Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя боевого самолета типа ТРДФ на базе АЛ-31
ЗАДАНИЕ
Турбореактивный двухконтурный двигатель
форсажной камерой (ТРДДФ) с Рвзл = 128910 Н для боевого самолета.
Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0
Рекомендуемые параметры:
m = 0.56 - степень двухконтурности;
p*КI=23.0-степень
повышения давления в компрессоре венутренного контура
p*КII=3,5
-степень повышения давления в вентиляторе наружного контура;
TГ*=1650 К -температура
газа перед турбиной (по заторможенным
параметрам).
Т*ф=2000 К-температура газа на выходе
из форсажной камеры сгорания;
Прототипом проектируемого двигателя служит
двигатель Ал-31Ф.
Параметры прототипа:
Рmax = 128909 Н
- Суд = 0,0712 кг/Н
ч
Gв = 112 кг/с
p*КI=23.0
p*КII=3,5
Т*Г = 1650 К
Т*ф=2000 К
m = 0.56
РЕФЕРАТ
двигатель боевой самолет
газодинамический расчет
Проведен выбор основных параметров
рабочего процесса ТРДДФ. В результате термогазодинамического расчета определены
основные параметры двигателя.
Сформирован облик ТРДДФ, получен
уровень загрузки турбин.
Произведены газодинамические расчеты
узлов двигателя: вентилятора, компрессора высокого давления, турбины высокого
давления, турбины вентилятора. В результате получены энергетические,
кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.
Выполнено профилирование лопатки РК
первой ступени компрессора высокого давления.
Условные
обозначения
- удельный расход топлива, 
;
- удельная теплоемкость, 
;
- массовый расход, 
;
- площадь проходного сечения, 
;
- высота полета, 
;
- низшая теплотворная способность
топлива, 
;
- удельное теплосодержание, ;
- показатель изоэнтропы;
- удельная работа, ;
- количество воздуха в килограммах,
теоретически необходимое для
сжигания 
топлива, 
;
- число Маха;
- степень двухконтурности;
- тяга двигателя,;
- удельная тяга двигателя, 
;
- давление,
;
- газодинамическая функция давления;
- относительный расход топлива;
- газовая постоянная, ;
- температура,
;
- газодинамическая функция
температуры;
- коэффициент избытка воздуха;
- коэффициент полезного действия
(КПД);
- коэффициент полноты сгорания в
камере сгорания;
- механический КПД;
- степень подогрева газа в камере
сгорания;
- приведенная скорость;
- степень повышения полного давления
в компрессоре;
- коэффициент восстановления полного
давления;
- коэффициент скорости реактивного
сопла;
- критическая скорость, 
;
- скорость движения воздуха или
газа, ;
- окружная скорость, ;
- диаметр, 
;
- относительный диаметр втулки;
- высота лопатки, ;
- константы в уравнении расхода;
- плотность воздуха, 
;
- степень понижения полного давления
в турбине;
- число ступеней компрессора или
турбины;
- коэффициент нагрузки ступени
турбины.
Сокращения
н- невозмущенный поток перед
двигателем, окружающая среда;
в- воздух; вентилятор и сечение
перед ним;
ввд- сечение на входе в компрессор
высокого давления;
вх- сечение на входе во входное
устройство.
вых- значение параметра на выходе из
канала;
квII- сечение за вентилятором в
наружном контуре;
квI- сечение за вентилятором во
внутреннем контуре;
к- компрессор и сечение за ним;
кс- камера сгорания;
г- газ и сечение за камерой
сгорания;
т- топливо, турбина и сечение за
турбиной вентилятора;
твд- турбина высокого давления и
сечение за ней;
см- параметры потока после смешения
и сечение за камерой смешения;внутренний контур;наружный контур;
кр- критические параметры;
с- сечение на срезе реактивного
сопла;
- общее, суммарное значение
параметра;
ГТД- газотурбинный двигатель;
ТРДДФ- турбореактивный двухконтурный
двигатель с форсажной камерой;
квд- компрессор высокого давления;
твд- турбина высокого давления;
тв- турбина вентилятора.
ТрЗС- трансзвуковая ступень;
СА- сопловой аппарат;
РК- рабочее колесо.
Введение
Техническое развитие авиационных
двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией
качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например,
революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением
газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета
и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем
логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним
оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления
их совершенствования.
Совершенствование летательных
аппаратов (ЛА) по пути увеличения скоростей и высот полёта, грузоподъёмности в
значительной степени достигается за счёт увеличения основных показателей
силовых установок, составной частью которых являются авиационное двигатели. К
ним в первую очередь можно отнести мощность и тягу, обеспечиваемая одним или
несколькими, совместно работающими двигателями, удельную массу, удельный расход
топлива, габаритные размеры.
В зависимости от назначения ЛА и
условий полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры
цикла и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу
оптимизации параметров закладываются разные критерии: минимум удельного расхода
топлива, затрат топлива на I т·км и массы силовой установки; максимум мощности;
обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п.
Даже краткий обзор факторов,
формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает,
что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо
комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как
движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика
газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и
турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного
воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное
назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета.
Проведение подобного анализа в
достаточном объеме невозможно без широкого использования ЭВМ, без разработки
математических моделей двигателей и их элементов, без перехода в дальнейшем к
методам оптимального автоматизированного проектирования на всех этапах
разработки и создания двигателей.
Анализировать свойства и
характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при
реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному
уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства
элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть
ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в
эксплуатации.
1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ
.1 Выбор и обоснование параметров
Выбор параметров двигателя
осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом
пособии
[1].
В зависимости от назначения и
условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (sВХ, hK, sвс, hг, hт*, φс) и
соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации
параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного
расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах
работы и т.п.
Основными параметрами рабочего
процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные
параметры, является температура газа перед турбиной Т*г и
степень повышения давления в компрессоре (во внутреннем контуре) π *кІ, в
вентиляторе π *вІІ.
1.1.1 Выбор степени двухконтурности
Двигатель будет использоваться на боевом
самолете, способном совершать полеты на сверхзвукой скорости . Для двигателей
таких самолетов характерны малые степени двухконтурности. Учитывая значения
параметров двигателя прототипа примем степень двухконтурности m = 0.56.
.1.2 Температура газа перед турбиной
Современные достижения материаловедения и
технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин
позволяет существенно увеличивать допускаемое значение Т*г.
Увеличение температуры газов перед турбиной
позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно,
уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Для обеспечения надежности
работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т*г>1250
К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. С учетом использования
конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т*Г = 1650
К.
.1.3 Степень повышения давления в вентиляторе
При Т*Г = 1650 К и p*кІ
=
23.0 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе наружного
контура p*вІІ
опт = 3.918 (см. таблицу 1.2), однако с целью
разгрузки ТНД возьмем несколько меньшее значение p*вІІ=3.5.
.1.4 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.
На расчетном режиме среднее значение
КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в
пределах 
= 0,88..
.0,90. Принимаем = 0,895.
Рассчитываем КПД для πк1*=23,0 и p*вІІ=3.5:
Значения КПД охлаждаемых турбин
меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин
рекомендуется использовать следующую формулу:
где h *т неохл - КПД
неохлаждаемой турбины.
Неохлаждаемые турбины необходимо
применять при температуре
Т*г ≤1250
К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем h* т неохл = 0,93. Тогда:
.1.5 Физические константы
воздуха и продуктов сгорания для расчета на инженерном калькуляторе
Показатель изоэнтропы:
к =1.4; кг=1.33; к'г=1.3.
Универсальная газовая постоянная:
=287 Дж/кг·K; Rг =288 Дж/кг·K; R'г
=283.5 Дж/кг·K.
Удельная теплоёмкость при постоянном давлении:
Cp =1005 Дж/кгК; Срг=1160
Дж/кгК; С'рг=1250
Дж/кгК.
1.1.6 Потери в элементах проточной части
двигателя
Потери в элементах проточной
части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного
давления в этих элементах.
Коэффициент восстановления
полного давления для входных устройств:
Для входных устройств ТРДД sВХ составляет
0,97…0,995. Принимаем sВХ=0,97.
Потери полного давления в камере
сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое
сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом
устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные
плотности, при повороте потока газов s гидр=0,93... 0,97, принимаем s гидр = 0,964, s гидрф = 0,98.
Тепловое сопротивление возникает
вследствие подвода тепла к движущемуся газу sтепл >0,97... 0,98. Примем величину
коэффициента теплового сопротивления sтепл = 0,98. Определяем
величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:
s кс = s гидр. s тепл =
0,964·0,98=0,945.
s ф = 0,92
Потери тепла в камерах сгорания,
главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются
коэффициентом полноты сгорания ηг. Этот
коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97.. .0,995.
Выбираем η г = 0,990, η = 0,95
При наличии переходного канала между
компрессорами ВД и НД коэффициент восстановления полного давления σвк
выбирается в пределах σвк
=0,985…1.
Принимаем σвк=0,995.
С помощью механического КПД учитывают потери
мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных
агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале ηm=0,98...0,995.
Для ротора высокого давления принимаем ηm
вд=0,985.
Для ротора вентилятора ηm
в=0,965.
При истечении газа из суживающегося сопла
возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также
внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости φс.
Для сопла принимаем φс=0,99.
При малом различии скоростей потоков наружного и
внутреннего контуров на входе в камеру смешения, обусловленном равенством
статических и примерным равенством заторможенных давлений в этом сечении,
потери на смешение невелики и могут задаваться значением коэффициента s
см=0,98...
0,99, принимаем s см = 0,985.
Для задания простого суживающего сопла
принимается pс =1, а полное
расширение газа в сопле при сверхкритическом перепаде давлений реализуется при pс
=0,1. Принимаем pс
=0,1.
Современные двигатели имеют сложную
систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также
производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в
проточную часть двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех
этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его
ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной 
Для расчёта
принимаем =0,10.
1.1 Термогазодинамический
расчёт двигателя на ЭВМ
Целью термогазодинамического
расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Pуд -
удельной тяги, Суд - удельного расхода топлива).
С помощью программы rdd.exe [1]
выполняем термогазодинамический расчет ГТД.
Исходными данными для расчета
являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.
Для авиационного керосина, используемого в
качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг,
теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного
килограмма топлива
=14,8кгвозд/кгтопл.
Исходными данными для расчета являются следующие
величины, определяющие расчетный режим двигателя:
· Gв - величина расхода воздуха через двигатель;
· πк1*,
p*вII,
m, Т*г , Т*ф - параметры, определяющие
термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;
· 
, 
- КПД компрессора внутренного
контура ТВД;
· 
, 
, 
, 
, - КПД вентилятора, турбины
вентилятора механические КПД газогенератора компрессор внутренного контура и
вентилятора;
· 
, 
- коэффициенты полноты сгорания
топлива;
· 
,
,
,
,
- коэффициенты восстановления
полного давления в элементах проточной части двигателя.
Так как основной целью термогазодинамического
расчета является определение удельных параметров двигателя Руд и Суд, то данный
расчет обычно выполняют для Gв=1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров
рабочего тела в характерных сечениях по проточной части двигателя. Эти данные
используют при согласовании параметров компрессора и турбины и при общей
компоновке проточной части двигателя.
В таблице 1.1 представлены данные, необходимые
для термогазодинами-ческого расчета двухконтурного двигателя.
В таблице 1.2 представлены результаты
термогазодинамического расчета, выполненного на ЭВМ (файл Rdd.rez).
Таблица 1.1 - Исходные данные
16
02 10
1
1 1 1
.000
.000 .000 2000.0
.840
.857 .882 1.0 .100
.970
.950 .945 .980 .985 .950 .980
.990
.950 .985 .965 .990 1.00 .100 .100
.560
.560 .560 .560 .560
.0
1690.0 1730.0 1770.0 1810.0
.900
.876 .876 .876 .876
.000
23.500 24.000 24.500 25.000
.834
.833 .900 .900 .900
.983
.990 1.000 1.000 1.000
Дата
(число, месяц, год)(Тип дв-ля, массив чисел M, массив Tг*, массив Пк*, массив
П2*)в H MH TфNB2 NTB LBO DGO
SBO
SBK SK S2 SCM SФ
SФHГ
NФ
NMBД
NMB FI FI2 ПCO ПCO2[1]
M[2] M[3] M[4] M[5]*[1] Tr*[2] Tr*[3] Tr*[4] Tr*[5]Д[1]
NTBД[2]
NTBД[3]
NTBД[4]
NTBД[5]
Пk*[1]
Пk*[2]
Пk*[3]
Пk*[4]
Пk*[5][1]
NK[2] NK[3] NK[4] NK[5]
Таблица 1.2 - Результаты термогазодинамического
расчёта
ТГДР
ТРДД NT= 4 1 1 1 1 ДАТА 16. 2. 10
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ
РАСЧЕТ ТРДДФ
ИСХОДНЫЕ
ДАННЫЕ: GB= 1.00 ТФ= 2000. DGO= .100= .00 MH= .000 NB1= .840 NB2= .857
LBO=1.000 NTB= .882 ПСО= .100
SBO=
.970 SBK= .950 SK= .945 S2= .980 SCM= .985 SФ=
.950 SФН=
.980Г=
.990 NФ=
.950 NMBД=
.985 NMB= .965 FI= .990 FI2=1.000 ПСО2=
.100= .970 TH= 288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB= 98285. VH= .0
СХЕМА
ПЕЧАТИ:
RYФ
RФ
CYФ
QTФ
AKФ
FKФ
FCФ
CCФФ
ПСФ
SCФ
LCФ
РФ
РСФО
СРФ
KГФR
CY QT AKC FKP FC CCПС
SC LC РФН
PCO CPГ
KГTKB1
TK2 TK TTBД TT PK2 P2Д
NTBД
PKB1 PBBД
PK PГ
PTBД
PT
ПiВ2
ПiB1
ПiKBД
LB2 LB1 LKBД LTBД
LTB
ПТВД
ПТВ
ПТО
TCM PCM PC РСФ= .560 ТГ=1650.0
ПK1=23.000
ПВ20=
3.562 NK1= .834 ТФ=2000.0
.111E+04
.111E+04 .168 .521E-01 1.30 .370E-02 .421E-02 .107E+04
.
3.17 .974 1.34 .321E+06 .313E+06 .136E+04 1.27
.
743. .735E-01 .237E-01 2.57 .235E-02 .265E-02 743.
.6
3.27 .973 1.32 .331E+06 .322E+06 .127E+04 1.29
.50
432. 432. 785. .133E+04 .114E+04 .344E+06 .337E+06
.906
.900 .337E+06 .321E+06 .226E+07 .214E+07 .736E+06 .344E+06
3.50
3.43 7.05 .146E+06 .146E+06
.358E+06 .404E+06
.235E+06
.90
2.14 6.20 958. .338E+06 .101E+06 .101E+06
В результате термогазодинамического
расчёта на ЭВМ определены удельная тяга двигателя 
и удельный
расход топлива 
. А также
отчетливо видно, что уменьшение степени повышения давления в вентиляторе
привело к желаемой разгрузке турбины вентилятора.
.3 Термогазодинамический расчет на
инженерном калькуляторе
Вход в двигатель (сечение н-н).
По таблице параметров стандартной
атмосферы находим 
и 
:
=
К.
=
Па.
По приведенным формулам для
заданного 
получаем
значения 
и 
:
=
.Так как =
, то =
.
=
=.
Заторможенные параметры воздушного
потока на входе в двигатель вычисляем по соотношениям:
=
К.
Па.
Вход в вентилятор (сечение в-в).
Температура и давление потока на
входе в вентилятор равны:
=
= К.
98280 Па.
Выход из вентилятора (сечения
кII-кII и квI- квI).
Давление и температуру потока на
выходе из вентилятора и работу вентилятора в наружном контуре определяем по
соотношениям:
Па.
Для определения работы вентилятора
внутреннего контура необходимо определить отношение работы вентилятора
внутреннего 
к работе
наружного контура 
. Обозначим
отношение к 
через 
. Если в
проектируемом двигателе предполагается постоянный энергообмен в вентиляторе и
не предусматривается постановка подпорных ступеней, то 
. Принимаем 
. Тогда равняется:
Дж/кг.
Определяем степень повышения
давления вентилятора, а также давление и температуру за вентилятором во
внутреннем контуре:
.
Па.
К.
Распределение суммарного расхода
воздуха 
,
поступающего на вход в двигатель, между наружным и внутренним контурами
определяется степенью двухконтурности двигателя. Для вычисления 
и 
используем
формулы:
, 
;
Вход в компрессор высокого давления
(сечение ввд-ввд).
Вычислим параметры потока в этом
сечении:
К.
Па.
Выход из компрессора высокого
давления (сечение к-к).
Параметры потока на выходе из
компрессора высокого давления и параметры самого КВД определяем по следующим
формулам:
К.
Па.
.
.
Находим КПД компрессора высокого
давления:
Выход из камеры сгорания (сечение
г-г).
К.
,
где 
- коэффициент восстановления полного
давления в камере сгорания.
Па.
Относительный расход топлива в
основной камере сгорания 
вычисляем
по уравнению Я.Т. Ильичева:
здесь 
, 
, 
- комплексы, которые берутся из
таблиц по величинам 
и 
; 
-
коэффициент полноты сгорания топлива в кс; 
- теплотворная способность топлива.
; 
; 
.
.
Относительный расход топлива:
Выход из турбины высокого давления
(сечение твд-твд)
Расход газа через турбину отличается
от расхода воздуха, проходящего через КВД, на количество топлива, введенное в
основную камеру сгорания, и количество воздуха, отбираемого на охлаждение
горячих элементов конструкции двигателя и нужды летательного аппарата:
или 
.
Где 
. 
принимаем равным 0,05 т.е. 
воздуха,
проходящего через внутренний контур, отбирается на нужды двигателя и самолета.
.
Из баланса мощностей выражаем работу
твд:
.
.
Вычисляем степень понижения давления
в ТВД и параметры газа на выходе из нее: 
,
где 
- изоэнтропический КПД ТВД.
Принимаем равным 
.
.
К
Выход из турбины вентилятора
(сечение т-т).
Определим работу на валу турбины
вентилятора по выражению:
,
- механический КПД ротора
вентилятора. Вследствие более низких частот вращения и отсутствия отбора
мощности принимается несколько выше по сравнению с 
. лежит в
диапазоне 
. Принимаем равным 
.
.
Степень понижения полного давления в
турбине вентилятора и параметры газового потока на выходе из нее вычисляем по
формулам:
Изоэнтропический КПД турбины
вентилятора 
принимаем
равным 
.
.
На этом термогазодинамический расчет
турбокомпрессорного модуля заканчивается.
Выход из камеры смешения (сечение
см-см).
В камере смешения продукты сгорания
внутреннего контура с температурой 
и давлением 
смешиваются
с потоком воздуха наружного контура, параметры которого равны 
и 
.
Параметры потока, относительный
расход топлива и коэффициент избытка воздуха на выходе из камеры смешения
вычисляем по формулам:
;
К
Выход из форсажной камеры сгорания
(сечение ф-ф).
К.
- давление на выходе из форсажной
камеры при включенном форсаже.
Па.
- при выключеном
Относительный расход топлива в
форсажной камере сгорания 
вычисляем
по уравнению:
,
здесь 
, 
, 
, 
, 
- комплексы
которые берутся из таблиц по
величинам 
, 
и 
; 
-
коэффициент полноты сгорания топлива в кс; 
- теплотворная способность топлива.
; 
; 
,
, .
Относительный расход топлива:
Выход из реактивного сопла (сечение
с-с).
На форсированом режиме параметры
газа на выходе из реактивного сопла определяют по формулам:
- располагаемая степень понижения
давления газа в сопле.
где 
- коэффициент скорости, учитывающий
потери в соплах воздушно-реактивных двигателей.
.
К
На нефорсированном режиме параметры
газа на выходе из реактивного сопла определяют по формулам:
;
;
.
.
К.
Удельные параметры двигателя
Удельную тягу двигателя и удельный
расход топлива для нефорсированого режима вычисляем по формулам:
.
Для форсированого режима:
.
На этом термогазодинамический расчет
заканчивается.
2. СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ
КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
2.1 Выбор и обоснование
исходных данных для согласования
Согласование работы турбины и компрессора
является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования
является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора,
ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения
расчёта необходимо соблюдать основные ограничения, обеспечивающие надёжную и
экономичную работу. Среди них: относительная высота лопаток последних ступеней
компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на
выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на
ступени турбины.
Исходными данными для этих расчетов являются
значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания)
в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические
(диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин, а также принимаемые
значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных
ступеней.
Вентилятор в данном двигателе сильно загружен,
поэтому наиболее целесообразно выбрать форму проточной часть c
постоянным наружным диаметром Dср=const, как наиболее высоконапорную. Из
аналогичных соображений выбираем форму проточной части для компресора высокого
давления также так же Dк=const.
Форма проточной части турбины
выбирается из конструктивных соображений. Значение среднего коэффициента
нагрузки в турбине не должно превышать величины 
=1.8.
Для использования ПЭВМ при
выполнении этого этапа проектирования на кафедре разработан комплект программ,
позволяющий осуществить формирование облика ГТД различных типов и схем.
Используем программу расчёта двухвального ( ТРДД-2 ). Файлы программ
формирования облика ТРДД-2:
.dat - файл исходных данных;.exe -
исполнимый файл;.rez - файл результатов теплового расчета ТРДДсм ;.dat - файл
передачи данных теплового расчета;.exe - исполнимый файл;.rez - файл
результатов программы формирования облика ТРДД-2.
Для возможности просмотра
графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и
программа графического сопровождения fogt.exe.
Результаты счета заносятся в файл
slrd2.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического
сопровождения fogt.exe .
В качестве расчетных сечений при
увязке параметров приняты:
)входное сечение вентилятора (в-в),
определяющее габариты двигателя и частоту вращения ротора ;
)входное сечение КВД
) выходное сечение компрессора
(к-к), определяющее ограничения по относительному диаметру втулки 
и углу
последней ступени (
);
) выходное сечение турбины (т-т),
определяющее средний коэффициент нагрузки ступеней турбины вентилятора, величину
скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в
лопатках;
) выходное сечение каскада ( ТВД ),
определяющее аналогичные параметры, что и в сечении т-т.
Для упрощения перехода к следующим
этапам расчета двигателя, дополнительно определяются КПД и параметры на входе
для каждого каскада компрессора.
Исходные данные для выполнения
формирования облика двигателя на ЭВМ, представлены в таблице 2.1.
.2 Результаты расчёта и формирование
облика двигателя
Формирование облика (проточной
части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования
ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и
предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов
компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД
определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней
каскадов лопаточных машин.
Результаты расчёта представлены в таблице 2.2.
На рисунке 2.1 показана схема проточной части
двигателя, полученная в результате выполнения согласования.
Формирование облика ГГ и ТВК ТРДД-2 ( КВД - ОК
или ОЦК )
Исходные данные:
Руд = 743.1 Суд = .0735 КПДк= .9059 КПДтк=
.9000к = 358400. Lтк*= 404300. Lтв*= 235500. КПДтв= .8820в2 = 145700. Lв1 =
145700. КПД2= .8570 КПД1 = .8400г =1266.0 Kг =1.2940 Cpв =1007.0 Kв =1.3980
Р = 124880. Gво = 112.00 Gв1 = 71.79= .340
Dсртв/Dк = .823во= .720 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000цс/D2цс=1.000
Dствд/Dко=1.100в1/Lв2=1.000 КПДппс* =1.000 Sрквппс =1.000ок/Lкв=1.000 КПДок* =
.902 Sркoc =1.000квк = .950 Sрт =1.000к = 475.0 Uквд = 430.0
Результаты pасчета:
* ВЕНТ * Кф = 2 Zк = 4.к*= 145700. Пiк*= 3.501
КПД*= .8570 Uк = 475.0
Dк = .8759 dob
= .3400 dok = .6772 Hzc=
.1838
nв =10357.
* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 9.к*= 358400. Пiк*= 7.052
КПД*= .9020 Uк = 430.0к = .6553 dob = .7200 dok = .9153 Hzc= .2154вд =12532.
* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.т*= 404300. Пiт*= 2.903
КПД*= .9000 (h/D)г= .0710ср= 473.0 Mz =1.8071 Dcр = .7208 (h/D)т= .1191р =
266.6 Tw* =1419.4
* ТВ * Кф = 2 Zт = 1. Iред = 1.00т*= 235500.
Пiт*= 2.137 КПД*= .8820 (h/D)г= .1192ср= 390.8 Mz = 1.542 Dcр = .7207 (h/D)т=
.1877р = 286.8 Tw* =1205.3 nтв =10357.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
: K : Па : м/с : --- : кв.м
в - в 288. 98290. 220.0 .7085 .5329
к в1 - к в1 432. 339805. 180.0 .4736 .2495
в ппс - в ппс 432. 337400. .0 .0000 .0000
к ппс - к ппс 432. 337400. .0 .0000 .0000
в квд - в квд 432. 320530. 190.0 .5000 .1624
к - к 785. 2261000. 135.0 .2634 .0545
г - г 1650. 2136000. 139.9 .1912 .1159
т твд - т твд 1331. 735800. 200.0 .3043 .1945
г тв - г тв 1331. 735800. 200.0 .3043 .1945
т - т 1145. 344300. 240.0 .3938 .3063н1 Dcp1
Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
ВЕНТ .8759 .6542 .2978 .7660 .6542 .5187 4.
ОK ВД .6553 .5710 .4718 .6553 .6282 .5998 9.Д
.7720 .7208 .6697 .8067 .7208 .6350 1.В .8067 .7208 .6350 .8560 .7207 .5854 1.
Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя
На данном этапе проектирования сформирован облик
двигателя.
Компрессор низкого давления, состоит
из четырёх ступеней, среднозагруженый (
zc =0.1838), имеет значения 
=0.857.
Компрессор высокого давления состоит
из девяти ступеней, среднозагруженый (zc =0.2154), имеет значение 
=0.9020.
Относительный диаметр втулки на
выходе из последней ступени КВД 
вт=0.909, что не превышает
допустимого, вт =0.92.
Турбина высокого давления,
одноступенчатая, сильнонагруженая (Mz=1.8071), имеет значение =0,900,
обеспечивается условие (h/D)г=0,0762>0,065.
Турбина вентилятора,
одноступенчатая, сильнозагруженая (Mz=1,542), имеет значение 
=0.882,
(h/D)т=0.1164<0.25.
3. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО
ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА
.1 Расчёт компрессора на ЭВМ
При проектировании
газотурбинных двигателей особое место выделяется проектированию компрессора.
Именно компрессор является узлом, в зависимости от параметров которого
проектируется и камера сгорания, и турбина. Основную часть длины двигателя
часто составляет именно компрессор. Это говорит о большом влиянии компрессора
на общие габаритные размеры двигателя, а, значит, и на его массу.
Основной целью газодинамического
расчета осевого компрессора является окончательное получение геометрических
размеров и количества ступеней при сохранении π*кI.
Необходимо эффективно распределить π*к,
работу и КПД между ступенями компрессора.
Газодинамический расчет осевого
компрессора представляет собой последовательный расчет всех его ступеней на
среднем радиусе, в предположении равенства параметров на среднем радиусе
параметрам потока, осредненным по радиусу ступени.
Изменение коэффициента затраченного
напора 
по ступеням
принимаем таким, чтобы наиболее загруженными были средние ступени, а ко входу и
выходу из компрессора значение уменьшалось. Первые ступени имеют
большое значение удлинения лопатки h/b, работают в ухудшенных условиях
(возможная неравномерность поля скоростей, температур и давлений) на входе в
компрессор. На последних ступенях в значительной степени на КПД ступени влияет
величина относительных радиальных зазоров, т.к. при малой высоте лопаток
ступени существенно снижается КПД из-за перетекания рабочего тела через
радиальный зазор.
Распределение остальных параметров
выполнено в соответствии с рекомендациями, изложенными в [4].
Расходная составляющая скорости
уменьшается от входа к выходу для уменьшения концевых потерь в последних
ступенях и для того, чтобы иметь умеренные скорости на входе в камеру сгорания.
Во избежание падения КПД снижение Са в пределах ступени не должно превышать
10…15м/с [3].
При выборе характера изменения rк вдоль
проточной части компрессора необходимо учитывать, что рост температуры потока
(а следовательно, и увеличение скорости звука) позволяет выполнить ступени с
более высокими степенями реактивности.
Газодинамический расчет компрессора выполнен при
помощи программы gdrok.exe. Программа gdrok предназначена для газодинамического
расчета многоступенчатого осевого компрессора на среднем радиусе. Исходные
данные расчета заносятся в файл gdrok.dat, а результаты, получаемые с помощью
исполняемого файла gdrok.exe - в файл gdrok.rez . Программа gdrok имеет и
программу графического сопровождения gfk.exe, файл исходных данных которой
gfk.dat формируется при работе файла gdrok.exe. Использование файла gfk.exe при
выполнении расчетов обеспечивает возможность наглядного графического контроля
как исходного распределения параметров по ступеням так и получаемых результатов
расчета (формы проточной части компрессора, изменения параметров потока по
ступеням и треугольников скоростей ступеней на среднегеометрическом радиусе ).
Исходные данные к программе GDROK можно
представить в виде массива:
Где 
- расход воздуха на входе в
компрессор, ;
- заторможенная температура, К;
- полное давление, Па;
- физические константы рабочего
тела;
1- общая степень повышения полного
давления в компрессоре внутреннего контура;
- степень повышения полного давления
в компрессоре низкого давления;
- окружная скорость на наружном
диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления, ;
- окружная скорость на наружном
диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления, ;
- расходная составляющая скорости
потока на выходе из компрессора, ;
- число ступеней КНД и суммарное
число ступеней в компрессоре соответственно;
- относительный диаметр втулки на
входе в рабочее колесо первой ступени КНД;
- коэффициент в уравнении расхода,
учитывающий загромождение проходного сечения канала пограничным слоем на стенках;
,
- коэффициенты восстановления
полного давления в направляющем аппарате ступени и во входном направляющем
аппарате компрессора.
- коэффициент восстановления полного
давления в переходном канале между КНД и КВД.
- расходная составляющая скорости на
входе в ступень, .
- затраченный напор ступени, 
.
- изоэнтропический КПД ступени по
параметрам заторможенного потока;
- кинематическая степень
реактивности ступени;
- угол атаки на рабочие лопатки
ступени на среднем радиусе, 
;
- отношение среднего диаметра первой
ступени компрессора высокого давления к среднему диаметру последней ступени
КНД;
- степень двухконтурности.
Часть исходных данных получена в результате
выполнения термогазодинамического расчета и согласования компрессоров и турбин.
Результаты расчета, полученные при
вводе рассмотренных выше параметров в файл исходных данных программы GDROK,
представлены в таблице 3.1.
Таблица 3.1 - Исходные данные
22
04 10
2
1 04 13 1
.15
98280.0 1.400 287.00
.00
23.000 03.501 475.00 430.00 139.00
.3400
0.8180 .9850 .9800 0.9850 1.0200 0.5600
.00
206.67 198.33 185.00 190.00 183.63 177.25 170.88 164.50 158.13
.75
145.38 139.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00 000.00
.36
34.96 35.47 37.52 36.02 37.51 38.66 39.29 40.23 41.76
.90
43.30 44.70 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00 00.00
.8250
.8400 .8500 .8600 .8900 .8950 .8950 .8900 .8900 .8900
.8900
.8800 .8300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.7790
.7650 .6910 .6410 .5300 .5000 .5000 .5000 .5000 .5000
.5000
.5000 .5000 .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 .0000
.0000
1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000
.0000
1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000 1.0000
числ.
форма1 форма2 Z перв. Z всего способ
каскад
1-Dк 1-форма
-Dср
2-массив Dк
-Dвт
температура
давление к RПк Пк1 Uk1 Uk2 Ck
втулка
на вх.-отн.ср.диам.перех-сигмаВНА-НА-перех-загроможд.-двухконт
осевые
скорости (20)
работа
ступеней в кДж\кг (20)
КПД
ступеней (20)
степень
реактивности (20)
угол
натекания (20)
отношение
наружн диаметров к нар.диам. первой ст. (20)
_
_ _ _ _ _
Таблица 3.2 - Результаты расчета компрессора
ГДР
МОК Дата 22. 4.10к= 2 Kф1= 2 Kф2= 1 z1= 4 zк= 13 Kr= 1
Пк=23.000
Пк1= 3.501 G=112.00 n1= 10090.6 n2= 12882.9 k= 1.40 R= 287.00в=288.15 Pв=
98280.0 P1о= 96805.8 Sва= .985 Sна= .980 Sнв= .985 m= .56т Dк Dсp Dвт Doт КПД
Mw1 Mc2
.8990
.6714 .3057 .3400 .8734 1.192 .7179
.8560
.6714 .4109 .4800 .8914 1.103 .6698
.8259
.6714 .4686 .5674 .9058 .9735 .6588
.8049
.6714 .5038 .6259 .9178 .8746 .6486
.6374
.5492 .4438 .6963 .8869 .7763 .7069
.6374
.5618 .4742 .7438 .8918 .7253 .7020
.6374
.5724 .4990 .7828 .8917 .6960 .6755
.6374
.5809 .5182 .8129 .8865 .6675 .6496
.6374
.5875 .5329 .8361 .8863 .6412 .6251
.6374
.5929 .5448 .8547 .8862 .6178 .6031
.6374
.5975 .5546 .8701 .8861 .5949 .5815
.6374
.6012 .5626 .8827 .8759 .5721 .5600
.6374
.6042 .5691 .8927 .8258 .5531 .5457 ст C1а С2а С1u C2u C1 C2 Uк
1
215.0 210.8 30.81 126.0 217.2 245.6 475.0
206.7
202.5 32.88 133.9 209.3 242.7 452.3
198.3
191.7 57.76 161.5 206.6 250.6 436.4
185.0
182.8 71.81 182.9 198.4 258.6 425.3
190.0
186.8 122.5 223.4 226.1 291.2 430.0
183.6
180.4 136.3 240.7 228.7 300.8 430.0
177.3
174.1 138.5 246.0 225.0 301.4 430.0
170.9
167.7 140.5 250.0 221.2 301.0 430.0
164.5
161.3 141.8 253.4 217.2 300.4 430.0
158.1
154.9 142.0 257.0 212.5 300.1 430.0
151.8
148.6 142.4 259.9 208.1 299.3 430.0
145.4
142.2 143.5 261.5 204.3 297.6 430.0
139.0
139.0 142.9 264.7 199.3 299.0 430.0 ст
Hz Rк
al1 al2 be1 be1л
be2
.3336E+05
.7790 81.84 59.14 33.57 33.57 42.66
.3496E+05
.7650 80.96 56.54 32.70 32.70 42.51
.3547E+05
.6910 73.76 49.89 33.73 33.73 44.76
.3752E+05
.6410 68.79 44.98 33.18 33.18 46.76
.3602E+05
.5300 57.18 39.90 37.44 37.44 51.00
.3751E+05
.5000 53.42 36.86 37.09 37.09 51.82
.3866E+05
.5000 51.99 35.28 35.58 35.58 50.60
.3929E+05
.5000 50.57 33.85 34.20 34.20 49.33
.4023E+05
.5000 49.24 32.48 32.87 32.87 48.10
.4176E+05
.5000 48.07 31.08 31.50 31.50 47.00
.4290E+05
.5000 46.82 29.76 30.21 30.21 45.81
.4330E+05
.5000 45.38 28.54 29.02 29.02 44.42
.4470E+05
.5000 44.21 27.70 27.70 27.70 44.22 ст
Пст
Hтк
Cак
Kg Kн
U1 U2
1.399
.1497 .4526 1.020 .9880 354.8 354.8
1.381
.1751 .4569 1.022 .9760 354.8 354.8
1.351
.1932 .4545 1.024 .9640 354.8 354.8
1.342
.2179 .4350 1.026 .9520 354.8 354.8
1.285
.2072 .4419 1.028 .9400 370.5 374.7
1.274
.2186 .4270 1.031 .9280 378.9 382.5
1.260
.2283 .4122 1.033 .9160 386.1 389.0
1.243
.2351 .3974 1.035 .9040 391.8 394.1
1.231
.2418 .3826 1.037 .9000 396.3 398.2
1.224
.2509 .3677 1.039 .9000 400.0 401.5
1.215
.2578 .3529 1.041 .9000 403.0 404.3
1.201
.2602 .3381 1.043 .9000 405.6 406.6
1.183
.2686 .3233 1.046 .9000 407.6 407.6 ст
T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2
321.4
264.7 291.3 .1403E+06 .1375E+06 .7189E+05 .9952E+05
356.2
299.6 326.8 .1937E+06 .1898E+06 .1075E+06 .1434E+06
391.5
334.9 360.2 .2617E+06 .2565E+06 .1531E+06 .1956E+06
428.8
371.9 395.6 .3511E+06 .3441E+06 .2143E+06 .2646E+06
464.7
403.4 422.5 .4442E+06 .4354E+06 .2736E+06 .3183E+06
502.0
438.7 457.0 .5660E+06 .5547E+06 .3558E+06 .4073E+06
540.5
476.8 495.3 .7134E+06 .6991E+06 .4632E+06 .5255E+06
579.6
516.2 534.5 .8868E+06 .8691E+06 .5949E+06 .6679E+06
619.7
556.1 574.8 .1092E+07 .1070E+07 .7520E+06 .8391E+06
661.3
597.2 616.4 .1337E+07 .1310E+07 .9402E+06 .1045E+07
704.0
639.7 659.4 .1624E+07 .1591E+07 .1166E+07 .1291E+07
747.1
683.2 703.0 .1950E+07 .1911E+07 .1433E+07 .1576E+07
791.6
727.3 747.1 .2307E+07 .2260E+07 .1739E+07 .1884E+07кк
Dск
Dвк
Dок
Tк
Pк
Cк
.7816
.6714 .5393 .6900 412.6 .3006E+06 180.5
.6374
.6089 .5789 .9081 781.9 .2166E+07 139.0
Пк
= 23.000 КПД = .8296 Lк
=505680.
Пк1=
3.501 КПД1=
.8818 Lк1=141310.
Пк2=
6.670 КПД2= .8508 Lк2=364370.
Ниже представлены графики
распределения и 
(рисунок
3.1); и 
(рисунок
3.2); , , 
,
,
(рисунок
3.3), построенные по значениям из таблицы 3.2.
Рисунок 3.1 - Распределение и по ступеням
КНД и КВД
Рисунок 3.2 - Распределение и по ступеням
КНД и КВД
Рисунок 3.3 - Распределение , , ,, по ступеням
КНД и КВД
Анализируя полученные графики распределения
затраченного напора, по ступеням видим (см. рис. 3.1), что оно соответствует
рациональной загрузке ступеней. При распределении работ по ступеням компрессора
учтены особенности условий работы первых и последних ступеней компрессора.
Рисунок 3.4 - Схема проточной части КНД и КВД
На рисунках 3.5-3.12 представлены планы
скоростей компрессора для 8-ми ступеней.
Рисунок 3.5 - План скоростей компрессора для
ступени №1 на среднем радиусе
Рисунок 3.6 - План скоростей компрессора для
ступени №2 на среднем радиусе
Рисунок 3.7 - План скоростей компрессора для
ступени №3 на среднем радиусе
Рисунок 3.8 - План скоростей компрессора для
ступени №4 на среднем радиусе
Рисунок 3.9 - План скоростей компрессора для
ступени №5 на среднем радиусе
Рисунок 3.10 - План скоростей компрессора для
ступени №6 на среднем радиусе
Рисунок 3.11 - План скоростей компрессора для
ступени №7 на среднем радиусе
Рисунок 3.12 - План скоростей компрессора для
ступени №8 на среднем радиусе
Рисунок 3.13 - План скоростей компрессора для
ступени №9 на среднем радиусе
Рисунок 3.14 - План скоростей компрессора для
ступени №10 на среднем радиусе
Рисунок 3.15 - План скоростей компрессора для
ступени №11 на среднем радиусе
Рисунок 3.16 - План скоростей компрессора для
ступени №12 на среднем радиусе
Рисунок 3.17 - План скоростей компрессора для
ступени №13 на среднем радиусе
3.2 Расчет первой ступени компрессора высокого
давления на инженерном калькуляторе
Газодинамический расчет ступени на среднем
диаметре выполняется при определенных упрощающих допущениях: С2а=С1а=Са
и U2cp=U1cp=Ucp.
Исходные данные:
в=71,79кг/с; πст*=
1,285; kH = 0,94;
ТВ*=428,8 К; С1а=
190 м/с; kG = 1,028;
РВ*=338938,5 Па; ηст*=
0,8869; k = 1,4;
= 0,6963; σВНА= 0,985; R=
287Дж/кг·К;К= 430 м/с; σНА= 0,98; Ср=
1005 Дж/кг·К;
НZ= 36020 Дж/кг; М W1
доп= 0,7763; m=0,04042(Дж/кг·К)-0,5.
) Параметры заторможенного потока
воздуха на входе в РК:
Т1*=ТВ*=428,8
К; P1*= PВ*· σВНА= 338938,5 ·0,985=333854.42
Па.
1) Параметры заторможенного потока на
выходе из первой ступени:
2) Окружная скорость на среднем диаметре и
коэффициент теоретического напора:
)Выбор
кинематической степени реактивности:
Принимаем ρ = 0,50.
4)Скорость и направление потока на
входе в РК:
Находим газодинамические функции по
формулам для воздуха:
5)Площадь проходного сечения и
геометрические размеры входа в РК:
)Действительные параметры потока на входе в РК,
скорость и направление в относительном движении:
;
;
;
)Параметры потока воздуха на выходе
из РК:
;
;
, где
;
, где 
;
;
;
8) Частота
вращения ротора компрессора:
В результате газодинамического
расчета компрессора на ЭВМ получены геометрические параметры проточной части
компрессора, , , ,, на среднем
радиусе каждой ступени, а также работа и степень повышения давления каждой
ступени.
Из результата расчета видно, что
полученный осевой компрессор обеспечивает заданный πк1* и имеет
современный уровень КПД.
Вентилятор давления,
сильнозагруженный (zc =0.1838),
состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия 
=0.857.
Компрессор высокого давления,
сильнонагруженный (zc =0.2154),
состоит из шести ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия =0.9020.
Уровень значений 
на входе в
рабочее колесо всех ступеней КВД не превышает <0.85.
Относительный диаметр втулки на
выходе из последней ступени КВД, вт =0.902, что не превышает
допустимого, вт =0.92.
Компрессор отвечает всем
требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.
4.
Профилирование ступени компрессора
Расчет производим для первой ступени
КВД. В таблице 4.1 представлены основные исходные данные к расчетам; табл. 4.2
- расчет при использовании закона крутки 
.
Выбранный закон крутки обеспечивает
значительно менее интенсивный рост M1W по радиусу, чем закон
постоянной циркуляции.
Число лопаток в рабочем венце
назначим по прототипу: z=37.
Таблица 4.1 - Исходные данные
29
10 01 1 04 1.380 287.00 ( дата, M, Ks, kг, Rг )
.285
430.000 .207 .886 .980 1.000 .784 .797
.000
190.000 428.800 333854. 122.500 0.637 .940
.080
0.913
_
_ _ _
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 4.2 - Результаты расчета
ГДР
СТ.ОК ДАТА 29.10. 1
ИСХОДНЫЕ
ДАННЫЕ= 1 KR= 4 КГ= 1.380 RГ= 287.00
.285
430.000 .207 .886 .980 1.000 .784 .797
.000
190.000 428.800 333854. 122.500 .637 .940
.080
.913 А= .446 B=-.104 D= .000
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ
РАСЧЕТ СТ. ОК=1.285 PI2=1.285 HZ1=36061.
HZ2=36061. T01=463.40 T02=463.40= 429002. P02= 429002.
(
GB= 53.085 ROK= .5544 HTO= .2075 WC= 12892.3 )
Таблица
1U CU CA T0 T P0 PRO C W LC LW AL BE
11
430.00 146.98 160.04 428.80 406.15 333854. 274133.
.0000
2.3518 217.30 325.13 .5752 .8338 47.436 29.488
406.40
133.87 177.54 428.80 405.08 333854. 271523.
.9451
2.3355 222.36 325.25 .5886 .8351 52.982 33.084
383.39
120.79 191.69 428.80 404.17 333854. 269322.
.8916
2.3218 226.57 325.12 .5998 .8356 57.784 36.129
360.43
107.37 203.50 428.80 403.40 333854. 267460.
.8382
2.3101 230.09 324.73 .6091 .8354 62.183 38.806
337.12
93.31 213.50 428.80 402.76 333854. 265907.
.7840
2.3004 233.00 324.08 .6168 .8345 66.393 41.208
*
* * * * * * *
430.00
236.20 125.43 463.40 429.09 437758. 331061.
.0000
2.6883 267.44 230.85 .6810 .5934 27.970 32.911
405.44
228.81 159.80 463.40 426.03 437758. 322580.
.9429
2.6382 279.09 238.18 .7107 .6132 34.929 42.137
383.61
220.72 186.46 463.40 423.35 437758. 315261.
.8921
2.5947 288.94 247.58 .7357 .6378 40.190 48.860
363.07
212.25 208.79 463.40 420.87 437758. 308618.
.8443
2.5550 297.73 257.56 .7581 .6635 44.528 54.158
343.12
203.48 228.31 463.40 418.53 437758. 302425.
.7980
2.5177 305.82 267.63 .7787 .6893 48.291 58.548
*
* * * * * * *
430.00
146.98 160.04 428.80 406.15 333854. 274133.
.0000
2.3518 217.30 325.13 .5752 .8338 47.436 29.488
405.44
133.33 178.19 428.80 405.04 333854. 271425.
.9429
2.3349 222.55 325.25 .5891 .8351 53.193 33.219
383.61
120.92 191.56 428.80 404.18 333854. 269342.
.8921
2.3219 226.53 325.12 .5997 .8356 57.739 36.101
363.07
108.94 202.25 428.80 403.48 333854. 267657.
.8443
2.3114 229.72 324.79 .6081 .8355 61.692 38.514
343.12
96.98 211.11 428.80 402.91 333854. 266275.
.7980
2.3027 232.32 324.27 .6150 .8348 65.326 40.618
Таблица 2
Профилирование
лопатки РК по радиусу
---------------------------------------------------------
Паpаметp
| Сечение по высоте лопатки
|
1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)
----------------------------------------------------------1.000
.9429 .8921 .8443 .7980 30.10 30.10 30.10 30.10 30.10 30.79 29.03 27.47 26.00
24.57 /t .9777 1.037 1.096 1.158 1.225 .0300 .0400 .0500 .0600 .0700.0000 .0000
.0000 .0000 .0000 1.828 4.194 5.424 6.095 6.452 3.424 8.918 12.76 15.64 17.93
5.252 13.11 18.18 21.74 24.38 l 29.49 33.22 36.10 38.51 40.62 l 34.74 46.33
54.28 60.25 65.00
Число
pабочих
лопаток
- 65. шт.
(Данные
по пpофилиpованию записаны в файл gfrk.dat )
На рисунках 4.1-4.12 представлены решетки
профилей на пяти радиусах, изменение составляющих абсолютной скорости, изменение
приведенных скоростей и изменение углов потока по высоте лопатки.
Рисунок 4.1 - Решетка профилей на
радиусе 
=1,000
Рисунок 4.2 - Решетка профилей на
радиусе =0.943
Рисунок 4.3 - Решетка профилей на
радиусе =0.892
Рисунок 4.4 - Решетка профилей на
радиусе =0.844
Рисунок 4.5 - Решетка профилей на
радиусе =0.798
Рисунок 4.6 - Изменение расходной и
окружной составляющих абсолютной скорости по высоте лопатки
Рисунок 4.7 - Изменение приведенных
скоростей по высоте лопатки в абсолютном и относительном движении
Рисунок 4.8 - Изменение углов потока
в абсолютном и относительном движении по высоте лопатки
Рисунок 4.9 - План скоростей
рабочего колеса компрессора на радиусе =1,000
Рисунок 4.10 - План скоростей
рабочего колеса компрессора на радиусе =0.943
Рисунок 4.11 - План скоростей
рабочего колеса компрессора на радиусе =0.892
Рисунок 4.12 - План скоростей
рабочего колеса компрессора на радиусе =0.844
Рисунок 4.12 - План скоростей
рабочего колеса компрессора на радиусе =0.798
Полученные результаты и построенная
решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления удовлетворяет
требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.
5.
Газодинамический расчет турбины
5.1 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ
Расчет и графическое представление результатов
расчета проводятся на ЭВМ с помощью подпрограмм GDRGT и GFT.
В качестве исходных данных для расчета
используются значения параметров, полученные в тепловом расчете и при формировании
облика двигателя. Остальные параметры выбираются.
Для расчета необходимы такие исходные данные:
- расход газа, .
- температура за камерой сгорания, 
.
- полное давление за камерой
сгорания, .
- температура охлаждающего воздуха, .
- относительный радиальный зазор в
горячем состоянии.
- отношение скорости воздуха на
выходе из отверстий к средней скорости газа в этом же сечении.
- отношение средней скорости газа в
сечении выпуска охлаждающего воздуха к скорости газа за решеткой.
- относительная высота щели выпуска
охлаждающего воздуха.
- относительная толщина выходной
кромки лопатки.
- относительная толщина выходной
кромки охлаждаемой лопатки.
- мощность каждой ступени турбины, 
.
- частота вращения рабочего колеса
ступени,
.
- термодинамическая степень
реактивности каждой ступени.
- средний диаметр лопаток соплового
аппарата на выходе, .
- средний диаметр лопаток рабочего
колеса на выходе, .
- высота лопатки СА на выходе, .
- высота лопатки РК на выходе, .
- относительная толщина профиля
лопатки СА на среднем диаметре.
- относительная толщина профиля
лопатки РК на среднем диаметре.
- относительный расход охлаждающего
воздуха через отверстия в области входной части профиля лопатки СА.
- относительный расход воздуха через
щели в области выходной кромки лопатки СА.
- относительный расход воздуха через
щели в области выходной кромки лопатки РК.
, где 
- относительный радиальный зазор в
горячем состоянии. 
для рабочих
венцов с бандажными полками.
Относительная скорость охлаждающего
воздуха 
лежит, в
пределах 
Принимаем 
.
Относительная скорость газа 
лежит в
пределах 
. =0.85
- относительная высота щели, где hщ-
высота щели; hп - высота перемычки. 
. Принимаем
= 0.8.
-относительная толщина кромки
охлаждаемой лопатки ,где
- диаметр выходной кромки лопатки, 
- “горло”
межлопаточного канала.
В процессе расчета на ЭВМ мощность
ТНД перераспределяем по ступеням так, чтобы получить значения угла потока в
абсолютном движении на выходе из последней ступени 
.
Частоты вращения роторов КНД и КВД
определены при газодинамическом расчете компрессора ( раздел 3):
; 
.
Термодинамическая степень
реактивности ступеней авиационных газовых турбины 
.
Геометрические параметры (средние
диаметры рабочих колес и высоты их лопаток) определяем по данным согласования
компрессоров и турбин ( раздел 2).
Относительный расход охлаждающего
воздуха через отверстия в области входной части профиля лопатки СА, через щели
в области выходной кромки лопатки СА и РК корректируем в зависимости от
температур лопаток СА и РК.
Находим необходимые данные для
расчета турбины:
Массовый расход газа через турбину
определяется выражением:
Расчет мощностей ступеней турбин:
кВт;
кВт;
Руководствуясь обеспечением осевого
выхода потока на выходе из последней ступени турбины и получением положительных
значений
, можно
получить турбину имеющую параметры приведены в таблице 5.2:
Таблица 5.1- Исходные данные
04
12 07
0
344300.
.48
1650. 2136000. 805.00 .004 0.500 .800 .600 .0450 .105
.2
15905.1 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
.9
10090.6 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
.3600
.3650 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.7400
.7400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1
.7400
.7400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2
.0580
.1100 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h1
.0850
.1300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h2
.1500
.1500 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.2000
.1400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0300
.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0000
.0100 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0400
.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0000
1.0000 1.0000 1.0000
Таблица 5.2 - Результаты расчета
ГДР
ГТ Дата 4.12. 7
Исходные
данные:
0
344300.
.48
1650. .2136E+07 805.0 .4000E-02 .5000 .8000
.6000
.4500E-01 .1050
Кг=1.296
Rг= 290.0 Сpг=1270.8
Схема
печати:
D1c
D2c h1 h2 Cmc Cmр
nт
Lс*
Пi*
Пi
КПД
Rc R1c T1w*C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2T1* P1 P1* T2
T2* P2 P2*G2 sca bca alfu tca fi ZcaPa sрк
bрк
beu tрк
psi Zрк
Тлса
Тлрк
Sсумт=
1
.740
.740 .580E-01 .850E-01 .150 .200 .129E+05
.267E+05
.396E+06 3.04 3.24 .837 .360 .270 .145E+04
.
744. 197. 718. 15.4 42.1 1.02 .428
.
217. 200. -83.3 67.4 19.0 .332 .900
.141E+04
.163E+04 .104E+07 .195E+07 .128E+04 .130E+04 .660E+06 .702E+06
.4
70.1 .442E-01 .728E-01 37.4 .567E-01 .931 41
.542E+05
.902E+04 .308E-01 .353E-01 60.9 .261E-01 .943 89
.101E+04
.106E+04 252. т= 2
.740
.740 .110 .130 .150 .140 .101E+05
.159E+05
.225E+06 2.04 2.24 .899 .365 .186 .120E+04
.
566. 220. 521. 22.9 59.4 .868 .409
.
244. 238. -52.4 77.6 28.3 .402 .804
.117E+04
.130E+04 .428E+06 .668E+06 .110E+04 .112E+04 .313E+06 .344E+06
.8
70.8 .434E-01 .606E-01 45.8 .423E-01 .955 55
.406E+05
.133E+05 .308E-01 .380E-01 54.3 .337E-01 .975 69
.119E+04
.115E+04 293.
Тг*=1650.0
Рг*=
.2136E+07 Сг=108.8 Тг=1645.3
Рг=
.2110E+07
D1с=
.740 h1= .0580
В результате газодинамического
расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям,
предъявляемым при проектировании осевой турбины. Спроектированная турбина на
расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на
рабочее колесо первой ступени 
град. Характерным изменением
основных параметров (, и 
, и ) вдоль
проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин.
Степень реактивности ступеней турбины во втулочных сечениях имеет положительные
значения.
Далее представлены на рисунках
5.1-5.2 графики изменения параметров по ступеням (
, 
, 
, 
, 
, и , и , и ). На
рисунке 5.3 изображена схема проточной части, а на рисунках 5.4, 5.5-планы
скоростей.
Рисунок 5.1 - Распределение , , 
, 
и по ступеням
турбины.
Рисунок 5.2 - Распределение , , , , и по ступеням
турбины.
Рисунок 5.3 - Схема проточной части турбины.
Рисунок 5.4 - План скоростей турбины для ступени
№1 на среднем радиусе
Рисунок 5.5 - План скоростей турбины для ступени
№2 на среднем радиусе
5.2 Газодинамический расчет турбины высокого
давления на инженерном калькуляторе
)Исходные данные
1cp=0,74
мм, D2cp=0,74 м, h1=0,058 м, h2=0,085 м, kГ=1,33,
RГ=288 Дж/кг·К, СрГ=1160
Дж/кг·К, m=0,0396 (Дж/кг·К)-0,5, 
=67,4 град
φ=0.931, ρТ=0.360
)Определение работы ступени турбины и проверка
величины коэффициента нагрузки:
Дж/кг;
м/с;
м/с;
.
)Параметры потока на выходе из ступени и
изоэнтропической работы ступени:
К;
;
Па;
По таблице газодинамических функций определяем
.
Па;
)Параметры потока на выходе из СА:
м/с
;
Т1*=Т0*,
т.к. LСА*=0 и qСА=0.
К;
К;
Па;
Па;
;
кг/м3;
; 
м/с;
м/с;
; 
м/с;
К;
;
)Определение параметров потока на выходе из РК:
м/с;
В первом приближении:
м/с;
м/с;
К;
Па;
кг/м3;
м/с;
81,89
м/с;
м/с;
К;
К;
м/с;
=
(находим по приложению)
Поскольку в первом приближении,
используемом в ручном счете, КПД был несколько завышен, то
.
ВЫВОДЫ
В результате термогазодинамического
расчёта двигателя на ПЭВМ определены значения основных параметров потока в
характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя.
На этапе согласования компрессора и
турбины сформирован облик двигателя.
Вентилятор, состоит из двух
трансзвуковых ступеней, средненагруженая (zc=0.1838), имеет
значения =0.857.
Компрессор высокого давления состоит
из шести ступеней, сильнозагруженая (zc =0.2154), имеет
значение =0.902.
Относительный диаметр втулки на
выходе из последней ступени КВД вт=0.9153, что не
превышает допустимого, вт =0.92.
Турбина высокого давления,
одноступенчатая, , сильнозагруженая (Mz=1,8071), имеет
значение =0,9,
обеспечивается условие (h/D)г=0,071>0,065.
Турбина вентилятора, одноступенчатая
средненагруженая (Mz=1,542), имеет
значение =0.882, (h/D)т=0.1877<0.25.
В результате газодинамического
расчета осевого компрессора на среднем радиусе были получены окончательные
геометрические размеры, а так же наиболее эффективным образом распределена
робота и КПД между ступенями. Уточненные геометрические размеры немного больше
чем геометрические размеры полученные при согласовании.
Полученные результаты и построенная
решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления удовлетворяет
установленным требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.
В результате газодинамического
расчета турбины на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям
предъявляемым при проектировании осевой турбины. Спроектированная турбина, на
расчетном режиме работы, обеспечивает допустимые углы потока на выходе из СА
первой ступени 
град (столь
малый угол является следствием обеспечения приемлемой осевой составляющей
скорости на входе в СА второй ступени). В данном двигателе турбина вентилятора
сильнозагруженая, что не дает возможности, при использовании закона
профилирования заложенного в учебную программу, получить одновременно и
приемлемые геометрические размеры и осевой выход потока. С целью получения
приемлемых габаритов турбины, задаемся умеренным углом выхода потока из турбины
вентилятора (β2л =77,6),
дельнейшее спрямление потока можно обеспечить профилированием формы стоек
задней опоры.
Перечень ссылок
1.
Выбор параметров и термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных
двигателей / А.Ф. Брехов, Г.В. Павленко, А.Е. Поляков. - Учебное пособие.-
Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 1984 г.
.
Согласование компрессоров и турбин авиационного газотурбинного двигателя / А.Н.
Анютин. - Учебное пособие.- Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 1985 г.
.
Формирование облика ГТД и ГТУ / Г.В. Павленко. - Учеб. пособие. - Харьков: Нац.
аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2007. - 39с.
.
Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД / Г.В. Павленко. - Учеб.
пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный
институт», 2002. - 57с.
.
Расчет и построение решёток профилей дозвукового осевого компрессора / В.Ю.
Незым.- Учеб. пособие. - Харьков, Харьковский авиационный институт, 1988.-41с.
.
Газодинамический расчет осевой газовой турбины / Г.В. Павленко. - Учеб.
пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный
институт», 2006. - 62с.