Расчет узлов авиационного двигателя и их согласование

Автор: Пользователь скрыл имя, 30 Ноября 2011 в 05:52, реферат

Краткое описание

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.

Оглавление

Введение………………………………………………………………..……… 4

1. Термогазодинамический расчет двигателя …..……………..…………... 5
1.1 Выбор температуры газа перед турбиной ………………………….
5
1.2 Выбор степени повышения давления в компрессоре …………….. 5
1.3 КПД компрессора и турбины ………………………………………. 6
1.4 Потери в элементах проточной части ……………………………… 6
1.5 Выбор скорости истечения газа из выходного устройства ……….. 7
1.6 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ ………………. 7
2. Согласование параметров компрессора и турбины ……………………. 9
2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования ……… 9
2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя …………... 11
3. Газодинамический расчет компрессора ………………………………..… 12
3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ ……………………………………….. 13
3.2 Расчет первой ступени компрессора на инженерном калькуляторе 20
4. Профилирование рабочей лопатки первой ступени осевого компресора………………………………………………………..……………
23
4.1 Выбор закона крутки..………………………………………………… 23
4.2Предварительный выбор удлинения лопатки…………….…………. 23
4.3Расчет густоты решеток профилей …………………………………..
4.4 Расчет и уточнение числа лопаток в венце, хорды и удлинения лопатки
24
25
4.5Расчёт профилирования рабочей лопаткипервой ступени ЭВМ…….
5. Газодинамический расчет турбины……………...……………….………
25
30
5.1 Расчёт турбины на ЭВМ ………………………………………………. 30
5.2 Газодинамический расчет на ЭВМ…………………………….…….. 31
5.3 Газодинамический расчет первой ступени осевой турбины
(расчет на инженерном калькуляторе)………………………………………
35
Выводы……………………………….....…………………………..…………. 38
Перечень ссылок….. ………………………………………………………….. 39

Скачать в ZIP (721.70 Кб) Сколько стоит заказать работу?
Файлы: 1 файл

оформление Nedir.doc

— 1.16 Мб (Скачать)

    Кг=1,319; Rг=290 Дж/кг*К, Срг=1198,5 Дж/кг*К.

    Схема проточной части турбины, планы  скоростей приведены на рисунках 5.1 и 5.2. На рисунке 5.3 изображено изменение параметров потока по ступеням газовой турбины.

Величина Размерность Результат Величина Размерность Результат
Gг кг/с 348 Тг* К 1490
Рг* Па 1411800 Т`к* К 670
Рт* Па 104740 h1 м 0,132
D ср1 м 2.17 h2 м 0,158
D ср2 м 2.17 nт об/мин 3000
Zтк -------- 3 nтнд об/мин  
Zтк --------   nтc об/мин  
Zтс --------        

Таблица 5.1 – Исходные данные к газодинамическому расчету осевой турбины

28 03 11

4 0 104740.

  348.00  1490 1411800.   690.00   .002     .500    .550    .850    .055    .100

  75000. 72539.  69000.  62000.  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0

3000.0  3000.0  3000.0  3000.0   0000.0  0000.0  0000.0  0000.0

   .3200   .3300   .3400   .3800   .0000   .0000   .0000   .0000

  2.1724  2.1724  2.1724  2.1724  .0000   .0000   .0000   .0000  Dcp1

  2.1724  2.1724  2.1724  2.1724   .0000   .0000   .0000   .0000  Dcp2

   .1320   .2160   .3380   .5320   .0000   .0000   .0000   .0000  h1

   .1580   .2470   .3950   .6420   .0000   .0000   .0000   .0000  h2

   .1700  .1500   .1200   .1200   .0000   .0000   .0000   .0000

   .2200   .1200   .1200   .1200   .0000   .0000   .0000   .0000

   .0110   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

   .0000   .0100   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

   .0300   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

  1.0000      1.0000      1.0000      1.0000

Кол-во ст.,Кол-во ст.св.турбины,Рт*

Gг,Тг*,Pг*,Тв,Рад.зазор,Отн.скорость  в щели1,Отн.скор в щели2,От-

н.высота щели,Отн.толщ.выход.кромки,Отн.толщ.вых.кр.охл.лопатки

Мощности  по ступеням

Частоты вращения по ступеням

Степени реактивности по ступеням

Геометрия

Относительные толщины профилей сопловых аппаратов

Относительные толщины профилей рабочих колес

Расход  охл. воздуха через носик СА

Расход  охл. воздуха через хвостик СА

Расход  охл. воздуха через хвостик РК

*  * *   *     *  *  

Таблица 5.2 – Результаты газодинамического расчета газовой турбины

     ГДР  ГТ      Дата 28. 3.11

     Исходные  данные:

   4  0       104740.

   348.0      1490.      .1412E+07  690.0      .2000E-02  .5000      .5500   

   .8500      .5500E-01  .1000   

   Кг=1.309  Rг= 290.0  Сpг=1228.8

     Схема  печати:

   D1c       D2c       h1        h2        Cmc       Cmр      n

   Mcт       Lс*       Пi*       Пi        КПД       Rc      R1c       T1w*

   U1        C1        C1a       C1u       alf1      be1      L1        Lw1

   U2        C2        C2a       C2u       alf2      be2      L2        Lw2

   T1        T1*       P1        P1*       T2        T2*      P2        P2*

   G1       G2        sca       bca       alfu      tca      fi        Zca

   Pu        Pa        sрк       bрк       beu       tрк      psi       Zрк

   Тлса      Тлрк      Sсум

     Ncт=  1

  2.17      2.17      .132      .158      .170      .220      .300E+04

  .750E+05  .213E+06  1.83      1.93      .866      .320      .246      .138E+04

  341.      565.      168.      540.      17.3      40.2      .810      .386   

  341.      190.      170.     -84.8      63.5      21.8      .291      .685   

  .135E+04  .148E+04  .913E+06  .135E+07  .128E+04  .129E+04  .733E+06  .770E+06

  352.      362.      .130      .214      37.5      .184      .948      37

  .221E+06  .292E+05  .905E-01  .996E-01  65.3      .767E-01  .959      89

  .110E+04  .101E+04  91.3   

     Ncт=  2

  2.17      2.17      .216      .247      .150      .120      .300E+04

  .725E+05  .198E+06  1.87      1.98      .909      .330      .203      .120E+04

  341.      537.      171.      509.      18.6      45.5      .825      .383   

  341.      193.     180.     -69.8      68.8      23.7      .317      .716   

  .117E+04  .129E+04  .493E+06  .739E+06  .111E+04  .113E+04  .389E+06  .412E+06

  366.      366.      .129      .181      45.5      .134      .959      51

  .212E+06  .675E+05  .905E-01  .102      62.1      .910E-01  .966      75

  .115E+04  .115E+04  149.   

     Ncт=  3

  2.17      2.17      .338      .395      .120      .120      .300E+04

  .690E+05  .189E+06  1.96      2.11      .922      .340      .131      .104E+04

  341.      525.      184.      492.      20.5      50.7      .861      .406   

  341.      202.      194.     -58.2      73.3      25.9      .357      .759   

  .102E+04  .113E+04  .255E+06  .397E+06  961.      978.      .195E+06  .210E+06

  366.      366.      .127      .184      43.8      .139      .963      49

  .201E+06  .585E+05  .905E-01  .105      59.4      .935E-01  .971      73

  .113E+04  991.      234.   

     Ncт=  4

  2.17      2.17      .532      .642      .120      .120      .300E+04

  .620E+05  .169E+06  2.01      2.21      .929      .380      .364E-01  901.   

  341.      489.      197.      448.      23.8      61.7      .863      .412   

  341.      215.      210.     -46.6      77.5      28.4      .408      .810   

  880.      978.      .130E+06  .203E+06  822.      841.      .949E+05  .104E+06

  366.      366.      .124      .181      43.3      .134      .968      51

  .181E+06  .531E+05  .905E-01  .114      52.8      .910E-01  .974      75

  978.      851.      368.   

    Тг*=1490.0   Рг*=  .1412E+07   Сг=119.0   Тг=1484.2   Рг=  .1389E+07

    D1с=2.172    h1= .1320 
 
 
 

Полученные с  помощью программы gft.exe схема проточной части, графики изменения параметров по турбине, треугольники скоростей изображены на рис. 5.1-5.4. 
 
 
 

Рисунок 5.1 – Схема проточной части турбины 

Рисунок 5.2 – Изменение Т*,Т, Р*, Р, С, Са по ступеням турбины 

 

Рисунок 5.3 – Изменение μz, ρт, Dвт, Dср, Dн по ступеням турбины

   

Рисунок 5.4 – Планы скоростей первой , второй и третей ступеней осевой турбины 

     В результате проведенного газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют  требованиям, предъявляемым при проектировании осевых турбин. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени α1 > 15,0 град; приемлемый угол выхода из последней ступени турбины α2 = 87,1 град. На  последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить почти осевой выход потока из ступени. Характер изменения основных параметров (Т*,Р*,С) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочном сечении имеет положительные значения. 
 
 

5.3 Газодинамический расчет первой ступени турбины на инжинерном калкуляторе 

Исходными данными [табл. 5.3] для газодинамического расчёта турбины на среднем диаметре при заданной форме ее проточной части являются величины, получаемые как в результате предшествующих расчётов, так и оцениваемые по опыту проектирования турбин авиационных ГТД.

Таблица 5.3 – Исходные данные для газодинамического расчёта турбины 

Величина Размерность Значение Величина Размерность Значение
N кВт 75000 GГ кг/с 348
Тo* К 1490
— 0,866
po* Па 1411800 Срг Дж/кг·К 1220
D1ср м 2.17 mг (Дж/кг·К)-0,5 0,0396
D2ср м 2.17 kг — 1,33
h1 м 0,132 n об/мин 3000
h2 м 0,158 Rг Дж/кг·К 288
 
  1. Определим работу турбинной ступени и проверим величину коэффициента нагрузки:

       Дж/кг

                       м/с

                     м/с

Информация о работе Расчет узлов авиационного двигателя и их согласование