Газотурбинный двигатель для привода газоперекачивающего агрегата

Газотурбинный двигатель для привода газоперекачивающего агрегата

38

УДК 621.565

Інв. №_________

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

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

Кафедра 201

ГАЗОТУРБIННИЙ ДВИГУН ДЛЯ ПРИВОДА ГАЗОПЕРЕКАЧУВАЛЬНОГО АГРЕГАТУ

Пояснювальна записка до курсового проекту

з дисципліни “ Теорія та розрахунок лопатевих машин ”

ХАІ.201.231.06В.090522.05002012

2008

ВВЕДЕНИЕ

Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.

В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сфере пассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в транспортной авиации заключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного роста пассажирских перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастание грузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолётов рассчитана на дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 - 2015 гг. заметная часть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолётами. В целом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.

Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют на формирование облика самолетов и двигателей: экономический и социально-психологический.

Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т. п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкам фирмы «Боинг», доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямо или косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.

Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.

Оба эти фактора выдвигают конкретные требования к самолетам и двигателям и определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторы способствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД вместо ТРД и ТВД в дозвуковой авиации, определили тенденцию роста взлетной тяги, полного коэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельного веса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального или укороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредных выделений, имеющих модульную конструкцию и широкую систему диагностики. Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружных скоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовых газогенераторов и т. п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.

В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив и ограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальной экономии топлива при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяется различными путями - совершенствованием эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винто-вентиляторных). В перспективе ожидается освоение нового вида авиационного топлива - жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличатся низким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.

Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходим комплексный анализ ее как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облик газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условия применения двигателя в системе силовой установки самолета.

Проведение подобного анализа в достаточном объеме невозможно без широкого использования ЭВМ, без разработки математических моделей двигателей и их элементов, без перехода в дальнейшем к методам оптимального автоматизированного проектирования на всех этапах разработки и создания двигателей.

Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического и конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производиться на основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенства авиадвигателей во времени.

ЗАДАНИЕ

Разработать на базе газотурбинного двигателя ДН-80 газотурбинный двигатель для привода газоперекачивающего агрегата мощностью Nе=26700 кВт.

Рекомендуемые параметры:

ТГ*=1525К;К*=20,8

Параметры прототипа:

ТГ*=1513К, К*=20,5

GВ=88 кг/с, Nе=26700 кВт

пСТ=3700 об/мин.

Кинематическая схема:

Рис 1.1 1. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ

Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетного режима, т.е, режима, при котором необходимо рассчитать двигатель.

В зависимости от назначения двигателя выбираются параметры цикла ( и ), а также узлов (, , , , , , ) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, максимум мощности; обеспечение надежности и т.п. Выбор параметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность всей силовой установки.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре

При расчете зависимостей удельной мощности и удельного расхода топлива от и при Н=0, Мн=0 по программе, описанной ниже, принимали следующие значения коэффициентов, характеризующих потери в элементах проточной части двигателя:, , , , , . Значения в зависимости от определяли по формуле (1.1) при , , а в зависимости от - по соотношению . .

Скорость истечения из выходного устройства ГТД принимаем

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1 Температура газа пред турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста . Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (> .l250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа , способа охлаждения (рис, 1.2). Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.

Рис. 1.2. Относительное количество воздуха необходимое для охлаждения турбины: 1 - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - конвективно-пленочное охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение.

Рис.1.3. Влияние температуры газа и способа охлаждения на свободную работу двигателя: I - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - внутреннее интенсифицированное конвективное охлаждение; 3 - конвективно-пленочное охлаждение; 4 - конвективно-пленочное охлаждение с предварительным охлаждением воздуха на 50…70 К; 5 - оболочка из равномерно проницаемых материалов; 6 - оболочка при программированной проницаемости по обводу профиля.

На рис. 1.3 показана зависимость свободной работы двигателя от и способа воздушного охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких требует применения более сложных систем охлаждения. Лучшие ГТД, находящиеся в эксплуатации, имеют =1300...1600 К. Вновь разрабатываемые двигатели проектируются с учетом более высоких значений температур.

1.1.2. Степень повышения давления в компрессоре

При =1200...1600К оптимальные значения степени повышения давленая в компрессоре , соответствующие максимуму удельной мощности составляют 18...22. При этом экономические значения , соответствующие минимуму удельного расхода топлива, находятся в интервале 18...40.Более высоким значениям температуры соответствуют большие значения . В настоящее время на мощных ГТД достигнуты значения =20...25.

Несмотря на благоприятное влияние повышения на удельные параметры двигателя применение больших значений ограничивается усложнением конструкции и увеличением массы и габаритов двигателя.

Выбор высоких значений 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 значении чисел Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопаток.

1.1.3.КПД компрессора и турбины

КПД компрессора, определяемый как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора

может быть представлен как, произведение

где - КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяемый по формуле

при ;

- механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно составляющий,. Принимаем

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения в компрессоре и КПД его ступени [9];

(1.1)

где -среднее значение КПД ступеней

Зависимость от и изображена на рис. 1.4. На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных газотурбинных двигателей лежит в пределах . В компрессорах с высоконагруженными дозвуковыми ступенями или сверхзвуковыми (трансзвуковыми) входными ступенями значение среднего КПД ступеней несколько ниже (). Принимаем

Значения КПД неохлаждаемых газовых турбин по параметрам заторможенного потока обычно лежат в пределах . Охлаждение турбин приводит к снижению их КПД.

Рис.1.4. Зависимость КПД многоступенчатого компрессора от степени повышения давления и КПД его степеней

Для предварительного расчета охлаждаемой турбины значение можно принимать на 1,5…3%ниже, чем для неохлаждаемой:

Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбины соответствует и больше снижение КПД турбины. Для предварительного учета влияния охлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение:

*- (1.3)

где - суммарный относительный расход охлаждающего воздуха. Соотношение 1.3 дает большое снижение КПД охлаждаемой турбины, чем формула 1.2. На основании формулы (1.3) и данных рис. 2 может быть рекомендовано соотношение для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранного значения :

при

при

1.1.4.Потери в элементах проточной части двигателя

Входные устройства рассматриваемых двигателей являются криволинейными или прямолинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет . При наличии на входе в двигатель пылезащитных устройств потери полного давления существенно возрастают. Принимаем

В современных ГТД в основном применяются кольцевые камеры сгорания различных типов: прямоточные и противоточные, с центробежными и вращающимися дисковыми форсунками а также с испарительными форсунками.

Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве при смешении струй при повороте потока (). Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. На рис. 1.5 показана зависимость коэффициента теплового сопротивления от степени подогрева газа и приведенной скорости - на входе в камеру сгорания (на выходе из диффузора). Линия - соответствует «тепловому запиранию» камеры, т.е. определяет предельные значения степени подогрева воздуха в камере сгорания постоянной площади, превышение которых при заданных значениях физически невозможно. Обычно и . Принимаем .

Суммарные потери полного давления в камерах сгорания подсчитываются по формуле

Более точные значения определяются в газодинамических расчетах камеры сгорания.

Рис. 1.5 Зависимость теплового сопротивления камеры сгорания от степени подогрева и приведенной скорости потока.

Потери тепла в камерах сгорания, главном образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания .Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений . Принимаем

При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора коэффициент восстановления полного давления выбирается в зависимости от формы канала. Принимаем

Выходное устройство ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления принимаем

1.2 Термогазодинамический расчет двигателя

Целью теплового расчета двигателя является определение основных удельных параметров ( - удельной мощности, - удельного расхода топлива). При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора и турбины и при общей компоновке проточной части двигателя.

Исходные данные для теплового расчета табл.1

Таблица 1.1

Вход в двигатель (сечение Н-Н)

По таблице параметров стандартной атмосферы для Н=0 находим ТН=288,15К и РН=101325 Па. Так как МН=0, то Т(МН)=1, Р(МН)=1 и следовательно =288,15К и =101325 Па.

Вход в компрессор (сечение В-В)

Температура и давление воздуха на входе в компрессор равны:

Выход из компрессора (сечение К-К)

Выход из камеры сгорания (сечение Г-Г)

При заданной температуре газа =1525 К, степень подогрева воздуха в камере сгорания составляет:

Относительный расход топлива вычислим по формуле Ильичёва:

Выход из турбины компрессора (сечение ТК-ТК)

Принимаем =1, тогда . Работа турбины компрессора, степень повышения давления в ней, параметры газа на входе равны:

Выход из турбины (сечение Т-Т)

Принимаем

точность достаточная.

Параметры двигателя:

Удельная мощность и удельный расход топлива турбовального двигателя находим из соотношений:

Результаты теплового расчета сводим в таблицы 2 и 3.

Таблица 1.2

Таблица 1.3

1.2 Термогазодинамический расчет на ЭВМ.

Исходные данные см. табл.1.1

Таблица1.4

2.ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА ГТД.

2.1 Подготовка исходных даннях

Формирование облика (проточной части) ГТД и ГТУ является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД и ГТУ, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин).При выполнении расчетов по формированию облика ГТД (ГТУ) определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин. Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней. В учебном проектировании обычно (для облегчения задачи) задается прототип проектируемого ГТД или ГТУ . В этом случае начальный выбор геометрических соотношений элементов проточной части и числа ступеней каскадов лопаточных машин заметно упрощается .

Ne - мощность в кВт

Страницы: 1, 2, 3