Термогазодинамический расчет Турбовального авиационного двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

2

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ (МИНТРАНС РОССИИ)

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (РОСАВИАЦИЯ)

ВЫБОРГСКИЙ ФИЛИАЛ ИМЕНИ МАРШАЛА АВИАЦИИ С.Ф. ЖАВОРОНКОВА ФЕДЕРАЛЬНОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО БЮДЖЕТНОГО ОБРАЗОВАТЕЛЬНОГО УЧРЕЖДЕНИЯ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» (ВЫБОРГСКИЙ ФИЛИАЛ СПБГУ ГА)

Курсовая работа

ПМ.01 Эксплуатация и техническое обслуживание летательных аппаратов базового типа, их двигателей и функциональных систем

Специальность: 25.02.01«Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей»

Руководитель: Н.И. Кабелев

г. Выборг 2022 год



Оглавление

Введение

1. Объектом исследования является турбовальный двигатель на основе

1.1 Общая характеристика прототипа

1.2 Термогазодинамический расчет ТВаД

1.2.1 Вводные данные для расчета

1.2.2 Расчет параметров воздуха в невозмущенном потоке перед воздухозаборником

1.2.3 Расчет параметров воздуха на входе компрессор

1.2.4 Расчет работы, совершаемой компрессором

1.2.5 Расчет параметров воздуха на выходе из компрессора

1.2.6 Расчет параметров газа в камере сгорания

1.2.7 Расчет параметров потока на выходе из камеры сгорания

1.2.8 Расчет работы, совершаемой турбиной компрессора

1.2.9 Расчет параметров потока на выходе из турбины компрессора

1.2.10 Расчет работы, совершаемой свободной турбиной

1.2.11 Расчет параметров потока на выходе из свободной турбины

1.2.12 Расчет параметров газа на срезе выходного устройства

1.2.13 Расчет удельных параметров двигателя и расхода воздуха через двигатель

1.2.14 Результаты расчета параметров потока в проточной части двигателя

1.3 Расчет геометрических размеров проточной части ТВаД

1.3.1 Расчет сечения 2-2 на входе в компрессор

1.3.2 Расчет сечения 3-3 на выходе из компрессора

1.3.3 Расчет сечения 4-4 на входе в турбину компрессора

1.3.4 Расчет сечения 4_1-4_1 на выходе из турбины компрессора и на входе в свободную турбину

1.3.5 Расчет сечения 5-5 на выходе из свободной турбины

1.3.6 Расчет сечения 9-9 на выходе из двигателя

1.3.7 Результаты расчета геометрических размеров проточной части

Заключение

Список использованных источников информации и литературы



Введение

В данной курсовой работе произведен термогазодинамический расчёт Турбовального авиационного двигателя, на основе прототипа ТВ2-117А и начерчен график изменения параметров газового потока по сечениям рассчитываемого двигателя.

Исходными данными для термодинамического и газодинамического расчёта газотурбинного двигателя являются - степень повышения давления воздуха в компрессоре (), температура газа перед турбиной () и мощность двигателя на выводном валу (Nе).

После термогазодинамического двигателя была просчитана геометрия проточной части рассчитываемого двигателя и начерчена упрощённая схема проектируемого двигателя.

Тема газодинамическоеого расчета и расчета геометрии проточной части авиационных двигателей актуальна для студентов авиатехнических направлений высших учебных заведений и училищ для закрепления знаний, полученных в результате изучения теории авиационных двигателей летательных аппаратов, чтобы научится применять их и производить расчёт с иными данными.

Целью курсовой работы является термодинамический и газодинамический расчеты двигателя, а также расчет геометрии его проточной части, по итогам которых будет выполнен чертеж принципиальной схемы и график изменения параметров газового потока.

Задачами курсового проекта являются выполнение расчетов двигателя на основе предложенных данных и сравнение полученных результатов с двигателем-прототипом.



1. Объектом исследования является турбовальный двигатель на основе

ТВ2-117А.

Предметом исследования является термогазодинамический расчет и расчет геометрии проточной части двигателя, основанного на двигателе

ТВ2-117А.

1.1 Общая характеристика прототипа

ТВ2-117 -- авиационный турбовальный двигатель, разработанный в 1959--1964 годах в ОКБ имени В. Я. Климова под руководством С. П. Изотова. Выпускался серийно с 1965 по 1997 год.

Двигатель предназначался для вертолёта Ми-8 и устанавливался на различные его модификации.

Входное устройство -- сужающийся воздушный канал с противообледенительной системой и возможностью установки ПЗУ.

Компрессор -- 10-ступенчатый, осевой с регулируемым входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами первых трёх ступеней, с перепуском воздуха из-за шестой ступени. Имеется спремляющий аппарат за 10-й ступенью;

Напорность: .

Камера сгорания -- кольцевого типа, с восемью 2-х канальными, 2-х сопловыми, центробежными рабочими форсунками и 2-мя пусковыми воспламенителями с пусковыми свечами и пусковыми форсунками.

Турбина компрессора -- двухступенчатая, осевая, реактивная с приводом на компрессор, нижний масленый агрегат и агрегаты на коробке приводов;

Мощность: = 3075 л.с. (2262 кВт).

Свободная турбина -- двухступенчатая, осевая, реактивная с приводом на выводной вал (главный привод);

Мощность: = 1500 л.с. (1103 кВт).

Выходное устройство -- Расширяющийся канал (диффузор) с разворотом потока на относительно оси двигателя.

Силовая схема двигателя ТВ2_117 включает в себя силовую систему ротора двигателя и силовую систему Статора, которые связаны между собой через опоры двигателя.

Силовая система статора -- с внешней силовой связью, включающей корпус передней опоры, корпуса компрессоров, наружный корпус диффузора камеры сгорания, корпус камеры сгорания, корпуса сопловых аппаратов турбины компрессора, корпус 3-й опоры, корпуса сопловых аппаратов свободной турбины, корпуса опор свободной турбины.

Силовая система ротора турбокомпрессора включает в себя ротор компрессора, ротор турбины компрессора, связанных между собой через узел сферического соединения роторов, обеспечивающий частичную компенсацию осевой силы, передающейся на силовую систему статора через детали второй опоры двигателя.

Силовая система ротора свободной турбины включает в себя ротор свободной турбины, осевое усилие от которой через 4-ю опору передается на силовую систему статора.

1.2 Термогазодинамический расчет ТВаД

1.2.1 Вводные данные для расчета

л.с. (1140кВт) -- Мощность на выводном валу;

= 6,7 -- Степень повышения давления;

= С (1128 K) -- Температура газов на входе в турбину компрессора.



1.2.2 Расчет параметров воздуха в невозмущенном потоке перед воздухозаборником

Расчет двигателя производится при САУ в условиях старта воздушного судна (НП = 0, VП = 0). Режим работы двигателя - взлетный.

а) Температура, давление наружного воздуха и скорость звука.

По заданной высоте полета НП = 0 в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81):

Т0 = 288 К, р0 = 101325 Н/м2, кг/м3 = 340,3 м/с.

б) Число Маха

При заданной скорости полета Vп = 0, М0 = 0.

в) Температура торможения из выражения для полной энергии потока в сечении:

=T0 (1+ )=288 K

г) Полное давление из уравнения адиабатического процесса торможения:

= p0

1.2.3 Расчет параметров воздуха на входе компрессор

а) Температура торможения из уравнения сохранения энергии для воздухозаборника:



K

б) Давление торможения:

увх = 101325 0,98 = 99 299 H/м2,

где увх -- коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве ТРД (увх = 0,98).

в) Скорость потока на входе в компрессор:

- приведенная скорость на входе в компрессор: л2 = 0,6;

- критическая скорость: = =311 м/с;

- скорость потока воздуха: = 3110,6 = 187 м/с.

г) Статическая температура:

= = 270 K,

где -- теплоемкость воздуха при постоянном давлении ;

д) Статическое давление:

= = 79 214 H/м2,

где k -- показатель адиабаты воздуха (k = 1,4),

е) Плотность потока:



= =1,02 кг/м3,

где R -- газовая постоянная воздуха (R=287 Дж/(кг•К)).

1.2.4 Расчет работы, совершаемой компрессором

а) Работа сжатия в компрессоре:

= =234 224 Дж/кг,

где коэффициент полезного действия компрессора. );

-- степень сжатия воздуха в компрессоре ().

б) Адиабатическая работа сжатия в компрессоре:

= = 209 233 Дж/кг,

в) Мощность, потребляемая компрессором:

= 4,85 0,9209 233 = 913 302 Дж/с.

1.2.5 Расчет параметров воздуха на выходе из компрессора

а) Давление торможения:

= 99 299 6,7 = 665 303 H/м2;



б) Температура торможения:

= = 521 K;

г) Скорость потока на выходе из компрессора:

- приведенная скорость на выходе из компрессора: л3 = 0,3;

- критическая скорость: = =417 м/с;

- скорость потока воздуха: = 417 0,35 = 125 м/с.

д) Статическая температура:

= = 513 K,

е) Статическое давление:

= = 630 229 H/м2,

ж) Плотность потока:

= =4,28 кг/м3.

1.2.6 Расчет параметров газа в камере сгорания

а) Количество теплоты, сообщаемое воздуху:

= 1,18 (1128 - 521) = 716,26 кДж/кг,



где -- полная температура газов перед турбиной; ();

-- средняя условная теплоемкость процесса теплоподвода, находится по формуле:

= 0,9 + (2*1128 + 521) = 1,18 кДж/(кг*К).

б) Относительный расход топлива в камере сгорания определяется из уравнения баланса энергии для камеры сгорания:

;

= = 0,01696,

где -- коэффициент полноты сгорания топлива;();

-- низшая (рабочая) теплотворная способность авиационного топли ва для керосина марки ТС-1 ().

в) Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания:

= = 3,98,

где -- стехиометрический коэффициент ().

1.2.7 Расчет параметров потока на выходе из камеры сгорания

а) Давление торможения:

= 0,97 665 303 = 645 343,

где -- коэффициент восстановления полного давления ().

б) Температура торможения из задания на курсовую:

=1128 K,

в) Скорость потока:

- приведенная скорость на выходе из компрессора: л4 = 0,25;

- критическая скорость: = =608 м/с;

- скорость потока воздуха: = 608 0,25 = 152 м/с.

г) Статическая температура:

= = 1117 K,

где Сpг - теплоемкость газа при постоянном давлении (Ср =1165 Дж/(кг•К)); д) Статическое давление:

= = 620 353 H/м2,

где -- показатель адиабаты для продуктов сгорания (kг = 1,33).

е) Плотность потока:

= = 1, 92 кг/м3,

где R -- газовая постоянная газа (R =289 Дж/(кг•К)).

1.2.8 Расчет работы, совершаемой турбиной компрессора

а) Работа расширения газа в турбине компрессора:



= = 246 174 Дж/кг,

где k -- коэффициент, учитывающий затраты мощности на привод агрегатов (k=1,03); -- механический коэффициент полезного действия, учитывающий потери, связанные с трением в подшипниках.

б) Степень понижения давления газа в турбине компрессора:

= = 2,18,

где -- коэффициент полезного действия турбины компрессора (). воздухозаборник проточный двигатель геометрический

1.2.9 Расчет параметров потока на выходе из турбины компрессора

а) Давление торможения:

= = 296 029 Н/м2;

= 1128 - = 917 K.

б) Температура торможения:

в) Скорость потока:

- приведенная скорость на выходе из компрессора: л4_1 = 0,4;

- критическая скорость: = =548 м/с;

- скорость потока воздуха: = 548 0,4 = 219 м/с.

а) Статическая температура:



= = 893 K,

б) Статическое давление:

= = 266 021 H/м2,

в) Плотность потока:

= = 1,03 кг/м3.

1.2.10 Расчет работы, совершаемой свободной турбиной

а) Степень понижения давления в свободной:

= = 3,08,

где -- статическое давление газов после свободной турбины:

= 0,95 101 325 = 96 259 H/м2,

б) Работа расширения газа в свободной турбине:

= = 241 802 Дж/кг,



где -- коэффициент полезного действия свободной турбины ().

1.2.11 Расчет параметров потока на выходе из свободной турбины

а) Температура торможения:

= = 707 K.

б) Давление торможения:

= 96 258 = 107 429 H/м2;

в) Скорость потока:

- приведенная скорость на выходе из компрессора: л5 = 0,4;

- критическая скорость: = =481 м/с;

- скорость потока воздуха: = 481 0,4 = 193 м/с.

г) Статическая температура:

= = 688 K,

б) Плотность потока:

= = 1,03 кг/м3.

1.2.12 Расчет параметров газа на срезе выходного устройства

а) Использована рекомендация в выборе осевой составляющей скорости в выходном устройстве турбовального двигателя:

= 80 м/с

б) При полном расширении в выходном устройстве давление становится приблизительно равным атмосферному:

H/м2;

в) Статическая температура:

= = 703 К.

1.2.13 Расчет удельных параметров двигателя и расхода воздуха через двигатель

а) Удельная мощность турбовального двигателя:

= 0,99 = 235 (кВт),

где -- коэффициент, учитывающий затраты мощности на привод агрегатов, приводящихся во вращение от свободной турбины ();

-- механический коэффициент полезного действия, учитывает потери, связанные с трением в зубчатых зацеплениях, подшипниках ().

б) Удельный эффективный расход топлива:

= 3600 = 0,260 кг топлива/ кВт?час,

в) Расход воздуха через двигатель:



= = 4,85 кг/ с,

где -- эффективная мощность на выводном валу (кВт).

1.2.14 Результаты расчета параметров потока в проточной части двигателя

Таблица 1 -- Параметры потока в проточной части по сечениям

Параметр	Обозначение, размерность	Сечения по проточной части двигателя
		0-0	2-2	3-3	4-4	4_1- 4_1	5-5	9-9
Температура торможения	T*, К	--	288	521	1128	917	707	--
Статическая температура	T, К	288	270	513	1117	893	688	703
Полное давление	p*, МПа	--	0,099	0,67	0,65	0,3	0,11	--
Статическое давление	p, МПа	0,1	0,079	0,63	0,62	0,27	0,096	0,1
Плотность потока	, кг/м3	1,23	1,02	4,28	1,92	1,03	0,48	0,5
Скорость потока	c, м/c	0	187	125	152	219	193	80

В соответствии с уравнением неразрывности воздушно-газового потока профиль проточной части (F) и плотность газа () определяют осевую составляющую скорости газового потока (с) и соотвественно давление и температуру потока газа.

Во входном устройстве за счет подсасывающего действия компрессора воздушный поток увеличивает свою скорость. Соответственно, давление и температура воздушного потока уменьшаются;

Далее в компрессоре за счет подвода механической энергии давление и температура воздушного потока увеличивается, достигая максимального давления в сечении 3-3;

В камере сгорания к воздуху подводится тепло за счет организации процесса сгорания углеводородного топлива. За счет потерь в камере сгорания полное давление воздуха снижается, что при высокой температуре горячих газов приводит к снижению плотности газа;

В турбине, за счет отбора энергии от газа (идет преобразование полной энтальпии в механическую работу на валу турбины и кинетическую энергию газового потока), происходит снижение давления и температуры газов. Скорость газового потока при этом определяется профилем проточной части газового тракта;

Для достижения максимально возможной механической энергии на валу свободной турбины происходит расширение газа в турбине немного ниже атмосферного (режим перерасширения), что способствует срабатыванию большего теплоперепада.

В выходном устройстве повышается давление для возможности отвода газов за пределы двигателя (в зону с повышенным). Это достигается путем снижения скорости газового потока.

Параметрами заторможенного потока (полные параметры) называются параметры газа после его адиабатического торможения до нулевой скорости. Между параметрами заторможенного потока и статическими параметрами существует определённая зависимость, определяемая через уравнение Бернулли. Для давления оно выглядит следующим образом:

;

Исходя из этого уравнения, можно сказать, что полное давление газа есть сумма статического (р) и динамического ) давлений.

Однако этой формулой в инженерных расчетах пользоваться неудобно, кроме того, эта формула для больших скоростей газа дает существенные погрешности. Поэтому для практического использования в термодинамических расчетах применяются следующие формулы:

;

,

где и -- давление и температура торможения;

p и T -- статические давление и температура

M -- скорость маха.

Из этих формул видно, что параметры заторможенного потока будут численно всегда больше статических.

1.3 Расчет геометрических размеров проточной части ТВаД

1.3.1 Расчет сечения 2-2 на входе в компрессор

а) Площадь поперечного сечения:

= = 0,025 м2;

б) Наружний диаметр проточной части:

= = 0,223 м2,

где -- Относительный диаметр втулки на входе в компрессор ().

в) Внутренний диаметр проточной части:



= = 0,134 м2;

г) Высота лопаток в сечении:

= = 0,045 м.

1.3.2 Расчет сечения 3-3 на выходе из компрессора

а) Площадь поперечного сечения:

= =0,009 м2;

б) Наружний диаметр проточной части принимается постоянным для компрессора:

м2;

в) Внутренний диаметр проточной части:

= = 0,196 м2;

г) Высота лопаток в сечении:

= = 0,014 м.

1.3.3 Расчет сечения 4-4 на входе в турбину компрессора

а) Площадь поперечного сечения:

= =0,017 м2;

б) Наружний диаметр проточной части:



= = 0,206 м2,

где -- Относительный диаметр втулки на входе в турбину компрессора ();

в) Внутренний диаметр проточной части:

= = 0,144 м2;

г) Высота лопаток в сечении:

= = 0,031 м.

1.3.4 Расчет сечения 4_1-4_1 на выходе из турбины компрессора и на входе в свободную турбину

а) Площадь поперечного сечения:

= =0,022 м2;

б) Внутренний диаметр проточной части в турбинном узле принимается постоянным:

= 0,144 м2;

в) Наружний диаметр проточной части:



= = 0,221 м2;

г) Высота лопаток в сечении:

= = 0,039 м.

1.3.5 Расчет сечения 5-5 на выходе из свободной турбины

а) Площадь поперечного сечения:

= =0,052 м2;

в) Внутренний диаметр проточной части в турбинном узле принимается постоянным:

= 0,144 м2;

б) Наружний диаметр проточной части:

= = 0,295 м2;

г) Высота лопаток в сечении:

= = 0,076 м.



1.3.6 Расчет сечения 9-9 на выходе из двигателя

а) Площадь поперечного сечения:

= =0,121 м2;

б) Наружний диаметр проточной части:

= = 0,393 м2.

1.3.7 Результаты расчета геометрических размеров проточной части

Таблица 2 -- Изменение геометрии проточной части по сечениям

Параметр	Обозначение, размерность	Сечения по проточной части двигателя
		2-2	3-3	4-4	4_1 - 4_1	5-5	9-9
Наружний диаметр	Dнар., м	0,223	0,223	0,206	0,221	0,295	0,393
Внутренний диаметр	Dвн., м	0,134	0,196	0,144	0,144	0,144	--
Высота лопаток	hл., м	0,045	0,014	0,031	0,039	0,076	--



Заключение

В ходе выполнения курсовой работы был выполнен термогазодинамический расчет двигателя, прототипом которого является двигатель ТВ2-117А.

По итогам термогазодинамического расчета были выявлены следующие различия рассчитываемого двигателя и прототипа:

Напорность компрессора рассчитываемого двигателя больше, чем у прототипа -- у прототипа;

-- у рассчитываемого двигателя.

Расход воздуха через двигатель рассчитываемого двигателя меньше, чем у прототипа: Gв = 8,2 кг/с -- у прототипа;

Gв = 4,85 кг/с -- у рассчитываемого двигателя.

Мощность на выводном валу рассчитываемого двигателя больше, чем у прототипа: Nе взл. = 1500 л.с. -- у прототипа;

Nе взл. = 1550 л.с. -- у рассчитываемого двигателя.

Удельный эффективный расход топлива рассчитываемого двигателя меньше, чем у прототипа:

Се взл. = 0,285 кг/(л.сЧч) -- у прототипа;

Се взл.= 0,260 кг/(л.сЧч) -- у рассчитываемого двигателя.

Температура газов при входе в турбину компрессора на взлетном режиме у рассчитываемого двигателя больше, чем у прототипа:

= -- у прототипа;

= -- у рассчитываемого двигателя.

Данные различия были вызваны вводными данными для термогазодинамического расчета и сокращенность этого расчета, не учитвающая множество данных при реальном проектировании и расчете двигателей на соответствующих предприятиях.



Список использованных источников информации и литературы

1. Зрелов В.А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы. Машиностроение - Москва, 2005.

2. Коробов Г.Н. Основы теплового и поверочных расчётов узлов авиационных ГТД (Методические указания по выполнению курсового проекта)/ Выборгское авиационное техническое училище гражданской авиации - Выборг, 2006.

3. Сошин В.М. Электронный ресурс по двигателю ТВ2-117

4. Шулекин В.Т., Медведев В.В. Теория авиационных двигателей. Часть 1. Газодинамический расчёт турбореактивных и турбовальных двигателей воздушных судов гражданской авиации, МГТУ ГА - Москва, 2005.

5. Шишков П.С. Конспект по дисциплине «Теория двигателей ЛА» - г. Выборг, 2020 г., ВФ СПбГУ ГА.

Размещено на Allbest.ru