Расчет и проектирование проточной части винтовентиляторного двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

Расчет и проектирование проточной части винтовентиляторного двигателя

Введение

Данный курсовой проект является составной частью комплексного проекта по дисциплинам «Теория и расчёт лопаточных машин» (ч. 1) и «Теория воздушно-реактивных двигателей (ч. 2).

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины, а также расчет параметров потока, профилирование камеры сгорания и реактивного сопла проектируемого двигателя.

Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу).

Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых (СА) и рабочих (РК) решеток.

Камеры сгорания (КС) авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, выброс в атмосферу которых должен соответствовать нормам.

Основные требования, предъявляемые к КС:

- высокая полнота сгорания топлива;

- надежный запуск на земле и при заданных условиях полета на высоте;

- устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;

- малые потери полного давления;

- низкий уровень выбросов вредных веществ;

- обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;

- стабилизация процесса горения и отсутствие значительных пульсаций давления;

- малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

- большая надежность и ресурс;

- малая масса.

В настоящее время выделено три типа КС ГТД: трубчатая, кольцевая и трубчато-кольцевая. Наибольшее распространение получили кольцевые КС, т.к. они отличаются компактностью конструкции и меньшей массой, меньшей поверхностью жаровой трубы, требующей охлаждения, меньшими потерями полного давления. Особенностью данного двигателя является то что его КС является наклонной и это вызывает некоторые трудности при ее расчете. Меньшая длина КС позволяет сократить длину валов турбокомпрессоров и снизить удельную массу двигателя.

1. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора

Этапом проектирования осевого компрессора, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей компрессора по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры компрессора.

При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.

Исходными данными для профилирования рабочей лопатки компрессора являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях.

Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.

1.1 Выбор закона закрутки

Выбираем закон изменения параметров по радиусу (законы закрутки потока). Критерием выбора оптимального закона закрутки по радиусу является обеспечение дозвуковых скоростей и приемлемых углов потока (в частности, M_w1 и M_c2 0,85…0,90, в₁ 25^o на периферии, в₂ 90^о на втулке). Для расчета первой ступени проектируемого компрессора примем закон закрутки , целесообразно в коротких лопатках.

1.2 Расчет параметров потока

В качестве исходных данных профилирования примем параметры потока и размеры проточной части РК дозвуковой ступени КВД взятые из ХАІ.201.242.06В.100117.0900222.

Расчет производим для первой ступени КВД. В таблице 1.1 представлены основные исходные данные к расчетам; в таблице 1.2 - данные расчета с помощью ЭВМ, при использовании закона закрутки: .

Выбранный закон крутки обеспечивает значительно менее интенсивный рост M_1W по радиусу, чем закон постоянной циркуляции.

Исходные данные

29 10 01 1 04 1.380 287.00 (дата, M, Ks, kг, Rг)

1.250 395.000.239.885.985 0.985.702.702

1.000 180.000 463.540 449475. 75.040 0.377.928

1.116 0.869

_ _ _ _

Пi* Uк Hтвт КПД* Sна D21 d1вт d2вт

m С1асp Т1* P1* С1uсp D1к Кн

W1к/W1сp W1вт/W1сp

Тип ступени: 1 - дозвуковая ступень;

(M) 2 - свеpхзвуковая ступень.

Закон кpутки: 1 - пеpвая ступень без ВНА (С1u=0., А=В=D=0.);

(Ks) 2 - «свободный вихpь «(на входе) пpи заданном Нт(r);

3 - «твеpдое тело» (на входе) пpи заданном Нт(r);

4 - Rок=const пpи заданном Нт(r);

5 - по значениям W1к/W1сp и W1вт/W1сp.

Результаты расчета

ГДР СТ.ОК ДАТА 29.10. 1

M= 1 KR= 4 КГ= 1.400 RГ= 287.00

1.250 395.00.222.885.985.985.702.702

1.000 185.00 463.54 449475. 75.04.377.928

1.116.869 А=.380 B= - .120 D=.000

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ СТ. ОК

PI1=1.246 PI2=1.250 HZ1=34074. HZ2=34636. T01=497.46 T02=498.02

P01= 559876. P02= 561844.

(GB= 30.918 ROK=.6199 HTO=.2392 WC= 20010.4)

N U CU CA T0 T P0 P

ROTH RO C W LC LW AL BE

11 395.00 102.91 164.13 463.54 444.86 449475. 389206.

1.0000 3.0484 193.73 335.05.4917.8183 57.913 29.333

12 367.07 88.70 176.10 463.54 444.19 449475. 387156.

9293 3.0369 197.17 329.40.5005.8065 63.266 32.317

13 338.62 73.61 185.80 463.54 443.66 449475. 385542.

8573 3.0279 199.85 323.66.5073.7944 68.388 35.035

14 308.96 57.05 193.58 463.54 443.27 449475. 384354.

7822 3.0212 201.81 317.70.5123.7816 73.580 37.540

15 277.29 38.11 199.42 463.54 443.02 449475. 383606.

7020 3.0170 203.03 311.41.5154.7678 79.182 39.821

21 389.08 200.76 121.70 498.15 470.71 570856. 468188.

9850 3.4656 234.77 224.22.5748.5503 31.225 32.874

22 357.83 195.46 152.77 498.08 467.44 570598. 456925.

9059 3.4059 248.08 222.94.6075.5492 38.011 43.254

23 329.16 188.59 177.98 497.86 464.39 569825. 446641.

8333 3.3511 259.31 226.80.6351.5599 43.342 51.696

24 301.36 180.46 199.76 497.50 461.43 568539. 436860.

7629 3.2988 269.21 233.50.6596.5773 47.906 58.817

25 273.44 171.08 219.37 497.00 458.47 566742. 427315.

6922 3.2475 278.20 242.07.6820.5991 52.050 64.988

81 389.08 99.94 166.89 463.54 444.70 449475. 388732.

9850 3.0458 194.53 333.85.4938.8158 59.086 29.994

82 357.83 83.87 179.50 463.54 444.00 449475. 386580.

9059 3.0337 198.13 327.53.5029.8026 64.956 33.234

83 329.16 68.43 188.53 463.54 443.52 449475. 385109.

8333 3.0255 200.57 321.75.5091.7903 70.050 35.871

84 301.36 52.64 195.21 463.54 443.19 449475. 384128.

7629 3.0200 202.18 316.18.5132.7783 74.910 38.126

85 273.44 35.69 199.97 463.54 443.00 449475. 383549.

6922 3.0167 203.13 310.66.5156.7661 79.879 40.067

Основные исходные данные для расчета

Параметры	Размерность	Сечение
		Втулка	Среднее	Периферия
	м/с	310,660	321,750	333,850
	м/с	203,130	200,570	194,530
	м/с	419,225	419,459	420,000
	-	0,741	0,767	0,795
	м/с	242,070	226,800	224,220
	м/с	278,200	259,310	234,770
	м/с	426,775	429,029	431,705
	-	0,652	0,604	0,544
	град	79,879	70,050	59,086
	град	52,050	43,342	31,225
	град	40,067	35,871	29,994
	град	64,988	51,696	32,874
	град	27,829	26,708	27,861
	град	24,921	15,825	2,880

При расчете было принято

1.3 Профилирование решеток профилей рабочего колеса по радиусу

Предварительный выбор удлинения лопаток

Удлинение лопаток

где высота пера лопатки во входном сечении;

хорда профиля пера лопатки на среднем радиусе;

Густота решетки b/t (b - хорда пера лопатки; t - шаг решетки) является параметром, в значительной степени определяющим аэродинамическую нагруженность лопаточного венца. Уменьшение значений густоты решетки в сравнении с оптимальными означает недогрузку ступени, а увеличение густоты отрицательно сказывается на КПД ступени.

Определение густоты решетки РК производится на так называемом номинальном режиме, который характеризуется безсрывным обтеканием решетки при отсутствии резкого роста потерь.

Отношение рассчитанного угла поворота потока к углу на номинальном режиме ^* определяет запас по срыву компрессорной решетки и выбирается в зависимости от положения ступени в компрессоре. Величину /^* обычно принимают равной 0,8…0,9 для ступеней из групп первых или последних в компрессоре (в связи с рассогласованием работы этих ступеней на нерасчетных режимах) и близкой к 1,0 для средних ступеней компрессора. Принимаем

По графику рисунок 1.1 находим в зависимости от угла выхода потока из решетки.

Требуемая густота решетки определяется по графику рисунок 1.2 в зависимости от параметра

по полученному значению выбираем

Функция по геометрическим соотношениям от

Функция по геометрическим соотношениям Е от

Расчет и уточнение числа лопаток в венце, хорд и удлинение лопаток

При выбранной густоте решеток на среднем радиусе предварительное значение шага решетки:

Тогда предварительно число лопаток будет равно:

Принимаем

Количество лопаток НА обычно имеет тот же порядок, что и число лопаток РК. При этом для снижения интенсивности вибраций элементов конструкции ступени число лопаток НА необходимо выбирать не равным и не кратным числу лопаток РК данной и последующей ступени.

По полученным значениям уточняются величины шага решетки и хорды профиля пера лопаток на среднем радиусе, а также удлинение лопаток:

Результаты расчета решетки профилей занесены в таблицу.

Расчет параметров решетки на среднем радиусе

Параметры	Размерность	Величина
1	2	3
	м	0,377
	м	0,3258
	м	0,2648
	м	0,0552
выбирается)	-	2,72
	м	0,0203
	град	15,825
(выбирается)	-	0,96
	град	16,48
	град	51,696
	град	15,24
	-	1,08
	-	1,16
	м	0,0175
	шт	56,41
(округленное)	шт	57
	м	0,01732
	м	0,0201
	-	2,75

Расчетные углы атаки i по радиусу лопатки выбирают на номинальном режиме. Отклонение от номинальных углов атаки может привести к существенному снижению КПД и сокращению диапазона устойчивой работы компрессора. В современной практике углы атаки рассчитывают по эмпирическим формулам, учитывающим накопленный статический материал.

В первом приближении допустимо принимать углы атаки по всей высоте лопатки.

Из геометрических соображений угол изгиба профиля пера лопатки равен:

где угол отставания потока в лопаточном венце.

Исходя из полуэмпирической зависимости для угла отставания потока на номинальном режиме можно определить:

где

где относительный прогиб средней линии профиля,

назначают в зависимости от выбираемой формы дуги средней линии, при дуге окружности

Наличие угла отставания потока в лопаточном венце можно рассматривать как проявление сил инерции воздушного потока, что в значительной степени определяет аэродинамическую нагруженность венца. Отклонение углов отставания от номинальных снижает напор решетки и повышает потери в ней.

Угол отставания можно рассчитать по формуле:

Исходя из условия минимума потерь в решетке среднюю линию профиля пера лопатки при пониженных скоростях набегающего потока изгибают по дуге симметричной параболы или гиперболы, при повышенных скоростях - по дуге окружности или по двум сопряженным дугам окружностей.

Ординаты средней линии профиля можно определить из общего уравнения параболы, проходящей через начало координат:

Для малоизогнутых компрессорных профилей (при ) выражение упрощается:

где

Углы средней линии профиля лопатки на входе и на выходе:



Углы наклона входной и выходной кромок пера лопатки:

где при средней линии по дуге параболы.

Угол установки (выноса) профиля в решетке

Осевой зазор лопаточного венца на соответствующем радиусе:

осевой зазор назначаем 0,15 из практических рекомендаций.

Выбор относительной толщины профиля

Принимаем:

- на периферии

- на среднем радиусе

- у втулки

Проверка решетки на наличие критического режима обтекания

Проверка на наличие критического режима осуществляется по величине где диаметр минимальной окружности, которую можно вписать в канал, образуемый двумя соседними профилями, т.е. поперечное сечение «горла» межлопаточного канала:

Условие выполняется.

Зависимость

Результаты расчета параметров лопаток и решеток профилей по радиусу занесены в таблицу.

Расчет параметров лопаток и решеток профилей по радиусу

Параметр	Разм.	Сечение
		втулка	среднее	Периф
1	2	3	4	5
	м	0,0201	0,0201	0,0201
	м	0,014	0,017	0,020
	-	1,398	1,161	0,982
	град	0,000	0,000	0,000
	град	64,988	51,696	32,874
	-	0,450	0,450	0,450
	-	0,236	0,263	0,301
	град	24,921	15,825	2,880
	град	31,147	20,934	4,134
	град	6,226	5,109	1,254
	град	40,067	35,871	29,994
	град	40,067	35,871	29,994
	град	71,214	56,805	34,128
	-	0,550	0,550	0,550
	град	17,131	11,514	2,274
	град	14,016	9,420	1,860
	м	0,381	0,559	2,801
	м	-0,020	-0,020	-0,020
	м	0,065	0,099	0,506
	м	0,075	-0,012	0,011
	м	0,041	-0,004	0,001
	град	57,198	47,385	32,268
	м	0,017	0,015	0,011
	-	0,065	0,055	0,045
	м	0,001	0,001	0,001
	м	0,0100	0,0113	0,0105
	м	0,0093	0,0101	0,0102
	-	1,059	1,094	1,026
	-	0,820	0,860	0,790
	-	0,930	0,970	0,890
	-	0,875	0,915	0,840
	-	0,741	0,767	0,795

При расчете считалось, что б₃ ? б₁.

1.4 Построение профилей лопаток

Построение профилей лопаток состоит из этапов построения средней линии и самого аэродинамического профиля. Из одинаковых профилей, расположенных с заданной густотой b/t под углами установки г к фронту решетки, составляют решетки профилей. Существуют аналитические и графоаналитические методы построения профилей лопаток и решеток профилей. Аналитические методы являются более точными и широко применяются в практике современного турбомашиностроения. Графоаналитические методы целесообразнее для учебных целей в связи с наглядностью и меньшей трудоемкостью вычислений. В данном курсовом проекте будем использовать графоаналитический метод построения профилей лопаток.

Построение средней линии профиля

При выбранной дуге средней линии пера профиля в виде дуги окружности разбиваем хорду на равное число участков (через 10% всей длины хорды, совпадающей с осью абсцисс). Ординаты средней линии вычисляют по приближенной зависимости:

.

Результаты расчета координат средней линии

	0	10	20	30	40	50	60	70	80	90	100
	0	2,010	4,020	6,030	8,040	10,050	12,060	14,070	16,080	18,090	20,1
	0	0,545	0,947	1,215	1,359	1,386	1,303	1,117	0,835	0,460	0
	0	0,360	0,627	0,805	0,901	0,919	0,865	0,742	0,554	0,306	0
	0	0,070	0,122	0,157	0,176	0,180	0,169	0,145	0,108	0,060	0

Построение аэродинамического профиля и решетки профилей

В качестве исходного аэродинамического профиля в проекте используем симметричный (y_B=y_H) профиль А-40 с расположением относительной максимальной толщины профиля равной =0,1, на расстоянии 40% длины хорды от входной кромки профиля ().

Координаты исходного аэродинамического профиля А-40 ( в процентах от длины хорды b, - в процентах от величины максимальной толщины профиля С_bmax) представлены в таблице.

Относительные координаты исходного профиля и координаты рассчитанного профиля

			Сечение
			Втулочное	Среднее	Периферийное
1	2	3	4	5	6
0	0	0	0	0	0
1	11,4	0,201	0,149	0,126	0,103
1,5	14,3	0,3015	0,187	0,158	0,129
2,5	18,5	0,5025	0,242	0,205	0,167
5	25,5	1,005	0,333	0,282	0,231
7,5	30,9	1,5075	0,404	0,342	0,279
10	35,25	2,01	0,461	0,390	0,319
15	41,6	3,015	0,544	0,460	0,376
20	45,5	4,02	0,594	0,503	0,412
25	47,88	5,025	0,626	0,529	0,433
30	49,27	6,03	0,644	0,545	0,446
35	49,86	7,035	0,651	0,551	0,451
40	50	8,04	0,653	0,553	0,452
50	48,58	10,05	0,635	0,537	0,439
60	44,42	12,06	0,580	0,491	0,402
70	37,83	14,07	0,494	0,418	0,342
80	28,5	16,08	0,372	0,315	0,258
90	17,22	18,09	0,225	0,190	0,156
95	10,03	19,095	0,131	0,111	0,091
100	0	20,1	0	0	0

Расчетные радиусы скругления

Радиус скругления	Сечение
	Втулочное	Среднее	Периферийное
	0,1168211	0,0876158	0,058410555
	0,0106201	0,0079651	0,00531005

В этой части курсового проекта были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени дозвукового осевого компрессора среднего давления в трех сечениях (втулочном, среднем и периферийном) при расчете вручную и в пяти сечениях при расчете на ЭВМ.

В качестве исходного аэродинамического профиля использовали симметричный профиль А-40. При профилировании использовался закон на входе при заданном Нr.

Рассчитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевого компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. Исходные данные взяты из газодинамического расчета осевого компрессора высокого давления. Полученные профили решетки профилей изображены на чертеже К201.ТВРДКП.242.01.

Полученные числа М_w1 потока во всех сечениях находятся на допустимом диапазоне, т.е. M_w1<M₁^* - т.е. не происходит запирания решеток профилей.

2. Профилирование лопатки первой ступени турбины высокого давления

Этапом проектирования турбины, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей турбины по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры турбины.

При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.

Исходными данными для профилирования рабочей лопатки турбины являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета турбины. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях.

Реальное течение воздуха в турбины является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.

2.1 Выбор закона закрутки

Для расчета треугольников скоростей в межвенцовых зазорах у корня и у периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров потока по радиусу. Этот закон выражается условием радиального равновесия, полученным в предположении, что поток в межвенцовых зазорах осесимметричен и линии тока располагаются по коаксиальным цилиндрическим поверхностям.

Примем закон закрутки и . В нашем случае, у этого закона есть ряд преимуществ:

- угол поворота потока во втулочных сечениях при прочих равных условиях на среднем радиусе меньше.

- высокий КПД

- применение этого закона значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа.

- при , лопатки СА и РК первой ступени турбины являются некручеными и имеют почти постоянный профиль по высоте, что способствует организации внутреннего охлаждения.

2.2 Расчет турбины по радиусу на ПЭВМ

Исходными данными для определения параметров потока по радиусу являются данные расчета ступеней турбины на среднем радиусе, а так же заложенные в техническом задании параметры ГТД:

Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных oct.dat. Результаты расчета, получаемые по программе oct.exe, заносятся в файл oct.rez.

Изменение и по радиусу лопатки РК

Изменение и по радиусу лопатки РК



Изменение и по радиусу лопатки РК

Полученные планы скоростей изображены на рисунках 2.4 - 2.8

Планы скоростей в сечении 1 (периферия)

Планы скоростей в сечении 2



Планы скоростей в сечении 3 (среднее)

Планы скоростей в сечении 4

Планы скоростей в сечении 5 (втулка)

Расчет треугольников скоростей в межвенцовых зазорах по высоте можно считать законченными, т.к. полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям , , на всех радиусах выполняется условие .

2.3 Расчет и построение решеток профилей рабочего колеса турбины на ПЭВМ

Решетка профилей РК в сечении 1 (периферия)

Решетка профилей РК в сечении 2



Решетка профилей РК в сечении 3 (среднее)

Решетка профилей РК в сечении 4

Решетка профилей РК в сечении 5 (втулка)

Профили рабочей лопатки турбины

3. Проектирование камеры сгорания

компрессор турбина сгорание двигатель

Камеры сгорания газотурбинных двигателей и установок представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные процессы, течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов плохо поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем экспериментальных и доводочных работ. Проектировочный расчет является первым приближением в создании КС новых двигателях с одновременным использованием предыдущего опыта каждой конкретной двигателестроительной фирмы. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию вредных веществ в КС, исходя и удовлетворения экологических нормам. Анализ аварийных ситуаций при эксплуатации авиадвигателей свидетельствует о случаях, причинами которых были колебательные процессы, возникшие в КС и связанные с ее акустическими нормами.

Расчет камеры сгорания

Распределение по длине КС

- в начале КС

- в конце зоны горения

Расход горючего

- секундный



- часовой

Распределение воздуха

- расход первичного воздуха

- расход вторичного и смесительного воздуха

- расход воздуха в жаровой трубе и конце зоны горения (сечение С)

- расход смесительного воздуха в сечении «C»

Определение потерь в КС

Суммарные потери давления в КС определяются тепловым, гидравлическим сопротивлением и потерями на смешение потоков.



Определение основных размеров КС

Наружный диаметр КС

Из-за того, что КС является наклонной и рассчитанные геометрические параметры двигателя близки к параметрам прототипа, то принимается равным прототипа в сечении где площадь жаровой трубы максимальна.

Температура газов в сечении «C».

Из уравнения баланса тепла для сечения «C»

где для первого приближения

Плотность газов в сечении «C»

Площадь сечения жаровой трубы

Скорость газа в жаровой трубе в сечении «C» принимается из рекомендаций [4].



Суммарная площадь

Отношение площадей для кольцевых камер сгорания должно быть в пределах 0,60…0,75, данная камера в эти пределы вписывается

Внутренний диаметр КС

Так как КС является наклонной то придется вычислить вначале наружный и внутренний диаметры жаровой трубы, задавшись расстоянием между кожухом и внешним диаметром жаровой трубы из прототипа

Средний диаметр КС

Объем жаровой трубы

где величина теплонапряженности двигателя выбрана в соответствии с рекомендациями [4],

Длина жаровой трубы

Относительная длина жаровой трубы

Длина диффузора

Длина камеры сгорания

Длина головки жаровой трубы



Длина зоны горения

Длина зоны смешения

Длина газосборника

Диаметр фронтового устройства

Внутренний диаметр фронтового устройства

В этой части курсового проекта был проведен расчет кольцевой камеры сгорания. Теплонапряженность камеры равна Q_V=1100000 Дж/К²Па⁴. Умеренные значения теплонапряженности позволяют увеличить ресурс. Топливом служит авиационный керосин, низшая теплотворная способность которого Hu=43000 кДж/кг.

Выводы

В результате выполнения данного задания освоена методика расчета параметров потока в ступенях компрессора, турбины, в камерах сгорания и выходных устройствах. Помимо этого освоена методика построения решёток профилей ступеней лопаточных машин и способы профилирования геометрии проточной части камер сгорания и выходных устройств.

В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени компрессора высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей (чертеж) и решетки профилей (чертеж). Полученные значения густоты решётки в области втулки и периферии соответствуют рекомендуемым (1,0…1,5 - для первых ступеней). Полученное значение хорды превышает минимально допустимые значения: b=20,1 мм >10…15 мм. Характер изменения полученных параметров (С_а, С_u, L_c, L_w, T^*, P^*) является типичным для ступеней дозвуковых осевых компрессоров. Число Маха по набегающему потоку не достигает местной скорости звука, следовательно явление запирания канала не возникает.

В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени турбины высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей и решетки профилей, а также получены графические зависимости изменения параметров потока по радиусу лопаток РК. Во втулочном сечении скорость , а б₂>55 град.

В результате расчета получены параметры потока в КС и сформирован ее геометрический облик. Спроектированная КС удовлетворяет габаритным, массовым, экономическим и экологическим требованиям, предъявляемым к современным КС, обеспечивает высокие значения коэффициента полноты сгорания топлива и имеет допустимые значения потерь: и; ее геометрические параметры схожи с параметрами КС двигателя-прототипа.

Перечень ссылок

1. В.Ю. Незым. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1988 - 41 с.

2. В.А. Коваль. Профилирование лопаток авиационных турбин: Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986 - 48 с.

3. В.П. Герасименко, А.А. Никишов. Проектирование камер сгорания газотурбинных двигателей - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1999 - 88 с.

4. А.Д. Грига. Расчет камер сгорания ВРД - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985 - 85 с.

5. А.Н. Анютин. Проектирование выходных устройств ГТУ - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 2001-62 с.

Размещено на Allbest.ru