Расчет и профилирование проточной части компрессора воздушно-реактивного двигателя

Расчет и профилирование проточной части компрессора воздушно-реактивного двигателя

Содержание

Введение

1. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора

1.1 Выбор закона крутки

.2 Расчет параметров потока

.3 Профилирование лопатки по радиусу

.3.1 Расчет густоты решеток профилей

.3.2 Выбор углов атаки лопаточного венца на номинальном Режиме

.3.3 Расчет углов изгиба профиля пера

.3.4 Выбор дуги средней линии профиля

.3.5 Расчет осевого размера лопаточного венца

.3.6 Выбор относительной толщины профиля

1.4 Построение профилей лопаток

1.4.1 Построение средней линии профиля

1.4.2 Построение аэродинамического профиля

2. Профилирование решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления

.1 Выбор закона закрутки

.2 Расчет турбины по радиусу на ПЭВМ

.3 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на ПЭВМ

.4 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на инженерном калькуляторе

.4.1 Радиусы расположения сечений

.4.2 Шаг решетки

.4.3 Хорда профиля лопатки

.4.4 Угол установки профиля лопатки в решетке

.4.5 Геометрический угол решетки на входе

.4.6 Геометрический угол решетки на выходе

.4.7 Угол отгиба выходной кромки

.4.8 Ширина горла межлопаточного канала

.4.9 Относительная толщина профиля лопатки

.4.10 Абсолютная толщина профиля лопатки

.4.11 Относительное удаление максимальной толщины профиля

.4.12 Абсолютное удаление максимальной толщины профиля

.4.14 Радиус скругления выходной кромки

.4.13 Радиус скругления входной кромки

.4.15 Угол заострения входной кромки

.4.16 Угол заострения выходной кромки

.4.17 Угол, образованный лучом, проходящим через центры окружностей радиусами R₁ и R₂, и фронтом решетки

. Проектирование камеры сгорания

.1 Формирование исходных данных

.2 Расчет кольцевой камеры сгорания на ПЭВМ

. Расчет реактивных сопел

.1 Расчет параметров потока в реактивном сопле внутреннего контура

.2 Профилирование реактивного сопла внутреннего контура

.3 Расчет сопла наружного контура

.4 Профилирование сопла наружного контура

Выводы

Перечень ссылок

Введение

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

Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу).

Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.

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

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

Основные требования, предъявляемые к КС:

высокая полнота сгорания топлива;

надежный запуск на земле и при заданных условиях полета на высоте;

устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;

малые потери полного давления;

низкий уровень выбросов вредных веществ;

обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;

стабилизация процесса горения и отсутствие значительных пульсаций давления;

малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

большая надежность и ресурс;

малая масса.

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

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

1.  Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора

Расчет и построение решеток профилей осевой газовой турбины выполняется по методике [1]

Этапом проектирования осевого компрессора, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей компрессора по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры компрессора.

При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.

Исходными данными для профилирования рабочей лопатки компрессора являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях.

.1 Выбор закона крутки

Применение закона закрутки   целесообразно в коротких лопатках.

.2 Расчет параметров потока

Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных ock.dat (таблица 1.1). Результаты расчета, получаемые по программе ock.exe, заносятся в файл ock.rez (таблица 1.2).

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

Таблица 1.1 - Исходные данные

02 10 10 1 04 1.400 287.00 (дата, M, Ks, kг, Rг)

.251 380.000.285.879.990 1.000.820.838

.000 170.000 499.818 543563. 114.630 0.517.916

.967 1.046

_ _ _ _

Пi* Uк Hтвт КПД* Sна D21 d1вт d2втС1асp Т1* P1* С1uсp D1к Кнк/W1сp W1вт/W1сp

Тип ступени: 1 - дозвуковая ступень;

(M) 2 - свеpхзвуковая ступень.

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

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

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

- Rок=const пpи заданном Нт(r);

- по значениям W1к/W1сp и W1вт/W1сp.

Таблица 1.2 - Результаты расчета параметров потока по радиусу ступени дозвукового осевого компрессора

ГДР СТ.ОК ДАТА 2.10.10

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ= 1 KR= 4 КГ= 1.400 RГ= 287.00

.251 380.00.285.879.990 1.000.820.838

.000 170.00 499.82 543563. 114.63.517.916

.967 1.046 А=.500 B=-.143 D=.000

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК=1.251 PI2=1.251 HZ1=37741. HZ2=37741. T01=537.39 T02=537.39= 679997. P02= 679997.

(GB= 38.797 ROK=.4995 HTO=.2853 WC= 14037.6)U CU CA T0 T P0 PRO C W LC LW AL BE

380.00 135.97 144.01 499.82 480.29 543563. 472798.

.0000 3.4300 198.06 283.35.4841.6789 46.644 30.547

362.35 124.50 159.19 499.82 479.49 543563. 470036.

.9535 3.4156 202.10 286.21.4940.6857 51.973 33.795

345.29 113.15 171.47 499.82 478.81 543563. 467714.

.9087 3.4036 205.44 288.60.5022.6915 56.579 36.451

328.46 101.67 181.72 499.82 478.24 543563. 465754.

.8644 3.3934 208.23 290.61.5090.6963 60.772 38.704

311.60 89.84 190.40 499.82 477.75 543563. 464115.

.8200 3.3848 210.54 292.29.5146.7003 64.740 40.650

* * * * * * * *

380.00 244.40 128.89 537.39 499.39 686866. 531368.

.0000 3.7074 276.30 187.08.6514.4497 27.806 43.546

362.72 237.96 158.55 537.39 496.69 686866. 521391.

.9545 3.6576 285.94 201.75.6741.4849 33.675 51.800

347.26 231.16 182.00 537.39 494.30 686866. 512674.

.9138 3.6138 294.21 215.88.6936.5186 38.214 57.465

332.76 224.18 201.80 537.39 492.10 686866. 504729.

.8757 3.5737 301.63 229.16.7111.5501 41.993 61.716

318.81 217.04 219.18 537.39 490.03 686866. 497319.

.8390 3.5362 308.46 241.66.7272.5796 45.281 65.093

* * * * * * * *

380.00 135.97 144.01 499.82 480.29 543563. 472798.

.0000 3.4300 198.06 283.35.4841.6789 46.644 30.547

362.72 124.75 158.90 499.82 479.50 543563. 470091.

.9545 3.4159 202.02 286.15.4938.6856 51.866 33.731

347.26 114.48 170.15 499.82 478.88 543563. 467965.

.9138 3.4049 205.08 288.34.5013.6908 56.068 36.165

332.76 104.64 179.25 499.82 478.37 543563. 466224.

.8757 3.3958 207.56 290.13.5074.6951 59.726 38.159

318.81 94.95 186.87 499.82 477.95 543563. 464776.

.8390 3.3883 209.61 291.61.5124.6987 63.065 39.853

Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней компрессора на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД.

Таблица 1.3 - Основные исходные данные для расчета

Таблица 1.4 - Расчет Са и Сu(закон закрутки )

Таблица 1.5 - Расчет некоторых параметров планов скоростей

При расчете считалось, что α₃ ≈ α₁.

Полученные выше кинематические параметры являются исходными для расчета профилей лопаток и решеток РК дозвукового осевого компрессора.

.3      
Профилирование решеток профилей рабочего колеса по радиусу

.3.1 Расчет густоты решеток профилей

Густота решетки b/t (b - хорда пера лопатки; t - шаг решетки) является параметром, в значительной степени определяющим аэродинамическую нагруженность лопаточного венца. Уменьшение значений густоты решетки в сравнении с оптимальными означает недогрузку ступени, а увеличение густоты отрицательно сказывается на КПД ступени.

Определение густоты решетки РК производится на так называемом номинальном режиме, который характеризуется бессрывным обтеканием решетки при отсутствии резкого роста потерь.

Отношение рассчитанного угла поворота потока  к углу на номинальном режиме ^* определяет запас по срыву компрессорной решетки и выбирается в зависимости от положения ступени в компрессоре. Величину /^* для первой ступени КВД согласно рекомендациям пособия [1] принимаем равной: /^* =1,0.

Определяем из рисунка.1.1 значение в зависимости от угла .

Требуемая густота решетки определяется по рисунку1.2 в зависимости от параметра E.

Результаты расчета сведены в таблицу 1.6.

Рисунок 1.1- Зависимость (при β/t=1,0) от β2

Рисунок 1.2 Зависимость густоты β/t от параметра Е

Таблица 1.6 - Результаты расчет параметров решетки профилей рабочего колеса

1.3.2 Выбор углов атаки лопаточного венца на номинальном режиме

Расчетные углы атаки i по радиусу лопатки выбирают на номинальном режиме. Отклонение от номинальных углов атаки может привести к существенному снижению КПД и сокращению диапазона устойчивой работы компрессора. В современной практике углы атаки рассчитывают по эмпирическим формулам, учитывающим накопленный статический материал.

В первом приближении допустимо принимать углы атаки i=0 по всей высоте лопатки.

.3.3 Расчет углов изгиба профиля пера

Из геометрических соображений угол изгиба профиля пера лопатки равен:

,

где  - угол отставания потока в лопаточном венце.

,

- относительный прогиб средней линии профиля. При дуге окружности =0.5.

Исходя из полуэмпирической зависимости для угла отставания потока на номинальном режиме можно определить:

1.3.4 Выбор дуги средней линии профиля

Исходя из условия минимума потерь в решетке среднюю линию профиля пера лопатки при повышенных скоростях набегающего потока изгибают по дуге окружности или по двум сопряженным дугам окружностей.

Принимаем форму средней линии профиля пера лопатки - дуга окруж ности. Тогда для средней линии по дуге окружности целесообразно использовать соотношение для радиуса дуги:

.

Расчет углов средней линии профиля, углов наклона кромок пера и угла установки профиля в решетке

Углы средней линии профиля лопатки на входе и на выходе:

Углы наклона входной и выходной кромок пера лопатки:

где k=0,5 при средней линии по дуге окружности.

Углы установки (выноса) профиля в решетке:

1.3.5 Расчет осевого размера лопаточного венца

Осевой размер лопаточного венца на соответствующем радиусе: .

.3.6 Выбор относительной толщины профиля

При выборе относительной максимальной толщины профиля пера по хорде стремятся получить достаточно тонкие профили, необходимые для обеспечения высокого КПД решетки (М<Mкр), но при этом учитывают прочностные характеристики лопатки, особенно в призамковых областях рабочих лопаток.

Для коротких рабочих лопаток () можно применять по всей высоте лопатки (порядка 0,05…0,06).Принимаем закон с плавным уменьшением относительной толщины профиля от втулки к периферии

Таблица 1.7 - Расчет параметров лопаток и решеток профилей по радиусу

Рисунок 1.3 Зависимостьи от

.4 Построение профилей лопаток

Построение профилей лопаток состоит из этапов построения средней линии и самого аэродинамического профиля. Из одинаковых профилей, расположенных с заданной густотой b/t под углами установки γ к фронту решетки, составляют решетки профилей. Существуют аналитические и графоаналитические методы построения профилей лопаток и решеток профилей. Аналитические методы являются более точными и широко применяются в практике современного турбомашиностроения. Графоаналитические методы целесообразнее для учебных целей в связи с наглядностью и меньшей трудоемкостью вычислений. В данном курсовом проекте будем использовать графоаналитический метод построения профилей лопаток.

.4.1 Построение средней линии профиля

При выбранной дуге средней линии пера профиля в виде дуги окружности разбиваем хорду на равное число участков (через 10% всей длины хорды, совпадающей с осью абсцисс). Ординаты средней линии вычисляют по приближенной зависимости:

.

Рассчитанные координаты точек средней линии представлены в таблице.1.8:

Таблица 1.8 - Результаты расчёта координат средней линии

1.4.2 Построение аэродинамического профиля

В качестве исходного аэродинамического профиля в проекте используем симметричный (y_B=y_H) профиль А-40 с расположением относительной максимальной толщины профиля равной =0,1, на расстоянии 40% длины хорды от входной кромки профиля ().

Координаты исходного аэродинамического профиля А-40 ( в процентах от длины хорды b, - в процентах от величины максимальной толщины профиля С_bmax) представлены в табл. 1.9;

Таблица 1.10 - Результаты пересчёта координат исходного профиля в координаты рассчитанного профиля

Таблица1.11-Расчетные радиусы скругления

В этой части курсового проекта были получены планы скоростей в пяти сечениях (при расчете на ЭВМ) и на базе этих расчетов решетки профилей первой ступени дозвукового осевого компрессора высокого давления в трех сечениях (втулочном, среднем и периферийном).

В качестве исходного аэродинамического профиля использовали симметричный профиль А-40. При профилировании использовался закон  .

Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевого компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. Полученные профили решетки профилей изображены на листе формата А1.

Полученные числа М_w1 потока во всех сечениях находятся на допустимом диапазоне, т.е. M_w1<M₁^* - т.е. не происходит запирания решеток профилей.

2. Профилирование решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления

Расчет и построение решеток профилей РК осевой газовой турбины выполняется по методике [2].

Этапом проектирования турбины, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей турбины по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры турбины.

При учебном проектировании расчет и построение решеток профилей рабочего колеса проводят на трех характерных радиусах(втулочном, среднем и периферийном).

Исходными данными для профилирования рабочей лопатки турбины являются газодинамические и кинематические параметры на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета турбины. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех радиусах.

Реальное течение воздуха в турбины является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.

.1 Выбор закона закрутки

Для расчета треугольников скоростей в межвенцовых зазорах у корня и у периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров потока по радиусу. Этот закон выражается условием радиального равновесия, полученным в предположении, что поток в межвенцовых зазорах осесимметричен и линии тока располагаются по коаксиальным цилиндрическим поверхностям.

Примем закон закрутки и . В нашем случае, у этого закона есть ряд преимуществ:

1.       Угол поворота потока во втулочных сечениях при прочих равных условиях на среднем радиусе меньше.

.        Высокий КПД

.        Применение этого закона значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа.

4.       При  и , лопатки СА и РК первой ступени турбины являются практически некручеными и имеют почти постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения.

.2 Расчет турбины по радиусу на ПЭВМ

Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней турбины на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД:

Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных oct.dat (таблица 2.1). Результаты расчета, получаемые по программе oct.exe, заносятся в файл oct.rez (таблица 2.2).

Приведенные в таблице результаты расчета дают достаточно полное представление об объеме результатов. Помимо таблицы расчетных данных, программа oct.exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме.

Таблица 2.1 - Исходные данные

5 10 10 1 2 1.308 290. Дата, nr, kz, kг, Rг

.566.585.042.042 D1c,D2c,h1,h2

.922.950.908.350 fi,psi,Л1,Roтc

.00 230.00 568.00 -57.90 C1ac,C2ac,C1uc,C2uc

.70 44.70 25.20 38.70 39.20 alf1c,be1c,be2c,G1,G2

.00 90.00 90.00 90.00 90.00 alf0i

.2 1210. n,T2*

Лопатка СА - nr=0, лопатка РК - nr=1.

Закон кpутки: 0 - C1u*r=const, C2u*r=const;

(kz) 1 - alf1(r)=const, L(r)=const;

- alf1(r)=const, be2(r)=const.

Таблица 2.2 - Результаты расчета параметров потока по радиусу ступени осевой газовой турбины

Дата 5.10.10 NR= 1 KZ= 2 Кг = 1.308 Rг = 290.0ср=.5660 D2ср=.5850 h1 =.0420 h2 =.0420aср=179.00 C2aср=230.00 C1uср=568.00 C2uср= -57.9с= 16.70 be1ср= 44.70 be2ср= 25.20= 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00

Л1 =.908 Фи =.922 Пси =.950 Rтс =.350=14051.2 T2* = 1210.0

Изменение параметров потока по радиусу

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

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

----------------------------------------------------------.3087.2983.2878.2772.2667 1.000.9660.9320.8980.8640 454.3 438.9 423.4 408.0 392.5 u 530.7 545.2 560.7 577.2 594.8 a 170.6 174.7 179.0 183.7 188.7 16.70 16.70 16.70 16.70 16.70 557.4 572.5 588.6 605.7 624.0 65.87 58.66 52.52 47.34 43.00 u -44.91 -50.60 -56.83 -63.67 -71.18 u 499.2 489.5 480.2 471.6 463.7 a 239.1 234.4 230.0 225.9 222.1 25.59 25.59 25.59 25.59 25.59

Л1.8600.8832.9080.9344.9627 т.4169.3850.3500.3116.2693 w 1310. 1306. 1302. 1299. 1295.

Л2w.8434.8282.8138.8004.7879

Л1w.2848.3121.3448.3822.4239

Л2.3857.3803.3757.3721.3698 88.54 95.75 101.9 107.1 111.4 79.36 77.82 76.12 74.26 72.23

Полученные графические зависимости параметров потока от высоты лопатки рабочего колеса данной ступени изображены на рисунках 2.1-2.3:

Рисунок. 2.1 График изменения  и  по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

Рисунок. 2.2 График изменения Lc и Lw по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса.

Рисунок. 2.3 График изменения и  по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

Полученные треугольники скоростей изображены на рисунках 2.4-2.8:

Рисунок 2.4 - План скоростей в сечении 1 (пер.)

Рисунок 2.5 - План скоростей в сечении 2

Рисунок 2.6 - План скоростей в сечении 3 (ср.)

Рисунок 2.7 - План скоростей в сечении 4

Рисунок 2.8 - План скоростей в сечении 5 (вт.)

Расчет треугольников скоростей в межвенцовых зазорах по высоте можно считать законченными, т.к. полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям , ,на всех радиусах выполняется условие .

2.3 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на ПЭВМ

Таблица 2.3 - Исходные данные для построения решетки профилей

5 20 1 4 0 1 0 92 1

.0000.9660.9320.8980.8640

.10 27.10 27.10 27.10 27.10

.09 20.37 19.65 18.93 18.22

.1800.1900.2000.2100.2200

.3014.2983.2943.2923.2913

.00 63.00 57.00 53.00 50.00

.30 25.25 25.20 25.16 25.11

.27 1.34 1.41 1.48 1.55

.86.86.86.86.86

.00 1.00 1.00 1.00 1.00

Полученные решетки профилей РК турбины изображены на рисунках 2.9-2.13:

Рисунок 2.9 - Решетка профилей РК в сечении 1 (пер.)

Рисунок 2.10 - Решетка профилей РК в сечении 2

Рисунок 2.11 - Решетка профилей РК в сечении 3 (ср.)

Рисунок 2.12 - Решетка профилей РК в сечении 4

Рисунок 2.13 - Решетка профилей РК в сечении 5 (вт.)

Рисунок 2.14- Профили рабочей лопатки турбины

2.4 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на инженерном калькуляторе

.4.1 Радиусы расположения сечений

.4.2 Шаг решетки

.4.3 Хорда профиля лопатки

.4.4 Угол установки профиля лопатки в решетке

2.4.5 Геометрический угол решетки на входе

Определяем  согласно графику обобщенной зависимости для выбора геометрических углов решетки на входе (рисунок 2.15):

Рис. 2.15 - Обощенные зависимости для выбора геометрических углов решетки на входе.

, , .

.4.6 Геометрический угол решетки на выходе

Принимаем равным эффективному углу,

т.к. :

.

.4.7 Угол отгиба выходной кромки

.

2.4.8 Ширина горла межлопаточного канала

.4.9 Относительная толщина профиля лопатки

.4.10 Абсолютная толщина профиля лопатки

.4.11 Относительное удаление максимальной толщины профиля

2.4.12 Абсолютное удаление максимальной толщины профиля

.4.13 Радиус скругления входной кромки

.4.14 Радиус скругления выходной кромки

.4.15 Угол заострения входной кромки:

2.4.16 Угол заострения выходной кромки:

.4.17 Угол, образованный лучом, проходящим через центры окружностей радиусами R₁ и R₂, и фронтом решетки

Результаты расчетов геометрических параметров заносим в таблицу 2.5:

Таблица 2.5 - Результаты расчетов геометрических параметров решетки профилей на среднем, концевом и втулочном радиусах

В этой части курсового проекта были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном. Полученные параметры удовлетворяют требованиям: W₂>W1, углы >55. Форма межлопаточного канала решеток профилей - конфузорная.

3. Проектирование камеры сгорания

компрессор турбина реактивное сопло лопатка

Расчет камеры сгорания проводится по методике [4].

Камеры сгорания газотурбинных двигателей и установок представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов плохо поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем экспериментальных и доводочных работ. Проектировочный расчет является первым приближением в создании КС новых двигателях с одновременным использованием предыдущего опыта каждой конкретной двигателестроительной фирмы. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию вредных веществ в КС, исходя из удовлетворения экологических норм. Анализ аварийных ситуаций при эксплуатации авиадвигателей свидетельствует о случаях, причинами которых были колебательные процессы, возникшие в КС и связанные с ее акустическими нормами.

.1 Формирование исходных данных

Рисунок 3.1 Схема камеры сгорания

1. Температура воздуха по заторможенным параметрам на выходе из компрессора (сечение К-К) =766 К.

. Температура газа по заторможенным параметрам на выходе из КС

=1485 К.

. Полное давление воздуха на выходе из компрессора =2077000 Па.

.Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями =0,95.

. Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный тепловыми потерями =0,98.

. Коэффициент полноты сгорания КС =0,99.

. Коэффициент полноты сгорания в зоне горения =0,85.

. Стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива (керосин) = 14,8 .

. Теплотворная способность топлива =43000 .

. Коэффициент избытка воздуха КС:

.

. Коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства =0,5;

. Коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения =1,5;

. Диаметр компрессора на выходе из НА =0,517 м.

. Относительный внутренний диаметр компрессора на выходе

.

15. Диаметр турбины на входе в СА =0,587 м.

. Относительный внутренний диаметр турбины на входе в СА

;

.Относительный диаметр КС прототипа

.

. Относительный внутренний диаметр КС прототипа

.

. Относительный диаметр жаровой трубы

.

. Относительный внутренний диаметр жаровой трубы

.

. Относительный диаметр фронтового устройства

.

22. Относительный внутренний диаметр фронтового устройства

.

. Относительная длина диффузора КС

.

. Относительная длина жаровой трубы

.

. Относительная длина головки жаровой трубы

.

. Относительная длина зоны горения

.

. Относительная длина газосборника жаровой трубы

.

3.2 Расчет кольцевой камеры сгорания на ПЭВМ

Таблица 3.1- исходные данные:

38.9 766.0 1485.0 2077000 0.950 0.980 0.99 0.85

.8 43e6 3.570 0.5 1.5

.517 0.919 0.608 0.798 1.30 0.519

.942 0.612 0.556 0.550 1.000

.667 2.600 0.556 0.600 1.06

.000 1.000 1.000

Расчет выполняем с помощью программы GDR KS.EXE.

Таблица 3.2- Результаты расчета:

Геометрический расчет кольцевой камеры сгорания

Исходные данныев Tк* Tг* Pк* б гидр б тепл КПДг КПДзг

.900 766.000 1485.000 2.077E+06 0.950 0.980 0.990 0.85Hu ALFA ALFAф ALFAзг

.8 4.300E+07 3.570 0.500 1.500

_ _ _ _ к dк Dт dт Dкс dкс

.517 0.919 0.587 0.798 1.300 0.519

_ _ _ _ж dж Dф dф E

.942 0.612 0.556 0.550 1.000

_ _ _ _ _ д lж lг lгс lзг

.667 2.600 0.556 0.600 1.060

_Kн Kвн lц

.000 1.000 1.000

Результаты расчета:т Gф Gзг Gв см Gг

.736 5.45 16.34 22.56 39.64зг* Cp зг [RO]зг [RO]к Dкс ср

.5 1238.1 3.82 9.45 0.535к Dк вн Dкс h кс Dкс вн

.517 0.475 0.672 0.162 0.349т Dт вн Dж h ж Dж вн

.608 0.485 0.633 0.123 0.387кс Fж Vж тр h в h н

.2592 0.1969 0.0629 0.0194 0.0194кс l д l ж тр l г l зг

.401 0.082 0.319 0.068 0.130з см l гс Z Dф Dф вн

.189 0.074 13 0.068 0.038Cж тр Cсм

21.74 38.31кс опт Fж опт

.1130 0.0699EJcн EJno

.2 3.7 25.3

В этой части курсового проекта был проведен расчет кольцевой камеры сгорания. Теплонапряженность камеры равна Q_V=863919Дж/К²Па⁴. Умеренные значения теплонапряженности позволяют увеличить ресурс. Топливом служит авиационный керосин, низшая теплотворная способность которого Hu=43000 кДж/кг.

Расчет камеры сгорания проводился на основании относительных геометрических размеров камеры сгорания двигателя-прототипа.

4. Расчет реактивных сопел

Расчет реактивных сопел проводится по методике [5].

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

Прототип проектируемого двигателя оснащен дозвуковыми соплами.

.1 Расчет параметров потока в реактивном сопле внутреннего контура

Исходными данными для расчета дозвукового сопла являются результаты термогазодинамического расчета параметров потока в проточной части проектируемого ГТД (из курсового проекта по курсу ТРЛМ):

- показатель изоэнтропы ;

универсальная газовая постоянная ;

коэффициент гидравлического сопротивления ;

скорость на выходе из турбины ;

температура на выходе из турбины по заторможенным

параметрам ;

давление на выходе из турбины по заторможенным

параметрам ;

коэффициент восстановления полного давления в переходном канале

;

расход газа ;

коэффициент загромождения сопла пограничным слоем ;

коэффициент восстановления полного давления ;

атмосферное давление ;

коэффициент скорости .

Расчет параметров потока в дозвуковом суживающемся сопле осуществляется с помощью программы soplo.exe. Результаты расчета содержатся в файле data.rez (таблица 4).

Таблица 4.1 - Газодинамический расчет дозвукового суживающегося сопла

Газодинамический расчет ДОЗВУКОВОГО СУЖАЮЩЕГОСЯ СОПЛА

───────────────────────────────────────────────────────────────────

─────────────────────── Исходные Данные ───────────────────────г = 1.308

Продолжение таблицы 4.1

г = 290 Дж/кг·К

_тр = 0.1= 169 м/ст° = 873 Кт° = 181000 Па

бпк = 0.98г = 35.59 кг/с= 0.985

бc = 0.999н = 101325 Па

Чc = 0.99

───────────────────────────────────────────────────────────────────

───────────────────── Результаты Расчета ──────────────────────г = 1232 Дж/кг·К

Пкр = 1.837тр = 1428 Дж/кг° = 872 К= 860 К

Лo = 0.316° = 177380 Па= 167575 Па

рo = 0.6717 кг/ммм= 0.3183 ммн = 0.3183 м° = 177203 Па

Пcп = 1.751= 101325 Па

Пc = 1.751= 509.9 м/с

Лc = 0.953= 766 К

рc = 0.4560 кг/ммм= 0.1554 мм= 0.2224 м

───────────────────────────────────────────────────────────────────

.2 Профилирование реактивного сопла внутреннего контура

Площади и радиусы поперечных сечений на входе и на выходе из реактивного сопла получены в ходе расчета параметров потока на ПЭВМ

(таблица 4.1). Необходимо определить осевой габарит сопла.

Принимаем угол раскрытия сопла , тогда длина сопла:

Геометрия реактивного сопла внутреннего контура показана на рисунке 4

Рисунок 4-Геометрия сопла внутреннего контура

.3 Расчет сопла наружного контура

На базе термогазодинамического расчета двигателя (курсовой проект по ТРЛМ) определяем параметры сопла:

1)      Показатель изоентропы

)        Универсальная газовая постоянная

)        Температура на входе в сопло по заторможенным параметрам

)        Давление на входе в сопло по заторможенным параметрам

)        Расход газа через сопло

)        Коэффициент восстановления полного давления

)        Коэффициент скорости

)        Критический перепад давления

)        Температура на выходе из сопла по заторможенным параметрам

)       

)        Статическая температура на выходе из сопла:

)        Давление потока на срезе сопла по заторможенным параметрам

)        -предполагается что сопло работает на режиме полного расширения;

)        Скорость потока на срезе сопла

)       

.4 Профилирование сопла наружного контура

Определяем площадь на входе в сопло используя относительные размеры двигателя- прототипа.

Относительный диаметр втулки на входе в сопло:

Наружный диаметр на входе в сопло:

Внутренний диаметр на входе в сопло:

Относительный диаметр втулки на срезе сопла:

Площадь поперечного сечения на входе в сопло:

Площадь на выходе из сопла определяем по уравнению Христиановича:

Определяем наружный диаметр поперечного сечения на выходе из сопла:

Определяем наружный диаметр поперечного сечения на выходе из сопла:

Принимаем угол раскрытия сопла , тогда длина сопла:

Геометрия реактивного сопла внутреннего контура показана на рисунке 4.2

Рисунок 4.2-Геометрия сопла наружного контура

Выводы

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

В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени компрессора высокого давления получены значения параметров потока по радиусу, построены планы скоростей и решетки профилей. Полученные значения густоты решётки в области втулки и периферии соответствуют рекомендуемым (1,0…1,5-для первых ступеней). Полученное значение хорды превышает минимально допустимые значения: b=22,2 мм >10…15мм. Характер изменения полученных параметров (С_а, С_u, L_c, L_w, T^*,P^*) является типичным для ступеней дозвуковых осевых компрессоров. Число Маха по набегающему потоку не достигает местной скорости звука, следовательно явление запирания канала не возникает.

В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени турбины высокого давления получены значения параметров потока по радиусу, построены планы скоростей и решетки профилей, а также получены графические зависимости изменения параметров потока по радиусу лопаток РК. Во втулочном сечении скорость , а α₂>55град.

В результате расчета получены параметры потока в КС и сформирован ее геометрический облик. Спроектированная КС удовлетворяет габаритным, массовым, экономическим и экологическим требованиям, предъявляемым к современным КС, обеспечивает высокие значения коэффициента полноты сгорания топлива и имеет допустимые значения потерь: и, ее относительные геометрические параметры соответствуют параметрам КС двигателя-прототипа.

В результате газодинамического расчета дозвуковых суживающихся реактивных сопел получены параметры потока и сформирован их геометрический облик. Оба сопла работают на режиме полного расширения, т.е. Р_с=Р_н.

Перечень ссылок

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

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

. В.П. Герасименко, А.А. Никишов. Проектирование камер сгорания газотурбинных двигателей - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1999 - 88 с.

. А.Д. Грига. Расчет камер сгорания ВРД - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985 - 85с.

. А.Н.Анютин. Проектирование выходных устройств ГТУ - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 2001-62с.