Турбовальний двигатель на базе Д-136

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Турбовальний двигатель на базе д-136

Объяснительная записка к курсовой работе

по дисциплине “ Теория и расчет лопастных машин ”

2010

Задание

Турбовальный двигатель (ТВаД) для многоцелевого вертолета.

Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0

Рекомендуемые параметры:

- ^*_К =18.35 - степень повышения давления в компрессоре;

- T_Г^*=1485 К - температура газа перед турбиной (по заторможенным параметрам).

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Д - 136.

Параметры прототипа:

- = 8380 кВт;

- = 0,269 кг/кВт*ч;

- G_в = 36 кг/с;

- ^*_К=18,3;

- Т*_Г = 1478 К.

Содержание

Реферат

Введение

Условные обозначения

1 Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1 Температура газа перед турбиной

1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины

1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя

1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

1.3 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе

2. Согласование параметров компрессора и турбины

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчёта

2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя

3. Газодинамический расчёт многоступенчатого осевого компрессора

3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ

3.2 Расчёт первой ступени компрессора высокого давления

4. Профилирование ступени компрессора

5. Газодинамический расчёт турбины

5.1 Расчёт турбины на ЭВМ

5.2 Газодинамический расчёт турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

Выводы

Перечень ссылок

Реферат

В результате термогазодинамического расчета определены основные параметры двигателя.

Сформирован облик ТВаД, получен уровень загрузки турбин.

Произведены газодинамические расчеты узлов двигателя: компрессора низкого давления, компрессора высокого давления, а именно осевой его части и ценробежной ступени, турбины высокого давления, турбины низкого давления, турбины винтовентилятора. В результате получены энергетические, кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.

Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора высокого давления.

Введение

Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.

В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сфере пассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в военно-транспортной авиации заключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного роста перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастание грузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолетов рассчитана на дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 - 2015 гг. заметная часть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолетами. В целом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.

Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют на формирование облика самолетов и двигателей: экономический и социально-психологический.

Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т. п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкам фирмы «Боинг», доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямо или косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.

Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.

Оба эти фактора выдвигают конкретное требование к самолетам и двигателям и определяют основные направления их развития. Сейчас проявляется тенденция к тому чтобы заменять ТВД ТВаДами так как вторые намного проще конструировать и проводить их регулировку, примером такого двигателя является ТВ3-117ВМА СБМ1, а так же разрабатываются новые двигатели на базе ТВаД. Так же ТВаД является незаменимым типом двигателей для вертолетов.

Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружных скоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовых газогенераторов и т. п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.

В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив и ограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальной экономии топлив при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяется различными путями - совершенствованием эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винтовентиляторных).

В перспективе ожидается освоение нового вида авиационного топлива - жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличаться низким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.

Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета. Этот анализ практически невозможно провести без применения ЭВМ.

Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производиться на основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенства авиадвигателей во времени.

турбовальный двигатель турбина компрессор

Условные обозначения

- удельный расход топлива, ;

- удельная теплоемкость, ;

- массовый расход, ;

- площадь проходного сечения, ;

- высота полета, ;

- низшая теплотворная способность топлива, ;

- удельное теплосодержание, ;

- показатель изоэнтропы;

- удельная работа, ;

- количество воздуха в килограммах, теоретически необходимое для

сжигания топлива, ;

- число Маха;

- мощьность двигателя,;

- давление,;

- газодинамическая функция давления;

- относительный расход топлива;

- газовая постоянная, ;

- температура,;

- газодинамическая функция температуры;

- коэффициент избытка воздуха;

- коэффициент полезного действия (КПД);

- коэффициент полноты сгорания в камере сгорания;

- механический КПД;

- степень подогрева газа в камере сгорания;

- приведенная скорость;

- степень повышения полного давления в компрессоре;

- коэффициент восстановления полного давления;

- коэффициент скорости реактивного сопла;

- критическая скорость, ;

- скорость движения воздуха или газа, ;

- окружная скорость, ;

- диаметр, ;

- относительный диаметр втулки;

- высота лопатки, ;

- константы в уравнении расхода;

- плотность воздуха, ;

- степень понижения полного давления в турбине;

- число ступеней компрессора или турбины;

- коэффициент нагрузки ступени турбины.

Сокращения:

Н - невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;

В - воздух; компрессор и сечение перед ним;

Ввд - сечение на входе в компрессор высокого давления;

Вх - сечение на входе во входное устройство.

Вых - значение параметра на выходе из канала;

К - компрессор и сечение за ним;

КС - камера сгорания;

г- газ и сечение за камерой сгорания;

т- турбина и сечение за турбиной вентилятора;

твд - турбина высокого давления и сечение за ней;

кр - критические параметры;

с - сечение на срезе реактивного сопла;

- общее, суммарное значение параметра;

ГТД - газотурбинный двигатель;

ТВаД - турбовальный двигатель;

КВД - компрессор высокого давления;

ТВД - турбина высокого давления;

ТНД - турбина низкого давления;

ТС - свободная турбина.

ТрЗС - трансзвуковая ступень;

СА - сопловой аппарат;

РК - рабочее колесо.

1 Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя

1.1.1 Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Тг* = 14850 К.

1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре

При разработке вертолетных ГТД на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности. Несмотря на благоприятное влияние повышения Пк* на удельные параметры двигателя, применение больших значений Пк* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений Пк* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки. Для получения оптимального Сэ принимаем Пк* =18,35.

1.1.3 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 компрессора.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0.88..0.9. Принимаем =0.9.

Т.о, получаем =0,842.

Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранных значения Тг*, в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

т.к. Тг*>1250К,

где = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.

Т.о, =0.89.

1.1.4 Потери в элементах проточной части

Для всех предварительных термогазодинамических расчетов ниже перечисленные коэффициенты принимаем одинаковые.

Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет =0.97..1.0. Принимаем =0.97.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смещении струй, при повороте потока (=0.93..0.97). Принимаем =0.97.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно 0.97..0.98. Принимаем =0.982.

Суммарные потери полного давления в камере сгорания подсчитываются по формуле:

=*=0.97*0.982=0.952.

Потери тепла в камере сгорания главным образом связаны с неполным сгоранием топлива и оценивается коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений =0.97..0.99. Принимаем =0.99.

При отсутствии переходного патрубка между турбиной компрессора и свободной турбиной коэффициент восстановления полного давления =1.

Выходное устройство вертолетных ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления: у_р.н =0.98.

1.1.5 Скорость истечения газа из выходного устройства

Скорость истечения газа из вертолетного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны при очень малых значениях С чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения газа из вертолетного ГТД выбирают в интервале С=80…120м/с. Принимаем С=100 м/с.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1..2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно =0.98..0.99. Принимаем =0.985.

1.2 Термогазодинамический расчет

Таблица 1.2.1 Исходные данные

Таблица 1.2.2 Результаты расчета

1.2.1 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе

В результате расчета определяем основные удельные параметры двигателя (удельная мощность, удельный расход топлива, расход воздуха, обеспечивающий требуемую мощность), температуры и давления заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя, и основные параметры, характеризующие работу его узлов.

Исходные данные для расчета сведены в таблицу 1.2.3

Таблица 1.2.3

H	0	упт	0.99	зст=0.9
Mн	0	урн	0.97	зтк нохл* =0.92
Nе	8800	зм	0.985	к =1.4
Тг*	1485	зред	0.985	R =287
р*к	18,35	зв	1	кг =1.33
зк	0.855	cc	100	Rг =288
зтк*	0.890	Нu	0.43*108	н =1
зтв*	0.915	Lo	14.8	икс=1.94
увх	0.97	cp	1005
укс	0.952	cрг	1229
зг	0.99	угидр	0.97

Термогазодинамический расчет выполняем для G_в =1 кг/с.

Вход в двигатель (сечение Н-Н)

По таблице параметров стандартной атмосферы для Н=0 находим

Т_н = 288,15 К и P_н = 101325 Па.

Так как М_н = 0, то Т_н^* = 288,15 К и P_н^* = 101325 Па.

Вход в компрессор(сечение В-В)

При отсутствии теплообмена во входном устройстве ГТД полная температура потока не изменяется, а полное давление уменьшается из-за гидравлических потерь. Следовательно, температура и давление воздуха на входе в компрессор равны:

T_в^*= T_н^*=288,15 К;

P_в^*= P_н^* *у _вх = 101325*0,97 = 98285,25 Па;

Выход из компрессора (сечение К-К)

Определяем параметры воздуха на выходе из компрессора и работу компрессора:

; з_к^*= з_к/з_m=0,842/0,99=0,86;

подставляя значения, имеем:

P_k^* = P_в^**р_к^* = 98285,25*18,35 =1803534,3 Па,

L_k = c_p(T_k^*- T_в^*)/з_m' = 1005*(725,01-288,15)/0,99 = 443479,1 Дж/кг.

Выход из камеры сгорания(сечение Г-Г)

Температура газа на выходе из камеры сгорания входит в перечень исходных данных и составляет: T_г^*=1485 К.

Давление определяем по формуле: P_г^* = у_кс*P_к^*, где у_кс= 0,952 (см. выбор параметров). Подставляя значения, имеем:

P_г^* =0,952*1803534,3= 1717866,46Па.

Относительный расход топлива определяем по уравнению Ильичева:

,

где значения C_pT_г^*, iT_г^* для продуктов сгорания авиационного керосина C_pT_k^* и для воздуха находят в зависимости от Т_г^* и Т_k^*.

Определяем при Т_г^* = 1485 К.

C_pT_г^* = 1617,09кДж/кг;

iT_г^* = 3979,11 кДж/кг;

C_pT_k^* = 740.45 кДж/кг. Подставляя значения в формулу, вычисляем:

Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания равен:

,

где L₀ - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива. Для природного газа L₀ = 14,8 кг_возд./кг_топл. и

H_u = 43000 кДж/кг.

Выход из турбины компрессора (сечение ТК-ТК)

Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, поступающего на вход в компрессор, на величину расхода топлива, введенного в камеру сгорания и воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя. Однако в первом приближении допускается принимать расходы воздуха и газа равными, то есть G_в=G_г. Следовательно, работу турбины компрессора определяют с учетом механического КПД по соотношению:

;

значит =450232,6 Дж/кг.

Степень понижения полного давления в турбине компрессора вычисляем по формуле:

Температуру на выходе из турбины компрессора определяем по соотношению:

K.

Так как не имеется переходного канала, значит гидравлических потерь, заданными коэффициентом восстановления полного давления у_пт нет, то есть для определения давления перед свободной турбиной используем формулу:

Па.

Выход из свободной турбины (сечение ТС-ТС)

Для определения работы винта используем соотношение:

,

где з_p - КПД процесса расширения в свободной турбине и выходном устройстве,в первом приближении принимаем его равным з_p = з_тв^*;

C_c - скорость истечения газа из двигателя;

L_св - свободная работа цикла, равная:

Дж/кг.

Дж/кг.

Полученное значение работы винта L_тв' является приближенным из-за неточного задания з_р. Соответствующие этой величине L_тв' значения температуры и давления газа за турбиной винта и на срезе выходного устройства определяем по формулам:

K.

K.

Па.

Па.

Все эти соотношения записаны в предположении неизменности полной температуры газа в выходном устройстве, т.е. равенстве Т_с^*=Т_т^*.

Уточняем значения L_тв и Т_т^* и вычисляем суммарную степень понижения полного давления в турбине по соотношениям:

, где

Дж/кг.

К;

T_c^*=T_T^*= K.

.

Удельные параметры двигателя

Удельную эквивалентную мощность при работе двигателя на месте определяют по формуле:

кВт*с/кг

Удельный расход топлива для ГТД определяем по соотношению:

кг/кВт*ч.

Мощность двигателя для ГТД определяем из соотношения:

N_e = N_{e уд}*G_в = 12300 кВт.

Выбор параметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой мы использовали такие критерии как удельная мощность Nеуд и удельный расход топлива Се. А основными параметрами рабочего процесса двигателя, влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной Тг* и степень повышения давления в компрессоре Пк*.

В результате термогазодинамического расчета двигателя получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд=390,15 кВтс/кг, удельный расход топлива Сеуд=0,2057 кг/кВтч. Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях. Таким образом, в качестве расчетных примем расчеты на ЭВМ, т.к в ручном счете мы принимали C_p=1229 и К=1.33, что не соответствует истинности, поэтому полученные значения основных удельных параметров проектируемого двигателя на ЭВМ соответствуют уровню значений параметров современных двигателей.

2. Согласование параметров компрессора и турбины

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

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 средним диаметром Dср=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 Dср=const.

При выборе формы проточной части компрессора высокого давления с Dн=соnst, следует учитывать что преимуществом является простота изготовления, Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора высокого давления с Dн=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 газагенератора и свободной турбины ( ГТД - 2 - 1).

Файлы программ формирования облика ГТД - 2 - 1:

gtd.dat - файл исходных данных;

gtd.exe - исполнимый файл;

gtd.rez - файл результатов теплового расчета ТВВД;

sgtd.dat - файл передачи данных теплового расчета;

slgt2.exe - исполнимый файл;

slgt2.rez - файл результатов программы формирования облика ГТД.

Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

Результаты счета заносятся в файл slrd.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe.

В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:

1) входное сечение (в-в), определяющее габариты двигателя и частоту вращения ротора НД;

2) выходное сечение осевого компрессора, определяющее ограничения по относительному диаметру втулки и углу последней ступени

();

3) выходное сечение турбины (т-т), определяющее средний коэффициент нагрузки ступеней свободной турбины, величину скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в лопатках;

4) выходное сечение предпоследнего каскада турбины (ТНД), определяющее аналогичные параметры, что и в сечении т-т.

В расчете предполагается осевое течение во всех расчетных сечениях и равенство расходов воздуха и газа, т.е. .

Для упрощения перехода к следующим этапам расчета двигателя, дополнительно определяются КПД и параметры на входе для каждого каскада компрессора.

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.

Параметры рабочего тела.

В расчетах принимаются:

- для воздуха к = 1,4; R = 287 Дж/(кг*К); C_p = 1005 Дж/(кг*К);

m_в = 0,0404 (кг*К/Дж)^0,5;

- для продуктов сгорания к_г = 1,33; R = 288 Дж/(кг*К); C_p = 1229 Дж/(кг*К);

m_г = 0,0396 (кг*К/Дж)^0,5;

Исходные данные, необходимые для согласования параметров компрессоров и турбин, полученные в ходе теплового расчета двигателя, приведены ниже в табл. 2.1

Мощность двигателя Ne =12300 кВт;

Отношение работы КНД к работе всего компрессора Lкнд/Lк=0.40;

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между КНД и КВД =0.98.

Таблица 2.1

Узел	Параметры
КНД	К=2 Z=6 Dвт/Dк=0.6 Св=185м/с Ск=165м/с Uк=360м/с =0.88
КВД	К=1 Z=7 Dвт/Dк=0.8 Св=185м/с Ск=140м/с Uк=360м/с
ТВД	К=3 Z=1 Dср/Dк=1.04 q(л)=0.26 Cт=165м/с
ТНД	К=3 Z=1 Dср/Dк=1.04 Cг=160м/с Cт=180м/с
ТС	К=2 Z=2 Dср/Dк=1.22 мz=3 Cг=175м/с Cт=210м/с

Для получения более достоверных результатов согласование проводим на ЭВМ.

Увязка параметров турбокомпрессорной части ВРД является одним из самых важных этапов проектирования двигателя. Качественное выполнение этого этапа позволяет обеспечить оптимальные геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в её рабочих лопатках.

Основой расчета является выбор основных геометрических соотношений по прототипу. Предполагается также осевое течение во всех расчетных сечениях двигателя.

Расчет производится с помощью программы Slgt2.exe. Ввод данных производится в диалоговом режиме. Результат представлен в виде распечатки в табл.2.2. Схема увязки турбокомпрессора проектируемого ТваД представлена на рис.2.1.

Таблица 2.2 Результаты расчета

На данном этапе проектирования двигателя были установлены значения: Т, Р,с в основных сечениях двигателя, а также площади этих сечений. Данные, полученные при согласовании, станут основой для проектирования основных узлов двигателя. Результаты согласования не являются окончательными, а будут изменяться на дальнейших этапах расчёта при проектировании и доводке компрессора, турбины.

В результате расчета получили схему проточной части двигателя.

Рис 2.1 Схема проточной части двигателя.

3. Газодинамический расчет компрессора

3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ

Предварительный газодинамический расчет осевого компрессора обычно представляет собой последовательный расчет всех его ступеней на среднем радиусе. При этом предполагается, что параметры потока на среднем радиусе ступени соответствуют осредненным параметрам ступени по высоте лопатки. Для улучшения этого соответствия в качестве среднего радиуса принимают среднегеометрический радиус ступени. Проектируемый компрессор 13-ти ступенчатый, двухвальный, двухкаскадный.

При проектировании газотурбинных двигателей особое место выделяется проектированию компрессора. Именно компрессор является узлом, в зависимости от параметров которого проектируется и камера сгорания, и турбина. Основную часть длины двигателя часто составляет именно компрессор. Это говорит о большом влиянии компрессора на общие габаритные размеры двигателя, а, значит, и на его массу.

Основной частью газодинамического расчета осевого компрессора является окончательное получение геометрических размеров и количества ступеней при сохранении р^*_к. Необходимо эффективно распределить р^*_к, работу и КПД между ступенями компрессора.

Газодинамический расчет осевого компрессора представляет собой последовательный расчет всех его ступеней на среднем радиусе, в предположении равенства параметров на среднем радиусе и постоянства параметров потока, осредненных по ступени.

Изменение коэффициента затраченного напора по ступеням принимаем таким, чтобы наиболее загруженные были средние ступени, а ко входу и выходу из компрессора значение уменьшалось. Первые ступени имеют большое значение удлинения лопатки h/b, работают в ухудшенных условиях (возможная неравномерность поля скоростей, температур и давлений) на входе в компрессор. На последних ступенях в значительной степени на КПД ступени влияет величина относительных радиальных зазоров, что при малой высоте лопаток ступени существенно снижает КПД из-за перетекания рабочего тела через радиальный зазор.

Распределение остальных параметров выполнено в соответствии с рекомендациями, изложенными в [4].

Расходная составляющая скорости уменьшается от входа к выходу для уменьшения концевых потерь в последних ступенях и для того, чтобы иметь умеренные скорости на входе в камеру сгорания. Во избежание падения КПД снижение Са в пределах ступени не должно превышать 10…15м/с [4].

При выборе характера изменения _к вдоль проточной части компрессора необходимо учитывать, что рост температуры потока (а следовательно, и увеличение скорости звука) позволяет выполнить ступени с более высокими степенями реактивности.

Газодинамический расчет компрессора выполнен при помощи программы gdrok.exe. Программа gdrok предназначена для газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора на среднем радиусе. Исходные данные расчета заносятся в файл gdrok.dat, а результаты, получаемые с помощью исполняемого файла gdrok.exe - в файл gdrok.rez. Программа gdrok имеет и программу графического сопровождения gfk.exe, файл исходных данных которой gfk.dat формируется при работе файла gdrok.exe. Использование файла gfk.exe при выполнении расчетов обеспечивает возможность наглядного графического контроля как исходного распределения параметров по ступеням так и получаемых результатов расчета (формы проточной части компрессора, изменения параметров потока по ступеням и треугольников скоростей ступеней на среднегеометрическом радиусе ).

Исходные данные к программе GDROK можно представить в виде массива:



где

расход воздуха на входе в компрессор,

-- заторможенная температура, К;

- полное давление, Па;

-- физические константы рабочего тела;

общая степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура;

степень повышения полного давления в компрессоре низкого давления;

окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления,;

окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления, ;

расходная составляющая скорости потока на выходе из компрессора,;

число ступеней КНД и суммарное число ступеней в компрессоре соответственно;

относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо первой ступени КНД;

коэффициент в уравнении расхода, учитывающий загромождение проходного сечения канала пограничным слоем на стенках;

коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате ступени, во входном направляющем аппарате компрессора;

коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между КНД и КВД;

-- расходная составляющая скорости на входе в ступень,;

затраченный напор ступени, ;

изоэнтропический КПД ступени по параметрам заторможенного потока;

-- кинематическая степень реактивности ступени;

-- угол атаки на рабочие лопатки ступени на среднем радиусе, град;

отношение среднего диаметра первой ступени компрессора высокого давления к среднему диаметру последней ступени КНД;

Часть исходных данных получена в результате выполнения термогазодинамического расчета и согласования компрессоров и турбин.

Результаты расчета, полученные при вводе рассмотренных выше параметров в файл исходных данных программы GDROK, представлены в таблице 3.1.

Таблица 3.1 Исходные данные

Таблица 3.2 Результаты расчета компрессора на ЭВМ

Продолжение таблицы 3.2

На рисунке 3.1 изображена полученная в результате расчетов на ЭВМ проточная часть компрессора.

Рис.3.1 Проточная часть компрессора

На рисунке 3.2-3.14 изображены полученные в результате расчетов на ЭВМ планы скоростей компрессора.

Рисунок 3.2 План скоростей компрессора для ступени №1 на среднем радиусе

Рисунок 3.3 План скоростей компрессора для ступени №2 на среднем радиусе

Рисунок 3.4 План скоростей компрессора для ступени №3 на среднем радиусе



Рисунок 3.5 План скоростей компрессора для ступени №4 на среднем радиусе

Рисунок 3.6 План скоростей компрессора для ступени №5 на среднем радиусе

Рисунок 3.7 План скоростей компрессора для ступени №6 на среднем радиусе

Рисунок 3.8 План скоростей компрессора для ступени №7 на среднем радиусе



Рисунок 3.9 План скоростей компрессора для ступени №8 на среднем радиусе

Рисунок 3.10 План скоростей компрессора для ступени №9 на среднем радиусе

Рисунок 3.11 План скоростей компрессора для ступени №10 на среднем радиусе

Рисунок 3.12 План скоростей компрессора для ступени №11на среднем радиусе



Рисунок 3.13 План скоростей компрессора для ступени №12 на среднем радиусе

Рисунок 3.14 План скоростей компрессора для ступени №13 на среднем радиусе

Ниже представлены графики распределения и (рисунок 3.15); и (рисунок 3.16); , ,,, (рисунок 3.17), построенные по значениям из таблицы 3.2.

Рисунок 3.15 Распределение и по ступеням КНД и КВД



Рисунок 3.16 Распределение и по ступеням КНД и КВД

Рисунок 3.17 Распределение , ,,, по ступеням КНД и КВД

3.2 Расчет первой ступени компрессора низкого давления на инженерном калькуляторе

Газодинамический расчет ступени на среднем диаметре выполняется при определенных упрощающих допущениях: С_2а=С_1а=С_а и U_2cp=U_1cp=U_cp.

Таблица 3.3 Исходные данные

Gв=36.84 кг/с	рст*=1,356	кн=0,988
Тв*=288 К	с1а=185 м/с	кg=1,02
Рв*=98285Па	зст*=0,8700	К=1,4
	увна=0,99	R=287 Дж/кг*К
Uк=360м/с	уна=0,98	ср=1005 Дж/кг*К
Hz=	Мw1доп=0,8049	m=0,04042 (Дж/кг*К)0,5

1. Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:

Т₁^*= Т_в^*=288 К;

Р₁^*= Р_в^*• у_вна=98285*0,985= 97302,15 Па.

2. Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:

Т₃^*= Т₁^*+ H_z/с_р=288+/1005=317,68 К;

Р₃^*= Р_в^*• р_ст^*=98285*1,356=133274,46 Па

3. Окружная скорость на среднем диаметре и :

м/с;

=H_z/к_н•U_ср²=/0,988*296,86²=0,3426.

4. Выбор кинематической степени реактивности:

Т₁^?=Т₁^*-с_1а²/2 с_р=288-185²/2*1005=270,97 К;

W₁^?= М_w1доп• м/с;

,

Принимаем с_к=0,45.

5. Скорость и направление потока на входе в РК:

с_1u=U_ср*(1- с_к-0,5)=296,86*(1-0,45-0,5*0,3426)=112,42 м/с;

с₁= м/с;

л₁=;

Т(л₁)=1-0,1667* л₁²=1-0,1667*0,6971²=0,919;

Р(л₁)= Т(л₁)^3,5=;

q(л₁)= л*(1,2* Т(л₁))^2,5=0,89;

б₁=arcsin(с_1а/с₁)= arcsin(185/216,5)=58,7⁰.

6. Площадь проходного сечения и геометрические размеры входа в РК:

F₁= м²;

м;

м;

м.

7. Действительные параметры потока на входе в РК, скорость и направление в относительном движении:

Т₁= Т₁^* Т(л₁)=288*0,9185=264,53 К;

Р₁= Р₁* Р(л₁)=97302,15*0,7441=72402,5 Па;

W_1u=U_ср-с_1u=296,86-112,42=184,44 м/с;

W₁= м/с;

M_W1=;

в₁=arcsin(с_1а/W₁)= arcsin(185/261,23)=45,1⁰.

8. Параметры потока воздуха на выходе из РК:

?с_u=* U_ср=0,3425*296,86=101,67 м/с;

с_2u= с_1u+?с_u=112,44+101,67=214,11 м/с;

с₂= м/с (с учетом равенства с_2а= с_1а);

Т₂=Т₂^*-с₂²/2 с_р=317,67-282,96²/2*1005=277,84 К(с учетом равенства Т₂^*=Т₃^*);

M₂=;

W_2u= U_ср- с_2u=296,86-214,11=82,75 м/с;

W₂= м/с;

в₂=arcsin(с_2а/W₂)= arcsin(185/202,66)=65,9⁰;

б₂=arcsin(с_2а/с₂)= arcsin(185/282,96)=40,8⁰;

Р₂^*= Р₃^*/ у_на=133176,175/0,98=135894,1 Па;

Р₂= Р₂^* • Па;

9. Частота вращения ротора компрессора:

n=об/мин.

В результате расчёта компрессора на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов проточной части компрессора, изменения Р, Р^*, Т, Т^*, по среднему радиусу каждой ступени, а также работа и степень повышения давления каждой ступени. Определились окончательные размеры проточной части. Алгоритм подсчетов программы показан на примере ручного счета первой ступени компрессора.

4. Профилирование ступени компрессора

Расчет производим для первой ступени КВД. В таблице 4.1 представлены основные исходные данные к расчетам; таблице 4.2 - расчет при использовании закона закрутки: .

Выбранный закон крутки обеспечивает значительно менее интенсивный рост M_1W по радиусу, чем закон постоянной циркуляции.

Таблица 4.1 - Исходные данные

Таблица 4.2 - Результаты расчета:



Рисунок 4.1 Решетка профилей на радиусе r =1.000

Рисунок 4.2 Решетка профилей на радиусе r =0,944

Рисунок 4.3 Решетка профилей на радиусе r =0,898

Рисунок 4.4 Решетка профилей на радиусе r =0,856



Рисунок 4.5 Решетка профилей на радиусе r =0,815

Полученные результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.

5. Газодинамический расчет турбины

5.1 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ

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, К.

-- полное давление за камерой сгорания, Па.

-- температура охлаждающего воздуха, К.

относительный радиальный зазор в горячем состоянии.

отношение скорости воздуха на выходе из отверстий к средней скорости газа в этом же сечении.

отношение средней скорости газа в сечении выпуска охлаждающего воздуха к скорости газа за решеткой.

-- относительная высота щели выпуска охлаждающего воздуха.

относительная толщина выходной кромки лопатки.

относительная толщина выходной кромки охлаждаемой лопатки.

мощность каждой ступени турбины, Вт.

-- частота вращения рабочего колеса ступени, .

-- термодинамическая степень реактивности каждой ступени.

-- средний диаметр лопаток соплового аппарата на выходе, .

-- средний диаметр лопаток рабочего колеса на выходе, .

-- высота лопатки СА на выходе, .

высота лопатки РК на выходе, .

относительная толщина профиля лопатки СА на среднем диаметре.

относительная толщина профиля лопатки РК на среднем диаметре.

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.

где радиальный зазор в горячем состоянии. для рабочих венцов с бандажными полками. Т.к. рабочие венцы всех РК имеют бандажные полки, то .

. Принимаем равным 0,6.

. Принимаем равным 0,8.

где высота щели;

высота перемычки,

. Принимаем

где диаметр выходной кромки лопатки;

“горло” межлопаточного канала.

Принимаем

Принимаем

В процессе расчета на ЭВМ мощность ТС перераспределяем по ступеням так, чтобы получить значения угла потока в абсолютном движении на выходе из последней ступени .

Расчет массового расхода газа через турбину:

где ;

Исходными данными для газодинамического расчета турбины на среднем радиусе при заданной форме её проточной части являются величины, получаемые как в результате предшествующих расчетов, так и оцениваемые по опыту проектирования турбин авиационных ГТД:



Эти величины получены в результате выполнения термогазодинамического расчета ТВаД и при согласовании параметров компрессоров и турбин в двигателе.

Мощность турбинных ступеней вычисляется по формуле:

,

где L_k работа соответствующего каскада компрессора, G_в расход воздуха через двигатель, _m механический КПД.

Следовательно, ,

,

.

Таблица 5.1 Исходные данные

Таблица 5.2 Результаты расчета

На рис. 5.1 показана схема проточной части турбины.

Рис. 5.1 Схема проточной части турбины.

На рис. 5.2 показано изменение параметров по ступеням турбины

Рисунок 5.2 Распределение , , , и по ступеням турбины.

Рисунок 5.3 Распределение и , и , и по ступеням турбины.

На рис. 5.4-5.7 показаны планы скоростей ступеней турбины.

Рисунок 5.4 План скоростей турбины для ступени №1 на среднем радиусе

Рисунок 5.5 План скоростей турбины для ступени №2 на среднем радиусе

Рисунок 5.6 План скоростей турбины для ступени №3 на среднем радиусе

Рисунок 5.7 План скоростей турбины для ступени №4 на среднем радиусе

5.2 Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе

Для объяснения работы программы ЭВМ проведем расчет одной ступени турбины вручную. Будем считать, что рассчитываемая ступень неохлаждаемая, и ее расход в различных сечениях остается неизменным. При этом учтем, что полученные параметры будут несколько отличаться от результатов расчета ЭВМ.

Работа турбины отличается от работы компрессора на величину механических потерь:

L_т^*= L_к^*/з_m=261039/0,985=26501421,21 Дж/кг.

Мощность ступени N =10639,09 кВт(из п.4.2)

Задаем геометрию ступени:

D_1ср= 0,593 м; D_2ср= 0,607 м; h₁=0,039 м; h₂ =0,0498м.

В первом приближении принимаем:

расход газа через ступень турбины принимаем G_г= G_в=36.84 кг/с[4].

к_г=1,33; R_г=288 Дж/кгК; с_рг=1160 Дж/кгК; m_г=0,0396(Дж/кгК)^-0,5.

1. Определим работу турбинной ступени и проверим величину коэффициента нагрузки:

L_ст=1000N/ G_г=1000*10639,09/36,84=288791,8 Дж/кг;

U₂=м/с;

м/с;

.

Полученное значение м_т определяет умеренную нагрузку турбинной ступени, однако позволяет получить высокое значение КПД.

2. Принимая з_ст^*=0,91, вычисляем параметры потока на выходе из ступени и L_ад:

К;

;

Р₂^*= Р₀^*/ р_ст^*= Р_г^*/ р_ст^*=1717000/2,27=756387.66 Па;

q(л_г)=;

Р(л_г)=0,9886; Р₂= Р₂^*• Р(л_г)=756387Ю66*0,9887=747840.5 Па;

L_ад=Дж/кг.

3. Выбираем с_т=0,34 и ц=0,97, определяем параметры потока на выходе из СА:

с₁=м/с;

; Т₁^*=Т₀^*=1250 К, так как L_са=0 и q_са=0;

Т₁=Т₁^*-с₁²/2 с_рг=1485-627,37²/2*1160=1315,34 К;

Т_1ад=Т₁^*-с₁²/(2*ц²*с_рг)=1485-627,37²/(2*0,97²*1160)=1305 К;

Па;

Па;

у_са=Р₁^*/Р₀^*= /1717000=0,969;

с₁=Р₁/RТ₁= /(288*1315.3)=2,8581 кг/м³;

sinб₁=G_г/(р•D_1ср•h₁•c₁•с₁)=36.84/(3,14*0,5923*0,039*627,3*2,8581)=0,1327 следовательно, б₁=7,62; cosб₁=0,9911;

с_1а=с₁*sinб₁=627, 3*0,1327=79,7 м/с;

с_1u=с₁*cosб₁=627,3*0,9911=595,25 м/с;

tgв₁=, в₁=22,9⁰;

W₁=с₁*sinб₁/sinв₁=627,3*0,1327/0,39=213,4 м/с;

Т_w1^*=Т₁+_W1²/2 с_рг=1315,34+213,4²/(2*1160)=1359,5 К.

4. Определяем параметры потока на выходе из рабочего колеса:

м/с;

м/с;

м/с;

К;

Па;

кг/м³;

м/с;

С₂= м/с;

; б₂=53,67⁰;

; в₂=10,5⁰;

W₂=с₂*( sinб₂/ sinв₂)=106,5*(0,8056/0,1762)=486,9;

Т_w2^*=Т₂+_W2²/2 с_рг=1215,1+486,9²/(2*1160)=1272,28 К.

В результате расчёта турбины на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов ее проточной части, изменения Р, Р^*, Т, Т^*, по среднему радиусу каждой ступени, а также работа и степень понижения давления каждой ступени. Определились окончательные размеры проточной части. Алгоритм подсчетов программы показан на примере ручного счета первой ступени турбины.

Расчетные соотношения программы газодинамического расчета на ЭВМ отличаются от выражений, применяемых в приближенном расчете. Как упоминалось выше, при ручном счете охлаждение не учитывалось. При реализации программы учитывались зависимости С_р и К_г от Т_г^* и использовался метод последовательных приближений с вычислением всех основных потерь в лопаточных венцах и уточнением рассчитываемых параметров на каждом шаге, что совершенно неприемлемо при ручном счете.

Выводы

В результате термогазодинамического расчёта двигателя определились значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя: удельная эквивалентная мощность, удельный расход топлива соответствует современному уровню параметров ТВВД.

На втором этапе проектирования был сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, средненагруженный (= 0,2497), состоит из пяти ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,8815. Относительный диаметр втулки , что не превышает допустимый () для первых ступеней КНД ТВаД. Окружная скорость первой ступени находится в допустимых пределах

Компрессор высокого давления, средненагруженный (=0,2877), состоит из семи ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,8962. Относительный диаметр втулки , что не превышает допустимый для первых ступеней КВД. Окружная скорость первой ступени находится в допустимых пределах

Угол на всех ступенях компрессора, что не приводит к снижению КПД ступени. на всех осевых ступенях, что не способствует увеличению потерь в решетках ступеней. Загруженность ступеней КНД максимальная на средних ступенях и уменьшается на крайних.

Компрессор отвечает всем требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.

Турбина высокого давления одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,51) и имеет значение коэффициента полезного действия =0,883, обеспечивается условие (h/D)г=0,0731>0,065.

Турбина низкого давления одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,409) и имеет значение коэффициента полезного действия =0,889.

Свободная турбина двухступенчатая, средненагруженная (Mz=3), имеет значение коэффициента полезного действия =0,915, обеспечивается условие (h/D)т=0,323<0,33.

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. Характерное изменение основных параметров вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочных сечениях имеет положительные значения.

Степень реактивности ступеней турбины во втулочных сечениях имеет положительные значения.

Перечень ссылок

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

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

3. Буслик Л.Н. Определение геометрических размеров и согласование параметров с помощью ЭВМ - Харьков: ХАИ 1988.

4. Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ. - Харьков: ХАИ, 1985.

5. Павленко Г.В., Коваль В.А. Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ. - Харьков: ХАИ, 1985.

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

7. Холщевников К.В., Еремин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. - Москва: М., Машиностроение, 1986.

Размещено на Allbest.ru

...