Проектировочный расчет газотурбинного двигателя мощностью 10,5 МВт
Курсовой проект - Разное
Другие курсовые по предмету Разное
ыходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны при очень малых значениях С чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения газа из вертолетного ГТД выбирают в интервале С=80…120м/с. Принимаем С=100 м/с.
С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1..2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно =0.98..0.99. Принимаем =0.985.
.2 Термогазодинамический расчет
Исходные данные и результаты расчета представлены в табл.1.2.1.
Таблица 1.2.1
01 05
1 1 1 1
1.000 .000 .000 100.000 .915 1.000 1.000 .050
.980 .951 .990 1.000 .980 .985 .985 1.000
1400.0 1400.0 1400.0 1400.0 1400.0
.896 .896 .896 .896 .896
18.000 18.000 18.000 18.000 18.000
.847 .847 .847 .847 .847
.000 .000 .000 .000 .000
1.000 .000 .000 .000 .000
1.000 .000 .000 .000 .000
.4300E+08 14.8
ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 13. 1. 5
TG= 1400. 1400. 1400. 1400. 1400. ANTK= .896 .896 .896 .896 .896
PIK= 18.00 18.00 18.00 18.00 18.00 ANK = .847 .847 .847 .847 .847
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .050 HU= .4300E+08 LO= 14.80
H= .00 MH= .000 CC=100.0 NTB= .915 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000
SB= .980 SK= .951 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .980 NM= .985 NPД=1.000
TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 99299. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC
TK TTK TT PK PГ PTK PT PC
NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ
КПД LCB NP CPГ КГ RГKB RB
ТГ=1400.0 ПК=18.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 778.1
.1 298.1 .2324 .2026E-01 3.335 69.28 .2196E-01 .1985
.3 1025. 778.1 .1787E+07 .1700E+07 .3816E+06 .1057E+06 .1036E+06
.8960 .4328E+06 .4533E+06 .2981E+06 4.454 3.609 16.08
3602 .3350E+06 .9048 1208. 1.312 287.4
. 1.384 287.0
.2.1 Термогазодинамический расчет (вручную)
В результате расчета определяем основные удельные параметры двигателя ( удельная мощность, удельный расход топлива, расход воздуха, обеспечивающий требуемую мощность), температуры и давления заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя, и основные параметры, характеризующие работу его узлов.
Исходные данные для расчета:
Таблица 1.2.2
H0?пт1?ст=0.9Mн0?рн0.98?тк нохл* =0.896Nе10500?м0.985к =1.4Тг*1400?ред0.985R =287?*к18?в1кг =1.33?к0.847cc100Rг =288?тк* 0.896Нu0.43*108? =1?тв*0.915Lo14.8?кс=1.94?вх0.98cp1005?кс0.951cрг1160?г0.99?гидр0.97
Термогазодинамический расчет выполняем для Gв =1 кг/с.
Вход в двигатель (сечение Н-Н)
По таблице параметров стандартной атмосферы для Н=0 находим
Тн = 288,15 К и Pн = 101325 Па.
Так как Мн = 0, то Тн* = 288,15 К и Pн* = 101325 Па.
Вход в компрессор(сечение В-В)
При отсутствии теплообмена во входном устройстве ГТД полная температура потока не изменяется, а полное давление уменьшается из-за гидравлических потерь.
Следовательно, температура и давление воздуха на входе в компрессор равны:в*= Tн*=288,15 К;в*= Pн* ? вх = 1013250,98 = 99298,5 Па;
Выход из компрессора (сечение К-К)
Определяем параметры воздуха на выходе из компрессора и работу компрессора:
; ?к*= ?к/?m=0,847/0,99=0,856;
подставляя значения, имеем: * = Pв*?к* = 99298,518 =1787373 Па,= cp(Tk*- Tв*)/?m = 1005(720,93-288,15)/0,99 = 439337 Дж/кг.
Выход из камеры сгорания(сечение Г-Г)
Температура газа на выходе из камеры сгорания входит в перечень исходных данных и составляет: Tг*=1400 К.
Давление определяем по формуле: Pг* = ?ксPк* , где ?кс= 0,951 (см. выбор параметров). Подставляя значения, имеем:Pг* =0,9511787373= 1699791,7Па.
Относительный расход топлива определяем по уравнению Ильичева:
, где значения CpTг*, iTг* для продуктов сгорания авиационного керосина CpTk* и для воздуха находят в зависимости от Тг* и Тk*. Определяем при Тг* = 1400 К.г* = 1515,3 кДж/кг ;г* = 3668,09 кДж/кг ;* = 735 кДж/кг. Подставляя значения в формулу, вычисляем:
Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания равен: , где L0 - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания одного килограмма топлива. Для природного газа L0 = 14,8 кгвозд./кгтопл. и
= 43000 кДж/кг.
Выход из турбины компрессора (сечение ТК-ТК)
Расход газа через турбину отличается от расхода воздуха, поступающего на вход в компрессор, на величину расхода топлива, введенного в камеру сгорания и воздуха, отбираемого на охлаждение горячих элементов конструкции двигателя. Однако в первом приближении допускается принимать расходы воздуха и газа равными, то есть Gв=Gг. Следовательно, работу турбины компрессора определяют с учетом механического КПД по соотношению: ; значит = 443774,7 Дж/кг.
Степень понижения полного давления в турбине компрессора вычисляем по формуле:
Температуру на выходе из турбины компрессора определяем по соотношению: K.
Так как не имеется переходного канала, значит гидравлических потерь, заданными коэффициентом восстановления полного давления ?пт нет, то есть для определения давления перед свободной турбиной используем формулу:
Па.
Выход из свободной турбины (сечение ТС-ТС)
Для определения работы винта используем соотношение:
, где
?p - КПД процесса расширения в свободной турбине и выходном устройстве, в первом приближении принимаем его равным ?p = ?тв* ;скорость истечения газа из двигателя;
Lсв- свободная работа цикла, равная:
Дж/кг.
Дж/кг.
Полученное значение работы винта Lтв является приближенным из-за неточного задания ?р. Соответствующие этой величине Lтв значения температуры и давления газа за турбиной винта и на срезе выходного устройства определяем по формулам:
K.
K.
Па.
Па.
Все эти соотношения записаны в предположении неизменности полной температуры газа в в?/p>