Расчет основных узлов газотурбинного двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

СОДЕРЖАНИЕ

• ВВЕДЕНИЕ
• 1. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ПОТОКА ПО РАДИУСУ В СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
• 1.1 Исходные данные
• 1.2 Выбор закона закрутки потока по радиусу
• 1.3 Определение треугольников скоростей в межвенцовых зазорах на внутреннем и наружных диаметрах
• 1.4 Расчетное определение геометрических параметров решеток профилей

2. РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

2.1 Исходные данные

2.2 Расчет камеры сгорания

3. РАСЧЕТ ОСЕРАДИАЛЬНОГО ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА

3.1 Исходные данные

3.2 Расчет

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список использованной литературы

• ВВЕДЕНИЕ
• В курсовой работе выполняется профилирование ступени турбины высокого давления. Расчет и проектирование камеры сгорания и выходного устройства. Для расчета используются результаты газодинамического расчета турбины на среднем радиусе, данные прототипа. Расчет ведется двумя способами: на инженерном калькуляторе и с помощью ЭВМ. Результатом расчета является построения треугольников скоростей и решеток профилей турбины на трех радиусах, эскизы камеры сгорания и выходного устройства. Результаты расчета будут использованы в дальнейшем для соответствующих расчетов.
• 1. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ПОТОКА ПО РАДИУСУ В СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
• Проектирование элементов проточной части турбины для получения высоких КПД должно выполняться с учетом изменения параметров газа по высоте лопатки. При этом допустимо принимать постоянные полные давления и температуры газа перед ступенью турбины как в радиальном, так и в окружном направлениях. Рассчитывая турбинную ступень при указанных условиях на входе, для дальнейшего проектирования вполне достаточно определить параметры потока и треугольники скоростей на трех радиусах проточной части: на среднем, у корня, у периферии. Поскольку все параметры изменяются по высоте плавно, то с помощью интерполяции можно получить данные о потоке на любом радиусе.
• В этом разделе рассмотрены исходные данные и расчетные соотношения, используемые для определения параметров газа в межвенцовых зазорах на трех радиусах.
• 1.1 Исходные данные
• Исходными данным для расчета параметров газа по высоте лопатки являются величины, полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем диаметре при заданной форме проточной части (Таблица 1.1).
• Таблица 1.1
• Исходные данные

2,24 (м)	2,24
0,114 (м)	0,127
0,937	0,954
46,1?	24,9?
352 (м/с)	352 (м/с)
516 (м/с)	-37,7 (м/с)
170 (м/с)	180 (м/с)
543 (м/с)	0,704
0,3050	1300 (К)
327 (кг/с)	332 (кг/с)
1,309	290 (Дж/К)
18,3?

1.2 Выбор закона закрутки потока по радиусу

Для расчета треугольников скоростей в межвенцовых зазорах у корня и периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров (закрутки) потока по радиусу. Этот закон выражается условием радиального равновесия, полученным в предположении, что поток в межвенцовых зазорах осесимметричен и линии тока располагаются по коаксиальным цилиндрическим поверхностям. В практике проектирования авиационных турбин существует множество законов которые имеют свои достоинства и недостатки. Применим закон закрутки и . Применение этого закона значительно упрощается технология изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе. При сопловые лопатки первой ступени турбины являются некручеными и имеют постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения. Указанные особенности газодинамического и технологического характера обуславливает широкое применение такого закона закрутки.

1.3 Определение треугольников скоростей в межвенцовых зазорах на внутреннем и наружных диаметрах

После выбора закона закрутки потока по радиусу определим параметры газа во втулочном и периферийном сечениях. Расчетные значения приведены в таблице 1.2.

1. Радиусы струйки тока на втулке и периферии в сечениях. Индексы _т. И п., соответствуют втулочному и периферийному сечениям.

2. Окружные скорости на входе и выходе из рабочего колеса.

3. Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата.

где при .

4. Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток СА:

5. Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток СА:

6. Абсолютная скорость на выходе из лопаток СА:

7. Приведенная скорость перед РК в абсолютном движении:

8. Угол потока в относительном движении на входе в лопатки РК:



9. Относительная скорость на входе в лопатки РК:

10. Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:

где работа на окружности колеса с учетом расхода охлаждающего воздуха:

11. Окружная составляющая относительной скорости на выходе из лопаток РК:

12. Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:

13. Угол потока в относительном движении на выходе из лопатки РК:

14. Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопатки РК:

15. Относительная скорость на выходе из лопаток РК:

16. Абсолютная скорость на выходе из лопаток РК:



17. Угол потока в относительном движении:

18. Температура газа за РК по заторможенным параметрам потока в относительном движении:

19. Приведенная скорость за РК по в относительном движении:

20. Термодинамическая степень реактивности:

Таблица 1.2

Параметры газа на трех радиусах лопатки

№ п/п	Параметр	Размерность	Значение параметров при законе закрутки ,
			Втулочном	Среднем	Периферийном
1	r1	м	0.427	0.455	0.484
2	r2	м	0.42	0.458	0.497
3	U1	м/с	429.3	458	486.6
4	U2	м/с	422.2	461	499.7
5	C1U	м/с	678.1	644	613.5
6	C1A	м/с	186.7	177	168.9
7		град	15.4	15.4	15.4
8	C1	м/с	701.9	666.5	634.8
9		-	0.741	0.704	0.67
10		град	36.8	43.5	53.03
11		м/с	310.8	256.7	210.9
12	C2U	м/с	-68.9	-59.3	-52.82
13	W2U	м/с	491.2	520.3	552.5
14	C2A	м/с	170.8	181	192.2
15		град	19.1	19.1	19.1
16		град	68	71.8	74.6
17	W2	м/с	520.1	550.88	585
18	C2	м/с	184.2	190.4	199.3
19		град	124	117.3	107.8
20		К	1326	1230	1352.8
21		-	0.78	0.86	0.87
22		-	0.27	0.35	0.41

Расчет треугольников скоростей в межвенцовых зазорах закончен. Полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям , .

1.4 Расчетное определение геометрических параметров решеток профилей

Используя рекомендации по определению геометрических параметров, проводимых для построения профилей лопаток, расчет конструктивных размеров решетки проводим в следующей последовательности. Результаты расчета занесены в таблицу 1.2.

1. Радиусы расположения среднего, втулочного, периферийного сечений проточной части с .

При таком выборе расчетных сечений профиль будет установлен не по линиям тока, а горизонтально. Однако не соответствие цилиндрических сечений коническими не велико и им можно пренебречь.

2. Угол установки профиля лопатки в решетке

3. Хорду профиля лопатки b^/_СР на среднем радиусе принимаем постоянной по высоте лопатки (b =b_СР). Длину хорды найдем, пользуясь продольным разрезом двигателя. Зная, осевую длину рабочего венца лопаток b_a = 44,67мм и угол установки профиля найдем хорду лопатки b.

4. Шаг решетки на среднем радиусе.

Примем густоту решетки . При выбранной густоте решеток на среднем радиусе предварительное значение шага решетки:

Принимаем Z= 70.

По полученному числу Z уточним величины шага решетки и хорды профиля пера лопаток на среднем радиусе.

5. Геометрический угол решетки на входе

6. Геометрический угол решеток на выходе принимаем равным углу потока , поскольку

7. угол отгиба выходной кромки, выбираемый с учетом характера его изменения по высоте лопатки.

8. Ширину горла межлопаточного канала

9. Относительную толщину профиля

10. Абсолютная толщина профиля лопатки

11. Относительное удаление максимальной толщины профиля

,

12. Абсолютное удаление максимальной толщины профиля.

13. Радиус скругления входной кромки.

14. Радиус скругления выходной кромки.

15. Угол заострения входной кромки.

,

где - длинна развертки профиля, определяемая по формуле

16. Угол заострения выходной кромки.

17. Угол, образованный лучом, проходящим через центры окружностей радиусами R₁ и R₂, и фронтом решетки.

Таблица 1.3

Геометрические параметры решетки профилей

№ п/п	Параметр	Размерность	Значение параметров в сечениях
			Втулочном	Среднем	Периферийном
1	r	мм	0.4235	0.457	0.4905
2	t	мм	38.01	41.02	44.03
3	b	мм	44.67	44.67	44.67
4		град	66,17	60,14	52,1
5		град	45	51	60
6		град	19,1	19,1	19,1
7		град	17	17	17
8	a	мм	9,75	10,51	11,22
9		-	0,275	0,22	0,165
10		мм	10,59	8,47	6,35
11		-	0,278	0,272	0,269
12		мм	10,72	10,49	10,38
13		мм	3,17	2,54	1,9
14		мм	0,683	0,683	0,683
15		град	36,23	30,17	23,2
16		град	10	10	10
17		град	62,46	57,37	49,7

Результаты расчета на ЭВМ



На рисунках 1.1-1.3 показаны решетки профилей рабочего колеса турбины начиная с периферии до втулки.

Рисунок 1.1 - Решетка профилей рабочего колеса турбины



Рисунок 1.2 - Решетка профилей рабочего колеса турбины

Рисунок 1.3 - Решетка профилей рабочего колеса турбины

Вывод:

В результате профилирования лопатки рабочего колеса ступени турбины высокого давления, были получены значения основных кинематических параметров потока и геометрических параметров решётки профилей в пяти сечениях. В расчете был использован закон крутки потока 1=const, 2=const.

По полученным данным построены профиля лопаток по сечениям. Полученные профиля имеют достаточную толщину и диаметр выходной кромки.

Уточненное значение угла поворота потока () превышает максимальное значения 120° на 4,5°, что на данном этапе проектирования допустимо. Значение W2=0.87, больше W1=0.473 - свидетельствует о том, что проектируемая ступень обеспечивает заданный энергообмен, а коэффициент загрузки находится на приемлемом уровне.

Проведен расчет на инженерном калькуляторе и с помощью ЭВМ. Расхождение составляет менее 2%,что удовлетворяет заданные требования. Можно сделать вывод, что машинный счет - более точный, чем ручной.

турбина газодинамический сгорание решетка

2. РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

На проектируемой установке камера сгорания размещается в кольцевом пространстве над компрессором, что объясняется требованиями сокращения осевых габаритов двигателя.

По конструктивному выполнению камера сгорания является трубчато-кольцевой. Наличие отдельных жаровых труб таких камер сложнее, чем изготовление жаровых труб индивидуальных камер, так как требуется специальное профилирование выходной части.

Наша задача - спроектировать камеру сгорания, отвечающую современным стандартам - экономичную, с малыми габаритами, с приемлемой температурой горения.

2.1 Исходные данные

При расчете используются основные геометрические соотношения КС двигателя-прототипа. Подбор исходных данных выполняем в соответствии с рекомендациями методического пособия [2].Тип КС -трубчато- кольцевая;

Gв - расход воздуха, кг/с;

Тк* - температура заторможенного потока перед КС, К;

Тг* - температура заторможенного потока за КС, К;

Рк* - давление заторможенного потока перед КС, Па;

- коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями;

- коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный процессом подвода тепла;

- коэффициент полноты сгорания КС;

- коэффициент полноты сгорания в зоне горения;

L₀ - стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива, кг возд./кг топл.;

Н_U - теплотворная способность топлива, Дж/кг;

б - коэффициент избытка воздуха КС;

б_Ф - коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства;

б_ЗГ - коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения;

D_K - диаметр компрессора на выходе, м;

- относительный внутренний диаметр компрессора на выходе;

D_T - диаметр турбины на входе в СА, м;

- относительный внутренний диаметр турбины на входе в СА;

- относительный диаметр КС-прототипа;

- относительный внутренний диаметр КС-прототипа;

- относительный диаметр жаровой трубы;

- относительный внутренний диаметр жаровой трубы;

- относительный диаметр фронтового устройства (-высота жаровой трубы);

- относительный внутренний диаметр фронтового устройства;

е - коэффициент учета зазора между головками КС;

- относительная длина диффузора КС;

- относительная длина жаровой трубы;

- относительная длина головки жаровой трубы;

- относительный диаметр газосборника;

- относительный внутренний диаметр газосборника;

- относительная длина цилиндрической части жаровой трубы.

Числовые значения вышеперечисленных параметров приведены в Таблице 2.1

Таблица 2.1

Параметр	Размерность	Значение	Параметр	Размерность	Значение
Gв	Кг/с	81,4		-	0,881
Тк*	К	735.2		-	1.39
Тг*	К	1530		-	0.620
Рк*	Па	2043000		-	0.125
	-	0.965		-	0,737
	-	0.985		-	0.150
	-	0.99		-	0,82
	-	0.82	е	-	1,1
НU	Дж/кг	50000000		-	0.700
бЗГ	-	1,4		-	0.8
DK	М	0,667		-	1,2
	-	0,895		-	0.9
DT	М	0,929		-	1,4
б	-	2,93
бФ	-	0.6
L0	кг возд./кг топл.	17.2

2.2 Расчет камеры сгорания

Расход топлива

Расходы воздуха в характерных сечениях КС:

;

.

Температура газов по заторможенным параметрам в конце зоны горения рассчитывается итерационным путем с использованием следующего соотношения:

Где

- приближенная эмпирическая зависимость Ср воздуха на выходе из компрессора от его температуры по заторможенным параметрам;

- приближенная эмпирическая зависимость Ср газов в конце зоны горения от их температуры по заторможенным параметрам;

=1240,6 Дж/кгК - значение первого приближения.

При достижении точности определения температура газов в 1 К итерационный процесс завершается.

Плотность воздуха на входе в КС и газов в конце зоны горения определяют как:

,

Основные геометрические параметры кольцевых камер сгорания определяются по следующим соотношениям:

Корпус КС:

,

Жаровая труба:

Фронтовое устройство:

Количество головок жаровой трубы кольцевой КС определяется как:

Осевые размеры конструктивных элементов и зон КС:

Скорости рабочего тела в характерных сечениях КС:

Предварительный эскиз показан на рисунке 2.1

Вывод:

Приведенные расчёты показывают, что спроектированная камера сгорания отвечает современным требованиям: хорошей экономичностью, приемлемой температурой в зоне горения и сравнительно небольшими габаритами. Построение камеры сгорания велось с прототипа, относительные диаметральные и линейные размеры были исходными данными для получения нужной формы камеры сгорания.

Рисунок 2.1 - КС кольцевого типа

3. РАСЧЕТ ОСЕРАДИАЛЬНОГО ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА

Диффузор - это аэродинамическое устройство, предназначенное для преобразования кинетической энергии потока в потенциальную, с возможно большей эффективностью. Осерадиальный диффузор имеет преимущества связанные с конфузорным характером течения при повороте потока и двумя отдельными участками диффузорного типа. А так же технологические преимущества за счёт реализации оборотов диффузора прямыми линиями и дугами окружности.

При проектировании и разработке конструкций выходных патрубков ставится задача получения максимального КПД при выполнении требований к габаритности и других требований.

Расчётная схема представлена на (рисунке 3.1).

Рисунок 3.1 Расчетная схема

3.1 Исходные данные

Исходными геометрическими данными являются результаты газодинамического расчёта турбины, и конструктивные особенности переходного канала к выходному устройству, выбранные из конструктивных соображений.

D₁=1.415- входной диаметр обтекателя, м;

D₂=1.865 - входной диаметр обечайки, м;

L=1.55 - осевая длина диффузора, м;

=2 - входной угол наклона обтекателя, град;

=9 - входной угол наклона обечайки, град;

- относительный габарит патрубка;

- удлинение диффузора;

(1/n_пов)_min=1.00, (1/n_пов)_max=1.02 - диапазон оптимальных значений степени конфузорности поворотного участка осерадиального диффузора.

Степень поджатия потока:

Где

3.2 Расчет выходного устройства

Получаем данные для расчета размеров выходного патрубка:

- диаметр обвода боковой стенки патрубка:

.

- площадь выходного и входного сечения диффузора:

,

;

;

;

- площадь условного кольцевого проходного сечения, образованного боковой стенкой патрубка и выходной кромкой диффузора:

;

- площадь проходного сечения сборной камеры:

Расчет осерадиального диффузора выполняем на ЭВМ с использованием программы DIFFUZOR.exe.

Программа DIFFUZOR.exe позволяет выполнять расчет по предварительно заданным габаритным размерам диффузора. При этом его проточная часть профилируется с оптимальной степенью конфузорноси на поворотном участке. Кроме того, для диффузора с заданной геометрией программа позволяет определить закон изменения текущей степени расширения по длине его проточной части.

Массив исходных данных и результатов расчета размещен в файле DIFFUZOR.rez. представленном в (таблице 3.1). Схема выходного устройства представлена на рисунке 3.1

Массив исходных данных и результатов расчета

Вывод:

В данной части задания, мы спроектировали выходной патрубок приводного ГТД - осерадиальный диффузор.

Полученное выходное устройство удовлетворяет всем требованиям, предъявляемым к осерадиальным диффузорам: обеспечены оптимальные размеры, а также обеспечиваются минимальные потери и необходимое направление отвода рабочего тела.

ВЫВОДЫ

Судя из проделанной работы, можно сделать такие выводы, по каждому из пунктов:

1. Первая ступень турбины спрофилирована по всем требованиям, выдержаны основные ограничения. Благодаря удачно выбранному закону профилирования ,нам удалось получить такие основные данные на среднем радиусе: мм, мм, мм, количество рабочих лопаток - 70 шт.

Полученные решетки профилей и треугольники скоростей - полностью соответствуют постановленной задаче проектирования.

2. При расчете трубчато кольцевой камеры сгорания, определили данные: м, м, м, м, м, м, м, м. По результатам расчета построили КС.

3. В ходе расчёта выходного устройства определили: м, м,

м. По результатам расчета построили входное устройство.

Список использованной литературы

1. Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин / К.В. Холщевников.-- М.: „Машиностроение”, 1970.-- 610 с.

2. Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин / В.А.Коваль. -- Х.: „ХАИ”, 1986.-- 48 с.

3. Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей / А.Л. Клячкин. -- М.: „Машиностроение”, 1969.-- 512 с.

4. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.Н. Теория авиационных газотурбинных двигателей / Ю.Н. Нечаев, Р.Н. Федоров.-- М.: ч. II, „Машиностроение”, 1978.-- 610 с.

5. Грига А.Д. Расчет камер сгорания ВРД / А.Д.Грига.-- Х.: „ХАИ”, 1985.-- 48 с.

6. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей / Г.С. Скубачевский.-- М.: „Машиностроение”, 1974.--520 с.

7. Незым В.Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора / В.Ю. Незым. -- Х.: „ХАИ”, 1988.-- 44 с.

8. Анютин А.Н. Расчет и профилирование реактивного насадка воздушно - реактивных двигателей / А.Н. Анютин. -- Х.: „ХАИ”, 1972.-- 48 с.

Размещено на Allbest.ru