Газотурбинный двигатель для привода аппарата

Расчет ступени приведен в таблицах. 4-4.7

Таблица 4 - Исходные данные

Параметры	Размерность	Сечение
		Втулками	Средний	Периферия
	м	0,67	0,746	0,812
	-	0,82	0,91	1
		-	362,9	-
		325,92	362,9	395
		-	160	-
		-	160	-
		-	74,33	-
		-	157,83	-
	-	-	0,68	-
		-	303332,31	-
	К	496	496	496
	К	522,16	522,16	522,16

Таблица 4.1 - Расчет и при .

Параметры	Размер - ность	Сечение
		Втулка	Средний	Периферия
		175,54	160	143,58
		0,68	0,68	0,68
		30332,31	30332,31	30332,31
		57,76	74,33	88
		150,82	157,91	164,79

Таблица 4.2 - Расчет некоторых параметров планов скоростей

Параметры	Размерность
		Сечение
		втулка	средний	периферия
		325,61	329,95	338,91
		184,80	176,42	168,4
		438,7	439,39	440,024
	-	0,73	0,75	0,77
		247,93	260,03	271,31
		231,43	224,8	218,56
		446,19	446,87	447,49
	-	0,518	0,503	0,488
	Град.	71,7	65	58,49
	Град.	49,33	45,37	41,06
	Град.	32,6	29	25,06
	Град.	45,07	37,97	31,95
	Град.	22,37	19,63	17,43
	Град.	12,47	8,97	6,89

Таблица 4.3 - Расчет параметров решетки на среднем радиусе.

Параметры	Размерность	Величины
	м	0,812
	м	0,746
	м	0,67
	м	0,071
	-	2,5
	м	0,0284
	Град.	8,97
	-	0,85
	Град.	10,55
	Град.	37,97
	Град.	11,5
	-	0,917
	-	0,82
	м	2,5
	шт.	0,0284
z	шт.	8,97
	м	0,85
	м	10,55
	-	37,97

Таблица 4.4 - Расчет параметров лопаток и профилей по радиусу

Параметры	Размерность	Сечение
		Втулка	Среднее	Периферия
	м	0,0282	0,0282	0,0282
	м	0,0309	0,0344	0,03749
	-	0,912	0,819	0,752
i	Град.	0	0	0
	Град.	45,07	37,97	31,95
выбераем	-	0.5	0.5	0.5
	-	0,319	0,334	0,346
	Град.	12,47	8,97	6,89
	Град.	18,72	14,21	11,46
	Град.	6,25	5,24	4,57
	Град.	32,6	29	25,06
	Град.	32,6	29	25,06
	Град.	51,32	43,21	36,52
K выбераем	-	0.5	0.5	0.5
	Град.	9,36	7,105	5,73
	Град.	9,36	7,105	5,73
	м	0,171	0,226	0,281
	м	0,0866	0,1139	0,1412
	м	0,02828	0,02824	0,02823
	Град.	41,96	36,105	30,79
	м	0,0188	0,0166	0,0144
C	-	0,075	0,05	0,035
	м	0,0021	0,00141	0,000987

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