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

Находим необходимые данные для расчета турбины:

Массовый расход газа через турбину определяется выражением:

Расчет мощностей ступеней турбин:

кВт;

кВт;

Руководствуясь обеспечением осевого выхода потока на выходе из последней ступени турбины и получением положительных значений, можно получить турбину имеющую параметры приведены в таблице 5.2:

Таблица 5.1-- Исходные данные

04 12 07

2 0 344300.

65.48 1650. 2136000. 805.00 .004 0.500 .800 .600 .0450 .105

26699.2 15905.1 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

12882.9 10090.6 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

.3600 .3650 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.7400 .7400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1

.7400 .7400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2

.0580 .1100 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h1

.0850 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h2

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

.2000 .1400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0100 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

Таблица 5.2 -- Результаты расчета

ГДР ГТ Дата 4.12. 7

Исходные данные:

2 0 344300.

65.48 1650. .2136E+07 805.0 .4000E-02 .5000 .8000

.6000 .4500E-01 .1050

Кг=1.296 Rг= 290.0 Сpг=1270.8

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

.740 .740 .580E-01 .850E-01 .150 .200 .129E+05

.267E+05 .396E+06 3.04 3.24 .837 .360 .270 .145E+04

499. 744. 197. 718. 15.4 42.1 1.02 .428

499. 217. 200. -83.3 67.4 19.0 .332 .900

.141E+04 .163E+04 .104E+07 .195E+07 .128E+04 .130E+04 .660E+06 .702E+06

67.4 70.1 .442E-01 .728E-01 37.4 .567E-01 .931 41

.542E+05 .902E+04 .308E-01 .353E-01 60.9 .261E-01 .943 89

.101E+04 .106E+04 252.

Ncт= 2

.740 .740 .110 .130 .150 .140 .101E+05

.159E+05 .225E+06 2.04 2.24 .899 .365 .186 .120E+04

391. 566. 220. 521. 22.9 59.4 .868 .409

391. 244. 238. -52.4 77.6 28.3 .402 .804

.117E+04 .130E+04 .428E+06 .668E+06 .110E+04 .112E+04 .313E+06 .344E+06

70.8 70.8 .434E-01 .606E-01 45.8 .423E-01 .955 55

.406E+05 .133E+05 .308E-01 .380E-01 54.3 .337E-01 .975 69

.119E+04 .115E+04 293.

Тг*=1650.0 Рг*= .2136E+07 Сг=108.8 Тг=1645.3 Рг= .2110E+07

D1с= .740 h1= .0580

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. 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 ). На рисунке 5.3 изображена схема проточной части, а на рисунках 5.4, 5.5-планы скоростей.

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

5.2 Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

1)Исходные данные

D_1cp=0,74 мм, D_2cp=0,74 м, h₁=0,058 м, h₂=0,085 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, =67,4 град

ц=0.931, с_Т=0.360

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;

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;

81,89

м/с;

м/с;

К;

К;

м/с;

K=

(находим по приложению)

Поскольку в первом приближении, используемом в ручном счете, КПД был несколько завышен, то

.

ВЫВОДЫ

В результате термогазодинамического расчёта двигателя на ПЭВМ определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя.

На этапе согласования компрессора и турбины сформирован облик двигателя.

Вентилятор, состоит из двух трансзвуковых ступеней, средненагруженая (zc=0.1838), имеет значения =0.857.

Компрессор высокого давления состоит из шести ступеней, сильнозагруженая (zc =0.2154), имеет значение =0.902.

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД вт=0.9153, что не превышает допустимого, вт =0.92.

Турбина высокого давления, одноступенчатая, , сильнозагруженая (Mz=1,8071), имеет значение =0,9, обеспечивается условие (h/D)г=0,071>0,065.

Турбина вентилятора, одноступенчатая средненагруженая (Mz=1,542), имеет значение =0.882, (h/D)т=0.1877<0.25.

В результате газодинамического расчета осевого компрессора на среднем радиусе были получены окончательные геометрические размеры, а так же наиболее эффективным образом распределена робота и КПД между ступенями. Уточненные геометрические размеры немного больше чем геометрические размеры полученные при согласовании.

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 выходе из СА первой ступени град (столь малый угол является следствием обеспечения приемлемой осевой составляющей скорости на входе в СА второй ступени). В данном двигателе турбина вентилятора сильнозагруженая, что не дает возможности, при использовании закона профилирования заложенного в учебную программу, получить одновременно и приемлемые геометрические размеры и осевой выход потока. С целью получения приемлемых габаритов турбины, задаемся умеренным углом выхода потока из турбины вентилятора (в2л =77,6), дельнейшее спрямление потока можно обеспечить профилированием формы стоек задней опоры.

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