Формирование облика турбореактивного двухконтурного двигателя для среднемагистрального пассажирского самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

ЗАДАНИЕ НА ПРОЕКТИРОВАНИЕ

Сформировать облик турбореактивного двухконтурного двигателя для среднемагистрального пассажирского самолета с тягой Р=70330 Н.

Проектирование проводится для расчетного режима при Н =0 км и М_п= 0.

Рекомендуемые параметры:

- T_Г^*= 1457 К - температура газа перед турбиной по заторможенным параметрам.

- р_К*= 19,75 - общая степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура;

- m = 5,6 - степень двухконтурности;

Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Д-36.

Параметры прототипа:

- Р = 63700 Н

- G_в = 253 кг/с

- р_К^* = 20

- Т_Г ^*= 1450 К

- m= 5,5

- с_уд= 0,0363 кг/Нч

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.

1 Термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных двигателей

1.1 Выбор и обоснование параметров

Выбор значений параметров произведен в соответствии с рекомендациями [1].

Выбор степени двухконтурности

С увеличением степени двухконтурности экономичность ТРДД улучшается, а также снижается шумность двигателя. Однако при увеличении усложняется конструкция двигателя, значительно увеличиваются габаритные размеры двигателя. Так как двигатель предназначен для пассажирского самолета, то основным критерием выбора m является минимальный расход топлива, принимаем m= 5,6.

Выбор температуры газа перед турбиной

Увеличение температуры газов перед турбиной, при заданной тяге Р, позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя. Система охлаждения лопаток и материал прототипа позволяет взять T_Г^*= 1457К.

Выбор степени повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура

Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного давления (р_к*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Для данного двигателя выбираем р_К1*= 19,75.

Выбор степени повышения полного давления вентилятора в наружном контуре

При выборе степени повышения полного давления вентилятора также стремятся, чтобы удельная тяга была максимальной, а удельный расход топлива минимальный. Такому значению соответствует . В практике проектирования обычно < . Их разница более существенна для двигателей с малой степенью двухконтурности.

Такой подход позволяет существенно разгрузить турбину вентилятора при относительно небольшом росте С, а также снижении Р(см. таблицу 2.1).

Выбор КПД компрессора и турбины

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

(1.5.1)

термогазодинамический двигатель обливка турбокомпрессор

где - среднее значение КПД ступеней.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88…0,89 [1]. Принимаем = 0,890.

Рассчитываем КПД для р_к1*= 19,75:

(1.5.2)

Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых.

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре Т^*_г ?1250 К. Для неохлаждаемых турбин значения КПД рекомендовано выбирать в пределах от 0,9 до 0,92. Поскольку в современном двигателестроении наблюдаются тенденции повышения КПД узлов, то в данном проекте выбираем КПД неохлаждаемой турбины равным 0,91.

Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:

(1.5.3)

где ^*_{т неохл} - КПД неохлаждаемой турбины.

Рассчитаем КПД турбины

(1.5.4)

Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

(1.6.1)

Для самолётных двигателей значение _ВХ составляет - 0,95…0,98. Принимаем _ВХ= 0,98.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов. Рекомендуется выбирать

_гидр= 0,93…0,97, принимаем _{гидр =} 0,95.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления _тепл ⁼ 0,98. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

_кс = _гидр. _тепл = 0,95·0,98= 0,931. (1.6.2)

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания з_г. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,985…0,995. Выбираем з _г = 0,99.

При наличии переходного канала между турбинами компрессора НД и ВД коэффициент восстановления полного давления у_пт выбирается в пределах у_пт = 0,985…1., принимаем у_пт= 0,99.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости ц_с. Для сопел внутреннего и наружного контуров принимаем ц_{с Й}= ц_{с ЙЙ}= 0,985.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале з_m= 0,98…0,995. Для роторов КНД, КВД и турбины высокого давления принимаем з_mвд= 0,985. Для ротора вентилятора з_{m в}= 0,99.

1.2 Термогазодинамический расчет двигателя

Расчет выполняем по методике [1].

Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Р_уд - удельной тягой, С_уд - удельного расхода топлива).

С помощью программы rdd.exe выполняем термогазодинамический расчет ГТД с использованием ЭВМ.

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в разделе 1.

Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:

G_в - величина расхода воздуха через двигатель;

р_к1*, Т*_г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

, , , - КПД компрессора, турбин компрессора и вентилятора;

, - механический КПД двигателя;

- коэффициент полноты сгорания топлива;

,,, - коэффициенты восстановления полного давления в элементах проточной части двигателя.

Так как основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя Р и С, то данный расчет обычно выполняют для G_в= 1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях проточной части двигателя. Эти данные будут использованы в согласовании параметров компрессора и турбины, а также при общей компоновке проточной части двигателя.

В таблице 1.1 представлены данные термогазодинамического расчета двухконтурного двигателя для двух значений р_вйй^* (оптимального и расчетного).

1.3 Анализ полученных результатов в расчете

По результатам термогазодинамического расчета видно, что параметры двигателя принимают наиболее приемлемые значения при. При относительно небольшом изменении удельных параметров, работа турбины вентилятора уменьшается на 16% по сравнению с работой турбины вентилятора при

Полученные удельные параметры соответствуют современному уровню значений для ТРДД.

2. Формирование облика турбокомпрессора (согласование параметров компрессора и турбин)

Увязка параметров турбокомпрессорной части ВРД является одним из важнейших этапов проектирования двигателя. Качественное выполнение этого этапа позволяет обеспечить оптимальные геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчетных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках турбины.

В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:

1) входные сечения каскадов компрессора, определяющие габариты и частоту вращения ротора;

2) выходные сечения компрессора, определяющие ограничения по относительному диаметру втулки .

3) выходные сечения каскадов турбины, определяющие средний коэффициент нагрузки ступеней турбин, величину скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в лопатках;

В расчете предполагается осевое течение во всех расчетных сечениях и равенство расходов воздуха и газа во внутреннем контуре, т.е. .

Для упрощения перехода к следующим этапам расчета двигателя, дополнительно определяются КПД и параметры на входе для каждого каскада компрессора.

Формирование облика двигателя на ЭВМ представлено в таблице 2.1.

2.1 Анализ полученных результатов в расчете

Формирование облика ГГ и ТВК ТРДД-3 (КВД - ОК или ОЦК)

Руд = 248.6 Суд =.0402 КПДк=.9007 КПДтк=.8380

Lк = 411000. Lтк*= 490900. Lтв*= 275000. КПДтв=.9200

Lв2 = 43220. Lв1 = 30250. КПД2=.8600 КПД1 =.8650

Cpг =1232.0 Kг =1.3040 Cpв =1004.0 Kв =1.4000

Р = 63700. Gво = 256.23 Gв1 = 38.82

do =.330 Dсртв/Dк =.480

doв =.650 Dсртн/Dкн=1.000

doво=.800 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000

D4цс/D2цс=1.000 Dсpтв/Dко=1.150

Lкн/Lк =.400 КПДкн* =.910 Sркнв =.980

Lок/Lкв=1.000 КПДок* =.952 Sркоц =1.000

Sрквк =.990 Sртвн =.980 Sртнв =1.000

Uк = 388.0 Uкнд = 350.0 Uквд = 370.0

Результаты pасчета:

* ВЕНТ * Кф = 3 Zк = 1.

Lк*= 43220. Пiк*= 1.525 КПД*=.8600 Uк = 388.0

Dк =1.3729 dob =.3300 dok =.3690 Hzc=.2870

nв = 5398.

* КНД * Кф = 2 Zк = 6.

Lк*= 162756. Пiк*= 3.796 КПД*=.9100 Uк = 350.0

Dк =.6035 dob =.6500 dok =.8388 Hzc=.2418

nнд =11076.

* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7.

Lк*= 244134. Пiк*= 3.963 КПД*=.9150 Uк = 370.0

Dк =.4926 dob =.8000 dok =.9169 Hzc=.2548

nвд =14346.

* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 294540. Пiт*= 2.602 КПД*=.8212 (h/D) г=.0786

Uср= 425.5 Mz =1.6268 Dcр =.5665 (h/D) т=.1167

Sр = 211.2 Tw* =1291.4

* ТHД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 196360. Пiт*= 2.048 КПД*=.8504 (h/D) г=.1110

Uср= 350.0 Mz =1.6029 Dcр =.6035 (h/D) т=.1618

Sр = 198.2 Tw* =1108.7

* ТВ * Кф = 2 Zт = 3.

Lт*= 275000. Пiт*= 3.052 КПД*=.9200 (h/D) г=.1357

Uср= 186.2 Mz =5.9284 Dcр =.6590 (h/D) т=.3054

Sр = 105.9 Tw* = 849.4

Сечение\Паpаметp: T*: P*: C: C/акp: F

: K: Па: м/с: - : кв. м

в-в 288. 99300. 190.0.6117 1.3191

к в1 - к в1 318. 134400. 180.0.5425 1.0229

в кнд - в кнд 318. 133056. 185.0.5669.1652

к кнд - к кнд 480. 505030. 160.0.3991.0708

в квд - в квд 480. 494929. 170.0.4240.0686

к - к 723. 1961000. 140.0.2846.0304

г - г 1457. 1826000. 113.7.1652.0792

т твд - т твд 1218. 701883. 170.0.2700.1176

г тнд - г тнд 1218. 687845. 160.0.2541.1270

т тнд - т тнд 1059. 335900. 200.0.3407.1851

г тв - г тв 1059. 335900. 200.0.3407.1851

т - т 835. 110000. 220.0.4220.4166

Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст

ВЕНТ 1.3729 1.0223.4531 1.2279.9254.4531 1.

KНД.6035.5090.3923.5515.5090.4626 6.

ОK ВД.4926.4461.3941.4926.4726.4516 7.

TBД.6110.5665.5219.6326.5665.5004 1.

TНД.6705.6035.5365.7011.6035.5058 1.

TВ.6984.6090.5096.8102.6090.4078 3.

При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

Графическое изображение проточной части ТРДД, соответствует данным пункта 3, приведено на рисунке 1.

Рисунок 1 - Схема проточной части двигателя

Выводы

В расчетно-графической роботе сформирован облик турбореактивного двухконтурного двигателя (на базе прототипа Д-36). Основные параметры соответствуют современному уровню значений для ТРДД:

Р=63700 Н

Р_уд =248,6 Н/кг

С_уд = 0,0402 кг топл/кг

G_в = 256,23 кг/с

= 19,75

Т_Г= 1457 К

m=5,6

Двигатель выполнен по трехвальной схеме. Вентилятор - одноступенчатый трансзвуковой, КПД*= 0,86, = 0.287, n= 5398 об/мин. Компрессор низкого давления - семиступенчатый, КПД*= 0,91, = 0.2418, n= 11076 об/мин. Компрессор высокого давления - шестиступенчатый, КПД*= 0,915, n= 14346 об/мин, = 0.2548.

КВД приводится в движение турбиной высокого давления, одноступенчатой, КПД*= 0.8212, 211,2 МПа, µz= 1.6 - средненагруженной. КНД приводится в движение турбиной низкого давления - одноступенчатой, КПД*= 0,8504, 198,2МПа, µz= 1.6029 - высоконагруженной. Вентилятор приводится в движение трехступенчатой турбиной вентилятора, КПД*= 0,92, 105,9МПа, µz= 5.93 - средненагруженной.

Результаты выполненных расчетов будут являться базой для дальнейших более детальных расчетов (газодинамических и прочностных).

Перечень ссылок

турбореактивный двигатель компрессор турбина

1. Выбор параметров и термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных двигателей/ А.Ф. Брехов, Г.В. Павленко и др. Учебное пособие, Харьков, ХАИ, 1984 г. - 60 c.

2. Буслик Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД. Учебное пособие, Харьков, ХАИ, 1984 г. - 75 c.

3. Формирование облика газотурбинных двигателей и газотурбинных установок / Г.В. Павленко. Учебное пособие, Харьков, ХАИ, 2003 г. - 35 с.

Размещено на Allbest.ru