Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ

Национальный аэрокосмический университет им. М.Е. Жуковского

«ХАИ»

Пояснительная записка к расчетно-графической работе

По дисциплине: «Рабочие процессы АД»

Термогазодинамический расчет турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания

Исполнитель - Галстян А.К.

студент гр.233

Руководитель доцент каф. - Редин И.И.

Харьков 2018

Оглавление

• Задание
• Введение
• 1. Выбор параметров
• 1.1 Температура газа перед турбиной
• 1.2 Степень повышения давления в компрессоре
• 1.3 Температура газов на выходе из форсажной камеры
• 1.4 КПД компрессора и турбины
• 1.5 Потери в элементах проточной части
• 1.6 Степень расширения газа в реактивном сопле
• 2. Термодинамический расчет
• 2.1 Исходные данные
• 2.2 Вход в двигатель (сечение Н-Н)
• 2.3 Вход в компрессор (сечение В-В)
• 2.4 Выход из компрессора (сечение К-К)
• 2.5 Выход из камеры сгорания (сечение Г-Г)
• 2.6 Выход из турбины (сечение Т-Т)
• 2.7 Выход из форсажной камеры (сечение Ф-Ф)
• 2.8 Выход из реактивного сопла (сечение С-С)
• 2.9 Определим параметры на нефорсированном режиме (сечение Ф-Ф)
• Выводы
• Перечень ссылок

Задание

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания:

1) Температура газа перед турбиной Тг*= 1490+4•Ni = 1490+4Ч5 = 1510K

2) Степень повышения полного давления к* = 17+0,1•5 = 17.5

3) Температура газов на выходе из форсажной камеры Тф* = 2000к

где Ni = 5 номер по списку

Введение

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей (ГТД). Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типов летательных аппаратов к его силовой установке. Наиболее простым газотурбинным двигателем, получившим широкое применение в авиации, был турбореактивный двигатель (ТРД). Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих силу М полета (Мн) не более 2,0.

На самолетах с большой потребной тяговооруженностью и большими скоростями полета (Мн =2,0 - 3,5) широко используются турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), в которой к потоку газов, покидающих турбину, подводится дополнительное тепло, образующееся при сжигании реактивным соплом ТРДФ и, соответственно, существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую тягу у ТРД.

Рисунок 1- Схема одновального ТРДФ. Маркировка сечений вдоль проточной части двигателя

турбореактивный двигатель форсажный сгорание

Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, т.е. увеличение температуры газа перед турбиной (Т*r), степени повышения полного давления x* и совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Схема двухвального ТРДФ с обозначением характерных сечений по тракту двигателя приведена на рисунке 1.

1. Выбор параметров

При проектировании двигателя расчет ведется на каком-то определенном режиме, при котором все размеры и проходные сечения элементов и частоты вращения роторов предполагаются зафиксированными. Режим, для которого задаются основные параметры двигателя, выбираются исходные размеры проходных сечений проточной части и определяются основные исходные данные для проектирования элементов, называют расчетным режимом.

В данном расчете основные удельные параметры двигателя зависят от выбранных параметров рабочего процесса (Тг*, к* ,Тф* ). Подразумевается, что при каждом рассматриваемом сочетании этих параметров двигатель работает на расчетном режиме, т.е. каждому сечению Тг*, к* ,Тф* соответствуют разные двигатели.

Влияние основных параметров рабочего процесса на удельные параметры ТРД и ТРДФ при Н=0 и Мн=0 показано на рисунках 2 и 3.

Рисунок 1.1 - Зависимость Руд и Суд от параметров процесса ТРД при Н=о и Мн=0

Правильный выбор параметров расчетного режима предполагает обеспечение наиболее приемлемого протекания характерных характеристик двигателя во всем диапазоне его эксплуатационных режимов, т.е. выбор параметров расчетного режима двигателя существенно зависит от типа и назначения самолета, для которого двигатель предназначается.

1.1 Температура газа перед турбиной

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток турбин позволили существенно повысить допустимые значения Tг*.

Тенденция к все большему повышению ТГ* в ТРД объясняется прежде всего тем, что это позволяет ценой относительно небольшого увеличения удельного расхода топлива существенно повысить удельную тягу и, следовательно, уменьшить массу и габаритные размеры двигателя. В ТРДФ повышение Tг* не только увеличивает удельную тягу, но и снижает удельный расход топлива.

Рисунок 1.2 - Зависимость Pуд.ф и Cуд.ф от параметров процесса ТРДФ при Н=0 и Мн=0

Для обеспечения надежной работы турбинных лопаток при росте Tг*, необходимо увеличивать отбор воздуха на их охлаждение, что снижает темп роста удельной тяги.

1.2 Степень повышения давления в компрессоре

Оптимальное значение степени повышения полного давления в компрессоре, соответствующее максимуму удельной тяги ТРД, определяется соотношением (1):

(1),

где с, р _ КПД процессов сжатия и расширения в двигателе;

_ коэффициент, учитывающий различие физических свойств воздуха и продуктов сгорания.

При к* = 7...15 и Tг* = 1200 _ 1500К значения этого коэффициента лежат в пределах = 1,025...1,05 при этом большим значениям Tг* и к* соответствует большее значение .

Как следует из формулы (1), увеличение Tг* приводит к росту *Копт.

Для ТРДФ оптимальное значение степени повышения давления в компрессоре определяет не только максимум удельной тяги, но и минимум удельного расхода топлива, и вычисляется по следующей формуле:

(2)

Тому же диапазону изменений ТГ*=1200...1600К соответствуют существенно более высокие значения оптимальной степени повышения давления, равные *Копт.ф.=14...31.

Рост температуры газа перед турбиной и переход от ТРД к ТРДФ приводит к необходимости выбора более высоких значений к* на расчетном режиме. Однако усложнение конструкции компрессора, рост его габаритов и массы ограничивает возможности увеличения степени повышения давления.

1.3 Температура газов на выходе из форсажной камеры

Увеличение температуры газа на выходе из форсажной камеры приводит к росту удельной и полной тяги двигателя. С этой точки зрения целесообразно выбирать высокие значения ТФ*.

Предельно возможная температура газа на выходе из форсажной камеры теоретически соответствует полному использованию свободного кислорода, т.е. условие =1. Практически максимально допустимая температура в форсажной камере ограничивается более низкими значениями. Это обусловлено как жаропрочностью применяемых материалов, так и тем, что при <1,1…1,15 весьма сильно снижается полнота сгорания топлива в форсажной камере и появляется опасность возникновения вибрационного горения. Обычно в стендовых условиях ТФ* не превышает 2000...2100К.

Для полетных условий (при Tн* 288К) ограничение ТФ* задают в зависимости от Tн*

(3).

Выбираем в данном случае Tф*=2000 К.

1.4 КПД компрессора и турбины

КПД компрессора, определенный по ГОСТ 23851-79 как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора

может быть представлено как произведение:

где k* _ изоэнтропический КПД компрессора по параметрам заторможенного потока ,

m/ _ механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно m/=0,985...0,995.

Принимаем m/=0,99.

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит как от степени аэродинамического совершенства его ступеней, так и от общей степени повышения давления в компрессоре. Эта зависимость может быть представлена следующим образом:

где ст* _ среднее значение КПД ступеней компрессора;

K - показатель адиабаты.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах ст*=0,88...0,90.

Принимаем ст*=0,89.

Также k* можно определить по зависимости, приведенной на графике рис.4 (при ст*=0,9 и к*=20).

Рисунок 1.3 - Зависимость изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора от степени повышения полного давления и среднего значения КПД ступеней

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

где *т.н.охл. _ КПД неохлаждаемых авиационных турбин.

Обычно *т.н.охл.=0.9...0,92.

Принимаем *т.н.охл.=0,91.



1.5 Потери в элементах проточной части

В воздухозаборнике при сверхзвуковой скорости полета происходит торможение потока воздуха в системе скачков уплотнения. Возникающие при этом потери существенно зависят от скорости полета. Они обычно оцениваются коэффициентом восстановления полного давления вх. Для дозвуковых воздухозаборников вх=0,97…0,98.

Принимаем вх=0,97.

Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и так называемым тепловым сопротивлением.

Гидравлическое сопротивление складывается в основном из сопротивления диффузора, фронтового устройства и сопротивления, возникающего при смещении струй первичного, вторичного и третичного воздуха (для основных камер сгорания).

Для основных камер сгорания обычно Гидр=0,93.. .0,97.

Для форсажных _ Гидр.ф.=0,95...0,98.

Принимаем Гидр.=0,95; Гидр.ф.=0,97.

Тепловое сопротивление является следствием подвода тепла к потоку газа и увеличивается с ростом скорости потока и степени его подогрева.

Для основных камер сгорания обычно вх.=0,1...0,15 и тепл.0,97...0,98. В форсажных камерах сгорания из-за более высоких значений вх. имеем тепл.=0,94...0,95.

Из рис.5 видна зависимость коэффициента теплового сопротивления тепл. от степени подогрева газа при различных значениях приведенной скорости вх. на входе в камеру сгорания (на выходе из диффузора).



Рисунок 1.4 - Зависимость теплового сопротивления камеры сгорания постоянной площади от приведенной скорости потока и степени подогрева

Суммарные потери полного давления в камерах сгорания ГТД обычно подсчитывается по формуле:

Потери тепла в процессе горения связаны с неполным сгоранием, поскольку потери тепла из-за отсутствия теплоизоляции стенок на установившихся режимах работы двигателя обычно пренебрежимо малы. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом полноты сгорания г. На расчетном режиме основных камер сгорания этот коэффициент достигает значений г=0,97...0,99, а форсажных камер сгорания ф=0,90...0,95.

Принимаем г=0,98; ф=0,94.

Потери в соплах ВРД оценивают коэффициентом скорости с. При истечении газа из суживающихся сопел возникают потери, которые в основном обусловлены трением потока о стенки и внутренним трением в газе. Эти потери относительно невелики, и поэтому с=0,98...0,99.

У профилированных сопел Лаваля с=0,975...0,985. Для непрофилированных (конических) сопел с оптимальным углом раскрытия с=0,97...0,98.

Принимаем с=0,98.

С помощью механических КПД учитывают потери в опорах ротора (или роторов) двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательный аппарат. Эти величины, как правило, не превышают 1...2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому m=0,98... 0,99. Большие значения механических КПД чаще соответствуют более крупным двигателям.

Принимаем m=0,98.

1.6 Степень расширения газа в реактивном сопле

Наибольшее значение тяги двигателя достигается при полном расширении газа в реактивном сопле, когда статическое давление газа на срезе сопла pс становится равным давлению окружающей среды pн. Если располагаемый перепад давлений в сопле, определяемый соотношением больше критического перепада, равного , то полное расширение возможно только в суживающемся-расширяющемся сопле (в эжекторном сопле или в сопле Лаваля).

При больших значениях с.р, характерных для сверхзвуковых режимов полета, площадь сопла на срезе может существенно превышать величину площади критического сечения. В этом случае обычно используют укороченное сопло Лаваля. Расчетная степень расширения газа с, реализуемая в таком сопле соответствует условию

Переход к укороченному соплу Лаваля позволяет обычно при допустимом снижении удельной тяги двигателя сделать сопло конструктивно более простым и вписать в требуемый диаметральный габарит.

2. Термодинамический расчет

2.1 Исходные данные

Исходными данными для термогазодинамического расчета ТРДФ обычно являются величины, совокупность которых определяет расчетный (номинальный) режим работы двигателя:

Н=0 км и MН =0 _ высота и число М полета;

Gв=1 кг/с _ расход воздуха;

к*=17.5; Т*Г=1510К; Т*ф=2000К _ параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

*k =0,8, *т=0,87, m=0,98, /m=0,99 _ КПД компрессора, турбины и механический КПД двигателя, механический КПД компрессора;

вх=0,97, гидр=0,95, гидр.ф=0,97, фн=0,98 - коэффициенты восстановления полного давления в элементах двигателя;

г=0,98, ф=0,94 - коэффициенты полного сгорания в основной и форсажной камерах сгорания;

с=0,98 _ коэффициент скорости в реактивном сопле.

Поскольку основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя, то расчет выполняется для Gв= 1 кг/с. Физические контакты воздуха и продуктов сгорания:

К=1,4	R=287 Дж/кгК	Ср=1005 Дж/кгК
Кг = 1,33	Rг=288 Дж/кгК	Срг=1160 Дж/кгК
К/г=1,3	R/г=288,5 Дж/кгК	С/р=1250 Дж/кгК

В термогазодинамическом расчете вычисляют также параметры рабочего тела в характерных сечениях проточной части двигателя. Эти данные в дальнейшем используются при согласовании параметров компрессора и турбины, а также при общей компоновке проточной части двигателя.

Для заданного набора исходных данных удобно принять следующий порядок термогазодинамического расчета, основанный на последовательном определении параметров потока в характерных сечениях от входа к выходу из двигателя.

2.2 Вход в двигатель (сечение Н-Н)

Температуру и давление окружающей среды на заданной высоте Н=0 км находим по таблице параметров стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-73):

Tн=288,15К и Рн=101325Па.

Так как Mн=0, то Т(МН)=1, Р(МН)=1 и в соответствии с соотношениями:

и

Получаем Т*Н=288,15К, Р*Н=101325Па.

2.3 Вход в компрессор (сечение В-В)

Величина коэффициента восстановления полного давления во входном устройстве задана равной вх=0,98.

Давление и температура на входе в компрессор:

2.4 Выход из компрессора (сечение К-К)

Параметры воздуха на выходе из компрессора и работа компрессора:

2.5 Выход из камеры сгорания (сечение Г-Г)

При заданной температуре газа T*г=1540 К, степень подогрева воздуха в камере сгорания равна:

Принимая приведенную скорость на входе в камеру сгорания вх=0,10 по графику рис.1.4 находим значение тепл=0,99 и получаем:

Рг*=кс·P*к =0,94·1719991=1616791,5 Па.

Относительный расход топлива и значение коэффициента избытка воздуха в основной камере сгорания вычисляется по соотношению:



Значение Ср·T*г, i·T*г для продуктов сгорания авиационного керосина и Ср·T*к находят в зависимости от T*г и T*к по таблице, приведенной в приложении [стр.24]:

НU=43000 кДж/кг _ низшая теплотворность авиационного расчетного керосина:

Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания равен:

где L0 _ количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива (стехиометрическое число).

Для авиационного топлива L0=14,8 кг возд./кг топл.

2.6 Выход из турбины (сечение Т-Т)

Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, поступающего на вход в компрессор, на количество топлива, введенное в основную камеру сгорания, и количество воздуха, отбираемое на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя и на нужды летательного аппарата:

или

Принимаем =1, тогда Gг=Gв=1 кг/с.

Работа на валу турбины (механическая энергия, отбираемая в турбине от каждого килограмма, протекающего через неё газа) определяется с учетом механического КПД ротора по соотношению:

Степень понижения полного давления в турбине и параметры газа на выходе из нее вычисляется по формулам:

2.7 Выход из форсажной камеры (сечение Ф-Ф)

При заданной температуре газа на выходе из форсажной камеры Tф*=2000 К. Степень подогрева газа в ней составляет

Давление рассчитывается по формуле:

где Ф=гидр.ф·Фтепл=0,97·0,97=0,94 _ коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере. (вх=0,25 по графику рис.1.4 находим значение Фтепл=0,97 )

Приращение относительного расхода топлива в форсажной камере определяется по уравнению Я.Т. Ильичева;

Величины i·Tф*, i·T*т, Ср·T*ф, Ср·T*т, Ср·T*к, находим по таблицам приложения [стр.24]:

Суммарный относительный расход топлива qт и суммарный коэффициент избытка воздуха вычисляют по соотношениям:

Так как >1,1, то температуру T*ф снижать не следует.

Связь между коэффициентами ф и определяется соотношением (ранее принято ):

Расход газа на выходе из форсажной камеры определяется по формуле:

.

2.8 Выход из реактивного сопла (сечение С-С)

В термогазодинамическом расчете для получения наилучших (при заданных исходных данных) удельных параметров двигателя следует принимать полное расширение газа в реактивном сопле, т.е. в качестве расчетной степени расширения для сопла с брать значения располагаемой степени расширения с.ф.:



Скорость истечения газа из сопла определяется по уравнению:

а приведенная скорость определяется по формуле:

Температура газа и давление на срезе реактивного сопла вычисляется по формулам:

где Pс=Pн=101325 Па.

Коэффициент восстановления полного давления в реактивном сопле равен отношению P*с и P*ф и, наряду с с=0,98 (коэффициент скорости в реактивном сопле), характеризует потери в сопле:

Удельную тягу и удельный расход топлива определяют по уравнению:

2.9 Определим параметры на нефорсированном режиме (сечение Ф-Ф)

Удельные параметры на нефорсированном режиме вычисляются по формулам, которые использовались при форсированном режиме, только вместо ф и qт подставляют и qт

Рассчитаем оптимальные степени повышения полного давления для ТРД и ТРДФ

где c=*к; р=*т

Таблица 1 - Параметры ТРДФ

Исходные значения	Результаты расчёта	Примечание
Величины	Размерность	Значение	Величины	Размерность	Значение
H	км	0	Lк	Дж/кг	438768,7
Mн	_	0
T*г	К	1510	L*т	Дж/кг	452338,8	m=0,98
T*ф	К	2000	*т	_	3,98	К=1,4
*к	_	17,5	qт	_	0,0235	R=287 Дж/кгК
к	_	0,81	кс	_	2,88	Кг = 1,33
*т	_	0,87	qт	_	0,0556	Rг=288 Дж/кгК
вх	_	0,97		_	1,21	К/г=1,3
кс	_	0,94	сф	_	3,7	R/г=288,5 Дж/кгК
г	_	0,98	cсф	м/с	1140,1
ф	_	0,94	сф	_	0,91	=1
ф.гидр.	_	0,95	с	_	3,88
ф	_	0,95	Cс	м/с	835,9
с	_	0,98	с	_	0,86
m	_	0,98	Pуд.ф	Н·с/кг	1176,6
Hu	кДж/кг	43000	Pуд	Н·с/кг	835,9
L0	_	14,8	Cуд.ф	кг/(Н·ч)	0,17
Cр	Дж/(кг·К)	1005	Cуд	кг/(Н·ч)	0,101
Cрг	Дж/(кг·К)	1160
C/рг	Дж/(кг·К)	1250

Таблица 2 - Значения Т* и Р* для характерных сечений

Сечение	Параметры
	T*, К	P*, Па
Н-Н	288,15	101325
В-В	288,15	98285,2
К-К	720,37	1719991
Г-Г	1510	1616791,5
Т-Т	1120,1	406228,8
Форсированный режим
Ф-Ф	2000	381855
С-С	2000	349396,5
Нефорсированный режим
Ф-Ф	1120,1	394041,9
С-С	1120,1	349396,5

Выводы

Сравним два ТРД, имеющих одинаковые тяги P1=P2 и T*г1=T*г2, но имеющие различные значения *к. Так как почти равны (см. рис. 1), то Gв1Gв2 Fв1Fв2, Dв1Dв2. Лобовые тяги также равны, Pлоб1=Pлоб2. Таким образом *кр лежит правее от *к опт. Для обеспечения такого *кр необходимо увеличить добавление дополнительных ступеней, что приведёт к увеличению массы компрессора и турбины, а как следствие _ увеличение массы и самого двигателя. Однако учитывая эти отрицательные стороны такого варианта, мы добиваемся большей экономичности, что позволяет использовать такой подход для двигателей транспортных и пассажирских самолетов.

Сравним два ТРДФ, имеющих одинаковые Pф1=Pф2 и T*г1=T*г2, T*ф1=T*ф2, но имеющие различные значения *к. Так как Pудф почти равны (см. рис. 2), то, то Gв1Gв2 Fв1Fв2, Dв1Dв2. Лобовые тяги также равны: Pлоб1=Pлоб2. Так как *к.ф лежит левее от *к опт.ф, при этом Cуд.ф больше, чем при *к опт.ф. Для обеспечения такого *к.ф.р необходимо уменьшить количество ступеней в компрессоре. Это уменьшит длину и массу компрессора и турбины, а соответственно, и всего двигателя в целом, при этом экономичность двигателя понизится незначительно. Такой подход может использоваться для двигателей военных самолетов.

Перечень ссылок

1. Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТРД и ТРДФ: Учеб. пособие /Г.В. Павленко, И.И. Редин. - Харьков: ХАИ, 1984. - 56 с.

2. Конспект лекций по курсу Конструкция и рабочие процессы АД.

Размещено на Allbest.ru

...