ТРДД для среднемагистрального самолета пассажирского назначения
Термогазодинамический расчет ТРДД для среднемагистрального самолета пассажирского назначения. Расчет основных параметров и узлов двигателя: компрессоров и турбин низкого и высокого давления, вентиляторов. Уровень загрузки турбин; профилирование лопатки.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 19.02.2012 |
| Размер файла | 4,4 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
RГ=290 Дж/кг?К, СрГ=1238 Дж/кг?К, m=0,0396 (Дж/кг?К)-0,5, б2=68,2?,
ц=0,946, сТ=0,36, дРК=0,975, з*СТ=0,915.
Определение работы ступени турбины и проверка величины коэффициента нагрузки:
Дж/кг;
м/с;
м/с;
.
Параметры потока на выходе из ступени и изоэнтропической работы ступени:
К;
;
Па;
;
По таблице газодинамических функций определяем .
Па;
Дж/кг;
Параметры потока на выходе из СА:
м/с
;
Т1*=Т0*, т.к. LСА*=0 и qСА=0.
К;
К;
Па;
Па;
;
кг/м3;
;
м/с;
м/с;
;
м/с;
К;
;
Определение параметров потока на выходе из РК:
м/с;
В первом приближении:
м/с;
м/с;
К;
Па;
кг/м3;
м/с;
Второе приближение.
м/с;
К;
Па;
кг/м3;
м/с;
;
;
;
;
;
м/с;
К;
К;
;
К;
м/с;
;
;
;
Определение геометрии решетки:
;
;
5.1.2 Расчет на ЭВМ
Используя программу gdrgt.exe выполняем газодинамический расчет неохлаждаемой турбины. Результаты счета приведены в таблице 5.2.
Таблица 5.2
|
ГДР ГТ Дата 26. 2. 5 Исходные данные: 5 0 130400. 37.56 1550. .1913E+07 .0000 .5000E-02 .0000 .0000 .0000 .5000E-01 .0000 Кг=1.306 Rг= 290.0 Сpг=1237.9 Схема печати: DC1 DC2 H1 H2 CMCA CMPK П MCT LCT ПIO ПI КПД RC RC1 T1W U1 C1 C1A C1U ALF1 BE1 L1 LW1 U2 C2 C2A C2U ALF2 BE2 L2 LW2 T1 T1O P1 P1O T2 T2O P2 P2O G1 G2 SCA BCA ALFU TCA FI ZCA PU PA SPK BPK BEU TPK PSI ZPK ТЛСА ТЛРК SIGM Ncт= 1 .577 .595 .440E-01 .520E-01 .180 .240 .147E+05 .118E+05 .314E+06 2.38 2.52 .888 .360 .270 .140E+04 444. 656. 174. 632. 15.4 42.7 .919 .377 458. 203. 188. -75.4 68.2 19.4 .311 .832 .138E+04 .155E+04 .108E+07 .180E+07 .128E+04 .130E+04 .760E+06 .803E+06 37.6 37.6 .345E-01 .568E-01 37.4 .465E-01 .946 39 .266E+05 .118E+05 .248E-01 .284E-01 60.8 .210E-01 .958 89 .155E+04 .135E+04 206. Ncт= 2 .640 .683 .710E-01 .800E-01 .160 .150 .109E+05 .785E+04 .209E+06 1.94 2.04 .907 .330 .186 .120E+04 365. 553. 178. 524. 18.8 48.3 .847 .380 389. 186. 180. -47.7 75.2 22.4 .306 .751 .117E+04 .130E+04 .504E+06 .772E+06 .112E+04 .113E+04 .393E+06 .415E+06 37.6 37.6 .379E-01 .552E-01 43.4 .410E-01 .959 49 .215E+05 .433E+04 .284E-01 .333E-01 58.5 .294E-01 .966 73 .130E+04 .115E+04 217. Ncт= 3 .710 .726 .900E-01 .940E-01 .130 .130 .666E+04 .398E+04 .106E+06 1.45 1.55 .911 .300 .142 .108E+04 247. 423. 187. 379. 26.3 55.0 .693 .384 253. 201. 195. -48.4 76.1 32.9 .343 .603 .106E+04 .113E+04 .307E+06 .406E+06 .103E+04 .105E+04 .268E+06 .286E+06 37.6 37.6 .419E-01 .607E-01 43.6 .495E-01 .967 45 .160E+05 .381E+04 .302E-01 .343E-01 61.8 .321E-01 .969 71 .113E+04 .103E+04 105. Ncт= 4 .728 .728 .110 .121 .120 .130 .666E+04 .390E+04 .104E+06 1.48 1.61 .912 .310 .127 996. 254. 421. 204. 368. 28.9 60.6 .718 .408 254. 213. 209. -42.7 78.4 35.2 .379 .634 974. .105E+04 .207E+06 .281E+06 944. 962. .178E+06 .193E+06 37.6 37.6 .427E-01 .610E-01 44.4 .486E-01 .969 47 .154E+05 .271E+04 .303E-01 .354E-01 58.9 .341E-01 .971 67 .105E+04 946. 126. Ncт= 5 .714 .686 .147 .166 .120 .130 .666E+04 .380E+04 .101E+06 1.52 1.69 .911 .320 .635E-01 915. 249. 421. 217. 362. 30.9 62.5 .750 .446 Продолжение таблицы 5.2 239. 234. 229. -48.3 78.1 38.6 .435 .671 891. 962. .136E+06 .189E+06 859. 881. .114E+06 .127E+06 37.6 37.6 .413E-01 .592E-01 44.2 .457E-01 .971 49 .154E+05 .353E+04 .286E-01 .329E-01 60.2 .312E-01 .970 69 962. 865. 152. ТГО=1550.0 РГО=1913000. СГ=111.1 ТГ=1545.0 РГ=1886858. D1C= .577 H1= .0440 |
5.2 Газодинамический расчет турбины с охлаждаемыми лопатками
По известным температурам втулочных сечений и напряжений в этих сечениях неохлаждаемых рабочих лопаток определяем параметр Ларсена-Мюллера по формулам:
;
;
Время работы материала до разрушения задаем =3000ч, с - постоянная, которую принимаем равной 20.
Результаты расчета вносим в таблицу 5.3.
Таблица 5.3
|
№ ступени |
Венец |
Р |
дл |
к |
Материал лопатки |
|
|
I |
СА |
36389,54 |
- |
- |
ЖС6-К |
|
|
РК |
31694,11 |
- |
- |
ЖС6-К |
||
|
II |
СА |
30520,26 |
- |
- |
ЖС6-К |
|
|
РК |
26998,69 |
260 |
1,2 |
ЖС6-К |
||
|
III |
СА |
26529,15 |
140 |
1,33 |
ЭИ-929 |
|
|
РК |
24181,43 |
160 |
1,52 |
ЭИ437Б |
||
|
IV |
СА |
24650,98 |
140 |
1,11 |
ЭИ437Б |
|
|
РК |
22209,36 |
360 |
2,86 |
ЭИ437Б |
||
|
V |
СА |
22584,99 |
320 |
2,1 |
ЭИ437Б |
|
|
РК |
20307,71 |
260 |
1,71 |
ЭИ388 |
Из полученных результатов видно, что даже сплав ЖС6-К не обеспечивает работоспособности неохлаждаемых лопаток венцов I и II ступеней. Желательно использование менее жаропрочных материалов и для изготовления лопаточных венцов следующих ступеней, но известно, что при охлаждении лопаток ступени КПД ее падает. Следовательно, осуществлять охлаждение будем осуществлять только в лопатках I и II ступеней, с учетом, что температура перед венцами остальных ступеней при охлаждении первых двух уменьшится.
Если обеспечить температуру лопаток I и II ступеней следующей:
ТЛСА=1100К, ТЛРК=1050К, ТЛСА=1000К, ТЛРК=990К,
то получим:
Таблица 5.4
|
№ ступени |
Венец |
Р |
дл |
к |
Материал лопатки |
|
|
I |
СА |
25824,8 |
360 |
1,85 |
ЖС6-К |
|
|
РК |
24650,9 |
350 |
1,8 |
ЭИ-929 |
||
|
II |
СА |
23477,1 |
300 |
1,4 |
ЭИ617 |
|
|
РК |
23242,4 |
280 |
1,3 |
ЭИ437Б |
Т.е. охлаждение позволяет даже при использовании менее жаропрочных сплавов существенно увеличить запасы длительной прочности.
Определим требуемый расход охлаждающего воздуха
ступень:
ТЛСА=1100К, ТЛРК=1050К
Температуру охлаждающего воздуха ТВ=750К.
Коэффициент эффективности охлаждения лопатки СА ступени равен:
При конвективно-пленочном способе охлаждения значению СА соответствует расход =2,7%(по опытным данным).
Поскольку в СА(на выходе) к потоку подмешивается достаточно большое количество(2,7%) охлаждающего воздуха, то следует определить температуру смеси для уточнения температуры газа в относительном движении.
К
Следовательно, в ступени Т*W понижается на
К и составляет
Т*W 1400-18,3=1381,7К.
Согласно опытным данным при конвективно-пленочном способе охлаждения значению РК соответствует расход =1,8%
Аналогично определяем расход воздуха, требуемый для охлаждения лопаток ступени:
Т*2СМ=1254,27 К
СА=0,504
=1,6%
Т*1СМ=1254,7 К
К
Т*W=1200-25,3=1174,7 К
РКII=0,435
=1,4%
Общий относительный расход охлаждающего воздуха:
Для принятой системы охлаждения лопаток определяем расход газа на входе в турбину:
кг/с
Используя программу gdrgt.exe выполняем газодинамический расчет охлаждаемой турбины. Результаты счета приведены в таблице 5.6.
Таблица 5.6
|
ГДР ГТ Дата 26. 2. 5 Исходные данные: 5 0 130400. 34.90 1550. .1913E+07 750.0 .5000E-02 1.300 .5000 .5000 .5000E-01 .4000E-01 Кг=1.308 Rг= 290.0 Сpг=1232.4 Схема печати: DC1 DC2 H1 H2 CMCA CMPK П MCT LCT ПIO ПI КПД RC RC1 T1W U1 C1 C1A C1U ALF1 BE1 L1 LW1 U2 C2 C2A C2U ALF2 BE2 L2 LW2 T1 T1O P1 P1O T2 T2O P2 P2O G1 G2 SCA BCA ALFU TCA FI ZCA PU PA SPK BPK BEU TPK PSI ZPK ТЛСА ТЛРК SIGM Ncт= 1 .577 .595 .360E-01 .440E-01 .180 .240 .147E+05 .118E+05 .329E+06 2.39 2.58 .933 .360 .287 .138E+04 444. 677. 201. 646. 17.2 44.8 .953 .423 458. 234. 214. -94.8 66.1 21.2 .364 .881 .135E+04 .153E+04 .107E+07 .185E+07 .124E+04 .126E+04 .741E+06 .799E+06 35.8 36.5 .347E-01 .569E-01 37.5 .443E-01 .962 41 .266E+05 .821E+04 .248E-01 .285E-01 60.5 .206E-01 .972 91 .110E+04 .111E+04 169. Ncт= 2 .640 .683 .710E-01 .800E-01 .160 .150 .109E+05 .785E+04 .212E+06 1.96 2.07 .916 .340 .192 .115E+04 365. 555. 170. 529. 17.8 46.0 .865 .384 389. 184. 175. -57.8 71.7 21.3 .309 .779 .113E+04 .125E+04 .501E+06 .784E+06 .106E+04 .108E+04 .386E+06 .408E+06 37.1 37.6 .379E-01 .547E-01 43.8 .410E-01 .974 49 .218E+05 .504E+04 .284E-01 .330E-01 59.6 .286E-01 .976 75 .111E+04 980. 217. Ncт= 3 .710 .726 .900E-01 .940E-01 .130 .130 .666E+04 .430E+04 .114E+06 1.53 1.65 .911 .320 .164 .102E+04 247. 433. 186. 391. 25.5 52.3 .728 .406 253. 211. 199. -69.9 70.6 31.6 .370 .654 .100E+04 .108E+04 .292E+06 .398E+06 967. 985. .247E+06 .267E+06 37.6 37.6 .419E-01 .594E-01 44.9 .455E-01 .966 49 .173E+05 .509E+04 .302E-01 .339E-01 63.1 .304E-01 .969 75 .108E+04 973. 105. Ncт= 4 .728 .728 .110 .121 .120 .130 .666E+04 .409E+04 .109E+06 1.56 1.72 .910 .300 .115 932. 254. 437. 214. 382. 29.2 59.1 .769 .450 254. 227. 222. -48.4 77.7 36.3 .418 .677 907. 985. .184E+06 .261E+06 876. 897. .155E+06 .172E+06 37.6 37.6 .427E-01 .579E-01 47.5 .431E-01 .969 53 .162E+05 .299E+04 .303E-01 .346E-01 61.2 .313E-01 .971 73 985. 882. 126. Ncт= 5 .714 .686 .146 .167 .120 .130 .666E+04 .329E+04 .876E+05 1.48 1.66 .904 .270 .166E-01 853. 249. 414. 231. 344. 33.9 67.6 .763 .472 239. 235. 235. -9.51 87.7 43.4 .452 .647 827. 897. .119E+06 .168E+06 804. 826. .103E+06 .116E+06 37.6 37.6 .413E-01 .573E-01 46.1 .440E-01 .972 51 .133E+05 .168E+04 .286E-01 .330E-01 60.0 .321E-01 .968 67 897. 803. 151. ТГО=1550.0 РГО=1913000. СГ=126.4 ТГ=1543.5 РГ=1879236. D1C= .577 H1= .0360 |
Изменение параметров по ступеням турбины и треугольники скоростей турбины представлены на рисунках 5.2 , 5.3 , 5.4.
Рис. 5.2
Рис.5.3
Рис. 5.4
Выводы
В ходе газодинамического расчета газовой осевой турбины были определены термогазодинамические соотношения параметров потока в ступенях, величины мощности каскадов турбин. Распределена мощность турбины вентилятора по трем ее ступеням. Определены степени загрузки ступеней. Сформирована геометрия проточной части. Также были определены напряжения в корневых сечениях лопаток неохлаждаемых ступеней и на основании этого расчета определены количество охлаждаемых венцов, способ охлаждения, материалы лопаток и запасы их длительной прочности. Заложен ресурс турбины - 3000 часов.
По результатам газодинамического расчета турбины видно, что соблюдается условие W2>W1. Степень загрузки не превышает значения 1.8, что обеспечивает высокие значения КПД. В то же время, для всех ступеней (z)т>1.2, что обеспечивает эффективное их использование. Степень реактивности у втулки во всех ступенях положительна. А значит турбина работает нормально и работа ее во всех точках положительна. Об удачном распределении степени реактивности говорит тот факт, что значение угла выхода потока из СА в абсолютном движении по всему тракту выше 17, а значение 1 не превышает значения 0.9, обеспечивая минимальные волновые потери. Величина углов потока в абсолютном движении на выходе из РК даже для самой нагруженной ступени превышает значение 70, а на последней ступени выход практически осевой, при этом <120, что обеспечивает минимальные циркуляционные потери в ступенях и повышает КПД турбины в целом.
Значения удлинения лопаток турбины достаточно высоки, что обеспечивает высокие значения работ, снимаемых с турбин. В то же время лежат в пределах 0.3, благодаря чему уменьшается неравномерность течения по высоте лопаток и снимается проблема размещения лопаток на диске.
В результате расчета охлаждения венцов турбины подобрана температура охлаждающего воздуха почти равная температуре на выходе из компрессора, что снимает задачу дополнительного охлаждения охлаждающего воздуха, в то же время обеспечивает эффективное охлаждение. Число охлаждаемых венцов подобрано с учетом максимальной эффективности снижения температурных нагрузок лопаток и минимальных потерь КПД. Материалы лопаток подобраны с учетом экономического фактора на ряду с прочностным.
В целом турбина отвечает современному уровню турбиностроения по всем параметрам. Наряду с высокой температурой газов на входе, как результат, высокой глубиной охлаждения, совмещает в себе высокий уровень энергосъема, значений КПД и относительно небольшие при этом габариты и массу.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В результате термогазодинамического расчета получены следующие параметры двигателя:
удельная тяга Руд =269.9 Н*с/кг
удельный расход топлива Суд =0.0406 кг/Н*ч
В результате согласования параметров компрессора и турбины был получен облик проектируемого двигателя в первом приближении. Определены коэффициенты загруженности турбин по ступеням:
(z)твд = 1.5766 z=1 - средненагруженная ступень
(z)тнд = 1.5362 z=1 - средненагруженная ступень
(z)тв = 4.6967 z=3 - средненагруженные ступени
В результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора были получены его геометрические размеры, частота вращения его каскадов и распределение параметров по ступеням. Соблюдены все ограничения параметров, наложенные на основании многолетнего мирового опыта проектирования двигателей: 1 >25, Mw10.81, 0.4, <0.265, <0.92. Это обеспечило низкий уровень потерь, высокие значения КПД.
Было выполнено профилирование лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления.
В результате газодинамического расчета турбины получены геометрические, энергетические и кинематические параметры ступеней турбины и турбины в целом. Была обеспечена прочность и надежность лопаток первых двух каскадов турбины за счет охлаждения. За счет понижения загруженности последних ступеней турбины вентилятора был обеспечен практически осевой выход потока из турбины, что уменьшит потери в выходном устройстве. Заложенный ресурс и полученный КПД турбины полностью соответствуют уровню современных двигателей.
В целом, по полученным данным можно судить о том, что применение высокой степени двухконтурности и трехвальной схемы турбокомпрессора полностью себя оправдывают. Параметры всего проектируемого двигателя и отдельных его узлов соответствуют параметрам современных ТРДД.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. А.Ф. Брехов, Г.В. Павленко, А.Е. Поляков. Выбор параметров и термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных двигателей: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1984 г.
2. А.Н. Анютин. Согласование компрессоров и турбин авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1985 г.
3. Г.В. Павленко. Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1985 г.
4. В.Ю. Незым. Расчет и построение профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1988 г.
5 Г.В. Павленко, В.А. Коваль Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1985 г.
Размещено на Allbest.ru
Подобные документы
Проект турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков для учебно-боевого самолета. Выбор основных параметров рабочего процесса; газодинамические расчеты узлов двигателя, компрессоров низкого и высокого давления; профилирование лопатки.
курсовая работа [3,1 M], добавлен 27.02.2012Основные параметры рабочего процесса ТРДДФ и двигателя. Газодинамические расчеты узлов двигателя боевого самолета: вентилятора, компрессора высокого давления, турбины высокого давления. Энергетическая, кинематическая и геометрическая оценка его узлов.
курсовая работа [980,7 K], добавлен 27.02.2012Разработка конструкции компрессора высокого давления ТРДД для транспортного самолета на базе существующего авиационного двигателя ТРДД-Д 18Т. Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора и построение частотной диаграммы.
курсовая работа [1,5 M], добавлен 07.06.2012Характеристики МиГ-35, история его создания и летные качества. Силовая установка РД-33МК "Морская Оса". Особенности расчета летно-технических характеристик самолета с ТРДД. Термогазодинамический расчет. Рекомендации по усовершенствованию работы двигателя.
контрольная работа [1,1 M], добавлен 06.05.2014Выбор и обоснование принципиальной схемы системы кондиционирования, ее тепло-влажностный расчет и область применения. Приращение взлетной массы самолета при установке на нем данной СКВ. Сравнение альтернативной СКВ по приращению взлетной массы.
курсовая работа [391,1 K], добавлен 19.05.2011Обоснование параметров, термогазодинамический расчет двигателя. Степень повышения давления в вентиляторе. Потери в элементах проточной части двигателя. Газодинамический расчет многоступенчатого осевого компрессора. Профилирование ступени компрессора.
курсовая работа [3,6 M], добавлен 22.02.2012Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Выбор параметров и термогазодинамический расчет двигателя, согласование работы газогенератора, газодинамический расчет турбин, профилирование лопаток рабочих колес ее первой ступени. Разработка конструкции турбины реактивного двухконтурного двигателя.
дипломная работа [2,7 M], добавлен 12.03.2012Определение энергетических, кинематических и геометрических параметров двигателя, газодинамические расчеты его основных узлов. Профилирование ступени компрессора, коэффициенты полезного действия винта и редуктора. Расчёт и формирование облика двигателя.
курсовая работа [7,3 M], добавлен 22.02.2012Особенности проектирования пассажирского самолета. Параметрический анализ однотипных аэропланов и технических требований к ним. Формирование облика самолета, определение массы конструкции, компоновка фюзеляжа, багажных помещений и оптимизация параметров.
курсовая работа [202,5 K], добавлен 13.01.2012
