Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя типа ТРДДсм на базе РД-33

; -- относительные толщины профилей для неохлаждаемых лопаток СА и РК.

Для охлаждаемых лопаточных венцов эти величины выбирают большими в зависимости от способа охлаждения и количества охлаждающего воздуха :

; .

Относительный расход охлаждающего воздуха через отверстия в области входной части профиля лопатки СА, через щели в области выходной кромки лопатки СА и РК корректируем в зависимости от температур лопаток СА и РК.

Находим необходимые данные для расчета турбины:

Массовый расход газа через турбину определяется выражением:

;

Расчет мощностей ступеней турбин:

кВт;

кВт;

Результаты расчета приведены в таблице 5.2.

Таблица 5.1-- Исходные данные

05 05 10

2 0 316000.

42.71 1550. 1950000. 783.00 .010 0.600 .800 .800 .050 .100

19090.8 10154.6 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

14168.2 11161.7 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

.3600 .2500 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.6700 .6700 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1

.6700 .6700 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2

.0520 .1160 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h1

.0560 .1200 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h2

.1500 .1500 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.2000 .2000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0300 .0200 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0400 .0150 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

Таблица 5.2 -- Результаты расчета

ГДР ГТ Дата 5. 5.10

Исходные данные:

2 0 316000.

42.71 1550. .1950E+07 783.0 .1000E-01 .6000 .8000

.8000 .5000E-01 .1000

Кг=1.302 Rг= 290.0 Сpг=1250.3

Схема печати:

D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр n

Mcт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*

U1 C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1

U2 C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2

T1 T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*

G1 G2 sca bca alfu tca fi Zca

Pu Pa sрк bрк beu tрк psi Zрк

Тлса Тлрк Sсум

Ncт= 1

.670 .670 .520E-01 .560E-01 .150 .200 .142E+05

.191E+05 .434E+06 4.30 5.16 .775 .360 .270 .131E+04

497. 823. 203. 798. 14.3 34.0 1.16 .552

497. 346. 332. -95.0 74.0 29.3 .557 1.04

.126E+04 .153E+04 .725E+06 .168E+07 .112E+04 .117E+04 .378E+06 .453E+06

44.0 45.8 .401E-01 .659E-01 37.4 .468E-01 .932 45

.394E+05 .285E+05 .279E-01 .283E-01 80.1 .154E-01 .903 137

971. 988. 247.

Ncт= 2

.670 .670 .116 .120 .150 .200 .112E+05

.102E+05 .218E+06 2.27 2.68 .845 .250 .113E-02 .104E+04

392. 636. 252. 584. 23.4 52.7 1.03 .542

392. 306. 305. 17.8 93.3 39.2 .536 .825

.100E+04 .117E+04 .220E+06 .420E+06 953. 990. .169E+06 .200E+06

46.7 47.4 .391E-01 .575E-01 42.8 .383E-01 .946 55

.264E+05 .843E+04 .279E-01 .297E-01 70.3 .217E-01 .965 97

914. 912. 342.

Тг*=1550.0 Рг*= .1950E+07 Сг= 89.9 Тг=1546.8 Рг= .1933E+07

D1с= .670 h1= .0520

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. Характерным изменением 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 ).

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

5.2Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

1) Исходные данные:

D1cp=0,67 мм, D2cp=0,67 м, h1=0,052 мм, h2=0,056 м, kГ=1,33,

RГ=288 Дж/кг?К, СрГ=1160 Дж/кг?К, m=0,0396 (Дж/кг?К)-0,5, =74 град

ц=0.932, сТ=0.36.

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. LСА*=0 и qСА=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

В результате термогазодинамического расчёта двигателя на ПЭВМ определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя: - удельная тяга, - удельных расход топлива, соответствующие современному уровню параметров ТРДД.

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, слабонагруженный (Hzc=0.17), состоит из четырех ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.88.

Компрессор высокого давления, средненагруженный (Hzc=0.218), состоит из девяти ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.8487.

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД, вт =0.8969, что не превышает допустимого, вт =0.94.

Турбина высокого давления, одноступенчатая, высоконагруженная (Mz=1.6165), имеет значение =0,875, обеспечивается условие (h/D)г=0,081>0,065.

Турбина вентилятора, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1.352), имеет значение =0.9.

Полученные результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления 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 потока на рабочее колесо первой ступени, приемлемый угол выхода из последней ступени турбины . На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. 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.

Перечень ссылок

1. Выбор параметров и термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных двигателей / А.Ф.Брехов, Г.В.Павленко, А.Е.Поляков. - Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 1984 г.

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

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

4. Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД / Г.В. Павленко. - Учеб. пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2002. - 57с.

5. Расчет и построение решёток профилей дозвукового осевого компрессора / В.Ю. Незым.- Учеб. пособие. - Харьков, Харьковский авиационный институт, 1988.-41с.

6. Газодинамический расчет осевой газовой турбины / Г.В. Павленко. - Учеб. пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2006. - 62с.

Размещено на Allbest.ru