Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24

Размещено на http://www.allbest.ru/

Контрольная робота

по дисциплине «Конструкция и рабочие процессы АД»

Тема: Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24

2010

ЗАДАНИЕ

Сформировать облик турбовинтового двигателя АИ-24:

Nэ= 2505.12 кВт, при М = 0, Н = 0 км

Рекомендуемые параметры для разрабатываемого двигателя:

1) степень повышения давления в компрессоре рк* = 7,6;

2) температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К.

Двигатель - прототип - АИ - 24.

Данные прототипа:

степень повышения давления в компрессоре рк* = 7,6;

температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К;

расход воздуха Gв = 13,6 кг/с;

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

m - степень двухконтурности;

с - скорость движения воздуха или газа, м/с;

акр - критическая скорость, м/с;

л - приведенная скорость;

u - окружная скорость, м/с;

Р - давление, Па;

Т - температура, К;

D - диаметр, м;

G - массовый расход, кг/с;

F - площадь проходного сечения, м2;

R - радиус, м;

L - удельная работа, Дж/кг;

р* - степень повышения полного давления;

у - коэффициент восстановления полного давления;

з - коэффициент полезного действия;

зм - механический КПД;

z - число ступеней;

мz - коэффициент нагрузки ступеней турбины;

Индексы:

В - вход в компрессор;

К - выход из компрессора;

Г - вход в турбину;

Т - выход из турбины;

С - выход из реактивного сопла;

ВВЕДЕНИЕ

Для современной авиации применение различных типов газотурбинных двигателей (ГТД) объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом ЛА к его силовой установке.

В сравнении с поршневыми двигателями внутреннего сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но характеризуются большим удельным расходом топлива. Целесообразность применения ГТД обуславливается легкостью, удобством обслуживания, относительной дешевизной, меньшими затратами на эксплуатацию.

В настоящее время в современной авиации применяют различные типы газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательного аппарата к силовой установке.

В данном курсовом проекте проводится проектировочный расчёт двигателя, прототипом которого является ТВД (АИ-24), сконструированный в ЗМКБ ”Прогресс”. В данном проекте необходимо рассчитать газотурбинный двигатель, который максимально бы отвечал современным требованиям и был конкурентоспособен на рынке газотурбинной техники. При этом обеспечить высокий уровень КПД установки, и достаточно длительный ресурс работы установки.

Для достижения этой цели необходимо провести:

- выбор и обоснование основных параметров;

- термогазодинамический расчёт двигателя;

- согласование параметров компрессора и турбин.

Данный этап позволяет обеспечить оптимальные (рекомендуемые) геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины, компрессора и допустимые напряжения в лопатках турбины.

Отличительными чертами двигателя, послужившего прототипом для данного курсового проекта, являются проверенные десятилетиями эксплуатации показатели надежности, экономичности и большой ресурс. Немаловажным показателем является в совершенстве освоенная технология производства данного ГТД.

Целью данного курсового проекта является разработка приводного газотурбинного двигателя на базе существующего прототипа АИ-24. Также необходимо ознакомится с влиянием различных параметров на рабочий процесс в отдельных узлах двигателя, а также двигателя в целом.

ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ

Целью термогазодинамического расчета является:

определение параметров потока воздуха (газа) (полного давления и полной температуры) в характерных сечениях по тракту двигателя;

определение основных удельных параметров двигателя (удельной мощности, удельного расхода топлива), а также необходимого суммарного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги и часового расхода топлива.

На рисунке 1 показана схема турбовинтового двигателя с маркировкой характерных сечений. Выбор значений параметров произведен в соответствии с рекомендациями [1].

турбина компрессор термогазодинамический расчет

Рисунок 1 - Конструктивная схема двигателя АИ-24

Н - Н - невозмущенный поток, окружающая среда.

Вх - Вх - сечение на входе в двигатель.

В - В - сечение на входе в компрессор.

К - К - сечение за компрессором.

Г - Г - сечение за камерой сгорания, перед турбиной.

Т - Т - сечение на выходе из турбины.

С - C - выходное сечение сопла.

Выбор температуры газа перед турбиной

Увеличение температуры газов перед турбиной, при заданной Nэ, позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя. Температура газа перед турбиной TГ* = 1150 К.

Выбор степени повышения полного давления в компрессоре

Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного давления (рк*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Для данного двигателя выбираем рК* = 7,6 с учетом характера изменения Nэуд и Сэ (рисунки 1.1, 1.2)

Выбор КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

(1.3.1)

где - среднее значение КПД ступеней.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88...0,89 [1]. Принимаем = 0,89.

Рассчитываем КПД для рк* = 7,6:

(1.3.2)

Для определения КПД неохлаждаемой турбины в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

 (1.3.3)

где *т неохл - КПД неохлаждаемой турбины.

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:

(1.4.1)

Для самолётных двигателей значение ВХ составляет - 0,95…0,98. Принимаем ВХ = 0,98.

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. Рекомендуется выбирать гидр = 0,93...0,97, принимаем гидр = 0,97.

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

кс = гидр. тепл = 0,97·0,97 = 0,94 (1.4.2)

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания зг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,985...0,995. Выбираем з г = 0,99.

При истечении газа из реактивного насадка возникают потери, обусловленные трением потока о стенки канала, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости цс.

Принимаем цс = 0,99.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале зm = 0,98...0,995. Принимаем зm = 0,98.

Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, а иногда и входного направляющего аппарата во избежание обледенения, 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 = 0,05.

Из графиков на рисунке 1.1 видно, что увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает так же экономичность двигателя (рисунок 1.2). Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа Тг* и способа охлаждения. Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении Тг* приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива. На рисунке 1.3 показана зависимость свободной работы двигателя Lсв от Tг* и способа воздушного охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких Tг* требует более сложных систем охлаждения.



Рисунок 2 - Зависимость удельной мощности от параметров рабочего процесса: H=0, Мн=0

Рисунок 3 - Зависимость удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса: H=0, Мн=0



Рисунок 4 - Влияние температуры газа и способа охлаждения на свободную работу двигателя: 1 - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - внутреннее интенсифицированное конвективное охлаждение; 3 - конвективно-пленочное охлаждение; 4 - конвективно-пленочное охлаждение с предварительным охлаждением воздуха на 50…70К; 5 - оболочка из равномерно проницаемых материалов; 6-оболочка при программированной проницаемости по обводу профиля

Термогазодинамический расчет на ЭВМ

ТГДР ГТД-Р NT= 2 1 1 1 ДАТА 11.11.10

TG= 1150. 1250. 1300. 1350. 1400. ANTK=.920.910.900.890.895

PIK= 7.60 10.00 10.50 11.00 11.50 ANK =.869.864.864.863.862

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТВД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 13.60 DGO=.050 HU=.4300E+09 LO= 14.80

H=.00 MH=.000 CC=100.0 NTB=.910 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000

SB=.980 SK=.940 NГ=.990 SPT=.990 SPH=.970 NM=.980 NPД=1.000

TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 99299. VH=.0

СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC

TK TTK TT PK PГ PTK PT PC

NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ

КПД LCB NP CPГ КГ RГ R CY

CPB KB RB

ТГ=1150.0 ПК= 7.600 SR=.000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 746.5

184.2 2506..2955E-01.1592E-02 42.45 74.04.2859.2019

541.4 903.3 746.5.7547E+06.7094E+06.2465E+06.1069E+06.1037E+06

8690.9200.2604E+06.2793E+06.1776E+06 2.849 2.305 6.634

2833.2064E+06.8847 1132. 1.340 287.0.3758E+05.1970E-02

1018. 1.393 287.0

В результате термогазодинамического расчета двигателя получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд =184,2 кВт*с/кг. Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях. Полученные значения основных удельных параметров проектируемого двигателя на ЭВМ соответствуют параметрам прототипа.

СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

Важным процессом проектирования авиационного двигателя является увязка параметров его турбокомпрессорной части. От качественности и правильности выполнения этого этапа зависят геометрические и газодинамические соотношения определяющих облик двигателях в расчетных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках турбины.

Схема двигателя: одновальная, 10 ступеней компрессора и 3 турбины.

Основными геометрическими соотношениями при согласовании параметров компрессора и турбины для каждого ротора при заданной форме проточной части турбомашины являются:

- относительный диаметр втулки на входе в компрессор;

Dср/Dк - отношение среднего диаметра турбины к наружному диаметру компрессора на входе в рабочее колесо первой ступени.

При заданной окружной скорости Uк на наружном диаметре Dк по соотношению среднего диаметра к наружному определяется значение окружной скорости турбины на среднем радиусе Uср (и средний диаметр турбины Dср).

Результаты расчета

Формирование облика ГГ ГТД-1 (К - ОК или ОЦК)

Исходные данные:

Neуд= 184.2 Сe =.0295 КПДк=.8690 КПДтк=.9200

Lк = 260430. Lтк*= 456850. Lтс*= 177560. КПДтс=.9100

Cpг =1132.2 Kг =1.3396 Cpв =1018.0 Kв =1.3926

Ne = 2505. Gв = 13.60

doв =.600 Dсрт/Dко =1.050 D1цc/Dкко=1.000

D2цс/Dко =1.000 D4цc/D2цс=1.000

Lок/Lк =1.000 КПДок* =.869 Sркоц =1.000

Результаты расчета:

* ОК * Кф = 1 Zк =10.

Lк*= 260430. Пiк*= 7.600 КПД*=.8689 Uк = 310.0

Dк =.3882 dob =.6000 dok =.9068 Hzc=.2710

nвд =15250.

* Т * Кф = 2 Zт = 3.

Lт*= 456850. Пiт*= 6.568 КПД*=.9200 (h/D)г=.1043

Uср= 325.5 Mz = 4.312 Dcр =.4076 (h/D)т=.2800

Sр = 296.7 Tw* = 793.3

Сечение\Паpаметp: T*: P*: C: C/акp: F

: K: Па: м/с: ---: кв.м

в - в 288. 99299. 170.0.5479.0758

к - к 541. 754670. 140.0.3292.0209

г - г 1150. 709390. 118.1.1921.0544

т - т 746. 106930. 200.0.4038.1462

Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст

ОK.3882.3201.2329.3882.3706.3521 10.

Т.4502.4076.3651.5218.4076.2935 3.

Рисунок 5 - Схема проточной части двигателя АИ-24 (М 1:10)

Реализована схема одновального ТВД, она обеспечивает необходимые параметры на нерасчетных режимах,. Получены: десятиступенчатый высоко нагруженный (Hzc= 0,271) компрессор и слабо нагруженная (Mz = 4,312) турбина. Прочностные характеристики не превышают допустимых значений.

Данные, полученные при согласовании, станут основой для проектирования основных узлов двигателя.

ВЫВОДЫ

В данном домашнем задании был разработан турбовальный газотурбинный двигатель для летательных аппаратов, прототип АИ-20. Реализована схема одновального ТВД с несущим винтом, конструктивно не сложная, но обеспечивающая отличные параметры на нерасчетных режимах, меньшие потребные мощности запуска, лучшее согласование с нагрузкой. Получены: десятиступенчатый высоко нагруженный (Hzc = 0,271) компрессор и слабо нагруженная (Mz = 4,312) турбина. Основные параметры цикла двигателя: Т*г = 1150 К и р*к = 7,6. При этих расчетных Тг* и к* получены удельная мощность Nэуд = 182,2 кВт*с/кг, удельной расход топлива Сэ = 0,2955 кг/кВт*ч.

В целом параметры двигателя соответствуют параметрам современных двигателей.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Герасименко В.П., Павленко Г.В. Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТВД, ТВВД и ТВаД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1984.

2. Анютин А.Н. Согласование компрессоров и турбины авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1985.

3. Буслик Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1996.

4. Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД. - Харьков: ХАИ, 2002.

5. Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевой газовой турбины. - Харьков: ХАИ, 2006.

6. Незым В.Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. - Харьков: ХАИ, 1988.

Размещено на Allbest.ru