Термогазодинамический расчет основных параметров турбореактивного двигателя типа ТРДДсм на базе АИ-222-25 для учебно-боевого самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

РЕФЕРАТ

Проведен выбор основных параметров рабочего процесса ТРДД со смешением потоков. В результате термогазодинамического расчета определены основные параметры двигателя.

Сформирован облик ТРДД, получен уровень загрузки турбин.

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

Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора высокого давления.



СОДЕРЖАНИЕ

Реферат

Введение

Задание. Условные обозначения

1. Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1 Выбор степени двухконтурности

1.1.2 Температура газа перед турбиной

1.1.3 Степень повышения давления в вентиляторе

1.1.4 КПД компресора и турбины

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

1.1.6 Потери в элементах проточной части двигателя

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 высокого давления

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

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.



ЗАДАНИЕ

Турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков (ТРДДсм) с Рвзл = 26630 Н для учебно-боевого самолета.

Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0

Рекомендуемые параметры:

- m = 1.18 - степень двухконтурности;

- ^*_КI=15.6-степень повышения давления в компрессоре;

- ^*_КII=^*_{вІІ опт} -степень повышения давления в вентиляторе, наружного контура;

- T_Г^*=1480 К -температура газа перед турбиной (по заторможенным

параметрам).

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель АИ-222-25.

Параметры прототипа:

- Р_max = 24500 Н

- С_уд = 0,065 кг/Нч

- G_в = 49.4 кг/с

- ^*_КI=15.4

- ^*_КII=^*_{вІІ опт}

- Т*_Г = 1470 К

- m = 1.18



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;

ТРДДсм - турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков;

Квд - компрессор высокого давления;

Твд - турбина высокого давления;

ТВ - турбина вентилятора.

ТрЗС - трансзвуковая ступень;

СА - сопловой аппарат;

РК - рабочее колесо.



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

1.1.1 Выбор степени двухконтурности

Двигатель будет использоваться на учебно-боевом самолете. Принимаем степень двухконтурности m=1,18.

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 =1480К

1.1.3 Степень повышения давления в вентиляторе

При Т^*_Г=1480 К и ^*_кІ = 15.6 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе наружного контура ^*_{вІІ опт} = 2.31 (см. таблицу 1.2).

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 = 0,885.

Рассчитываем КПД для р_к1*=15,6:

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} = 0,92. Тогда:

1.1.5 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.

1.1.6 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=0,975.

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 =} 0,95.

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 = 0,95·0,98=0,93.

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.. .0,99.

Выбираем з _г = 0,99.

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

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора принимаем равным у_вк=0,985.

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}=0,99.

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 сопел принимаем ц_с1=0,99, ц_с2=1.

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 _с1 =0,1, _с2 =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 =0,100.

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

Рисунок 1.1 - Схема двигателя



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

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

· , - КПД компрессора и турбины компрессора;

· ,, - КПД вентилятора, механические КПД двигателя и компрессора;

· - коэффициент 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 термогазодинамического расчета двухконтурного двигателя.

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

В результате термогазодинамического расчёта на ЭВМ определены удельная тяга двигателя и удельный расход топлива .

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.

Па.

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

Определим значение ^*_{В опт}:

Для определения необходимо предварительно выбрать значения , , , , и .

Значение одноступенчатого трансзвукового вентилятора с переменным энергообменом по радиусу может приниматься равным в наружном контуре .., а во внутреннем на .. % выше. Принимаем =, а =. Механический КПД вентилятора принимаем , т.к. вал вентилятора имеет небольшие обороты и от этого каскада не отбирается мощность на нужды самолета. Таким образом , получаем, что ==, а = = .

,

где --изоэнтропический КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, который вычисляется по формуле:

,

где --суммарная степень повышения давления в компрессоре, --КПД ступеней компрессора. На расчетном режиме КПД ступеней современных авиационных двигателей лежит в пределах .., поэтому принимаем равным .

.

--механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах. Принимаем =.

.

--коэффициент восстановления полного давления в наружном контуре от выхода из вентилятора до сечения II-II. Для ТРДД большой степени двухконтурности =... Принимаем равным .



Вычисляем значение:

;

;

;

Так как значение - функция искомой величины ^*_{В опт} , то определение ^*_{В опт} с использованием вышеуказанных соотношений выполняем методом последовательных приближений. Для первого приближения принимаем =1,06.

Уточняем

;

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

Па.

К.

.

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

Здесь -- коэффициент восстановления полного давления на участке между сечениями на выходе из вентилятора и на входе в компрессор высокого давления (потери полного давления в переходном канале). зависит от формы и аэродинамического совершенства канала. Для выполненных конструкций лежит в пределах . Принимаем равным .

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.

.

,

где -- механический КПД компрессора высокого давления, который учитывает потери в его опорах. Для выполненных конструкций он принимает значения . Принимаем .

.

Находим КПД компрессора высокого давления:

.

.

Выход из камеры сгорания (сечение г-г).

К.

,

где -- коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания.

Тогда .

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 0,10 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 .

.



Па.

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 .

.

К.



Па.

На этом термогазодинамический расчет турбокомпрессорного контура 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 реактивного сопла (сечение с-с).

При полном расширении газа в реактивном сопле для определения параметров газа на срезе сопла используем следующие зависимости:

-- располагаемая степень понижения давления газа в сопле. При полном расширении газа в сопле (что реализуется в нашем случае для увеличения скорости на срезе сопла и как следствие увеличения удельной тяги двигателя) , т.е. действительная степень понижения давления равна располагаемой.

,

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

Из этого следует, что перепад давления в сопле докритический. Следовательно, используется простое суживающееся сопло. При истечении газа из таких сопел возникают потери, которые в основном обусловлены трением потока о стенки и внутренним трением в газе. Эти потери относительно невелики и поэтому . Принимаем .

.

.

К.

.

Па.

Определим потери полного давления в сопле:

.

Удельные параметры двигателя.

Удельную тягу двигателя и удельный расход топлива вычисляем по формулам:

.

На этом термогазодинамический расчет заканчивается.

газодинамический турбореактивный двигатель самолет



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.

При выборе формы проточной части компрессора низкого давления с постоянным средним диаметром Dк=const следует учитывать её относительно невысокий энергообмен в ступенях и возможность реализации низкого значения относительного втулочного диаметра на выходе из КНД. Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора низкого давления с Dк=const.

При выборе формы проточной части компрессора высокого давления с Dк=соnst, следует учитывать рост Dср вдоль проточной части, что приводит к увеличению напорности компрессора. При этом повышаются технологические характеристики и эксплуатационные преимущества такой формы проточной части компрессора. Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора высокого давления с Dк=соnst.

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 КНД и 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) выходные сечения каскадов турбины (ТВД иТНД), 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.

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

Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Вентилятор, состоит из двух трансзвуковых ступеней, малонагруженный (zc =0.227), имеет значения =0.87.

Компрессор высокого давления состоит из восьми ступеней, средненагруженный (zc =0.2595), имеет значение =0.8566.

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД вт =0.9181, что не превышает допустимого, вт =0.94.

Турбина высокого давления, одноступенчатая, высоконагруженная (Mz=1.6098), имеет значение =0,8620, обеспечивается условие (h/D)г=0,0834>0,065.

Турбина вентилятора, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1.423), имеет значение =0.88, (h/D)т=0.1905<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 [3].

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.

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, 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 3.5-3.14 представлены планы скоростей компрессора для 10-ти 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

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=22,66 кг/с; р_ст^*= 1,329; k_H = 0,964;

Т_В^*=377,9 К; С_1а= 200 м/с; k_G = 1,020;

Р_В^*=226215 Па; з_ст^*= 0,8831; k = 1,4;

= 0,7160; у_ВНА= 0,99; R= 287Дж/кг·К;

U_К= 395 м/с; у_НА= 0,98; С_р= 1005 Дж/кг·К;

Н_Z= 36430 Дж/кг; М _{W1 доп}= 0,85; m=0,04042(Дж/кг·К)^-0,5.

1) Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:

Т₁^*=Т_В^*=377,9 К; P₁^*= P_В^*· у_ВНА= 226215 ·0,99=223953 Па

2) Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:



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

4) Выбор кинематической степени реактивности:

Принимаем с = 0,50.

5) Скорость и направление потока на входе в РК:

Находим газодинамические функции по формулам для воздуха:

;

6) 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 потока воздуха 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_к1^* и имеет современный уровень КПД.

Компрессор низкого давления, средненагруженный (Hzc=0.227), состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.876.

Компрессор высокого давления, сильнонагруженный (Hzc=0.281), состоит из восьми ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.886.

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

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД, вт =0.9181, что не превышает допустимого, вт =0.94.

Компрессор отвечает всем требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.



4. Профилирование ступени компрессора

Расчет производим для первой ступени КВД.

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=85.

Рисунок 4.1 - Решетка профилей на радиусе =0.991

Рисунок 4.2 - Решетка профилей на радиусе =0.921

Рисунок 4.3 - Решетка профилей на радиусе =0.858

Рисунок 4.4 - Решетка профилей на радиусе =0.799

Рисунок 4.5 - Решетка профилей на радиусе =0.739

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 =0.991

Рисунок 4.10 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.921

Рисунок 4.11 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.858

Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.799



Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.739

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 .

- 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. . Принимаем =0.05.

. Принимаем=0.10

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).

; -- 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;

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

5.2 Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

1) Исходные данные:

D_1cp=0,459 мм, D_2cp=0,484 м, h₁=0,0363 мм, h₂=0,0525 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, =50,6 град, ц=0.99, с_Т=0.42.

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

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, средненагруженный (Hzc=0.227), состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.876.

Компрессор высокого давления, сильнонагруженный (Hzc=0.281), состоит из восьми ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.886.

Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД,

вт =0.9181, что не превышает допустимого, вт =0.94.

Турбина высокого давления, одноступенчатая, высоконагруженная (Mz=1.6098), имеет значение =0,8620, обеспечивается условие (h/D)г=0,0834>0,065.

Турбина вентилятора, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1.423), имеет значение =0.88, (h/D)т=0.1905<0.25.

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 град, 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