Формирование облика турбореактивного двухконтурного двигателя

Размещено на http://allbest.ru

Размещено на http://allbest.ru

Министерство образования и науки Украины

Харьковский авиационный институт

Формирование облика турбореактивного двухконтурного двигателя

Студент гр.243 Приходько И.

Руководитель Редин И.И.

2011

Содержание

Задание

Условные обозначения

Введение

1. Выбор и обоснование парамтров

1.1 Выбор степени двухконтурности

1.2 Выбор температуры газа перед турбиной

1.3 Выбор степени повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура

1.4 Выбор степени повышения полного давления вентилятора в наружном контуре

1.5 Выбор КПД компрессора и турбины

1.6 Потери в элементах проточной части двигателя

2. Термогазодинамический расчет

3. Согласование компрессоров и турбин двигателя

Выводы

Литература

Задание

Сформировать облик турбореактивного двухконтурного двигателя для среднемагистрального пассажирского самолета с тягой Р=228700 Н.

Проектирование проводится для расчетного режима при Н =0 км и Мп= 0. Рекомендуемые параметры:

- TГ*=1620 К - температура газа перед турбиной по заторможенным параметрам.

- рК*=24 - общая степень повышения полного давления в компрессоревнутреннего контура;

- m = 5,8 - степень двухконтурности;

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Д-18.

Параметры прототипа:

- Р = 229850 Н

- Gв = 765кг/с

- рК* = 24,0

- ТГ *= 1600 К

- m=5,8

- суд=0,0395 кг/Нч

Условные обозначения

m - степень двухконтурности;

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

акр - критическая скорость, м/с;

л - приведенная скорость;

u - окружная скорость, м/с;

Р - давление, Па;

Т - температура, К;

D - диаметр, м;

G - массовый расход, кг/с;

F - площадь проходного сечения, м2;

R - радиус, м;

L - удельная работа, Дж/кг;

р* - степень повышения полного давления;

у - коэффициент восстановления полного давления;

з - коэффициент полезного действия;

зм - механический КПД;

z - число ступеней;

мz - коэффициент нагрузки ступеней турбины;

Индексы

В - вход в компрессор;

К - выход из компрессора;

Г - вход в турбину;

Т - выход из турбины;

С -выход из реактивного сопла.

Введение

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразностью типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним, к их силовой установке.

Двухконтурные турбореактивные двигатели получили широкое распространение в авиации. В транспортной и пассажирской авиации особое распространение получили ТРДД с умеренной и большой степенью двухконтурности.

К числу основных удельных параметров ТРДД относятся удельная тяга и удельный расход топлива.

Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличения температуры газов перед турбиной (ТГ*), степени повышения полного давления (ПК*), а также совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Одним из этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессоров и турбин, сокращение габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости жизненного цикла двигателя. двигатель компрессор турбина

Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.

1. Выбор параметров

Выбор значений параметров произведен в соответствии с рекомендациями [1].

1.1 Выбор степени двухконтурности

С увеличением степени двухконтурности экономичность ТРДД улучшается, а также снижается шумность двигателя. Однако при увеличении усложняется конструкция двигателя, значительно увеличиваются габаритные размеры двигателя. Так как двигатель предназначен для пассажирского самолета, то основным критерием выбора m является минимальный расход топлива, принимаем m=5,8.

1.2 Выбор температуры газа перед турбиной

Увеличение температуры газов перед турбиной, при заданной тяге Р, позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя. Система охлаждения лопаток и материал прототипа позволяет взять TГ*=1620 К.

1.3 Выбор степени повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура

Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного давления (рк*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Для данного двигателя выбираем рК1*=24.

1.4 Выбор степени повышения полного давления вентилятора в наружном контуре

При выборе степени повышения полного давления вентилятора также стремятся, чтобы удельная тяга была максимальной, а удельный расход топлива минимальный. Такому значению соответствует . В практике проектирования обычно < . Их разница более существенна для двигателей с малой степенью двухконтурности.

Такой подход позволяет существенно разгрузить турбину вентилятора при относительно небольшом росте С, а также снижении Р(см. таблицу 2.1).

1.5 Выбор КПД компрессора и турбины

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

(1.5.1)

где - среднее значение КПД ступеней.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88.. .0,89[1]. Принимаем = 0,890.

Рассчитываем КПД для рк1*=20,2:

Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых.

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре Т*г ?1250 К. Для неохлаждаемых турбин значения КПД рекомендовано выбирать в пределах от 0,9 до 0,92. Поскольку в современном двигателестроении наблюдаются тенденции повышения КПД узлов, то в данном проекте выбираем КПД неохлаждаемой турбины равным 0,91.

Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:

(1.5.2)

где *т неохл - КПД неохлаждаемой турбины.

Рассчитаем КПД турбины

1.6 Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

 (1.6.1)

Для самолётных двигателей значение ВХ составляет - 0,95…0,98. Принимаем ВХ=0,985.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов.

Рекомендуется выбирать гидр=0,93...0,97, принимаем гидр = 0,954.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления тепл = 0,98. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

кс = гидр. тепл = 0,954·0,98=0,939

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания зг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,985.. .0,995. Выбираем з г = 0,990.

При наличии переходного канала между турбинами компрессора НД и ВД коэффициент восстановления полного давления упт выбирается в пределах упт =0,985…1. ,принимаем упт=0,985.

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 внутреннего и наружного контуров принимаем цс Й= цс ЙЙ=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 принимаем зmвд=0,985. Для ротора вентилятора зm в=0,99.

2. Термогазодинамический рассеет двигателя

Расчет выполняем по методике [1].

Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Руд - удельной мощности, Суд - удельного расхода воздуха и расхода воздуха Gв).

С помощью программы rdd.exe выполняем термогазодинамический расчет ГТД с использованием ЭВМ.

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в разделе 1.

Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:

> Gв - величина расхода воздуха через двигатель;

> рк1*, Т*г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

> , , , - КПД компрессора, турбин компрессора и вентилятора;

>, - механический КПД двигателя;

> - коэффициент полноты сгорания топлива;

> ,,, - коэффициенты восстановления полного давления в элементах проточной части двигателя.

Так как основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя Р и С, то данный расчет обычно выполняют для Gв=1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях проточной части двигателя. Эти данные будут использованы в согласовании параметров компрессора и турбины, а также при общей компоновке проточной части двигателя.

В таблице 2.1 представлены данные термогазодинамического расчета двухконтурного двигателя для двух значений рвйй* (оптимального и расчетного).

Таблица 2.1 Термогазодинамический расчет ТРДД при и

14 11 11
1 1 1 2
1.000 .000 .000 1800.0
.875 .870 .910 .850 .100
.990 .985 .945 .985 0.985 1.000 1.000
.990 1.000 .985 .990 .985 .985 1.000 1.000
5.800 5.800 5.800 5.800 5.800
1620.0 1620.0 1620.0 1620.0 1620.0
.880 .880 .880 .880 .880
24.000 24.000 24.000 24.000 24.000
.826 .826 .826 .826 .826
0.980 1.000 1.000 1.000 1.000
Дата (число, месяц, год)
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]
ТГДР ТРДД NT= 1 1 1 1 2 ДАТА 14. 01. 12

Термогазодинамический расчет ТРДД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: GB= 1.00 ТФ= 1800. DGO= .100
H= .00 MH= .000 NB1= .875 NB2= .870 LBO= .850 NTB= .910 ПСО=1.000
SBO= .990 SBK= .985 SK= .945 S2= .985 SCM= .985 SФ= 1.000 SФН=1.000
NГ= .990 NФ= 1.000 NMBД= .985 NMB= .990 FI= .985 FI2= .985 ПСО2=1.000
SB= .990 TH= 288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB=100312. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: RY R CY QT AKC FK2 RY2 CC2
GT ПС2 SC2 LC2 РФН2 PCO2 CPГ КГ
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 ПC1 SC1 FK1 RY1 CC1
LC1 PCO1 PC1 PC2 FC1 FC2
M= 5.800 TГ=1620.0 ПК1=24.000 ПВ20= 1.760 NK1= .826
299. 299. .393E-01 .222E-01 2.74 .233E-02 304. 304.
11.7 1.68 .983 .896 .170E+06 .168E+06 .126E+04 1.30
1.00 335. 343. 800. .119E+04 893. .173E+06 .170E+06
.841 .880 .161E+06 .158E+06 .241E+07 .228E+07 .485E+06 .118E+06
1.72 1.60 15.2 .561E+05 .477E+05 .472E+06 .532E+06 .377E+06
4.69 4.12 19.3 1.16 .995 .132E-02 272. 272.
.505 .117E+06 .101E+06 .101E+06 .132E-02 .233E-02
M= 5.800 TГ=1620.0 ПК1=24.000 ПВ20= 1.760 NK1= .826
296. 296. .397E-01 .222E-01 2.74 .228E-02 310. 310.
11.7 1.72 .983 .912 .174E+06 .171E+06 .126E+04 1.30
1.00 337. 346. 800. .119E+04 882. .177E+06 .174E+06
.841 .880 .164E+06 .161E+06 .241E+07 .228E+07 .489E+06 .111E+06
1.76 1.63 14.9 .584E+05 .496E+05 .470E+06 .530E+06 .392E+06
4.66 4.39 20.4 1.10 .997 .168E-02 214. 214.
.399 .111E+06 .101E+06 .101E+06 .168E-02 .228E-02

По результатам термогазодинамического расчета видно, что параметры двигателя принимают наиболее приемлемые значения при.

При относительно небольшом ухудшении удельных параметров (удельная тяга понижается на 1,8%, удельный расход топлива повышается на 1,77%), работа турбины вентилятора уменьшается на 1,83% по сравнению с работой турбины вентилятора.

Полученные удельные параметры соответствуют современному уровню значений для ТРДД.

3. Согласование компрессоров и турбин двигателя

Расчет выполняется по методике [3].

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

В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:

1) входные сечения каскадов компрессора, определяющие габариты и частоту вращения ротора;

2) выходные сечения компрессора, определяющие ограничения по относительному диаметру втулки .

3) выходные сечения каскадов турбины, определяющие средний коэффициент нагрузки ступеней турбин, величину скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в лопатках;

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.

Формирование облика двигателя на ЭВМ представлено в таблице 3.1.

Таблица 3.1 Формирование облика ТРДД-3

При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

Графическое изображение проточной части ТРДД , соответствует данным пункта 3 , приведено на рисунке.3.1.

Рисунок 3.1 - Схема проточной части ТРДД

Выводы

В РГР сформирован облик турбореактивного двухконтурного двигателя (на базе прототипа Д-36). Основные параметры соответствуют современному уровню значений для ТРДД:

Р=228735 Н

Руд =296.1 Н/кг

Суд = 0,0397 кг топл/кг

Gв = 772,37 кг/с

= 24

= 1620 К

m=5,8

= 1,760

Двигатель выполнен по трехвальной схеме. Вентилятор - одноступенчатый трансзвуковой, КПД*=0,87, =0.3196, n=3766 об/мин. Компрессор низкого давления - шестиступенчатый, КПД*=0.885, =0.2361, n=11671 об/мин. Компрессор высокого давления - семиступенчатый, КПД*=0,871, n=7067 об/мин, =0.2361 .

КВД приводится в движение турбиной высокого давления, одноступенчатой, КПД*=0.8624, µ=1.5265 - средненагруженной. КНД приводится в движение турбиной низкого давления - одноступенчатой, КПД*=0,8913, µ=1.5020 - средненагруженной. Вентилятор приводится в движение трехступенчатой турбиной вентилятора, КПД*=0,91, µ=9,1531- средненагруженной. Результаты выполненных расчетов будут являться базой для дальнейших более детальных расчетов (газодинамических и прочностных).

Литература

1.Выбор параметров и термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных двигателей/ А.Ф.Брехов, Г.В.Павленко и др. Учебное пособие, Харьков, ХАИ, 1984г.-60 c.

2.Буслик Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД. Учебное пособие, Харьков, ХАИ, 1984г.-75 c.

3.Формирование облика газотурбинных двигателей и газотурбинных установок / Г. В. Павленко. Учебное пособие, Харьков, ХАИ, 2003г.-35 с.

Размещено на Allbest.ru

...