Газоперекачивающий агрегат с газотурбинным приводом

В данном курсовом проекте в качестве потребителя мощности выбран центробежный нагнетатель СПЧ-8/100-2 производителя ОАО «СМНВО им. М.В. Фрунзе» 1998 года выпуска. Центробежный нагнетатель имеет следующие параметры:

- номинальная мощность: =8 МВт;

- политропный КПД: =71%;

- степень сжатия: =1,35;

- коммерческая продуктивность: =0,24 ;

- частота вращения: =8200 об/мин.

Газодинамический расчет параметров на входе в рабочее колесо рассматриваем на среднегеометрическом радиусе. При этом полагается, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют осредненным параметрам по высоте канала.

Исходными данными для газодинамического расчета ступени нагнетателя являются следующие величины:

- показатель изоэнтропы, =1,34;

- газовая постоянная, =480 Дж/(кг•К);

- температура заторможенного потока на входе в нагнетатель, =288,15К;

- давление заторможенного потока на входе в нагнетатель, =7360000Па;

- давление заторможенного потока на выходе из нагнетателя, =9850000Па;

- относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо нагнетателя, =0,26;

- осевая составляющая абсолютной скорости на входе в нагнетатель, =65м/с;

/ - отношение наружного диаметра на входе в ступень нагнетателя к наружному диаметру центробежного колеса, /=0,5;

- окружная скорость у концов лопаток на входе, =86 м/с;

- расход рабочего тела (природного газа) через нагнетатель, =83 кг/с;

- угол входа потока в абсолютном движении на входе в ступень нагнетателя, =90град;

- геометрический угол лопаток центробежного колеса на входе, =90град;

- число лопаток центробежного колеса, =28 шт.;

/ - относительная радиальная протяженность безлопаточного диффузора, /=1,1;

/ - отношение наружного диаметра лопаточного диффузора к внутреннему, /=1,3;

/ - степень расширения лопаточного диффузора, /=2,25;

- скорость потока на выходе из ступени нагнетателя, =80 м/с.

Газодинамический расчет ступени выполняется по соотношениям, непосредственно вытекающим из уравнений Эйлера, расхода, радиального равновесия, термодинамических соотношений параметров потока и треугольников скоростей перед и за рабочим колесом.

Для расчета ступени центробежного нагнетателя используем пакет программ, представленный на кафедре 201. Пояснения к вводу исходных данных и к результатам расчета изложены в методическом пособии [6].

Вышеуказанные исходные данные заносим в файл Cbk.dat. Программа расчета содержится в файле Cbk.exe. Результат расчета заносится в файл Cbk.rez (таблица 6.1) и одновременно формируется файл исходных данных Gfcbk.dat программы графического сопровождения Gfcbk.exe. Схема проточной части ступени и изменение параметров потока вдоль проточной части нагнетателя изображены на рисунке 6.1. Треугольники скоростей на входе и выходе в ступень центробежного нагнетателя изображены на рисунке 6.2. Программа газодинамического расчета Cbk.exe позволяет рассчитывать не только центробежную ступень нагнетателя, но и центробежную ступень осецентробежного компрессор или одноступенчатый центробежный компрессор.

Таблица 8.1 - Результат газодинамического расчета ступени центробежного нагнетателя

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

NR(2)= 1 1

D(9) = .200 .500 163.35 80.00 90.00 60.00 0. 0. 30.

P(10)= 1.30 490.0 ***** 288.1 4400000. 5600000. 1.000 1.300 2.25 80.0

ГДР ЦБК ДАТА 9. 4. 9

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА

D1B = .0693 D1 = .3467 D2 = .4572 D3 = .4572 D4 = .4804 DK = .7295

DBK = .6784 DOPT= .4706 B2 = .0712 B3 = .0712 B4 = .0712 HK = .0256

TET =11.0 ZPK =30 ZD =** U1C =117.79 U1 =163.35 U2 =215.45

M1WC= .2789 M1W = .3837 M2 = .4326 M3 = .1700 M4 = .0747 L2R = .1255

AL1C= 76.26 AL1 = 80.00 AL2 = 15.71 AL3 = 35.50 AL4 = 59.28 MЮ = .8416

C1UC= 14.67 C1U = 10.58 BE1C= 30.19 BE1 = 21.44 C2R = 51.00 C2U =181.32

C1AC= 60.00 C1A = 60.00 C3 = 74.89 C4 = 32.95 CK = 80.00 T1OC=288.15

T1C =287.25 T2O =306.00 T2 =297.65 T3 =304.68 T4 =305.75 TK =304.50

P1OC=4400000. P1C =4340861. P2O =5674079. P2 =5032676. P3O =5674081.

P3 =5568729. P4O =5660009. P4 =5639545. PK =5484801. PKO =5603409.

КПД1= .9755 КПД2=1.0000 КПД3= .8355

GB =166.00 HZ = 37908. ПЦБК= 1.274 КПД = .9261 П = 9000.

Рисунок 8.1 - Схема проточной части и изменение параметров потока вдоль проточной части центробежного нагнетателя

Рисунок 8.2 - Треугольники скоростей на входе и выходе из нагнетателя

Выводы

В результате газодинамического расчета центробежного нагнетателя были уточнены такие данные как частота вращения, КПД нагнетателя и мощность, потребляемая центробежным нагнетателем. Также были получены геометрические соотношения и кинематические параметры потока на среднем радиусе вдоль проточной части нагнетателя.

На рисунке можно увидеть, что схема проточной части нагнетателя содержит осерадиальное рабочее колесо, безлопаточный диффузор и лопаточный диффузор, тоесть обеспечивается строго осевой вход и радиальный выход потока из ступени, что подтверждают треугольники скоростей на входе и выходе на рисунке.

Все рассчитанные параметры потока и ступени нагнетателя соответствуют параметрам, обеспечивающие безотрывное течение в межлопаточных каналах нагнетателя и высокие КПД ступени.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В результате выполнения проекта на базе прототипа ТВ3-117 спроектирован приводной ГТД для ГПА мощностью 2,65МВт.

В процессе проектирования были решены следующие задачи:

- проведен термогазодинамический расчет, с целью определения удельных параметров;

- согласование параметров компрессоров и турбин;

- проведен газодинамический расчет турбины и профилирование рабочих лопаток первой ступени РК турбины;

- проведен расчет входного и выходного устройств;

- проведено математическое моделирование климатической характеристики.

В результате проведенного термогазодинамического расчёта были получены основные удельные параметры двигателя Nеуд=211,6кВтс/кг и Се=0,2803кг/кВтч;

Определили температуру и давление в характерных сечениях, а также параметры основных узлов. Значения удельных параметров соответствуют современному уровню значений для ГТД такого класса.

По результатам проведенного согласования параметров компрессоров и турбин были получены в первом приближении геометрические размеры т.е сформирован облик ГТД и основные газодинамические параметры по сечениям.

Определили нагрузки и КПД компрессора и турбины: компрессор имеет 12 ступеней, = 0.2437, =0,8663. ТК имеет 2 ступени, z=3,22, =0,916. Свободная турбина - 2 ступени, z=3,18, =0,91. Относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора должен быть 0,92. При проектировании получена величина =0,912. Как видно все параметры лежат в пределах допустимых.

В результате вышеперечисленных расчетов получены обороты ротора =20735 об/мин, и обороты свободной турбины =15830 об/мин.

При расчёте турбины данного двигателя была получена турбина, обеспечивающая привод компрессора и внешней нагрузки, осевой выход выхлопных газов, отсутствие отрицательных степеней реактивности на втулочных сечениях лопаток. В результате анализов полученных результатов газодинамического расчета осевой газовой турбины было установлено что:

1) степень реактивности в области втулки ?вт на всех ступенях больше нуля;

2) величина приведенной скорости ?1 на всех ступенях меньше 1,0…1,05, что снижает уровень волновых потерь;

3) величина угла потока в абсолютном движении на выходе из СА ?1>14о;

4) величина угла потока в абсолютном движении на выходе из РК ступени ?2>70o для средненагруженных;

5) расходная скорость вдоль проточной части увеличивается;

6) КПД ступеней турбины выше 0,87.

7) мощность турбины по ступеням распределена так, чтобы коэффициент нагрузки последней ступени не превышал =1,6, иначе трудно обеспечить выход потока из ступени близкий к осевому.

В ходе расчёта решётки профилей рабочего колеса первой ступени турбины, взяв закон крутки потока 1=const, 2=const, получили значения основных кинематических параметров потока и геометрических параметров решётки профилей в пяти сечениях.

В результате профилирования рабочего колеса первой ступени ТВД по закону крутки закрутки 1=const и 2=const были построены треугольники скоростей и решетки профилей на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном.

На всех радиусах выполняется условие 255, а на внутреннем радиусе скорость W2 W1. Угол поворота потока ? на втулке равен 130,4, на среднем радиусе 121,3°, что приводит к увеличению потерь, а на периферии меньше 120.

При проектировании диффузора были получены его геометрические параметры, удовлетворяющие конструктивным требованиям, , а также сравнительно небольшой коэффициент полных потерь =0,515.

В результате расчета входного устройства были получены его геометрические размеры, по которым был построен эскиз данного узла. Так как расстояние между коллектором и передней торцевой стенкой патрубка получилось небольшим, в коллекторе могут увеличиться потери, а в патрубке наоборот уменьшаться. Потери в патрубке уменьшены за счет рационально выбранного = 1,5м, дальнейшее его увеличение привело бы к образованию вихревой застойной зоны в нижней части улитки.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Анютин А.Н. Согласование компрессоров и турбины авиационного газотурбинного двигателя. - Х: ХАИ, 1985 - 65 с.

2. Буслик Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД. - Х.: ХАИ, 1984- 67 с.

3. Волов А.Г. Профилирование выходных устройств компрессоров и турбин. - Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2006. - 49 с.

4. Волов А.Г., Дегтярев О.Д., Павленко Г.В.. Исследование эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей. Ч. 1. Газотурбинные установки. - Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2006. - 57 с.

5. Герасименко В.П., Павленко Г.В. Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТВД, ТВВД и ТВаД. - Х.: ХАИ, 1984 - 60 с.

6. Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин. - Х.: ХАИ, 1986 - 49 с.

7. Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ. - Х.: ХАИ, 1985 - 48 с.

8. Павленко Г.В. Математическое моделирование авиационных ГТД при исследовании их эксплуатационных характеристик. - Х.: ХАИ, 1986. - 123 с.

9. Павленко Г.В., Коваль В.А. Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ. - Х.: ХАИ, 1985. - 80 с.

10. Муравченко Ф.М., Исаков Б.В., Бойко Л.Г., Буслик Л.Н., Смирнов С.А., Чернов С.К. Приводные газотурбинные двигатели. Альбом конструктивных схем - Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2006. - 41 с.

Размещено на Allbest.ru