Газотурбинный двигатель для привода аппарата
Построение средней линии профиля осуществляется на основе выбранной дуги в виде дуги окружности. Хорду разбивают на равное количество участков (10), которые совпадают с осью абсцисс. Ординаты средней линии вычисляются по приближённой зависимости:
Таблица 4.5 - Результаты расчётов средней линии
|
0
|
10
|
20
|
30
|
40
|
50
|
60
|
70
|
80
|
90
|
100
|
|
|
0
|
2,8
|
5,6
|
8,4
|
11,2
|
14,1
|
16,9
|
19,7
|
22,5
|
25,3
|
28,2
|
|
|
0
|
0,41
|
0,74
|
0,97
|
1,11
|
1,16
|
1,11
|
0,97
|
0,75
|
0,42
|
0
|
|
|
0
|
0,31
|
0,56
|
0,73
|
0,84
|
0,87
|
0,84
|
0,74
|
0,56
|
0,32
|
0
|
|
|
0
|
0,25
|
0,45
|
0,59
|
0,67
|
0,70
|
0,67
|
0,59
|
0,45
|
0,26
|
0
|
|
|
Далее следует построение аэродинамического профиля решетки. В качестве исходного аэродинамического профиля используется симметричный профиль , рассчитан на работу при до звуковых скоростях.
Таблица 4.6 - Относительные координаты аэродинамического профиля
|
|
|
0
|
0
|
|
1.0
|
114
|
|
1.5
|
143
|
|
2.5
|
185
|
|
5
|
255
|
|
7.5
|
309
|
|
10
|
352,5
|
|
15
|
416
|
|
20
|
455
|
|
25
|
478.8
|
|
30
|
492.7
|
|
35
|
498.6
|
|
40
|
500
|
|
50
|
485.8
|
|
60
|
444.2
|
|
70
|
378.3
|
|
80
|
285
|
|
90
|
172.2
|
|
95
|
100.3
|
|
100
|
0
|
|
|
Для ординат рассчитанного профиля используется зависимость:
Результаты пересчета координат исходного профиля в координаты рассчитанного профиля сводятся в таблицу:
Таблица 4.7 - Координаты рассчитанного профиля
Х, мм
|
Сечение
|
|
|
втулка
|
средний
|
Периферия
|
|
|
, мм
|
|
0
|
0,00
|
0,00
|
0,00
|
|
0,282
|
0,2394
|
0,16
|
0,112
|
|
0,423
|
0,3
|
0,201
|
0,141
|
|
0,705
|
0,388
|
0,260
|
0,182
|
|
1,41
|
0,5355
|
0,359
|
0,251
|
|
2,115
|
0,648
|
0,435
|
0,304
|
|
2,82
|
0,74
|
0,497
|
0,347
|
|
4,23
|
0,873
|
0,586
|
0,410
|
|
5,64
|
0,955
|
0,641
|
0,449
|
|
7,05
|
1,005
|
0,675
|
0,472
|
|
8,46
|
1,034
|
0,694
|
0,486
|
|
9,87
|
1,047
|
0,703
|
0,492
|
|
11,28
|
1,05
|
0,705
|
0,493
|
|
14,1
|
1,020
|
0,684
|
0,479
|
|
16,92
|
0,932
|
0,626
|
0,438
|
|
19,74
|
0,794
|
0,533
|
0,373
|
|
22,56
|
0,598
|
0,401
|
0,281
|
|
25,38
|
0,361
|
0,242
|
0,169
|
|
26,79
|
0,2106
|
0,1
|
0,0989
|
|
28,2
|
0
|
0
|
0
|
|
|
Используя полученные в результате расчетов данные строим аэродинамические решетки профилей, изображенные на рисунке 4.1.
Рисунок 4.1 - Аэродинамические решетки профилей
4.2 Вывод
Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевой части компрессора удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. В результате профилирования рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора были произведены расчеты параметров заторможенного потока на выходе из ступени, параметры заторможенного потока на входе в Р.К., окружной скорости на среднем радиусе и коэфициэнт теоретического напора, рассчитана скорость и направление потока на входе в РК, площадь проходного сечения и геометрические размеры входа РК, параметры воздушного потока на выходе из РК. Был также предварительный выбор удлинений, расчет густоты решеток профилей , расчет и уточнение числа лопаток в венце, хорд и удлинений лопаток , расчет углов изгиба профиля пера . расчет углов отставания потока в лопаточном венце на номинальном режиме расчет углов средней линии профиля, углов наклона кромок пера и угла установки профиля в решетке, расчет и выбор относительной толщины профиля.
Исходными данными является газодинамический расчет осевой части компрессора. Полученные профили и планы скоростей решеток изображены на рисунках.
5 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТУРБИНЫ
5.1 Подготовка исходных данных
Осевые газовые турбины обладают высокой энергоёмкостью и экономичностью. Именно благодаря этому, а также сравнительной простоте и надёжности позволили газовым турбинам получить широкое распространение, а значит и газотурбинным двигателям в целом.
Современное развитие теории и методик проектирования осевых газовых турбин достигло уровня и можно с большой надёжностью определить параметры турбины на расчетном режиме с учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. Однако расчёт становится довольно сложным, а значит, увеличивается объём вычислений. Поэтому в учебном проектировании такой расчёт можно произвести только с помощью ЭВМ.
Одним из основных средств повышения мощности ГТД является повышение температуры газа перед турбиной Тг*, но её повышение значительно понижает ресурс и надёжность турбины без применения специальных методов охлаждения лопаток и дисков турбин, а также новых более жаропрочных материалов.
В данном курсовом проекте расчёт поводится при помощи программы, описание которой содержится в [5]. В программе использован алгоритм газодинамического расчёта на среднем диаметре.
Часть исходных данных берётся из термогазодинамического расчёта двигателя и согласования параметров, поэтому проточная часть турбины уже известна.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учетом всех видов потерь механической энергии в ее проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объема вычислений.
Gв расход воздуха через двигатель, m механический КПД.
Мощность по ступеням свободной турбины распределяем таким образом, чтобы суммарная мощность по ступеням свободной турбины равнялась эффективной мощности нашего двигателя.
Таблица5.1 - Исходные данные
Величина
|
№ ступени
|
|
|
1
|
2
|
3
|
4
|
5
|
6
|
|
N, кВт
|
23585,8
|
19297,5
|
6975
|
7241,6
|
7041,6
|
6541,6
|
|
D1ср
|
0,8951
|
0,9266
|
1,0731
|
1,0853
|
1,0980
|
1,1985
|
|
D2ср
|
0,8951
|
0,9266
|
1,0767
|
1,0940
|
1,1000
|
1,2011
|
|
h1
|
0,062
|
0,1066
|
0,1362
|
0,1706
|
0,205
|
0,2394
|
|
h2
|
0,0801
|
0,131
|
0,1534
|
0,1878
|
0,2222
|
0,2566
|
|
|
5.2 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ
Исходные данные приведены в табл. 5.1, а результаты в табл. 5.2
На рисунок 5.1 изображена схема проточной части турбины
Треугольники скоростей представлены на рисунок 5.2
Таблица 5.2
Рисунок 5.1 - Схема проточной части турбины
Рисунок 5.2 - Треугольники скоростей
Рисунок 5.2 - Треугольники скоростей
Рисунок 5.3 - Изменение параметров по ступеням
ВЫВОДЫ
Спроектированный двигатель применяется для привода газоперекачивающего агрегата
Nст=26700кВт, к*=20,8, Тг*=1525 К
В ходе проведения термогазодинамического расчета были получены следующие данные:
В результате газодинамического расчета компрессора определены значения параметров потока в каждой ступени, выполнено согласование по КПД ступеней кнд=0,862, квд=0,8880, к=0,8399. Распределены работы по ступеням. Значения работ каскдов: Lкнд=216000Дж/кг, Lквд=264000 Дж/кг.
В результате расчета шестиступенчатой турбины получено распределение КПД по ступеням следующим образом: т1=0,831, т2=0,854, т3=0,899 т4=0,905, т5 =0,906,т6 =0,906.
Угол потока в абсолютном движении на выходе из РК последней ступени свободной турбины лежит в требуемом диапазоне: 80<<89, =80,6
Для расчета и построения решетки профилей первой ступени КВД был выбран закон крутки «свободного вихря». Были получены геометрические параметры решетки профилей компрессора на трёх радиусах.
ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК
1 Павленко Г.В., Герасименко В.П. «Выбор параметров и термогазодинамичесикй расчет ТВД, ТВВД и ТВаД»: Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1984.- 60с.
2 Анютин. «Согласование параметров и турбин авиационных ГТД»: Учебное пособие. Х.: ХАИ.
3 Павленко Г.В. «Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ». Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1985.- 68с
4 Г.В.Павленко, В.А. Коваль. Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ: Учебное пособие.- Х.: ХАИ, 1985.
5 Инструкция по использованию программы ОСК. ХАИ каф.201.
Страницы: 1, 2, 3, 4
|
|