Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления. Компьютерный расчет лопатки турбины. Проектирование камеры сгорания. Газодинамический расчет сопла. Формирование исходных данных. Компьютерное профилирование эжекторного сопла.
При низкой оригинальности работы "Проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета", Вы можете повысить уникальность этой работы до 80-100%
Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми максимальными скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих числу M полета не более 2.0. В современных ТРД преимущественно применяются осевые компрессоры и турбины, хотя имеются двигатели (в основном маломощные), в которых используются центробежные или диагональные компрессоры и радиальные турбины. Этапом проектирования осевого компрессора, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей компрессора по радиусу. При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах. Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевого компрессора при обеспечении дозвукового обтекания лопаток может быть применена закрутка потока, обеспечивающая постоянство и по радиусу.В этой части курсового проекта были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени дозвукового осевого компрессора среднего давления в трех сечениях (втулочном, среднем и периферийном) при расчете вручную и в пяти сечениях при расчете на ЭВМ. Этапом проектирования турбины, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей турбины по радиусу. Расходную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток СА: 5) Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток СА: 6) Абсолютную скорость на выходе из лопаток СА: 7) Приведенную скорость перед РК в абсолютном движении: 8) Угол потока в относительном движении на входе в лопатки РК: 9) Относительную скорость на входе в лопатки РК: 10) Окружную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток РК: где работа на окружности колеса 11) Окружную составляющую относительной скорости на выходе из лопаток РК: 12) Расходную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток РК: 13) Угол потока в относительном движении на выходе из лопаток РК: 14) Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток РК: 15) Относительную скорость потока на выходе из лопаток РК: 16) Абсолютную скорость потока на выходе из лопаток РК: 17) Угол поворота потока в относительном движении: 18) Температуру газа за РК по заторможенным параметрам потока в относительном движении: 19) Приведенную скорость за РК в относительном движении: 20) Термодинамическую степень реактивности: Результаты расчетов параметров потока в межвенцовых зазорах ступени во втулочном и периферийном сечениях вносим в табл.В этой части курсового проекта были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном. Камеры сгорания газотурбинных двигателей и установок представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные процессы, течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов плохо поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем экспериментальных и доводочных работ. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию вредных веществ в КС, исходя и удовлетворения экологических нормам. Анализ аварийных ситуаций при эксплуатации авиадвигателей свидетельствует о случаях, причинами которых были колебательные процессы, возникшие в КС и связанные с ее акустическими нормами.Расчет камеры сгорания проводился на основании геометрических размеров камеры сгорания двигателя-прототипа и в результате расчета было получено отклонение геометрии от оптимальных значений, в виду изменения параметров цикла двигателя. Этот вид сопел отличается от сопел Лаваля тем, что у них сверхзвуковой контур полностью или частично заменен границей свободной сверхзвуковой струи, а для улучшения характеристик осуществляется подача в сопло вторичного (эжектируемого, пассивного) воздуха. Сопла этого вида называются также соплами с разрывом сверхзвукового контура. Дополнительная возможность регулирования обеспечивается подачей вторичного воздуха, благодаря чему сама граница свободной струи может в той или иной степени изменять свою форму, приспосабливаясь к изменению положения регулируемых створок и перепада давлений в сопле. Наконец, применение таких сопел в ряде случаев позволяет решить задачу оптимального согласования работы входного устройства, двигателя и выходного устройства, т.е. такого согласования их работы, при котором обеспечивается максимальная эффективная тяга силовой установки.В этой части курсового проекта проведен расчет эжекторного сопла.В данном курсовом проекте было выполнено профилирование рабочего колеса ступени компрессора высокого давления и газовой турбины, расчет кольцевой камеры сгорания, расчет эжекторного сопла на базе данных, полученных в результате термогазодинамического просчета двигателя: рк*=18 , Тг*=1585К, G=50,28 кг/с. На этапе расчета и профилирования первой ступени КВД были определены компонен
Введение
Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическим требованиям, предъявляемым каждым типом летательного аппарата к его силовой установке.
Наиболее простым и по этой причине первым, получившим широкое применение в авиации, газотурбинным двигателем был турбореактивный двигатель. Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми максимальными скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих числу M полета не более 2.0.
На самолетах с большой потребной тяговооруженностью и большими скоростями полета (М=2.0 - 3.5) широко используются турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), в которой к потоку газов, покидающих турбину, подводится дополнительное тепло, образующееся при сжигании топлива. Это позволяет значительно повысить температуру газа перед реактивным соплом ТРДФ и, соответственно, существенно увеличить скорость истечения газов из двигателя и получить более высокую тягу, чем у ТРД.
Для этого вида двигателей характерно наличие турбокомпрессора - агрегата, состоящего из компрессора, камеры сгорания, турбины и форсажной камеры. В современных ТРД преимущественно применяются осевые компрессоры и турбины, хотя имеются двигатели (в основном маломощные), в которых используются центробежные или диагональные компрессоры и радиальные турбины.
Турбореактивные двигатели сегодня продолжают совершенствоваться. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, т.е. увеличение температуры газа перед турбиной, степени повышения полного давления и совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.
Переход к более высоким температурам требует одновременного повышения степени повышения давления. В связи с этим широкое применение нашла схема двигателя с двухвальным газогенератором (ДТРД), основной задачей которой является повышение газодинамической устойчивости двигателя. Но и на этом этап совершенствования не может быть завершен, т.к. с развитием авиации растет потребность к более экономичным двигателям. Для этого наиболее выгодной является схема двухконтурного двигателя с двухвальным газогенератором (ДТРДД).
Целью проекта является проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета. В качестве прототипа был взят двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АИ-222К-25Ф, разработки «Ивченко-Прогресс». Особенности влияния расчетных значений степени повышения давлений, и температуры на удельную тягу и удельный расход топлива двигателя прослеживаются при выполнении данного проекта.
1. Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления
Этапом проектирования осевого компрессора, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей компрессора по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры компрессора.
При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.
Исходными данными для профилирования рабочей лопатки компрессора являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях.
Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.
1.1 Исходные данные
В качестве исходных данных профилирования примем параметры потока и размеры проточной части РК дозвуковой ступени КВД. Основные исходные данные занесем в таблицу 1.1.
Таблица 1.1 Основные исходные данные для расчета
Параметры Размерность Сечение вт ср к
D м 0,3178 0,3747 0,424 r/rk - 0,7495 0,883726 1
Ucp м/с - 374,57 -
U м/с 322,07 374,57 430
С1аср м/с - 160 -
С2аср м/с - 158 -
С1ucp м/с - 139,6 -
С2ucp м/с - 224,5 - ?кср - - 0,497197 -
Нтср Дж/кг - 16596,65 -
Т1* К 418,2 418,2 418,2
Т2* К 455,1 455,1 455,1
Нтср Дж*с^2/кг*м^2 0,16 0,118292 0,08976
Принятые значения и допущение
Параметры Размерность Величина k - 1,4
R Дж/кг*К 287
При расчете ?? принимаем ?3=?1
Для последующего компьютерного расчета, необходимо рассчитать:
.
1.2 Выбор закона закрутки
Выбираем закон изменения параметров по радиусу (законы закрутки потока). Критерием выбора оптимального закона закрутки по радиусу является обеспечение дозвуковых скоростей и приемлемых углов потока (в частности, Mw1 и Mc2 0,85…0,90, ?1 25o на периферии, ?2 90о на втулке). Для расчета первой ступени проектируемого компрессора примем закон «твердое тело» (на входе) при заданном Нт(r).
Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевого компрессора при обеспечении дозвукового обтекания лопаток может быть применена закрутка потока, обеспечивающая постоянство и по радиусу.
1.3 Компьютерный расчет лопатки компрессора
Файл исходных данных OCK.DAT: Таблица 1.2
08 12 07 1 3 1.400 287.00 ( дата, M, Ks, кг, Rг )
1.304 430.000 .612 .892 .985 .986 .749 .765
1.000 160.000 418.200 334000.0 139.600 0.424 .964
1.050 .950
_ _ _ _
Пі* Uk Нтвт КПД* Sна D21 d1вт d2вт m С1аср Т1* P1* С1ucp D1к Кн
W1к/W1cp W1вт/W1cp
Тип ступени : 1 - дозвуковая ступень;
( M ) 2 - сверхзвуковая ступень .
Закон крутки : 1 - первая ступень без ВНА ( С1u=0., А=В=D=0.);
Расчет производим для первой ступени осевого компрессора высокого давления.
· В таблице 1.4 - расчет Са и Cu при использовании выбранного закона, а также некоторых параметров планов скоростей (скоростей С и W, углов ?, ?, ??) и чисел М.
Таблица 1.4
Расчет Са и Cu(закон закрутки "твердое тело" при заданной Нт(r))
Mc2 - 0,799202 0,73309 0,652927 ?1 град 58,27398 49,9055 37,45892 ?2 град 42,87856 35,11902 20,5104 ?1град43,2075834,6027723,994 ?2град68,5490452,6480427,68991
?? град 15,39543 14,78647 16,94852
??град25,3414618,045273,695912
При расчете считалось, что ?3 ? ?1.
Полученные выше кинематические параметры являются исходными для расчета профилей лопаток и решеток РК дозвукового осевого компрессора. Но в виду получения более правильных профилей данными для профилирования будем брать из компьютерного расчета лопатки (п. 1.3, таблица 1.3).
· Расчет густоты решеток профилей
Густота решетки b/t (b - хорда пера лопатки; t - шаг решетки) является параметром, в значительной степени определяющим аэродинамическую нагруженность лопаточного венца. Уменьшение значений густоты решетки в сравнении с оптимальными означает недогрузку ступени, а увеличение густоты отрицательно сказывается на КПД ступени.
Определение густоты решетки РК производится на так называемом номинальном режиме, который характеризуется бессрывным обтеканием решетки при отсутствии резкого роста потерь.
Отношение рассчитанного угла поворота потока к углу на номинальном режиме * определяет запас по срыву компрессорной решетки и выбирается в зависимости от положения ступени в компрессоре. Величину / * для первой ступени КВД принимаем равной 0,9.
· Выбор углов атаки лопаточного венца на номинальном режиме
Расчетные углы атаки i по радиусу лопатки выбирают на номинальном режиме. Отклонение от номинальных углов атаки может привести к существенному снижению КПД и сокращению диапазона устойчивой работы компрессора. В современной практике углы атаки рассчитывают по эмпирическим формулам, учитывающим накопленный статический материал.
В первом приближении допустимо принимать углы атаки i=0 по всей высоте лопатки.
· Расчет углов изгиба профиля пера
Из геометрических соображений угол изгиба профиля пера лопатки равен: , где - угол отставания потока в лопаточном венце.
, - относительный прогиб средней линии профиля. При дуге окружности =0.5.
Исходя из полуэмпирической зависимости для угла отставания потока на номинальном режиме можно определить:
Расчет параметров решетки на среднем радиусе: Таблица 1.6
Расчет параметров решетки на среднем радиусе
Параметры Размерность Величина
Dk м 0,424
Dcp м 0,3747
Dвт м 0,3178 h=( Dk - Dвт)/2 м 0,0531
-2 м0,02655
(??)cp град 18,045271
(??/??*)cp - 0,7256 град24,8694474 ?2cp град 52,6480371 град11,99
-2,07418243
-1,196 м0,022199 шт53,0005035 z шт 53 м0,02219921 м0,02655025
-1,999981
· Выбор дуги средней линии профиля
Исходя из условия минимума потерь в решетке среднюю линию профиля пера лопатки при повышенных скоростях набегающего потока изгибают по дуге окружности или по двум сопряженным дугам окружностей.
Принимаем форму средней линии профиля пера лопатки - дуга окружности. Тогда для средней линии по дуге окружности целесообразно использовать соотношение для радиуса дуги: .
Расчет углов средней линии профиля, углов наклона кромок пера и угла установки профиля в решетке
Углы средней линии профиля лопатки на входе и на выходе:
Углы наклона входной и выходной кромок пера лопатки:
где k=0,5 при средней линии по дуге окружности.
Углы установки (выноса) профиля в решетке:
· Расчет осевого размера лопаточного венца
Осевой размер лопаточного венца на соответствующем радиусе: .
· Выбор относительной толщины профиля
При выборе относительной максимальной толщины профиля пера по хорде стремятся получить достаточно тонкие профили, необходимые для обеспечения высокого КПД решетки (М<Мкр), но при этом учитывают прочностные характеристики лопатки, особенно в призамковых областях рабочих лопаток. Для коротких рабочих лопаток ( ) можно применять по всей высоте лопатки (порядка 0,05…0,06). Принимаем .
· Построение профилей лопаток и решеток профилей
Построение профилей лопаток состоит из этапов построения средней линии и самого аэродинамического профиля. Из одинаковых профилей, расположенных с заданной густотой b/t под углами установки ? к фронту решетки, составляют решетки профилей. Существуют аналитические и графоаналитические методы построения профилей лопаток и решеток профилей. Аналитические методы являются более точными и широко применяются в практике современного турбомашиностроения. Графоаналитические методы целесообразнее для учебных целей в связи с наглядностью и меньшей трудоемкостью вычислений. В данном курсовом проекте будем использовать графоаналитический метод построения профилей лопаток. Расчет параметров лопаток и решеток профилей по радиусу: Таблица 1.7
Расчет параметров лопаток и решеток профилей по радиусу
Параметры Размерность Сечение вт ср к b=bcp=const м 0,02655 0,02655 0,02655
D м 0,3178 0,3747 0,424 м0,0188280,0221992080,02512 b/t - 1,410136 1,196 1,056937 i град 0 0 0 ?2 град 68,54904 52,64803712 27,68991
Xf - 0,5 0,5 0,5
-0,270,300,35
?? град 25,34146 18,04527101 3,695912
(??/??*)cp - 0,9 0,9 0,9
??* град 28,15718 20,05030112 4,106569 град35,2605426,408140014,742393 град8,1033587,3578388811,635824 ?1 град 43,20758 34,60276611 23,994 град43,2075834,6027661123,994 град76,652460,00587629,32574 k - 0,5 0,5 0,5 град17,6302713,204072,371197 град17,6302713,204072,371197 м0,0835890,11322090,641499 м0,0438520,0581461270,321024 м0,0269820,0267950170,026566 град52,0227241,2048011125,1796 м0,0209210,0174827610,011291
C - 0,08 0,06 0,04
Cbmax м 0,002124 0,001593015 0,001062
Ar м 0,01208 0,012375 0,01017 м0,0128850,0126009680,01021
Ar/A1 - 0,937501 0,982067385 0,996087
M1kp - 0,66 0,723 0,746
M1max - 0,746 0,823 0,846
-0,7030,7730,796
Mw1 - 0,653458 0,673046464 0,696201
· Построение средней линии профиля
При выбранной дуге средней линии пера профиля в виде дуги окружности разбиваем хорду на равное число участков (через 10% всей длины хорды, совпадающей с осью абсцисс). Ординаты средней линии вычисляют по приближенной зависимости: .
· Построение аэродинамического профиля и решетки профилей
В качестве исходного аэродинамического профиля в проекте используем симметричный (YB=YH) профиль А-40 с расположением относительной максимальной толщины профиля равной =0,1, на расстоянии 40% длины хорды от входной кромки профиля ( ).
Координаты исходного аэродинамического профиля А-40 ( в процентах от длины хорды b, - в процентах от величины максимальной толщины профиля Cbmax) представлены в табл. 1.9;
Таблица 1.9
Координаты рассчитанного профиля
Х У Х,м Сечение
Втулочное Среднее Периферийное
Ув=Ун, мм
0 0 0,00 0 0 0
0,01 11,4 0,27 0,242 0,182 0,121
0,015 14,3 0,40 0,304 0,228 0,152
0,025 18,5 0,66 0,393 0,295 0,196
0,05 25,5 1,33 0,542 0,406 0,271
0,075 30,9 1,99 0,656 0,492 0,328
0,1 35,25 2,66 0,749 0,562 0,374
0,15 41,6 3,98 0,884 0,663 0,442
0,2 45,5 5,31 0,966 0,725 0,483
0,25 47,88 6,64 1,017 0,763 0,508
0,3 49,27 7,97 1,047 0,785 0,523
0,35 49,86 9,29 1,059 0,794 0,530
0,4 50 10,62 1,062 0,797 0,531
0,5 48,58 13,28 1,032 0,774 0,516
0,6 44,42 15,93 0,943 0,708 0,472
0,7 37,83 18,59 0,804 0,603 0,402
0,8 28,5 21,24 0,605 0,454 0,303
0,9 17,22 23,90 0,366 0,274 0,183
0,95 10,03 25,22 0,213 0,160 0,107
1 0 26,55 0 0 0
Таблица 1.10
Расчетные радиусы скругления
Сечение
Втулочное Среднее Периферийное
R1 0,1168211 0,0876158 0,058410555
R2 0,0106201 0,0079651 0,00531005
Вывод
В этой части курсового проекта были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени дозвукового осевого компрессора среднего давления в трех сечениях (втулочном, среднем и периферийном) при расчете вручную и в пяти сечениях при расчете на ЭВМ.
В качестве исходного аэродинамического профиля использовали симметричный профиль А-40. При профилировании использовался закон «твердого тела» на входе при заданном Hr.
Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевого компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. Исходные данные взяты из газодинамического расчета осевого компрессора высокого давления. Полученные профили решетки профилей изображены на рис. 1.4- 1.8.
Полученные числа Mw1 потока во всех сечениях находятся на допустимом диапазоне, т.е. Mw1<M1* - т.е. не происходит запирания решеток профилей.
2. Профилирование лопатки первой ступени турбины высокого давления
Этапом проектирования турбины, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей турбины по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры турбины.
При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.
Исходными данными для профилирования рабочей лопатки турбины являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета турбины. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях.
Реальное течение воздуха в турбины является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.
2.1 Выбор закона закрутки
Для расчета треугольников скоростей в межвенцовых зазорах у корня и у периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров потока по радиусу. Этот закон выражается условием радиального равновесия, полученным в предположении, что поток в межвенцовых зазорах осесимметричен и линии тока располагаются по коаксиальным цилиндрическим поверхностям.
Примем закон закрутки и . В нашем случае, у этого закона есть ряд преимуществ: 1. Угол поворота потока во втулочных сечениях при прочих равных условиях на среднем радиусе меньше.
2. Высокий КПД
3. Применение этого закона значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа.
4. При , лопатки СА и РК первой ступени турбины являются некручеными и имеют почти постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения.
2.2 Расчет и профилирование лопатки
После выбора закона закрутки потока по радиусу определяем параметры газа во втулочном и периферийном сечении.
Исходные данные:
На первом этапе профилирования определим компоненты треугольников скоростей в межвенцовых зазорах во втулочном и периферийном сечениях, выбрав закон закрутки потока по радиусу.
При законе закрутки и найдем следующие параметры: 1) Радиусы струек тока в сечениях 1-1 и 2-2:
2) Окружные скорости на входе и выходе из рабочего колеса:
3) Окружную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата:
4)
Расходную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток СА:
5) Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток СА:
6) Абсолютную скорость на выходе из лопаток СА:
7) Приведенную скорость перед РК в абсолютном движении:
8) Угол потока в относительном движении на входе в лопатки РК:
9)
Относительную скорость на входе в лопатки РК:
10) Окружную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:
где работа на окружности колеса
11) Окружную составляющую относительной скорости на выходе из лопаток РК:
12) Расходную составляющую абсолютной скорости на выходе из лопаток РК:
13) Угол потока в относительном движении на выходе из лопаток РК:
14) Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток РК:
15) Относительную скорость потока на выходе из лопаток РК:
16) Абсолютную скорость потока на выходе из лопаток РК:
17) Угол поворота потока в относительном движении:
18) Температуру газа за РК по заторможенным параметрам потока в относительном движении:
19) Приведенную скорость за РК в относительном движении:
20) Термодинамическую степень реактивности:
Результаты расчетов параметров потока в межвенцовых зазорах ступени во втулочном и периферийном сечениях вносим в табл. 2.1: Таблица 2.1
№ п/п Параметр Размерность Значения параметров при законах закрутки потока и в сечениях втулочном среднем периферийном
1 м0,20,21650,233
2 м0,20010,22250,2449
3 м/с 405,54 439 472,46
4 м/с405,596451496,4
5 м/с696,134652613,61
6 м/с208,85196184,09
7 град 16,7 16,7 16,7
8 м/с726,78680640,42
9 -1,02880,6570,916
10 град35,7142,752,52
11 м/с357,81289,456237,58
12 м/с-116,84-121-79,498
13 м/с522,436572575,898
14 м/с182,67200201,36
15 град19,219,219,2
16 град57,458,868,46
17 м/с533,45605,96610,09
18 м/с 216,84 233 216,49
19 град125,09118,1108,28
20 К1255,8812811266,8
21 -0,30,8990,342
22 - 0,292 0,38 0,45
Расчет треугольников скоростей в межвенцовых зазорах по высоте можно считать законченными, т.к. полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям , , но на втулке не выполняется условие , что может привести к дополнительным гидравлическим потерям и увеличению нагрузки на лопатку.
По результатам расчетов в масштабе строим треугольники скоростей на трех радиусах (рис 2.1-2.3).
На следующем этапе проектирования определяем геометрические параметры решеток профилей. При этом расчет параметров и построение профилей выполняем для обеспечения закрутки потока по закону и .
1) Радиусы расположения среднего втулочного и периферийного сечений проточной части:
2) Шаг решетки:
3) Хорда профиля лопатки:
4) Угол установки профиля в решетке:
5) Геометрический угол решетки на входе: , , .
6) Геометрический угол решетки на выходе, принимаем равным углу потока, т.к. : .
7) Угол отгиба выходной кромки, выбираемый с учетом характера его изменения по высоте: .
( Данные по профилированию записаны в файл gfrt.dat )
Рис. 2.4 График изменения и по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса
Рис. 2.5 График изменения Lc и Lw по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса.
Рис. 2.6 График изменения и по высоте лопатки на входе и выходе из рабочего колеса лопатка двигатель сопло турбина
Рис. 2.7 Треугольники скоростей в 1,2 и 3 сечениях лопатки рабочего колеса
Рис. 2.8 Треугольники скоростей в 4 и 5 сечениях лопатки рабочего колеса
Рис 2.9 Решетка профилей на периферии
Рис 2.10 Решетка профилей на r=0.959
Рис 2.11 Решетка профилей на r=0.918
Рис 2.12 Решетка профилей на r=0.878
Рис 2.13 Решетка профилей на r=0.837В этой части курсового проекта были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном. Результаты ручного счета и счета на ЭВМ незначительно отличаются. Это можно объяснить принятыми допущениями при ручном счете. Полученные профили лопаток имеют среднюю относительную толщину ( =0,264). Это связано с тем, что лопатка охлаждаемая, так как работает при температурах (Т*г=1585 К). Полученные параметры удовлетворяют требованиям: W2>W1, углы >55 ( 57,4, 58,8, 68,46 градусов н втулочном, среднем и периферийном радиусах). Форма межлопаточного канала решетки профилей - конфузорная.
3. Проектирование камеры сгорания
Камеры сгорания газотурбинных двигателей и установок представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные процессы, течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов плохо поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем экспериментальных и доводочных работ. Проектировочный расчет является первым приближением в создании КС новых двигателях с одновременным использованием предыдущего опыта каждой конкретной двигателестроительной фирмы. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию вредных веществ в КС, исходя и удовлетворения экологических нормам. Анализ аварийных ситуаций при эксплуатации авиадвигателей свидетельствует о случаях, причинами которых были колебательные процессы, возникшие в КС и связанные с ее акустическими нормами.
3.1 Формирование исходных данных
Рис 3.1 Геометрия камеры сгорания
1. Температура воздуха по заторможенным параметрам на выходе из компрессора (сечение К-К) =717,5 К.
2. Температура газа по заторможенным параметрам на выходе из КС
=1585 К.
3. Полное давление воздуха на выходе из компрессора =1805000 Па.
4.Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями =0,96.
5. Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный тепловыми потерями =0,98.
6. Коэффициент полноты сгорания КС =0,995.
7. Коэффициент полноты сгорания в зоне горения =0,85.
8. Стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива (керосин) = 14,8 .
9. Теплотворная способность топлива =43000 .
10. Коэффициент избытка воздуха КС =2,893.
11. Коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства =0,5
12. Коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения =1,6
13. Диаметр компрессора на выходе из НА =0,412 м.
14. Относительный внутренний диаметр компрессора на выходе .
15. Диаметр турбины на входе в СА =0,466 м.
16. Относительный внутренний диаметр турбины на входе в СА
0.1930 0.1366 0.0267 0.0214 0.0214 l кс l д l ж тр l г l зг
0.276 0.081 0.196 0.065 0.037 l з см l гс Z Dф Dф вн
0.158 0.038 12 0.061 0.018
Qv Сж тр Ссм
1714200 26.71 20.88
Fkc опт Fж опт
0.0747 0.0462
EJCO EJCН EJNO
27.2 3.7 13.2
Рис. 3.2 Эскиз камеры сгорания.В этой части курсового проекта был проведен расчет кольцевой камеры сгорания. Теплонапряженность камеры равна QV=1714200Дж/К2Па4. Умеренные значения теплонапряженности позволяют увеличить ресурс. Топливом служит авиационный керосин, низшая теплотворная способность которого Hu=43000 КДЖ/кг.
Расчет камеры сгорания проводился на основании геометрических размеров камеры сгорания двигателя-прототипа и в результате расчета было получено отклонение геометрии от оптимальных значений, в виду изменения параметров цикла двигателя.
4. Проектирование выходного устройства
Исходя из выбранного прототипа проектируем эжекторное сопло, внутренняя часть которого является реактивным насадком двигателя, а наружная - элементом летательного аппарата. Этот вид сопел отличается от сопел Лаваля тем, что у них сверхзвуковой контур полностью или частично заменен границей свободной сверхзвуковой струи, а для улучшения характеристик осуществляется подача в сопло вторичного (эжектируемого, пассивного) воздуха. Сопла этого вида называются также соплами с разрывом сверхзвукового контура.
Сопло с разрывом сверхзвукового контура проще регулируется, чем сопло Лаваля. Это объясняется тем, что площадь критического сечения первичного сопла может изменятся за счет использования обычных регулируемых створок. Дополнительная возможность регулирования обеспечивается подачей вторичного воздуха, благодаря чему сама граница свободной струи может в той или иной степени изменять свою форму, приспосабливаясь к изменению положения регулируемых створок и перепада давлений в сопле. Подача вторичного воздуха способствует при этом снижения внутренних потерь в сопле, а также обеспечивает интенсивное охлаждение элементов конструкций.
Наконец, применение таких сопел в ряде случаев позволяет решить задачу оптимального согласования работы входного устройства, двигателя и выходного устройства, т.е. такого согласования их работы, при котором обеспечивается максимальная эффективная тяга силовой установки. Это объясняется возможностью перепуска части воздуха, входящего в воздухозаборник, но излишнего для двигателя, в выходное сопло со значительно меньшими потерями, чем при коком- либо другом способе его перепуска.
4.1 Газодинамический расчет сопла
4.1.1 Формирование исходных данных
Исходными данными для расчета эжекторного сопла являются известные параметры активного и пассивного потоков: Расход активного потока ;
Доля пассивного потока ;
Давление в сечении А-А ;
Давление в сечении П-П ;
Температура в сечении А-А ;
Температура в сечении П-П ;
Константа для газа ;
Константа для воздуха ;
Показатель изоэнтропы ;
Универсальная газовая постоянная ;
Показатель изоэнтропы ;
Универсальная газовая постоянная ;
Температура воздуха ;
Расход воздуха ;
Расход газа ;
Давление окружающей среды .
Где некоторые величины были рассчитаны следующим образом: 1.
2. ;
3.
4.1.2 Компьютерный расчет эжекторного сопла
Таблица 4.1
Газодинамический расчет ЭЖЕКТОРНОГО СОПЛА
-------------------------------------------
Исходные Данные
Ga = 48.49 кг/с y = 0.05
Pa° = 226094 Па
Рп° = 98306 Па
Та° = 2000 К
Тп° = 288.15 К мг = 0.03918 мв = 0.0404
Кг = 1.30
Rг = 290.0 Дж/кг·К
Кв = 1.4
Rв = 287.0 Дж/кг·К
Тв° = 288.15 К
Gв = 48.49 кг/с
Gг = 48.49 кг/с
Рн = 101325 Па
Результаты Расчета
Fa = 0.2448 мм ra = 0.2791 м
Ра` = 51935 Па
Gп = 2.425 кг/с
Fп` = 0.0104 мм п(Ла`)= 0.230
Ла` = 1.4855 q(Ла`)= 0.763
Fa` = 0.3206 мм
F` = 0.3310 мм ra` = 0.3195 м r` = 0.3246 м
Срг = 1257 Дж/кг·К
Срв = 1005 Дж/кг·К
Тс° = 1240 К
Pc° = 220009 Па п(Лс) = 0.461
Лс = 1.1207 q(Лс) = 0.984
Fc = 0.4027 мм rc = 0.3580 м
Рис. 4.1 Эскиз выходного устройства
4.2 Профилирование сопла
4.2.1 Формирование исходных данных
Исходные данные для профилирования сопла выбираются исходя из его газодинамического расчета, а при использовании программы soplo.exe, они вбиваются в раздел «профилирование», автоматически после газодинамического просчета сопла.
------------- Исходные Данные ---------------- ra` = 0.3195 м ra = 0.2791 м
J` = 14.0 ° rc = 0.3580 м r` = 0.3246 м
Jc = 9.0 °
R` = 0.3246 м
Jg = 30.0 °
Jн = 4.0 °
----------- Результаты Расчета -------------
Lg = 0.1620 м (длина дозвуковой части сопла)
Lc` = 0.2109 м (длина сверхзвуковой части сопла)
Lc = 0.2364 м (уточненная длина)
Рис. 4.2 Чертеж выходного устройстваВ этой части курсового проекта проведен расчет эжекторного сопла. Для внутреннего части: площадь сопла равна 0,2448 м2, длина 0,162 м; для наружного части: площадь сопла равна 0,4027 м2, длина 0,2109 м. Следует также отметить указанные величины соответствуют режиму работы «полный форсаж» при
Вы можете ЗАГРУЗИТЬ и ПОВЫСИТЬ уникальность своей работы
