Газотурбинный двигатель для привода газоперекачивающего агрегата
Газотурбинный двигатель для привода газоперекачивающего агрегата
38
УДК 621.565
Інв. №_________
МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ
Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського „ХАІ”
Кафедра 201
ГАЗОТУРБIННИЙ ДВИГУН ДЛЯ ПРИВОДА ГАЗОПЕРЕКАЧУВАЛЬНОГО АГРЕГАТУ
Пояснювальна записка до курсового проекту
з дисципліни “ Теорія та розрахунок лопатевих машин ”
ХАІ.201.231.06В.090522.05002012
2008
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.
В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сфере пассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в транспортной авиации заключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного роста пассажирских перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастание грузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолётов рассчитана на дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 - 2015 гг. заметная часть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолётами. В целом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.
Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют на формирование облика самолетов и двигателей: экономический и социально-психологический.
Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т. п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкам фирмы «Боинг», доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямо или косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.
Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.
Оба эти фактора выдвигают конкретные требования к самолетам и двигателям и определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторы способствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД вместо ТРД и ТВД в дозвуковой авиации, определили тенденцию роста взлетной тяги, полного коэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельного веса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального или укороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредных выделений, имеющих модульную конструкцию и широкую систему диагностики. Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружных скоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовых газогенераторов и т. п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.
В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив и ограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальной экономии топлива при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяется различными путями - совершенствованием эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винто-вентиляторных). В перспективе ожидается освоение нового вида авиационного топлива - жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличатся низким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.
Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходим комплексный анализ ее как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облик 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 условия 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 и конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производиться на основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенства авиадвигателей во времени.
ЗАДАНИЕ
Разработать на базе газотурбинного двигателя ДН-80 газотурбинный двигатель для привода газоперекачивающего агрегата мощностью Nе=26700 кВт.
Рекомендуемые параметры:
ТГ*=1525К;К*=20,8
Параметры прототипа:
ТГ*=1513К, К*=20,5
GВ=88 кг/с, Nе=26700 кВт
пСТ=3700 об/мин.
Кинематическая схема:
Рис 1.1 1. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетного режима, т.е, режима, при котором необходимо рассчитать двигатель.
В зависимости от назначения двигателя выбираются параметры цикла ( и ), а также узлов (, , , , , , ) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, максимум мощности; обеспечение надежности и т.п. Выбор параметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность всей силовой установки.
Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре
При расчете зависимостей удельной мощности и удельного расхода топлива от и при Н=0, Мн=0 по программе, описанной ниже, принимали следующие значения коэффициентов, характеризующих потери в элементах проточной части двигателя:, , , , , . Значения в зависимости от определяли по формуле (1.1) при , , а в зависимости от - по соотношению . .
Скорость истечения из выходного устройства ГТД принимаем
1.1 Выбор и обоснование параметров
1.1.1 Температура газа пред турбиной
Увеличение температуры газа перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста . Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (> .l250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа , способа охлаждения (рис, 1.2). Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.
Рис. 1.2. Относительное количество воздуха необходимое для охлаждения турбины: 1 - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - конвективно-пленочное охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение.
Рис.1.3. Влияние температуры газа и способа охлаждения на свободную работу двигателя: I - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - внутреннее интенсифицированное конвективное охлаждение; 3 - конвективно-пленочное охлаждение; 4 - конвективно-пленочное охлаждение с предварительным охлаждением воздуха на 50…70 К; 5 - оболочка из равномерно проницаемых материалов; 6 - оболочка при программированной проницаемости по обводу профиля.
На рис. 1.3 показана зависимость свободной работы двигателя от и способа воздушного охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких требует применения более сложных систем охлаждения. Лучшие ГТД, находящиеся в эксплуатации, имеют =1300...1600 К. Вновь разрабатываемые двигатели проектируются с учетом более высоких значений температур.
1.1.2. Степень повышения давления в компрессоре
При =1200...1600К оптимальные значения степени повышения давленая в компрессоре , соответствующие максимуму удельной мощности составляют 18...22. При этом экономические значения , соответствующие минимуму удельного расхода топлива, находятся в интервале 18...40.Более высоким значениям температуры соответствуют большие значения . В настоящее время на мощных ГТД достигнуты значения =20...25.
Несмотря на благоприятное влияние повышения на удельные параметры двигателя применение больших значений ограничивается усложнением конструкции и увеличением массы и габаритов двигателя.
Выбор высоких значений при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значении чисел Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопаток.
1.1.3.КПД компрессора и турбины
КПД компрессора, определяемый как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора
может быть представлен как, произведение
где - КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяемый по формуле
при ;
- механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно составляющий,. Принимаем
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения в компрессоре и КПД его ступени [9];
(1.1)
где -среднее значение КПД ступеней
Зависимость от и изображена на рис. 1.4. На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных газотурбинных двигателей лежит в пределах . В компрессорах с высоконагруженными дозвуковыми ступенями или сверхзвуковыми (трансзвуковыми) входными ступенями значение среднего КПД ступеней несколько ниже (). Принимаем
Значения КПД неохлаждаемых газовых турбин по параметрам заторможенного потока обычно лежат в пределах . Охлаждение турбин приводит к снижению их КПД.
Рис.1.4. Зависимость КПД многоступенчатого компрессора от степени повышения давления и КПД его степеней
Для предварительного расчета охлаждаемой турбины значение можно принимать на 1,5…3%ниже, чем для неохлаждаемой:
Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбины соответствует и больше снижение КПД турбины. Для предварительного учета влияния охлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение:
*- (1.3)
где - суммарный относительный расход охлаждающего воздуха. Соотношение 1.3 дает большое снижение КПД охлаждаемой турбины, чем формула 1.2. На основании формулы (1.3) и данных рис. 2 может быть рекомендовано соотношение для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранного значения :
при
при
1.1.4.Потери в элементах проточной части двигателя
Входные устройства рассматриваемых двигателей являются криволинейными или прямолинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет . При наличии на входе в двигатель пылезащитных устройств потери полного давления существенно возрастают. Принимаем
В современных ГТД в основном применяются кольцевые камеры сгорания различных типов: прямоточные и противоточные, с центробежными и вращающимися дисковыми форсунками а также с испарительными форсунками.
Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве при смешении струй при повороте потока (). Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. На рис. 1.5 показана зависимость коэффициента теплового сопротивления от степени подогрева газа и приведенной скорости - на входе в камеру сгорания (на выходе из диффузора). Линия - соответствует «тепловому запиранию» камеры, т.е. определяет предельные значения степени подогрева воздуха в камере сгорания постоянной площади, превышение которых при заданных значениях физически невозможно. Обычно и . Принимаем .
Суммарные потери полного давления в камерах сгорания подсчитываются по формуле
Более точные значения определяются в газодинамических расчетах камеры сгорания.
Рис. 1.5 Зависимость теплового сопротивления камеры сгорания от степени подогрева и приведенной скорости потока.
Потери тепла в камерах сгорания, главном образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания .Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений . Принимаем
При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора коэффициент восстановления полного давления выбирается в зависимости от формы канала. Принимаем
Выходное устройство ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления принимаем
1.2 Термогазодинамический расчет двигателя
Целью теплового расчета двигателя является определение основных удельных параметров ( - удельной мощности, - удельного расхода топлива). При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора и турбины и при общей компоновке проточной части двигателя.
Исходные данные для теплового расчета табл.1
Таблица 1.1
Величина
|
Размерность
|
Значение
|
Величина
|
Размерность
|
Значение
|
|
Н
|
км
|
0
|
пт
|
-
|
0,99
|
|
Мн
|
-
|
0
|
рн
|
-
|
0,985
|
|
Gв
|
кг/с
|
88
|
т
|
-
|
0,985
|
|
Т*Г
|
К
|
1525
|
ред
|
-
|
1
|
|
*К
|
-
|
20,8
|
В
|
-
|
1
|
|
*К
|
-
|
0,842
|
СС
|
м/с
|
90
|
|
*ТК
|
-
|
0,89
|
НU
|
кДж/кг
|
51000
|
|
вх
|
-
|
0,96
|
CP
|
Дж/(кгК)
|
1005
|
|
кс
|
-
|
0,926
|
CpГ
|
Дж/(кгК)
|
1160
|
|
Г
|
-
|
0,98
|
|
|
|
|
|
Страницы: 1, 2, 3, 4
|
|