Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

ЗАДАНИЕ

Турбовальный двигатель со свободной турбиной (ТВаД) для вертолёта.

Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0

Рекомендуемые параметры:

- ^*_К=10,1-степень повышения давления в компрессоре;

- T_Г^*=1275 К -температура газа перед турбиной (по заторможенным параметрам).

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель ТВ3-117.

Параметры прототипа:

- N_е = 1660 кВт

- С_е = 0,31 кг/кВтч

- G_в = 8,75 кг/с

- ^*_К=9,95

- Т*_Г = 1253 К

РЕФЕРАТ

Проведен выбор основных параметров рабочего процесса ТВаД. В результате термогазодинамического расчета определены основные параметры двигателя.

Сформирован облик ТВаД, получен уровень загрузки турбин.

Произведены газодинамические расчеты узлов двигателя: компрессора, турбины компрессора, свободной турбины. В результате получены энергетические, кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.

Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора.

СОДЕРЖАНИЕ

Условные обозначения и сокращения

Введение

Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1Температура газа перед турбиной

1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре

1.1.3 КПД компресора и турбины

1.1.4 Физические константы воздуха и продуктов сгорания для расчета на инженерном калькуляторе

1.1.5 Потери в элементах проточной части двигателя

1.1.6 Скорость истечения газа из выходного устройства. КПД винта и редуктора.

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

1.3 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе

2. Согласование параметров компрессора и турбины

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчёта

2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя.

3. Газодинамический расчёт многоступенчатого осевого компрессора

3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ

3.2 Расчёт первой ступени компрессора

4. Профилирование ступени компрессора

5. Газодинамический расчёт турбины

5.1 Расчёт турбины на ЭВМ

5.2 Газодинамический расчёт турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

Выводы

Перечень ссылок

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

- удельный расход топлива, ;

- удельная теплоемкость, ;

- массовый расход, ;

- площадь проходного сечения, ;

- высота полета, ;

- низшая теплотворная способность топлива, ;

- удельное теплосодержание, ;

- показатель изоэнтропы;

- удельная работа, ;

- количество воздуха в килограммах, теоретически необходимое для

сжигания топлива, ;

- число Маха;

- степень двухконтурности;

- тяга двигателя,;

- удельная тяга двигателя, ;

- давление,;

- газодинамическая функция давления;

- относительный расход топлива;

- газовая постоянная, ;

- температура,;

- газодинамическая функция температуры;

- коэффициент избытка воздуха;

- коэффициент полезного действия (КПД);

- коэффициент полноты сгорания в камере сгорания;

- механический КПД;

- степень подогрева газа в камере сгорания;

- приведенная скорость;

- степень повышения полного давления в компрессоре;

- коэффициент восстановления полного давления;

- коэффициент скорости реактивного сопла;

- критическая скорость, ;

- скорость движения воздуха или газа, ;

- окружная скорость, ;

- диаметр, ;

- относительный диаметр втулки;

- высота лопатки, ;

- константы в уравнении расхода;

- плотность воздуха, ;

- степень понижения полного давления в турбине;

- число ступеней компрессора или турбины;

- коэффициент нагрузки ступени турбины.

Сокращения:

н- невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;

в- воздух; вентилятор и сечение перед ним;

ввд- сечение на входе в компрессор высокого давления;

вх- сечение на входе во входное устройство.

вых- значение параметра на выходе из канала;

к- компрессор и сечение за ним;

кс- камера сгорания;

г- газ и сечение за камерой сгорания;

т- топливо, турбина и сечение за турбиной вентилятора;

тк- турбина компрессора;

тс - свободная турбина;

кр- критические параметры;

- общее, суммарное значение параметра;

ГТД- газотурбинный двигатель;

СА- сопловой аппарат;

РК- рабочее колесо.

ВВЕДЕНИЕ

Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.

Совершенствование летательных аппаратов по пути увеличения скоростей и высот полёта, грузоподъёмности в значительной степени достигается за счёт увеличения основных показателей силовых установок, составной частью которых являются авиационное двигатели. К ним в первую очередь можно отнести мощность и тягу, обеспечиваемая одним или несколькими, совместно работающими двигателями, удельную массу, удельный расход топлива, габаритные размеры.

В зависимости от назначения ЛА и условий полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии: минимум удельного расхода топлива, затрат топлива на I т·км и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п.

Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета.

Проведение подобного анализа в достаточном объеме невозможно без широкого использования ЭВМ, без разработки математических моделей двигателей и их элементов, без перехода в дальнейшем к методам оптимального автоматизированного проектирования на всех этапах разработки и создания двигателей.

Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации.

1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ

1.1 Выбор и обоснование параметров

Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии[1].

В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (_ВХ, _K, _{вс, г}, _т^*, ц_с, С_с ) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т^*_г и степень повышения давления в компрессоре р ^*_к.

1.1.1 Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной Т^*_г 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 Т^*_г у ТВД и вертолетных ГТД. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т^*_г > 1250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения.

Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении Т^*_г приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива. Назначение более высоких Т^*_г требует применения более сложных систем охлаждения. Лучшие ТВД для пассажирских и транспортных самолетов, находящихся в эксплуатации, и мощные вертолетные ГТД имеют Т^*_г= 1300…1400 К. Вновь разрабатываемые винтовентиляторные двигатели и перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т^*_г =1275К.

1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре

При Т^*_г= 1200…1600К оптимальные значения степени повышения давления в компрессоре р_копт^*, соответствующие максимуму удельной мощности как в условиях полета, так и на режимах взлета, составляют 8…18. При этом экономические значения р^*_кэк, соответствующие минимуму удельного расхода топлива, находятся в интервале 18…40. Более высоким значениям температуры соответствуют большие значения р_копт^* и р^*_кэк.

При разработке вертолетных ГТД на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности, поэтому р^*_к = 6…8 при Т^*_г = 1100…1200 К. В настоящее время на мощных вертолетных ГТД достигнуты значения р^*_к = 14…18. Такой уровень значений р^*_к присущ лучшим образцам ТВаД.

Несмотря на благоприятное влияние повышения р^*_к на удельные параметры двигателя, применение больших значений р^*_к ограничивается усложнением конструкции и увеличением массы и габаритов двигателя. С учетом значения степени повышения давления двигателя прототипа выбираем р_к^*=10,1.

1.1.3 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.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88...0,90. Для средненагруженных дозвуковых ступеней можно принимать = 0,89…0,9. Принимаем = 0,89.

Рассчитываем КПД для р_к*=10,1:

Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:

при Т^*_г>1250

где ^*_{т неохл} - КПД неохлаждаемой турбины.

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре

Т^*_г ?1250 К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем ^* _{т неохл} = 0,905. Тогда:

1.1.4 Физические константы воздуха и продуктов сгорания для расчета на инженерном калькуляторе

Показатель изоэнтропы: к =1.4; к_г=1.33.

Универсальная газовая постоянная: R =287 Дж/кг·K; R_г =288 Дж/кг·K.

Удельная теплоёмкость при постоянном давлении:

C_p =1005 Дж/кгК; С_рг=1160 Дж/кгК.

1.1.5 Потери в элементах проточной части двигателя

Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковыми с прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет у_ВХ = 0,97…1,0. Принимаем у_ВХ=0,97.

В современных ТВД и вертолетных ГТД в основном применяются кольцевые камеры сгорания различных типов: прямоточные и противоточные, с центробежными и вращающимися дисковыми форсунками, а также с испарительными форсунками.

Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смешении струй, при повороте потока (у_гидр=0,93…0,97, принимает у_гидр=0,97). Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Обычно л_ВХ = 0,10…0,15 и у_ТЕПЛ ? 0,97…0,98. Суммарные потери полного давления в камерах сгорания подсчитываются по формуле: у_КС = у_ГИДР у_ТЕПЛ =0,97*0,97 =0,94

Более точные значения у_КС определяются в газодинамических расчетах камер сгорания.

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания з_Г. Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений з_Г = 0,97…0,995. Примем з_Г = 0,985.

При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора и винта коэффициент восстановления полного давления выбирается в зависимости от формы канала (у_ПТ = 0,98…1,0).

Выходные устройства вертолетных ГТД и современных ТВД, как правило, выполняется диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления обычно составляет у_РН = 0,97…0,99. Принимаем коэффициент восстановления полного давления у_РН=0,98.

1.1.6 Скорость истечения газа из выходного устройства. КПД винта и редуктора

Скорость истечения газа из вертолетного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны при очень малых значениях С чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения газа из вертолетного ГТД выбирают в интервале С=80…120м/с. Принимаем С=100 м/с. 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% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно =0.98..0.99. Принимаем =0.98.

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

Рисунок 1.1 - Схема двигателя турбовального ГТД со свободной турбиной (ТВаД)

Основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя N_еуд и С_е. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях по тракту двигателя. Эти данные используются при согласовании параметров компрессора и турбин и при общей компоновке проточной части двигателя.

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

Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива L₀=14,8кг_возд/кг_топл.

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

Н и М_Н - высота и скорость (число М) полета;

N_е или G_в - значение эффективной мощности или расход воздуха через двигатель;

р_к*,Т*_г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

з_К,з_К^*, з_ТВ^*- КПД компрессора, турбин компрессора и винта;

з_В,з_РЕД,з_m,зm^' - КПД винта (или винтовентилятора), редуктора, механические КПД двигателя и компрессора;

у_ВХ,у_КС,у_ПТ,у_РН - коэффициенты восстановления полного давления в элементах проточной части двигателя;

з_Г - коэффициент полноты сгорания.

Расчет выполняют для G_В = 1 кг/с.

В таблице 1.1 представлены исходные данные(файл GTD.dat), необходимые для термогазодинамического расчета турбовального ГТД со свободной турбиной (ТВаД).

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

Таблица 1.1 - Исходные данные термогазодинамического расчёта

Таблица 1.2 - Результаты термогазодинамического расчёта

Выбор параметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой мы использовали такие критерии как удельная мощность Nеуд и удельный расход топлива Се. А основными параметрами рабочего процесса двигателя, влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной Тг* и степень повышения давления в компрессоре Пк*.

В результате термогазодинамического расчета двигателя получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд=219,3 кВтс/кг, удельный расход топлива Сеуд=0,2854 кг/кВтч. Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях.

1.3 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе

Вход в двигатель (сечение Н - Н).

Температуру Т_Н и давление Р_Н окружающей среды на заданной высоте Н находим по таблице параметров стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-73), приведенной в прил. А [1]. ). Для Н = 0 находим Т_Н = 288,15 К и Р_Н = 1,0132·10⁵ Па. С помощью таблиц газодинамических функций по заданному М_Н определяем значения функций Т(М_Н) и Р(_Мн ). Так как М_Н = 0, то Т(М_Н) = 1, Р(М_Н) = 1, Т_Н^*= 288,15 К и Р^*_Н = 1,0132·10⁵ Па.

Вход в компрессор (сечение В - В)

Коэффициент восстановления полного давления в дозвуковых входных устройствах ТВД и ТВВД обычно лежит в пределах у_ВХ = 0,97…0,98. Установка инерционных пылеотделителей на входе в вертолетные ГТД приводит к снижению у_ВХ до значений 0,95…0,97. При отсутствии теплообмена во входном устройстве ГТД температура потока не изменяется, а полное давление уменьшается из-за гидравлических потерь: Т^*_В = Т^*_Н, Р^*_В = Р^*_Ну_ВХ.Температура и давление воздуха на входе в компрессор равны

Т^*_В = Т^*_Н = 288,15 К,

Р^*_В = Р^*_Ну_ВХ = 1,0132·10⁵ · 0,97 = 98280,4 Па.

Выход из компрессора (сечение К - К)

Параметры воздуха на выходе из компрессора и работу компрессора (механическую энергию, передаваемую в компрессоре каждому килограмму протекающего через него воздуха) определяют по соотношению

; где з_к^*= з_к/з_m=0,85/0,98=0,852;

Подставляя значения, имеем:

P_k^* = P_в^**р_к^* = 98280,4*10,1 =992632,04 Па,

L_k = c_p(T_k^*- T_в^*)/з_m' = 1005*(605,12-288,15)/0,98 = 325055,97 Дж/кг.

Выход из камеры сгорания (сечение Г - Г)

Температура газа на выходе из камеры сгорания входит в перечень исходных данных и составляет: T_г^*=1275 К. Давление определяем по формуле: P_г^* = у_кс*P_к^*,где у_кс= 0,94 (см. выбор параметров). Подставляя значения, имеем:

P_г^* =0,94*992632,04 = 933074,12 Па.

Относительный расход топлива определяем по уравнению Ильичева:

,

где значения C_РГT_г^*, i(T_г^* )для продуктов сгорания авиационного керосина C_pT_k^* и для воздуха находят в зависимости от Т_г^* и Т_k^*. Определяем при Т_г^* = 1275 К:

C_РГT_г^* = 1366,175 кДж/кг ;

I(T_г^* )= 3224,175 кДж/кг ;

C_pT_k^* = 612,4 кДж/кг. Подставляя значения в формулу, вычисляем:

Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания равен:

,

где L₀ - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива. Для природного газа L₀ = 14,8 кг_возд./кг_топл. и H_u = 43000 кДж/кг.

Выход из турбины компрессора (сечение ТК-ТК)

Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, поступающего на вход в компрессор, на величину расхода топлива, введенного в камеру сгорания и воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя. Однако в первом приближении допускается принимать расходы воздуха и газа равными, то есть G_в=G_г. Следовательно, работу турбины компрессора определяют с учетом механического КПД по соотношению: ; значит Дж/кг.

Степень понижения полного давления в турбине компрессора вычисляем по формуле:

Температуру на выходе из турбины компрессора определяем по соотношению:

K.

Так как имеется переходной канал, значит гидравлические потери, заданные коэффициентом восстановления полного давления у_пт есть, то для определения давления перед свободной турбиной используем формулу:

Па.

Выход из свободной турбины (сечение Т-Т)

Для определения работы свободной турбины используем соотношение:

,

где з_p - КПД процесса расширения в свободной турбине и выходном устройстве, в первом приближении принимаем его равным

з_p = з_тв^* =0,91;

C_c- скорость истечения газа из двигателя, принимаем равной 100м/с;

L_св- свободная работа цикла, равная:

Дж/кг.

Дж/кг.

Полученное значение работы винта L_СВ' является приближенным из-за неточного задания з_р. Соответствующие этой величине L_СВ' значения температуры и давления газа за турбиной винта и на срезе выходного устройства определяем по формулам:

K.

K.

Па.

Па.

Все эти соотношения записаны в предположении неизменности полной температуры газа в выходном устройстве, т.е. равенстве Т_с^*=Т_т^*.

Уточняем значения L_СВ и Т_т^* и вычисляем суммарную степень понижения полного давления в турбине по соотношениям:

,

где

Дж/кг.

К;

T_c^*=T_T^*=788,1 K.

.

Удельные параметры двигателя

Удельную мощность при работе двигателя на месте определяют по формуле:

кВт*с/кг

Удельный расход топлива для ГТД определяем по соотношению:

кг/кВт*ч.

Параметры двигателя

Для вычисления расхода воздуха через двигатель и часового расхода используют формулы:

G_в=N_е/N_еуд=1660/233,11=7,12 кг/с,

G_т=С_еN_е=кг/ч.

Результаты расчета представлены в табл. 1.3 и 1.4.

Таблица 1.3 - Результаты расчета

Величина	Размерность	Значение	Величина	Размерность	Значение
Lк	Дж/кг	325055,97	ртв*	-	2,77
Lтк	-	331689,77		-	8,81
ртк*	-	3,15	Nеуд	кВт*с/кг	233,11
qт	-	0,01897	се	кг/кВт*ч	0,2798
бкс	-	3,562	Gв	кг/с	7,12
Lсв	Дж/кг	235131,9	Gт	кг/ч	339,764
Lтв	-	233114,88

Таблица 1.2.2 - Распределение параметров газа по сечениям

Сечение	Т*, К	Р**105, Па	Примечания
Н-Н	288,15	1,01320	Тн=288,15 К
В-В	288,15	0,982804	Рн=101320 Па
К-К	605,12	9,92632
Г-Г	1275,0	9,33074
ТК-ТК	989,06	2,93251
Т-Т	786,47	1,05703
С-С	788,1	1,03589	Тс=788,1 К

2. СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

Исходными данными для расчетов по формированию облика ГТД 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.

Для использования ПЭВМ при выполнении этого этапа проектирования на кафедре разработан комплект программ, позволяющий осуществить формирование облика ГТД различных типов и схем, для ГТД с одновальным газогенератором (ГГ) и свободной турбиной - ГТД-1-1. В комплект программ формирования облика ГТД входят и программы теплового расчета, из которых значения заторможенных параметров потока в характерных сечениях проточной части автоматически переносятся в программы согласования. Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения.

Файлы программ формирования облика ГТД ГТД-1-1:

- gtd.dat, gtd.exe, gtd.rez - файл исходных данных, исполнимый файл и файл результатов теплового расчета ГТД;

- sgtd.dat, slgt1.exe, slgt1.rez - файл передачи данных теплового расчета, исполнимые файлы и файлы результатов программ формирования облика ГТД-1-1. Программа формирования облика (slgt1.exe ) работает в диалоговом режиме.

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. Форма проточной части компрессора(Dк = const ), турбины (Dср=const)и свободной турбины(Dср=const) выбирается из конструктивных соображений, по двигателю прототипу.

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. Результаты формирования облика ТВаД представлены в табл. 2.1. На рис. 2.1 представлена проточная часть двигателя.

Таблица 2.1 - Результаты согласования и формирования облика ТВаД

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

Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования был сформирован облик двигателя.

Компрессор состоит из 12 ступеней, средненагруженный (zc =0.2578), имеет значение =0.85.

Турбина компрессора двухступенчатая, высоконагруженная (Mz=3,44), имеет значение =0,905.

Свободная турбина двухступенчатая, высоконагруженная (Mz=3,4), имеет значение =0.91.

3. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА

3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ

При проектировании газотурбинных двигателей особое место занимает проектирование компрессора. Именно компрессор является узлом, в зависимости от параметров которого проектируется и камера сгорания, и турбина. Основную часть длины двигателя часто составляет именно компрессор. Это говорит о большом влиянии компрессора на общие габаритные размеры двигателя, а, значит, и на его массу.

Основной целью газодинамического расчета осевого компрессора является окончательное получение геометрических размеров и количества ступеней при сохранении р^*_к. Необходимо эффективно распределить р^*_к, работу и КПД между ступенями компрессора.

Изменение коэффициента затраченного напора по ступеням принимаем таким, чтобы наиболее загруженные были средние ступени, а ко входу и выходу из компрессора значение уменьшалось. Первые ступени имеют большое значение удлинения лопаток h/b, работают в ухудшенных условиях (возможная неравномерность поля скоростей, температур и давлений) на входе в компрессор. На последних ступенях в значительной степени на КПД ступени влияет величина относительных радиальных зазоров. При малой высоте лопаток ступени существенно снижение КПД из-за перетекания рабочего тела через радиальный зазор. Расходная составляющая скорости уменьшается от входа к выходу для уменьшения концевых потерь в последних ступенях и для того, чтобы иметь умеренные скорости на входе в камеру сгорания. Во избежание падения КПД снижение Са в пределах ступени не должно превышать 10…15м/с [4].При выборе характера изменения _к вдоль проточной части компрессора необходимо учитывать, что рост температуры потока (а следовательно, и увеличение скорости звука) позволяет выполнить ступени с более высокими степенями реактивности.

Газодинамический расчет компрессора выполнен при помощи программы gdrok.exe. Программа gdrok предназначена для газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора на среднем радиусе. Исходные данные расчета заносятся в файл gdrok.dat, а результаты, получаемые с помощью исполняемого файла gdrok.exe - в файл gdrok.rez. Программа gdrok имеет и программу графического сопровождения gfk.exe, файл исходных данных которой gfk.dat формируется при работе файла gdrok.exe. Использование файла gfk.exe при выполнении расчетов обеспечивает возможность наглядного графического контроля как исходного распределения параметров по ступеням так и получаемых результатов расчета (формы проточной части компрессора, изменения параметров потока по ступеням и треугольников скоростей ступеней на среднегеометрическом радиусе ).

Содержание файла исходных данных GDROK.DAT имеет следующий вид:

где -- температура заторможенного потока на входе в компрессор, К;

- давление заторможенного потока на входе в компрессор, Па;

k - показатель изоэнтропы;

R - газовая постоянная, Дж/(кг К);

G_B - расход рабочего тела (воздуха) через входное сечение компрессора, кг/с;

р_к* - общая степень повышения полного давления в компрессоре;

р₁* - степень повышения полного давления в первом каскаде двухкаскадного компрессора;

U_K1, U_K2 - окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора и первой ступени его второго каскада, м/с;

С_К - скорость потока на выходе из компрессора, м/с;

d_вт1/D_K1 - относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо первой ступени компрессора;

D_СРк2/ D_СРк1 - отношение среднего диаметра первой ступени второго каскада к среднему диаметру последней ступени первого каскада;

- коэффициент восстановления полного давления во входном направляющем аппарате компрессора;

- коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате ступени;

- коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора;

K_G - коэффициент увеличения площади проходного сечения на входе в рабочее колесо первой ступени компрессора;

m - степень двухконтурности;

С_1а - расходная скорость на входе в рабочее колесо Ў-й ступени, м/с;

Н_z - затраченный напор (работа) Ў-й ступени, кДж/кг;

- изоэнтропический КПД Ў-й ступени по заторможенным параметрам, м/с;

с_К - кинематическая степень реактивности Ў-й ступени;

і_РК - угол натекания (атаки) на рабочей решетке Ў-й ступени, град;

D_КО - отношение наружного диаметра рабочего колеса Ў-й ступени к наружному диаметру РК первой ступени компрессора.

Часть исходных данных получена в результате выполнения термогазодинамического расчета и согласования компрессоров и турбин.

Результаты расчета, полученные при вводе рассмотренных выше параметров в файл исходных данных программы GDROK, представлены в таблице 3.2.

Таблица 3.1- Исходные данные

Таблица 3.2 - Результаты расчета компрессора

Ниже представлены графики распределения и (рисунок 3.1); и (рисунок 3.2); , , ,, (рисунок 3.3), построенные по значениям из таблицы 3.2. Схема проточной части представлена на рис. 3.4.

Рисунок 3.1 - Распределение и по ступеням компрессора

Рисунок 3.2 - Распределение и по ступеням компрессора



Рисунок 3.3 - Распределение , , ,, по ступеням компрессора

Анализируя полученные графики распределения затраченного напора, по ступеням видим, что оно соответствует рациональной загрузке ступеней. При распределении работ по ступеням компрессора учтены особенности условий работы первых и последних ступеней компрессора.

Рисунок 3.4 - Схема проточной части компрессора



Рисунок 3.5 - План скоростей компрессора для ступени №1 на среднем радиусе

На рисунках 3.5-3.16 представлены планы скоростей компрессора для 12-ти ступеней.

Рисунок 3.6 - План скоростей компрессора для ступени №2 на среднем радиусе

Рисунок 3.7 - План скоростей компрессора для ступени №3 на среднем радиусе

Рисунок 3.8 - План скоростей компрессора для ступени №4 на среднем радиусе

Рисунок 3.9 - План скоростей компрессора для ступени №5 на среднем радиусе

Рисунок 3.10 - План скоростей компрессора для ступени №6 на среднем радиусе



Рисунок 3.11 - План скоростей компрессора для ступени №7 на среднем радиусе

Рисунок 3.12 - План скоростей компрессора для ступени №8 на среднем радиусе

Рисунок 3.13 - План скоростей компрессора для ступени №9 на среднем радиусе



Рисунок 3.14 - План скоростей компрессора для ступени №10 на среднем радиусе

Рисунок 3.15 - План скоростей компрессора для ступени №11 на среднем радиусе

Рисунок 3.16 - План скоростей компрессора для ступени №12 на среднем радиусе

3.2 Расчет первой ступени компрессора на инженерном калькуляторе

Газодинамический расчет ступени на среднем диаметре выполняется при определенных упрощениях С_2а=С_1а=С_а и U_2cp=U_1cp=U_cp.

Исходные данные:

Gв=8,48 кг/с; р_ст^*= 1,287; k_H = 0,988;

Т_В^*=288,15 К; С_1а= 180 м/с; k_G = 1,020;

Р_В^*= 98285 Па; з_ст^*= 0,8923; k = 1,4;

= 0,6; у_ВНА= 0,99; R= 287Дж/кг·К;

U_К= 320 м/с; у_НА= 0,985; С_р= 1005 Дж/кг·К;

Н_Z= 24690 Дж/кг; М _{W1 доп}= 0,80; m=0,04042(Дж/кг·К)^-0,5.

1) Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:

Т₁^*=Т_В^*=288,15 К; P₁^*= P_В^*· у_ВНА= 98285 ·0,99=97302,15 Па.

2) Параметры заторможенного потока на выходе из ступени (за НА):

3) Окружная скорость на среднем диаметре входа в РК и коэффициент теоретического напора:

4) Выбор кинематической степени реактивности:

Принимаем с = 0,55.

5) По выбранному значению кинематической степени реактивности вычисляем скорость и направление потока на входе в РК:

Находим газодинамические функции по формулам для воздуха при k=1.4:

;

6) Определим площадь проходного сечения и геометрические размеры входа в РК:

7) Действительные параметры потока на входе в РК, скорость и направление в относительном движении:

;

;

;

8) Параметры воздушного потока на выходе из РК:

;

;

, где;

, где ;

;

;

9) Частота вращения ротора компрессора:

В результате газодинамического расчета компрессора на ЭВМ получены геометрические параметры проточной части компрессора, , , ,, на среднем радиусе каждой ступени, а также работа и степень повышения давления каждой ступени.

Из результата расчета видно, что полученный осевой компрессор обеспечивает заданный р_к^* и имеет современный уровень КПД.

Компрессор средненагруженный (zc=0.258), состоит из двенадцати ступеней и имеет значение =0.89. Уровень значений на входе в рабочее колесо всех ступеней компрессора не превышает <0.85, коэффициенты теоретического напора ступеней не превышают Hтк<0.3, коэффициенты расхода ступеней превышают Cак>0.4, что приемлемо для уменьшения потерь в решётках ступеней, угол потока в относительном движении перед РК ступеней превышает , что приводит к повышению КПД степеней.

Компрессор отвечает всем требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.

4. ПРОФИЛИРОВАНИЕ СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА

Расчет производим для первой ступени компрессора. В таблице 4.1 представлены основные исходные данные к расчетам; табл. 4.2 - результаты расчета при использовании закона крутки Rок=const пpи заданном Нт(r).

Число лопаток в рабочем венце назначим по прототипу: z=37.

На рис. 4.1-4.5 представлены решетки профилей на пяти радиусах. На рис.4.6 представлено изменение расходной и окружной составляющих абсолютной скорости по высоте лопатки, на рис.4.7 изменение приведенных скоростей по высоте лопатки в абсолютном и относительном движении, на рис.4.8 изменение углов потока в абсолютном и относительном движении по высоте лопатки, на рис.4.9-4.13 планы скоростей рабочего колеса компрессора на пяти радиусах.

Таблица 4.1 - Исходные данные

Таблица 4.2 - Результаты расчета



Рисунок 4.1 - Решетка профилей на радиусе =1.00

Рисунок 4.2 - Решетка профилей на радиусе =0.906



Рисунок 4.3 - Решетка профилей на радиусе =0.819

Рисунок 4.4 - Решетка профилей на радиусе =0.732

Рисунок 4.5 - Решетка профилей на радиусе =0.642



Рисунок 4.6 - Изменение расходной и окружной составляющих абсолютной скорости по высоте лопатки

Рисунок 4.7 - Изменение приведенных скоростей по высоте лопатки в абсолютном и относительном движении

Рисунок 4.8 - Изменение углов потока в абсолютном и относительном движении по высоте лопатки



Рисунок 4.9 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =1.000

Рисунок 4.10 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.906

Рисунок 4.11 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.819



Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.732

Рисунок 4.13 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.642

Полученные результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.

5. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТУРБИНЫ

5.1 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ

Расчет и графическое представление результатов расчета проводятся на ЭВМ с помощью подпрограмм GDRGT и GFT.

В качестве исходных данных для расчета используются значения параметров, полученные в тепловом расчете и при формировании облика двигателя. Остальные параметры выбираются в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии[6].

Для расчета необходимы такие исходные данные:

-- расход газа, .

-- температура за камерой сгорания, .

-- полное давление за камерой сгорания, .

-- температура охлаждающего воздуха, .

-- относительный радиальный зазор в горячем состоянии.

-- отношение скорости воздуха на выходе из отверстий к средней скорости газа в этом же сечении.

-- отношение средней скорости газа в сечении выпуска охлаждающего воздуха к скорости газа за решеткой.

-- относительная высота щели выпуска охлаждающего воздуха.

-- относительная толщина выходной кромки лопатки.

-- относительная толщина выходной кромки охлаждаемой лопатки.

-- мощность каждой ступени турбины, .

-- частота вращения рабочего колеса ступени,.

-- термодинамическая степень реактивности каждой ступени.

-- средний диаметр лопаток соплового аппарата на выходе, .

-- средний диаметр лопаток рабочего колеса на выходе, .

-- высота лопатки СА на выходе, .

-- высота лопатки РК на выходе, .

-- относительная толщина профиля лопатки СА на среднем диаметре.

-- относительная толщина профиля лопатки РК на среднем диаметре.

-- относительный расход охлаждающего воздуха через отверстия в области входной части профиля лопатки СА.

-- относительный расход воздуха через щели в области выходной кромки лопатки СА.

-- относительный расход воздуха через щели в области выходной кромки лопатки РК.

, где -- относительный радиальный зазор в горячем состоянии. для рабочих венцов с бандажными полками.

- относительная высота щели, где h_щ-- высота щели; h_п -- высота перемычки. . Принимаем= 0.5.

--относительная толщина кромки охлаждаемой лопатки ,где

-- диаметр выходной кромки лопатки, -- “горло” межлопаточного канала. . Принимаем =0.04.

В процессе расчета на ЭВМ мощность ТК и ТС перераспределяем по ступеням так, чтобы получить значения угла потока в абсолютном движении на выходе из последней ступени .

Термодинамическая степень реактивности ступеней авиационных газовых турбины .

Геометрические параметры (средние диаметры рабочих колес и высоты их лопаток) определяем по данным согласования компрессоров и турбин (раздел 2).

; -- относительные толщины профилей для неохлаждаемых лопаток СА и РК. Выбираем: С_СА=0,15; С_РК=0,2.

Находим необходимые данные для расчета турбин:

Частоты вращения ротора компрессора определены при газодинамическом расчете компрессора (раздел 3),свободной турбины при согласовании параметров компрессора и турбины (раздел 2):

; .

Массовый расход газа через турбину определяется выражением:

;

Расчет мощности турбины компрессора по ступеням:

кВт;

кВт;

кВт;

Расчет мощности свободной турбины по ступеням:

кВт; кВт.

Исходные данные представлены в таблице 5.1, результаты расчета приведены в таблице 5.2.

Таблица 5.1-- Исходные данные

Таблица 5.2 -- Результаты расчета

В результате газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевой турбины. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени град, приемлемый угол выхода из последней ступени турбины град. На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. Величина приведённой скорости меньше 1.0…1.05, что снижает уровень волновых потерь. Сумма углов на входе в РК и на выходе из РК должно быть больше 60 град, что выполняется. Характерное изменение основных параметров (, и , и ) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочных сечениях имеет положительные значения.

Далее представлены на рисунках 5.1-5.2 графики изменения параметров по ступеням (, , , , , и , и , и ). Схема проточной части турбины изображена 5.3. Планы скоростей для ступеней турбины компрессора и свободной турбины на среднем радиусе представлены на рис.5.4-5.7.

Рисунок 5.1 -- Распределение , , , и по ступеням турбины.



Рисунок 5.2 -- Распределение ,, , , и по ступеням турбины.

Рисунок 5.3 -- Схема проточной части турбины.

Рисунок 5.4 -- План скоростей турбины для ступени №1 на среднем радиусе



Рисунок 5.5 -- План скоростей турбины для ступени №2 на среднем радиусе

Рисунок 5.6 -- План скоростей турбины для ступени №3 на среднем радиусе

Рисунок 5.7 -- План скоростей турбины для ступени №4 на среднем радиусе

5.2 Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

1) Исходные данные:

D_1cp=0,302 мм, D_2cp=0,302 м, h₁=0,029 мм, h₂=0,032 м, k_Г=1,33,

R_Г=288 Дж/кг?К, С_рГ=1160 Дж/кг?К, m=0,0396 (Дж/кг?К)^-0,5, =59,8 град

ц=0.964, с_Т=0.32.

2) Определение работы ступени турбины и проверка величины коэффициента нагрузки:

Дж/кг;

м/с;

м/с;

.

3) Параметры потока на выходе из ступени и изоэнтропической работы ступени:

К;

;

Па;

По таблице газодинамических функций определяем .

Па;

Дж/кг;

4) Параметры потока на выходе из СА:

м/с

;

Т₁^*=Т₀^*, т.к. L_СА^*=0 и q_СА=0.

К;

К;

Па;

Па;

;

кг/м³;

;

м/с;

м/с;

;

м/с;

К;

;

5) Определение параметров потока на выходе из РК:

м/с;

В первом приближении:

м/с;

м/с;

К;

Па;

кг/м³;

м/с;

м/с;

,

м/с;

К;

К;

м/с;

K=

(находим по приложению)

.

ВЫВОДЫ

двигатель газодинамический расчет компрессор редуктор

В результате термогазодинамического расчета двигателя на ПЭВМ получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд=219,3 кВтс/кг, удельный расход топлива Сеуд=0,2854 кг/кВтч. Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях проточной части.

На этапе согласования параметров компрессора и турбины был сформирован облик двигателя.

Компрессор состоит из 12 ступеней, средненагруженный (zc =0.2578), имеет значение =0.85.

Турбина двухступенчатая, высоконагруженная (Mz=3,44), имеет значение =0,905.

Свободная турбина двухступенчатая, высоконагруженная (Mz=3,4), имеет значение =0.91.

Из результата газодинамического расчета многоступенчатого компрессора видно, что полученный осевой компрессор обеспечивает заданный р_к^* и имеет современный уровень КПД.

Компрессор средненагруженный (zc=0.258), состоит из двенадцати ступеней и имеет значение =0.89. Уровень значений на входе в рабочее колесо всех ступеней компрессора не превышает <0.85, коэффициенты теоретического напора ступеней не превышают Hтк<0.3, коэффициенты расхода ступеней превышают Cак>0.4, что приемлемо для уменьшения потерь в решётках ступеней, угол потока в относительном движении перед РК ступеней превышает , что приводит к повышению КПД степеней. Компрессор отвечает всем требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.

В результате профилирования ступени компрессора были полученны результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора удовлетворяет установленным требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.

В результате газодинамического расчета турбины на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевой турбины. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени град, приемлемый угол выхода из последней ступени турбины град. На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. Величина приведённой скорости меньше 1.0…1.05, что снижает уровень волновых потерь. Сумма углов на входе в РК и на выходе из РК должно быть больше 60 град, что выполняется. Характерное изменение основных параметров (, и , и ) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочных сечениях имеет положительные значения. Характерное изменение основных параметров вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин.

Размещено на Allbest.ru