Расчет основных узлов газотурбинного двигателя

Расчет основных узлов газотурбинного двигателя

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ПОТОКА ПО РАДИУСУ В СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

.1 Исходные данные

.2 Выбор закона закрутки потока по радиусу

.3 Определение треугольников скоростей в межвенцовых зазорах на внутреннем и наружных диаметрах

.4 Расчетное определение геометрических параметров решеток профилей

2. РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

.1 Исходные данные

.2 Расчет камеры сгорания

. РАСЧЕТ ОСЕРАДИАЛЬНОГО ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА

.1 Исходные данные

.2 Расчет

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список использованной литературы

ВВЕДЕНИЕ

В курсовой работе выполняется профилирование ступени турбины высокого давления. Расчет и проектирование камеры сгорания и выходного устройства. Для расчета используются результаты газодинамического расчета турбины на среднем радиусе, данные прототипа. Расчет ведется двумя способами: на инженерном калькуляторе и с помощью ЭВМ. Результатом расчета является построения треугольников скоростей и решеток профилей турбины на трех радиусах, эскизы камеры сгорания и выходного устройства. Результаты расчета будут использованы в дальнейшем для соответствующих расчетов.

1. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ПОТОКА ПО РАДИУСУ В СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

Проектирование элементов проточной части турбины для получения высоких КПД должно выполняться с учетом изменения параметров газа по высоте лопатки. При этом допустимо принимать постоянные полные давления и температуры газа перед ступенью турбины как в радиальном, так и в окружном направлениях. Рассчитывая турбинную ступень при указанных условиях на входе, для дальнейшего проектирования вполне достаточно определить параметры потока и треугольники скоростей на трех радиусах проточной части: на среднем, у корня, у периферии. Поскольку все параметры изменяются по высоте плавно, то с помощью интерполяции можно получить данные о потоке на любом радиусе.

В этом разделе рассмотрены исходные данные и расчетные соотношения, используемые для определения параметров газа в межвенцовых зазорах на трех радиусах.

1.1 Исходные данные

Исходными данным для расчета параметров газа по высоте лопатки являются величины, полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем диаметре при заданной форме проточной части (Таблица 1.1).

Таблица 1.1

Исходные данные

1.2 Выбор закона закрутки потока по радиусу

Для расчета треугольников скоростей в межвенцовых зазорах у корня и периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров (закрутки) 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. В практике проектирования авиационных турбин существует множество законов которые имеют свои достоинства и недостатки. Применим закон закрутки  и . Применение этого закона значительно упрощается технология изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе. При  сопловые лопатки первой ступени турбины являются некручеными и имеют постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения. Указанные особенности газодинамического и технологического характера обуславливает широкое применение такого закона закрутки.

1.3 Определение треугольников скоростей в межвенцовых зазорах на внутреннем и наружных диаметрах

После выбора закона закрутки потока по радиусу определим параметры газа во втулочном и периферийном сечениях. Расчетные значения приведены в таблице 1.2.

1.  Радиусы струйки тока на втулке и периферии в сечениях. Индексы _т. И п., соответствуют втулочному и периферийному сечениям.

2.  Окружные скорости на входе и выходе из рабочего колеса.

3.  Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата.

где  при .

4.  Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток СА:

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

6. Абсолютная скорость на выходе из лопаток СА:

. Приведенная скорость перед РК в абсолютном движении:

. Угол потока в относительном движении на входе в лопатки РК:

. Относительная скорость на входе в лопатки РК:

. Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:

где работа на окружности колеса  с учетом расхода охлаждающего воздуха:

. Окружная составляющая относительной скорости на выходе из лопаток РК:

. Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:

. Угол потока в относительном движении на выходе из лопатки РК:

. Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопатки РК:

. Относительная скорость на выходе из лопаток РК:

. Абсолютная скорость на выходе из лопаток РК:

. Угол потока в относительном движении:

. Температура газа за РК по заторможенным параметрам потока в относительном движении:

. Приведенная скорость за РК по в относительном движении:

20. Термодинамическая степень реактивности:

Таблица 1.2

Параметры газа на трех радиусах лопатки

Расчет треугольников скоростей в межвенцовых зазорах закончен. Полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям , .

1.4 Расчетное определение геометрических параметров решеток профилей

Используя рекомендации по определению геометрических параметров, проводимых для построения профилей лопаток, расчет конструктивных размеров решетки проводим в следующей последовательности. Результаты расчета занесены в таблицу 1.2.

1. Радиусы расположения среднего, втулочного, периферийного сечений проточной части с .

При таком выборе расчетных сечений профиль будет установлен не по линиям тока, а горизонтально. Однако не соответствие цилиндрических сечений коническими не велико и им можно пренебречь.

2. Угол установки профиля лопатки в решетке

. Хорду профиля лопатки b^/_СР на среднем радиусе принимаем постоянной по высоте лопатки (b =b_СР). Длину хорды найдем, пользуясь продольным разрезом двигателя. Зная, осевую длину рабочего венца лопаток b_a = 44,67мм и угол установки профиля  найдем хорду лопатки b.

. Шаг решетки на среднем радиусе.

Примем густоту решетки . При выбранной густоте решеток на среднем радиусе предварительное значение шага решетки:

Принимаем Z= 70.

По полученному числу Z уточним величины шага решетки и хорды профиля пера лопаток на среднем радиусе.

5. Геометрический угол решетки на входе

.        Геометрический угол решеток на выходе принимаем равным углу потока , поскольку

7.  угол отгиба выходной кромки, выбираемый с учетом характера его изменения по высоте лопатки.

8.  Ширину горла межлопаточного канала

9.  Относительную толщину профиля

10. Абсолютная толщина профиля лопатки

11. Относительное удаление максимальной толщины профиля

,

. Абсолютное удаление максимальной толщины профиля.

. Радиус скругления входной кромки.

. Радиус скругления выходной кромки.

15. Угол заострения входной кромки.

,

где  - длинна развертки профиля, определяемая по формуле

. Угол заострения выходной кромки.

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

Таблица 1.3

Геометрические параметры решетки профилей

Результаты расчета на ЭВМ

На рисунках 1.1-1.3 показаны решетки профилей рабочего колеса турбины начиная с периферии до втулки.

Рисунок 1.1 - Решетка профилей рабочего колеса турбины

Рисунок 1.2 - Решетка профилей рабочего колеса турбины

Рисунок 1.3 - Решетка профилей рабочего колеса турбины

Вывод:

В результате профилирования лопатки рабочего колеса ступени турбины высокого давления, были получены значения основных кинематических параметров потока и геометрических параметров решётки профилей в пяти сечениях. В расчете был использован закон крутки потока a1=const, b2=const.

По полученным данным построены профиля лопаток по сечениям. Полученные профиля имеют достаточную толщину и диаметр выходной кромки.

Уточненное значение угла поворота потока (b) превышает максимальное значения 120° на 4,5°, что на данном этапе проектирования допустимо. Значение lW2=0.87, больше lW1=0.473 - свидетельствует о том, что проектируемая ступень обеспечивает заданный энергообмен, а коэффициент загрузки находится на приемлемом уровне.

Проведен расчет на инженерном калькуляторе и с помощью ЭВМ. Расхождение составляет менее 2%,что удовлетворяет заданные требования. Можно сделать вывод, что машинный счет - более точный, чем ручной.

2. РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

На проектируемой установке камера сгорания размещается в кольцевом пространстве над компрессором, что объясняется требованиями сокращения осевых габаритов двигателя.

По конструктивному выполнению камера сгорания является трубчато-кольцевой. Наличие отдельных жаровых труб таких камер сложнее, чем изготовление жаровых труб индивидуальных камер, так как требуется специальное профилирование выходной части.

Наша задача - спроектировать камеру сгорания, отвечающую современным стандартам - экономичную, с малыми габаритами, с приемлемой температурой горения.

2.1 Исходные данные

При расчете используются основные геометрические соотношения КС двигателя-прототипа. Подбор исходных данных выполняем в соответствии с рекомендациями методического пособия [2].Тип КС -трубчато- кольцевая;

Gв - расход воздуха, кг/с;

Тк* - температура заторможенного потока перед КС, К;

Тг* - температура заторможенного потока за КС, К;

Рк* - давление заторможенного потока перед КС, Па;

 - коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями;

 - коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный процессом подвода тепла;

 - коэффициент полноты сгорания КС;

 - коэффициент полноты сгорания в зоне горения;

L₀ - стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива, кг возд./кг топл.;

Н_U - теплотворная способность топлива, Дж/кг;

α - коэффициент избытка воздуха КС;

α_Ф - коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства;

α_ЗГ - коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения;

D_K - диаметр компрессора на выходе, м;

 - относительный внутренний диаметр компрессора на выходе;

D_T - диаметр турбины на входе в СА, 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 (-высота жаровой трубы);

 - относительный внутренний диаметр фронтового устройства;

ε - коэффициент учета зазора между головками КС;

 - относительная длина диффузора КС;

 - относительная длина жаровой трубы;

 - относительная длина головки жаровой трубы;

 - относительный диаметр газосборника;

 - относительный внутренний диаметр газосборника;

 - относительная длина цилиндрической части жаровой трубы.

Числовые значения вышеперечисленных параметров приведены в Таблице 2.1

Таблица 2.1

.2 Расчет камеры сгорания

Расход топлива

Расходы воздуха в характерных сечениях КС:

;

.

Температура газов по заторможенным параметрам в конце зоны горения рассчитывается итерационным путем с использованием следующего соотношения:

Где

 - приближенная эмпирическая зависимость Ср воздуха на выходе из компрессора от его температуры по заторможенным параметрам;

 - приближенная эмпирическая зависимость Ср газов в конце зоны горения от их температуры по заторможенным параметрам;

=1240,6 Дж/кгК - значение  первого приближения.

При достижении точности определения температура газов в 1 К итерационный процесс завершается.

Плотность воздуха на входе в КС и газов в конце зоны горения определяют как:

,

Основные геометрические параметры кольцевых камер сгорания определяются по следующим соотношениям:

Корпус КС:

,

Жаровая труба:

Фронтовое устройство:

Количество головок жаровой трубы кольцевой КС определяется как:

Осевые размеры конструктивных элементов и зон КС:

Скорости рабочего тела в характерных сечениях КС:

Предварительный эскиз показан на рисунке 2.1

Вывод:

Приведенные расчёты показывают, что спроектированная камера сгорания отвечает современным требованиям: хорошей экономичностью, приемлемой температурой в зоне горения и сравнительно небольшими габаритами. Построение камеры сгорания велось с прототипа, относительные диаметральные и линейные размеры были исходными данными для получения нужной формы камеры сгорания.

Рисунок 2.1 - КС кольцевого типа

3. РАСЧЕТ ОСЕРАДИАЛЬНОГО ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА

Диффузор - это аэродинамическое устройство, предназначенное для преобразования кинетической энергии потока в потенциальную, с возможно большей эффективностью. Осерадиальный диффузор имеет преимущества связанные с конфузорным характером течения при повороте потока и двумя отдельными участками диффузорного типа. А так же технологические преимущества за счёт реализации оборотов диффузора прямыми линиями и дугами окружности.

При проектировании и разработке конструкций выходных патрубков ставится задача получения максимального КПД при выполнении требований к габаритности и других требований.

Расчётная схема представлена на (рисунке 3.1).

Рисунок 3.1 Расчетная схема

.1 Исходные данные

Исходными геометрическими данными являются результаты газодинамического расчёта турбины, и конструктивные особенности переходного канала к выходному устройству, выбранные из конструктивных соображений.

D₁=1.415- входной диаметр обтекателя, м;

D₂=1.865 - входной диаметр обечайки, м;

L=1.55 - осевая длина диффузора, м;

=2 - входной угол наклона обтекателя, град;

=9 - входной угол наклона обечайки, град;

 - относительный габарит патрубка;

- удлинение диффузора;

(1/n_пов)_min=1.00, (1/n_пов)_max=1.02 - диапазон оптимальных значений степени конфузорности поворотного участка осерадиального диффузора.

Степень поджатия потока:

Где

3.2 Расчет выходного устройства

Получаем данные для расчета размеров выходного патрубка:

диаметр обвода боковой стенки патрубка:

.

площадь выходного и входного сечения диффузора:

,

;

;

;

площадь условного кольцевого проходного сечения, образованного боковой стенкой патрубка и выходной кромкой диффузора:

;

площадь проходного сечения сборной камеры:

Расчет осерадиального диффузора выполняем на ЭВМ с использованием программы DIFFUZOR.exe.

Программа DIFFUZOR.exe позволяет выполнять расчет по предварительно заданным габаритным размерам диффузора. При этом его проточная часть профилируется с оптимальной степенью конфузорноси на поворотном участке. Кроме того, для диффузора с заданной геометрией программа позволяет определить закон изменения текущей степени расширения по длине его проточной части.

Массив исходных данных и результатов расчета размещен в файле DIFFUZOR.rez. представленном в (таблице 3.1). Схема выходного устройства представлена на рисунке 3.1

Массив исходных данных и результатов расчета

Вывод:

В данной части задания, мы спроектировали выходной патрубок приводного ГТД - осерадиальный диффузор.

Полученное выходное устройство удовлетворяет всем требованиям, предъявляемым к осерадиальным диффузорам: обеспечены оптимальные размеры, а также обеспечиваются минимальные потери и необходимое направление отвода рабочего тела.

ВЫВОДЫ

Судя из проделанной работы, можно сделать такие выводы, по каждому из пунктов:

1. Первая ступень турбины спрофилирована по всем требованиям, выдержаны основные ограничения. Благодаря удачно выбранному закону профилирования ,нам удалось получить такие основные данные на среднем радиусе: мм, мм, мм, количество рабочих лопаток - 70 шт.

Полученные решетки профилей и треугольники скоростей - полностью соответствуют постановленной задаче проектирования.

. При расчете трубчато кольцевой камеры сгорания, определили данные: м, м, м, м, м, м, м, м. По результатам расчета построили КС.

. В ходе расчёта выходного устройства определили: м, м,

м. По результатам расчета построили входное устройство.

Список использованной литературы

1. Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин / К.В. Холщевников.- М.: „Машиностроение”, 1970.- 610 с.

. Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин / В.А.Коваль. - Х.: „ХАИ”, 1986.- 48 с.

. Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей / А.Л. Клячкин. - М.: „Машиностроение”, 1969.- 512 с.

. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.Н. Теория авиационных газотурбинных двигателей / Ю.Н. Нечаев, Р.Н. Федоров.- М.: ч. II, „Машиностроение”, 1978.- 610 с.

. Грига А.Д. Расчет камер сгорания ВРД / А.Д.Грига.- Х.: „ХАИ”, 1985.- 48 с.

. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей / Г.С. Скубачевский.- М.: „Машиностроение”, 1974.-520 с.

. Незым В.Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора / В.Ю. Незым. - Х.: „ХАИ”, 1988.- 44 с.

. Анютин А.Н. Расчет и профилирование реактивного насадка воздушно - реактивных двигателей / А.Н. Анютин. - Х.: „ХАИ”, 1972.- 48 с.