Расчет параметров потока и построение решеток профилей для компрессора и турбины

ВВЕДЕНИЕ

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей для компрессора и турбины, а также расчет параметров потока и профилирование в камеры сгорания и реактивного насадка проектируемого двигателя Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть расчитать 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. Для расчета осесимметричного течения в венцах турбомашины в настоящее время широко применяются численные методы. 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 выбром закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых и рабочих рашеток.

В реальной практике процесс профилирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, прочностных, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что и создает предпосылки применения в подобных расчетах ЭВМ.

Камеры сгорания авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновре-менно 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 подаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Проектировочные работы по сути являются первым приближением в создании КС новых двигателей с одновременным использованием предыдущего опыта каждого отдельного двигателестрои-тельного предприятия.

Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, исходя из удовлетворения экологическим нормам.

Основные требование, предъявляемые к КС:

— высокая полнота сгорания топлива;

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

— устойчивость горения в широком диапазоне коэфициента 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 пульсации давления;

— малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

— большая надежность и ресурс;

— малая масса.

Камера сгорания ГТД предназначена для подвода тепла к рабочему телу путем сгорания топлива в кислороде воздуха. Воздух в КС подается из компрессора через диффузор, в котором скорость воздуха снижается примерно в 5…6 раз для уменьшения потерь давления в КС. Затем поток попадает в широкую полость, где, разделяясь, обтекает жаровую трубу. В жаровой трубе для предотвращения срыва пламени создают область малых скоростей в виде зоны обратных токов с помощью завихрителей (в начале жаровой трубы, в т.н. первичной зоне).

За первичной зоной находится промежуточная, куда поступает основная часть вторичного воздуха через отверстия в жаровой трубе. За счет этого воздуха происходит догорание отдельных областях переобогащенных топливом газовых образований. Сам участок жаровой трубы от форсунок до места окончания горения называется зоной горения.

За зоной горения следует зона смешения, куда подается смесительный воздух, размеры струй которого обеспечивают заданное радиального поля температуры газа на выходе из КС. Заканчивается КС газосборником.

В настоящее время выделено три типа КС ГТД: кольцевая, трубчато кольцевая и трубчатая. Наибольшее распространение получила схема кольцевой КС, т.к. она отличается компактностью конструкции и меньшей массой. Жаровая труба кольцевой КС (по сравнению с другими схемами) имеет меньшую поверхность, а значит, и для ее охлаждения требуется меньший объем воздуха.

В зависимости от направления течения потока газа различают прямоточные, противоточные и петлевые схемы КС. Для проектируемого в данной работе ГТД (согласно с прототипом) выбрана схема кольцевой прямоточной КС.

Наиболее распространенным видом выходных устройств воздушно реактивных двигателей (ВРД) является реактивное сопло (насадок). Основное предназначение реактивных сопел ВРД — эффективное преобразование потенциальной энергии газа на входе в сопло в кинетическую энергию реактивной струи. Помимо этого, реактивные сопла могут выполнять такие функции, как обеспечение необходимых законов регулирования двигателя (регулирование режима работы двигателя за счет изменения площади критического сечения или сечения среза сопла), девиация и реверс тяги, снижение уровня шума, подавление инфракрасного излучение (последний фактор особенно актуален для боевых летательных аппаратов в связи с широким распространением авиационных поражающих средств, реагирующих на инфракрасное излучение). Степень совершенства реактивного сопла в значительной степени определяет летно-технические характеристики.

1. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ДОЗВУКОВОГО ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА

1.1 Выбор закона крутки Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевого компрессора при обеспечении дозвукового обтекания лопаток может быть применена закрутка потока, обеспечивающая постоянство и Н_т по радиусу. Ступени с постоянной степенью реактивности и теоретическим напором широко применяются в ГТД, в частности, в качестве первых ступеней дозвукового компрессора высокого давления.

1.2 Расчет параметров потока Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней компрессора на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД:

— степень повышения давления в ступени компрессора ;

— окружная скорость ;

— теоретический напор ;

— КПД ступени ;

— коэфициент восстановления полного давления в направляющем аппарате ;

— ;

— относительный диаметр на входе в РК ;

— относительный диаметр на выходе из РК ;

— осевая составляющая абсолютной скорости на входе в РК

;

— окружная составляющая абсолютной скорости на входе из РК

;

— полная температура на входе в РК ;

— полное давление на входе в РК ;

— периферийный диаметр проточной части ;

— ;

— ;

— ;

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.

Таблица 1.1 — Исходные данные

26 11 08 1 4 1.380 287.00 (дата, M, Ks, kг, Rг)

1.345 341.500 .200 .857 .985 .928 .60 .630

0.000 150.000 288.150 98 306. 73.100 2.1700 .988

0.967 1.046

_ _ _ _

Пi* Uк Hтвт КПД* Sна D21 d1вт d2вт

m С1асp Т1* P1* С1uсp D1к Кн

W1к/W1сp W1вт/W1сp

Тип ступени: 1 — дозвуковая ступень;

(M) 2 — свеpхзвуковая ступень .

Закон кpутки: 1 — пеpвая ступень без ВНА (С1u=0., А=В=D=0.);

(Ks) 2 — «свободный вихpь «(на входе) пpи заданном Нт®;

3 — «твеpдое тело «(на входе) пpи заданном Нт®;

4 — Rок=const пpи заданном Нт® ;

5 — по значениям W1к/W1сp и W1вт/W1сp.

Таблица 1.2 — Результаты расчета решетки профилей ступени дозвукового осевого компрессора:

ГДР СТ. ОК ДАТА 26.11. 8

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

M= 1 KR= 4 КГ= 1.380 RГ= 287.00

1.345 341.50 .200 .857 .985 .928 .600 .630

.000 150.00 288.15 98 306. 73.10 2.170 .988

.967 1.046 А= .450 B=-.129 D= .000

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК

PI1=1.304 PI2=1.345 HZ1=26 563. HZ2=29 801. T01=313.64 T02=316.74

P01= 128 178. P02= 132 222.

(GB=360.277 ROK= .5502 HTO= .2586 WC= 3005.6)

Таблица 1

N U CU CA T0 T P0 P

ROTH RO C W LC LW AL BE

11 341.50 109.43 112.40 288.15 276.34 98 306. 84 451.

1.0000 1.0648 156.87 257.86 .5066 .8051 45.768 25.843

12 307.98 89.55 136.52 288.15 275.36 98 306. 83 365.

.9019 1.0549 163.27 257.59 .5272 .8056 56.738 32.005

13 275.53 69.19 152.57 288.15 274.69 98 306. 82 625.

.8068 1.0481 167.52 256.62 .5410 .8038 65.607 36.479

14 241.89 46.44 163.67 288.15 274.26 98 306. 82 165.

.7083 1.0438 170.13 254.92 .5494 .7995 74.157 39.943

15 204.90 18.55 170.21 288.15 274.09 98 306. 81 972.

.6000 1.0421 171.21 252.38 .5529 .7926 83.780 42.408

* * * * * * * *

21 316.91 218.10 102.17 318.25 290.42 136 254. 97 732.

.9280 1.1726 240.84 142.14 .7400 .4497 25.101 45.956

22 284.73 205.86 154.58 317.57 285.78 135 342. 92 271.

.8338 1.1250 257.43 173.54 .7918 .5490 36.902 62.968

23 256.76 186.78 187.40 315.54 281.95 132 634. 88 138.

.7518 1.0892 264.59 200.04 .8165 .6319 45.095 69.525

24 229.14 159.55 210.45 312.16 278.70 128 208. 84 937.

.6710 1.0619 264.10 221.66 .8193 .6988 52.833 71.702

25 199.95 120.69 224.98 307.42 276.15 122 194. 82 770.

.5855 1.0443 255.31 238.53 .7982 .7506 61.789 70.593

* * * * * * * *

81 316.91 94.94 130.98 288.15 275.60 98 306. 83 622.

.9280 1.0572 161.77 257.73 .5224 .8057 54.063 30.544

82 284.73 75.09 148.61 288.15 274.85 98 306. 82 805.

.8338 1.0497 166.50 256.97 .5377 .8045 63.193 35.332

83 256.76 56.74 159.39 288.15 274.42 98 306. 82 332.

.7518 1.0454 169.19 255.76 .5463 .8017 70.406 38.551

84 229.14 37.24 166.57 288.15 274.17 98 306. 82 066.

.6710 1.0429 170.69 254.11 .5512 .7974 77.398 40.959

85 199.95 14.50 170.64 288.15 274.08 98 306. 81 965.

.5855 1.0420 171.25 252.01 .5530 .7916 85.143 42.618

Таблица 2

Профилирование лопатки РК по радиусу

————————————————————————————-;

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

————————————————————————————-;

ro .9280 .8338 .7518 .6710 .5855

b 146.3 146.3 146.3 146.3 146.3

t 180.8 162.4 146.4 130.7 114.0

b/t .8094 .9009 .9990 1.119 1.283

Cm .0500 .0550 .0600 .0700 .0800

i .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

del 8.429 11.80 11.52 10.36 8.705

dbe 15.41 27.64 30.97 30.74 27.97

tet 23.84 39.44 42.49 41.10 36.68

be1l 30.54 35.33 38.55 40.96 42.62

be2l 54.39 74.77 81.04 82.06 79.30

Число pабочих лопаток — 35. шт.

` (Данные по пpофилиpованию записаны в файл gfrk. dat)

Полученные графические зависимости параметров потока от высоты лопатки рабочего колеса данной ступени изображены на рисунках 1.1−1.3

Рисунок 1.1 — Изменение и по радиусу лопатки РК Рисунок 1.2 — Изменение и по радиусу лопатки РК Рисунок 1.3 — Изменение и по радиусу лопатки РК Полученные треугольники скоростей изображены на рисунках 1.4−1.8

Рисунок 1.4 — Планы скоростей в сечении 1,2

Рисунок 1.5 — Планы скоростей в сечении 3

Рисунок 1.6 — Планы скоростей в сечении 4

Рисунок 1.7 — Планы скоростей в сечении 5

1.3 Расчет и построение решеток профилей Данные, необходимые для построения решеток профилей, заносятся в файл gfrk.dat. Построение профилей осуществляется с помощью программы gfrk.exe.

Таблица 1.3. — Исходные данные для профилирования

1 5 20 1

1 0 1 1 0 0 2170.0 35.

.9280 .8338 .7518 .6710 .5855

146.30 146.30 146.30 146.30 146.30

.0500 .0550 .0600 .0700 .0800

30.54 35.33 38.55 40.96 42.62

54.39 74.77 81.04 82.06 79.30

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000

Полученные профили изображены на рисунках 1.9−1.13

Рисунок 1.8 — Решетка профилей в сечении 1

Рисунок 1.9 — Решетка профилей в сечении 2

Рисунок 1.10 — Решетка профилей в сечении 3

Рисунок 1.11 — Решетка профилей в сечении 4

Рисунок 1.12 — Решетка профилей в сечении 5

Рисунок 1.13 — Профили рабочей лопатки компрессора по высоте

2 РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

2.1 Выбор закона профилирования Применение закона профилирования и значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

Данные особенности обусловили широкое применение закона крутки и при проектировании турбин авиационных ГТД.

2.2 Расчет турбины на ЭВМ Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней турбины на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД:

— средний диаметр проточной части на входе и на выходе из рабочего колеса и ;

— высота лопатки на входе и на выходе и ;

— коэфициент скорости решетки СА

— коэфициент скорости решетки РК

— приведеная скорость потока перед РК

— термодинамическая степень реактивности

— расходные, и окружные ,

составляющие абсолютной скорости на входе и на выходе из РК;

— угол потока в абсолютном движении на выходе из СА ;

— угол потока в относительном движении на входе и на выходе из РК;

— массовый расход газа на входе и на выходе из РК;

— частота вращения ротора ;

— температура газа за РК по заторможенным параметрам .

Исходные данные газодинамического расчета ступени турбины КНД размещаются в файле исходных данных oct. dat (таблица 2.1). Результаты расчета, получаемые по программе oct. exe, заносятся в файл oct. rez (таблица 2.2).

Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета турбины. Помимо таблицы расчетных данных, программа oct. exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме.

Таблица 2.1 — Исходные данные

26 11 08 1 1 1.305 290. Дата, nr, kz, kг, Rг

2.390 2.390 .130 .150 D1c, D2c, h1, h2

.945 .955 .771 .330 fi, psi, Л1, Roтc

140.00 145.00 536.00 -48.80 C1ac, C2ac, C1uc, C2uc

15.20 40.80 18.90 318.00 322.00 alf1c, be1c, be2c, G1, G2

90.00 90.00 90.00 90.00 90.00 alf0i

3000.0 1380. n, T2*

Лопатка СА — nr=0, лопатка РК — nr=1.

Закон кpутки: 0 — C1u*r=const, C2u*r=const;

(kz) 1 — alf1®=const, L®=const;

2 — alf1®=const, be2®=const.

Таблица 2.2 — Результаты расчета решетки профилей ступени осевой газовой турбины Дата 26.11. 8 NR= 1 KZ= 1 Кг = 1.305 Rг = 290.0

D1ср=2.3900 D2ср=2.3900 h1 = .1300 h2 = .1500

C1aср=140.00 C2aср=145.00 C1uср=536.00 C2uср= -48.80

alf1с= 15.20 be1ср= 40.80 be2ср= 18.90

alf0 = 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00

Л1 = .771 Фи = .945 Пси = .955 Rтс = .330

n = 3000.0 T2* = 1380.0

Таблица 1

Изменение параметров потока по радиусу

—————————————————————————————;

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

—————————————————————————————;

r 1.265 1.230 1.195 1.160 1.125

ro 1.000 .9723 .9447 .9170 .8893

U 397.4 386.4 375.4 364.4 353.4

C1u 511.2 523.3 536.0 549.4 563.6

C1a 133.0 136.4 140.0 143.8 147.8

alf1 15.20 15.20 15.20 15.20 15.20

C1 528.2 540.8 554.0 567.9 582.6

be1 49.44 44.90 41.08 37.86 35.11

C2u -41.28 -44.91 -48.80 -52.99 -57.52

W2u 438.7 431.3 424.2 417.4 411.0

C2a 142.5 143.9 145.0 145.9 146.6

be2 18.00 18.45 18.87 19.27 19.63

Л1 .7352 .7526 .7710 .7904 .8109

Rт .3908 .3616 .3300 .2959 .2589

T2w 1457. 1454. 1452. 1449. 1447.

Л2w .6669 .6580 .6494 .6410 .6330

Л1w .2531 .2796 .3086 .3397 .3728

Л2 .2204 .2239 .2273 .2306 .2340

dbe 112.6 116.7 120.0 122.9 125.3

alf2 73.85 72.66 71.40 70.04 68.58

Таблица 2.3 — Результаты расчета решетки профилей ступени осевой газовой турбины (продолжение):

Таблица 2

Профилирование лопатки РК по радиусу Таблица 2

Профилирование лопатки РК по радиусу

—————————————————————————————;

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

—————————————————————————————;

ro 1.000 .9723 .9447 .9170 .8893

b 140.0 140.0 140.0 140.0 140.0

t 89.31 86.84 84.36 81.89 79.42

t/b .6379 .6203 .6026 .5850 .5673

i 7.557 9.098 8.917 10.14 7.886

delt .3332 .3701 .4078 .4458 .4832

Cm .1900 .1950 .2000 .2100 .2150

xcm .2719 .2689 .2648 .2637 .2583

be1l 57.00 54.00 50.00 48.00 43.00

be2l 19.15 18.82 18.46 18.08 17.66

bey 49.65 51.42 54.03 55.26 58.98

r1 4.750 4.850 5.000 5.250 5.625

r2 1.800 1.800 1.800 1.800 1.800

Число pабочих лопаток — 89. шт.

Полученные графические зависимости параметров потока от высоты лопатки рабочего колеса данной ступени изображены на рисунках 2.1−2.3

Рисунок 2.1 — Изменение и по радиусу лопатки РК Рисунок 2.2 — Изменение и по радиусу лопатки РК Рисунок 2.3 — Изменение и по радиусу лопатки РК Полученные треугольники скоростей изображены на рисунке 2.4

Рисунок 2.4 — Планы скоростей в сечении 1,2,3,4,5

Данные построения содержатся в файле gfrt. dat (таблица 2.4), построение профилей осуществляется с помощью графической программы gfrt. exe

Таблица 2.4 — Исходные данные для построения решетки профилей:

5 20 1 4 0 1 0 89 1

1.0000 .9723 .9447 .9170 .8893

140.00 140.00 140.00 140.00 140.00

89.31 86.84 84.36 81.89 79.42

.1900 .1950 .2000 .2100 .2150

.2719 .2689 .2648 .2637 .2583

57.00 54.00 50.00 48.00 43.00

19.15 18.82 18.46 18.08 17.66

4.75 4.85 5.00 5.25 5.63

1.80 1.80 1.80 1.80 1.80

1.00 1.00 1.00 1.00 1.00

Полученные профили изображены на рисунках 2.7−2.11

Рисунок 2.5 — Решетка профилей в сечении 1

Рисунок 2.6 — Решетка профилей в сечении 2

Рисунок 2.7 — Решетка профилей в сечении 3

Рисунок 2.8 — Решетка профилей в сечении 4

Рисунок 2.9 — Решетка профилей в сечении 5

2.3 Расчет параметров потока в межвенцовых зазорах ступени в среднем, периферийном и втулочном сечении Исходные данные:

2.3.1 Радиусы струек тока в сечениях 1−1 и 2−2

м м

м м

2.3.2 Окружные скорости на входе и на выходе из РК

м/с

м/с

м/с

м/с

2.3.3 Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата м/с м/с где

2.3.4 Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток соплового аппарата (при использовании закона крутки

С_1aвт=C_1Uвт*tg ()=556,832 *tg (15.2)= 151,458 м/с С_1aп=C_1Uп*tg ()=516,991*tg (15.2)= 140.621 м/с

2.3.5 Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток соплового аппарата

2.3.6 Абсолютная скорость на выходе из лопаток соплового аппарата

м/с

м/с

2.3.7 Приведеная скорость перед рабочим колесом в абсолютном движении

2.3.8 Угол потока в относительном движении на входе в лопатки рабочего колеса Учитывая, что находим и по формуле:

тогда

град

тогда

град.

2.3.9 Относительная скорость на входе в лопатки рабочего колеса

м/с

м/с

м/с

2.3.10 Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток рабочего колеса

Lu=Дж

м/с

м/с где — работа на окружности колеса

2.3.11 Окружная составляющая относительной скорости на выходе из лопаток рабочего колеса

W_2UBT=U_2BT-C_2UBT=352.402+61.51=413,912 м/с

W_2UCP=U_2CP-C_2UCP=376+48.8=424,8 м/с

W_2UП=U_2П-C_2UП=399,598+36,774=436,373м/с

2.3.12 Расходная составляющая абсолютной скорости на выходе из лопаток рабочего колеса При закрутке потока по закону :

м/с

м/с

2.3.13 Угол потока в относительном движении на выходе из лопаток рабочего колеса Закрутка потока соответствует условию, поэтому

2.3.14 Угол потока в абсолютном движении на выходе из лопаток рабочего колеса Учитывая, что, находим и по формуле:

град

град

град

2.3.15 Относительная скорость на выходе из лопаток рабочего колеса

м/с

м/с

м/с

2.3.16 Абсолютная скорость на выходе из лопаток рабочего колеса

м/с

м/с

м/с

2.3.17 Угол поворота потока в относительном движении

град

град

град

2.3.18 Температура газа за рабочим колесом по заторможенным параметрам в относительном движении К

К К

2.3.19 Приведеная скорость за рабочим колесом в относительном движении

2.3.20 Термодинамическая степень реактивности Таблица 2.4 — Результаты расчета параметров потока в межвенцовых зазорах ступени в среднем, периферийном и втулочном сечении:

2.4 Расчет профилей лопаток турбины

2.4.1 Радиусы расположения сечений Учитывая, что находим радиусы среднего, втулочного и периферийного сечений:

2.4.2 Шаг решетки

t_CP=84,36 мм;

t_BT=t_CP*=84,36*=79,418 мм

t_П=t_CP*=84,36*=89,302 мм

2.4.3 Хорда профиля лопатки Принимаем хорду профиля постоянной по высоте лопатки:

2.4.4 Угол установки профиля лопатки в решетке

_увт=85.95−1.277(_1вт-_2вт)+0.0084(_1вт-_2вт)²=

=85.95−1.277(36.9−18.9)+0.0084(36.9−18.9)²=65.67град

_уср=85.95−1.277(_1ср-_2ср)+0.0084(_1ср-_2ср)²=

=85.95−1.277(40.8−18.9)+0.0084(40.8−18.9)²=60.71 град

_уп=85.95−1.277(_1п-_2п)+0.0084(_1п-_2п)²=

=85.95−1.277(49.4−18.9)+0.0084(49.4−18.9)²=54.82град

2.4.5 Геометрический угол решетки на входе Согласно графику обобщенной зависимости для выбора геометрических углов решетки на входе (рис. 2.2, стр. 17 [2]) определяем углы:

_л1вт=43 град _л1ср=50 град _л1п=57 град

2.4.6 Геометрический угол решетки на выходе Согласно графику обобщенной зависимости для выбора геометрических углов решетки на выходе (рис. 2.3, стр. 18 [2]) определяем углы:

_л2вт =17,66 град _л2ср =18,46 град _л2вт =19,15 град

2.4.7 Угол отгиба выходной кромки

2.4.8 Относительная толщина профиля лопатки

=1.1=0.22

=2*-=0.18

2.4.9 Абсолютная толщина профиля лопатки мм мм мм

2.4.10 Ширина узкого сечения горла межлопаточного канала а_вт=t_вт*sin_эф=79,42*sin 18=24,064 мм а_ср=t_ср*sin_эф=84,36sin 20=26,742 мм ап=t_п*sin_эф=29,291*sin 22=89,302 мм

2.4.11 Относительное удаление максимальной толщины профиля

2.4.12 Абсолютное удаление максимальной толщины профиля

мм

мм

мм

2.4.13 Радиус скругления входной кромки

R_1вт=0,3*С_maxBT=0,3*22=6,6 мм

R_1ср=0,3*С_maxСР=0,3*20= 6 мм

R_1п=0,3*С_maxП=0,3*18=5,4 мм

2.4.14 Радиус скругления выходной кромки Принимаем постоянным по высоте лопатки, тогда

R_2вт= R_2ср= R_2п=0,5*а_cp*=0,5*26,742*0.2=2,674 мм

2.4.15 Угол заострения входной кромки

град

град

град

R_maxВТ=0,5*С_maxвт=0,5*22=11 мм

R_maxСР=0,5*С_maxср=0,5*20=10 мм

R_maxП=0,5*С_maxвт=0,5*18=9 мм где — длина развертки профиля, определяемая по формуле:

2.4.16 Угол заострения выходной кромки

2.4.17 Угол, образованный лучом, прохоходящим через центры окружностей и, фронтом решетки

град

град

град

Таблица 2.5 — Результаты расчетов геометрических параметров решетки профилей в среднем, концевом и втулочном сечении

3 РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ Успех создания конкурентоспособной ГТУ во многом зависит от эффективности работы камеры сгорания, в значительной степени определяющей надежность, экономичность, экологические характеристики газотурбинной установки. Наряду с выполнением традиционных требований (по полноте сгорания — не менее 0,99, потерям полного давления — менее 0,06, уровню неравномерности температурного поля газа на выходе: радиальной — не более 1,08, окружной — не более 1,25, надежности розжига во всем диапазоне атмосферных температур) к камере сгорания предъявляются жесткие требования по обеспечению допустимого уровня концентрации вредных веществ в продуктах сгорания, в первую очередь оксидов азота NO_X. Решение задачи снижения концентрации NO_X до 50 мг/нм³ при сжигании газа требует изменения конструкции камеры сгорания. Сопутствующие этому требования по универсальности к роду сжигаемого топлива (жидкое, газообразное), увеличению ресурса, высокой эксплуатационной технологичности и ремонтопригодности определили целесообразность реализации камеры сгорания противоточной схемы со съемными модулями жаровых труб и кольцевым газосборником.

При разработке камеры сгорания противоточной схемы используются как экспериментальные методы, так и аналитические, в частности численное моделирование. Одним из основных расчетных этапов является газодинамический расчет камеры сгорания с целью определения основных параметров потока по длине, оценки коэффициентов потерь полного давления и полноты сгорания топлива, подготовки исходных данных для последующих стадий проектирования узла (расчетов системы топливоподачи, теплового состояния стенок, прочностных расчетов и других).

Камера сгорания — важный узел двигателя, работающий в тяжёлых условиях больших механических нагрузках и высоких тепловых напряжений.

Камера сгорания предназначена для реализации процесса подвода тепла к рабочему телу. Тепло в камере сгорания выделяется в результате реакции горения топлива. Горючим является природный газ, окислителем — кислород.

На проектируемой установке камера сгорания размещается в кольцевом пространстве над компрессором, что объясняется требованиями сокращения осевых габаритов двигателя.

По конструктивному выполнению камера сгорания является трубчато-кольцевой. Наличие отдельных жаровых труб таких камер сложнее, чем изготовление жаровых труб индивидуальных камер, так как требуется специальное профилирование выходной части.

В весовом отношении трубчато-кольцевые камеры занимают промежуточное положение между индивидуальными и кольцевыми камерами сгорания.

Доступ к жаровым трубам и узлу проточной части компрессора можно обеспечить без предварительной разборки двигателя, так как конструкция внешнего корпуса съемная.

Вследствие расположения камеры сгорания над компрессором, схема течения потока воздуха и продуктов сгорания является противоточной. Поток воздуха, проходя камеру сгорания, совершает несколько поворотов.

3.1 Исходные данные

При расчете используются основные геометрические соотношения КС двигателя-прототипа. Подбор исходных данных выполняем в соответствии с рекомендациями методического пособия.

Тип КС — трубчато-кольцевая;

G_в — расход воздуха, кг/с;

Т_к^* — температура заторможенного потока перед КС, К;

Т_г^* — температура заторможенного потока за КС, К;

Р_к^* — давление заторможенного потока перед КС, Па;

— коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями;

— коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный процессом подвода тепла;

— коэффициент полноты сгорания КС;

— коэффициент полноты сгорания в зоне горения;

L₀ — стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива, кг возд./кг топл.;

Н_U — теплотворная способность топлива, Дж/кг;

б — коэффициент избытка воздуха КС;

D_K — диаметр компрессора на выходе, м;

— относительный внутренний диаметр компрессора на выходе;

D_T — диаметр турбины на входе в СА, м;

— относительный внутренний диаметр турбины на входе в СА;

— относительный диаметр КС-прототипа;

— относительный внутренний диаметр КС-прототипа;

— относительный диаметр жаровой трубы;

— относительный внутренний диаметр жаровой трубы;

е — коэффициент учета зазора между головками КС;

Числовые значения вышеперечисленных параметров приведены в таблице 3.1

Таблица 3.1

Схема камеры сгорания представлена на Рисунке 3.1

3.2 Расчет трубчатой кольцевой камеры сгорания Цель расчета — определение размеров камеры сгорания. При определении основных габаритных размеров камеры сгорания можно задаваться и варьировать в рекомендованных пределах несколькими параметрами. К этим параметрам относятся: удельная теплонапряжонность жаровой трубы Q_vp, длинна жаровой трубы L_ж, длинна диффузора l_дкф, отношение средних скоростей в камере и жаровой трубе, отношение внутреннего диаметра кожуха камеры сгорания к наружному. В соответствии с выбранными параметрами меняется общая длина камеры сгорания, ее наружный диаметр, форма диффузора и общая конфигурация камеры. Размеры камеры сгорания определялись по безразмерным соотношениям, опираясь на данные камеры сгорания прототипа.

Рисунок 3.1 Схема камеры сгорания Таблица 2.2 Результаты расчета камеры сгорания

Вывод Сделан расчёт основных геометрических параметров камеры сгорания самого сложного узла двигателя. Данный расчёт не является окончательным. Однако на этом этапе были заложены параметры, которые обеспечат длительный ресурс. А также параметры, отвечающие геометрическим соотношениям, обеспечивающим равномерность параметров на выходе из камеры сгорания, минимальные гидравлические потери, хорошее перемешивание горючей смеси и, как следствие, полноту сгорания топлива.

Данная камера сгорания отвечает требованиям по надёжности, равномерности поля параметров и обеспечению длительной работы ГТД, работающего в системе газоперекачивающего агрегата.

компрессор турбина реактивный насадка

4. РАСЧЕТ РЕАКТИВНОГО НАСАДКА Диффузор — это аэродинамическое устройство, предназначенное для преобразования кинетической энергии потока в потенциальную, с возможно большей эффективностью. Осерадиальный диффузор с промежуточным поджатием потока имеет преимущества связанные с конфузорным характером течения при повороте потока и двумя отдельными участками диффузорного типа. А так же технологические преимущества за счёт реализации оборотов диффузора прямыми линиями и дугами окружности.

При проектировании и разработке конструкций выходных патрубков ставится задача получения максимального КПД при выполнении требований к габаритности и других требований.

Расчётная схема представлена на рисунке 4.1.

Рисунок 4.1 Расчетная схема Исходными геометрическими данными являются результаты газодинамического расчёта турбины, и конструктивные особенности переходного канала к выходному устройству, выбранные из конструктивных соображений.

4.1 Исходные данные

D₁=1,912- входной диаметр обтекателя, м;

D₂=2,39 — входной диаметр обечайки, м;

L=3,3 — осевая длина диффузора, м;

D_к=4,78 — выходной диаметр диффузора, м;

l_k =0,393 — ширина выходного сечения;

n_р=3,655 — степень повышения давления;

=3 — входной угол наклона обтекателя, град;

=9 — входной угол наклона обечайки, град;

Получаем данные для расчета размеров выходного патрубка:

— диаметр обвода боковой стенки патрубка:

.

— площадь выходного и входного сечения диффузора:

;

;

;

— площадь условного кольцевого проходного сечения, образованного боковой стенкой патрубка и выходной кромкой диффузора:

;

— площадь проходного сечения сборной камеры

4.2 Расчет осерадиального диффузора Расчет осерадиального диффузора выполняем на ЭВМ с использованием программы DIFFUZOR.exe.

Программа DIFFUZOR. exe позволяет выполнять расчет по предварительно заданным габаритным размерам диффузора. При этом его проточная часть профилируется с оптимальной степенью конфузорноси на поворотном участке. Кроме того, для диффузора с заданной геометрией программа позволяет определить закон изменения текущей степени расширения по длине его проточной части.

Массив исходных данных и результатов расчета размещен в файле DIFFUZOR.rez. представленном в (таблице3.1),.

Табл. 4.1 Массив исходных данных и результатов расчета

PACЧЕТ ОСЕРАДИАЛЬНОГО ВЫХОДНОГО ДИФФУЗОРА С ПРОМЕЖУТОЧНЫМ ПОДЖАТИЕМ ПОТОКА ИСХ. ДАННЫЕ:

ДАТА: 15 11 7 S= 1.000 Q= 1.040

D1= 1.91 200 D2= 2.39 000 L= 3.30 000 DK= 4.78 000 NP= 3.655

ALFA1= 3.00 R1= .68 808 XC1= 2.61 192 RC1= 1.78 191 LK= .39 310

ALFA2= 9.00 R2= .86 010 XC2= 2.4 681 RC2= 2.39 000 FN= 1.61 506

I NS XS RS LS

0 1.62 .1 877 .11 934 .0

1 1.8 126 .16 705 .12 712 .14 910

2 1.16 378 .31 533 .13 490 .29 819

3 1.24 820 .46 362 .14 268 .44 729

4 1.33 449 .61 190 .15 046 .59 638

5 1.42 267 .76 018 .15 824 .74 548

6 1.51 274 .90 846 .16 603 .89 458

7 1.60 469 1.5 674 .17 381 1.4 367

8 1.69 852 1.20 502 .18 159 1.19 277

9 1.79 424 1.35 330 .18 937 1.34 186

10 1.89 184 1.50 159 .19 715 1.49 096

11 1.99 133 1.64 987 .20 493 1.64 006

12 2.9 270 1.79 815 .21 272 1.78 915

13 2.19 596 1.94 643 .22 050 1.93 825

14 2.30 110 2.9 471 .22 828 2.8 734

15 2.41 270 2.24 987 .23 624 2.24 333

16 2.65 301 2.43 989 .25 839 2.43 606

17 3.8 959 2.63 439 .29 759 2.63 675

18 3.75 816 2.81 709 .32 733 2.84 180

19 4.10 231 2.95 231 .31 888 3.4 657

20 3.86 544 3.2 918 .27 082 3.25 104

21 3.61 209 3.7 100 .22 900 3.44 765

22 3.52 594 3.9 544 .20 456 3.63 536

23 3.65 500 3.10 345 .19 655 3.81 890

NPV= 1.163 NS1= 4.102 NS2= 3.526

ДАТА: 15 11 7 S= 1.000 Q= 1.040

D1= 1.91 200 D2= 2.39 000 L= 3.30 000 DK= 4.78 000 NP= 3.655

ALFA1= 3.00 R1= .86 010 XC1= 2.43 990 RC1= 1.94 515 LK= .39 310

ALFA2= 9.00 R2= .86 010 XC2= 2.4 681 RC2= 2.39 000 FN= 1.61 506

I NS XS RS LS

0 1.62 .1 877 .11 934 .0

1 1.8 126 .16 705 .12 712 .14 910

2 1.16 378 .31 533 .13 490 .29 819

3 1.24 820 .46 362 .14 268 .44 729

4 1.33 449 .61 190 .15 046 .59 638

5 1.42 267 .76 018 .15 824 .74 548

6 1.51 274 .90 846 .16 603 .89 458

7 1.60 469 1.5 674 .17 381 1.4 367

8 1.69 852 1.20 502 .18 159 1.19 277

9 1.79 424 1.35 330 .18 937 1.34 186

10 1.89 184 1.50 159 .19 715 1.49 096

11 1.99 133 1.64 987 .20 493 1.64 006

12 2.9 270 1.79 815 .21 272 1.78 915

13 2.19 596 1.94 643 .22 050 1.93 825

14 2.30 110 2.9 471 .22 828 2.8 734

15 2.41 270 2.24 987 .23 624 2.24 333

16 2.65 283 2.43 963 .25 910 2.43 592

17 3.7 711 2.62 802 .28 613 2.63 350

18 3.47 975 2.79 670 .29 670 2.83 285

19 3.76 204 2.93 268 .28 836 3.3 244

20 3.81 206 3.2 448 .26 450 3.23 083

21 3.61 209 3.7 098 .22 902 3.42 589

22 3.52 594 3.9 544 .20 456 3.61 359

23 3.65 500 3.10 345 .19 655 3.79 713

NPV= 1.081 NS1= 3.812 NS2= 3.526

ДАТА: 15 11 7 S= 1.000 Q= 1.040

D1= 1.91 200 D2= 2.39 000 L= 3.30 000 DK= 4.78 000 NP= 3.655

ALFA1= 3.00 R1= 1.3 211 XC1= 2.26 789 RC1= 2.10 839 LK= .39 310

ALFA2= 9.00 R2= .86 010 XC2= 2.4 681 RC2= 2.39 000 FN= 1.61 506

I NS XS RS LS

0 1.62 .1 877 .11 934 .0

1 1.8 126 .16 705 .12 712 .14 910

2 1.16 378 .31 533 .13 490 .29 819

3 1.24 820 .46 362 .14 268 .44 729

4 1.33 449 .61 190 .15 046 .59 638

5 1.42 267 .76 018 .15 824 .74 548

6 1.51 274 .90 846 .16 603 .89 458

7 1.60 469 1.5 674 .17 381 1.4 367

8 1.69 852 1.20 502 .18 159 1.19 277

9 1.79 424 1.35 330 .18 937 1.34 186

10 1.89 184 1.50 159 .19 715 1.49 096

11 1.99 133 1.64 987 .20 493 1.64 006

12 2.9 270 1.79 815 .21 272 1.78 915

13 2.19 596 1.94 643 .22 050 1.93 825

14 2.30 110 2.9 471 .22 828 2.8 734

15 2.41 270 2.24 987 .23 624 2.24 333

16 2.63 645 2.43 821 .25 200 2.43 521

17 2.89 809 2.61 659 .26 251 2.62 879

18 3.16 276 2.77 602 .26 480 2.82 312

19 3.39 448 2.90 863 .25 866 3.1 723

20 3.54 799 3.664 .24 656 3.21 011

21 3.58 161 3.6 788 .22 743 3.40 058

22 3.52 594 3.9 544 .20 456 3.58 761

23 3.65 500 3.10 345 .19 655 3.77 115

NPV= 1.016 NS1= 3.582 NS2= 3.526

коэффициент полных потерь= .361

Вывод В данном разделе курсового проекта мы спроектировали выходной патрубок приводного ГТД — осерадиальный диффузор.

Полученное выходное устройство удовлетворяет всем требованиям, предъявляемым к осерадиальным диффузорам: обеспечены оптимальные размеры, а также обеспечивается минимальные потери и необходимое направление отвода рабочего тела.

ВЫВОДЫ В результате выполнения данного задания освоена методика расчета параметров потока в ступенях компрессора, турбины, в камерах сгорания и реактивных насадках. Помимо этого освоена методика построения решеток профилей ступеней лопаточных машин и способы профилирования геометрии проточной части камер сгорания и реактивных насадков.

Решетки профилей первой ступени компрессора высокого давления профилировалась по закону постоянства и Н_т по радиусу лопатки. Ступени с постоянной степенью реактивности и теоретическим напором широко применяются в ГТД, в частности, в качестве первых ступеней дозвукового компрессора высокого давления. Спрофилированная в данной работе ступень компрессора является средненагруженной (значение), обладает высоким КПД (что соответствует высокому уровню значений КПД современных осевых компрессоров), и отвечает всем требованиям, предъявляемым к ступеням современных авиационных компрессоров.

Решетки профилей первой ступени газовой турбины профилировалась по закону и. Профилирование лопаток по данному закону значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе. Турбина высокого давления одноступенчатая, высоконагруженная, имеет значение коэффициента полезного действия. На расчетном режиме работы обеспечиваются допустимые углы натекания потока на рабочее колесо б1 > 14,0 град. В ходе профилирования лопаток рабочего колеса были получены высокие значения угла поворота потока, которые не укладываются в пределы допустимого диапазона. В дальнейших расчетах необходимо будет устранить данный недостаток путем снижения нагрузки на данную ступень турбины.

Расчет параметров потока и профилирование камеры сгорания выполнены с помощью кафедральных программ на ЭВМ. Полученный облик близок к облику камеры сгорания прототипа. По уровню потерь полного давления камера сгорания отвечает современным требованиям: потери вследствии гидравлического сопротивления, вследствии теплового сопротивления. Значение коэфициента полноты сгорания топлива, что является высоким показателем для камер сгорания авиационных ГТД.

Расчет параметров потока в реактивном насадке выполнен с помощью кафедральной программы на ЭВМ. На срезе сопла двигателя получена скорость Сс=538,9(м/с). Полученное значение свидетельствует о том, что сопло работает на режиме недорасширения (т.е. выбрасывает недорасширившийся газ).

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК

1. В. Ю. Незым. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1988 — 41 с.

2. В. А. Коваль. Профилирование лопаток авиационных турбин: Учебное пособие — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986 — 48 с.

3. А. Н. Анютин. Расчет и профилирование на ЭВМ лопаток осевой газовой турбины — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1991 — 32 с.

4. В. П. Герасименко, А. А. Никишов. Проектирование камер сгорания газотурбинных двигателей — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1999 — 88 с.

5. А. Д. Грига. Расчет камер сгорания ВРД — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985 — 85 с.

6. А. Д. Грига. Расчет и профилирование реактивного насадка ВРД — Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1972 — 47 с