Расчет и профилирование проточной части компрессора воздушно-реактивного двигателя - Курсовая работа

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины, а также расчет параметров потока, профилирование камеры сгорания и реактивного сопла проектируемого двигателя Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу). Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. Выполнение этих требований достигается как выбором закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых (СА) и рабочих (РК) решеток. Камеры сгорания (КС) авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей.Расчет и построение решеток профилей осевой газовой турбины выполняется по методике [1] Этапом проектирования осевого компрессора, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей компрессора по радиусу.Применение закона закрутки целесообразно в коротких лопатках.Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных ock.dat (таблица 1.1). Результаты расчета, получаемые по программе ock.exe, заносятся в файл ock.rez (таблица 1.2). Помимо таблицы расчетных данных, программа ock.exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме. (Ks) 2 -"свободный вихрь "(на входе) при заданном Нт(r); Таблица 1.2 - Результаты расчета параметров потока по радиусу ступени дозвукового осевого компрессораУменьшение 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. Определяем из рисунка.1.1 значение в зависимости от угла . Требуемая густота решетки определяется по рисунку1.2 в зависимости от параметра E.Отклонение от номинальных углов атаки может привести к существенному снижению КПД и сокращению диапазона устойчивой работы компрессора.Из геометрических соображений угол изгиба профиля пера лопатки равен: , где - угол отставания потока в лопаточном венце.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. Тогда для средней линии по дуге окружности целесообразно использовать соотношение для радиуса дуги: .Осевой размер лопаточного венца на соответствующем радиусе: .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 закон с плавным уменьшением относительной толщины профиля от втулки к периферии ?? град 25.24 21.3 13.0 град32.8828.6218.38 град7.6377.3155.384 ?1 град 39.85 36.17 30.55 град39.8536.1730.55 град72.7364.7848.93 k - 0,5 0,5 0,5 град16.4414.319.19 град16.4414.319.19 м0.07520.08700.1372 м0.03920.04490.0695 м0,022490,02240.02229 град56.350.539.7 м0.01850.01710.0142Построение 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.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).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. В этой части курсового проекта были получены планы скоростей в пяти сечениях (при расчете на ЭВМ) и н

Содержание

Введение

1. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора

1.1 Выбор закона крутки

1.2 Расчет параметров потока

1.3 Профилирование лопатки по радиусу

1.3.1 Расчет густоты решеток профилей

1.3.2 Выбор углов атаки лопаточного венца на номинальном Режиме

1.3.3 Расчет углов изгиба профиля пера

1.3.4 Выбор дуги средней линии профиля

1.3.5 Расчет осевого размера лопаточного венца

1.3.6 Выбор относительной толщины профиля

1.4 Построение профилей лопаток

1.4.1 Построение средней линии профиля

1.4.2 Построение аэродинамического профиля

2. Профилирование решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления

2.1 Выбор закона закрутки

2.2 Расчет турбины по радиусу на ПЭВМ

2.3 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на ПЭВМ

2.4 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на инженерном калькуляторе

2.4.1 Радиусы расположения сечений

2.4.2 Шаг решетки

2.4.3 Хорда профиля лопатки

2.4.4 Угол установки профиля лопатки в решетке

2.4.5 Геометрический угол решетки на входе

2.4.6 Геометрический угол решетки на выходе

2.4.7 Угол отгиба выходной кромки

2.4.8 Ширина горла межлопаточного канала

2.4.9 Относительная толщина профиля лопатки

2.4.10 Абсолютная толщина профиля лопатки

2.4.11 Относительное удаление максимальной толщины профиля

2.4.12 Абсолютное удаление максимальной толщины профиля

2.4.14 Радиус скругления выходной кромки

2.4.13 Радиус скругления входной кромки

2.4.15 Угол заострения входной кромки

2.4.16 Угол заострения выходной кромки

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

3. Проектирование камеры сгорания

3.1 Формирование исходных данных

3.2 Расчет кольцевой камеры сгорания на ПЭВМ

4. Расчет реактивных сопел

4.1 Расчет параметров потока в реактивном сопле внутреннего контура

4.2 Профилирование реактивного сопла внутреннего контура

4.3 Расчет сопла наружного контура

4.4 Профилирование сопла наружного контура

Выводы

Перечень ссылок

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины, а также расчет параметров потока, профилирование камеры сгорания и реактивного сопла проектируемого двигателя

Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу).

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 (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых (СА) и рабочих (РК) решеток.

Камеры сгорания (КС) авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, выброс в атмосферу к отелых должен соотевтствовать.

Основные требования, предъявляемые к КС: - высокая полнота сгорания топлива;

- надежный запуск на земле и при заданных условиях полета на высоте;

- устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;

- малые потери полного давления;

- низкий уровень выбросов вредных веществ;

- обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;

- стабилизация процесса горения и отсутствие значительных пульсаций давления;

- малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

- большая надежность и ресурс;

- малая масса.

В настоящее время выделено три типа КС ГТД: трубчатая, кольцевая и трубчато-кольцевая. Наибольшее распространение получили кольцевые КС, т.к. они отличаются компактностью конструкции и меньшей массой, меньшей поверхностью жаровой трубы, требующей охлаждения, меньшими потерями полного давления. Меньшая длина КС позволяет сократить длину валов турбокомпрессоров и снизить удельную массу двигателя.

Наиболее распространенным видом выходных устройств воздушно-реактивных двигателей (ВРД) является реактивное сопло. Основное предназначение реактивных сопел ВРД - эффективное преобразование потенциальной энергии газа на входе в сопло в кинетическую энергию реактивной струи. Степень совершенства реактивного сопла в значительной степени определяет летно-технические характеристики самолета.