Проектировочный расчет газотурбинного двигателя мощностью 10,5 МВт

Проектировочный расчет газотурбинного двигателя мощностью 10,5 МВт

Содержание

Введение

.1 Выбор и обоснование параметров двигателя

.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ

.2.1 Термогазодинамический расчет (вручную)

.3 Согласование параметров компрессоров и турбин

.3.1 Выбор параметров к расчету

.3.2 Согласование параметров газогенератора с помощью ЭВМ

.4 Газодинамический расчёт компрессора

.4.1 Исходные данные для газодинамического расчета компрессора

.4.2 Результаты расчета компрессора на ЭВМ

.4.3 Расчет первой ступени компрессора (вручную)

.5 Газодинамический расчёт турбины

.5.1 Исходные данные для газодинамического расчета

.5.2 Результаты расчета турбины на ЭВМ

.5.3 Расчет первой ступени турбины (вручную)

Заключение

Список использованной литературы

Введение

В настоящее время основными требованиями к лопаточным машинам авиационных ГТД, обусловленными особенностями их использования на летательных аппаратах, являются: минимальные габаритные размеры и масса, высокий КПД, благоприятное протекание характеристик, надежность и живучесть, технологичность, мобильность создания и возможность модернизации.

По сравнению с поршневыми двигателями внутреннего сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но большой удельный расход топлива. Целесообразность применения ГТД обуславливается легкостью запуска, лучшей приемистостью, удобством обслуживания, относительной дешевизной, меньшими эксплуатационными затратами.

В данном курсовом проекте приводится проектировочный расчет газотурбинного двигателя, мощностью 10,5 МВт. Прототипом послужил двигатель Д-136.

1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя

.1.1 Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. Предварительно для выбора Тг* на расчетном режиме, расчет проведем для Тг* = 1400 К.

.1.2 Степень повышения давления в компрессоре

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

1.1.3 КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней , где - среднее значение КПД ступеней компрессора.

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

Т.о, получаем =0.847.

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

 т.к. Тг*>1250К,

где  = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.

Т.о, =0.896.

.1.4 Потери в элементах проточной части

Для всех предварительных термогазодинамических расчетов ниже перечисленные коэффициенты принимаем одинаковые.

Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет =0.97..1.0. Принимаем =0.98.

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

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно ³0.97..0.98. Принимаем =0.98.

Суммарные потери полного давления в камере сгорания подсчитываются по формуле: =*=0.97*0.98=0.951.

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

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

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

.1.5 Скорость истечения газа из выходного устройства

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

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

.2 Термогазодинамический расчет

Исходные данные и результаты расчета представлены в табл.1.2.1.

Таблица 1.2.1

01 05

1 1 1 1

1.000 .000 .000 100.000 .915 1.000 1.000 .050

.980 .951 .990 1.000 .980 .985 .985 1.000

1400.0 1400.0 1400.0 1400.0 1400.0

.896 .896 .896 .896 .896

18.000 18.000 18.000 18.000 18.000

.847 .847 .847 .847 .847

.000 .000 .000 .000 .000

1.000 .000 .000 .000 .000

1.000 .000 .000 .000 .000

.4300E+08 14.8

ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 13. 1. 5

TG= 1400. 1400. 1400. 1400. 1400. ANTK= .896 .896 .896 .896 .896

PIK= 18.00 18.00 18.00 18.00 18.00 ANK = .847 .847 .847 .847 .847

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .050 HU= .4300E+08 LO= 14.80

H= .00 MH= .000 CC=100.0 NTB= .915 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000

SB= .980 SK= .951 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .980 NM= .985 NPД=1.000

TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 99299. VH= .0

СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC

TK TTK TT PK PГ PTK PT PC

NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ

КПД LCB NP CPГ КГ RГKB RB

ТГ=1400.0 ПК=18.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 778.1

.1 298.1 .2324 .2026E-01 3.335 69.28 .2196E-01 .1985

.3 1025. 778.1 .1787E+07 .1700E+07 .3816E+06 .1057E+06 .1036E+06

.8960 .4328E+06 .4533E+06 .2981E+06 4.454 3.609 16.08

3602 .3350E+06 .9048 1208. 1.312 287.4

. 1.384 287.0

.2.1 Термогазодинамический расчет (вручную)

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

Исходные данные для расчета:

Таблица 1.2.2

Термогазодинамический расчет выполняем для Gв =1 кг/с.

Вход в двигатель (сечение Н-Н)

По таблице параметров стандартной атмосферы для Н=0 находим

Тн = 288,15 К и Pн = 101325 Па.

Так как Мн = 0, то Тн* = 288,15 К и Pн* = 101325 Па.

Вход в компрессор(сечение В-В)

При отсутствии теплообмена во входном устройстве ГТД полная температура потока не изменяется, а полное давление уменьшается из-за гидравлических потерь.

Следовательно, температура и давление воздуха на входе в компрессор равны:в*= Tн*=288,15 К;в*= Pн* •σ вх = 101325•0,98 = 99298,5 Па;

Выход из компрессора (сечение К-К)

Определяем параметры воздуха на выходе из компрессора и работу компрессора:

; ηк*= ηк/ηm=0,847/0,99=0,856;

подставляя значения, имеем: * = Pв*•πк* = 99298,5•18 =1787373 Па,= cp(Tk*- Tв*)/ηm’ = 1005•(720,93-288,15)/0,99 = 439337 Дж/кг.

Выход из камеры сгорания(сечение Г-Г)

Температура газа на выходе из камеры сгорания входит в перечень исходных данных и составляет: Tг*=1400 К.

Давление определяем по формуле: Pг* = σкс•Pк* , где σкс= 0,951 (см. выбор параметров). Подставляя значения, имеем:Pг* =0,951•1787373= 1699791,7Па.

Относительный расход топлива определяем по уравнению Ильичева:

 , где значения CpTг*, iTг* для продуктов сгорания авиационного керосина CpTk* и для воздуха находят в зависимости от Тг* и Тk*. Определяем при Тг* = 1400 К.г* = 1515,3 кДж/кг ;г* = 3668,09 кДж/кг ;* = 735 кДж/кг. Подставляя значения в формулу, вычисляем:

Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания равен:  , где L0 - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива. Для природного газа L0 = 14,8 кгвозд./кгтопл. и

= 43000 кДж/кг.

Выход из турбины компрессора (сечение ТК-ТК)

Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, поступающего на вход в компрессор, на величину расхода топлива, введенного в камеру сгорания и воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя. Однако в первом приближении допускается принимать расходы воздуха и газа равными, то есть Gв=Gг. Следовательно, работу турбины компрессора определяют с учетом механического КПД по соотношению: ; значит = 443774,7 Дж/кг.

Степень понижения полного давления в турбине компрессора вычисляем по формуле:

Температуру на выходе из турбины компрессора определяем по соотношению: K.

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

 Па.

Выход из свободной турбины (сечение ТС-ТС)

Для определения работы винта используем соотношение:

, где

ηp - КПД процесса расширения в свободной турбине и выходном устройстве, в первом приближении принимаем его равным ηp = ηтв* ;скорость истечения газа из двигателя;

Lсв- свободная работа цикла, равная:

 Дж/кг.

 Дж/кг.

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

K.

K.

Па.

Па.

Все эти соотношения записаны в предположении неизменности полной температуры газа в выходном устройстве, т.е. равенстве Тс*=Тт*.

Уточняем значения Lтв и Тт* и вычисляем суммарную степень понижения полного давления в турбине по соотношениям:

 , где

Дж/кг.

К;*=TT*=759,1 K.

.

Удельные параметры двигателя

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

 кВт•с/кг

Удельный расход топлива для ГТД определяем по соотношению:

 кг/кВт•ч.

Мощность двигателя для ГТД определяем из соотношения:

Ne = Ne уд*Gв = 299.63*35 = 10500 кВт.

Таблица 1.2.3

Результаты расчета

Распределение параметров газа по сечению Таблица 1.2,4

Выводы

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

В результате термогазодинамического расчета двигателя получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд=299.63 кВтс/кг, удельный расход топлива Сеуд=0.237 кг/кВтч. Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях. Таким образом, в качестве расчетных примем расчеты на ЭВМ, т.к в ручном счете мы принимали Cp=1160 и К = 1.33, что не соответствует истинности, поэтому полученные значения основных удельных параметров проектируемого двигателя на ЭВМ соответствуют уровню значений параметров современных двигателей.

.3 Согласование параметров компрессора и турбины

.3.1 Выбор параметров к расчету

Параметры рабочего тела.

В расчетах принимаются:

для воздуха к = 1,4; R = 287 Дж/(кг•К); Cp = 1005 Дж/(кг•К); в = 0,0404 (кг•К/Дж)0,5;

для продуктов сгорания кг = 1,33; R = 288 Дж/(кг•К); Cp = 1160 Дж/(кг•К); г = 0,0396 (кг•К/Дж)0,5;

Исходные данные

Исходные данные, необходимые для согласования параметров компрессоров и турбин, полученные в ходе теплового расчета двигателя, приведены ниже в табл.1.3.1.

Мощность двигателя Ne =10500 кВт;

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

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между КНД и КВД =0.99.  

Таблица 1.3.1

Для получения более достоверных результатов согласование проводим на ЭВМ.

.3.2 Согласование параметров компрессора и турбины на ЭВМ

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

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

Расчет производится с помощью программы Slgt2.exe. Ввод данных производится в диалоговом режиме. Результат представлен в виде распечатки в табл.1.3.2. Схема увязки турбокомпрессора проектируемого ТваД представлена на рис.1.3.1.

Таблица 1.3.2

Формирование облика ГГ и ТC ГТД-2-1 ( КВД - ОК или ОЦК )

Исходные данные:уд= 298.1 Сe = .2324 КПДк= .8470 КПДтк= .8960к = 432790. Lтк*= 453330. Lтс*= 298120. КПДтс= .9150г =1208.3 Kг =1.3121 Cpв =1034.7 Kв =1.3839= 10500. Gв = 35.22в = .680 Dсртн/Dк =1.057 Dсртc/Dк =1.100во= .922 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000цс/D2цс=1.000 Dсpтв/Dко=1.150кн/Lк = .400 КПДкн* = .880 Sркнв = .990ок/Lкв=1.000 КПДок* = .885 Sркоц =1.000тс =3.200 Sртвн = .990 Sртнс =1.000к = 355.0 Uквд = 360.0

Результаты pасчета:

* КНД * Кф = 2 Zк = 6.

Lк*= 171385. Пiк*= 4.374 КПД*= .8800 Uк = 355.0

Dк = .6681 dob = .6800 dok = .8700 Hzc= .2479

nнд =10148.

* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7.к*= 257077. Пiк*= 4.157 КПД*= .8853 Uк = 360.0к = .5088 dob = .8250 dok = .9222 Hzc= .2834вд =13512.

* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.т*= 271998. Пiт*= 2.297 КПД*= .8960 (h/D)г= .0608ср= 414.0 Mz = 1.587 Dcр = .5851 (h/D)т= .0819р = 140.4 Tw* =1245.8

* ТHД * Кф = 3 Zт = 1.т*= 181332. Пiт*= 1.959 КПД*= .8642 (h/D)г= .0637ср= 369.3 Mz = 1.330 Dcр = .7062 (h/D)т= .0935р = 127.5 Tw* =1081.2

* ТC * Кф = 2 Zт = 2.т*= 298120. Пiт*= 3.609 КПД*= .9150 (h/D)г= .0905ср= 305.2 Mz = 3.200 Dcр = .7350 (h/D)т= .2459р = 229.1 Tw* = 816.7 nтс = 7932.

Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F : Па : м/с : --- : кв.м

в - в 288. 99299. 180.0 .5809 .1885

к кнд - к кнд 454. 434331. 160.0 .4115 .0709

в квд - в квд 454. 429988. 180.0 .4629 .0649

к - к 702. 1787400. 135.0 .2791 .0304

г - г 1400. 1699800. 129.4 .1915 .0654

т твд - т твд 1175. 740076. 190.0 .3069 .0881

г тнд - г тнд 1175. 732675. 180.0 .2907 .0936

т тнд - т тнд 1025. 381610. 195.0 .3372 .1465

г тс - г тс 1025. 381610. 185.0 .3200 .1537

т - т 778. 105740. 190.0 .3771 .4172

н1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст НД .6681 .5713 .4543 .6096 .5713 .5303 6.

ОK ВД .5088 .4664 .4198 .5088 .4894 .4692 7.Д .6208 .5851 .5495 .6331 .5851 .5372 1.НД .7273 .6838 .6402 .7723 .7062 .6402 1..8015 .7350 .6684 .9157 .7350 .5543 2.

Согласование параметров компрессора и турбиныср тнд/Dк кнд=1.057 ср твд/Dк квд=1.15ср тнд=Uк* (Dср тнд/Dк кнд)=360*1.057=380.52 м/сср твд=Uк* Dср твд/Dк квд=360*1.15=414 м/с*кнд=0.4(L*kE)*кнд=0.4*434943.63=173977.452 Дж/кг*квд=0.6*434943.63=264940.3 Дж/кг*тнд= L*кнд/ηм=176626.8 Дж/кг*твд= L*квд/ηм=264940.3 Дж/кг

μТВД= L*твд/ Uср2 тнд=1.22

μТНД= L*тнд/ Uср2 тнд=1.545тс=299625.5 Дж/кг

Zтс=2 Мср=1.6

 Uср тс= м/с

Выводы

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

В результате расчета получили схему проточной части двигателя.

Рис 1.3.1 Схема проточной части двигателя

.4 Газодинамический расчет компрессора

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

.4.1 Исходные данные для газодинамического расчета компрессора

Исходные данные для газодинамического расчета компрессора на ЭВМ представлены в Таблице 1.4.1

Таблица 1.4.1

02 05

2 1 06 13 2

.15 99298.5 1.400 287.00

.00 18.000 4.374 355.00 360.00 135.00

1.0000 .9850 .9800 0.9900 1.0200 0.0000

.00 165.00 170.00 170.00 170.00 165.00 180.00 185.00 180.00 178.00

.00 170.00 162.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00

.20 30.54 31.38 30.02 27.35 23.90 35.64 37.09 38.63 38.63

.58 37.09 32.42 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00

.8800 .8900 .9000 .9000 .8900 .8800 .8900 .9000 .9000

.8800 .8700 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.5800 .6200 .6600 .7000 .7400 .5000 .5300 .5600 .5900

.6500 .6800 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.7843 0.7843 0.7843 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

Исходные данные для расчета взяты из результатов этапа формирования облика двигателя. 

.4.2 Результаты расчета компрессора на ЭВМ

ГДР МОК Дата 13. 2. 5

Nк= 2 Kф1= 2 Kф2= 1 z1= 6 zк= 13 Kr= 2

Пк=18.000 Пк1= 4.374 G= 35.00 n1= 10295.9 n2= 13312.4 k= 1.40 R= 287.00в=288.15 Pв= 99298.5 P1о= 97809.0 Sва= .985 Sна= .980 Sнв= .990 m= .00

т Dк Dсp Dвт Doт КПД Mw1 Mc2

.6585 .5430 .3951 .6000 .8834 .7980 .7161

.6326 .5410 .4303 .6803 .8936 .7981 .6813

.6133 .5397 .4543 .7408 .9045 .7986 .6372

.5939 .5322 .4623 .7784 .9163 .7798 .5840

.5810 .5285 .4701 .8092 .9191 .7620 .5314

.5745 .5278 .4766 .8295 .9131 .7402 .4902

.5165 .4718 .4224 .8178 .9037 .6849 .6728

.5165 .4800 .4406 .8531 .9145 .6930 .6391

.5165 .4852 .4517 .8746 .9252 .6847 .5992

.5165 .4898 .4616 .8937 .9270 .6773 .5596

.5165 .4933 .4690 .9081 .9194 .6674 .5186

.5165 .4958 .4742 .9183 .9115 .6587 .4786

.5165 .4974 .4777 .9249 .9078 .6375 .4185

ст C1а С2а С1u C2u C1 C2 Uк

1 160.0 162.5 82.98 180.8 180.2 243.1 355.0

165.0 167.5 68.85 176.3 178.8 243.2 341.0

170.0 170.0 54.62 167.7 178.6 238.8 330.6

170.0 170.0 42.58 153.0 175.3 228.7 320.2

170.0 167.5 34.41 136.6 173.4 216.1 313.2

165.0 168.0 28.74 118.5 167.5 205.6 309.7

180.0 182.5 105.2 221.6 208.5 287.1 360.0

185.0 182.5 95.99 217.4 208.4 283.9 360.0

180.0 179.0 85.36 211.3 199.2 276.9 360.0

178.0 176.5 77.12 202.1 194.0 268.3 360.0

175.0 172.5 69.95 190.9 188.5 257.3 360.0

170.0 166.0 61.34 180.3 180.7 245.1 360.0

162.0 148.5 59.01 162.9 172.4 220.4 360.0

Nст Hz Rк al1 al2 be1 be1л be2

.2820E+05 .5500 62.59 41.95 37.34 37.34 55.57

.3054E+05 .5800 67.35 43.53 36.52 36.52 55.53

.3138E+05 .6200 72.19 45.40 35.73 35.73 54.50

.3002E+05 .6600 75.94 48.01 34.83 34.83 51.99

.2735E+05 .7000 78.56 50.80 34.16 34.16 48.51

.2390E+05 .7400 80.12 54.81 32.82 32.82 45.01

.3564E+05 .5000 59.69 39.47 38.84 38.84 58.90

.3709E+05 .5300 62.58 40.01 37.78 37.78 56.90

.3863E+05 .5600 64.63 40.27 35.45 35.45 54.32

.3863E+05 .5900 66.57 41.13 33.96 33.96 51.48

.3758E+05 .6200 68.21 42.10 32.57 32.57 48.28

.3709E+05 .6500 70.16 42.64 30.88 30.88 45.02

.3242E+05 .6800 69.98 42.35 29.38 29.38 38.93

Nст Пст Hтк Cак Kg Kн U1 U2

1.335 .2265 .4507 1.020 .9880 292.7 292.2

1.334 .2690 .4838 1.022 .9760 291.7 291.3

1.316 .2977 .5141 1.024 .9640 291.0 288.9

1.277 .3076 .5310 1.026 .9520 286.9 285.9

1.232 .2966 .5428 1.028 .9400 284.9 284.7

1.186 .2684 .5327 1.031 .9280 284.6 286.4

1.267 .3002 .5000 1.033 .9160 328.8 331.7

1.260 .3166 .5139 1.035 .9040 334.6 336.4

1.255 .3312 .5000 1.037 .9000 338.2 339.8

1.237 .3312 .4944 1.039 .9000 341.4 342.6

1.212 .3222 .4861 1.041 .9000 343.9 344.7

1.195 .3180 .4722 1.043 .9000 345.6 346.2

1.159 .2779 .4500 1.046 .9000 346.7 346.7

Nст T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2

1 316.2 272.0 286.8 .1353E+06 .1326E+06 .7991E+05 .9612E+05

346.6 300.3 317.2 .1805E+06 .1769E+06 .1107E+06 .1323E+06

377.9 330.8 349.5 .2375E+06 .2327E+06 .1501E+06 .1807E+06

407.8 362.6 381.7 .3034E+06 .2973E+06 .2014E+06 .2408E+06

435.0 392.8 411.7 .3737E+06 .3662E+06 .2608E+06 .3083E+06

458.8 421.0 437.7 .4432E+06 .4343E+06 .3267E+06 .3761E+06

494.3 437.1 453.2 .5558E+06 .5447E+06 .3631E+06 .4104E+06

531.2 472.6 491.1 .7004E+06 .6864E+06 .4657E+06 .5321E+06

569.6 511.4 531.5 .8789E+06 .8613E+06 .6012E+06 .6895E+06

608.1 550.9 572.2 .1087E+07 .1065E+07 .7662E+06 .8787E+06

645.5 590.4 612.6 .1318E+07 .1291E+07 .9607E+06 .1097E+07

682.4 629.2 652.5 .1574E+07 .1543E+07 .1181E+07 .1346E+07

714.7 667.6 690.5 .1824E+07 .1787E+07 .1429E+07 .1617E+07

Dкк Dск Dвк Dок Tк Pк Cк

5745 .5347 .4916 .8556 444.2 .3880E+06 171.0

.4963 .4752 .9202 705.6 .1709E+07 135.0

Пк = 18.000 КПД = .8672 Lк =428470.

Пк1= 4.374 КПД1= .8857 Lк1=171390.

Пк2= 4.157 КПД2= .9006 Lк2=257080.

На рисунке 1.4.1 изображена полученная в результате расчетов на ЭВМ проточная часть компрессора.

Рис.1.4.1 Проточная часть компрессора

На рисунке 1.4.2 изображены полученные в результате расчетов на ЭВМ планы скоростей компрессора.

Рис. 1.4.2 Планы треугольников скоростей

Рис. 1.4.3 Изменение параметров по ступеням

.4.3 Расчет первой ступени компрессора (вручную)

Исходными данными для расчета компрессора являются результаты, полученные при выполнении термогазодинамического расчета двигателя и при согласовании параметров компрессора и турбины в нем .

Таблица 1.4.3

Исходные данные:

Определяем число ступеней КНД:кнд ср= Uкнд *(1-(1- Dк кнд/ Dк квд)(iср-1)/Zкнд)=355(1-(1-45/52)0,5)=331 м/сср=H/z* Uкнд2 ср=0,25*3312=27390,25 Дж/кгкнд= L*кнд/ Hz ср=171385/27390,25=6,25

Принимаем Zкнд=6 и уточняем Hz ср:ср= L*кнд/ Zкнд=171385/6=28564 Дж/кг

Изменение Uк по ступеням КНД с Dср=const для оценки ступеней находим по

Uкi= Uк(1-(1- Dкк/ Dкв)(i-1)/zк)

Результаты расчетов и выбранное распределение параметров по ступеням КНД приведены в таблице 1.4.4

Таблица 1.4.4

Для уменьшения угла поворота потока в спрямляющем аппарате КНД степень кинематической реактивности ступеней принята возрастающей от входа к выходу.

Определяем число ступеней КВД:ср=H/z* Uквд2 ср=0,28*3602=36288 Дж/кгквд= L*квд/ Hz ср=257077/36288=7,08

Принимаем Zквд=7 и уточняем Hz ср и ,т.к у КВД Dк=const, вычисляем Σ  для распределения Hz по ступеням:ср= L*квд/ Zквд=257077/7=36725 Дж/кг

= Hz ср/ Uквд2=36725/3602=0,283

Σ = L*квд/ Uквд2=257077/3602=1,98=* Uквд2=0,283*3602=36676,8

Выбранное распределение параметров по ступеням КВД сводим в таблицу 1.4.5

Таблица 1.4.5

Таблица 1.4.6

. Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:

Т1*= Тв*=288,15 К; Р1*= Рв*∙ σвна=99298,5*0,985= 97809 Па.

. Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:

Т3*= Т1*+ Hz/ср=288,15+28200/1005=316,2 К;

Р3*= Рв*∙ πст*=99298,5*1,329=131967,7 Па

3. Окружная скорость на среднем диаметре и :

 м/с;

=Hz/кн∙Uср2=28200/0,988*299,42=0,3184.

. Выбор кинематической степени реактивности:

Т1′=Т1*-с1а2/2 ср=288,15-1602/2*1005=275,4 К;′= Мw1доп∙ м/с;

,

Принимаем ρк=0,55.

. Скорость и направление потока на входе в РК:

с1u=Uср*(1- ρк-0,5)=299,4*(1-0,55-0,5*0,3184)=87,06 м/с;

с1= м/с;

λ1=;

Т(λ1)=1-0,1667* λ12=1-0,1667*0,58662=0,9426;

Р(λ1)= Т(λ1)3,5=0,94263,5=0,7001;

q(λ1)= λ*(1,2* Т(λ1))2,5=0,7982;

α1=arcsin(с1а/с1)= arcsin(160/182,2)=61,4.

. Площадь проходного сечения и геометрические размеры входа в РК:= м2;

м;

м;

 м.

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

Т1= Т1* Т(λ1)=288,15*0,9426=271,6 К;

Р1= Р1* Р(λ1)=97809*0,8131=79528,5 Па;u=Uср-с1u=299,4-87,06=212,34 м/с;= м/с;=;

β1=arcsin(с1а/W1)= arcsin(160/265,9)=370.

. Параметры потока воздуха на выходе из РК:

∆сu=* Uср=0,3184*299,4=95,3 м/с;  

с2u= с1u+∆сu=87,06+95,33=182,39 м/с;

с2= м/с (с учетом равенства с2а= с1а);

Т2=Т2*-с22/2 ср=316,2-242,62/2*1005=286,9 К(с учетом равенства Т2*=Т3*);=;u= Uср- с2u=299,4-182,4=117 м/с;= м/с;

β2=arcsin(с2а/W2)= arcsin(160/198,2)=53,830;

α2=arcsin(с2а/с2)= arcsin(160/242,6)=41,260;

Р2*= Р3*/ σна=131967,7/0,98=134661 Па;

Р2= Р2* ∙ Па;

. Частота вращения ротора компрессора:=об/мин.

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

.5 Газодинамический расчет осевой турбины

Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью и экономичностью. Именно эти преимущества газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.

Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объёма вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчет газовой турбины на ЭВМ.

Обычно газодинамический расчет многоступенчатых турбин выполняют при заданной форме проточной части. Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, компрессора и согласования параметров его лопаточных машин, то к началу расчета проточная часть двигателя, а, следовательно, и его турбины уже известны.

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

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

Детальная прорисовка проточной части, выполненная с учетом основных особенностей турбины двигателя-прототипа, дает возможность получить следующие размеры:

Таблица 1.5.1

Мощность турбинных ступеней вычисляется по формуле:

, где Lk - работа соответствующего каскада компрессора, Gв - расход воздуха через двигатель, hm - механический КПД.

Следовательно, ,

,

.

Таблица 1.5.2

Исходные данные

02 05

2 105740.

.97 1400. 1699800. 722.0 0.005 .600 .800 .700 .055 .12

.8 6090.0 5800.0 4700.0 1000.0 1000.0 1000.0 1000.0

.4 10295.9 7932.0 7932.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

.3500 .3000 .3050 .0000 .0000 .0000 .0000

.6950 .7350 .7350 .0000 .0000 .0000 .0000

.7062 .7350 .7350 .0000 .0000 .0000 .0000

.0548 .0950 .1522 .0000 .0000 .0000 .0000

.0630 .1236 .1690 .0000 .0000 .0000 .0000

.1500 .1300 .1200 .0000 .0000 .0000 .0000

.1500 .1200 .1000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 1.0000 1.0000 1.0000

.5.2 Результаты расчета турбины на ЭВМ

Результаты расчета

Таблица 1.5.3

ГДР ГТ Дата 16. 2. 5

Исходные данные:

2 105740.

.97 1400. .1700E+07 722.0 .5000E-02 .6000 .8000

.5500E-01 .1200

Кг=1.314 Rг= 290.0 Сpг=1214.2

Схема печати:

DC1 DC2 H1 H2 CMCA CMPK ПLCT ПIO ПI КПД RC RC1 T1WC1 C1A C1U ALF1 BE1 L1 LW1C2 C2A C2U ALF2 BE2 L2 LW2T1O P1 P1O T2 T2O P2 P2OG2 SCA BCA ALFU TCA FI ZCAPA SPK BPK BEU TPK PSI ZPK

ТЛСА ТЛРК SIGMт= 1

.597 .410E-01 .479E-01 .160 .210 .133E+05

E+04 .265E+06 2.33 2.47 .852 .330 .248 .126E+04

. 618. 173. 593. 16.3 43.1 .913 .394

. 197. 188. -58.8 72.7 21.6 .318 .793

E+04 .139E+04 .944E+06 .156E+07 .115E+04 .117E+04 .687E+06 .728E+06

.5 34.8 .351E-01 .576E-01 37.5 .471E-01 .930 39

E+05 .880E+04 .249E-01 .281E-01 62.4 .216E-01 .952 87

E+04 .108E+04 157. т= 2

.706 .548E-01 .630E-01 .150 .150 .103E+05

E+04 .175E+06 1.85 1.98 .900 .350 .261 .108E+04

. 504. 190. 467. 22.2 64.2 .812 .354

. 198. 198. -2.03 89.4 27.4 .341 .720

E+04 .117E+04 .473E+06 .700E+06 .101E+04 .103E+04 .368E+06 .394E+06

.8 34.8 .415E-01 .610E-01 42.9 .465E-01 .956 47

E+05 .482E+04 .294E-01 .382E-01 50.3 .322E-01 .966 69

E+04 .103E+04 147.

Ncт= 3

.735 .950E-01 .124 .130 .120 .793E+04

E+04 .170E+06 1.98 2.11 .905 .300 .124 945.

. 514. 179. 482. 20.4 45.4 .884 .451

. 183. 166. -76.7 65.2 23.5 .338 .746

. .103E+04 .236E+06 .377E+06 875. 889. .186E+06 .199E+06

.8 34.8 .434E-01 .707E-01 37.8 .592E-01 .960 39

E+05 -899. .306E-01 .347E-01 62.0 .308E-01 .965 75

E+04 895. 155. т= 4

.735 .152 .169 .120 .100 .793E+04

E+04 .138E+06 1.88 2.07 .912 .305 .210E-02 819.

. 471. 189. 432. 23.6 56.1 .871 .438

. 205. 204. -20.4 84.3 32.0 .405 .740

. 889. .122E+06 .191E+06 759. 776. .962E+05 .106E+06

.8 34.8 .425E-01 .578E-01 47.3 .405E-01 .963 57

E+05 .463E+04 .306E-01 .353E-01 60.1 .325E-01 .971 71

. 769. 249.

ТГО=1400.0 РГО=1699800. СГ=108.2 ТГ=1395.2 РГ=1675407. D1C= .585 H1= .0410

На рис. 1.5.1 показана схема проточной части турбины.

Рис. 1.5.1 Схема проточной части турбины

На рис. 1.5.2 показано изменение параметров по ступеням турбины

Рис. 1.5.2 Изменение параметров по ступеням турбины.

На рис. 1.5.3 показаны планы скоростей ступеней турбины.

Рис. 1.5.3 Планы скоростей ступени турбины.

1.5.3 Расчет первой ступени турбины (вручную)

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

Работа турбины отличается от работы компрессора на величину механических потерь: Lт*= Lк*/ηm=257080/0,985=260994,9 Дж/кг.

Мощность ступени N =9134,8 кВт(из п.4.2)

Задаем геометрию ступени: ср= 0,5851 м; D2ср= 0,5974 м; h1=0,0836 м; h2 =0,0959м.

В первом приближении принимаем:

расход газа через ступень турбины принимаем Gг= Gв=35 кг/с[4].

кг=1,33; Rг=288 Дж/кгК; срг=1160 Дж/кгК; mг=0,0396(Дж/кгК)-0,5.

. Определим работу турбинной ступени и проверим величину коэффициента нагрузки:

ст=1000N/ Gг=1000*9134,8/35=260994,3 Дж/кг;=м/с;

м/с;

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

. Принимая ηст*=0,91, вычисляем параметры потока на выходе из ступени и Lад:

К;

;

Р2*= Р0*/ πст*= Рг*/ πст*=1699800/2,188=776800 Па;

q(λг)=;

Р(λг)=0,9886; Р2= Р2*∙ Р(λг)=776800*0,9886=767900 Па;ад=Дж/кг.

. Выбираем ρт=0,34 и φ=0,97, определяем параметры потока на выходе из СА:

с1=м/с;

; Т1*=Т0*=1250 К, так как Lса=0 и qса=0;

Т1=Т1*-с12/2 срг=1400-600,62/2*1160=1244,5 К;

Т1ад=Т1*-с12/(2*φ2*срг)=1400-600,62/(2*0,972*1160)=1234,7 К;

Па;

 Па;

σса=Р1*/Р0*=1646400/1699800=0,968;

ρ1=Р1/RТ1=1024400/(288*1244,5)=2,8581 кг/м3;

sinα1=Gг/(π∙D1ср∙h1∙c1∙ρ1)=35/(3,14*0,5851*0,0836*600,6*2,8581)=0,1327 следовательно, α1=7,62; cosα1=0,9911;

с1а=с1*sinα1=600,63*0,1327=79,7 м/с;

с1u=с1*cosα1=600,6*0,9911=595,25 м/с;

tgβ1=, β1=22,90;=с1*sinα1/sinβ1=600,6*0,1327/0,39=204,4 м/с;

Тw1*=Т1+W12/2 срг=1244,5+204,42/(2*1160)=1262,5 К.

. Определяем параметры потока на выходе из рабочего колеса:

 м/с;

 м/с;

 м/с;

 К;

 Па;

 кг/м3;

 м/с;

С2= м/с;

; α2=53,670;

; β2=10,50;=с2*( sinα2/ sinβ2)=106,5*(0,8056/0,1762)=486,9;

Тw2*=Т2+W22/2 срг=1170,1+486,92/(2*1160)=1272,28 К.

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

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

Заключение

В данном курсовом проекте был разработан газотурбинный двигатель .Его основные показатели :

двигатель турбина компрессор термодинамический

Это турбовинтовой двигатель одновальной схемы, у которого: тринадцатиступенчатый осевой компрессор (есть ВНА), состоящий из турбин низкого и высокого давления, четырехступенчатая турбина(Тг*=1400 К), состоящая из ступени турбины низкого давления, ступени турбины высокого давления, двух ступеней свободной турбины, трубчато-кольцевая камера сгорания.

В ходе проведения проектировочного расчета газотурбинного двигателя мощностью 10,5 Мвт для привода газоперекачивающего агрегата я использовал прототип Д-36. В ходе расчета я научился производить: расчеты термодинамических параметров двигателя, согласование параметров компрессора и турбины, расчет параметров осевого компрессора, расчет и профилирование ступени компрессорной ступени, газодинамический расчет турбины на ЭВМ.

Список использованной литературы

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

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

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

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

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

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

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

1.