Расчет узлов авиационного двигателя и их согласование

                    

2. Параметры потока на выходе из ступени и L_s:

      

 

  Па

; 

Па

Дж/кг

3. Определяем  параметры потока  на выходе  из СА:

      Степень реактивности принимаем равной 0.35, коэффициент скорости решетки – 0,94.

м/с

К

К

Па

Па 

кг/м³

 

м/с 

м/с 

    

м/с

К 
 
 
 

4. Определяем  параметры потока на выходе  из рабочего колеса:

м/с м/с

 м/с

 К

Па

кг/м³

 м/с

м/с 
;

К

м/с

       Коэффициент скорости рабочей решётки:

          

    В результате расчёта турбины на ЭВМ  были получены геометрические параметры  лопаточных венцов ее проточной части, изменения Р, Р^*, Т, Т^*, по среднему радиусу каждой ступени, а также работа и степень понижения давления каждой ступени. Определились окончательные размеры проточной части. Алгоритм  показан на примере ручного счета первой ступени турбины.

При анализе  результатов расчета видно, что  обеспечены следующие условия:

α1>15 град. Угол потока в абсолютном движении на выходе из СА должен быть не менее 15град. для снижения уровня волновых потерь; α2<90 град. величина угла потока в абсолютном движении на выходе из РК ступени. Отношение U_1/C₁ должно находится  в переделах 0,55…0,75

ВЫВОДЫ 

     В данной работе был произведен термогазодинамический расчет двигателя на базе существующего ГТД, служащего для привода электрогеноратора.

            В результате проведенного термогазодинамического расчёта были получены основные удельные параметры двигателя Nеуд=351.2  кВтс/кг и Се=0,1972 кг/кВтч, при Тг*=1490 К и π_к*=14.95. Уровень значение соответствует современному уровню ГТД. Была учтена возможность отбора сжатого воздуха из-за компрессора на стационарные нужды и в противообледенительную систему

    Для обеспечения расчетной мощности N_е.рас=2400 кВт требуется расход воздуха кг/с.

        По результатам согласования параметров компрессора и турбины получены параметры:

          Коэффициенты затраченного напора для компрессора: ,.

      Коэффициент нагрузки для турбины: mz_т=6.651. Турбина загружена в соответствии с предъявляемыми требованиями.

      Двигатель выполнен по одновалном схеме: z_к=10,  z_т=3.

        В результате расчёта компрессора  на ЭВМ были получены геометрические  параметры по ступеням, изменения Р, Р^*, Т, Т^* на среднем радиусе каждой ступени, а также работа и степень повышения давления каждой ступени. Диаметры на входе в компрессор D_к=2.094м, D_вт =1.216м. Относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора: .

    При профилировании лопатки были определены геометрические размеры решетки  профилей первой ступени компрессора, которые обеспечивают получение  заданных планов скоростей на различных  радиусах с минимальными потерями.

    В результате расчёта четырехступенчатой турбины получено распределение КПД по ступеням следующим образом: h_т1=0.866, h_т2=0,909, h_т3=0,922.  Угол потока в абсолютном движение на выходе из РК (a₂) последней ступени турбины близок к 90 град. Частота вращения ротора: n_в =3000 об/мин 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК 
 

1. Павленко  Г.В. Термогазодинамический  расчет  газотурбинных    двигателей  и установок: Учебное пособие. Харьков. ХАИ, 2007.
2. Анютин А.Н. Согласование компрессоров и турбины авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие. Харьков. ХАИ, 1985.
3. Буслик Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД: Учебное пособие. Харьков. ХАИ, 1996.
4. Павленко Г.В. Формирование облика газотурбинных двигателей и установок:Харьков: ХАИ,2003.
5. Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД. – Харьков. ХАИ, 1985.
6. Павленко Г.В.,Волов А.Г. Газодинамический расчет осевой газовой         турбины: Харьков. ХАИ, 2007.
7. Незым В.Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора: Харьков. ХАИ, 1988.