Турбина турбореактивного двухконтурного двигателя на базе РД-33
Выбор параметров и термогазодинамический расчет двигателя, согласование работы газогенератора, газодинамический расчет турбин, профилирование лопаток рабочих колес ее первой ступени. Разработка конструкции турбины реактивного двухконтурного двигателя.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | дипломная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 12.03.2012 |
| Размер файла | 2,7 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.
Размещено на http://www.allbest.ru/
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ, МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ
Национальный аэрокосмический университет им. М.Е. Жуковского
«Харьковский авиационный институт»
Кафедра 203
ТУРБИНА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА БАЗЕ РД - 33
Пояснительная записка к выпускной работе бакалавра,
направление 6.051102- «Двигатели и энергетические установки летательных аппаратов»
2011
ЗАДАНИЕ
к выпускной работе бакалавра
1. Тема выпускной работы: «Турбина двухконтурного турбореактивного двигателя»
Исходные данные: назначение двигателя - самолет-истребитель; тяга на взлетном режиме 82,62 кН
2. Содержание объяснительной записки (перечень обязательных вопросов, которые подлежат обработке в работе): введение, теоретическая часть - термогазодинамический расчет двигателя; описание конструкции узла турбины, расчеты на прочность рабочей лопатки, диска турбины, крепление рабочей лопатки, расчет колебаний пэра рабочей лопатки, построение частотной диаграммы; вывод
3. Дата выдачи задания:
4. Срок представления законченного проекта
РЕФЕРАТ
Отчет выпускной работы бакалавра содержит: табл., рис., источников.
Выпускная работа бакалавра посвящена актуальной на сегодня теме проектированию турбин авиационных двигателей.
В теоретической части выпускной работы бакалавра (ВРБ) был проведенный термогазодинамический расчет, согласование работы узлов, газодинамический расчет турбины и профилирование рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного турбореактивного авиационного двигателя с заданными параметрами.
В конструкторской части (ВРБ) за рассчитанными геометрическими параметрами избранных деталей двигателя (диск и лопатка турбины высокого давления) проведен проверочный расчет на статическую прочность. Был выполнен расчет на статическую прочность крепления лопатки к диску. Все расчеты показали соответствие прочности деталей выдвинутым требованиям и наличие достаточных запасов прочности.
СОДЕРЖАНИЕ
Введение
1. Теоретическая часть
1.1 Термогазодинамический расчет двигателя
1.1.1 Выбор и обоснование параметров
1.1.2 Термогазодинамический расчет на ЭВМ
1.2 Согласование работы компрессора и турбины
1.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
1.2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя
1.3 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ
1.4 Профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ
1.4.1 Выбор и обоснование закона профилирования
1.4.2 Расчёт параметров потока по радиусу
1.4.3 Расчёт решеток профилей рабочего колеса
Выводы
2.Конструкторская часть
2.1 Общие сведения
2.2 Расчет на статическую прочность рабочей лопатки первой ступени турбины высокого давления
2.2.1 Формирование исходных данных
2.2.2 Статический расчет лопатки турбины на ЭВМ
2.3 Расчет на прочность диска турбины
2.3.1 Основные расчетные уравнения для определении упругих напряжений в диске от центробежных сил и неравномерного нагрева
2.3.2 Определение температуры диска
2.3.3 Формирование исходных данных
2.3.4 Расчет диска на прочность диска турбины на ЭВМ
2.4 Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки турбины высокого давления
2.4.1 Формирование исходные данных
2.4.2 Расчет динамической частоты
2.4.3 Построение частотной диаграммы
2.5 Расчет на прочность замка лопатки “елочного” типа
2.5.1 Формирование исходных данных
2.5.2 Порядок выполнения расчета
Выводы
Заключение
Список рекомендуемой литературы
ВВЕДЕНИЕ
Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательных аппаратов к его силовой установки.
Одной из важнейших задач производства авиационных двигателей является создание технологичной и надежной конструкции двигателя. Конструкция двигателя должна удовлетворять современным двигателям, а также обеспечивать необходимые запасы прочности всех ответственных узлов, элементов и всего двигателя в целом. Ввиду тяжелых условий работы элементов опор и горячих частей проточной части двигателя, его конструкция должна обеспечивать надежное охлаждение и смазку трущихся поверхностей.
Данная работа выполняется с целью получения основных параметров нового двигателя, спроектированного на базе двигателя - прототипа. Учитывая, что полное моделирование двигателя в рамках бакалаврского проекта невозможно, то используется двигатель-прототип РД-33, который служит источником основных параметров и соотношений.
Теоретический раздел данной работы заключается в выборе параметров и термогазодинамическом расчете двигателя, согласовании работы газогенератора, газодинамического расчета турбины, профилирования лопаток рабочих колес первой ступени турбины. Все расчеты проводятся с помощью ЭВМ.
Конструкторский раздел заключается в разработке конструкции турбины ТРДД по полученным данным из расчетов теоретической части. А также расчетов на прочность лопатки, диска, замковой части лопатки с целью проверки спроектированных узлов на обеспечение необходимых запасов прочности. Также необходим расчет частоты первой формы изгибных колебаний лопатки турбины для проверки отсутствия резонансных режимов в рабочей области частот вращения ротора. Все расчеты проводятся с помощью ЭВМ.
В технологическом разделе необходимо разработать план обработки детали - кожуха насоса, спроектировать заготовку.
1 ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
1.1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ
1.1.1 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*, цс, Сс ) 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.
Выбор степени двухконтурности
Двигатель будет использоваться на учебно-боевом самолете, то необходимо минимальное лобовое сопротивление двигателей, т.е. степень двухконтурности должна быть небольшой. Принимаем степень двухконтурности m=0,49.
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 =1550К
Степень повышения давления в вентиляторе
При Т*Г=1550 К и *кІ = 21 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе наружного контура *вІІ опт = 3,264 (см. таблицу 1.2).
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 = 0,88.
Рассчитываем КПД для рк1*=21:
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 = 0,9. Тогда:
Физические константы воздуха и продуктов сгорания
Показатель изоэнтропы:
к =1.4; кг=1.33.
Универсальная газовая постоянная:
R =287 Дж/кг·K; Rг =288 Дж/кг·K.
Удельная теплоёмкость при постоянном давлении:
Cp =1005 Дж/кгК; Срг=1160 Дж/кгК.
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=0,97.
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 = 0,97.
Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу тепл >0,97... 0,98. Примем величину коэффициента теплового сопротивления тепл = 0,974. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:
кс = гидр. тепл = 0,97·0,974=0,945.
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 0,97.. .0,99.
Выбираем з г = 0,99.
При наличии переходного канала между компрессорами ВД и НД коэффициент восстановления полного давления упт выбирается в пределах упт =0,985…1. Принимаем упт=0,985.
Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора принимаем равным увк=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 зm=0,98...0,995. Для ротора высокого давления принимаем зm вд=0,985. Для ротора вентилятора зm 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 цс. Для сопел при-нимаем цс1=0,99, цс2=0,99.
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 = 0,98.
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 =0,1.
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.
1.1.2 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 подразделе.
Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива
=14,8кгвозд/кгтопл.
Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:
· Gв - величина расхода воздуха через двигатель;
· рк*, 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 термогазодинами-ческого расчета двухконтурного двигателя.
В таблице 1.2 представлены результаты термогазодинамического расчета, выполненного на ЭВМ (файл Rdd.rez).
Таблица 1.1 - Исходные данные
4 1 1 1 1
1.000 .000 .00 1950.0
.885 .880 .900 1.0 .100
.970 .985 .945 .980 .980 .920 .970
.990 .950 .985 .990 .990 0.99 .100 .100
.490 .490 .490 .490 .490
1550.0 1590.0 1630.0 1670.0 1710.0
.875 .871 .900 .900 .900
21.000 21.500 22.000 22.500 23.000
.834 .833 .900 .900 .900
0.965 .965 1.000 1.000 1.000
NT (Тип дв-ля, массив чисел M, массив Tг*, массив Пк*, массив П2*)
Gв H MH Tф
NB1 NB2 NTB LBO DGO
SBO SBK SK S2 SCM SФ SФH
NГ NФ NMBД NMB FI FI2 ПCO ПCO2
M[1] M[2] M[3] M[4] M[5]
Tr*[1] Tr*[2] Tr*[3] Tr*[4] Tr*[5]
NTBД[1] NTBД[2] NTBД[3] NTBД[4] NTBД[5]
Пk*[1] Пk*[2] Пk*[3] Пk*[4] Пk*[5]
NK[1] NK[2] NK[3] NK[4] NK[5]
Таблица 1.2 - Результаты термогазодинамического расчёта
ТГДР ТРДД NT= 4 1 1 1 1
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДДФ
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: GB= 1.00 ТФ= 1950. DGO= .100
H= .00 MH= .000 NB1= .885 NB2= .880 LBO=1.000 NTB= .900 ПСО= .100
SBO= .970 SBK= .985 SK= .945 S2= .980 SCM= .980 SФ= .920 SФН= .970
NГ= .990 NФ= .950 NMBД= .985 NMB= .990 FI= .990 FI2= .990 ПСО2= .100
SB= .970 TH= 288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB= 98285. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: RYФ RФ CYФ QTФ AKФ FKФ FCФ CCФ
GTФ ПСФ SCФ LCФ РФ РСФО СРФ KГФ
RY R CY QT AKC FKP FC CC
GT ПС SC LC РФН PCO CPГ KГ
RO TKB1 TK2 TK TTBД TT PK2 P2
NKBД NTBД PKB1 PBBД PK PГ PTBД PT
ПiВ2 ПiB1 ПiKBД LB2 LB1 LKBД LTBД LTB
ПТВД ПТВ ПТО TCM PCM PC РСФ
M= .490 ТГ=1550.0 ПK1=21.000 ПВ20= 3.264 NK1= .834 ТФ=1950.0
.104E+04 .104E+04 .173 .501E-01 1.35 .413E-02 .449E-02 .101E+04
181. 2.80 .977 1.27 .284E+06 .277E+06 .135E+04 1.27
701. 701. .729E-01 .212E-01 2.87 .255E-02 .278E-02 701.
51.1 2.95 .976 1.27 .299E+06 .292E+06 .125E+04 1.30
1.49 414. 414. 763. .123E+04 .108E+04 .310E+06 .303E+06
.851 .875 .312E+06 .307E+06 .206E+07 .195E+07 .606E+06 .316E+06
3.15 3.17 6.72 .128E+06 .128E+06 .354E+06 .400E+06 .192E+06
3.22 1.92 6.17 924. .308E+06 .101E+06 .101E+06
Выводы
В ходе термогазодинамического расчёта были получены наиболее важные параметры, которые определяют весь дальнейший процесс газодинамического проектирования двигателя. При значениях к*=21 ,Тг*=1550К и *КII=*вІІ опт =3,264 удельные параметры двигателя следующие:
-
-.
Определили полные давление и температуру в характерных сечениях, а также параметры основных узлов, получили исходные данные для дальнейшего газодинамического расчёта двигателя.
1.2 СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
1.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
Расчет выполняем по методике [2] с использованием программы SLRD2.EXE.
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 наружным 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 проточных частей компрессоров 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 проточных частей компрессоров 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) выходное сечение каскада турбины ТВД, 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 1.3.
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.
Результаты расчёта представлены в таблице 1.4.
На рисунке 1.2 показана схема проточной части двигателя, полученная в результате выполнения согласования.
Таблица1.3- Исходные данные:
Руд = 701.4 Суд = .0729 КПДк= .8510 КПДтк= .8750
Lк = 354400. Lтк*= 399700. Lтв*= 192300. КПДтв= .9000
Lв2 = 127800. Lв1 = 127800. КПД2= .8800 КПД1 = .8850
Cpг =1248.0 Kг =1.2990 Cpв =1006.0 Kв =1.3990
Р = 82620. Gво = 79.06 Gв1 = 53.06
do = .430 Dсртв/Dк = .802
doво= .698 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000
D4цс/D2цс=1.000 Dствд/Dко=1.130
Lв1/Lв2=1.000 КПДппс* =1.000 Sрквппс =1.000
Lок/Lкв=1.000 КПДок* = .849 Sркoc =1.000
Spквк = .985 Sрт =1.000
Uк = 460.0 Uквд = 425.0
Таблица1.4 -Результаты pасчета:
* ВЕНТ * Кф = 2 Zк = 4.
Lк*= 127800. Пiк*= 3.150 КПД*= .8800 Uк = 460.0
Dк = .7714 dob = .4300 dok = .7170 Hzc= .1700
nв =11389.
* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 9.
Lк*= 354400. Пiк*= 6.724 КПД*= .8487 Uк = 425.0
Dк = .5424 dob = .6981 dok = .9018 Hzc= .2180
nвд =14965.
* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.
Lт*= 399700. Пiт*= 3.220 КПД*= .8750 (h/D)г= .0824
Uср= 480.3 Mz =1.7330 Dcр = .6129 (h/D)т= .1403
Sр = 323.6 Tw* =1322.4
* ТВ * Кф = 2 Zт = 1. Iред = 1.00
Lт*= 192300. Пiт*= 1.917 КПД*= .9000 (h/D)г= .1376
Uср= 369.1 Mz = 1.412 Dcр = .6190 (h/D)т= .2219
Sр = 302.3 Tw* =1130.6 nтв =11389.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
: K : Па : м/с : --- : кв.м
в - в 288. 98290. 215.0 .6923 .3810
к в1 - к в1 414. 310942. 190.0 .5103 .1777
в ппс - в ппс 414. 311600. .0 .0000 .0000
к ппс - к ппс 414. 311600. .0 .0000 .0000
в квд - в квд 414. 306926. 195.0 .5238 .1184
к - к 763. 2064000. 135.0 .2671 .0430
г - г 1550. 1950000. 126.4 .1782 .0973
т твд - т твд 1230. 605800. 195.0 .3085 .1656
г тв - г тв 1230. 605800. 195.0 .3085 .1656
т - т 1076. 316000. 205.0 .3467 .2671
Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
ВЕНТ .7714 .5938 .3317 .6824 .5938 .4893 4.
ОK ВД .5424 .4677 .3786 .5424 .5164 .4891 9.
TBД .6634 .6129 .5624 .6989 .6129 .5269 1.
TВ .6989 .6129 .5269 .7563 .6190 .4816 1.
Рисунок 1.2 - Схема проточной части двигателя
Вывод
турбина реактивный двигатель газодинамический
Таким образом, выполнена основная задача этапа согласования - формирование облика двигателя. Были получены примерные геометрические размеры и основные газодинамические параметры по сечениям.
Вентилятор, состоит из двух трансзвуковых ступеней, малонагруженный (zc =0.17), имеет значения =0.88.
Компрессор высокого давления состоит из восьми ступеней, средненагруженный (zc =0.218), имеет значение =0.8487.
Относительный диаметр втулки на выходе из последней ступени КВД вт =0.9018, что не превышает допустимого, вт =0.94.
Турбина высокого давления, одноступенчатая, высоконагруженная (Mz=1.733), имеет значение =0,875, обеспечивается условие (h/D)г=0,0824>0,065.
Турбина вентилятора, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1.412), имеет значение =0.9, (h/D)т=0.2219<0.25.
По результатам расчета можно судить о том, что полученные параметры лежат в пределах допустимых значений по опыту предыдущих конструкций двигателей-аналогов.
1.3 Газодинамический расчет турбины на эвм
Расчет выполняем по методике [3].
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, .
, где -- относительный радиальный зазор в горячем состоянии. для рабочих венцов с бандажными полками.
-- отношение скорости воздуха на выходе из отверстий к средней скорости газа в этом же сечении. лежит в пределах . Принимаем .
-- отношение средней скорости газа в сечении выпуска охлаждающего воздуха к скорости газа за решеткой. лежит в пределах .
-- относительная высота щели выпуска охлаждающего воздуха. , где hщ-- высота щели; hп -- высота перемычки. . Принимаем= 0.8.
--относительная толщина кромки охлаждаемой лопатки, где
-- диаметр выходной кромки лопатки, -- “горло” межлопаточного канала. . Принимаем =0.05.
-- относительная толщина выходной кромки охлаждаемой лопатки. . Принимаем =0.10
-- мощность каждой ступени турбины, .
кВт;
кВт;
-- частота вращения рабочего колеса ступени,. Частоты вращения роторов КНД и КВД (берутся из газодинамического расчета компрессора, расположенного в курсовом проекте по ТРЛМ):
; .
-- термодинамическая степень реактивности каждой ступени лежит в пределах .
- средний диаметр лопаток соплового аппарата на выходе,.
-- средний диаметр лопаток рабочего колеса на выходе, .
-- высота лопатки СА на выходе, .
-- высота лопатки РК на выходе, .
Геометрические параметры (средние диаметры рабочих колес и высоты их лопаток) определяем по данным согласования компрессоров и турбин (раздел 1.2).
-- относительная толщина профиля лопатки СА на среднем диаметре.
-- относительная толщина профиля лопатки РК на среднем диаметре.
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.
-- относительный расход воздуха через щели в области выходной кромки лопатки СА.
-- относительный расход воздуха через щели в области выходной кромки лопатки РК.
Результаты расчета приведены в таблице 1.6.
Таблица 1.6 -- Результаты расчета
ГДР ГТ Дата 4. 5.11
Исходные данные:
2 0 316000.
46.91 1550. .1950E+07 783.0 .1000E-01 .6000 .8000
.8000 .5000E-01 .1000
Кг=1.300 Rг= 290.0 Сpг=1255.2
Схема печати:
D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр n
Mcт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*
U1 C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1
U2 C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2
T1 T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*
G1 G2 sca bca alfu tca fi Zca
Pu Pa sрк bрк beu tрк psi Zрк
Тлса Тлрк Sсум
Ncт= 1
.650 .650 .555E-01 .800E-01 .150 .200 .142E+05
.191E+05 .397E+06 3.35 3.61 .839 .370 .272 .135E+04
482. 738. 180. 716. 14.1 37.6 1.04 .442
482. 229. 191. -127. 56.2 17.4 .363 .961
.132E+04 .154E+04 .901E+06 .174E+07 .119E+04 .121E+04 .540E+06 .582E+06
48.0 48.9 .388E-01 .638E-01 37.4 .498E-01 .928 41
.406E+05 .133E+05 .271E-01 .303E-01 63.5 .215E-01 .947 95
.101E+04 .110E+04 256.
Ncт= 2
.650 .650 .113 .132 .150 .200 .112E+05
.102E+05 .204E+06 2.01 2.16 .904 .340 .100 .111E+04
380. 549. 191. 515. 20.4 54.8 .873 .388
380. 206. 204. -30.6 81.4 26.4 .351 .760
.109E+04 .121E+04 .355E+06 .560E+06 .103E+04 .105E+04 .270E+06 .290E+06
49.8 49.8 .379E-01 .488E-01 51.0 .324E-01 .961 63
.272E+05 .866E+04 .271E-01 .325E-01 56.4 .272E-01 .971 75
941. .106E+04 324.
Тг*=1550.0 Рг*= .1950E+07 Сг= 95.4 Тг=1546.4 Рг= .1930E+07
D1с= .650 h1= .0555
Далее представлены на рисунках 1.3-1.4 графики изменения параметров по ступеням (, , , , , и , и , и ).
Рисунок 1.3 -- Распределение , , , и по ступеням турбины
.
Рисунок 1.4 -- Распределение , , , , и по ступеням турбины.
Рисунок 1.5 -- Схема проточной части турбины.
Рисунок 1.6 -- План скоростей турбины для ступени №1 на среднем радиусе
Рисунок 1.7 -- План скоростей турбины для ступени №2 на среднем радиусе
Вывод
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. Величина приведённой скорости меньше 1.0…1.05, что снижает уровень волновых потерь. Сумма углов на входе в РК и на выходе из РК должно быть больше 60 град, что выполняется. 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.
1.4 ПРОФИЛИРОВАНИЕ ЛОПАТОК РК ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ НА ЭВМ
Расчет выполняем по методике [4]
Этапом проектирования турбины, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей турбины по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры турбины.
При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.
Исходными данными для профилирования рабочей лопатки турбины являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета турбины. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях. Реальное течение воздуха в турбины является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.
1.4.1 Выбор и обоснование закона профилирования
Для расчета треугольников скоростей в межвенцовых зазорах у корня и у периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров потока по радиусу. Этот закон выражается условием радиального равновесия, полученным в предположении, что поток в межвенцовых зазорах осесимметричен и линии тока располагаются по коаксиальным цилиндрическим поверхностям.
Примем закон закрутки и . В нашем случае, у этого закона есть ряд преимуществ:
1. Угол поворота потока во втулочных сечениях при прочих равных условиях на среднем радиусе меньше чем при законе закрутки .
2. Применение этого закона значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.
3. При , лопатки СА и РК первой ступени турбины являются некручеными и имеют почти постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения.
1.4.2 Расчёт параметров потока по радиусу
Исходные данные газодинамического расчета ступени турбины размещаются в файле исходных данных oct.dat (таблица 1.7). Результаты расчета, получаемые по программе oct.exe, заносятся в файл oct.rez (таблица 1.8). Также по этой программы построены графики , , Lc, Lw,, по высоте лопатки (рисунок 1.8-1.10) и планы скоростей (рисунок 1.11-1.12).
Таблица 1.7 - Исходные данные
5 5 11 1 1 1.300 290. Дата, nr, kz, kг, Rг
.650 .650 .056 .080 D1c,D2c,h1,h2
.928 .947 1.040 .370 fi,psi,Л1,Roтc
180.00 191.00 716.00 -127.00 C1ac,C2ac,C1uc,C2uc
14.10 37.60 17.40 48.00 48.90 alf1c,be1c,be2c,G1,G2
90.00 90.00 90.00 90.00 90.00 alf0i
14200.0 1210. n,T2*
Лопатка СА - nr=0, лопатка РК - nr=1.
Закон кpутки: 0 - C1u*r=const, C2u*r=const;
( kz ) 1 - alf1(r)=const, L(r)=const;
2 - alf1(r)=const, be2(r)=const.
Таблица 1.8 - Результаты расчета
Дата 5.10.10 NR= 1 KZ= 1 Кг = 1.300 Rг = 290.0
D1ср= .6500 D2ср= .6500 h1 = .0560 h2 = .0800
C1aср=180.00 C2aср=191.00 C1uср=716.00 C2uср=-127.00
alf1с= 14.10 be1ср= 37.60 be2ср= 17.40
alf0 = 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00
Л1 =1.040 Фи = .928 Пси = .947 Rтс = .370
n =14200.0 T2* = 1210.0
Таблица 1
Изменение параметров потока по радиусу
-----------------------------------------------------------
Паpаметp | Сечение по высоте лопатки
| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)
-----------------------------------------------------------
r .3590 .3420 .3250 .3080 .2910
ro 1.000 .9526 .9053 .8579 .8106
U 533.8 508.6 483.3 458.0 432.7
C1u 660.6 687.0 716.0 747.8 783.0
C1a 166.1 172.7 180.0 188.0 196.8
alf1 14.10 14.10 14.10 14.10 14.10
C1 681.1 708.4 738.3 771.1 807.4
be1 52.66 44.06 37.72 32.97 29.33
C2u -102.8 -114.2 -127.0 -141.5 -158.1
W2u 636.7 622.8 610.3 599.5 590.9
C2a 188.3 190.2 191.0 190.4 188.3
be2 16.48 16.99 17.38 17.62 17.67
Л1 .9595 .9979 1.040 1.086 1.137
Rт .4638 .4199 .3700 .3127 .2465
T2w 1367. 1359. 1352. 1345. 1339.
Л2w .9918 .9755 .9606 .9473 .9360
Л1w .3121 .3721 .4420 .5203 .6065
Л2 .3407 .3523 .3642 .3767 .3904
dbe 110.9 119.0 124.9 129.4 133.0
alf2 61.36 59.02 56.38 53.38 49.97
Таблица 2
Профилирование лопатки РК по радиусу
-----------------------------------------------------------
Паpаметp | Сечение по высоте лопатки
| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)
-----------------------------------------------------------
ro 1.000 .9526 .9053 .8579 .8106
b 30.30 30.30 30.30 30.30 30.30
t 23.74 22.62 21.50 20.37 19.25
t/b .7835 .7465 .7096 .6723 .6353
Cm .1500 .1700 .2000 .2250 .2500
xcm .2563 .2119 .2672 .2654 .2650
be1l 59.00 9.000 56.00 48.00 42.00
be2l 16.48 16.98 17.37 17.61 17.65
bey 46.84 96.68 49.15 54.90 59.84
r1 1.140 1.290 1.510 1.700 1.890
r2 .3200 .3200 .3200 .3200 .3200
Число pабочих лопаток - 95. шт.
Число pабочих лопаток - 95. шт.
Рисунок 1.8 - График изменения и по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса
Рисунок 1.9- График изменения Lc и Lw по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса.
Рисунок 1.10- График изменения и по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса
Рисунок 1.11- Треугольники скоростей в 1,2 и 3 сечениях лопатки рабочего колеса
Рисунок 1.12- Треугольники скоростей в 4 и 5 сечениях лопатки рабочего колеса
1.4.3 Расчёт решеток профилей рабочего колеса
Данные построения содержатся в файле gfrt.dat (таблица 1.9), построение профилей осуществляется с помощью графической программы gfrt.exe
Таблица 1.9 - Исходные данные для построения решетки профилей
5 20 1 4 0 1 0 95 1
1.0000 .9526 .9053 .8579 .8106
30.30 30.30 30.30 30.30 30.30
23.74 22.62 21.50 20.37 19.25
.1500 .1700 .2000 .2250 .2500
.2563 .2119 .2672 .2654 .2650
59.00 9.00 56.00 48.00 42.00
16.48 16.98 17.37 17.61 17.65
1.14 1.29 1.51 1.70 1.89
.32 .32 .32 .32 .32
1.00 1.00 1.00 1.00 1.00
Полученные решетки профилей РК турбины изображены на рисунках 1.13-1.17
Рисунок 1.13- Решетка профилей на радиусе =1
Рисунок 1.14-Решетка профилей на радиусе =0,953
Рисунок 1.15 - Решетка профилей на радиусе =0,905
Рисунок 1.16 - Решетка профилей на радиусе =0,858
Рисунок 1.17- - Решетка профилей на радиусе =0,811
Рисунок 1.18- Профили рабочей лопатки турбины
Вывод
В данном разделе были получены решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.
Во втулочном сечении скорость , однако б2=49,97<55град и ?в=133>120град, т.е. имеется местная диффузорность канала, но т.к. отклонения не превышают 5%, то профиль не требует корректировки.
Полученные профили лопаток имеют довольно большую относительную толщину (=0,25). Это связано с тем, что лопатка охлаждаемая, так как работает при высоких температурах. Наличие в лопатке охлаждающих каналов и вызвало увеличение относительной толщины профиля по сравнению с неохлаждаемыми лопатками.
ВЫВОДЫ
Результатом выполнения расчетно-теоретической части данной работы является термогазодинамический расчет двигателя тягой Р=82620 Н, согласование параметров компрессора и турбины, расчет осевого компрессора, расчет турбины и построение решеток профилей лопаток рабочего колеса первой ступени турбины.
В ходе проведения расчетов были получены следующие параметры:
- температура газа - Тг* = 1550 К;
- Удельная тяга двигателя -;
- Удельный расход топлива - ;
- Расход воздуха на входе в компрессор - Gв = 79,06кг/с
При расчете турбины окончательно определили размеры проточной части, а также коэффициенты загрузки турбины.
Были построены треугольники скоростей и решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.
В результате профилирования обеспечиваются расчётные параметры потока на входе и выходе из решётки, уменьшается возможность отрыва потока от поверхности профиля, а форма лопатки удовлетворяет требованиям прочности и технологичности. Применение законов 1=const и 2=const значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, а также позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.
2 КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ
2.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Двигатель выполнен по двухроторной схеме с осевым тринадцатиступенчатым двухкаскадным компрессором, разделительным корпусом с коробкой приводных агрегатов, кольцевой камерой сгорания, двухступенчатой турбиной, камерой смешения и реактивное соплом.
Компрессор двигателя - осевой, двухкаскадный, тринадцатиступенчатым, состоит из четырехступенчатого вентилятора и девятиступенчатого КВД.
Роторы вентилятора и КВД приводятся во вращение своими турбинами и связаны между собой только газодинамической связью. Для настройки режима работы каскада высокого давления двигателя имеется входной направляющий аппарат (ВНА КВД) с поворотными лопатками.
Для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя на запуске и малой частоте вращения роторов вентилятора и КВД предусмотрены клапаны перепуска воздуха (КПВ).
Крутящий момент от вала турбины, изготовленного из стали ЭП741НП, к валу передается при помощи эвольвентного шлицевого соединения.
Разделительный корпус расположен между вентилятором и компрессором высокого давления (КВД), предназначен для разделения воздушного потока за вентилятором на потоки, поступающие во внутренний и наружный контуры, а также для размещения и крепления приводов агрегатов.
Во внутренней полости разделительного корпуса выполнены фланцы для крепления центрального привода.
Детали разделительного корпуса изготовлены из титановых сплавов ВТ20, ВТ25, ОТ4-1 , состоит из двух оболочек и литого кольца, соединенных между собой десятью радиальными ребрами-стойками.
Компрессор высокого давления состоит из статора КВД с НА, ротора КВД с РК, опоры КВД, механизма поворота лопаток ВНА и НА, кожухов наружного контура двигателя.
Ротор КВД девятиступенчатый, барабанно-дисковой конструкции. Состоит из сварного узла первой и второй ступеней, диска третьей ступени с передней цапфой, узла четвертой, пятой, шестой ступеней, дисков, диска лабиринта и вала.
Камера сгорания - кольцевого типа, состоит из корпуса, диффузора, жаровой трубы, топливного коллектора с форсуночными трубопроводами, форсунок и воспламенителей.
В камере сгорания установлены 24 центробежные, двухканальные, двухсопловые форсунки.
Турбина
Турбина состоит из одноступенчатых турбин высокого и низкого давления, а так же опоры турбины .
Турбина высокого давления (ТВД) - охлаждаемая, осевая, реактивная предназначена для преобразования энергии газового потока в механическую энергию вращения ротора ВД и приводных агрегатов.
Ротор ТВД состоит из диска, рабочих лопаток, демпферов, покрывного диска, фиксирующего кольца и лабиринтного кольца. Рабочая лопатка ТВД с эффективной высоконапорной системой охлаждения с петлевыми каналами, перфорацией на входной кромке и выпуском охлаждающего воздуха через щель в районе выходной кромки. Такая система охлаждения рабочей лопатки ТВД продиктовала применение лабиринтного диска в системе подвода охлаждающего воздуха. Колесо ротора включает в себя диск и рабочие лопатки, зафиксированные уплотнительным диском. На цапфе задней, имеющей гребешки лабиринтных уплотнений, установлено радиально-торцовое контактное уплотнение и внутреннее кольцо межвального роликоподшипника ТВД. К цапфе задней крепится экран передний для разделения воздушной и масляной полостей. Ротор ТВД соединяется с задним валом КВД стяжными болтами.
Диск ТВД и покрывной диск изготавливаются из порошкового сплава ЭП741-НП. Рабочие лопатки ТВД изготавливаются из сплава ЖС6-К.
СтаторТВД состоит из секторов сопловых лопаток, корпуса наружного, проставок над рабочими лопатками и корпуса внутреннего с элементами лабиринтных уплотнений. Сопловые лопатки ТВД охлаждаемые, двухполостные, дефлекторные, с развитым конвективно-пленочным охлаждением, с выпуском охлаждающего воздуха на входную кромку, корыто и спинку. Наружный и внутренний корпуса - сварные, лопатки секторов изготавливаются литьем из сплава ЖС6К-ВИ.
Турбина низкого давления (ТНД) - осевая, реактивная, предназначена для преобразования энергии газового потока в механическую энергию вращения вентилятора. Лопатки соплового аппарата ТНД - охлаждаемые, дефлекторные. Рабочие лопатки ТНД - литые, полые, с бандажными полками.
Ротор ТНД состоит из рабочего колеса, лабиринтного кольца и вала ТНД. Колесо ТНД состоит из диска и лопаток. На валу ТНД смонтированы элементы радиально-торцовых контактных уплотнений. Диск ТНД из хромоникельмарганцовистой жаропрочной стали ЭИ-698ВД. Рабочие лопатки ТНД литые, изготавливаются из сплава ЖС6К-ВИ.
СтаторТНД состоит из секторов сопловых лопаток, корпуса наружного, проставок над рабочими лопатками и корпуса внутреннего с элементами лабиринтных уплотнений. Наружный и внутренний корпуса - сварные.
Опора турбины - силовой элемент двигателя, образует проточную часть внутреннего контура двигателя и является общей опорой роторов ТВД и ТНД.
Опора турбины сварной конструкции состоит из корпуса наружного, корпуса силового и корпуса внутреннего, соединенных между собой стойками. Между силовым и внутренним корпусом расположен внутренний кожух, защищающий корпуса и стойки от воздействия газа. Для снижения потерь на выходе обтекатели стоек опоры турбины спрофилированы в спрямляющую решетку. Во внутреннем корпусе установлен корпус опоры подшипника. К корпусу опоры подшипника крепятся элементы радиально - торцевого контактного уплотнения и демпфер с наружным кольцом роликоподшипника ТНД. Корпус наружный, корпус силовой, корпус внутренний, стойки и корпус опор подшипников опоры турбины образует проточную часть внутреннего контура двигателя изготавливаются из титанового сплава ВТ-20. Внутренний кожух, обтекатель - элементы проточной части - из сплава ЭИ703. Стекатель сварной из титанового сплава ВТ-20.
Для контроля состояния турбины в эксплуатации предусмотрены на наружном корпусе ТНД окно осмотра рабочих лопаток ТВД и ТНД с быстросъёмной заглушкой, на переднем корпусе реактивного сопла имеются фланцы крепления термопар, на кольце заднего пояса подвески двигателя расположен датчик вибраций.
2.2 РАСЧЕТ НА СТАТИЧЕСКУЮ ПРОЧНОСТЬ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
Расчет на прочность пера лопатки будем проводить с помощью методики указанной в пособии [5].
Рабочие лопатки осевой турбины являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.
При работе авиационного ГТД на рабочие лопатки действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.
Расчет на прочность пера лопатки проводим только от действия статических нагрузок. К ним относятся:
центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращении ротора;
газовые силы, возникшие при обтекании газом профиля пера лопатки и в связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.
Центробежные силы вызывают деформации растяжения, изгиба и кручения, газовые - деформации изгиба и кручения.
Напряжения кручения от центробежных и газовых сил слабозакрученных рабочих лопаток малы, и ими обычно пренебрегают.
Напряжения растяжения от центробежных сил являются наиболее существенными.
При расчете лопаток на прочность принимают следующие допущения:
лопатку рассматривают как консольную балку, жестко заделанную в ободе диска;
напряжения определяют по каждому виду деформации отдельно (для сильнозакрученных лопаток это допущение несправедливо);
температуру в рассматриваемом сечении пера лопатки считают одинаковой, т.е. температурные напряжения отсутствуют;
лопатку считают жесткой, а деформации лопатки под действием силы и моментов пренебрегают;
предполагают, что деформации лопатки протекают в упругой зоне, т.е. напряжения в пере лопатки не превышают предел пропорциональности;
температура лопатки турбины изменяется только по длине пера.
Цель расчета на прочность лопатки - определение напряжений и запасов прочности в различных сечениях по длине пера лопатки.
Расчетный режим - режим максимальной частоты вращения ротора при нулевой скорости и нулевой высоте (Н=0, М=0). Этим условиям соответствует взлетный режим.
2.2.1 Формирование исходных данных
Все величины необходимые для формирования исходных данных берем из газодинамического расчета и профилирования рассматриваемой ступени турбины.
Распределение температуры и предела длительной прочности
по высоте лопатки
Знать температуру лопатки турбины в различных ее сечениях необходимо для установления предела длительной прочности.
В связи передачей тепла от лопатки в диск, теплопроводностью температура ее примерно на одной трети длины у корня существенно уменьшается. Обычно температура лопатки в корневом сечении составляет: .
Приближенно можно считать, что на двух третях длины лопатки температура постоянна, а на одной трети (у корня) изменяется по закону кубической параболы:
,
где L - длина профильной части пера лопатки;
Х - расстояние от корневого сечения лопатки до расчетного (Х<L/3).
Разбиваем перо лопатки на 11 сечений.
Температуру лопатки на среднем радиусе берем из газодинамического расчета турбины на среднем радиусе tлс=934 (?С).
Температура лопатки в корневом сечении составляет
tлк=tлс-100?С =934-100=834(?С).
Для каждого сечения лопатки определяем температуру, а затем предел длительной прочности в каждом сечении. Результаты заносим в таблицу 2.1.
Рисунок 2.1 -Распределение температуры по высоте лопатки
Таблица 2.1 - Параметры материала по сечениям лопатки
|
№ сеч. |
1-1 |
2-2 |
3-3 |
4-4 |
5-5 |
6-6 |
7-7 |
8-8 |
9-9 |
10-10 |
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 27.02.2012Обоснование 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 22.02.2012Описание конструкции двигателя. Расчет на статическую прочность рабочей лопатки первой ступени компрессора высокого давления, реактивная турбина высокого давления и сопловые лопатки. Интенсивность газовых сил в осевом направлении и частотная диаграмма.
курсовая работа [822,7 K], добавлен 07.06.2012Конструктивная схема двигателя АИ-24. Выбор температуры газа перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре. Потери в элементах проточной части двигателя. Термогазодинамический расчет на ЭВМ. Согласование параметров компрессора, турбины.
контрольная работа [355,4 K], добавлен 13.02.2012Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя. Температура газа перед турбиной. Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины. Потери в элементах проточной части двигателя. Согласование параметров компрессора и турбины.
курсовая работа [805,0 K], добавлен 10.02.2012Определение 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 22.02.2012Основные 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 27.02.2012Особенности газодинамического расчета турбины. Выбор закона профилирования, определение параметров воздушного потока и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. Расчет технических характеристик камеры сгорания и выхлопных патрубков.
курсовая работа [6,8 M], добавлен 04.02.2012Анализ состава турбореактивного двухконтурного двигателя Д-30Ку, который устанавливался на воздушное судно типа Ил-62М. Изучение принципиальной схемы топливной системы. Дроссельная, скоростная и высотная характеристики двигателя на режимах обратной тяги.
реферат [2,4 M], добавлен 08.11.2012Выбор типа и расчет основных параметров дизеля. Рабочий процесс и технико-экономические показатели тепловозного двигателя. Определение температуры газов на входе в турбину и баланса мощностей компрессора и турбины. Масляные фильтры тонкой очистки масла.
курсовая работа [135,2 K], добавлен 12.03.2009
