    курсовая работа [675,3 K], добавлен 22.02.2012

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.