Расчет узлов авиационного двигателя и их согласование

УДК 621.45.02

Iнв. № 

МIНIСТЕРСТВО ОСВIТИ I НАУКИ УКРАЇНИ

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” 

 

Кафедра  теорii авiацiйних  двiгунiв 
 

ПРИВIДНИЙ ГАЗОТУРБІННИЙ ДВИГУН

ДЛЯ ПЕРЕСУВНОI ЕЛЕКТРОСТАНЦII

Розрахунково - пояснювальна записка до курсового проекту з:

“Теорії та розрахунку лопаткових машин” 

ХАІ. 201 231в.11В.090522.08002037

                                                

                              
 
 
 
 

Виконав студент гр. 231б Н,Ягмуров

                                      (№ групи)                  (П.І.Б.)

______________________________________________

                            (підпис, дата)

Керівник                          доцент к.201

                               (науковий ступінь, вчене звання)

                                               И.И.Редин

       (підпис, дата)                                           (П.І.Б.) 

Нормоконтролер               асистент к.201

                               (науковий ступінь, вчене звання) 

                                       О.С. Баришева

                                    (підпис, дата)                     (П.І.Б.)                             
 
 
 
 
 
 
 
 
 

2011

 

ЗАДАНИЕ НА КУРСОВОЙ ПРОЕКТ 
 

      Спроектировать  приводной газотурбинный двигатель  мощностью N_e=130000 кВт для привода электрогенератора. 

      Расчетный режим: Н=0км, М_Н=0, . 

      В качестве прототипа будем использовать двигатель ГТД-110 номинальной мощностью 110000 кВт. 

      Основные  параметры прототипа:

      G_в= 362 кг/с,

       ,

      Т_Г*=1210 К,

      n = 3000 об/мин. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

СОДЕРЖАНИЕ 
 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

ВВЕДЕНИЕ

      Газотурбинной установкой называют установку состоящую из трех основных элементов: воздушного компрессора, камеры сгорания и газовой турбины.

      Развиваемая газовой турбиной мощность частично расходуется на привод компрессора, а оставшаяся часть является полезной мощностью газотурбинной установки.

      В настоящее время наряду с применением ГТД в составе силовых установок самолетов, вертолетов, судов их используют и в наземных установках. Перечень таких установок довольно обширен: транспортные наземные установки; транспортные установки морского и речного транспорта; установки для получения сжатого воздуха используемые в технологических целях; установки для привода ротора электрогенератора и т.д.

      Газотурбинные двигатели по сравнению с поршневыми двигателями внутреннего сгорания имеют несколько больший расход топлива на единицу мощности. Однако масса и габариты их меньше, а также легкость запуска, значительно больший ресурс определяют целесообразность применения ГТД в наземных установках.

      Газотурбинные двигатели сочетают в себе комплекс свойств, обеспечивающих возможность их широкого использования в наземных установках, основными из которых являются: низкая стоимость, в особенности при применении авиадвигателей, отработавших летный ресурс; малая удельная масса и габариты; широкий диапазон климатических условий использования; возможность работы на различных типах горючего; практически полная автоматизация работой двигателя.

      Выбор двигателя для конкретного назначения определяется совокупностью требований, в числе которых для стационарных двигателей главными являются минимальная приведенная стоимость производимой двигателем единицы энергии.

      В данном курсовом проекте приводится проектировочный расчет приводного газотурбинного двигателя для привода электрогенератора мощностью 116,4 МВт. Прототипом послужил двигатель ГТД-110. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ 

         Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии [1].

     В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (коэффициенты восстановления полного давления в каналах проточной части, КПД лопаточных машин газогенератора, коэффициенты полноты сгорания и др.) 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 т.п.

     Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т^*_Г и степень повышения давления в компрессоре π^*_к.

     Выбор основных параметров двигателя сказывается  на эффективности его работы. Основным требованием к двигателю является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная мощность, надежность. Топливом для данного двигателя является авиационный керосин.

         1.1 Выбор температуры газа перед турбиной

        Увеличение температуры газа перед турбиной Т_Г* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т_Г*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки.

      Поскольку в данном двигателе предполагается применять неохлаждаемые лопатки  турбины, то принимаем Т^*_Г =1490 К.

 

       1.2  Выбор степени повышения давления в компрессоре  

        При разработке ГТД на всех этапах их развития одним из основных требований является получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности, т.е. . Минимальный удельный расход топлива обеспечивается при . Как правило, < .

      Несмотря  на благоприятное влияние повышения  π_к* на удельные параметры двигателя, применение больших значений π_к* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений π_к* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки.

      Проведем расчет для π_к* =14,95, что при Т^*_Г =1490 К примерно соответствует максимуму  удельной мощности. 

      1.3  КПД компрессора и турбины 

     Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

                                                                                                                                                                                                                                          

                                           (1.1)                                                                           
 

          где   – среднее значение КПД ступени компрессора;

           к = 1,4 – показатель изоэнтропы для воздуха;

            − механический КПД. 

      Тогда при  получим:

     Значения  КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется  использовать следующую формулу:

       ,   (1.2)

     где   – КПД охлаждаемой турбины;

             – КПД неохлаждаемой турбины.

     Тогда получим:

.

      1.4  Потери в элементах проточной части 

         Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым криволинейным каналом.

      При наличии на входе в двигатель  пылезащитных устройств потери полного  давления составляют =0,97…1,0. Примем  данный параметр равным = 0,97.

      Потери  полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смешении струй, при повороте потока (s_гидр =0,93..0,97). Принимаем            s_гидр = 0,97.