ТРДД для среднемагистрального самолета пассажирского назначения
Министерство образования и науки
Украины
Национальный аэрокосмический
университет им. Н.Е. Жуковского
„ХАИ”
Кафедра 201
Пояснительная записка к курсовому
проекту
по дисциплине “Теория и расчет
лопатных машин”
ТРДД для среднемагистрального
самолета пассажирского назначения
РЕФЕРАТ
Проведен выбор основных параметров рабочего процесса ТРДД с большой
степенью двухконтурности m=5,6. В результате термогазодинамического расчета
определены основные параметры двигателя.
Сформирован облик ТРДД, получен уровень загрузки турбин.
Произведены газодинамические расчеты узлов двигателя: компрессора низкого
давления, компрессора высокого давления, турбины высокого давления, турбины
низкого давления, турбины вентилятора. В результате получены энергетические,
кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.
Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора низкого
давления.
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
.
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
1.1 Исходные
данные
1.2 Выбор и
обоснование основных параметров двигателя
1.2.1
Температура газа перед турбиной
1.2.2
Степень повышения давления в компрессоре p*К
1.2.3 КПД
компрессора и турбины
.2.4
Потери в элементах проточной части двигателя
.2.5
Механические потери
1.3
Термогазодинамический расчет
.3.1 Вход в
двигатель (сечение Н-Н)
.3.2 Вход в
вентилятор (сечение В-В)
.3.3 Выход из
вентилятора (сечение КII-
КII и КВI- КВI)
.3.4 Вход в
КВД (сечение ВВД-ВВД)
.3.5 Выход из
компрессора высокого давления (сечение К-К)
.3.6 Выход из
камеры сгорания (сечение Г-Г)
.3.7 Выход из
турбины высокого давления (сечение ТВД-ТВД)
.3.8 Выход из
турбины вентилятора (сечение Т-Т)
.3.9 Выход из
реактивного сопла I(сечение
СI-СI)
.3.10 Выход
из реактивного сопла II(сечение
СII-СII)
1.3.11 Удельные параметры двигателя
1.4 Термогазодинамический
расчет на ЭВМ
Выводы
.
СОГЛАСОВАНИЕ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
.1 Исходные
данные
.2 Расчет на
ЭВМ
Выводы
.
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ КОМПРЕССОРА
.1 Исходные
данные
.2
Газодинамический расчет первой ступени компрессора низкого давления
.3 Расчет на
ЭВМ
. РАСЧЕТ И
ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ПЕРВОЙ СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА НИЗКОГО
ДАВЛЕНИЯ
.1 Расчет
лопаток и решеток профилей рабочего колеса дозвукового осевого компрессора
.1.1
Предварительный выбор удлинений лопаток
.1.2 Расчет густоты
решеток профилей
.1.3 Расчет и
уточнение числа лопаток в венце, хорд и удлинений лопаток
.1.4 Выбор
углов атаки лопаточного венца на номинальном режиме
.1.5 Расчет
углов изгиба профиля пера
.1.6 Расчет
углов отставания потока в лопаточном венце на номинальном режиме
.1.7 Расчет
углов средней линии профиля, углов наклона кромок пера и угла установки профиля
в решетке
.1.8 Расчет
осевого размера лопаточного венца и выбор осевых зазоров
.1.9 Выбор
относительной толщины профиля
.2 Расчет на
ЭВМ
.3 Построение
профилей лопаток и решеток профилей
Выводы
.
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТУРБИНЫ
.1
Газодинамический расчет турбины с неохлаждаемыми лопатками 50
.1.1
Газодинамический расчет ступени турбины высокого давления
.1.2 Расчет
на ЭВМ
5.2 Газодинамический расчет турбины с
охлаждаемыми лопатками
Выводы
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК
ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время интенсивность развития авиационной техники довольно
высока. Это обусловлено потребностями мирового авиарынка и высоким уровнем
конкуренции между фирмами-производителями. Существовавшие ранее
промышленно-производственные и материальные связи Украины со странами бывшего
СССР делают актуальной проблему поддержания отечественного авиастроения на
современном уровне. Мировая обстановка складывается таким образом, что
авиапромышленность в Украине ориентирована на «мирную» авиацию. А значит, нам
необходимы разработки по созданию дешевых и эффективных двигателей для
самолетов пассажирского и транспортного назначения, соответствующих европейским
и мировым стандартам. Таким требованиям очень хорошо отвечают
турбовентиляторные и двухконтурные двигатели с большой степенью двухконтурности
m³5. Их основные преимущества: низкий
удельный расход топлива и соответствие современным экологическим требованиям.
Темой данного проекта является разработка ТРДД для среднемагистрального
самолета пассажирского назначения на базе существующего ТРДД - Д-436. Выбор
этого двигателя в качестве прототипа связан с тем, что он сможет обеспечить
необходимые параметры при относительно низком удельном расходе топлива и уровне
шумности за счет большой степени двухконтурности.
1. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ
.1 Исходные данные (задание)
ТРДД для среднемагистрального пассажирского самолета с тягой Р=76900Н.
Расчетный режим: Н=0 км, МН=0.
Рекомендуемые параметры:
Т*Г=1550 К
p*КI=20,6
Параметры двигателя прототипа Д-436:
Тип - ТРДД; Р=73710 Н; суд=0,0372 кг/Н×ч; m=5,6; Т*Г=1550
К; p*КI=20,6; GВ=285 кг/с;
n={5500,11200,14300} об/мин; DВ=1,38 м.
Схема двигателя:
Рис.
1.1
.2
Выбор и обоснование основных параметров двигателя
Выбор
значений параметров проведен в соответствии с рекомендациями [1].
ТГДР
выполнен для двухвального ТРДД (с одновальным газогенератором).
Перед
выбором основных параметров необходимо определить расчетный режим, т.е. режим,
при котором необходимо рассчитать двигатель.
В
зависимости от назначения летательного аппарата и условий полета, при которых
рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла (p*К и Т*Г), а также узлов (sВХ, hК, hГ, h*Т, sРН, СС) и соответствующие им режимы работы на
характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии
(целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум мощности, обеспечение
надежности на чрезвычайных режимах работы и тому подобные. Основными
параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющие на его удельные
параметры, являются температура газа перед турбиной Т*Г и
степень повышения полного давления в компрессоре p*К.
.2.1
Температура газа перед турбиной
Известно,
что увеличение температуры Т*Г позволяет значительно
увеличить удельную тягу двигателя, а, следовательно, уменьшить его массу и
габаритные размеры. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также
экономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста Т*Г.
С другой стороны, для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях
температуры газа Т*Г необходимо применять охлаждаемые
лопатки. Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении Т*Г,
приводит к снижению темпа роста удельной тяги и темпа уменьшения удельного
расхода топлива. Кроме того, увеличение температуры газа перед турбиной
значительно влияет на ресурс двигателя, уменьшая его. С учетом использования
конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем для дальнейших
расчетов Т*Г=1550 К.
1.2.2 Степень повышения давления в компрессоре p*К
При Т*Г=1550 К оптимальное значение степени
повышения давления в компрессоре p*КI опт,
соответствующее максимуму удельной тяги, p*КIопт~18[1].
Несмотря на благоприятное влияние дальнейшего повышения p*КI на удельный расход топлива,
увеличение p*КIопт при Т*Г=1550 К
больше p*КI= 22 - не целесообразно в связи с
усложнением конструкции, увеличением габаритов и массы двигателя при
незначительном снижении Суд [1].
Исходя из вышеизложенных предпосылок, для дальнейших расчетов принимаем p*КI=20,6.
.2.3 КПД компрессора и турбины
а) Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по
параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в
компрессоре и КПД его ступеней.
Эта зависимость может быть представлена следующим соотношением:
,
где
h*ст - среднее значение КПД ступеней компрессора.
На
расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых
компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах h*ст=0,88…0,9.
Принимаем
h*ст=0,895; к=1,4;
0,8443;
КПД
компрессора, определяемый как соотношение изоэнтропической работы по параметрам
заторможенного потока, к работе компрессора может быть представлен как
произведение:
где
-механический КПД компрессора, учитывающий потери в
его опорах, обычно составляющий =0,985…0,995.
Принимаем
=0,99. Следовательно:
=0,8443×0,99=0,83586.
б)
Значение КПД неохлаждаемых авиационных турбин обычно лежит в пределах hТ.Н.ОХЛ.=0,9…0,92.
Принимаем
hТ.Н.ОХЛ.=0,92.
Для
определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранного значения Т*Г
используем соотношение:
h*Т= h*Т.Н.ОХЛ.-1,25×10-4(Т*Г-1250);
h*Т=0,92-1,25×10-4(1550-1250) =0,8825.
Для
дальнейших расчетов принимаем =0,83586;
h*Т=0,8825.
.2.4
Потери в элементах проточной части двигателя
Потери в элементах проточной части двигателя в термогазодинамическом
расчете задают значения коэффициентов восстановления полного давления s в этих элементах.
Потери во входном устройстве
Входное устройство проектируемого двигателя является дозвуковым.
Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет sВХ=0,97…1,0. Принимаем sВХ=0,99.
Потери в камере сгорания
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 (sгидр=0,93…0,97). Тепловое сопротивление
возникает вследствие подвода тепла к потоку газа и увеличивается с ростом
скорости потока и степени подогрева. Обычно sтепл³0,97…0,98.
Принимаем sгидр=0,965; sтепл=0,98.
Следовательно, суммарные потери полного давления в камере сгорания:
sКС=sгидр×sтепл = 0,965×0,98=0,945.
Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным
сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания hГ. Этот коэффициент на расчетном режиме достигает
значений hГ = 0,97…0,99.
Принимаем ηГ=0,98.
Потери в переходных каналах
Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале от выхода
из вентилятора до входа в компрессор высокого давления зависят от формы и
аэродинамического совершенства этого канала. Обычно для выполненных конструкций
sВК=0,98…0,995. Принимаем sВК=0,99.
Потери полного давления в проточной части наружного контура от выхода из
вентилятора до сечения II-II характеризуется значением
коэффициента sII =
0,975…0,985.
Потери в выходном устройстве.
Коэффициент восстановления полного давления в выходном устройстве лежит в
диапазоне sРС=0,97…0,99.
Принимаем sРСI=sРСII=0,985.
1.2.5. Механические потери
Механический КПД
С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора
двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих
двигатель и летательный аппарат. Эти потери, как правило, не превышают 1…2%
общей мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно:
механический КПД ротора вентилятора hmв=0,985…0,995. Принимаем hmв=0,99.
механический КПД ротора высокого давления hmвд=0,98…0,99. Принимаем hmвд=0,985.
Исходные данные для термогазодинамического расчета сведены в таблицу 1.1.
Таблица 1.1
|
Исходные данные
|
Примечания
|
|
Величина
|
Размерность
|
Значение
|
Величина
|
Размерность
|
Значение
|
|
|
H
|
км
|
0
|
sвх
|
---
|
0,99
|
КГ=1,33
|
|
MH
|
---
|
0
|
sвк
|
---
|
0,99
|
RГ=288 Дж/кг×К
|
|
Pвзл
|
Н
|
76900
|
sКС
|
---
|
0,945
|
|
|
m
|
---
|
5,6
|
sII
|
---
|
0,98
|
|
|
Т*Г
|
К
|
1550
|
jСI,jСII
|
---
|
0,985
|
h/mвд=0,99
|
|
p*КI
|
---
|
20,6
|
hmвд
|
---
|
0,985
|
|
|
hг
|
---
|
0,98
|
hmв
|
---
|
0,99
|
h/mв=0,99
|
|
hКI
|
---
|
0,836
|
СР
|
Дж/кг×К
|
1005
|
|
|
hВII
|
---
|
0,856
|
СРг
|
Дж/кг×К
|
1160
|
|
|
hВI
|
---
|
0,856
|
НU
|
кДж/кг
|
43000
|
|
|
h*ТВД
|
---
|
0,8825
|
L0
|
кг(возд) кг(топл)
|
14,8
|
|
|
h*ТВ
|
---
|
0,915
|
 ---0,55
|
|
|
|
.3 Термогазодинамический расчет
Расчет проведен по методике [1].
Так как основной целью термогазодинамического расчета является
определение удельных параметров двигателя, Руд и Суд, то
данный расчет обычно выполняют для GВ=1кг/с. 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.
Для заданного набора исходных данных может быть принят следующий порядок
термогазодинамического расчета, основанный на последовательном определении
параметров рабочего тела вдоль проточной части двигателя от входа к выходу.
.3.1 Вход в двигатель
(сечение Н-Н)
МН=0;
Т*Н=ТН=288,15 К;
Р*Н=РН=101325 Па.
Выбор величины p*ВII.
Определим значение p*ВII опт :
.
Дж/кг
Дж/кг
Так
как значение hII - функция искомой величины p*ВII опт ,
определение p*ВII опт с
использованием вышеуказанных соотношений выполняем методом последовательных
приближений. Для первого приближения принимаем hII=0,85.
Уточняем
< 1%.
Следовательно,
p*ВII опт=1,682.
Учитывая
зависимость удельных параметров двигателя от p*ВII для термогазодинамического расчета ТРДД выбираем p*ВII =1,682×0,9=1,5138.
.3.2
Вход в вентилятор
(сечение
В-В)
Т*В=Т*Н=
288,15 К;
Р*В=sВХ×РН=0,99×101325=100311,75 Па.
.3.3.
Выход из вентилятора
(сечение
КII- КII и КВI- КВI)
Давление
и температуру потока на выходе из вентилятора и работу вентилятора в наружном
контуре определяем по соотношениям:
Па
К
Дж/кг
; 
Дж/кг
Па
К
Параметры
воздуха в сечении II-II наружного контура определяются
следующими соотношениями:
К
Па
Распределение
суммарного расхода воздуха GВå , поступающего на вход в
двигатель, между наружным и внутренним контурами определяется степенью
двухконтурности двигателя. Вычислим GBI и GBII по следующим формулам:
;
(см.
табл. 2.1)
1.3.4 Вход в КВД
(сечение ВВД-ВВД)
Параметры потока в этом сечении:
К
Па
.3.5
Выход из компрессора высокого давления
(сечение
К-К)
Параметры
потока на выходе из компрессора высокого давления(КВД) и параметры самого КВД
определяем по следующим соотношениям:
К
Па
Дж/кг
При
h/mВД=0,99 получаем
Такое
значение h*КВД достижимо при использовании в КВД ступеней с h*СТ»0,9.
.3.6
Выход из камеры сгорания
(сечение
Г-Г)
При
заданной температуре газа другие его параметры определяем по соотношениям:
Т*Г=1550
К;
Па
Относительный
расход топлива 
вычисляем по уравнению:
Коэффициент
избытка воздуха в камере сгорания:
.3.7.
Выход из турбины высокого давления
(сечение
ТВД-ТВД)
Расход
газа через турбину отличается от расхода воздуха, проходящего через КВД, на
количество топлива, введенное в камеру сгорания, и количество воздуха,
отбираемого на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя и на нужды
летательного аппарата:
кг/с
Работу
на валу турбины высокого давления(ТВД) определяем с учетом механического КПД
ротора высокого давления по следующему соотношению:
Дж/кг
Степень
понижения полного давления в ТВД и параметры газа на выходе из нее вычисляем по
формулам:
К
Па
.3.8
Выход из турбины вентилятора
(сечение
Т-Т)
Определим работу на валу турбины вентилятора по выражению:
Степень
понижения полного давления в турбине вентилятора и параметры газового потока на
выходе из нее вычисляем по формулам:
К.
Па.
.3.9
Выход из реактивного сопла I
(сечение
СI-СI)
Термогазодинамический
расчет выполняем в предположении полного расширения в реактивных соплах.
В
этом случае степень расширения в сопле внутреннего контура определяется
соотношением:
Скорость
истечения газа из сопла, заторможенные параметры потока на срезе сопла и коэффициент
восстановления полного давления в сопле получаем по формулам:
.
К
Па
.
.3.10
Выход из реактивного сопла II
(сечение
СII-СII)
Па
.
К
Па
Определим потери полного давления в сопле II:
.
1.3.11 Удельные параметры двигателя
Удельную тягу двигателя и удельный расход топлива вычисляем по формулам:
Н×с/кг
Н×с/кг
Н×с/кг
кг/Н×ч.
На этом термогазодинамический расчет заканчивается.
Результаты термогазодинамического расчета сведены в таблицу 1.2.
Таблица 1.2
|
Результаты расчета
|
Примечания
|
|
Величина
|
Размерность
|
Значение
|
Величина
|
Размерность
|
Значение
|
|
|
sВХ
|
|
0,99
|
GТ
|
3653,66
|
|
|
p*ВIIопт
|
|
1,682
|
pСII
|
|
1,466
|
lСI=0,418
|
|
p*ВII
|
|
1,5138
|
ССII
|
м/с
|
258,15
|
Р(lСI)=0,903
|
|
p*ВI
|
|
1,264
|
sСII
|
|
0,988
|
lСII=0,777
|
|
LВII
|
Дж/кг
|
42545
|
pСI
|
|
1,11
|
Р(lСII)=0,69
|
|
LВI
|
Дж/кг
|
23399,75
|
ССI
|
м/с
|
219,3
|
|
|
LКВД
|
Дж/кг
|
452634,74
|
sСI
|
|
0,998
|
n=0,8737
|
|
p*КВД
|
|
16,46
|
РУД I
|
Н×с/кг
|
213,38
|
|
|
hКВД
|
|
0,847
|
РУД II
|
Н×с/кг
|
258,15
|
|
|
LТВД
|
Дж/кг
|
525955,88
|
РУД
|
Н×с/кг
|
251,37
|
|
|
LТВ
|
Дж/кг
|
302492,04
|
Суд
|
кг/Н×ч
|
0,051
|
|
|
p*ТВД
|
|
5,068
|
qТ
|
|
0,02372
|
|
|
p*ТВ
|
|
3,36
|
aКС
|
|
2,849
|
|
Параметры потока в проточной части двигателя сведены в таблицу 1.3.
Таблица 1.3
|
Внутренний контур
|
Наружный контур
|
|
Сечение
|
Т*,К
|
Р*´10-5Па
|
Сечение
|
Т*,К
|
Р*´10-5Па
|
|
H-H
|
288,15
|
1,01325
|
II-II
|
330,06
|
1,45814
|
|
B-B
|
288,15
|
1,00311
|
КII-КII
|
330,06
|
1,48790
|
|
KBI-KBI
|
311,2
|
1,24139
|
СII-СII
|
330,06
|
1,46853
|
|
ВВД-ВВД
|
311,2
|
1,222897
|
|
|
|
|
К-К
|
757,079
|
20,24756
|
|
|
|
|
Г-Г
|
1550
|
19,13394
|
|
|
|
|
ТВД-ТВД
|
1096,59
|
3,77544
|
|
|
|
|
Т-Т
|
867,3
|
1,12364
|
|
|
|
|
СI-СI
|
835,82
|
1,12092
|
|
|
|
.4 Термогазодинамический расчет на ЭВМ
Для получения более точных результатов термогазодинамический расчет
проводим на ЭВМ с помощью программы RDD.exe, разработанной Павленко Г.В.
Исследуем
характер влияния 
на удельные параметры двигателя. Для этого в исходные
данные программы RDD.exe вносим 4 различных значения. Полученные результаты
анализируем графически. Анализ представлен на рис 1.2 , 1.3. Зависимость
от для ТРДД
При
=1550, 
=20,6, Н=0, Мн=0.
Рис. 1.2
Зависимость
от для ТРДД
При
=1550, =20,6
Н=0, Мн=0.
Рис. 1.3
Из
графиков видно, что при значении 
=0.9
удельный расход топлива Cуд повышается на 1, 5% , но при этом работа
турбины вентилятора понижается на 21%, что значительно разгружает ее. Значит,
принимаем значение =0.9 для дальнейших расчетов.
Далее
выполняем термогазодинамический расчет на ЭВМ.
Исходные данные и результаты расчета приведены в таблице 1.4.
Таблица 1.4
|
ТГДР ТРДД NT= 1 1 1 1 1 ДАТА 27. 1. 5 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ
РАСЧЕТ ТРДД ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: GB= 1.00 ТФ= 1800. DGO= .150 H= .00 MH= .000 NB1= .856 NB2= .856 LBO= .550 NTB=
.915 ПСО=1.000 SBO= .990 SBK= .990 SK= .945 S2= .980 SCM=1.000 SФ= 1.000 SФН=1.000 NГ= .980 NФ= 1.000 NMBД= .985 NMB= .990 FI= .985 FI2= .985
ПСО2=1.000 SB= .990 TH=
288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB= 98285. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: RY R CY QT AKC FK2 RY2 CC2 GT ПС2 SC2 LC2 РФН2 PCO2 CPГ КГ RO TKB1 TK2 TK TTBД TT PK2 P2 NKBД NTBД PKB1 PBBД PK PГ PTBД PT ПiВ2 ПiB1 ПiKBД LB2 LB1 LKBД LTBД LTB ПТВД ПТВ ПТО ПC1
SC1 FK1 RY1 CC1 LC1 PCO1 PC1 PC2 FC1 FC2 M= 5.600 TГ=1550.0 ПК1=20.600 ПВ20= 1.697 NK1= .836 270. 270.
.406E-01 .201E-01 2.86 .278E-02 255. 255. 11.0 1.45 .988 .767 .147E+06
.145E+06 .125E+04 1.30 1.00 312. 331. 758. .112E+04 900. .150E+06 .147E+06
.848 .883 .125E+06 .124E+06 .202E+07 .191E+07 .367E+06 .130E+06 1.53 1.27
16.4 .436E+05 .240E+05 .453E+06 .540E+06 .271E+06 5.21 2.82 14.7 1.29 .992
.104E-02 351. 351. .649 .129E+06 .101E+06 .101E+06 .104E-02 .278E-02
|
Выводы
В результате термогазодинамического расчета двигателя на взлетном режиме
получены следующие параметры: удельный расход топлива Суд=0,0406 кг/Н*ч,
удельная тяга Руд=270 Н*с/кг. Определили полные давление и температуру в
характерных сечениях, а также параметры основных узлов.
В целом, по результатам термогазодинамического расчета двигателя можно
сказать, что выбор параметров был проведен удачно. Расчетные данные показывают,
что параметры двигателя соответствуют уровню их значений для современных
двигателей.
самолет двигатель термогазодинамический параметр
2. СОГЛАСОВАНИЕ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
Расчет выполняем по методике [2] с использованием программы SLRD3.exe .
Одним из основных этапов теоретического проектирования турбореактивного
двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального
проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей
проектирования: согласование работы компрессора и турбины, уменьшения числа их
ступеней, сокращение габаритных размеров и массы двигателя, получения высоких
значений КПД узлов.
Согласование параметров компрессора и турбины позволяет обеспечить
оптимальные газодинамические и геометрические соотношения в расчетных сечениях,
обеспечивающие нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в
корневых сечениях лопаток РК турбины.
Расчет согласования работы компрессора и турбины делаем на компьютере с
помощью программы SLRD3.exe, разработанной Павленко Г.В..
.1 Исходные данные
Расчеты по формированию облика ТРДД осуществляются в диалоговом режиме
работы программы для обеспечения возможности внесения желаемых изменений по
ходу расчета. Для более быстрого достижения наилучших условий согласования
параметров турбогазогенератора проектируемого двигателя необходимо
ориентироваться на параметры и геометрические соотношения проточной части
двигателя-прототипа, в которых отражен опыт квалифицированных специалистов по
проектированию и доводке ТРДД.
В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:
) входное сечение вентилятора (В-В), определяющее габариты двигателя и
частоту вращения ротора низкого давления;
2)
выходное сечение компрессора (К-К), определяющее ограничения по относительному
диаметру втулки 
и углу последней ступени (
);
)
выходное сечение турбины (Т-Т), определяющее средний коэффициент нагрузки
ступеней турбины низкого давления, величину скорости на выходе, относительную
длину лопаток, величину напряжений в лопатках;
)
выходное сечение предпоследнего каскада турбины (ТНД-ТНД), определяющее те же
параметры, что и в сечении Т-Т.
В
расчете предполагается осевое течение во всех расчетных сечениях и равенство
расходов воздуха и газа во внутреннем контуре, т.е. 
.
Для
упрощения перехода к следующим этапам расчета двигателя, дополнительно
определяются КПД и параметры на входе для каждого каскада компрессора.
Основой
расчета есть выбор отношений 
для
каждого из роторов двигателя, что позволяет, выбрав для каждого каскада 
, определить 
.
Необходимо также иметь соотношения 
. Эти
данные выбираются на основании уже выполненных конструкций двигателей
(рекомендованные значения). Все линейные размеры отсчитываются от входа в КНД
(от сечения в) и относятся, как и диаметральные размеры, к наружному диаметру
на входе в компрессор (вентилятор) 
. В
расчетных сечениях фиксируются также относительные диаметры втулки компрессора 
и относительные длины лопаток турбины 
. Имеют место соотношения:
в
компрессоре
; 
;
в
турбине
; 
;
для
линейных размеров двигателя
.
.2
Расчет на ЭВМ
После
ввода исходных данных в программу SLRD3.exe в диалоговом режиме, программа
вывела результаты расчета в файл SLRD3.rez, который представлен в таблице 2.1.
Также
программа SLRD3.exe вводит результаты согласования в файл FOGTD.dat, который
использует программа графического построения облика - FOGT.exe. После запуска
программы FOGT.exe и ввода масштаба построения, программа построила схему
проточной части двигателя, которая представлена на рисунке 2.1.
Таблица 2.1
|
Формирование облика ГГ и ТВК ТРДД-3 ( КВД - ОК или ОЦК )
Исходные данные: Руд = 269.9 Суд = .0406 КПДк= .8480 КПДтк= .8830 Lк =
452500. Lтк*= 540500. Lтв*= 270700. КПДтв= .9150 Lв2 = 43570. Lв1 = 23960.
КПД2= .8560 КПД1 = .8560 Cpг =1249.0 Kг =1.2990 Cpв =1004.0 Kв =1.4000 Р =
76900. Gво = 284.92 Gв1 = 43.17 do = .290 Dсртв/Dк = .495 doв = .610
Dсртн/Dкн=1.040 doво= .780 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000 D4цс/D2цс=1.000
Dсpтв/Dко=1.175 Lкн/Lк = .400 КПДкн* = .880 Sркнв = .985 Lок/Lкв=1.000 КПДок*
= .888 Sркоц =1.000 Sрквк = .990 Sртвн = .995 Sртнв =1.000 Uк = 485.0 Uкнд =
370.0 Uквд = 395.0 Результаты pасчета: * ВЕНТ * Кф = 3 Zк = 1. Lк*= 43570.
Пiк*= 1.527 КПД*= .8560 Uк = 485.0 Dк
=1.3908 dob = .2900 dok = .3211 Hzc= .2046 nв = 6660. * КНД *
Кф = 2 Zк = 6. Lк*= 179190. Пiк*= 4.169 КПД*=
.8800 Uк = 370.0 Dк = .6219 dob = .6100 dok = .8344
Hzc= .2419 nнд =11363. * ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7. Lк*=
268785. Пiк*= 3.988 КПД*= .8878 Uк = 395.0 Dк = .4847 dob = .7800 dok = .9025
Hzc= .2461 nвд =15565. * ТВД * Кф = 3 Zт = 1. Lт*= 324300. Пiт*= 2.494 КПД*=
.8830 (h/D)г= .0695 Uср= 453.5 Mz =1.5766 Dcр = .5695 (h/D)т= .1120 Sр =
230.4 Tw* =1372.7 * ТHД * Кф = 3 Zт = 1. Lт*= 216200. Пiт*= 2.100 КПД*= .8544
(h/D)г= .0991 Uср= 375.2 Mz =1.5362 Dcр = .6468 (h/D)т= .1443 Sр = 203.1 Tw*
=1173.3 * ТВ * Кф = 2 Zт = 3. Lт*= 270700. Пiт*= 2.815 КПД*= .9150 (h/D)г=
.1274 Uср= 240.1 Mz =4.6967 Dcр = .6884 (h/D)т= .2710 Sр = 156.2 Tw* = 923.5
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F : K : Па : м/с : --- : кв.м в - в 288. 98290. 210.0
.6761 1.3914 к в1 - к в1 312. 124900. 190.0 .5732 1.1115 в кнд - в кнд 312.
123651. 190.0 .5880 .1907 к кнд - к кнд 490. 515560. 170.0 .4196 .0747 в квд
- в квд 490. 507826. 180.0 .4443 .0722 к - к 758. 2025000. 140.0 .2780 .0342
г - г 1550. 1913000. 159.3 .2245 .0645 т твд - т твд 1290. 767014. 190.0
.2934 .1141 г тнд - г тнд 1290. 763179. 185.0 .2857 .1176 т тнд - т тнд 1117.
367100. 210.0 .3486 .1897 г тв - г тв 1117. 367100. 210.0 .3486 .1897 т - т
900. 130400. 230.0 .4252 .4035 Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст ВЕНТ 1.3908
1.0240 .4033 1.2561 .9329 .4033 1. KНД .6219 .5151 .3794 .5594 .5151 .4667 6.
ОK ВД .4847 .4346 .3780 .4847 .4617 .4374 7. TBД .5813 .5435 .5057 .6333
.5695 .5057 1. TНД .6753 .6143 .5534 .7401 .6468 .5534 1. TВ .7761 .6884
.6007 .8750 .6884 .5019 3.
|
Рис. 2.1
Выводы
Таким образом, основная задача этапа согласования - формирование облика
двигателя выполнена. Были получены примерные геометрические размеры и основные
газодинамические параметры по сечениям.
При выполнении расчета были заложены дозвуковые расходные составляющие
скорости рабочего тела, в связи со спецификой проектируемого двигателя (высокая
степень двухконтурности). В то же время значения их завышены по сравнению с
существующими двигателями-аналогами, что позволило несколько уменьшить габариты
основных узлов и двигателя в целом. Осевая составляющая скорости после
компрессора выбрана таким образом, что в камере сгорания обеспечивается
нормальное горение и полное сгорание используемого топлива. Скорости в турбине
распределены таким образом, что обеспечивается нормальное расширение газа.
Окружные скорости подобраны с учетом ограничения по прочности и загруженности
турбинных лопаток с одной стороны, величины энергообмена, величины КПД и
массовых характеристик с другой стороны - немного завышены по сравнению с
рекомендуемыми, с учетом перспективы. Напорность компрессорных ступеней не
превышает рекомендуемого значения 0.25. Ступень вентилятора незначительно
разгружена из-за необходимости понижения загрузки ступеней турбины вентилятора
увеличением частоты вращения ротора. Отношение hл/Dcp
составляет 0.3, меньше допустимого 0,32, т.е. снимается проблема размещения
лопаток на диске.
По результатам расчета можно судить о том, что полученные параметры лежат
в пределах допустимых значений по опыту предыдущих конструкций
двигателей-аналогов.
3. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ КОМПРЕССОРА
Расчет выполняется по методике [3].
При проектировании ТРДД особое место выделяется проектированию
компрессора, так как он является одним из основных узлов двигателя. Основную
часть длины двигателя составляет именно компрессор. Это говорит о большом
влиянии компрессора на общие габаритные размеры двигателя, а значит и на его
массу.
Газодинамический расчет осевого компрессора представляет собой
последовательный расчет всех его ступеней на среднем радиусе, в предположении,
что параметры потока на среднем радиусе ступени соответствуют осредненным
параметрам по высоте лопатки. Для улучшения этого соответствия в качестве
среднего радиуса принимают среднегеометрический радиус ступени.
3.1 Исходные
данные
Таблица 3.1
|
p*К
|
16,626
|
L*КНД
|
179190 Дж/кг
|
L*КВД
|
268785Дж/кг
|
|
GВ
|
43,17 кг/с
|
p*К кнд
|
4,169
|
Т*В
|
312 К
|
|
Р*В
|
124900 Па
|
UКНД
|
370 м/с
|
UКВД
|
395 м/с
|
|
СК
|
140 м/с
|
СВ
|
190 м/с
|
 ВКВД0,61
|
|
|
к
|
1,4
|
R
|
287 Дж/кг×К
|
сР
|
1005 Дж/кг×К
|
|
 0,61p*Iст1,273ηIст0,8804
|
|
|
|
|
|
|
σНА
|
0,985
|
σВНА
|
0,99
|
КНI
|
0,988
|
Форма проточной части: Dср КНД=const, Dк КВД=const.
Число ступеней: ZКНД=6; ZКВД=7.
Определяем НZср для КНД и КВД:
КНД:
Дж/кг
КВД:
Дж/кг
Изменение
затраченного напора Hz по ступеням принимаем таким, чтобы наиболее нагруженными
оказались средние ступени, а к входу и выходу из компрессора значение Hz
уменьшалось. Распределение Hz по ступеням компрессора показано на рис 3.1.
Рис.
3.1
Увеличение
rК от
первой ступени к последней в КНД и в КВД обеспечивает в последних ступенях
каскадов скорости на выходе, близкие к осевым.
3.2 Газодинамический расчет первой ступени компрессора низкого давления
Принятые допущения:
СВ=С1а=С2а=Са, U2ср=U1cp=Ucp.
Расчет проводим для двухвального ТРДД. Параметры на входе берем равными
параметрам за ступенью вентилятора.
Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:
Т*1=Т*В= 312 К;
Р*1=sВНА× Р*В =0,99×123651=122414,5 Па.
Параметры заторможенного потока воздуха на выходе из РК:
К;
Р*3=p*Iст × Р*В =1,273×123651=157407,7 Па.
Окружная
скорость на среднем диаметре и 
:
м/с;
.
Выбор кинематической степени реактивности:
К;
для
дозвуковых компрессоров 
,
м/с;
.
Принимаем
rК=0,5.
Скорость и направление потока на входе в РК:
м/с;
м/с;
;
;
;
;
; 
;
Площадь проходного сечения и геометрические размеры на входе в РК:
По существующим рекомендациям принимаем значение коэффициента KG=1.02.
м2;
м;
м;
м;
Действительные параметры на входе в РК, скорость и направление в
относительном движении:
К;
Па;
м/с;
м/с;
;
;
Параметры потока воздуха на выходе из РК:
м/с;
м/с;
м/с;
К;
;
м/с;
м/с;
;
;
Па;
Па;
об/мин.
.3
Газодинамический расчет компрессора на ЭВМ
Результаты
расчета, полученные при вводе рассмотренных выше параметров в файл исходных
данных программы GDROK, представлены в таблице 3.2.
Таблица 3.2
|
ГДР МОК Дата 18. 2. 5 Nк= 2 Kф1= 2 Kф2= 1 z1= 6 zк= 13 Kr=
1 Пк=16.626 Пк1= 4.169 G= 43.17 n1= 10898.1 n2= 14689.0 k= 1.40 R= 287.00
Tв=312.00 Pв=123651.0 P1о=122414.5 Sва= .990 Sна= .985 Sнв= .995 m= .00 Ncт Dк Dсp Dвт Doт КПД Mw1 Mc2 1
.6484 .5371 .3955 .6100 .8804 .8008 .7818 2 .6299 .5371 .4244 .6738 .8895
.8095 .7248 3 .6147 .5371 .4460 .7256 .8997 .8071 .6632 4 .6026 .5371 .4623
.7672 .9103 .8051 .5959 5 .5935 .5371 .4740 .7987 .9116 .7856 .5400 6 .5869
.5371 .4821 .8214 .9037 .7642 .4930 7 .5136 .4634 .4070 .7926 .8987 .6764
.6590 8 .5136 .4703 .4227 .8230 .9077 .6826 .6258 9 .5136 .4763 .4358 .8486
.9180 .6790 .5846 10 .5136 .4810 .4461 .8687 .9193 .6692 .5393 11 .5136 .4846
.4538 .8836 .9111 .6571 .4932 12 .5136 .4871 .4590 .8938 .9034 .6454 .4479 13
.5136 .4885 .4621 .8998 .8961 .6334 .4098 Nст C1а С2а С1u C2u C1 C2 Uк 1 190.0 189.0 111.3
195.1 220.2 271.7 370.0 2 188.0 186.5 87.81 188.0 207.5 264.8 359.4 3 185.0
183.0 68.12 177.0 197.1 254.6 350.8 4 181.0 178.5 48.29 160.1 187.3 239.8
343.9 5 176.0 173.0 38.03 145.8 180.1 226.3 338.6 6 170.0 170.5 30.49 128.9
172.7 213.7 334.9 7 180.0 178.0 125.5 229.2 219.4 290.2 395.0 8 176.0 173.5
110.4 228.3 207.7 286.7 395.0 9 171.0 168.0 98.87 222.4 197.5 278.7 395.0 10
165.0 161.5 90.05 212.6 188.0 267.0 395.0 11 158.0 154.0 82.46 200.3 178.2
252.7 395.0 12 150.0 145.0 74.97 187.0 167.7 236.6 395.0 13 140.0 140.0 67.60
172.9 155.5 222.5 395.0 Nст Hz
Rк al1 al2 be1 be1л be2 1 .2538E+05 .5000 59.63 44.08
44.23 44.23 59.50 2 .2997E+05 .5500 64.96 44.77 40.69 40.69 57.58 3 .3218E+05
.6000 69.78 45.95 37.82 37.82 54.73 4 .3262E+05 .6600 75.06 48.11 35.03 35.03
50.65 5 .3106E+05 .7000 77.81 49.87 33.25 33.25 47.13 6 .2798E+05 .7400 79.83
52.92 31.63 31.63 43.83 7 .3442E+05 .5000 55.11 37.83 37.93 37.93 53.89 8
.3904E+05 .5300 57.91 37.23 34.99 34.99 51.96 9 .4110E+05 .5600 59.96 37.06
32.59 32.59 49.06 10 .4106E+05 .5900 61.38 37.23 30.51 30.51 45.49 11
.3970E+05 .6200 62.44 37.55 28.56 28.56 41.61 12 .3786E+05 .6500 63.44 37.79
26.59 26.59 37.61 13 .3560E+05 .6800 64.23 39.00 24.43 24.43 34.61 Nст Пст Hтк Cак Kg Kн U1 U2 1 1.273 .1876
.5135 1.020 .9880 306.5 306.5 2 1.304 .2377 .5231 1.022 .9760 306.5 306.5 3
1.303 .2713 .5274 1.024 .9640 306.5 306.5 4 1.284 .2898 .5264 1.026 .9520
306.5 306.5 5 1.248 .2881 .5197 1.028 .9400 306.5 306.5 6 1.204 .2688 .5076
1.031 .9280 306.5 306.5 7 1.238 .2408 .4557 1.033 .9160 356.4 359.1 8 1.256
.2768 .4456 1.035 .9040 361.7 364.0 9 1.253 .2927 .4329 1.037 .9000 366.3
368.2 Продолжение таблицы 3.2 10 1.235 .2924 .4177 1.039 .9000
370.0 371.3 11 1.209 .2827 .4000 1.041 .9000 372.7 373.7 12 1.185 .2696 .3797
1.043 .9000 374.6 375.2 13 1.162 .2535 .3544 1.046 .9000 375.7 375.7 Nст T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2 1 337.3
287.9 300.5 .1597E+06 .1574E+06 .9235E+05 .1067E+06 2 367.1 315.8 332.2
.2082E+06 .2051E+06 .1251E+06 .1468E+06 3 399.1 347.8 366.9 .2713E+06
.2672E+06 .1697E+06 .2020E+06 4 431.6 381.7 403.0 .3484E+06 .3432E+06
.2285E+06 .2740E+06 5 462.5 415.5 437.0 .4348E+06 .4282E+06 .3003E+06
.3565E+06 6 490.4 447.7 467.7 .5234E+06 .5155E+06 .3820E+06 .4432E+06 7 524.7
466.4 482.7 .6444E+06 .6348E+06 .4304E+06 .4815E+06 8 563.5 503.2 522.6
.8093E+06 .7971E+06 .5484E+06 .6216E+06 9 604.4 544.1 565.8 .1014E+07
.9991E+06 .7051E+06 .8048E+06 10 645.3 586.8 609.8 .1253E+07 .1234E+07
.9010E+06 .1028E+07 11 684.8 629.5 653.1 .1515E+07 .1492E+07 .1131E+07
.1283E+07 12 722.5 670.8 694.7 .1795E+07 .1768E+07 .1388E+07 .1564E+07 13
758.0 710.5 733.3 .2087E+07 .2056E+07 .1668E+07 .1859E+07 Dкк Dск Dвк Dок Tк Pк Cк .5808 .5371 .4895 .8428
475.8 .4639E+06 171.0 .5136 .4912 .4678 .9110 748.2 .1965E+07 140.0 Пк = 16.626 КПД = .8623 Lк =447970. Пк1= 4.169 КПД1= .8809 Lк1=179190. Пк2= 4.008 КПД2= .8922 Lк2=268780.
|
На рис 3.2 представлена схема проточной части компрессора.
Рис. 3.2
Ниже
представлены графики распределения 
и 
(рис.3.3); 
и 
(рис.3.4); 
, 
, 
,
,
(рис.3.5), построенные по значениям из таблицы 3.2.
Рис.
3.3
Рис.
3.4
Рис.
3.5
На
рис.3.6, 3.7, 3.8 представлены треугольники скоростей компрессора для 13-ти
ступеней.
Рис.
3.6
Рис.
3.7
Рис.
3.8
4. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ПЕРВОЙ
СТУПЕНИКОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ
По результатам газодинамического расчета компрессора (см. таблицу 3.2)
видно, что первая ступень КСД дозвуковая, т.к. MW1=0.8008.
Расчеты
показывают, что для дозвуковых ступеней с относительными диаметрами втулки 
примерно до 
(в нашем
случае 
) наиболее подходящим для профилирования лопатки
является закон изменения потока по высоте лопатки, определяемый соотношениями :
и 
,
т.е.
комбинированный закон крутки.
Подбор
произвольных коэффициентов A,B,C и D в этих уравнениях позволяет получить самые
разнообразные законы изменения скоростей воздуха вдоль радиуса перед и за
колесом при различных законах изменения теоретического напора.
Параметры
потока по радиусу рассчитывают обычно при 
значениях
радиусов. Построение на этих радиусах эпюры параметров используют затем для
проверки суммарного расхода воздуха через ступень и для расчета координат
профилей. Мы ограничиваемся тремя характерными радиусами (втулочным,
среднегеометрическим и периферийным). Конусность проточной части не учитывается
(принимаем 
), поток рассчитываем в сечении перед рабочим колесом.
4.1 Расчет лопаток и решеток профилей рабочего колеса дозвукового осевого
компрессора
4.1.1 Предварительный выбор удлинений лопаток
Удлинение лопаток (относительная высота пера лопатки по хорде):
где
- высота пера лопатки во входном сечении;
- хорда
профиля пера лопатки на среднем радиусе.
Основным
при выборе удлинений лопаток является обеспечение достаточного запаса
устойчивости ступени, оцениваемого по одному из применяемых критериев
аэродинамической загруженности лопаточных венцов.
По
рекомендациям удлинение лопаток рабочих колес и направляющего аппарата
выбираются в диапазоне величин 
в группе
первых ступеней компрессора и до 
- в
группе последних ступеней. В практике современного компрессоростроения проявляется
тенденция к выбору пониженных величин удлинений лопаток.
4.1.2 Расчет густоты решеток профилей
Густота
решетки 
(
- хорда
пера лопатки; 
- шаг решетки) является параметром, в значительной
степени определяющим аэродинамическую загруженность лопаточного венца.
Уменьшение значений густоты решетки в сравнении с оптимальными увеличивает
нагрузку ступени, а увеличение густоты отрицательно сказывается на КПД ступени.
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 
обычно принимают равной 
для ступеней из групп первых и последних в
компрессоре (в связи с рассогласованием работы этих ступеней на нерасчетных
режимах) и равной 
для средних ступеней компрессора.
По
рис.4.1 находят Δβb/t=1 в
зависимости от угла выхода потока β2.
Требуемая
густота решетки определяется по рис.4.2 в зависимости от параметра 
:
Рис.4.1
Рис.4.2
Густота решетки профилей НА определяется аналогично описанному выше
алгоритму при замене соответствующих углов
(
вместо
)
4.1.3 Расчет и уточнение числа лопаток в венце, хорд и удлинений лопаток
При выбранной густоте решеток на среднем радиусе предварительное значение
шага решетки равняется:
тогда
предварительное число лопаток будет равно
.
Полученное
значение округляют до ближайшего целого числа лопаток 
. По полученным значениям уточняем величины шага
решетки и хорды профиля пера лопаток на среднем радиусе, а также удлинение
лопаток:
, 
, 
.
4.1.4 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. На номинальном режиме 
= 0.
4.1.5 Расчет углов изгиба профиля пера
Из геометрических соображений угол изгиба профиля пера лопатки равен:
, где 
.
Здесь
относительный прогиб средней линии профиля 
назначают
в зависимости от выбираемой формы дуги средней линии, при дуге окружности 
.
4.1.6 Расчет углов отставания потока в лопаточном венце на номинальном
режиме
Наличие угла отставания потока в лопаточном венце можно рассматривать как
проявление сил инерции воздушного потока, что в значительной мере определяет
аэродинамическую нагруженность венца. Отклонения углов отставания от номинальных
снижает напор решетки и повышает потери в ней.
Угол отставания можно определить по формуле:
(этот
угол на номинальном режиме обычно не превышает 
).
4.1.7 Расчет углов средней линии профиля, углов наклона кромок пера и
угла установки профиля в решетке
Углы средней линии профиля лопатки на входе и выходе РК:
, 
,
Углы
наклона входной и выходной кромок пера лопатки равны соответственно:
, 
Углы
установки (выноса) профиля в решетке:
, 
.
4.1.8 Расчет осевого размера лопаточного венца и выбор осевых зазоров
Осевой размер лопаточного венца на соответствующем радиусе:
Большие
осевые зазоры между неподвижными и вращающимися венцами (
) приводят к ослаблению шаговой неравномерности потока
за решеткой, вибрационных напряжений в лопатках, уровня шума и повреждаемости
компрессора.
.1.9
Выбор относительной толщины профиля
При выборе относительной максимальной толщины профиля пера по хорде
стремятся получить достаточно тонкие профили, необходимые для обеспечения
высокого КПД решетки, но при этом учитывают прочностные характеристики лопатки,
особенно в призамковых областях рабочих лопаток.
Обычно
в группе первых ступеней компрессора выбирают 
для РК в
диапазоне: 
- на периферии, 
- на
среднем радиусе, 
- у втулки.
Выбор
и расчет описанных выше параметров сведен в таблицу 4.1
Таблица 4.1
|
Параметры
|
Размерность
|
Величины
|
|
 м0,6484
|
|
|
|
 м0,5371
|
|
|
|
 м0,3955
|
|
|
|
h=(Dк-Dвт)/2
|
м
|
0,12645
|
|
 (выбирается)3
|
|
|
|
 м0,04215
|
|
|
|
 (из ГДР ОК)град
|
15,27
|
|
|
 (выбирается)-0,8
|
|
|
|
 град
|
19.09
|
|
|
 (из ГДР ОК)град
|
59,50
|
|
|
 (по опытным данным)град
|
18
|
|
|
|
1.06
|
|
|
 (по опытным данным)1,08
|
|
|
|
 м
|
0.039
|
|
|
 Шт.
|
43.24
|
|
|
(округленное)Шт.
|
44
|
|
|
 м
|
0.03835
|
|
|
 м
|
0.0414
|
|
|
 -
|
3.054
|
|
.2 Расчет на ЭВМ
Для
выбора наилучшего закона изменения параметров потока по радиусу производим
серию расчетов на ЭВМ (программа ОСК.ехе), изменяя законы профилирования.
Наиболее подходящим оказался закон профилирования 
. Для высоких окружных скоростей с целью снижения
чисел Маха на периферии выполняется предварительная закрутка на входе.
Результаты
расчета ступени на ЭВМ представлены в таблице 4.2 , 4.3.
Таблица 4.2
|
ГДР СТ.ОК ДАТА 21. 2. 5 ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ M= 1 KR= 4 КГ=
1.400 RГ= 287.00 1.273 370.00 .188 .880 .995 .972 .610 .670 .000 190.00
312.00 122415. 111.30 .648 .980 1.110 .887 А= .501 B=-.095 D= .000
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК PI1=1.269 PI2=1.273 HZ1=25057. HZ2=25428. T01=336.95
T02=337.31 P01= 155305. P02= 155834. ( GB= 42.445 ROK= .4987 HTO= .1895 WC=
10905.0 ) Таблица 1 N U CU CA T0 T P0 P ROTH
RO C W LC LW AL BE 11
370.00 150.42 139.28 312.00 291.08 122415. 96016. 1.0000 1.1493 205.00 260.03
.6343 .7886 42.798 32.387 12 334.11 128.66 171.60 312.00 289.10 122415.
93751. .9030 1.1299 214.48 267.68 .6636 .8117 53.139 39.870 13 299.59 106.88
193.92 312.00 287.60 122415. 92052. .8097 1.1152 221.42 273.39 .6851 .8290
61.137 45.179 14 264.11 83.28 210.66 312.00 286.46 122415. 90784. .7138
1.1042 226.52 277.63 .7008 .8418 68.430 49.357 15 225.70 55.66 223.04 312.00
285.70 122415. 89942. .6100 1.0969 229.88 280.46 .7112 .8504 75.987 52.679 *
* * * * * * * 21 359.64 227.08 155.87 337.38 299.62 156710. 103436. .9720
1.2029 275.43 204.61 .8195 .6246 34.465 49.621 22 328.88 209.57 200.79 337.31
295.37 156604. 98408. .8889 1.1608 290.24 233.56 .8636 .7107 43.774 59.282 23
300.17 192.34 232.75 337.09 291.71 156288. 94221. .8113 1.1254 301.94 256.51
.8987 .7782 50.431 65.142 24 271.41 174.40 258.41 336.72 288.34 155761.
90511. .7335 1.0937 311.75 276.02 .9285 .8351 55.985 69.423 25 241.32 154.88
280.21 336.21 285.18 155025. 87139. .6522 1.0646 320.17 293.24 .9542 .8849
61.069 72.857 * * * * * * * * 81 359.64 144.22 149.86 312.00 290.47 122415.
95309. .9720 1.1433 207.99 262.42 .6435 .7958 46.100 34.825 82 328.88 125.42
175.44 312.00 288.85 122415. 93464. .8889 1.1274 215.66 268.65 .6672 .8147
54.438 40.770 83 300.17 107.26 193.60 312.00 287.62 122415. 92076. .8113
1.1154 221.32 273.30 .6848 .8288 61.013 45.101 84 271.41 88.26 207.66 312.00
286.66 122415. 91006. .7335 1.1062 225.64 276.89 .6981 .8396 66.974 48.589 85
241.32 67.21 218.68 312.00 285.95 122415. 90220. .6522 1.0993 228.77 279.52
.7078 .8475 72.915 51.474
|
Таблица 4.3
|
Профилирование лопатки РК по радиусу
---------------------------------------------------------- Паpаметp | Сечение
по высоте лопатки | 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт) ----------------------------------------------------------
ro .9720
.8889 .8113 .7335 .6522 b 34.00 34.20 34.50 34.70 35.00 t 44.97 41.13 37.54
33.94 30.18 b/t .7560 .8316 .9191 1.022 1.160 Cm .0700 .0800 .0900 .1000
.1100 i .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
del 8.229
8.695 8.256 7.634 6.954 dbe 14.80 18.51 20.04 20.83 21.38 tet 23.02 27.21
28.30 28.47 28.34 be1l 34.83 40.77 45.10 48.59 51.47 be2l 57.85 67.98 73.40
77.06 79.81 Число pабочих лопаток - 44. шт.
|
4.3 Построение профилей лопаток и решеток профилей
Для более точного, чем ручное, построения профилей лопаток и решеток
профилей воспользуемся программой GFRК.exe. Эта программа берет исходные данные
из предыдущих расчетов (газодинамического расчета компрессора и профилирования
решеток) и довольно точно отражает вид получившегося в результате расчетов
профиля. Результаты использования программы приведены на рис.4.1 , 4.2 , 4.3 ,
4.4 , 4.5 , 4.6.
Рис.4.1
Рис.4.2
Рис.4.3
Рис.4.4
Рис.4.5
Рис.4.6
Треугольники скоростей рабочего колеса 1 ступени КНД в 5 сечениях:
Рис. 4.7
Выводы
На этапе газодинамического расчета компрессора были определены
термодинамические параметры потока в ступенях, выполнено согласование ступеней
по КПД, распределение работы между ними, получена их геометрия.
По
полученным данным расчета видно, что значения углов b1 по всем
ступеням не превышает величины 24,4°. Это дает
повышенные значения КПД ступеней. Значения 
на всех
ступенях, кроме двух последних ступеней ³0.4, что
обеспечивает небольшие величины потерь в решетках ступеней. Числа Маха в
относительном и абсолютном движении не превышают величины 0.81, что
предотвращает появление и увеличение волновых потерь в решетках. Значение
относительного диаметра втулки на последней ступени компрессора высокого
давления не превышает 0,92. Величина 
по
ступеням не превышает 0.295 даже для самых нагруженных ступеней, что
обеспечивает высокие значения КПД (при назначении выше 0.3 приводит к снижению КПД всего компрессора).
Соблюдение
ограничений на вышеперечисленные параметры обеспечило значения КПД отдельных
ступеней в диапазоне 0.8804…0.9193, КПД компрессора в целом - 0.8623.
В
целом, по результатам газодинамического расчета, можно судить о соответствии
проектируемого компрессора мировому уровню компрессоро- строения. Об этом
говорит тот факт, что удалось совместить в нем высокий уровень энергообмена с
рабочим телом при высоких значениях КПД и относительно небольших габаритах и
массе.
5. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТУРБИНЫ
Расчет выполняем по методике [5].
Широкое применение осевых турбин в турбореактивных двигателях
обусловлено, прежде всего, их высокой энергоемкостью и экономичностью. Именно
эти преимущества осевых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью
определили их доминирующее положение.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых 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.
Одним из основных средств повышения мощности турбореактивного двигателя
является повышение температуры газа перед турбиной Т*Г.
но повышение Т*Г значительно влияет на ресурс и
надежность турбины. Поэтому исходя из соображений ресурса, при высоких Т*Г
необходимо применение новых более жаропрочных материалов, а также
прогрессивных способов охлаждения лопаток и дисков турбины.
Обычно газодинамический расчет многоступенчатых турбин выполняют при
заданной форме проточной части, поскольку основные исходные данные для расчета
турбины получают в результате термогазодинамического расчета двигателя и
согласования параметров компрессора и турбины, то к началу расчета проточная
часть двигателя, а, следовательно, и его турбины известны.
Вначале расчет проводят для турбины с неохлаждаемыми ступенями, для
определения температуры лопаток. Затем определяется эффективный метод
охлаждения нуждающихся в охлаждении лопаток и количество, и температуру
воздуха, забираемого за компрессором для охлаждения.
По результатам, полученным на предыдущих этапах проектирования, в
масштабе вычерчиваем проточную часть турбины. Схема проточной части
представлена на рис. 5.1.
.1 Газодинамический расчет турбины с неохлаждаемыми лопатками
Рассчитаем расход газа на входе в турбину и мощность каждого каскада:
=
=11780,15 кВт;
=
=7853,43 кВт;
=
=11684,24 кВт;
кг/с
Исходные данные для газодинамического расчета неохлаждаемой турбины
приведены в таблице 5.1.
Таблица 5.1
|
GГ
|
37,562 кг/с
|
Т*Г
|
1550 К
|
Р*Г
|
1913000 Па
|
|
nТВД
|
14689
|
nТНД
|
10898,1
|
nТВ
|
6660,0
|
|
NТВД
|
11780,15кВт
|
NТНД
|
7853,43кВт
|
NТВ
|
11684,24кВт
|
.1.1 Газодинамический расчет ступени турбины высокого давления
Принимаем:
1cp=0,5775 мм, D2cp=0,5955 мм, h1=0,044 мм, h2=0,052
мм, kГ=1,31,Г=290 Дж/кг·К, СрГ=1238 Дж/кг·К,
m=0,0396 (Дж/кг·К)-0,5, α2=68,2˚,
φ=0,946, ρТ=0,36, δРК=0,975,
η*СТ=0,915.
Определение работы ступени турбины и проверка величины коэффициента
нагрузки:
Дж/кг;
м/с;
м/с;
.
Параметры потока на выходе из ступени и изоэнтропической работы ступени:
К;
;
Па;
;
По
таблице газодинамических функций определяем 
.
Па;
Дж/кг;
Параметры потока на выходе из СА:
м/с
;
Т1*=Т0*,
т.к. LСА*=0 и qСА=0.
К;
К;
Па;
Па;
;
кг/м3;
;
м/с;
м/с;
;
м/с;
К;
;
Определение параметров потока на выходе из РК:
м/с;
В
первом приближении:
м/с;
м/с;
К;
Па;
кг/м3;
м/с;
Второе
приближение.
м/с;
К;
Па;
кг/м3;
м/с;
;
;
;
;
;
м/с;
К;
К;
;
К;
м/с;
;
;
;
Определение геометрии решетки:
;
;
5.1.2 Расчет на ЭВМ
Используя программу gdrgt.exe выполняем газодинамический расчет
неохлаждаемой турбины. Результаты счета приведены в таблице 5.2.
Таблица 5.2
|
ГДР ГТ Дата 26. 2. 5 Исходные данные: 5 0 130400. 37.56 1550. .1913E+07 .0000 .5000E-02 .0000 .0000 .0000 .5000E-01 .0000
Кг=1.306 Rг= 290.0
Сpг=1237.9 Схема печати: DC1 DC2 H1 H2 CMCA CMPK П MCT LCT ПIO ПI КПД RC RC1
T1W U1 C1
C1A C1U ALF1 BE1 L1 LW1 U2 C2 C2A C2U ALF2 BE2 L2 LW2 T1 T1O P1 P1O T2 T2O P2
P2O G1 G2 SCA BCA ALFU TCA FI ZCA PU PA SPK BPK BEU TPK PSI ZPK ТЛСА ТЛРК
SIGM Ncт= 1 .577 .595 .440E-01
.520E-01 .180 .240 .147E+05 .118E+05 .314E+06 2.38 2.52 .888 .360 .270
.140E+04 444. 656. 174. 632. 15.4 42.7 .919 .377 458. 203. 188. -75.4 68.2
19.4 .311 .832 .138E+04 .155E+04 .108E+07 .180E+07 .128E+04 .130E+04 .760E+06
.803E+06 37.6 37.6 .345E-01 .568E-01 37.4 .465E-01 .946 39 .266E+05 .118E+05
.248E-01 .284E-01 60.8 .210E-01 .958 89 .155E+04 .135E+04 206. Ncт= 2 .640 .683 .710E-01 .800E-01
.160 .150 .109E+05 .785E+04 .209E+06 1.94 2.04 .907 .330 .186 .120E+04 365.
553. 178. 524. 18.8 48.3 .847 .380 389. 186. 180. -47.7 75.2 22.4 .306 .751
.117E+04 .130E+04 .504E+06 .772E+06 .112E+04 .113E+04 .393E+06 .415E+06 37.6
37.6 .379E-01 .552E-01 43.4 .410E-01 .959 49 .215E+05 .433E+04 .284E-01
.333E-01 58.5 .294E-01 .966 73 .130E+04 .115E+04 217. Ncт= 3 .710 .726 .900E-01 .940E-01
.130 .130 .666E+04 .398E+04 .106E+06 1.45 1.55 .911 .300 .142 .108E+04 247.
423. 187. 379. 26.3 55.0 .693 .384 253. 201. 195. -48.4 76.1 32.9 .343 .603
.106E+04 .113E+04 .307E+06 .406E+06 .103E+04 .105E+04 .268E+06 .286E+06 37.6
37.6 .419E-01 .607E-01 43.6 .495E-01 .967 45 .160E+05 .381E+04 .302E-01
.343E-01 61.8 .321E-01 .969 71 .113E+04 .103E+04 105. Ncт= 4 .728 .728 .110 .121 .120 .130
.666E+04 .390E+04 .104E+06 1.48 1.61 .912 .310 .127 996. 254. 421. 204. 368.
28.9 60.6 .718 .408 254. 213. 209. -42.7 78.4 35.2 .379 .634 974. .105E+04
.207E+06 .281E+06 944. 962. .178E+06 .193E+06 37.6 37.6 .427E-01 .610E-01
44.4 .486E-01 .969 47 .154E+05 .271E+04 .303E-01 .354E-01 58.9 .341E-01 .971
67 .105E+04 946. 126. Ncт= 5 .714 .686 .147 .166 .120 .130
.666E+04 .380E+04 .101E+06 1.52 1.69 .911 .320 .635E-01 915. 249. 421. 217.
362. 30.9 62.5 .750 .446 Продолжение таблицы 5.2 239. 234. 229. -48.3
78.1 38.6 .435 .671 891. 962. .136E+06 .189E+06 859. 881. .114E+06 .127E+06
37.6 37.6 .413E-01 .592E-01 44.2 .457E-01 .971 49 .154E+05 .353E+04 .286E-01
.329E-01 60.2 .312E-01 .970 69 962. 865. 152. ТГО=1550.0 РГО=1913000. СГ=111.1 ТГ=1545.0
РГ=1886858. D1C= .577 H1= .0440
|
5.2 Газодинамический расчет турбины с охлаждаемыми лопатками
По известным температурам втулочных сечений и напряжений в этих сечениях
неохлаждаемых рабочих лопаток определяем параметр Ларсена-Мюллера по формулам:
;
;
Время работы материала до разрушения задаем t=3000ч, с - постоянная, которую
принимаем равной 20.
Результаты расчета вносим в таблицу 5.3.
Таблица 5.3
|
№ ступени
|
Венец
|
Р
|
sдл
|
кs
|
Материал лопатки
|
|
I
|
СА
|
36389,54
|
-
|
-
|
ЖС6-К
|
|
РК
|
31694,11
|
-
|
-
|
ЖС6-К
|
|
II
|
СА
|
30520,26
|
-
|
-
|
ЖС6-К
|
|
РК
|
26998,69
|
260
|
1,2
|
ЖС6-К
|
|
III
|
СА
|
26529,15
|
140
|
1,33
|
ЭИ-929
|
|
РК
|
24181,43
|
160
|
1,52
|
ЭИ437Б
|
|
IV
|
СА
|
24650,98
|
140
|
1,11
|
ЭИ437Б
|
|
РК
|
22209,36
|
360
|
2,86
|
ЭИ437Б
|
|
V
|
СА
|
22584,99
|
320
|
2,1
|
ЭИ437Б
|
|
РК
|
20307,71
|
260
|
1,71
|
ЭИ388
|
Из полученных результатов видно, что даже сплав ЖС6-К не обеспечивает
работоспособности неохлаждаемых лопаток венцов I и II ступеней. Желательно
использование менее жаропрочных материалов и для изготовления лопаточных венцов
следующих ступеней, но известно, что при охлаждении лопаток ступени КПД ее
падает. Следовательно, осуществлять охлаждение будем осуществлять только в
лопатках I и II ступеней, с учетом, что температура перед венцами остальных
ступеней при охлаждении первых двух уменьшится.
Если обеспечить температуру лопаток I и II ступеней следующей:
ТЛСАI=1100К, ТЛРКI=1050К, ТЛСАII=1000К, ТЛРКII=990К,
то получим:
Таблица 5.4
|
№ ступени
|
Венец
|
Р
|
sдл
|
кs
|
Материал лопатки
|
|
I
|
СА
|
25824,8
|
360
|
1,85
|
ЖС6-К
|
|
РК
|
24650,9
|
350
|
1,8
|
ЭИ-929
|
|
II
|
СА
|
23477,1
|
300
|
1,4
|
ЭИ617
|
|
РК
|
23242,4
|
280
|
1,3
|
ЭИ437Б
|
Т.е. охлаждение позволяет даже при использовании менее жаропрочных
сплавов существенно увеличить запасы длительной прочности.
Определим требуемый расход охлаждающего воздуха
I ступень:
ТЛСАI=1100К, ТЛРКI=1050К
Температуру охлаждающего воздуха ТВ=750К.
Коэффициент эффективности охлаждения лопатки СА I ступени равен:
При
конвективно-пленочном способе охлаждения значению qСАI соответствует
расход 
=2,7%(по опытным данным).
Поскольку
в СА(на выходе) к потоку подмешивается достаточно большое количество(2,7%)
охлаждающего воздуха, то следует определить температуру смеси для уточнения
температуры газа в относительном движении.
К
Следовательно,
в I ступени Т*WI понижается на
К и
составляет
Т*WI »1400-18,3=1381,7К.
Согласно
опытным данным при конвективно-пленочном способе охлаждения значению qРКI соответствует
расход 
=1,8%
Аналогично
определяем расход воздуха, требуемый для охлаждения лопаток II ступени:
Т*2СМI=1254,27 К
qСАII=0,504
=1,6%
Т*1СМII=1254,7 К
К
Т*WII=1200-25,3=1174,7 К
qРКII=0,435
=1,4%
Общий
относительный расход охлаждающего воздуха:
Для
принятой системы охлаждения лопаток определяем расход газа на входе в турбину:
кг/с
Используя
программу gdrgt.exe выполняем газодинамический расчет охлаждаемой турбины.
Результаты счета приведены в таблице 5.6.
Таблица 5.6
|
ГДР ГТ Дата 26. 2. 5 Исходные данные: 5 0 130400. 34.90
1550. .1913E+07 750.0 .5000E-02 1.300 .5000 .5000 .5000E-01 .4000E-01
Кг=1.308 Rг= 290.0 Сpг=1232.4 Схема печати: DC1 DC2 H1 H2 CMCA CMPK П MCT LCT
ПIO ПI КПД RC RC1 T1W U1 C1 C1A C1U ALF1 BE1 L1 LW1 U2 C2 C2A C2U ALF2 BE2 L2 LW2
T1 T1O P1 P1O T2 T2O P2 P2O G1 G2 SCA BCA ALFU TCA FI ZCA PU PA SPK BPK BEU
TPK PSI ZPK ТЛСА ТЛРК SIGM Ncт= 1
.577 .595 .360E-01 .440E-01 .180 .240 .147E+05 .118E+05 .329E+06 2.39 2.58
.933 .360 .287 .138E+04 444. 677. 201. 646. 17.2 44.8 .953 .423 458. 234.
214. -94.8 66.1 21.2 .364 .881 .135E+04 .153E+04 .107E+07 .185E+07 .124E+04
.126E+04 .741E+06 .799E+06 35.8 36.5 .347E-01 .569E-01 37.5 .443E-01 .962 41
.266E+05 .821E+04 .248E-01 .285E-01 60.5 .206E-01 .972 91 .110E+04 .111E+04
169. Ncт= 2 .640 .683 .710E-01
.800E-01 .160 .150 .109E+05 .785E+04 .212E+06 1.96 2.07 .916 .340 .192
.115E+04 365. 555. 170. 529. 17.8 46.0 .865 .384 389. 184. 175. -57.8 71.7
21.3 .309 .779 .113E+04 .125E+04 .501E+06 .784E+06 .106E+04 .108E+04 .386E+06
.408E+06 37.1 37.6 .379E-01 .547E-01 43.8 .410E-01 .974 49 .218E+05 .504E+04
.284E-01 .330E-01 59.6 .286E-01 .976 75 .111E+04 980. 217. Ncт= 3 .710 .726 .900E-01 .940E-01
.130 .130 .666E+04 .430E+04 .114E+06 1.53 1.65 .911 .320 .164 .102E+04 247.
433. 186. 391. 25.5 52.3 .728 .406 253. 211. 199. -69.9 70.6 31.6 .370 .654
.100E+04 .108E+04 .292E+06 .398E+06 967. 985. .247E+06 .267E+06 37.6 37.6
.419E-01 .594E-01 44.9 .455E-01 .966 49 .173E+05 .509E+04 .302E-01 .339E-01
63.1 .304E-01 .969 75 .108E+04 973. 105. Ncт= 4 .728 .728 .110 .121 .120 .130 .666E+04 .409E+04
.109E+06 1.56 1.72 .910 .300 .115 932. 254. 437. 214. 382. 29.2 59.1 .769
.450 254. 227. 222. -48.4 77.7 36.3 .418 .677 907. 985. .184E+06 .261E+06
876. 897. .155E+06 .172E+06 37.6 37.6 .427E-01 .579E-01 47.5 .431E-01 .969 53
.162E+05 .299E+04 .303E-01 .346E-01 61.2 .313E-01 .971 73 985. 882. 126. Ncт= 5 .714 .686 .146 .167 .120 .130
.666E+04 .329E+04 .876E+05 1.48 1.66 .904 .270 .166E-01 853. 249. 414. 231.
344. 33.9 67.6 .763 .472 239. 235. 235. -9.51 87.7 43.4 .452 .647 827. 897.
.119E+06 .168E+06 804. 826. .103E+06 .116E+06 37.6 37.6 .413E-01 .573E-01
46.1 .440E-01 .972 51 .133E+05 .168E+04 .286E-01 .330E-01 60.0 .321E-01 .968
67 897. 803. 151. ТГО=1550.0 РГО=1913000. СГ=126.4 ТГ=1543.5 РГ=1879236. D1C=
.577 H1= .0360
|
Изменение параметров по ступеням турбины и треугольники скоростей турбины
представлены на рисунках 5.2 , 5.3 , 5.4.
Рис. 5.2
Рис.5.3
Рис. 5.4
Выводы
В ходе газодинамического расчета газовой осевой турбины были определены
термогазодинамические соотношения параметров потока в ступенях, величины
мощности каскадов турбин. Распределена мощность турбины вентилятора по трем ее
ступеням. Определены степени загрузки ступеней. Сформирована геометрия
проточной части. Также были определены напряжения в корневых сечениях лопаток
неохлаждаемых ступеней и на основании этого расчета определены количество
охлаждаемых венцов, способ охлаждения, материалы лопаток и запасы их длительной
прочности. Заложен ресурс турбины - 3000 часов.
По результатам газодинамического расчета турбины видно, что соблюдается
условие W2>W1. Степень загрузки не превышает значения
1.8, что обеспечивает высокие значения КПД. В то же время, для всех ступеней (mz)т>1.2, что
обеспечивает эффективное их использование. Степень реактивности у втулки во
всех ступенях положительна. А значит турбина работает нормально и работа ее во
всех точках положительна. Об удачном распределении степени реактивности говорит
тот факт, что значение угла выхода потока из СА в абсолютном движении по всему
тракту выше 17°, а значение l1 не превышает значения 0.9, обеспечивая минимальные
волновые потери. Величина углов потока в абсолютном движении на выходе из РК
даже для самой нагруженной ступени превышает значение 70°, а на последней ступени выход
практически осевой, при этом Db<120°, что
обеспечивает минимальные циркуляционные потери в ступенях и повышает КПД
турбины в целом.
Значения удлинения лопаток турбины достаточно высоки, что обеспечивает
высокие значения работ, снимаемых с турбин. В то же время лежат в пределах 0.3,
благодаря чему уменьшается неравномерность течения по высоте лопаток и
снимается проблема размещения лопаток на диске.
В результате расчета охлаждения венцов турбины подобрана температура
охлаждающего воздуха почти равная температуре на выходе из компрессора, что
снимает задачу дополнительного охлаждения охлаждающего воздуха, в то же время
обеспечивает эффективное охлаждение. Число охлаждаемых венцов подобрано с
учетом максимальной эффективности снижения температурных нагрузок лопаток и
минимальных потерь КПД. Материалы лопаток подобраны с учетом экономического
фактора на ряду с прочностным.
В целом турбина отвечает современному уровню турбиностроения по всем
параметрам. Наряду с высокой температурой газов на входе, как результат,
высокой глубиной охлаждения, совмещает в себе высокий уровень энергосъема,
значений КПД и относительно небольшие при этом габариты и массу.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В результате термогазодинамического расчета получены следующие параметры
двигателя:
удельная тяга Руд =269.9 Н*с/кг
удельный расход топлива Суд =0.0406 кг/Н*ч
В результате согласования параметров компрессора и турбины был получен
облик проектируемого двигателя в первом приближении. Определены коэффициенты
загруженности турбин по ступеням:
(mz)твд = 1.5766 z=1 -
средненагруженная ступень
(mz)тнд = 1.5362 z=1 -
средненагруженная ступень
(mz)тв = 4.6967 z=3 -
средненагруженные ступени
В
результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора были
получены его геометрические размеры, частота вращения его каскадов и
распределение параметров по ступеням. Соблюдены все ограничения параметров,
наложенные на основании многолетнего мирового опыта проектирования двигателей: b1 >25°, Mw1£0.81, ³0.4, <0.265, <0.92.
Это обеспечило низкий уровень потерь, высокие значения КПД.
Было
выполнено профилирование лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора
низкого давления.
В
результате газодинамического расчета турбины получены геометрические,
энергетические и кинематические параметры ступеней турбины и турбины в целом.
Была обеспечена прочность и надежность лопаток первых двух каскадов турбины за
счет охлаждения. За счет понижения загруженности последних ступеней турбины
вентилятора был обеспечен практически осевой выход потока из турбины, что
уменьшит потери в выходном устройстве. Заложенный ресурс и полученный КПД
турбины полностью соответствуют уровню современных двигателей.
В
целом, по полученным данным можно судить о том, что применение высокой степени
двухконтурности и трехвальной схемы турбокомпрессора полностью себя
оправдывают. Параметры всего проектируемого двигателя и отдельных его узлов
соответствуют параметрам современных ТРДД.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. А.Ф.
Брехов, Г.В. Павленко, А.Е. Поляков. Выбор параметров и термогазодинамический
расчет двухконтурных турбореактивных двигателей: Учебное пособие.- Харьков:
Харьк. авиац. ин - т, 1984 г.
. А.Н.
Анютин. Согласование компрессоров и турбин авиационного газотурбинного
двигателя: Учебное пособие.- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1985 г.
. Г.В.
Павленко. Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ: Учебное пособие.-
Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1985 г.
. В.Ю. Незым.
Расчет и построение профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие.-
Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1988 г.
Г.В.
Павленко, В.А. Коваль Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ: Учебное
пособие.- Харьков: Харьк. авиац. ин - т, 1985 г.