Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины, а также расчет параметров потока и профилирование камеры сгорания и реактивного насадка проектируемого двигателя

Реальное течение воздуха в компрессоре 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 (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых и рабочих решеток.

Камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании камеры требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в ней вредных веществ, исходя из удовлетворения экологическим нормам.

В настоящее время выделено три типа камер сгорания ГТД: трубчатая, кольцевая и трубчато-кольцевая. Наибольшее распространение получили кольцевые, т.к. они отличаются компактностью конструкции и меньшей массой, меньшей поверхностью жаровой трубы, требующей охлаждения, меньшими потерями полного давления. Меньшая длина камеры позволяет сократить длину валов турбокомпрессоров и снизить удельную массу двигателя.

Наиболее распространенным видом выходных устройств воздушно-реактивных двигателей (ВРД) является реактивное сопло (насадок). Основное предназначение реактивных сопел ВРД - эффективное преобразование потенциальной энергии газа на входе в сопло в кинетическую энергию реактивной струи. Степень совершенства реактивного сопла в значительной степени определяет летно-технические характеристики самолета.

1. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ДОЗВУКОВОГО ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА

Расчет и построение решеток профилей выполняется по методическим указаниям на основании газодинамического расчета компрессора на среднем радиусе.

1.1 Выбор закона крутки

Для обеспечения дозвукового обтекания лопаток и получения оптимальных углов обтекания применяем «закон твердого тела» при заданном НТ (r). Ступени, спрофилированные по этому закону, применяются в ГТД, в частности, в качестве первых ступеней дозвукового компрессора высокого давления.

1.2 Расчет параметров потока

Исходным для определения параметров потока по радиусу является расчет ступеней компрессора на среднем радиусе. Основные исходные данные для расчета потока в решетке дозвукового осевого компрессора по радиусу представлены ниже:

? = 1,449 ? степень повышения полного давления в ступени компрессора;

? = 390 м/с ? окружная скорость концов лопаток;

? = 0,884 ? изоэнтропический КПД ступени;

? = 0,985 ? коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате;

? = 0,975 ? отношение наружных диаметров ступени;

? = 0,430 ? относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо (РК);

? = 0,510 ? относительный диаметр на выходе из РК;

? = 160 м/с ? осевая составляющая абсолютной скорости на входе в РК;

? = 75,08 м/с ? окружная составляющая абсолютной скорости на входе в РК;

? = 288,15 К ? полная температура на входе в РК;

? = 97804 Па ? полное давление на входе в РК;

? = 0,630 м ? наружный диаметр компрессора;

? = 0,988.

Исходные данные для газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора заносятся в файл исходных данных OCK.DAT. Расчет производится программой OCK.EXE, результаты расчета находятся в файле OCK.REZ [таблица 1.2].

Так же имеется графическое сопровождение программы OCK.EXE.

Таблица 1.1 ? Исходные данные для газодинамического расчета ступени

27 04 11 1 3 1.395 287.00 ( дата, M, Ks, kг, Rг )

1.449 390.000 .142 .884 .985 .975 .430 .510

0.000 160.000 288.150 97804. 75.080 0.630 .988

0.000 0.000

_ _ _ _

Пi* Uк Hтвт КПД* Sна D21 d1вт d2вт

m С1асp Т1* P1* С1uсp D1к Кн

W1к/W1сp W1вт/W1сp

Тип ступени : 1 - дозвуковая ступень;

( M ) 2 - свеpхзвуковая ступень .

Закон кpутки : 1 - пеpвая ступень без ВНА ( С1u=0., А=В=D=0.);

( Ks ) 2 - " свободный вихpь "(на входе) пpи заданном Нт(r);

3 - " твеpдое тело " (на входе) пpи заданном Нт(r);

4 - Rок=const пpи заданном Нт(r) ;

5 - по значениям W1к/W1сp и W1вт/W1сp.

Таблица 1.2 ? Результаты газодинамического расчета ступени осевого компрессора

ГДР СТ.ОК ДАТА 27. 4.11

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

M= 1 KR= 3 КГ= 1.395 RГ= 287.00

1.449 390.00 .142 .884 .985 .975 .430 .510

.000 160.00 288.15 97804. 75.08 .630 .988

.000 .000 А= .250 B= .000 D= .000

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК

PI1=1.376 PI2=1.449 HZ1=31232. HZ2=36583. T01=318.96 T02=324.24

P01= 134555. P02= 141718.

( GB= 40.850 ROK= .5444 HTO= .2434 WC= 11822.9 )

Таблица 1

N U CU CA T0 T P0 P

ROTH RO C W LC LW AL BE

11 390.00 97.54 133.58 288.15 274.65 97804. 82562.

1.0000 1.0474 165.41 321.52 .5329 .9744 53.863 24.549

12 342.96 85.78 148.85 288.15 273.59 97804. 81438.

.8794 1.0372 171.80 297.16 .5535 .9126 60.047 30.062

13 293.18 73.33 161.62 288.15 272.61 97804. 80415.

.7517 1.0278 177.47 272.86 .5718 .8485 65.596 36.321

14 237.23 59.33 172.72 288.15 271.70 97804. 79466.

.6083 1.0191 182.63 247.95 .5884 .7803 71.041 44.155

15 167.70 41.94 182.63 288.15 270.83 97804. 78572.

.4300 1.0109 187.39 221.74 .6037 .7060 77.066 55.450

* * * * * * * *

21 380.25 199.64 113.65 325.07 299.03 145034. 108004.

.9750 1.2585 229.72 213.39 .6968 .6509 29.652 32.181

22 336.53 196.78 146.84 324.02 294.29 143570. 102191.

.8629 1.2099 245.53 202.71 .7460 .6251 36.730 46.418

23 293.89 187.47 169.63 320.90 289.37 139240. 96633.

.7536 1.1636 252.83 200.25 .7719 .6229 42.139 57.899

24 248.06 170.66 187.17 315.69 284.05 132234. 91056.

.6360 1.1170 253.30 202.54 .7797 .6350 47.642 67.536

25 194.26 143.18 201.95 308.41 278.17 122855. 85339.

.4981 1.0689 247.56 208.31 .7710 .6582 54.664 75.807

* * * * * * * *

81 380.25 95.10 137.06 288.15 274.42 97804. 82316.

.9750 1.0452 166.82 316.37 .5375 .9616 55.243 25.671

82 336.53 84.17 150.68 288.15 273.45 97804. 81296.

.8629 1.0359 172.60 293.92 .5561 .9042 60.813 30.841

83 293.89 73.50 161.46 288.15 272.63 97804. 80429.

.7536 1.0279 177.40 273.20 .5716 .8494 65.522 36.227

84 248.06 62.04 170.81 288.15 271.86 97804. 79633.

.6360 1.0206 181.73 252.54 .5855 .7930 70.038 42.560

85 194.26 48.59 179.31 288.15 271.12 97804. 78876.

.4981 1.0137 185.78 231.03 .5985 .7326 74.839 50.909

Профилирование лопатки РК по радиусу

----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

----------------------------------------------------------

ro .9750 .8629 .7536 .6360 .4981

b 50.10 50.10 50.10 50.10 50.10

t 62.25 55.09 48.11 40.61 31.80

b/t .8048 .9094 1.041 1.234 1.575

Cm .0450 .0500 .0550 .0600 .0650

i .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

del 4.080 7.762 8.779 8.215 6.454

dbe 6.509 15.58 21.67 24.98 24.90

tet 10.59 23.34 30.45 33.19 31.35

be1l 25.67 30.84 36.23 42.56 50.91

be2l 36.26 54.18 66.68 75.75 82.26

Число pабочих лопаток - 31. шт.

Также с помощью программы OCK.EXE получены планы скоростей для пяти цилиндрических сечений по высоте лопатки (рисунок 1.1).



Рисунок 1.1а - Планы скоростей для сечений лопатки по высоте

Рисунок 1.1б - Планы скоростей для сечений лопатки по высоте

Рисунок 1.2 - Изменение углов потока в абсолютном и относительном движении по высоте лопатки

Рисунок 1.3 - Изменение расходной и окружной составляющих абсолютной скорости по высоте лопатки

Рисунок 1.4 - Изменение приведенных скоростей по высоте лопатки в абсолютном и относительном движении

Рисунок 1.5а - сечения лопатки на пяти радиусах

Рисунок 1.5б - сечения лопатки на пяти радиусах

1.3 Профилирование решетки рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления

Расчет производится для трех сечений (втулочного, среднего и периферийного) на основании данных по планам скоростей. Обобщим полученные в них данные и определим недостающие значения параметров.

Таблица 1.3 ? Параметры для планов скоростей

Параметр	Размерность	Сечение
		Втулочное	Среднее	Периферийное
	м/с	231,0	273,2	316,4
	м/с	185,8	177,4	166,8
	м/с	329,961	330,884	331,985
	--	0,7001	0,8257	0,9531
	м/с	208,3	200,2	213,4
	м/с	247,6	252,8	229,7
	м/с	343,5	342,8	346,0
	--	0,7208	0,7375	0,6639
	град	74,8	65,5	55,2
	град	54,7	42,1	29,7
	град	50,9	36,2	25,7
	град	75,8	57,9	32,2
	град	20,1	23,4	25,5
	град	24,9	21,7	6,5

Для расчета выбираем значения , , определяем величину густоты решетки на среднем радиусе , считаем и уточняем значения Z, tCP, bCP, . Определение густоты решетки РК производится на номинальном режиме, который характеризуется бессрывным обтеканием решетки при отсутствии резкого роста потерь. Отношение к углу на номинальном режиме определяет запас по срыву компрессорной решетки. Принимаем = 0,9. Определяем значение в зависимости от угла из рисунка 1.6. Требуемая густота решетки определяется по графику в зависимости от параметра Е (рисунок 1.7).

Результаты расчетов сведены в таблицу 1.4.

компрессор турбина сопло самолет



Рисунок 1.6- Зависимость от угла выхода потока из решетки

Рисунок 1.7 - Зависимость Е от густоты решетки

Расчет среднего и втулочного диаметров производится исходя из полученных значений окружных скоростей согласно зависимости:

Таблица 1.4 - Результаты расчета решеток профилей дозвукового осевого компрессора на среднем радиусе

Параметры	Размерность	Величина
DK	м	0,614
DCP	м	0,475
DBT	м	0,314
	м	0,0725
(выбирается)	--	3
	м	0.05
	град	21.7
	--	0.9
	град	24.111
	град	57.9
	град	17
	--	1.418
	--	1.0
- для обеспечения на втулке шага 1.0…1.5	м	0.05
	шт.	29.8
Z (округленно)	шт.	29
	м	0.05142
	м	0,0514
	--	2.919

Таблица 1.5 - Параметры потока и решеток профилей по радиусу

Параметр	Размерность	Сечение
		Втулочное	Среднее	Перифер.
b=bCP=const	м	0,0514
D	м	0,314	0,475	0,614
	м	0,03399	0,05142	0,06652
b/t	--	1,513	1,0	0,773
i	град	0	0	0
	град	75,8	57,9	32,2
(выбирается)	--	0,5	0,5	0,5
	--	0,2584	0,2942	0,3456
	град	24,9	21,7	6,5
	град	31,523	30,745	10,710
	град	6,623	9,045	4,210
	град	50,9	36,2	25,7
	град	50,9	36,2	25,7
	град	82,423	66,945	36,410
К (выбирается)	--	0,5	0,5	0,5
	град	15,762	15,373	5,355
	град	15,762	15,373	5,355
	м	0,18217	0,18702	0,54854
	м	0,09464	0,09698	0,27547
	м	0,05206	0,05203	0,05148
	град	66,662	51,573	31,055
	м	0,04721	0,04028	0,02652
(выбирается)	--	0,07	0,06	0,05
	м	0,00360	0,00309	0,00257
	м	0,026	0,0357	0,0345
	м	0,02638	0,030367	0,028845
	--	0,985609	1,175609	1,196053
	--	0,75	0,88	0,89
	--	0,86	0,99	0,99
	--	0,805	0,935	0,94
	--	0,7001	0,8257	0,9531

Далее следует построение аэродинамического профиля решетки.

Построение средней линии профиля осуществляется на основе выбранной дуги в виде дуги окружности. Хорду разбивают на 10 равные по длине участков, которые совпадают с осью абсцисс. Ординаты средней линии вычисляются по приближённой зависимости:

. (1.2)

Результаты расчёта координат средней линии приведены в таблице 1.6.

Таблица 1.6 - Результаты расчёта координат средней линии

	0	10	20	30	40	50	60	70	80	90	100
	0	5,14	10,28	15,43	20,57	25,71	30,85	35,99	41,13	46,28	51,42
	0	1,306	2,322	3,048	3,483	3,628	3,483	3,048	2,322	1,306	0
	0	1,272	2,262	2,969	3,393	3,534	3,393	2,969	2,262	1,272	0
	0	0,434	0,771	1,012	1,157	1,205	1,157	1,012	0,771	0,434	0

Далее строим аэродинамический профиль, рассчитанный на работу при дозвуковых скоростях.

Относительные координаты исходного аэродинамического профиля приведены в таблице 1.7.



Таблица 1.7 - Относительные координаты исходного аэродинамического профиля

0	0	30	49,27
1,0	11,4	35	49,86
1,5	14,3	40	50,0
2,5	18,5	50	48,58
5	25,5	60	44,42
7,5	30,9	70	37,83
10	35,25	80	28,5
15	41,6	90	17,22
20	45,5	95	10,03
25	47,88	100	0

Для вычисления ординат рассчитанного профиля используется зависимость:

. (1.3)

Результаты пересчёта координат исходного профиля в координаты рассчитанного профиля сводятся в таблицу 1.8.

Таблица 1.8 - Результаты пересчёта координат исходного профиля в координаты рассчитанного профиля

X, мм	Сечение
	Втулочное	Среднее	Периферийное
0	0	0	0
0,514	0,410	0,352	0,293
0,771	0,515	0,441	0,368
1,285	0,666	0,571	0,476
2,571	0,918	0,787	0,656
3,856	1,112	0,953	0,794
5,142	1,269	1,087	0,906
7,713	1,497	1,283	1,069
10,283	1,638	1,404	1,170
12,854	1,723	1,477	1,231
15,425	1,773	1,520	1,267
17,996	1,795	1,538	1,282
20,567	1,800	1,543	1,285
25,709	1,748	1,499	1,249
30,850	1,599	1,370	1,142
35,992	1,362	1,167	0,973
41,134	1,026	0,879	0,733
46,275	0,620	0,531	0,443
48,846	0,361	0,309	0,258
51,417	0	0	0

На основании полученных данных строятся три сечения (втулочное, среднее и периферийное сечения) лопатки решетки профилей РК. Построение ведется путем проведения окружностей радиусом уВ=уН, центры которых лежат на средней линии. Далее получается профиль спинки и корытца очерчиванием полученных окружностей плавной кривой -- параболой.

Спроектированный ступень компрессора обеспечивает углы потока, лежащие в допустимых пределах (град. и град). Полученные значения густоты решётки на среднем радиусе соответствуют рекомендуемым (1,0…1,5 для первых ступеней). Числа Маха по абсолютной и относительной скорости потока Mw1c1 < 1, т.е. не достигает местной скорости звука; следовательно, явление запирания канала не возникает.

Таким образом, рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.

2 РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Расчет и построение решеток профилей осевой газовой турбины выполняется по методическим указаниям на основании газодинамического расчета на среднем радиусе.

2.1 Выбор закона профилирования

Применение закона профилирования и значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре. При сопловые лопатки первой ступени турбины являются некручеными и имеют почти постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения.

2.2 Расчет параметров потока

Исходным для определения параметров потока по радиусу является расчет ступеней турбины на среднем радиусе. Основные исходные данные для расчета потока в турбинной решетке по радиусу представлены ниже:

? и - физические константы рабочего тела;

? D1ср = 0,620 D2ср = 0,620 ? средние диаметры на входе и выходе из РК;

? h1 = 0,132 м, h2 = 0,135 м ? высота лопатки на входе и выходе из РК;

? ц = 0,963 ? коэффициент скорости решетки соплового аппарат (СА);

? ш = 0,947 ? коэффициент скорости решетки РК;

? л1 = 0,878 ? приведенная скорость потока перед РК;

? сТ = 0,336 ? термодинамическая степень реактивности на среднем диаметре;

? С1а = 177 м/с, С2а = 217 м/с ? осевые составляющие абсолютной скорости на входе и выходе из РК;

? С1u = 559 м/с, С2u = ?33,5 м/с ? окружные составляющие абсолютной скорости на входе и выходе из РК;

? б1 = 17,6 град ? угол потока в абсолютном движении на выходе из СА;

? в1 = 45,4 град ? угол потока в относительном движении на входе в РК;

? в2 = 27,5 град ? угол потока в относительном движении на выходе из РК;

? G1 = 12,6 кг/с ? массовый расход газа на входе в РК;

? G2 = 37,3 кг/с ? массовый расход газа на выходе из РК;

? n = 11830,4 об/мин ? частота вращения ротора;

? Т2* = 1180 К ? температура газа за РК по заторможенным параметрам.

Исходные данные для газодинамического расчета ступени турбиныы заносятся в файл исходных данных OCТ.DAT (таблица 2.1). Расчет производится программой OCТ.EXE, результаты расчета находятся в файле OCТ.REZ.

Помимо таблицы расчетных данных, программа OCT.EXE позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме.

Таблица 2.1 ? Исходные данные для газодинамического расчета ступени турбины

26 09 11 1 1 1.301 290. Дата, nr, kz, kг, Rг

.620 .620 .132 .135 D1c,D2c,h1,h2

.963 .947 .878 .336 fi,psi,Л1,Roтc

177.00 217.00 559.00 -33.50 C1ac,C2ac,C1uc,C2uc

17.60 45.40 27.50 37.30 37.60 alf1c,be1c,be2c,G1,G2

90.00 90.00 90.00 90.00 90.00 alf0i

11830.4 1180. 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 2.2 ? Результаты газодинамического расчета ступени осевой турбины

Дата 26. 9.11 NR= 1 KZ= 1 Кг = 1.301 Rг = 290.0

D1ср= .6200 D2ср= .6200 h1 = .1320 h2 = .1350

C1aср=177.00 C2aср=217.00 C1uср=559.00 C2uср= -33.50

alf1с= 17.60 be1ср= 45.40 be2ср= 27.50

alf0 = 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00

Л1 = .878 Фи = .963 Пси = .947 Rтс = .336

n =11830.4 T2* = 1180.0

Таблица 1

Изменение параметров потока по радиусу

-----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

-----------------------------------------------------------

r .3767 .3434 .3100 .2766 .2433

ro 1.000 .9114 .8228 .7342 .6457

U 466.7 425.4 384.1 342.7 301.4

C1u 474.3 512.9 559.0 615.3 685.7

C1a 150.1 162.3 177.0 194.9 217.3

alf1 17.60 17.60 17.60 17.60 17.60

C1 497.5 537.9 586.4 645.4 719.3

be1 87.12 61.69 45.33 35.56 29.48

C2u -13.34 -22.12 -33.50 -48.59 -69.16

W2u 480.1 447.5 417.6 391.3 370.5

C2a 205.0 211.7 217.0 220.4 221.5

be2 23.12 25.32 27.46 29.39 30.87

Л1 .7449 .8055 .8780 .9665 1.077

Rт .5220 .4411 .3360 .1954 .7376E-03

T2w 1272. 1260. 1249. 1240. 1233.

Л2w .8083 .7703 .7352 .7042 .6789

Л1w .2327 .2869 .3888 .5255 .6944

Л2 .3302 .3422 .3530 .3628 .3730

dbe 69.76 92.99 107.2 115.1 119.7

alf2 86.28 84.04 81.22 77.57 72.66

Профилирование лопатки РК по радиусу

-----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

-----------------------------------------------------------

ro 1.000 .9114 .8228 .7342 .6457

b 28.30 28.30 28.30 28.30 28.30

t 24.92 22.71 20.50 18.30 16.09

t/b .8805 .8025 .7245 .6465 .5685

i -2.119 1.313 3.666 7.438 10.52

delt .3042 .5245 .8104 1.113 1.391

Cm .2040 .2220 .2400 .2580 .2760

xcm .3155 .3038 .2998 .3031 .3080

be1l 85.00 63.00 49.00 43.00 40.00

be2l 22.82 24.79 26.65 28.27 29.47

bey 39.02 49.42 61.61 68.96 73.43

r1 1.330 1.450 1.560 1.680 1.800

r2 .6700 .6700 .6700 .6700 .6700

Число pабочих лопаток - 95. шт.

Также с помощью программы OCТ.EXE получены планы скоростей для пяти цилиндрических сечений по высоте лопатки (рисунок 2.1).

Рисунок 2.1а - Планы скоростей для сечений турбинной решетки

Рисунок 2.1б ? Планы скоростей для сечений турбинной решетки

Рисунок 2.2а - сечение лопатки РК на пяти радиусах

Рисунок 2.2 б - сечение лопатки РК на пяти радиусах

2.3 Расчетное определение геометрических параметров решеток профилей

Исходными данными для определения геометрических параметров решеток профилей являются треугольники скоростей на трех радиусах (втулочной, среднем и периферийном) и конструктивные параметры (рекомендуемые величины хорды и шага решетки), полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем радиусе.

В целях удобства вычислений и графических построений вычисляем в миллиметрах следующие геометрические параметры решетки:

1) Радиусы расположения среднего, втулочного и периферийного сечений проточной части [таблица.2.2]

2) Шаг решетки

3) Хорда профиля лопатки

4) Угол установки профиля лопатки в решетке

5) Геометрический угол решетки на входе выбирается из рисунка 2.3 в зависимости от углов и .

Рисунок 2.3 - обобщенные зависимости для выбора углов решетки на входе

6) Геометрический угол решетки на выходе .

Из рисунка 2.4 в зависимости от л2w выбираем угол отставания . Поскольку л2w > 0,8, то .Поэтому

Рисунок 2.4 - зависимость угла отставания в решетке от л2w и

7) Угол отгиба входной кромки, выбираемый с учетом характера его изменения по высоте лопатки

8) Ширина горла межлопаточного канала

9) Относительная толщина профиля лопатки

10) Абсолютная толщина профиля лопатки

11) Относительное удаление максимальной толщины профиля

12) Абсолютное удаление максимальной толщины профиля

13) Радиус скругления входной кромки

14) Радиус скругления выходной кромки

15) Угол заострения входной кромки

где Lпр ? длина развертки профиля, определяемая по формуле:

16) Угол заострения выходной кромки

17) Угол отрезка, касательного спинке профиля в горле канала

Результаты расчета геометрических параметров решеток профилей занесем в таблицу 2.3.

Таблица 2.3 ? Геометрические параметры решеток профилей ступени турбины

№ п/п	Параметр	Размерность	Значения параметров в сечениях
			втулочном	среднем	периферийном
1	r	мм	243.3	310	376.7
2	t	мм	16.09	20.50	24.91
3	b	мм	28.3	28.3	28.3
4	ву	град	84.74	65.81	43.63
5	в1Л	град	40	49	85
6	в2Л	град	28.87	26.46	22.62
7	е	град	19	19.5	20
8	а	мм	7.77	9.14	9.58
9		?	0.276	0.24	0.204
10	Смах	мм	7.81	6.79	5.77
11		?	0.3061	0.2992	0.3149
12	ХС	мм	8.66	8.47	8.91
13	R1	мм	1.80	1.56	1.33
14	R2	мм	0.67	0.67	0.67
15	щ1	град	47.32	42.40	36.90
16	щ2	град	8	8	8
17	ч	град	43.87	41.96	38.62

На основании полученных данных строятся профили сечений лопатки рабочего колеса турбины.

Профиль в следующей последовательности. Чертится окружность радиусом R2, касательно к ней прямая под углом ву. Из центра окружности строится дуга радиусом (b?R2), касательно к ней и прямой строится окружность радиусом R1. На расстояние t копируются полученные окружности кромок и линия хорды. Строятся отрезки, касательные к средней линии профиля под углами в1Л и в2Л. Далее строятся отрезки касательные к кромкам профиля с углами между друг другом щ1 и щ2 соответственно, причем отрезки под углами в1Л и в2Л являются биссектрисами этих углов. Чертится окружность радиусом (а+R2), касательно к ней проводится прямая под углом ч. Профиль спинки проходит через точку их пересечения. Большая часть спинки от входной кромки до горла решетки очерчена дугой. С выходной кромкой соединяется плавной кривой.

На удалении ХС от входной кромки касательно к спинке лопатки чертится окружность диаметром Сmax. Касательно к ней и входной кромке проводится дуга корытца профиля, которая соединяется плавной кривой с выходной кромкой.

Таким образом, в результате проведенного газодинамического расчета первой ступени турбины высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей и решетки профилей для втулочного, среднего и периферийного сечений. Во втулочном сечении соотношение скоростей W2 > W1 выполняется, а б2>55є. Однако ?в=119,7, что больше допускаемого 120є, т.е. имеется местная диффузорность канала. В связи с этим увеличен геометрический угол на входе до величины і = 12є , что позволяет утверждать о величине диффузорности до 5%, что не требует корректировки профиля.

3. РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Расчет камеры сгорания (КС) проводится по методическим указаниям. Целью расчета есть определение геометрических размеров камеры.

Камера сгорания ГТД предназначена для подвода тепла к рабочему телу путем сгорания топлива в кислороде воздуха. Воздух в КС подается из компрессора через диффузор, в котором скорость воздуха снижается примерно в 5…6 раз для уменьшения потерь давления в КС. Затем поток попадает в широкую полость, где, разделяясь, обтекает жаровую трубу. В жаровой трубе для предотвращения срыва пламени создают область малых скоростей в виде зоны обратных токов с помощью завихрителей (в начале жаровой трубы, в т.н. первичной зоне).

За первичной зоной находится промежуточная, куда поступает основная часть вторичного воздуха через отверстия в жаровой трубе. За счет этого воздуха происходит догорание в отдельных областях переобогащенных топливом газовых образований. Сам участок жаровой трубы от форсунок до места окончания горения называется зоной горения.

За зоной горения следует зона смешения, куда подается смесительный воздух, диаметр струй которого выбирают в зависимости от высоты проточной части жаровой трубы. Заканчивается КС газосборником.

В зависимости от направления течения потока газа различают прямоточные, противоточные и петлевые схемы КС. Для проектируемого ГТД (согласно с прототипом) выбрана схема кольцевой прямоточной КС.

Исходными данными для расчета КС являются:

? GBКI = 36,7 кг/с ? расход воздуха;

? = 487,1 К ? полная температура воздуха на входе в КС;

? = 1365 К ? полная температура газа на входе в турбину;

? = 513700 Па ? полное давление воздуха на входе в КС;

? угидр = 0,955 ? потери полного давления вследствие гидравлического сопротивления;

? утепл = 0,97 ? потери полного давления вследствие теплового сопротивления;

? зГ = 0,98 ? коэффициент полноты сгорания топлива;

? зЗГ = 0,83 ? коэффициент полноты сгорания в зоне горения;

? ? количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг авиационного керосина;

? Нu = 43000 кДж/кг ? теплотворная способность топлива;

? б = 2,69 ? коэффициент избытка воздуха в камере сгорания;

? бф = 0,5 ? коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства;

? бЗГ = 1,49 ? коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения;

? геометрические параметры и соотношения (согласно камере сгорания прототипа) приведены в таблице 3.1.

Таблица 3.1 ? Геометрические параметры и соотношения камеры сгорания

Название параметра	Обозначение	Единицы измерения	Значение
1. Компрессор
Наружный диаметр на выходе	DК	м	0,544
Относительный диаметр втулки на выходе		?	0,767
2. Турбина
Наружный диаметр на входе	DТ	м	0,752
Относительный диаметр втулки на входе		?	0,649
3. Корпус камеры сгорания
Относительный диаметр КС-прототипа		?	1,51
Относительный внутренний диаметр КС-прототипа		?	0,19
4. Жаровая труба и фронтовое устройство
Относительный диаметр жаровой трубы		?	0,935
Относительный внутренний диаметр жаровой трубы		?	0,420
Относительный диаметр фронтового устройства		?	0,62
Относительный внутренний диаметр фронтового устройства		?	0,23
Коэффициент учета зазора между головками даровой трубы	е	?	0,5
5. Длинновые параметры
Относительная длина диффузора КС		?	0,67
Относительная длина жаровой трубы		?	1,69
Относительная длина головки жаровой трубы		?	0,21
Относительная длина зоны горения		?	0,53
Относительная длина газосборника жаровой трубы		?	0,76

Выполним расчет кольцевой камер сгорания по программе GDRKS.EXE . Исходные данные газодинамического расчета камеры сгорания размещаются в файле исходных данных GDRKS.DAT, а результаты расчета, получаемые по программе GDRKS.EXE, заносятся в файл GDRKS.REZ [таблица 3.2].

Таблица 3.2 - Геометрический расчет кольцевой камеры сгорания

Gв Tк* Tг* Pк* б гидр б тепл КПДг КПДзг

36.700 487.100 1365.000 5.137E+05 0.955 0.970 0.980 0.83

ALFA0 Hu ALFA ALFAф ALFAзг

14.8 4.300E+07 2.690 0.500 1.490

_ _ _ _

Dк dк Dт dт Dкс dкс

0.544 0.767 0.752 0.649 1.510 0.190

_ _ _ _

Dж dж Dф dф E

0.935 0.420 0.620 0.230 0.500

_ _ _ _ _

lд lж lг lгс lзг

0.670 1.690 0.210 0.530 0.760

_

Kн Kвн lц

0.000 0.000 0.000

-------------------------------------------------------------------------

Результаты расчета:

Gт Gф Gзг Gв см Gг

0.922 6.82 20.33 16.37 37.62

Tзг* Cp зг [RO]зг [RO]к Dкс ср

1670.5 1211.4 1.07 3.67 0.591

Dк Dк вн Dкс h кс Dкс вн

0.544 0.417 0.821 0.333 0.156

Dт Dт вн Dж h ж Dж вн

0.752 0.488 0.768 0.223 0.323

Fкс Fж Vж тр h в h н

0.5108 0.3816 0.1436 0.0550 0.0550

l кс l д l ж тр l г l зг

0.526 0.149 0.376 0.047 0.169

l з см l гс Z Dф Dф вн

0.207 0.118 16 0.138 0.032

Qv Cж тр Cсм

1895336 49.89 34.47

Fкс опт Fж опт

0.3437 0.2125

EJco EJcн EJno

44.2 9.8 2.8

Как видно, отличия параметров незначительны. Поэтому расчет выполнен правильно. По полученным размерам построена схема камеры сгорания с указанием характерных сечений и размеров.

Рисунок 3.1 - Схема проточной части камеры сгорания

Таким образом, спроектированная КС имеет высокий коэффициент полноты сгорания топлива зГ = 0,98, допустимые значения скоростей потока в характерных сечениях, ее теплонапряженность соответствует таковой для двигателей большого ресурса (1,0…2,0 кДж/чм3).

В остальном характеристики камеры сгорания схожи с характеристиками камеры-прототипа.

4. РАСЧЕТ РЕАКТИВНОГО СОПЛА

Расчет реактивного сопла проводится по методическим указаниям [5].

Реактивное сопло является той частью двигателя, в которой происходит окончательное расширение продуктов сгорания, т.е. преобразование оставшегося после турбины теплоперепада в кинетическую энергию. Основное требование, предъявляемое к выпускной системе ГТД - чтобы процесс истечения происходил с минимальными потерями.

Прототип проектируемого двигателя оснащен дозвуковым сужающимся соплом.

4.1 Расчет параметров потока в реактивном сопле

Расчет проводится для максимально режима с использованием исходных данных из термогазодинамического расчета двигателя:

? ? показатель изоэнтропы;

? ? теплоемкость при постоянном давлении;

? ? универсальная газовая постоянная;

? ТТ*= 1180 полная температура на входе в сопло;

? С0 = 217с ? скорость на входе в сопло;

? ? полное давление на входе в сопло;

? GГ = 37,6 кг/с ? расход газа;

? ? коэффициент восстановления полного давления в сопле;

?

?

Расчет параметров потока в сверхзвуковом сопле Лаваля осуществляется с помощью программы SOPLO.EXE. Результаты расчета содержатся в файле DATA.REZ [таблица 4.1].

Таблица 4.1 - Газодинамический расчет сужающегося сопла

-------------------------------------------------------------------

----------------------- Исходные Данные -----------------------

Kг = 1.301

Rг = 289.0 Дж/кг·К

_тр = 0.08

Co = 217 м/с

Tт° = 1180 К

Pт° = 237000 Па

бпк = 1.0

Gг = 37.6 кг/с

Mo = 0.99

бc = 0.98

Pн = 101325 Па

Чc = 0.975

-------------------------------------------------------------------

--------------------- Результаты Расчета ----------------------

Cpг = 1249 Дж/кг·К

Пкр = 1.833

Lтр = 1884 Дж/кг

To° = 1178 К

To = 1160 К

Лo = 0.350

Po° = 237000 Па

Po = 221046 Па

рo = 0.6596 кг/ммм

Fo = 0.2654 мм

roн = 0.2906 м

Pc° = 232260 Па

Пcп = 2.339

Pc = 129295 Па

Пc = 1.833

Cc = 605.1 м/с

Лc = 0.975

Tc = 1032 К

рc = 0.4335 кг/ммм

Fc = 0.1448 мм

rc = 0.2147 м

-------------------------------------------------------------------



Рисунок 4.1 - сужающееся сопло

В результате расчета сужающегося сопла получен его геометрический облик и параметры потока на входе и на выходе из него.

Наружный диаметр кольцевого канала

Внутренний диаметр кольцевого канала

ВЫВОДЫ

В результате выполнения данного задания освоена методика расчета параметров потока в ступенях компрессора, турбины, в камерах сгорания и выходных устройствах. Помимо этого освоена методика построения решёток профилей ступеней лопаточных машин и способы профилирования геометрии проточной части камер сгорания и выходных устройств.

В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени компрессора высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей и решетки профилей рабочего колеса. Спроектированный ступень компрессора обеспечивает углы потока, лежащие в допустимых пределах (град. и град). Полученные значения густоты решётки на среднем радиусе соответствуют рекомендуемым (1,0…1,5 для первых ступеней). Числа Маха по абсолютной и относительной скорости потока Mw1c1 < 1, т.е. не достигает местной скорости звука; следовательно, явление запирания канала не возникает.

В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени турбины высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей и решетки профилей для втулочного, среднего и периферийного сечений.

Спроектированная камера сгорания имеет высокий коэффициент полноты сгорания топлива зГ = 0,98, допустимые значения скоростей потока в характерных сечениях, ее теплонапряженность соответствует таковой для двигателей большого ресурса (1,0…2,0 кДж/чм3).

В результате расчета сужающегося сопла получен его геометрический облик и параметры потока на входе и на выходе из него.

Перечень ссылок

1. В.Ю. Незым. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1988 - 41 с.

2. Курсовой проект по теории лопаточных машин - Х.: НАКУ, 2009 ? 59с.

3. В.А. Коваль. Профилирование лопаток авиационных турбин: Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986 - 48 с.

4. В.П. Герасименко, А.А. Никишов. Проектир...