Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя боевого самолета типа ТРДФ на базе АЛ-31

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

ЗАДАНИЕ

Турбореактивный двухконтурный двигатель форсажной камерой (ТРДДФ) с Рвзл = 128910 Н для боевого самолета.

Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0

Рекомендуемые параметры:

- m = 0.56 - степень двухконтурности;

- ^*_КI=23.0-степень повышения давления в компрессоре венутренного контура

- ^*_КII=3,5 -степень повышения давления в вентиляторе наружного контура;

- T_Г^*=1650 К -температура газа перед турбиной (по заторможенным

параметрам).

- Т*_ф=2000 К-температура газа на выходе из форсажной камеры сгорания;

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Ал-31Ф.

Параметры прототипа:

- Р_max = 128909 Н

- С_уд = 0,0712 кг/Нч

- G_в = 112 кг/с

- ^*_КI=23.0

- ^*_КII=3,5

- Т*_Г = 1650 К

- Т*_ф=2000 К

- m = 0.56

РЕФЕРАТ

двигатель боевой самолет газодинамический расчет

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

Сформирован облик ТРДДФ, получен уровень загрузки турбин.

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

Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора высокого давления.

Условные обозначения

- 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;

квII- сечение за вентилятором в наружном контуре;

квI- сечение за вентилятором во внутреннем контуре;

к- компрессор и сечение за ним;

кс- камера сгорания;

г- газ и сечение за камерой сгорания;

т- топливо, турбина и сечение за турбиной вентилятора;

твд- турбина высокого давления и сечение за ней;

см- параметры потока после смешения и сечение за камерой смешения;

I- внутренний контур;

II- наружный контур;

кр- критические параметры;

с- сечение на срезе реактивного сопла;

- общее, суммарное значение параметра;

ГТД- газотурбинный двигатель;

ТРДДФ- турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой;

квд- компрессор высокого давления;

твд- турбина высокого давления;

тв- турбина вентилятора.

ТрЗС- трансзвуковая ступень;

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 (ЛА) 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) 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 (во внутреннем контуре) р ^*_кІ, в вентиляторе р ^*_вІІ.

1.1.1 Выбор степени двухконтурности

Двигатель будет использоваться на боевом самолете, способном совершать полеты на сверхзвукой скорости . Для двигателей таких самолетов характерны малые степени двухконтурности. Учитывая значения параметров двигателя прототипа примем степень двухконтурности m = 0.56.

1.1.2 Температура газа перед турбиной

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет существенно увеличивать допускаемое значение Т^*_г.

Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Для обеспечения надежности работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т^*_г>1250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т*_Г = 1650 К.

1.1.3 Степень повышения давления в вентиляторе

При Т*_Г = 1650 К и ^*_кІ = 23.0 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе наружного контура ^*_{вІІ опт} = 3.918 (см. таблицу 1.2), однако с целью разгрузки ТНД возьмем несколько меньшее значение ^*_вІІ=3.5.

1.1.4 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. Принимаем = 0,895.

Рассчитываем КПД для р_к1*=23,0 и ^*_вІІ=3.5:



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

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

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре

Т^*_г ?1250 К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем ^* _{т неохл} = 0,93. Тогда:

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

Показатель изоэнтропы:

к =1.4; к_г=1.33; к'_г=1.3.

Универсальная газовая постоянная:

R =287 Дж/кг·K; R_г =288 Дж/кг·K; R'_г =283.5 Дж/кг·K.

Удельная теплоёмкость при постоянном давлении:

C_p =1005 Дж/кгК; С_рг=1160 Дж/кгК; С'_рг=1250 Дж/кгК.

1.1.6 Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Для входных устройств ТРДД _ВХ составляет 0,97…0,995. Принимаем _ВХ=0,97.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов _гидр=0,93... 0,97, принимаем _{гидр =} 0,964, _{гидрф =} 0,98.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу _тепл >0,97... 0,98. Примем величину коэффициента теплового сопротивления _тепл ⁼ 0,98. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

_кс = _гидр. _тепл = 0,964·0,98=0,945.

_{ф =} 0,92

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания з_г. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97.. .0,995.

Выбираем з _г = 0,990, з = 0,95

При наличии переходного канала между компрессорами ВД и НД коэффициент восстановления полного давления у_вк выбирается в пределах у_вк =0,985…1. Принимаем у_вк=0,995.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале з_m=0,98...0,995. Для ротора высокого давления принимаем з_{m вд}=0,985. Для ротора вентилятора з_{m в}=0,965.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости ц_с. Для сопла принимаем ц_с=0,99.

При малом различии скоростей потоков наружного и внутреннего контуров на входе в камеру смешения, обусловленном равенством статических и примерным равенством заторможенных давлений в этом сечении, потери на смешение невелики и могут задаваться значением коэффициента _см=0,98... 0,99, принимаем _{см =} 0,985.

Для задания простого суживающего сопла принимается _с =1, а полное расширение газа в сопле при сверхкритическом перепаде давлений реализуется при _с =0,1. Принимаем _с =0,1.

Современные двигатели имеют сложную систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в проточную часть двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной Для расчёта принимаем =0,10.

1.1 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Pуд - удельной тяги, Суд - удельного расхода топлива).

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

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.

Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива

=14,8кг_возд/кг_топл.

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

· Gв - величина расхода воздуха через двигатель;

· р_к1*, ^*_вII, m, Т*_г , Т*_ф - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

· , - КПД компрессора внутренного контура ТВД;

· , , , , - КПД вентилятора, турбины вентилятора механические КПД газогенератора компрессор внутренного контура и вентилятора;

· , - коэффициенты полноты сгорания топлива;

· ,,,, - коэффициенты восстановления полного давления в элементах проточной части двигателя.

Так как основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя Руд и Суд, то данный расчет обычно выполняют для Gв=1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях по проточной части двигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора и турбины и при общей компоновке проточной части двигателя.

В таблице 1.1 представлены данные, необходимые для термогазодинами-ческого расчета двухконтурного двигателя.

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

Таблица 1.1 - Исходные данные

16 02 10

4 1 1 1 1

1.000 .000 .000 2000.0

.840 .857 .882 1.0 .100

.970 .950 .945 .980 .985 .950 .980

.990 .950 .985 .965 .990 1.00 .100 .100

.560 .560 .560 .560 .560

1650.0 1690.0 1730.0 1770.0 1810.0

.900 .876 .876 .876 .876

23.000 23.500 24.000 24.500 25.000

.834 .833 .900 .900 .900

0.983 .990 1.000 1.000 1.000

Дата (число, месяц, год)

NT (Тип дв-ля, массив чисел M, массив Tг*, массив Пк*, массив П2*)

Gв H MH Tф

NB1 NB2 NTB LBO DGO

SBO SBK SK S2 SCM SФ SФH

NГ NФ NMBД NMB FI FI2 ПCO ПCO2

M[1] M[2] M[3] M[4] M[5]

Tr*[1] Tr*[2] Tr*[3] Tr*[4] Tr*[5]

NTBД[1] NTBД[2] NTBД[3] NTBД[4] NTBД[5]

Пk*[1] Пk*[2] Пk*[3] Пk*[4] Пk*[5]

NK[1] NK[2] NK[3] NK[4] NK[5]

Таблица 1.2 - Результаты термогазодинамического расчёта

ТГДР ТРДД NT= 4 1 1 1 1 ДАТА 16. 2. 10

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДДФ

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: GB= 1.00 ТФ= 2000. DGO= .100

H= .00 MH= .000 NB1= .840 NB2= .857 LBO=1.000 NTB= .882 ПСО= .100

SBO= .970 SBK= .950 SK= .945 S2= .980 SCM= .985 SФ= .950 SФН= .980

NГ= .990 NФ= .950 NMBД= .985 NMB= .965 FI= .990 FI2=1.000 ПСО2= .100

SB= .970 TH= 288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB= 98285. VH= .0

СХЕМА ПЕЧАТИ: RYФ RФ CYФ QTФ AKФ FKФ FCФ CCФ

GTФ ПСФ SCФ LCФ РФ РСФО СРФ KГФ

RY R CY QT AKC FKP FC CC

GT ПС SC LC РФН PCO CPГ KГ

RO TKB1 TK2 TK TTBД TT PK2 P2

NKBД NTBД PKB1 PBBД PK PГ PTBД PT

ПiВ2 ПiB1 ПiKBД LB2 LB1 LKBД LTBД LTB

ПТВД ПТВ ПТО TCM PCM PC РСФ

M= .560 ТГ=1650.0 ПK1=23.000 ПВ20= 3.562 NK1= .834 ТФ=2000.0

.111E+04 .111E+04 .168 .521E-01 1.30 .370E-02 .421E-02 .107E+04

188. 3.17 .974 1.34 .321E+06 .313E+06 .136E+04 1.27

743. 743. .735E-01 .237E-01 2.57 .235E-02 .265E-02 743.

54.6 3.27 .973 1.32 .331E+06 .322E+06 .127E+04 1.29

1.50 432. 432. 785. .133E+04 .114E+04 .344E+06 .337E+06

.906 .900 .337E+06 .321E+06 .226E+07 .214E+07 .736E+06 .344E+06

3.50 3.43 7.05 .146E+06 .146E+06 .358E+06 .404E+06 .235E+06

2.90 2.14 6.20 958. .338E+06 .101E+06 .101E+06

В результате термогазодинамического расчёта на ЭВМ определены удельная тяга двигателя и удельный расход топлива . А также отчетливо видно, что уменьшение степени повышения давления в вентиляторе привело к желаемой разгрузке турбины вентилятора.

1.3 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе

Вход в двигатель (сечение н-н).

По таблице параметров стандартной атмосферы находим и :

= К.

= Па.

По приведенным формулам для заданного получаем значения и :

=.Так как =, то =.

==.

Заторможенные параметры воздушного потока на входе в двигатель вычисляем по соотношениям:

= К.

Па.

Вход в вентилятор (сечение в-в).

Температура и давление потока на входе в вентилятор равны:

== К.

98280 Па.

Выход из вентилятора (сечения кII-кII и квI- квI).

Давление и температуру потока на выходе из вентилятора и работу вентилятора в наружном контуре определяем по соотношениям:

Па.

Для определения работы вентилятора внутреннего контура необходимо определить отношение работы вентилятора внутреннего к работе наружного контура . Обозначим отношение к через . Если в проектируемом двигателе предполагается постоянный энергообмен в вентиляторе и не предусматривается постановка подпорных ступеней, то . Принимаем . Тогда равняется:

Дж/кг.

Определяем степень повышения давления вентилятора, а также давление и температуру за вентилятором во внутреннем контуре:

.

Па.

К.

Распределение суммарного расхода воздуха , поступающего на вход в двигатель, между наружным и внутренним контурами определяется степенью двухконтурности двигателя. Для вычисления и используем формулы:

, ;

Вход в компрессор высокого давления (сечение ввд-ввд).

Вычислим параметры потока в этом сечении:

К.

Па.

Выход из компрессора высокого давления (сечение к-к).

Параметры потока на выходе из компрессора высокого давления и параметры самого КВД определяем по следующим формулам:

К.

Па.

.

.

Находим КПД компрессора высокого давления:

Выход из камеры сгорания (сечение г-г).

К.

,

где -- коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания.

Па.

Относительный расход топлива в основной камере сгорания вычисляем по уравнению Я.Т. Ильичева:



здесь , , -- комплексы, которые берутся из таблиц по величинам и ; -- коэффициент полноты сгорания топлива в кс; -- теплотворная способность топлива.

; ; .

.

Относительный расход топлива:

Выход из турбины высокого давления (сечение твд-твд)

Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, проходящего через КВД, на количество топлива, введенное в основную камеру сгорания, и количество воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя и нужды летательного аппарата:

или .

Где . принимаем равным 0,05 т.е. воздуха, проходящего через внутренний контур, отбирается на нужды двигателя и самолета.

 .

Из баланса мощностей выражаем работу твд:

.

.

Вычисляем степень понижения давления в ТВД и параметры газа на выходе из нее: ,

где -- изоэнтропический КПД ТВД. Принимаем равным .

.

К

Выход из турбины вентилятора (сечение т-т).

Определим работу на валу турбины вентилятора по выражению:

,

-- механический КПД ротора вентилятора. Вследствие более низких частот вращения и отсутствия отбора мощности принимается несколько выше по сравнению с . лежит в диапазоне . Принимаем равным .

.

Степень понижения полного давления в турбине вентилятора и параметры газового потока на выходе из нее вычисляем по формулам:

Изоэнтропический КПД турбины вентилятора принимаем равным .

.

На этом термогазодинамический расчет турбокомпрессорного модуля заканчивается.

Выход из камеры смешения (сечение см-см).

В камере смешения продукты сгорания внутреннего контура с температурой и давлением смешиваются с потоком воздуха наружного контура, параметры которого равны и .

Параметры потока, относительный расход топлива и коэффициент избытка воздуха на выходе из камеры смешения вычисляем по формулам:

;

К

Выход из форсажной камеры сгорания (сечение ф-ф).

К.

- давление на выходе из форсажной камеры при включенном форсаже.

Па.

- при выключеном

Относительный расход топлива в форсажной камере сгорания вычисляем по уравнению:

,

здесь , , , , -- комплексы

которые берутся из таблиц по величинам , и ; -- коэффициент полноты сгорания топлива в кс; -- теплотворная способность топлива.

; ; ,

, .

Относительный расход топлива:

Выход из реактивного сопла (сечение с-с).

На форсированом режиме параметры газа на выходе из реактивного сопла определяют по формулам:

-- располагаемая степень понижения давления газа в сопле.

где -- коэффициент скорости, учитывающий потери в соплах воздушно-реактивных двигателей.

.

К

На нефорсированном режиме параметры газа на выходе из реактивного сопла определяют по формулам:

;

;

.

.

К.

Удельные параметры двигателя

Удельную тягу двигателя и удельный расход топлива для нефорсированого режима вычисляем по формулам:

.

Для форсированого режима:

.

На этом термогазодинамический расчет заканчивается.

2. СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

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.

Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин, а также принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

Вентилятор в данном двигателе сильно загружен, поэтому наиболее целесообразно выбрать форму проточной часть c постоянным наружным диаметром Dср=const, как наиболее высоконапорную. Из аналогичных соображений выбираем форму проточной части для компресора высокого давления также так же Dк=const.

Форма проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений. Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине не должно превышать величины =1.8.

Для использования ПЭВМ при выполнении этого этапа проектирования на кафедре разработан комплект программ, позволяющий осуществить формирование облика ГТД различных типов и схем. Используем программу расчёта двухвального ( ТРДД-2 ). Файлы программ формирования облика ТРДД-2:

rdd.dat - файл исходных данных;

rdd.exe - исполнимый файл;

rdd.rez - файл результатов теплового расчета ТРДДсм ;

srdd.dat - файл передачи данных теплового расчета;

slrd2.exe - исполнимый файл;

slrd2.rez - файл результатов программы формирования облика ТРДД-2.

Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

Результаты счета заносятся в файл slrd2.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe .

В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:

1)входное сечение вентилятора (в-в), определяющее габариты двигателя и частоту вращения ротора ;

2)входное сечение КВД

3) выходное сечение компрессора (к-к), определяющее ограничения по относительному диаметру втулки и углу последней ступени ();

4) выходное сечение турбины (т-т), определяющее средний коэффициент нагрузки ступеней турбины вентилятора, величину скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в лопатках;

5) выходное сечение каскада ( ТВД ), определяющее аналогичные параметры, что и в сечении т-т.

В расчете предполагается осевое течение во всех расчетных сечениях и равенство расходов воздуха и газа во внутреннем контуре, т.е. .

Для упрощения перехода к следующим этапам расчета двигателя, дополнительно определяются КПД и параметры на входе для каждого каскада компрессора.

Исходные данные для выполнения формирования облика двигателя на ЭВМ, представлены в таблице 2.1.

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 расчёта представлены в таблице 2.2.

На рисунке 2.1 показана схема проточной части двигателя, полученная в результате выполнения согласования.

Формирование облика ГГ и ТВК ТРДД-2 ( КВД - ОК или ОЦК )

Исходные данные:

Руд = 743.1 Суд = .0735 КПДк= .9059 КПДтк= .9000

Lк = 358400. Lтк*= 404300. Lтв*= 235500. КПДтв= .8820

Lв2 = 145700. Lв1 = 145700. КПД2= .8570 КПД1 = .8400

Cpг =1266.0 Kг =1.2940 Cpв =1007.0 Kв =1.3980

Р = 124880. Gво = 112.00 Gв1 = 71.79

do = .340 Dсртв/Dк = .823

doво= .720 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000

D4цс/D2цс=1.000 Dствд/Dко=1.100

Lв1/Lв2=1.000 КПДппс* =1.000 Sрквппс =1.000

Lок/Lкв=1.000 КПДок* = .902 Sркoc =1.000

Spквк = .950 Sрт =1.000

Uк = 475.0 Uквд = 430.0

Результаты pасчета:

* ВЕНТ * Кф = 2 Zк = 4.

Lк*= 145700. Пiк*= 3.501 КПД*= .8570 Uк = 475.0

Dк = .8759 dob = .3400 dok = .6772 Hzc= .1838

nв =10357.

* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 9.

Lк*= 358400. Пiк*= 7.052 КПД*= .9020 Uк = 430.0

Dк = .6553 dob = .7200 dok = .9153 Hzc= .2154

nвд =12532.

* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 404300. Пiт*= 2.903 КПД*= .9000 (h/D)г= .0710

Uср= 473.0 Mz =1.8071 Dcр = .7208 (h/D)т= .1191

Sр = 266.6 Tw* =1419.4

* ТВ * Кф = 2 Zт = 1. Iред = 1.00

Lт*= 235500. Пiт*= 2.137 КПД*= .8820 (h/D)г= .1192

Uср= 390.8 Mz = 1.542 Dcр = .7207 (h/D)т= .1877

Sр = 286.8 Tw* =1205.3 nтв =10357.

Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F

: K : Па : м/с : --- : кв.м

в - в 288. 98290. 220.0 .7085 .5329

к в1 - к в1 432. 339805. 180.0 .4736 .2495

в ппс - в ппс 432. 337400. .0 .0000 .0000

к ппс - к ппс 432. 337400. .0 .0000 .0000

в квд - в квд 432. 320530. 190.0 .5000 .1624

к - к 785. 2261000. 135.0 .2634 .0545

г - г 1650. 2136000. 139.9 .1912 .1159

т твд - т твд 1331. 735800. 200.0 .3043 .1945

г тв - г тв 1331. 735800. 200.0 .3043 .1945

т - т 1145. 344300. 240.0 .3938 .3063

Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст

ВЕНТ .8759 .6542 .2978 .7660 .6542 .5187 4.

ОK ВД .6553 .5710 .4718 .6553 .6282 .5998 9.

TBД .7720 .7208 .6697 .8067 .7208 .6350 1.

TВ .8067 .7208 .6350 .8560 .7207 .5854 1.

Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, состоит из четырёх ступеней, среднозагруженый (zc =0.1838), имеет значения =0.857.

Компрессор высокого давления состоит из девяти ступеней, среднозагруженый (zc =0.2154), имеет значение =0.9020.

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД вт=0.909, что не превышает допустимого, вт =0.92.

Турбина высокого давления, одноступенчатая, сильнонагруженая (Mz=1.8071), имеет значение =0,900, обеспечивается условие (h/D)г=0,0762>0,065.

Турбина вентилятора, одноступенчатая, сильнозагруженая (Mz=1,542), имеет значение =0.882, (h/D)т=0.1164<0.25.

3. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА

3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ

При проектировании газотурбинных двигателей особое место выделяется проектированию 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^*_кI. Необходимо эффективно распределить р^*_к, работу и КПД между ступенями компрессора.

Газодинамический расчет осевого компрессора представляет собой последовательный расчет всех его ступеней на среднем радиусе, в предположении равенства параметров на среднем радиусе параметрам потока, осредненным по радиусу ступени.

Изменение коэффициента затраченного напора по ступеням принимаем таким, чтобы наиболее загруженными были средние ступени, а ко входу и выходу из компрессора значение уменьшалось. Первые ступени имеют большое значение удлинения лопатки 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, т.к. при малой высоте лопаток ступени существенно снижается КПД из-за перетекания рабочего тела через радиальный зазор.

Распределение остальных параметров выполнено в соответствии с рекомендациями, изложенными в [4].

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 [3].

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 ).

Исходные данные к программе GDROK можно представить в виде массива:

Где -- расход воздуха на входе в компрессор, ;

-- заторможенная температура, К;

- полное давление, Па;

-- физические константы рабочего тела;

1-- общая степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура;

-- степень повышения полного давления в компрессоре низкого давления;

-- окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления, ;

-- окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления, ;

-- расходная составляющая скорости потока на выходе из компрессора, ;

-- число ступеней КНД и суммарное число ступеней в компрессоре соответственно;

-- относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо первой ступени КНД;

-- коэффициент в уравнении расхода, учитывающий загромождение проходного сечения канала пограничным слоем на стенках;

,-- коэффициенты восстановления полного давления в направляющем аппарате ступени и во входном направляющем аппарате компрессора.

-- коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между КНД и КВД.

-- расходная составляющая скорости на входе в ступень, .

-- затраченный напор ступени, .

-- изоэнтропический КПД ступени по параметрам заторможенного потока;

-- кинематическая степень реактивности ступени;

-- угол атаки на рабочие лопатки ступени на среднем радиусе, ;

-- отношение среднего диаметра первой ступени компрессора высокого давления к среднему диаметру последней ступени КНД;

-- степень двухконтурности.

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 3.1.

Таблица 3.1 - Исходные данные

22 04 10

2 2 1 04 13 1

288.15 98280.0 1.400 287.00

112.00 23.000 03.501 475.00 430.00 139.00

.3400 0.8180 .9850 .9800 0.9850 1.0200 0.5600

215.00 206.67 198.33 185.00 190.00 183.63 177.25 170.88 164.50 158.13

151.75 145.38 139.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00

33.36 34.96 35.47 37.52 36.02 37.51 38.66 39.29 40.23 41.76

42.90 43.30 44.70 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00

.8250 .8400 .8500 .8600 .8900 .8950 .8950 .8900 .8900 .8900

.8900 .8800 .8300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.7790 .7650 .6910 .6410 .5300 .5000 .5000 .5000 .5000 .5000

.5000 .5000 .5000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

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

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

1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

числ. форма1 форма2 Z перв. Z всего способ

каскад 1-Dк 1-форма

2-Dср 2-массив Dк

3-Dвт

температура давление к R

G Пк Пк1 Uk1 Uk2 Ck

втулка на вх.-отн.ср.диам.перех-сигмаВНА-НА-перех-загроможд.-двухконт

осевые скорости (20)

работа ступеней в кДж\кг (20)

КПД ступеней (20)

степень реактивности (20)

угол натекания (20)

отношение наружн диаметров к нар.диам. первой ст. (20)

_ _ _ _ _ _

Таблица 3.2 - Результаты расчета компрессора

ГДР МОК Дата 22. 4.10

Nк= 2 Kф1= 2 Kф2= 1 z1= 4 zк= 13 Kr= 1

Пк=23.000 Пк1= 3.501 G=112.00 n1= 10090.6 n2= 12882.9 k= 1.40 R= 287.00

Tв=288.15 Pв= 98280.0 P1о= 96805.8 Sва= .985 Sна= .980 Sнв= .985 m= .56

Ncт Dк Dсp Dвт Doт КПД Mw1 Mc2

1 .8990 .6714 .3057 .3400 .8734 1.192 .7179

2 .8560 .6714 .4109 .4800 .8914 1.103 .6698

3 .8259 .6714 .4686 .5674 .9058 .9735 .6588

4 .8049 .6714 .5038 .6259 .9178 .8746 .6486

5 .6374 .5492 .4438 .6963 .8869 .7763 .7069

6 .6374 .5618 .4742 .7438 .8918 .7253 .7020

7 .6374 .5724 .4990 .7828 .8917 .6960 .6755

8 .6374 .5809 .5182 .8129 .8865 .6675 .6496

9 .6374 .5875 .5329 .8361 .8863 .6412 .6251

10 .6374 .5929 .5448 .8547 .8862 .6178 .6031

11 .6374 .5975 .5546 .8701 .8861 .5949 .5815

12 .6374 .6012 .5626 .8827 .8759 .5721 .5600

13 .6374 .6042 .5691 .8927 .8258 .5531 .5457

Nст C1а С2а С1u C2u C1 C2 Uк

1 215.0 210.8 30.81 126.0 217.2 245.6 475.0

2 206.7 202.5 32.88 133.9 209.3 242.7 452.3

3 198.3 191.7 57.76 161.5 206.6 250.6 436.4

4 185.0 182.8 71.81 182.9 198.4 258.6 425.3

5 190.0 186.8 122.5 223.4 226.1 291.2 430.0

6 183.6 180.4 136.3 240.7 228.7 300.8 430.0

7 177.3 174.1 138.5 246.0 225.0 301.4 430.0

8 170.9 167.7 140.5 250.0 221.2 301.0 430.0

9 164.5 161.3 141.8 253.4 217.2 300.4 430.0

10 158.1 154.9 142.0 257.0 212.5 300.1 430.0

11 151.8 148.6 142.4 259.9 208.1 299.3 430.0

12 145.4 142.2 143.5 261.5 204.3 297.6 430.0

13 139.0 139.0 142.9 264.7 199.3 299.0 430.0

Nст Hz Rк al1 al2 be1 be1л be2

1 .3336E+05 .7790 81.84 59.14 33.57 33.57 42.66

2 .3496E+05 .7650 80.96 56.54 32.70 32.70 42.51

3 .3547E+05 .6910 73.76 49.89 33.73 33.73 44.76

4 .3752E+05 .6410 68.79 44.98 33.18 33.18 46.76

5 .3602E+05 .5300 57.18 39.90 37.44 37.44 51.00

6 .3751E+05 .5000 53.42 36.86 37.09 37.09 51.82

7 .3866E+05 .5000 51.99 35.28 35.58 35.58 50.60

8 .3929E+05 .5000 50.57 33.85 34.20 34.20 49.33

9 .4023E+05 .5000 49.24 32.48 32.87 32.87 48.10

10 .4176E+05 .5000 48.07 31.08 31.50 31.50 47.00

11 .4290E+05 .5000 46.82 29.76 30.21 30.21 45.81

12 .4330E+05 .5000 45.38 28.54 29.02 29.02 44.42

13 .4470E+05 .5000 44.21 27.70 27.70 27.70 44.22

Nст Пст Hтк Cак Kg Kн U1 U2

1 1.399 .1497 .4526 1.020 .9880 354.8 354.8

2 1.381 .1751 .4569 1.022 .9760 354.8 354.8

3 1.351 .1932 .4545 1.024 .9640 354.8 354.8

4 1.342 .2179 .4350 1.026 .9520 354.8 354.8

5 1.285 .2072 .4419 1.028 .9400 370.5 374.7

6 1.274 .2186 .4270 1.031 .9280 378.9 382.5

7 1.260 .2283 .4122 1.033 .9160 386.1 389.0

8 1.243 .2351 .3974 1.035 .9040 391.8 394.1

9 1.231 .2418 .3826 1.037 .9000 396.3 398.2

10 1.224 .2509 .3677 1.039 .9000 400.0 401.5

11 1.215 .2578 .3529 1.041 .9000 403.0 404.3

12 1.201 .2602 .3381 1.043 .9000 405.6 406.6

13 1.183 .2686 .3233 1.046 .9000 407.6 407.6

Nст T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2

1 321.4 264.7 291.3 .1403E+06 .1375E+06 .7189E+05 .9952E+05

2 356.2 299.6 326.8 .1937E+06 .1898E+06 .1075E+06 .1434E+06

3 391.5 334.9 360.2 .2617E+06 .2565E+06 .1531E+06 .1956E+06

4 428.8 371.9 395.6 .3511E+06 .3441E+06 .2143E+06 .2646E+06

5 464.7 403.4 422.5 .4442E+06 .4354E+06 .2736E+06 .3183E+06

6 502.0 438.7 457.0 .5660E+06 .5547E+06 .3558E+06 .4073E+06

7 540.5 476.8 495.3 .7134E+06 .6991E+06 .4632E+06 .5255E+06

8 579.6 516.2 534.5 .8868E+06 .8691E+06 .5949E+06 .6679E+06

9 619.7 556.1 574.8 .1092E+07 .1070E+07 .7520E+06 .8391E+06

10 661.3 597.2 616.4 .1337E+07 .1310E+07 .9402E+06 .1045E+07

11 704.0 639.7 659.4 .1624E+07 .1591E+07 .1166E+07 .1291E+07

12 747.1 683.2 703.0 .1950E+07 .1911E+07 .1433E+07 .1576E+07

13 791.6 727.3 747.1 .2307E+07 .2260E+07 .1739E+07 .1884E+07

Dкк Dск Dвк Dок Tк Pк Cк

.7816 .6714 .5393 .6900 412.6 .3006E+06 180.5

.6374 .6089 .5789 .9081 781.9 .2166E+07 139.0

Пк = 23.000 КПД = .8296 Lк =505680.

Пк1= 3.501 КПД1= .8818 Lк1=141310.

Пк2= 6.670 КПД2= .8508 Lк2=364370.

Ниже представлены графики распределения и (рисунок 3.1); и (рисунок 3.2); , , ,, (рисунок 3.3), построенные по значениям из таблицы 3.2.

Рисунок 3.1 - Распределение и по ступеням КНД и КВД



Рисунок 3.2 - Распределение и по ступеням КНД и КВД

Рисунок 3.3 - Распределение , , ,, по ступеням КНД и КВД

Анализируя полученные графики распределения затраченного напора, по ступеням видим (см. рис. 3.1), 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 КНД и КВД

На рисунках 3.5-3.12 представлены планы скоростей компрессора для 8-ми ступеней.

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



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

Рисунок 3.17 - План скоростей компрессора для ступени №13 на среднем радиусе

3.2 Расчет первой ступени компрессора высокого давления на инженерном калькуляторе

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

Исходные данные:

Gв=71,79кг/с; р_ст^*= 1,285; k_H = 0,94;

Т_В^*=428,8 К; С_1а= 190 м/с; k_G = 1,028;

Р_В^*=338938,5 Па; з_ст^*= 0,8869; k = 1,4;

= 0,6963; у_ВНА= 0,985; R= 287Дж/кг·К;

U_К= 430 м/с; у_НА= 0,98; С_р= 1005 Дж/кг·К;

Н_Z= 36020 Дж/кг; М _{W1 доп}= 0,7763; m=0,04042(Дж/кг·К)^-0,5.

1) Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:

Т₁^*=Т_В^*=428,8 К; P₁^*= P_В^*· у_ВНА= 338938,5 ·0,985=333854.42 Па.

1) Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:

2) Окружная скорость на среднем диаметре и коэффициент теоретического напора:

3)Выбор кинематической степени реактивности:

Принимаем с = 0,50.

4)Скорость и направление потока на входе в РК:

Находим газодинамические функции по формулам для воздуха:

5)Площадь проходного сечения и геометрические размеры входа в РК:

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

;

;

;

7)Параметры потока воздуха на выходе из РК:

;

;

, где;

, где ;

;

;

8) 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_к1^* и имеет современный уровень КПД.

Вентилятор давления, сильнозагруженный (zc =0.1838), состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.857.

Компрессор высокого давления, сильнонагруженный (zc =0.2154), состоит из шести ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.9020.

Уровень значений на входе в рабочее колесо всех ступеней КВД не превышает <0.85.

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД, вт =0.902, что не превышает допустимого, вт =0.92.

Компрессор отвечает всем требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.

4. Профилирование ступени компрессора

Расчет производим для первой ступени КВД. В таблице 4.1 представлены основные исходные данные к расчетам; табл. 4.2 - расчет при использовании закона крутки .

Выбранный закон крутки обеспечивает значительно менее интенсивный рост M_1W по радиусу, чем закон постоянной циркуляции.

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

Таблица 4.1 - Исходные данные

29 10 01 1 04 1.380 287.00 ( дата, M, Ks, kг, Rг )

1.285 430.000 .207 .886 .980 1.000 .784 .797

1.000 190.000 428.800 333854. 122.500 0.637 .940

1.080 0.913

_ _ _ _

Пi* Uк Hтвт КПД* Sна D21 d1вт d2вт

m С1асp Т1* P1* С1uсp D1к Кн

W1к/W1сp W1вт/W1сp

Тип ступени : 1 - дозвуковая ступень;

(M) 2 - свеpхзвуковая ступень .

Закон кpутки : 1 - пеpвая ступень без ВНА ( С1u=0., А=В=D=0.);

(Ks) 2 - " свободный вихpь "(на входе) пpи заданном Нт(r);

3 - " твеpдое тело " (на входе) пpи заданном Нт(r);

4 - Rок=const пpи заданном Нт(r) ;

5 - по значениям W1к/W1сp и W1вт/W1сp.

Таблица 4.2 - Результаты расчета

ГДР СТ.ОК ДАТА 29.10. 1

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

M= 1 KR= 4 КГ= 1.380 RГ= 287.00

1.285 430.000 .207 .886 .980 1.000 .784 .797

1.000 190.000 428.800 333854. 122.500 .637 .940

1.080 .913 А= .446 B=-.104 D= .000

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК

PI1=1.285 PI2=1.285 HZ1=36061. HZ2=36061. T01=463.40 T02=463.40

P01= 429002. P02= 429002.

( GB= 53.085 ROK= .5544 HTO= .2075 WC= 12892.3 )

Таблица 1

N U CU CA T0 T P0 P

ROTH RO C W LC LW AL BE

11 430.00 146.98 160.04 428.80 406.15 333854. 274133.

1.0000 2.3518 217.30 325.13 .5752 .8338 47.436 29.488

12 406.40 133.87 177.54 428.80 405.08 333854. 271523.

.9451 2.3355 222.36 325.25 .5886 .8351 52.982 33.084

13 383.39 120.79 191.69 428.80 404.17 333854. 269322.

.8916 2.3218 226.57 325.12 .5998 .8356 57.784 36.129

14 360.43 107.37 203.50 428.80 403.40 333854. 267460.

.8382 2.3101 230.09 324.73 .6091 .8354 62.183 38.806

15 337.12 93.31 213.50 428.80 402.76 333854. 265907.

.7840 2.3004 233.00 324.08 .6168 .8345 66.393 41.208

* * * * * * * *

21 430.00 236.20 125.43 463.40 429.09 437758. 331061.

1.0000 2.6883 267.44 230.85 .6810 .5934 27.970 32.911

22 405.44 228.81 159.80 463.40 426.03 437758. 322580.

.9429 2.6382 279.09 238.18 .7107 .6132 34.929 42.137

23 383.61 220.72 186.46 463.40 423.35 437758. 315261.

.8921 2.5947 288.94 247.58 .7357 .6378 40.190 48.860

24 363.07 212.25 208.79 463.40 420.87 437758. 308618.

.8443 2.5550 297.73 257.56 .7581 .6635 44.528 54.158

25 343.12 203.48 228.31 463.40 418.53 437758. 302425.

.7980 2.5177 305.82 267.63 .7787 .6893 48.291 58.548

* * * * * * * *

81 430.00 146.98 160.04 428.80 406.15 333854. 274133.

1.0000 2.3518 217.30 325.13 .5752 .8338 47.436 29.488

82 405.44 133.33 178.19 428.80 405.04 333854. 271425.

.9429 2.3349 222.55 325.25 .5891 .8351 53.193 33.219

83 383.61 120.92 191.56 428.80 404.18 333854. 269342.

.8921 2.3219 226.53 325.12 .5997 .8356 57.739 36.101

84 363.07 108.94 202.25 428.80 403.48 333854. 267657.

.8443 2.3114 229.72 324.79 .6081 .8355 61.692 38.514

85 343.12 96.98 211.11 428.80 402.91 333854. 266275.

.7980 2.3027 232.32 324.27 .6150 .8348 65.326 40.618

Таблица 2

Профилирование лопатки РК по радиусу

----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

----------------------------------------------------------

ro 1.000 .9429 .8921 .8443 .7980

b 30.10 30.10 30.10 30.10 30.10

t 30.79 29.03 27.47 26.00 24.57

b/t .9777 1.037 1.096 1.158 1.225

Cm .0300 .0400 .0500 .0600 .0700

i .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

del 1.828 4.194 5.424 6.095 6.452

dbe 3.424 8.918 12.76 15.64 17.93

tet 5.252 13.11 18.18 21.74 24.38

be1l 29.49 33.22 36.10 38.51 40.62

be2l 34.74 46.33 54.28 60.25 65.00

Число pабочих лопаток - 65. шт.

(Данные по пpофилиpованию записаны в файл gfrk.dat )

На рисунках 4.1-4.12 представлены решетки профилей на пяти радиусах, изменение составляющих абсолютной скорости, изменение приведенных скоростей и изменение углов потока по высоте лопатки.

Рисунок 4.1 - Решетка профилей на радиусе =1,000



Рисунок 4.2 - Решетка профилей на радиусе =0.943

Рисунок 4.3 - Решетка профилей на радиусе =0.892

Рисунок 4.4 - Решетка профилей на радиусе =0.844



Рисунок 4.5 - Решетка профилей на радиусе =0.798

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 =0.943



Рисунок 4.11 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.892

Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.844



Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.798

Полученные результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления 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.

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 скорость охлаждающего воздуха лежит, в пределах

Принимаем .

Относительная скорость газа лежит в пределах . =0.85

- относительная высота щели, где h_щ-- высота щели; h_п -- высота перемычки. . Принимаем= 0.8.

--относительная толщина кромки охлаждаемой лопатки ,где

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

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

Частоты вращения роторов КНД и КВД определены при газодинамическом расчете компрессора ( раздел 3):

; .

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).

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.