Проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета

Проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета

Введение

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическим требованиям, предъявляемым каждым типом летательного аппарата к его силовой установке.

Наиболее простым и по этой причине первым, получившим широкое применение в авиации, газотурбинным двигателем был турбореактивный двигатель. Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми максимальными скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих числу M полета не более 2.0.

На самолетах с большой потребной тяговооруженностью и большими скоростями полета (М=2.0 - 3.5) широко используются турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), в которой к потоку газов, покидающих турбину, подводится дополнительное тепло, образующееся при сжигании топлива. Это позволяет значительно повысить температуру газа перед реактивным соплом ТРДФ и, соответственно, существенно увеличить скорость истечения газов из двигателя и получить более высокую тягу, чем у ТРД.

Для этого вида двигателей характерно наличие турбокомпрессора - агрегата, состоящего из компрессора, камеры сгорания, турбины и форсажной камеры. В современных ТРД преимущественно применяются осевые компрессоры и турбины, хотя имеются двигатели (в основном маломощные), в которых используются центробежные или диагональные компрессоры и радиальные турбины.

Турбореактивные двигатели сегодня продолжают совершенствоваться. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, т.е. увеличение температуры газа перед турбиной, степени повышения полного давления и совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Переход к более высоким температурам требует одновременного повышения степени повышения давления. В связи с этим широкое применение нашла схема двигателя с двухвальным газогенератором (ДТРД), основной задачей которой является повышение газодинамической устойчивости двигателя. Но и на этом этап совершенствования не может быть завершен, т.к. с развитием авиации растет потребность к более экономичным двигателям. Для этого наиболее выгодной является схема двухконтурного двигателя с двухвальным газогенератором (ДТРДД).

Целью проекта является проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета. В качестве прототипа был взят двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АИ-222К-25Ф, разработки «Ивченко-Прогресс». Особенности влияния расчетных значений степени повышения давлений, и температуры на удельную тягу и удельный расход топлива двигателя прослеживаются при выполнении данного проекта.

1. Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления

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.

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, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.

1.1 Исходные данные

В качестве исходных данных профилирования примем параметры потока и размеры проточной части РК дозвуковой ступени КВД. Основные исходные данные занесем в таблицу 1.1.

Таблица 1.1 Основные исходные данные для расчета

Для последующего компьютерного расчета, необходимо рассчитать:

­    .

1.2 Выбор закона закрутки

Выбираем закон изменения параметров по радиусу (законы закрутки потока). Критерием выбора оптимального закона закрутки по радиусу является обеспечение дозвуковых скоростей и приемлемых углов потока (в частности, Mw1 и Mc2 0,85…0,90, β1  25o на периферии, β2 90о на втулке). Для расчета первой ступени проектируемого компрессора примем закон «твердое тело» (на входе) при заданном Нт(r).

Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевого компрессора при обеспечении дозвукового обтекания лопаток может быть применена закрутка потока, обеспечивающая постоянство ипо радиусу.

1.3 Компьютерный расчет лопатки компрессора

Файл исходных данных OCK.DAT:

Таблица 1.2

08 12 07 1 3 1.400 287.00 ( дата, M, Ks, kг, Rг )

.304 430.000 .612 .892 .985 .986 .749 .765

.000 160.000 418.200 334000.0 139.600 0.424 .964

.050 .950

_ _ _ _

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.

Расчет проводим с помощью программы OCK.EXE.

Файл полученных результатов OCK.REZ:

Таблица 1.3

ГДР СТ.ОК ДАТА 8.12. 7

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ= 1 KR= 3 КГ= 1.400 RГ= 287.00

.304 430.00 .612 .892 .985 .986 .749 .765

.000 160.00 418.20 334000. 139.60 .424 .964

.050 .950 А= .367 B= .000 D= .000

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК=1.304 PI2=1.304 HZ1=37105. HZ2=37105. T01=455.14 T02=455.14= 435536. P02= 435536.

( GB= 23.346 ROK= .4992 HTO= .2082 WC= 19368.8 )

Таблица 1U CU CA T0 T P0 PRO C W LC LW AL BE

11 430.00 158.02 120.99 418.20 398.48 334000. 282062.

.0000 2.4663 199.02 297.68 .5318 .7733 37.441 23.982

401.35 147.49 145.16 418.20 396.88 334000. 278115.

.9334 2.4416 206.94 292.43 .5530 .7624 44.546 29.762

374.57 137.65 163.35 418.20 395.49 334000. 274704.

.8711 2.4202 213.61 287.78 .5708 .7526 49.882 34.585

348.38 128.02 178.32 418.20 394.21 334000. 271624.

.8102 2.4008 219.51 283.47 .5866 .7434 54.323 38.980

322.07 118.35 191.21 418.20 393.03 334000. 268774.

.7490 2.3828 224.88 279.40 .6009 .7347 58.244 43.186

* * * * * * * *

423.98 251.04 93.86 455.14 419.38 442169. 332067.

.9860 2.7589 268.01 196.76 .6865 .5134 20.499 28.490

394.16 247.83 139.66 455.14 414.86 442169. 319691.

.9166 2.6850 284.47 202.28 .7287 .5299 29.404 43.665

369.49 243.71 171.29 455.14 410.97 442169. 309329.

.8593 2.6226 297.88 212.50 .7631 .5578 35.101 53.711

346.73 239.64 196.80 455.14 407.27 442169. 299703.

.8064 2.5640 310.09 224.05 .7943 .5889 39.393 61.447

324.73 235.91 218.89 455.14 403.59 442169. 290311.

.7552 2.5064 321.82 236.22 .8244 .6216 42.856 67.914

* * * * * * * *

423.98 155.80 126.60 418.20 398.14 334000. 281207.

.9860 2.4610 200.75 296.56 .5365 .7709 39.096 25.271

394.16 144.84 150.39 418.20 396.50 334000. 277173.

.9166 2.4357 208.80 291.16 .5580 .7597 46.076 31.099

369.49 135.78 166.45 418.20 395.23 334000. 274087.

.8593 2.4163 214.80 286.92 .5740 .7508 50.795 35.459

346.73 127.42 179.18 418.20 394.14 334000. 271437.

.8064 2.3996 219.87 283.21 .5876 .7429 54.584 39.249

324.73 119.33 189.99 418.20 393.14 334000. 269052.

.7552 2.3845 224.36 279.80 .5996 .7356 57.867 42.768

Рис. 1.1 График изменения и  по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

Рис. 1.2 График изменения Lc и Lw по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

Рис. 1.3 График изменения  и  по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

Рис. 1.4 Треугольники скоростей в 1-м сечении лопатки рабочего колеса

Рис. 1.5 Треугольники скоростей во 2-м сечении лопатки рабочего колеса

Рис. 1.6 Треугольники скоростей в 3-м сечении лопатки рабочего колеса

Рис. 1.7 Треугольники скоростей в 4-м сечении лопатки рабочего колеса

Рис. 1.8 Треугольники скоростей в 5-м сечении лопатки рабочего колеса продолжение таблицы 1.3

Таблица 2

Профилирование лопатки РК по радиусу

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

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

----------------------------------------------------------.9860 .9166 .8593 .8064 .7552 26.55 26.55 26.55 26.55 26.55 24.78 23.04 21.60 20.27 18.98 /t 1.071 1.152 1.229 1.310 1.399 .0300 .0400 .0500 .0600 .0700.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 1.666 5.400 6.850 7.432 7.588  3.219 12.57 18.25 22.20 25.15 4.885 17.97 25.10 29.63 32.73 l 25.27 31.10 35.46 39.25 42.77 l 30.16 49.07 60.56 68.88 75.50

Число рабочих лопаток - 53. шт.

Рис. 1.9 Профиль лопатки на r=0,986

Рис. 1.10 Профиль лопатки на r=0,917

Рис. 1.11 Профиль лопатки на r=0,859

Рис. 1.12 Профиль лопатки на r=0,806

Рис. 1.13 Профиль лопатки на r=0,755

1.4 Расчет и профилирование лопатки

Расчет производим для первой ступени осевого компрессора высокого давления.

·        В таблице 1.4 - расчет Са и Сu при использовании выбранного закона, а также некоторых параметров планов скоростей (скоростей С и W, углов α, β, Δβ) и чисел М.

Таблица 1.4

Таблица 1.5

При расчете считалось, что α3 ≈ α1.

Полученные выше кинематические параметры являются исходными для расчета профилей лопаток и решеток РК дозвукового осевого компрессора. Но в виду получения более правильных профилей данными для профилирования будем брать из компьютерного расчета лопатки (п. 1.3, таблица 1.3).

·        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 принимаем равной 0,9.

·        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.

·        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:

Расчет параметров решетки на среднем радиусе:

Таблица 1.6

·        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 окружности. 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:

·        Расчет осевого размера лопаточного венца

Осевой размер лопаточного венца на соответствующем радиусе:

.

·        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 .

·        Построение профилей лопаток и решеток профилей

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. Расчет параметров лопаток и решеток профилей по радиусу:

Таблица 1.7

·        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:

 .

Таблица 1.8

Рис 1.12 Средняя линия профиля (втулка)

Рис 1.13 Средняя линия профиля (среднее)

Рис 1.14 Средняя линия профиля (периферия)

·        Построение аэродинамического профиля и решетки профилей

В качестве исходного аэродинамического профиля в проекте используем симметричный (yB=yH) 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 Сbmax) представлены в табл. 1.9;

Таблица 1.9

Таблица 1.10

Вывод

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

В качестве исходного аэродинамического профиля использовали симметричный профиль А-40. При профилировании использовался закон «твердого тела» на входе при заданном Нr.

Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевого компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. Исходные данные взяты из газодинамического расчета осевого компрессора высокого давления. Полученные профили решетки профилей изображены на рис. 1.4- 1.8.

Полученные числа Мw1 потока во всех сечениях находятся на допустимом диапазоне, т.е. Mw1<M1* - т.е. не происходит запирания решеток профилей.

2. Профилирование лопатки первой ступени турбины высокого давления

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 решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.      

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

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.

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

2.2 Расчет и профилирование лопатки

После выбора закона закрутки потока по радиусу определяем параметры газа во втулочном и периферийном сечении.

Исходные данные:

На первом этапе профилирования определим компоненты треугольников скоростей в межвенцовых зазорах во втулочном и периферийном сечениях, выбрав закон закрутки потока по радиусу.

При законе закрутки и  найдем следующие параметры:

2)      Окружные скорости на входе и выходе из рабочего колеса:

3)      Окружную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата:

4)     
Расходную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток СА:

5)      Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток СА:

6)      Абсолютную скорость на выходе из лопаток СА:

7)      Приведенную скорость перед РК в абсолютном движении:

8)      Угол потока в относительном движении на входе в лопатки РК:

9)     
Относительную скорость на входе в лопатки РК:

10) Окружную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:

где работа на окружности колеса

11) Окружную составляющую относительной скорости на выходе из лопаток РК:

12) Расходную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:

13) Угол потока в относительном движении на выходе из лопаток РК:

14) Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток РК:

15) Относительную скорость потока на выходе из лопаток РК:

16) Абсолютную скорость потока на выходе из лопаток РК:

17) Угол поворота потока в относительном движении:

18) Температуру газа за РК по заторможенным параметрам потока в относительном движении:

19) Приведенную скорость за РК в относительном движении:

20) Термодинамическую степень реактивности:

Результаты расчетов параметров потока в межвенцовых зазорах ступени во втулочном и периферийном сечениях вносим в табл. 2.1:

Таблица 2.1

Расчет треугольников скоростей в межвенцовых зазорах по высоте можно считать законченными, т.к. полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям , , но на втулке не выполняется условие , что может привести к дополнительным гидравлическим потерям и увеличению нагрузки на лопатку.

По результатам расчетов в масштабе строим треугольники скоростей на трех радиусах (рис 2.1-2.3).

На следующем этапе проектирования определяем геометрические параметры решеток профилей. При этом расчет параметров и построение профилей выполняем для обеспечения закрутки потока по закону и .

) Радиусы расположения среднего втулочного и периферийного сечений проточной части:

2) Шаг решетки:

3) Хорда профиля лопатки:

4) Угол установки профиля в решетке:

5) Геометрический угол решетки на входе:

, , .

) Геометрический угол решетки на выходе, принимаем равным углу потока, т.к. :

.

) Угол отгиба выходной кромки, выбираемый с учетом характера его изменения по высоте:

.

8) Ширина горла межлопаточного канала:

9) Относительная толщина профиля лопатки:

10) Абсолютная толщина профиля лопатки:

11) Относительное удаление максимальной толщины профиля:

12) Абсолютное удаление максимальной толщины профиля:

13) Радиус скругления входной кромки:

13) Радиус скругления выходной кромки:

14) Угол заострения входной кромки:

16) Угол заострения выходной кромки:

17) Угол, образованный лучом, проходящим через центры окружностей радиусами R1 и R2, и фронтом решетки:

Результаты расчетов геометрических параметров заносим в таблицу 2.2:

Таблица 2.2

2.3 Компьютерный расчет лопатки турбины

Файл исходных данных OCT.DAT:

Таблица 2.3.1

11 07 1 2 1.300 290. Дата, nr, kz, kг, Rг

.433 .445 .033 .045 D1c,D2c,h1,h2

.949 .955 .957 .380 fi,psi,Л1,Roтc

.00 200.00 625.00 -121.00 C1ac,C2ac,C1uc,C2uc

.70 42.70 19.20 20.50 21.00 alf1c,be1c,be2c,G1,G2

.6 1260. 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.

Для профилирования используем программу OCT.exe.

Файл полученных результатов OCT.REZ:

Таблица 2.3.2

Дата 18.11. 7 KZ= 2 Кг= 1.300 Rг= 290.0ср= .4330 D2ср= .4450 h1= .0330 h2= .0450aср=196.00 C2aср=200.00 C1uср=625.00 C2uср=******с= 16.70 be1ср= 42.70 be2ср= 19.20

Л1= .957 Фи= .949 Пси= .955 Rтс= .380=19369.6 T2*= 1260.0

Таблица 1

Изменение параметров потока по радиусу

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

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

----------------------------------------------------------.2390 .2292 .2195 .2097 .2000 1.000 .9592 .9184 .8776 .8368 484.8 465.0 445.2 425.5 405.7 u 576.0 596.1 617.9 641.6 667.3 a 184.1 189.8 196.0 202.7 210.1 16.70 16.70 16.70 16.70 16.70 604.7 625.6 648.3 672.8 699.6 63.65 55.36 48.62 43.17 38.76 u -103.1 -111.7 -121.2 -131.8 -143.6 u 587.9 576.7 566.4 557.3 549.3 a 207.6 203.6 200.0 196.8 194.0 19.45 19.45 19.45 19.45 19.45

Л1 .8927 .9236 .9570 .9933 1.033 т .4606 .4226 .3800 .3321 .2780 w 1393. 1387. 1382. 1377. 1372.

Л2w .9224 .9068 .8925 .8797 .8687

Л1w .3040 .3421 .3881 .4411 .5003

Л2 .3606 .3613 .3639 .3685 .3755  96.90 105.2 111.9 117.4 121.8 63.59 61.26 58.78 56.18 53.48

( Данные по пpофилиpованию записаны в файл gfrt.dat )

Рис. 2.4 График изменения  и  по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

Рис. 2.5 График изменения Lc и Lw по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса.

Рис. 2.6 График изменения и  по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса

лопатка двигатель сопло турбина

Рис. 2.7 Треугольники скоростей в 1,2 и 3 сечениях лопатки рабочего колеса

Рис. 2.8 Треугольники скоростей в 4 и 5 сечениях лопатки рабочего колеса

Рис 2.9 Решетка профилей на периферии

Рис 2.10 Решетка профилей на r=0.959

Рис 2.11 Решетка профилей на r=0.918

Рис 2.12 Решетка профилей на r=0.878

Рис 2.13 Решетка профилей на r=0.837

Вывод

В этой части курсового проекта были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном. Результаты ручного счета и счета на ЭВМ незначительно отличаются. Это можно объяснить принятыми допущениями при ручном счете. Полученные профили лопаток имеют среднюю относительную толщину (=0,264). Это связано с тем, что лопатка охлаждаемая, так как работает при температурах (Т*г=1585 К). Полученные параметры удовлетворяют требованиям: W2>W1, углы >55 ( 57,4, 58,8, 68,46 градусов н втулочном, среднем и периферийном радиусах). Форма межлопаточного канала решетки профилей - конфузорная.

3. Проектирование камеры сгорания

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 и удовлетворения экологических нормам. Анализ аварийных ситуаций при эксплуатации авиадвигателей свидетельствует о случаях, причинами которых были колебательные процессы, возникшие в КС и связанные с ее акустическими нормами.

3.1 Формирование исходных данных

Рис 3.1 Геометрия камеры сгорания

1. Температура воздуха по заторможенным параметрам на выходе из компрессора (сечение К-К) =717,5 К.

. Температура газа по заторможенным параметрам на выходе из КС

=1585 К.

. Полное давление воздуха на выходе из компрессора =1805000 Па.

.Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями =0,96.

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

. Коэффициент полноты сгорания КС =0,995.

. 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 =2,893.

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

. Коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения =1,6

. Диаметр компрессора на выходе из НА =0,412 м.

. Относительный внутренний диаметр компрессора на выходе .

. Диаметр турбины на входе в СА =0,466 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

.

. 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 Компьютерный расчет кольцевой камеры сгорания

Файл исходных данных GDR KS.DAT:

Таблица 3.1

.1 717.5 1585.0 1805000 0.960 0.980 0.99 0.85

.8 43e6 2.893 0.5 1.6

.412 0.903 0.4660 0.858 1.36 0.466

.917 0.584 0.5690 0.300 1.00

.755 1.830 0.6100 0.351 0.35

.000 1.000 1.000

Расчет выполняем с помощью программы GDR KS.EXE.

Файл полученных результатов GDR KS.REZ:

Таблица 3.2

Геометрический расчет кольцевой камеры сгорания

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

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

23.100 717.500 1585.000 1.805E+06 0.960 0.980 0.990 0.85Hu ALFA ALFAф ALFAзг

.8 4.300E+07 2.893 0.500 1.600

_ _ _ _ к dк Dт dт Dкс dкс

.412 0.903 0.466 0.858 1.360 0.466

_ _ _ _ж dж Dф dф E

.917 0.584 0.569 0.300 1.000

_ _ _ _ _ д lж lг lгс lзг

0.755 1.830 0.610 0.351 0.350

_н Kвн lц

.000 1.000 1.000

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

Результаты расчета:

Gт Gф Gзг Gв см Gг

.540 3.99 12.78 10.32 23.64зг* Cp зг [RO]зг [RO]к Dкс ср

.3 1225.9 3.50 8.77 0.437к Dк вн Dкс h кс Dкс вн

.412 0.372 0.560 0.150 0.261т Dт вн Dж h ж Dж вн

.466 0.400 0.514 0.107 0.300кс Fж Vж тр h в h н

.1930 0.1366 0.0267 0.0214 0.0214кс l д l ж тр l г l зг

.276 0.081 0.196 0.065 0.037з см l гс Z Dф Dф вн

.158 0.038 12 0.061 0.018Cж тр Cсм

26.71 20.88кс опт Fж опт

.0747 0.0462EJcн EJno

.2 3.7 13.2

Рис. 3.2 Эскиз камеры сгорания.

Вывод

В этой части курсового проекта был проведен расчет кольцевой камеры сгорания. Теплонапряженность камеры равна QV=1714200Дж/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 геометрических размеров камеры сгорания двигателя-прототипа и в результате расчета было получено отклонение геометрии от оптимальных значений, в виду изменения параметров цикла двигателя.

4. Проектирование выходного устройства

Исходя из выбранного прототипа проектируем эжекторное сопло, внутренняя часть которого является реактивным насадком двигателя, а наружная - элементом летательного аппарата. Этот вид сопел отличается от сопел Лаваля тем, что у них сверхзвуковой контур полностью или частично заменен границей свободной сверхзвуковой струи, а для улучшения характеристик осуществляется подача в сопло вторичного (эжектируемого, пассивного) воздуха. Сопла этого вида называются также соплами с разрывом сверхзвукового контура.

Сопло с разрывом сверхзвукового контура проще регулируется, чем сопло Лаваля. Это объясняется тем, что площадь критического сечения первичного сопла может изменятся за счет использования обычных регулируемых створок. Дополнительная возможность регулирования обеспечивается подачей вторичного воздуха, благодаря чему сама граница свободной струи может в той или иной степени изменять свою форму, приспосабливаясь к изменению положения регулируемых створок и перепада давлений в сопле. Подача вторичного воздуха способствует при этом снижения внутренних потерь в сопле, а также обеспечивает интенсивное охлаждение элементов конструкций.

Наконец, применение таких сопел в ряде случаев позволяет решить задачу оптимального согласования работы входного устройства, двигателя и выходного устройства, т.е. такого согласования их работы, при котором обеспечивается максимальная эффективная тяга силовой установки. Это объясняется возможностью перепуска части воздуха, входящего в воздухозаборник, но излишнего для двигателя, в выходное сопло со значительно меньшими потерями, чем при коком- либо другом способе его перепуска.

4.1 Газодинамический расчет сопла

.1.1 Формирование исходных данных

Исходными данными для расчета эжекторного сопла являются известные параметры активного и пассивного потоков:

­    Расход активного потока ;

­    Доля пассивного потока ;

­    Давление в сечении А-А ;

­    Давление в сечении П-П ;

­    Температура в сечении А-А ;

­    Температура в сечении П-П ;

­    Константа для газа ;

­    Константа для воздуха ;

­    Универсальная газовая постоянная ;

­    Показатель изоэнтропы ;

­    Универсальная газовая постоянная ;

­    Температура воздуха ;

­    Расход воздуха ;

­    Расход газа ;

­    Давление окружающей среды .

Где некоторые величины были рассчитаны следующим образом:

1.      

.        ;

.       

4.1.2 Компьютерный расчет эжекторного сопла

Таблица 4.1

Газодинамический расчет ЭЖЕКТОРНОГО СОПЛА

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

Исходные Данные а = 48.49 кг/с= 0.05а° = 226094 Пап° = 98306 Паа° = 2000 Кп° = 288.15 Кг = 0.03918в = 0.0404г = 1.30г = 290.0 Дж/кг·Кв = 1.4в = 287.0 Дж/кг·Кв° = 288.15 Кв = 48.49 кг/сг = 48.49 кг/сн = 101325 Па

Результаты Расчета а = 0.2448 мма = 0.2791 ма` = 51935 Пап = 2.425 кг/сп` = 0.0104 мм

п(Ла`)= 0.230

Ла` = 1.4855(Ла`)= 0.763а` = 0.3206 мм` = 0.3310 мма` = 0.3195 м` = 0.3246 мг = 1257 Дж/кг·Кв = 1005 Дж/кг·Кс° = 1240 К° = 220009 Па

п(Лс) = 0.461

Лс = 1.1207(Лс) = 0.984= 0.4027 мм= 0.3580 м

Рис. 4.1 Эскиз выходного устройства

4.2 Профилирование сопла

.2.1 Формирование исходных данных

Исходные данные для профилирования сопла выбираются исходя из его газодинамического расчета, а при использовании программы soplo.exe, они вбиваются в раздел «профилирование», автоматически после газодинамического просчета сопла.

­    Радиус в сечении А’- А’ ;

­    Радиус в сечении А- А ;

­    Угол ;

­    Радиус в сечении С- С ;

­    Радиус ;

­    Угол ;

­    Радиус скругления ;

­    Угол ;

­    Угол .

4.2.2 Компьютерное профилирование эжекторного сопла

Таблица 4.2

Профилирование ЭЖЕКТОРНОГО СОПЛА

───────────── Исходные Данные ────────────────` = 0.3195 м= 0.2791 м` = 14.0 °= 0.3580 м` = 0.3246 м= 9.0 °` = 0.3246 м= 30.0 °н = 4.0 °

─────────── Результаты Расчета ─────────────= 0.1620 м (длина дозвуковой части сопла)` = 0.2109 м (длина сверхзвуковой части сопла)= 0.2364 м (уточненная длина)

Рис. 4.2 Чертеж выходного устройства

Вывод

В этой части курсового проекта проведен расчет эжекторного сопла. Для внутреннего части: площадь сопла равна 0,2448 м2, длина 0,162 м; для наружного части: площадь сопла равна 0,4027 м2, длина 0,2109 м. Следует также отметить указанные величины соответствуют режиму работы «полный форсаж» при

Заключение

В данном курсовом проекте было выполнено профилирование рабочего колеса ступени компрессора высокого давления и газовой турбины, расчёт кольцевой камеры сгорания, расчёт эжекторного сопла на базе данных, полученных в результате термогазодинамического просчета двигателя: pк*=18 , Тг*=1585К, G=50,28 кг/с.

На этапе расчета и профилирования первой ступени КВД были определены компоненты треугольников скоростей, а также геометрические параметры решеток профилей на трех радиусах. Полученные дозвуковые (Мw1=0,7263) профили. При профилировании применялся закон крутки, «твердое тело» (на входе) при заданном Нт(r).

На этапе профилирования ступени газовой турбины были определены компоненты треугольников скоростей в межвенцовых зазорах, а также геометрические параметры решёток профилей на трёх радиусах. На втулке газовый поток дозвуковой (λ1=0,8927). Применение законов a1=const и b2=const значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, а также позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

В разделе “Расчёт камеры сгорания” была просчитана кольцевая камера сгорания прототипа АИ-222К-25Ф, но с другими параметрами цикла. Теплонапряженность камеры получилась нормальная (QV=1714200Дж/К2Па4.), что сокращает ресурс двигателя в целом, но скорости потоков в камере получились малы.

В процессе расчета выходного устройства были определены его оптимальные геометрические параметры на режиме полного форсажа при  

Список использованной литературы

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

2. Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин. Харьков, ХАИ 1986 г.

.       А. Н. Анютин Расчет и профилирование на ЭВМ лопаток осевой газовой турбины. Харьков, ХАИ 1991 г.

. Герасименко В.П., Никишов А.А. Проектирование камер сгорания газотурбинных двигателей. Харьков, ХАИ 1999 г.

. Анютин А. Н., Дегтярев О. Д., Ковалев В. И. , Незым В. Ю.

Профилирование выходных устройств ГТУ. Харьков, ХАИ 2001 г.