Газотурбинный двигатель для привода аппарата

Таблица 4.3 - Расчет параметров решетки на среднем радиусе.

Таблица 4.4 - Расчет параметров лопаток и профилей по радиусу

Построение средней линии профиля осуществляется на основе выбранной дуги в виде дуги окружности. Хорду разбивают на равное количество участков (10), которые совпадают с осью абсцисс. Ординаты средней линии вычисляются по приближённой зависимости:

Таблица 4.5 - Результаты расчётов средней линии

Далее следует построение аэродинамического профиля решетки. В качестве исходного аэродинамического профиля используется симметричный профиль , рассчитан на работу при до звуковых скоростях.

Таблица 4.6 - Относительные координаты аэродинамического профиля

Для ординат рассчитанного профиля используется зависимость:

Результаты пересчета координат исходного профиля в координаты рассчитанного профиля сводятся в таблицу:

Таблица 4.7 - Координаты рассчитанного профиля

Используя полученные в результате расчетов данные строим аэродинамические решетки профилей, изображенные на рисунке 4.1.

Рисунок 4.1 - Аэродинамические решетки профилей

4.2 Вывод

Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевой части компрессора удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. В результате профилирования рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора были произведены расчеты параметров заторможенного потока на выходе из ступени, параметры заторможенного потока на входе в Р.К., окружной скорости на среднем радиусе и коэфициэнт теоретического напора, рассчитана скорость и направление потока на входе в РК, площадь проходного сечения и геометрические размеры входа РК, параметры воздушного потока на выходе из РК. Был также предварительный выбор удлинений, расчет густоты решеток профилей , расчет и уточнение числа лопаток в венце, хорд и удлинений лопаток , расчет углов изгиба профиля пера . расчет углов отставания потока в лопаточном венце на номинальном режиме расчет углов средней линии профиля, углов наклона кромок пера и угла установки профиля в решетке, расчет и выбор относительной толщины профиля.

Исходными данными является газодинамический расчет осевой части компрессора. Полученные профили и планы скоростей решеток изображены на рисунках.

5 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТУРБИНЫ

5.1 Подготовка исходных данных

Осевые газовые турбины обладают высокой энергоёмкостью и экономичностью. Именно благодаря этому, а также сравнительной простоте и надёжности позволили газовым турбинам получить широкое распространение, а значит и газотурбинным двигателям в целом.

Современное развитие теории и методик проектирования осевых газовых турбин достигло уровня и можно с большой надёжностью определить параметры турбины на расчетном режиме с учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. Однако расчёт становится довольно сложным, а значит, увеличивается объём вычислений. Поэтому в учебном проектировании такой расчёт можно произвести только с помощью ЭВМ.

Одним из основных средств повышения мощности ГТД является повышение температуры газа перед турбиной Тг*, но её повышение значительно понижает ресурс и надёжность турбины без применения специальных методов охлаждения лопаток и дисков турбин, а также новых более жаропрочных материалов.

В данном курсовом проекте расчёт поводится при помощи программы, описание которой содержится в [5]. В программе использован алгоритм газодинамического расчёта на среднем диаметре.

Часть исходных данных берётся из термогазодинамического расчёта двигателя и согласования параметров, поэтому проточная часть турбины уже известна.

Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учетом всех видов потерь механической энергии в ее проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объема вычислений.

Gв расход воздуха через двигатель, m механический КПД.

Мощность по ступеням свободной турбины распределяем таким образом, чтобы суммарная мощность по ступеням свободной турбины равнялась эффективной мощности нашего двигателя.

Таблица5.1 - Исходные данные

5.2 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ

Исходные данные приведены в табл. 5.1, а результаты в табл. 5.2

На рисунок 5.1 изображена схема проточной части турбины

Треугольники скоростей представлены на рисунок 5.2

Таблица 5.2

Рисунок 5.1 - Схема проточной части турбины

Рисунок 5.2 - Треугольники скоростей

Рисунок 5.2 - Треугольники скоростей

Рисунок 5.3 - Изменение параметров по ступеням

ВЫВОДЫ

Спроектированный двигатель применяется для привода газоперекачивающего агрегата

Nст=26700кВт, к*=20,8, Тг*=1525 К

В ходе проведения термогазодинамического расчета были получены следующие данные:

В результате газодинамического расчета компрессора определены значения параметров потока в каждой ступени, выполнено согласование по КПД ступеней кнд=0,862, квд=0,8880, к=0,8399. Распределены работы по ступеням. Значения работ каскдов: Lкнд=216000Дж/кг, Lквд=264000 Дж/кг.

В результате расчета шестиступенчатой турбины получено распределение КПД по ступеням следующим образом: т1=0,831, т2=0,854, т3=0,899 т4=0,905, т5 =0,906,т6 =0,906.

Угол потока в абсолютном движении на выходе из РК последней ступени свободной турбины лежит в требуемом диапазоне: 80<<89, =80,6

Для расчета и построения решетки профилей первой ступени КВД был выбран закон крутки «свободного вихря». Были получены геометрические параметры решетки профилей компрессора на трёх радиусах.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК

1 Павленко Г.В., Герасименко В.П. «Выбор параметров и термогазодинамичесикй расчет ТВД, ТВВД и ТВаД»: Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1984.- 60с.

2 Анютин. «Согласование параметров и турбин авиационных ГТД»: Учебное пособие. Х.: ХАИ.

3 Павленко Г.В. «Газодинамический расчет осевого компрессора на ЭВМ». Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1985.- 68с

4 Г.В.Павленко, В.А. Коваль. Газодинамический расчет авиационной турбины на ЭВМ: Учебное пособие.- Х.: ХАИ, 1985.

5 Инструкция по использованию программы ОСК. ХАИ каф.201.

Страницы: 1, 2, 3