МІНІСТЕРСТВООСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ
Національнийаерокосмічний університет імені М.Є. Жуковського „ХАІ”
кафедра201
ГАЗОТУРБІННИЙ ДВИГУН ДЛЯ ПРИВОДАГАЗОПЕРЕКАЧУВАЛЬНОГО АГРЕГАТУ
Пояснювальназаписка до курсового проекту
здісциплини: „Теорія та розрахунок лопастних машин”
ХАІ201.231.06В.090522.05002012
Виконавець: студент xxx групи
____________ _____________
Керівник: стар. викладач
____________ _____________
Нормоконтролер: доцент
____________ _____________
2008
СОДЕРЖАНИЕ
Введение
Задание на курсовой проект
1. Термогазодинамический расчёт
1.1 Выбор и обоснование параметров
1.1.1 Температура газа перед турбиной
1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре
1.1.3 КПД компрессора и турбины
1.1.4 Потери в элементах проточной части двигателя
1.2 Термогазодинамический расчет двигателя
1.3 Термогазодинамический расчет на ЭВМ
2.Формирование облика ГТД
2.1 Подготовка исходных данных
2.2 Расчет на ЭВМ
2.3 Вывод
3. Газодинамический расчет компрессора
3.1 Подготовка исходных данных
3.2 Газодинамический расчет компрессора на ЭВМ
3.3 Газодинамический расчет 1-й ступени КВД на rср
3.4 Вывод
4. Профилирование рабочего колеса 1-й ступени КВД на 3-храдиусах
4.1 Метод профилирования
4.2 Вывод
5. Газодинамический расчет газовой турбины
5.1 Подготовка исходных данных
5.2 Газодинамический расчет газовой турбины на ЭВМ
Вывод
Перечень ссылок
ВВЕДЕНИЕ
Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяетзавоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения.Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанныес внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетоввертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классахавиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективныхтребований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели,определяют направления их совершенствования.
В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сферепассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в транспортной авиациизаключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного ростапассажирских перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастаниегрузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолётов рассчитанана дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 – 2015 гг. заметнаячасть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолётами. Вцелом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.
Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют наформирование облика самолетов и двигателей: экономический исоциально-психологический.
Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимостиперевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшениюэксплуатационных затрат и т. п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкамфирмы «Боинг», доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямоили косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.
Социально-психологический фактор объединяет такие требования, каксокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов,минимальное воздействие на окружающую среду.
Оба эти фактора выдвигают конкретные требования к самолетам и двигателями определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторыспособствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД вместо ТРД и ТВД вдозвуковой авиации, определили тенденцию роста взлетной тяги, полногокоэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельноговеса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального илиукороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредныхвыделений, имеющих модульную конструкцию и широкую систему диагностики.Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то жевремя стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новыхдвигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружныхскоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовыхгазогенераторов и т. п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.
В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив иограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальнойэкономии топлива при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяетсяразличными путями – совершенствованием эксплуатации самолетов, использованиемоптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а такженовых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростныхвинто-вентиляторных). В перспективе ожидается освоение нового вида авиационноготоплива – жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличатсянизким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.
Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современномэтапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы ипараметров силовой установки необходим комплексный анализ ее как тепловоймашины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), какмеханической конструкции (облик газогенератора, геометрическое и кинематическоесогласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), какисточника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ долженучитывать конкретное назначение и условия применения двигателя в системесиловой установки самолета.
Проведение подобного анализа в достаточном объеме невозможно без широкогоиспользования ЭВМ, без разработки математических моделей двигателей и ихэлементов, без перехода в дальнейшем к методам оптимального автоматизированногопроектирования на всех этапах разработки и создания двигателей.
Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенностиперспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров,соответствующих определенному уровню газодинамического иконструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выборпараметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производитьсяна основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенстваавиадвигателей во времени.
ЗАДАНИЕ НАКУРСОВОЙ ПРОЕКТ
Разработать на базе газотурбинного двигателя ДН-80 газотурбинныйдвигатель для привода газоперекачивающего агрегата мощностью Nе=26,7 МВт.
Рекомендуемые параметры:
Тг*=1525К, pк*=20,8
Параметры прототипа:
Тг*=1513К, pк*=20,5
Gв=88кг/с, Nе=26,7 МВт
nст=3700 об/мин.
/>
Рисунок 1.1 –Кинематическая схема двигателя
1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетногорежима, т.е, режима, при котором необходимо рассчитать двигатель.
В зависимости от назначения двигателя выбираются параметры цикла (/>и />), а такжеузлов (/>, />, />, />, />, />, />) исоответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизациипараметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельногорасхода топлива, максимум мощности; обеспечение надежности и т.п. Выборпараметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность всейсиловой установки.
Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющимина его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной /> и степеньповышения давления в компрессоре/>
При расчете зависимостей удельной мощности /> и удельногорасхода топлива /> от /> и /> при Н=0, Мн=0 по программе,описанной ниже, принимали следующие значения коэффициентов, характеризующихпотери в элементах проточной части двигателя: />, />, />, />, /> />, />. Значения /> в зависимости от /> определяли по формуле(1.1) при />, />, а /> в зависимости от /> - по соотношению />. />.
Скорость истечения из выходного устройства ГТД принимаем />
1.1 Выбор и обоснование параметров
1.1.1 Температура газа пред турбиной
Увеличение температуры газа перед турбиной /> позволяет значительно увеличитьудельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры имассу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает такжеэкономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста />. Дляобеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (/>> .l250 К)необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающеговоздуха зависит от температуры газа />, способа охлаждения (рисунок 1.2).Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении /> приводит к снижениютемпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.
/>
Рисунок 1.2 –Относительное количество воздуха необходимое для охлаждения турбины
/>
Рисунок 1.3 –Влияние температуры газа и способа охлаждения свободную работу двигателя
На рис. 1.3 показана зависимость свободной работы двигателя />от /> и способавоздушного охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких /> требуетприменения более сложных систем охлаждения. Лучшие ГТД, находящиеся вэксплуатации, имеют />=1300...1600 К. Вновьразрабатываемые двигатели проектируются с учетом более высоких значенийтемператур.
При использовании конструкционных материалов прототипа принимаем Тг*=1525К.
1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре
При />=1200...1600Коптимальные значения степени повышения давления в компрессоре />, соответствующиемаксимуму удельной мощности составляют 18...22. При этом экономические значения/>, соответствующиеминимуму удельного расхода топлива, находятся в интервале 18...40.Более высокимзначениям температуры /> соответствуют большие значения />и />. В настоящеевремя на мощных ГТД достигнуты значения />=20...25.
Несмотря на благоприятное влияние повышения /> на удельные параметры двигателяприменение больших значений /> ограничивается усложнениемконструкции и увеличением массы и габаритов двигателя.
Выбор высоких значений /> при проектировании двигателеймалой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступенейкомпрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к роступотерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшениязначении чисел Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пералопаток.
С учетом вышесказанного принимаем pк*=20,8.
1.1.3 КПД компрессора и турбины
КПД компрессора, определяемый по ГОСТ 23851-79 как отношениеизоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работекомпрессора
/>
может быть представлен как, произведение
/>
где /> -КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяемый по формуле
/>при />;
/>-механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычносоставляющий,/>. Принимаем />
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора попараметрам заторможенного потока зависит от степени повышения в компрессоре иКПД его ступени [9];
/> (1.1)
где />-среднеезначение КПД ступеней
На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатыхосевых компрессорах современных газотурбинных двигателей лежит в пределах />. Вкомпрессорах с высоконагруженными дозвуковыми ступенями или сверхзвуковыми(трансзвуковыми) входными ступенями значение среднего КПД ступеней несколькониже (/>).Принимаем />
Значения КПД неохлаждаемых газовых турбин по параметрам заторможенногопотока обычно лежат в пределах />. Охлаждение турбин приводит кснижению их КПД. Для предварительного расчета охлаждаемой турбины значение /> можнопринимать на 1,5…3%ниже, чем для неохлаждаемой:
/>
Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбинысоответствует и больше снижение КПД турбины. Для предварительного учета влиянияохлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение:
/> (1.2)
где /> -суммарный относительный расход охлаждающего воздуха. На основании формулы (1.2)может быть рекомендовано соотношение для определения КПД охлаждаемой турбины взависимости от выбранного значения />:
/> при/>
/> при/>
/>
/>/>
1.1.4 Потери в элементах проточнойчасти двигателя
Входные устройства рассматриваемых двигателей являются криволинейными илипрямолинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для такихустройств составляет />. При наличии на входе в двигательпылезащитных устройств потери полного давления существенно возрастают/>. Принимаем />
В современных ГТД в основном применяются кольцевые камеры сгоранияразличных типов: прямоточные и противоточные, с центробежными и вращающимися дисковыми форсунками а также с испарительными форсунками.
Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим итепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основномпотерями в диффузоре, фронтовом устройстве при смешении струй при поворотепотока (/>).Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу.На рис. 1.5 показана зависимость коэффициента теплового сопротивления /> от степениподогрева газа /> и приведенной скорости /> — на входе вкамеру сгорания (на выходе из диффузора). Линия/> — соответствует «тепловомузапиранию» камеры, т.е. определяет предельные значения степени подогревавоздуха в камере сгорания постоянной площади, превышение которых при заданныхзначениях /> физическиневозможно. Обычно /> и />. Принимаем />.
Суммарные потери полного давления в камерах сгорания подсчитываются поформуле
/>
Более точные значения /> определяются в газодинамическихрасчетах камеры сгорания.
/>
Рисунок 1.5 –Зависимость теплового сопротивления камеры сгорания от степени подогрева иприведенной скорости потока.
Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполнымсгоранием топлива и оценивается коэффициентом полноты сгорания />.Этот коэффициент нарасчетном режиме достигает значений />. Принимаем />
При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора коэффициентвосстановления полного давления выбирается в зависимости от формы канала.Принимаем />
Выходное устройство ГТД, как правило, выполняется диффузорным.Коэффициент восстановления полного давления принимаем />
1.2 Термогазодинамический расчет двигателя
Целью теплового расчета двигателя является определение основных удельныхпараметров (/> — удельной мощности, /> - удельного расхода топлива). Приэтом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сеченияхдвигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора итурбины и при общей компоновке проточной части двигателя.
Таблица 1.1 — Исходные данные для теплового расчетаВеличина Размерность Значение Величина Размерность Значение Н км sпт - 0,99 Мн - sрн - 0,985 Gв кг/с 88 hт - 0,985 Т*Г К 1525 hред - 1 p*К - 20,8 hВ - 1 h*К - 0,842 СС м/с 90 h*ТК - 0,89 НU кДж/кг 51000 sвх - 0,96 CP Дж/(кгК) 1005 sкс - 0,926 CpГ Дж/(кгК) 1160 hГ - 0,98
1.2.1 Вход в двигатель (сечение Н-Н). По таблице параметров стандартнойатмосферы для Н=0 находим ТН=288,15К и РН=101325 Па. Так как МН=0, то Т(МН)=1,Р(МН)=1 и следовательно />=288,15К и />=101325 Па.
1.2.2 Вход в компрессор (сечение В-В). Температура и давление воздуха навходе в компрессор равны:
/>
1.2.3 Выход из компрессора (сечение К-К)
/>
1.2.4 Выход из камеры сгорания (сечение Г-Г). При заданной температурегаза />=1525К, степень подогрева воздуха в камере сгорания составляет:
/>
Относительный расход топлива вычислим по формуле Ильичёва:
/>
/>
1.2.5 Выход из турбины компрессора (сечение ТК-ТК). Принимаем n=1, тогда />. Работа турбины компрессора,степень повышения давления в ней, параметры газа на входе равны:
/>
1.2.6 Выход из турбины (сечение Т-Т)
/>
/>
Принимаем />
/>
/>
1.2.7 Параметры двигателя. Удельная мощность и удельный расход топливатурбовального двигателя находим из соотношений:
/>
Таблица 1.2 – Результаты теплового расчетаВеличина Размерность Значение Величина Размерность
Значение Lк Дж/кг
4,960х105
/> -
3,98 Lтк Дж/кг
5,035х105
/> кВтс/кг
365,63 Lсв Дж/кг
3,77х105
/> кг/(Квтч)
0,1870 Lтв Дж/кг
3,656х105
/> -
0,019
/>
-
4,7
Таблица 1.3 — Результатытеплового расчетаСечение Параметры газа Примечания Т*, К Р*, Пах105 Н-Н 288,15 1,01325 В-В 288,15 0,972 К-К 774,32 21,39 Г-Г 1525 19,81 ТК-ТК 1085,86 4,174 Т-Т 771,29 1,047 С-С 769,79 1,023 Тс=767,79
1.3Термогазодинамический расчет на ЭВМ.
Таблица1.4 — Исходныеданные
/>
2.ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА ГТД
2.1. Подготовка исходных данных
Формирование облика (проточной части) ГТД и ГТУ является одним изнаиболее важных начальных этапов проектирования ГТД и ГТУ, непосредственноследующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическимрасчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). Привыполнении расчетов по формированию облика ГТД (ГТУ) определяются: форма проточнойчасти, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметроврабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сеченияхпроточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадовлопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузкикомпрессорных и турбинных ступеней. В учебном проектировании обычно (дляоблегчения задачи) задается прототип проектируемого ГТД или ГТУ. В этомслучае начальный выбор геометрических соотношений элементов проточной части ичисла ступеней каскадов лопаточных машин заметно упрощается.
Ne – мощность в кВт
Lкнд/Lк – распределение общей работы повышения полного давления
КПДкнд* — коэффициент полезного действия КНД
Sнв – коэффициента восстановления полного давления в переходном каналемежду КНД и КВД
kfко — целочисленный идентификатор формы проточной части ОК
Zок — число ступеней ОК
Dвто/Dко — относительный диаметр втулки
D1цбк/Dкко — отношение наружного диаметра на входе в ЦБК к наружному диаметруна выходе из ОК
D2/Dко — отношение наружного диаметра РК ЦБК к наружному диаметру ОК навходе
D4/D2 — отношение диаметра ЦБК к наружному диаметру РК ЦБК
kfтвд — целочисленный идентификатор формы проточной части ТВД
Zтвд — число ступеней ТВД
Dсртвд — средний диаметр ТВД на входе
Dко — наружный диаметр КВД на входе
q(lг) — расходная газодинамическая функция на входе в ТВД
Сттвд — расходная скорость на выходе из ТВД, в м/с
kfкнд — целочисленный идентификатор формы проточной части КНД,
Zкнд — число ступеней КНД
Dвткнд/Dк — относительный диаметр втулки на входе в РК 1-ой ступени КНД
Св, Сккнд — расходная скорость на входе и на выходе из КНД, в м/с
Uк — окружная скорость на наружном диаметре РК 1-ой ступени КНД, в м/с
kfтнд — целочисленный идентификатор формы проточной части ТНД
Zтнд — число ступеней ТНД
Dсртнд — средний диаметр ТНД на входе
Dк — наружный диаметр КНД на входе
Сгтнд, Сттнд — расходная скорость на входе и на выходе из ТНД, в м/с
Sтпвн — коэффициент восстановления полного давления в переходном каналеот ТВД к ТНД
kfтс — целочисленный идентификатор формы проточной части свободнойтурбины
Zтс — число ступеней свободной турбины
Dсртс/Dк — отношение среднего диаметра свободной турбины к наружномудиаметру КНД на входе
Mzтс — суммарное значение коэффициента загрузки свободной турбины
Mzтс=Lтс*/(Uсртс**2)
Сгтс, Ст — расходная скорость на входе и на выходе из свободной турбины,в м/с ,
Sтпнс — коэффициент восстановления полного давления в переходном каналеот ТНД к свободной турбине
Кохл=1.25 -охлаждаемая турбина,
Кохл=1.-неохлаждаемая
Результаты расчета сведены в табл. 2.1.
Схема проточной части двигателя представлена на рисунке 2.1
2.2 Расчет наЭВМ
Таблица 2.1
/>
/>
Рисунок 2.1 –Схема проточной части двигателя
2.3 Выводы
По результатам согласования параметров компрессора и турбин полученыпараметры в КНД: />= 5,765 и частота вращения nкнд=7608об/мин, в КВД: />=3,894 и частота вращения nквд=9567об/мин. Относительные диаметральные размеры ТВД (h/D)г =0.0659 не меньшезначения допустимого (h/D)г =0.06 и ТВД (h/D)т =0.0883 не больше значениядопустимого (h/D)т =0.3; ТНД (h/D)г =0.0893 не меньше значения допустимого(h/D)г =0.06 и ТНД (h/D)т =0.1382 не больше значения допустимого (h/D)т =0.3;ТС (h/D)г =0.1056 не меньше значения допустимого (h/D)г =0.06 и ТС (h/D)т =0.2029не больше значения допустимого (h/D)т =0.3. Коэффициенты нагрузки для ТВД />=1.469, что непревышает допустимого коэффициента нагрузки />=1,8, а />=1.556 в ТНД, что не превышаетдопустимого коэффициента нагрузки />=1,8.
Схема двигателя с двухвальным газогенератором и свободной турбиной:zтвд=1, zтнд=1, zтс=4. Схему ГТД принимаем трёхвальную, аналогично прототипу-турбовальному двигателю ДН-80. Такая схема конструктивно сложна, но онапозволяет оптимизировать работу компрессора на нерасчетных режимах. Двухвальныйгазогенератор позволяет уменьшить мощность пускового устройства, так как призапуске ПУ раскручивает только каскад высокого давления.
3 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙРАСЧЕТ КОМПРЕССОРА
3.1 Подготовка исходных данных
Описываемая в этом разделе программа gdrok предназначена длягазодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора на среднемрадиусе. 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, файлисходных данных которой gfk.dat формируется при работе файла gdrok.exe.Использование файла gfk.exe при выполнении расчетов обеспечивает возможностьнаглядного графического контроля как исходного распределения параметров поступеням так и получаемых результатов расчета (формы проточной частикомпрессора, изменения параметров потока по ступеням и треугольников скоростейступеней на среднегеометрическом радиусе).
Исходными данными для газодинамического расчета многоступенчатогоосевого компрессора на ЭВМ являются следующие.величины:
GВ — расход рабочего тела (воздуха) через компрессор, кг/с;
TB*,PB* — заторможенные температура и давление потока на входе вкомпрессор, К; Па;
К, R — физические константы рабочего тела
Πк* — общая степень повышения полного давления а компрессоре;
Uк- окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступеникомпрессора, м/с;
Ск — скорость потока на выходе из компрессора» м/с;
zк — число ступеней компрессора;
/>-относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо первой ступеникомпрессора
KG1 — коэффициент а уравнении расхода, учитывающийзагромождение проходного сечения канала пограничным слоем на стенках
/> -коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате ступени;
/> -коэффициент восстановления полного давления во входном направляющем аппаратекомпрессора
В виде массивов значений для всех ступеней задают величины:
Са- расходную скорость на входе в рабочее колесо ступени, м/с
Нz — затраченный напор (работу) ступени, кДж/кг;
/>. — изоэнтропический КПД ступени по параметрам заторможенного потока;
/> -кинематическую степень реактивности ступени;
i — угол атаки на рабочие лопатки ступени на среднем радиусе, град.
При расчете двухкаскадного компрессора дополнительно задают следующиевеличины
/> -степень повышения полного давления в первом каскаде компрессора;
/>,-окружную скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени второгокаскада компрессора (КЭД), м/с;
z1- число ступеней в первом 'каскаде компрессора;
/>-отношение среднего диаметра первой ступени второго каскада компрессора ксреднему диаметру последней ступени первого каскада компрессора;
/>-коэффициент восстановления, полного давления в переходном канале междукаскадами компрессора;
Таблица 3.1 — Исходные данныеВеличина, размерность № ступени 1 2 3 4 5 6 7 8 С, м/с 160 159 158 157 156 155 154 153 Hz 22 22,5 24,5 25,5 26,5 25,5 24 23 КПД 0,88 0,885 0,89 0,895 0,9 0,9 0,895 0,89
rК 0,5 0,5 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55
Продолжение таблицы 3.1Величина, размер ность № ступени 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 С, м/с 152 160 155 150 145 140 135 130 125 120 Hz 22,5 27,3 28 29 31,5 32,5 31,2 29,5 28 27 КПД 0,885 0,89 0,897 0,9 0,9 0,898 0,897 0,896 0,895 0,894 rК 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55 0,55
3.2Газодинамический расчет компрессора на ЭВМ
В современных газотурбинных двигателях для осуществления процесса сжатияиспользуются в основном многоступенчатые осевые компрессоры. Это обусловлено ихвысокими коэффициентами полезного действия и возможностью изменения производительности напорности этих компрессоров в очень широких пределах за счет изменения числаступеней и их диаметральных размеров.
Компрессор проектируемого двигателя двухкаскадный. Состоит из компрессоранизкого и высокого давления. Это сделано для повышения газодинамическойустойчивости и для достижения максимальной эффективной загрузки всех егоступеней. Каскад низкого давления имеет Dк=const- наилучшие условияэнергообмена и эксплуатационные преимущества. Компрессор высокого давления-Dвт=const- позволяет уменьшить габариты.
Основной частью газодинамического расчета осевого компрессора являетсяокончательное получение геометрических размеров и количества ступеней, присохранении />к*полученного при формировании облика. Этому может помочь эффективноераспределение />к*, работ и КПД по ступенямкомпрессора.
Газодинамический расчет осевого компрессора представляет собой последовательныйрасчет всех его ступеней на среднем радиусе, в предположении постоянствапараметров потока и равенства параметров на среднем радиусе осреднённым поступени.
Изменение коэффициента затраченного напора Hz по ступеням принимаемтаким, чтобы наиболее загруженные были средние ступени, а к входу и выходу изкомпрессора значение Hz уменьшалось. Учитывая допустимую нагрузку первыхступеней и принимая во внимание необходимость более сильной разгрузки последнихступеней из-за высокого значения dвтотн.
Распределение остальных параметров выполнено в соответствии срекомендациями, изложенными в [4].
Исходные данные и результаты расчета представлены в табл. 3.1 и табл. 3.2соответственно.
Схема проточной части компрессора рис. 3.1
Изменение параметров по ступеням рис.3.2
Треугольники скоростей для 18ти ступеней компрессора рисунок 3.3, — рисунок 3.7
Таблица 3.2
/>
Продолжение таблицы 3.2
/>
Продолжение таблицы 3.2
/> /> />
Рисунок 3.1 –Схема проточной части компрессора
/>
Рисунок 3.2 – Изменениепараметров по ступеням
/>
/>Рисунок3.3 – Треугольники скоростей ступени 1-4
/>
Рисунок 3.4 – Треугольникискоростей ступени 5-8
/>
Рисунок 3.5 – Треугольникискоростей ступени 9-12/>
/>
Рисунок 3.6 – Треугольникискоростей ступени 13-16/>
/>
Рисунок 3.7 – Треугольникискоростей ступени 17-18
3.3Газодинамический расчет 1-й ступени КВД на rср
Исходные данные:
/> /> />
Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК
/>
Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:
/>
Окружная скорость и коэффициент теоретического напора на среднемдиаметре:
/>
Выбор кинематической степени реактивности:
/>
Скорость и направление потока на входе в РК:
/>
Площадь проходного сечения и геометрические размеры входа в РК:
/>
Действительные параметры потока на входе в РК, скорость и направление вотносительном движении:
/>
/>
Параметры потока воздуха на выходе из РК:
/>
/>
Частота вращения ротора компрессора:
/>
3.4 Вывод
В результате расчета компрессора на ЭВМ были получены геометрическиепараметры по ступеням, изменение Р, Р*, Т, Т* на среднем радиусе каждой ступениКНД и КВД (Dн.1КНД=0.909м, Dвт1.КНД=0.3366м, Dн.1КВД=0.829м, Dвт1.КВД=0.6930м)и степень повышения давления />: />=5,765 и частота вращения nкнд=7608об/мин, />=3,894,частота вращения nквд=9523,28 об/мин, />=20,8 число ступеней zкнд=9,zквд=9, L*к кнд=216000 Дж/кг, L*к квд=264000 Дж/кг, Значения /> не превышают 0.73.
Так как угол /> последней ступени компрессораравен 30,97, то требуется применение сдоенного спрямляющего аппарата. Вследствии того, что КПД каскада низкого давления выше(из-за большей высотылопаток, а как следствие меньшего влияния потерь в пограничном слое)рекомендовано перераспределить работу, увеличив её на КНД.
На применяемых дозвуковых ступенях заложено />=0,83…0,9. Это приемлемые значенияи дальнейшая работа по доводке этих ступеней не вызовет больших затруднений.При этом ступени являются перегруженными, поэтому требуют регулирования.
4 ПРОФИЛИРОВАНИЕРАБОЧЕГО КОЛЕСА 1-Й СТУПЕНИ КВД НА ТРЁХ РАДИУСАХ
Исходным для определения параметров потока по радиусу является расчётступени по радиусам. Для достижения высоких КПД ступени необходимо установитьвзаимосвязь кинематических параметров потока в элементе ступени, расположенныхна различных радиусах, т.е. рассчитать поток в решетках по радиусу.
Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным,периодически неустановившемся течением вязкого сжимаемого газа, математическиеисследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практическиневозможно. Для получения инженерных результатов, реальное течение обычнорассматривается как установившееся, осисимметричное, при постоянствегидравлических потерь.
4.1 Методпрофилирования
Закон постоянства степени реактивности и теоретического напора.
Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевогокомпрессора при обеспечении до звукового обтекания лопаток может быть примененазакрутка потока, обеспечивающая постоянство /> и /> по радиусу.
Из совместного решения уравнения для степени реактивности итеоретического напора:
/>
/>
при постоянстве их по радиусу получают выражения для окружныхсоставляющих скорости воздуха и за колесом:
/>
/>
Уравнение для осевой скорости:
/>
/>
В связи с малым различаем между />и /> в реальной ступени в расчетахможно принять осевые скорости перед и за колесом равным среднему из указанныхвыше значений.
В соответствии осевая скорость в ступени уменьшается к периферии иувеличивается к втулке лопатки.
С ростом U, уменьшением Ca и увеличением Cu по радиусу уменьшаютсяабсолютные и относительные скорости и углы потока в ступени с />, />. Лопатки РК ступени с />, /> закручены повысоте несколько меньше, чем при Cu*r=const. Лопатки ВНА ступени с />, /> сильнееизогнуты в периферийной части и почти не отклоняют поток у втулки. Преимуществомэтого закона является возможность использовать более высокие значения окружныхскоростей. Ступени с постоянной степенью реактивностью и теоретическим напоромшироко применяются в авиации.
Расчет ступени приведен в таблицах. 4-4.7
Таблица 4 — Исходные данныеПараметры Размерность Сечение Втулками Средний Периферия
/> м 0,67 0,746 0,812
/> - 0,82 0,91 1
/>
/> - 362,9 -
/>
/> 325,92 362,9 395
/>
/> - 160 -
/>
/> - 160 -
/>
/> - 74,33 -
/>
/> - 157,83 -
/> - - 0,68 -
/>
/> - 303332,31 -
/> К 496 496 496
/> К 522,16 522,16 522,16
Таблица 4.1 — Расчет /> и /> при />./>Параметры
Размер
-
ность Сечение Втулка Средний Периферия
/>
/> 175,54 160 143,58
/>
/> 0,68 0,68 0,68
/>
/> 30332,31 30332,31 30332,31
/>
/> 57,76 74,33 88
/>
/> 150,82 157,91 164,79
Таблица 4.2 — Расчет некоторых параметров планов скоростейПараметры Размерность
/>/> Сечение втулка средний периферия
/>
/> 325,61 329,95 338,91
/>
/> 184,80 176,42 168,4
/>
/> 438,7 439,39 440,024
/> - 0,73 0,75 0,77
/>
/> 247,93 260,03 271,31
/>
/> 231,43 224,8 218,56
/>
/> 446,19 446,87 447,49
/> - 0,518 0,503 0,488
/> Град. 71,7 65 58,49
/> Град. 49,33 45,37 41,06
/> Град. 32,6 29 25,06
/> Град. 45,07 37,97 31,95
/>/> Град. 22,37 19,63 17,43
/> Град. 12,47 8,97 6,89
Таблица 4.3 — Расчет параметров решетки на среднем радиусе.Параметры Размерность Величины
/> м 0,812
/> м 0,746
/> м 0,67
/> м 0,071
/> - 2,5
/> м 0,0284
/> Град. 8,97
/> - 0,85
/> Град. 10,55
/> Град. 37,97
/> Град. 11,5
/> - 0,917
/> - 0,82
/> м 2,5
/> шт. 0,0284 z шт. 8,97
/> м 0,85
/> м 10,55
/> - 37,97
Таблица 4.4 — Расчет параметров лопаток и профилей по радиусуПараметры Размерность Сечение Втулка Среднее Периферия
/> м 0,0282 0,0282 0,0282
/> м 0,0309 0,0344 0,03749
/> - 0,912 0,819 0,752 i Град.
/> Град. 45,07 37,97 31,95
/> выбераем - 0.5 0.5 0.5
/> - 0,319 0,334 0,346
/> Град. 12,47 8,97 6,89
/> Град. 18,72 14,21 11,46
/> Град. 6,25 5,24 4,57
/> Град. 32,6 29 25,06
/> Град. 32,6 29 25,06
/> Град. 51,32 43,21 36,52 K выбераем - 0.5 0.5 0.5
/> Град. 9,36 7,105 5,73
/> Град. 9,36 7,105 5,73
/> м 0,171 0,226 0,281
/> м 0,0866 0,1139 0,1412
/> м 0,02828 0,02824 0,02823
/> Град. 41,96 36,105 30,79
/> м 0,0188 0,0166 0,0144 C - 0,075 0,05 0,035
/> м 0,0021 0,00141 0,000987
Построение средней линии профиля осуществляется на основе выбранной дугив виде дуги окружности. Хорду разбивают на равное количество участков (10),которые совпадают с осью абсцисс. Ординаты средней линии вычисляются поприближённой зависимости:
/>
Таблица 4.5 — Результаты расчётов средней линии
/> 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
/> 2,8 5,6 8,4 11,2 14,1 16,9 19,7 22,5 25,3 28,2
/> 0,41 0,74 0,97 1,11 1,16 1,11 0,97 0,75 0,42
/> 0,31 0,56 0,73 0,84 0,87 0,84 0,74 0,56 0,32
/> 0,25 0,45 0,59 0,67 0,70 0,67 0,59 0,45 0,26
Далее следует построение аэродинамического профиля решетки. В качествеисходного аэродинамического профиля используется симметричный профиль />, рассчитан наработу при до звуковых скоростях.
Таблица 4.6 — Относительные координаты аэродинамического профиля
/>
/> 1.0 114 1.5 143 2.5 185 5 255 7.5 309 10 352,5 15 416 20 455 25 478.8 30 492.7 35 498.6 40 500 50 485.8 60 444.2 70 378.3 80 285 90 172.2 95 100.3 100
Для ординат рассчитанного профиля используется зависимость:
/>
Результаты пересчета координат исходного профиля в координатырассчитанного профиля сводятся в таблицу:
Таблица 4.7 — Координаты рассчитанного профиляХ, мм Сечение втулка средний Периферия
/>, мм 0,00 0,00 0,00 0,282 0,2394 0,16 0,112 0,423 0,3 0,201 0,141 0,705 0,388 0,260 0,182 1,41 0,5355 0,359 0,251 2,115 0,648 0,435 0,304 2,82 0,74 0,497 0,347 4,23 0,873 0,586 0,410 5,64 0,955 0,641 0,449 7,05 1,005 0,675 0,472 8,46 1,034 0,694 0,486 9,87 1,047 0,703 0,492 11,28 1,05 0,705 0,493 14,1 1,020 0,684 0,479 16,92 0,932 0,626 0,438 19,74 0,794 0,533 0,373 22,56 0,598 0,401 0,281 25,38 0,361 0,242 0,169 26,79 0,2106 0,1 0,0989 28,2
Используя полученные в результате расчетов данные строим аэродинамическиерешетки профилей, изображенные на рисунке 4.1.
/>
/>
/>
Рисунок 4.1 –Аэродинамические решетки профилей
4.2 Вывод
Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевой частикомпрессора удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.В результате профилирования рабочей лопатки первой ступени осевого компрессорабыли произведены расчеты параметров заторможенного потока на выходе из ступени,параметры заторможенного потока на входе в Р.К., окружной скорости на среднемрадиусе и коэфициэнт теоретического напора, рассчитана скорость и направлениепотока на входе в РК, площадь проходного сечения и геометрические размеры входаРК, параметры воздушного потока на выходе из РК. Был также предварительныйвыбор удлинений, расчет густоты решеток профилей, расчет и уточнение числалопаток в венце, хорд и удлинений лопаток, расчет углов изгиба профиля пера.расчет углов отставания потока в лопаточном венце на номинальном режиме расчет угловсредней линии профиля, углов наклона кромок пера и угла установки профиля врешетке, расчет и выбор относительной толщины профиля.
Исходными данными является газодинамический расчет осевой частикомпрессора. Полученные профили и планы скоростей решеток изображены нарисунках.
5 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙРАСЧЕТ ТУРБИНЫ
5.1 Подготовка исходных данных
Осевые газовые турбины обладают высокой энергоёмкостью и экономичностью.Именно благодаря этому, а также сравнительной простоте и надёжности позволилигазовым турбинам получить широкое распространение, а значит и газотурбиннымдвигателям в целом.
Современное развитие теории и методик проектирования осевых газовыхтурбин достигло уровня и можно с большой надёжностью определить параметрытурбины на расчетном режиме с учётом всех видов потерь механической энергии веё проточной части. Однако расчёт становится довольно сложным, а значит,увеличивается объём вычислений. Поэтому в учебном проектировании такой расчётможно произвести только с помощью ЭВМ.
Одним из основных средств повышения мощности ГТД является повышениетемпературы газа перед турбиной Тг*, но её повышение значительно понижаетресурс и надёжность турбины без применения специальных методов охлаждения лопаток и дисков турбин, а также новых более жаропрочных материалов.
В данном курсовом проекте расчёт поводится при помощи программы, описаниекоторой содержится в [5]. В программе использован алгоритм газодинамическогорасчёта на среднем диаметре.
Часть исходных данных берётся из термогазодинамического расчёта двигателяи согласования параметров, поэтому проточная часть турбины уже известна.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовыхтурбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины нарасчетном режиме с достоверным учетом всех видов потерь механической энергии вее проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, чтоприводит к значительному увеличению объема вычислений.
/>
Gв — расход воздухачерез двигатель, hm — механический КПД.
Мощность по ступеням свободной турбины распределяем таким образом, чтобысуммарная мощность по ступеням свободной турбины равнялась эффективной мощностинашего двигателя.
Таблица5.1 — Исходные данныеВеличина № ступени 1 2 3 4 5 6 N, кВт 23585,8 19297,5 6975 7241,6 7041,6 6541,6 D1ср 0,8951 0,9266 1,0731 1,0853 1,0980 1,1985 D2ср 0,8951 0,9266 1,0767 1,0940 1,1000 1,2011 h1 0,062 0,1066 0,1362 0,1706 0,205 0,2394 h2 0,0801 0,131 0,1534 0,1878 0,2222 0,2566
5.2Газодинамический расчет турбины на ЭВМ
Исходные данные приведены в табл. 5.1, а результаты в табл. 5.2
На рисунок 5.1 изображена схема проточной части турбины
Треугольники скоростей представлены на рисунок 5.2
Таблица 5.2
/>
/>
/>
Рисунок 5.1 — Схема проточной части турбины
/>
/>
Рисунок 5.2 –Треугольники скоростей
/>
Рисунок 5.2 –Треугольники скоростей
/>
/>
Рисунок 5.3 –Изменение параметров по ступеням
ВЫВОДЫ
Спроектированный двигатель применяется для привода газоперекачивающегоагрегата
Nст=26700кВт,pк*=20,8, Тг*=1525 К
В ходе проведения термогазодинамического расчета были получены следующиеданные:
/>
В результате газодинамического расчета компрессора определены значенияпараметров потока в каждой ступени, выполнено согласование по КПД ступеней hкнд=0,862, hквд=0,8880, hк=0,8399. Распределены работы поступеням. Значения работ каскдов: Lкнд=216000Дж/кг, Lквд=264000 Дж/кг.
В результате расчета шестиступенчатой турбины получено распределение КПДпо ступеням следующим образом: />т1=0,831, />т2=0,854, />т3=0,899 />т4=0,905, />т5 =0,906,/>т6 =0,906.
Угол потока в абсолютном движении на выходе из РК последней ступенисвободной турбины лежит в требуемом диапазоне: 80=80,6
Для расчета и построения решетки профилей первой ступени КВД был выбранзакон крутки «свободного вихря». Были получены геометрические параметры решеткипрофилей компрессора на трёх радиусах.
ПЕРЕЧЕНЬССЫЛОК
1 Павленко Г.В.,Герасименко В.П. «Выбор параметров и термогазодинамичесикй расчет ТВД, ТВВД иТВаД»: Учебное пособие. – Харьков: ХАИ, 1984.- 60с.
2 Анютин.«Согласование параметров и турбин авиационных ГТД»: Учебное пособие. Х.: ХАИ.
3 Павленко Г.В.«Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ». Учебное пособие. –Харьков: ХАИ, 1985.- 68с
4 Г.В.Павленко,В.А. Коваль. Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ: Учебное пособие.-Х.: ХАИ, 1985.
5 Инструкция поиспользованию программы ОСК. ХАИ каф.201.