Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24
Контрольная
робота
по
дисциплине «Конструкция и рабочие процессы АД»
Тема:
Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24
ЗАДАНИЕ
Сформировать облик турбовинтового двигателя
АИ-24:э= 2505.12 кВт, при М = 0, Н = 0 км
Рекомендуемые параметры для разрабатываемого
двигателя:
) степень повышения давления в компрессоре πк*
= 7,6;
) температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К.
Двигатель - прототип - АИ - 24.
Данные прототипа:
степень повышения давления в компрессоре πк*
= 7,6;
температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К;
расход воздуха Gв = 13,6 кг/с;
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
- степень двухконтурности;
с - скорость движения воздуха или газа, м/с;
акр - критическая скорость, м/с;
λ - приведенная
скорость;- окружная скорость, м/с;
Р - давление, Па;
Т - температура, К;- диаметр, м;- массовый
расход, кг/с;- площадь проходного сечения, м2;- радиус, м;- удельная работа,
Дж/кг;
π* - степень повышения
полного давления;
σ - коэффициент
восстановления полного давления;
η - коэффициент
полезного действия;
ηм - механический
КПД;- число ступеней;
μz - коэффициент
нагрузки ступеней турбины;
Индексы:
В - вход в компрессор;
К - выход из компрессора;
Г - вход в турбину;
Т - выход из турбины;
С - выход из реактивного сопла;
ВВЕДЕНИЕ
Для современной авиации применение различных
типов газотурбинных двигателей (ГТД) объясняется разнообразием типов самих
летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым
типом ЛА к его силовой установке.
В сравнении с поршневыми двигателями внутреннего
сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но
характеризуются большим удельным расходом топлива. Целесообразность применения
ГТД обуславливается легкостью, удобством обслуживания, относительной
дешевизной, меньшими затратами на эксплуатацию.
В настоящее время в современной авиации
применяют различные типы газотурбинных двигателей. Это объясняется
разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями,
предъявляемыми каждым типом летательного аппарата к силовой установке.
В данном курсовом проекте проводится
проектировочный расчёт двигателя, прототипом которого является ТВД (АИ-24),
сконструированный в ЗМКБ ”Прогресс”. В данном проекте необходимо рассчитать
газотурбинный двигатель, который максимально бы отвечал современным требованиям
и был конкурентоспособен на рынке газотурбинной техники. При этом обеспечить
высокий уровень КПД установки, и достаточно длительный ресурс работы установки.
Для достижения этой цели необходимо провести:
выбор и обоснование основных параметров;
термогазодинамический расчёт двигателя;
согласование параметров компрессора и турбин.
Данный этап позволяет обеспечить оптимальные
(рекомендуемые) геометрические и газодинамические соотношения в определяющих
облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней
турбины, компрессора и допустимые напряжения в лопатках турбины.
Отличительными чертами двигателя, послужившего
прототипом для данного курсового проекта, являются проверенные десятилетиями
эксплуатации показатели надежности, экономичности и большой ресурс.
Немаловажным показателем является в совершенстве освоенная технология
производства данного ГТД.
Целью данного курсового проекта является
разработка приводного газотурбинного двигателя на базе существующего прототипа
АИ-24. Также необходимо ознакомится с влиянием различных параметров на рабочий
процесс в отдельных узлах двигателя, а также двигателя в целом.
ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ
Целью термогазодинамического расчета является:
определение параметров потока воздуха (газа)
(полного давления и полной температуры) в характерных сечениях по тракту
двигателя;
определение основных удельных параметров
двигателя (удельной мощности, удельного расхода топлива), а также необходимого
суммарного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги и часового расхода
топлива.
На рисунке 1 показана схема турбовинтового
двигателя с маркировкой характерных сечений. Выбор значений параметров
произведен в соответствии с рекомендациями [1].
турбина компрессор
термогазодинамический расчет
Рисунок 1 - Конструктивная схема двигателя АИ-24
Н - Н - невозмущенный поток, окружающая среда.
Вх - Вх - сечение на входе в двигатель.
В - В - сечение на входе в компрессор.
К - К - сечение за компрессором.
Г - Г - сечение за камерой сгорания, перед
турбиной.
Т - Т - сечение на выходе из турбины.
С - C - выходное сечение сопла.
Выбор температуры газа перед
турбиной
Увеличение температуры газов перед турбиной, при
заданной Nэ, позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и
следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя.
Температура газа перед турбиной TГ* = 1150 К.
Выбор степени повышения полного
давления в компрессоре
Стремление получить двигатель с высокими
удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного
давления (πк*) в компрессоре.
Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются
усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов
двигателя. Для данного двигателя выбираем πК*
= 7,6 с учетом характера изменения Nэуд и Сэ (рисунки 1.1, 1.2)
Выбор КПД компрессора и турбины
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого
компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения
давления в компрессоре и КПД его ступеней:
(1.3.1)
где -
среднее значение КПД ступеней.
На расчетном режиме среднее значение КПД
ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах
=
0,88...0,89 [1]. Принимаем = 0,89.
Рассчитываем КПД для πк*
= 7,6:
(1.3.2)
Для определения КПД неохлаждаемой турбины в
термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:
где h *т неохл - КПД неохлаждаемой
турбины.
Потери в элементах проточной части
двигателя
Потери в элементах проточной части двигателя
задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих
элементах.
Коэффициент восстановления полного давления для
входных устройств:
(1.4.1)
Для самолётных двигателей значение sВХ
составляет - 0,95…0,98. Принимаем sВХ = 0,98.
Потери полного давления в камере сгорания
вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое
сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом
устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные
плотности, при повороте потока газов. Рекомендуется выбирать s
гидр = 0,93...0,97, принимаем s гидр = 0,97.
Тепловое сопротивление возникает вследствие
подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового
сопротивления sтепл = 0,97. Определяем величину коэффициента
потерь полного давления в камере сгорания:
s кс = s гидр. s
тепл = 0,97·0,97 = 0,94 (1.4.2)
Потери тепла в камерах сгорания, главным
образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом
полноты сгорания ηг. Этот
коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,985...0,995. Выбираем η
г
= 0,99.
При истечении газа из реактивного насадка
возникают потери, обусловленные трением потока о стенки канала, а также
внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости φс.
Принимаем φс
= 0,99.
С помощью механического КПД учитывают потери
мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных
агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале ηm
= 0,98...0,995. Принимаем ηm
= 0,98.
Необходимо также производить подогрев элементов
входного устройства, а иногда и входного направляющего аппарата во избежание
обледенения, поскольку попадание в проточную часть двигателя льда может
привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый
из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается
относительной величиной . Для расчёта
принимаем = 0,05.
Из графиков на рисунке 1.1 видно, что увеличение
температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную
мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу
двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает так же экономичность
двигателя (рисунок 1.2). Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от
температуры газа Тг* и способа охлаждения. Увеличение отбора воздуха на
охлаждение турбины при повышении Тг* приводит к снижению темпа роста удельной
мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива. На рисунке 1.3 показана
зависимость свободной работы двигателя Lсв от Tг* и способа воздушного
охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких Tг* требует более
сложных систем охлаждения.
Рисунок 2 -
Зависимость удельной мощности от параметров рабочего процесса: H=0,
Мн=0
Рисунок 3 - Зависимость удельного расхода
топлива
от параметров рабочего процесса: H=0,
Мн=0
Рисунок 4 - Влияние температуры газа и способа
охлаждения на свободную работу двигателя: 1 - внутреннее конвективное
охлаждение; 2 - внутреннее интенсифицированное конвективное охлаждение; 3 -
конвективно-пленочное охлаждение; 4 - конвективно-пленочное охлаждение с
предварительным охлаждением воздуха на 50…70К; 5 - оболочка из равномерно проницаемых
материалов; 6-оболочка при программированной проницаемости по обводу профиля
Термогазодинамический расчет на ЭВМ
ТГДР ГТД-Р NT= 2 1 1 1 ДАТА 11.11.10= 1150.
1250. 1300. 1350. 1400. ANTK=.920.910.900.890.895= 7.60 10.00 10.50 11.00 11.50
ANK =.869.864.864.863.862
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТВД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 13.60 DGO=.050 HU=.4300E+09
LO= 14.80=.00 MH=.000 CC=100.0 NTB=.910 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000=.980
SK=.940 NГ=.990 SPT=.990 SPH=.970 NM=.980 NPД=1.000=288.15 THO=288.15
TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 99299. VH=.0
СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LCTTK TT PK
PГ PTK PT PCNTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ
КПД LCB NP CPГ КГ RГ R CYKB RB
ТГ=1150.0 ПК= 7.600 SR=.000 SR1=1.000 SR2=1.000
TCO= 746.5
.2 2506..2955E-01.1592E-02 42.45 74.04.2859.2019
.4 903.3
746.5.7547E+06.7094E+06.2465E+06.1069E+06.1037E+06
.9200.2604E+06.2793E+06.1776E+06 2.849 2.305
6.634
.2064E+06.8847 1132. 1.340
287.0.3758E+05.1970E-02
. 1.393 287.0
В результате термогазодинамического расчета
двигателя получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд =184,2 кВт*с/кг.
Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях.
Полученные значения основных удельных параметров проектируемого двигателя на
ЭВМ соответствуют параметрам прототипа.
СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА
И ТУРБИНЫ
Важным процессом проектирования авиационного
двигателя является увязка параметров его турбокомпрессорной части. От
качественности и правильности выполнения этого этапа зависят геометрические и
газодинамические соотношения определяющих облик двигателях в расчетных
сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые
напряжения в лопатках турбины.
Схема двигателя: одновальная, 10 ступеней
компрессора и 3 турбины.
Основными геометрическими соотношениями при
согласовании параметров компрессора и турбины для каждого ротора при заданной
форме проточной части турбомашины являются:
- относительный
диаметр втулки на входе в компрессор;ср/Dк - отношение среднего диаметра
турбины к наружному диаметру компрессора на входе в рабочее колесо первой
ступени.
При заданной окружной скорости Uк на наружном
диаметре Dк по соотношению среднего диаметра к наружному определяется значение
окружной скорости турбины на среднем радиусе Uср (и средний диаметр турбины
Dср).
Результаты расчета
Формирование облика ГГ ГТД-1 (К - ОК или ОЦК)
Исходные данные:уд= 184.2 Сe =.0295 КПДк=.8690
КПДтк=.9200к = 260430. Lтк*= 456850. Lтс*= 177560. КПДтс=.9100г =1132.2 Kг
=1.3396 Cpв =1018.0 Kв =1.3926= 2505. Gв = 13.60в =.600 Dсрт/Dко =1.050
D1цc/Dкко=1.000цс/Dко =1.000 D4цc/D2цс=1.000ок/Lк =1.000 КПДок* =.869 Sркоц
=1.000
Результаты расчета:
* ОК * Кф = 1 Zк =10.к*= 260430. Пiк*= 7.600
КПД*=.8689 Uк = 310.0к =.3882 dob =.6000 dok =.9068 Hzc=.2710вд =15250.
* Т * Кф = 2 Zт = 3.т*= 456850. Пiт*= 6.568
КПД*=.9200 (h/D)г=.1043ср= 325.5 Mz = 4.312 Dcр =.4076 (h/D)т=.2800р = 296.7
Tw* = 793.3
Сечение\Паpаметp: T*: P*: C: C/акp: F
: K: Па: м/с: ---: кв.м
в - в 288. 99299. 170.0.5479.0758
к - к 541. 754670. 140.0.3292.0209
г - г 1150. 709390. 118.1.1921.0544
т - т 746. 106930. 200.0.4038.1462н1 Dcp1 Dвт1
Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
ОK.3882.3201.2329.3882.3706.3521 10.
Т.4502.4076.3651.5218.4076.2935 3.
Рисунок 5 - Схема проточной части двигателя
АИ-24 (М 1:10)
Реализована схема одновального ТВД, она
обеспечивает необходимые параметры на нерасчетных режимах,. Получены:
десятиступенчатый высоко нагруженный (Hzc= 0,271) компрессор и слабо
нагруженная (Mz = 4,312) турбина. Прочностные характеристики не превышают
допустимых значений.
Данные, полученные при согласовании, станут
основой для проектирования основных узлов двигателя.
ВЫВОДЫ
В данном домашнем задании был разработан
турбовальный газотурбинный двигатель для летательных аппаратов, прототип АИ-20.
Реализована схема одновального ТВД с несущим винтом, конструктивно не сложная,
но обеспечивающая отличные параметры на нерасчетных режимах, меньшие потребные
мощности запуска, лучшее согласование с нагрузкой. Получены: десятиступенчатый
высоко нагруженный (Hzc = 0,271) компрессор и слабо нагруженная (Mz = 4,312)
турбина. Основные параметры цикла двигателя: Т*г = 1150 К и π*к
= 7,6. При этих расчетных Тг* и pк* получены
удельная мощность Nэуд = 182,2 кВт*с/кг, удельной расход топлива Сэ = 0,2955
кг/кВт*ч.
В целом параметры двигателя соответствуют
параметрам современных двигателей.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. Герасименко
В.П., Павленко Г.В. Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТВД, ТВВД и
ТВаД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1984.
2. Анютин
А.Н. Согласование компрессоров и турбины авиационного газотурбинного двигателя:
Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1985.
. Буслик
Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров
турбин и компрессоров ГТД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1996.
. Павленко
Г.В. Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД. - Харьков: ХАИ, 2002.
. Павленко
Г.В. Газодинамический расчет осевой газовой турбины. - Харьков: ХАИ, 2006.
. Незым
В.Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. -
Харьков: ХАИ, 1988.