Проектировочный расчет газотурбинного двигателя мощностью 10,5 МВт
Курсовой проект - Разное
Другие курсовые по предмету Разное
маем Zкнд=6 и уточняем Hz ср:ср= L*кнд/ Zкнд=171385/6=28564 Дж/кг
Изменение Uк по ступеням КНД с Dср=const для оценки ступеней находим по
Uкi= Uк(1-(1- Dкк/ Dкв)(i-1)/zк)
Результаты расчетов и выбранное распределение параметров по ступеням КНД приведены в таблице 1.4.4
Таблица 1.4.4
Nст123456?кндUк м/с355346,7338,4331321,9313,6---------0,2240,2540,2740,2740,2640,243---------Hz кДж/кг28,230,5431,37630,01927,3523,9171,385?*ст0,870,880,890,90,90,89Са м/с160165170170170165---------?к0,550,580,620,660,700,74---------iн град000000---------
Для уменьшения угла поворота потока в спрямляющем аппарате КНД степень кинематической реактивности ступеней принята возрастающей от входа к выходу.
Определяем число ступеней КВД:ср=H/z* Uквд2 ср=0,28*3602=36288 Дж/кгквд= L*квд/ Hz ср=257077/36288=7,08
Принимаем Zквд=7 и уточняем Hz ср и ,т.к у КВД Dк=const, вычисляем ? для распределения Hz по ступеням:ср= L*квд/ Zквд=257077/7=36725 Дж/кг
= Hz ср/ Uквд2=36725/3602=0,283
? = L*квд/ Uквд2=257077/3602=1,98=* Uквд2=0,283*3602=36676,8
Выбранное распределение параметров по ступеням КВД сводим в таблицу 1.4.5
Таблица 1.4.5
Nст1234567?кндUк м/с360360360360360360360--------0,2750,2850,2950,2950,290,2850,251,98Hz кДж/кг35,6437,08638,6338,6337,5837,08632,425257,077?*ст0,880,890,90,90,890,880,870,875Са м/с180185180178175170162--------?к0,50,530,560,590,620,650,68--------iн град0000000--------
Таблица 1.4.6
Gв=35 кг/с?ст*=1,329кн=0,983Тв*=288,15 Кс1а=160 м/скg=1,02Рв*=99298,5Па?ст*=0,87к=1,4?вна=0,985R=287 Дж/кг*КUк=355м/с?на=0,98ср=1005 Дж/кг*КHz=28200Мw1доп=0,8m=0,04042 (Дж/кг*К)0,5
. Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:
Т1*= Тв*=288,15 К; Р1*= Рв*• ?вна=99298,5*0,985= 97809 Па.
. Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:
Т3*= Т1*+ Hz/ср=288,15+28200/1005=316,2 К;
Р3*= Рв*• ?ст*=99298,5*1,329=131967,7 Па
3. Окружная скорость на среднем диаметре и :
м/с;
=Hz/кн•Uср2=28200/0,988*299,42=0,3184.
. Выбор кинематической степени реактивности:
Т1?=Т1*-с1а2/2 ср=288,15-1602/2*1005=275,4 К;?= Мw1доп• м/с;
,
Принимаем ?к=0,55.
. Скорость и направление потока на входе в РК:
с1u=Uср*(1- ?к-0,5)=299,4*(1-0,55-0,5*0,3184)=87,06 м/с;
с1= м/с;
?1=;
Т(?1)=1-0,1667* ?12=1-0,1667*0,58662=0,9426;
Р(?1)= Т(?1)3,5=0,94263,5=0,7001;
q(?1)= ?*(1,2* Т(?1))2,5=0,7982;
?1=arcsin(с1а/с1)= arcsin(160/182,2)=61,4.
. Площадь проходного сечения и геометрические размеры входа в РК:= м2;
м;
м;
м.
. Действительные параметры потока на входе в РК, скорость и направление в относительном движении:
Т1= Т1* Т(?1)=288,15*0,9426=271,6 К;
Р1= Р1* Р(?1)=97809*0,8131=79528,5 Па;u=Uср-с1u=299,4-87,06=212,34 м/с;= м/с;=;
?1=arcsin(с1а/W1)= arcsin(160/265,9)=370.
. Параметры потока воздуха на выходе из РК:
?сu=* Uср=0,3184*299,4=95,3 м/с;
с2u= с1u+?сu=87,06+95,33=182,39 м/с;
с2= м/с (с учетом равенства с2а= с1а);
Т2=Т2*-с22/2 ср=316,2-242,62/2*1005=286,9 К(с учетом равенства Т2*=Т3*);=;u= Uср- с2u=299,4-182,4=117 м/с;= м/с;
?2=arcsin(с2а/W2)= arcsin(160/198,2)=53,830;
?2=arcsin(с2а/с2)= arcsin(160/242,6)=41,260;
Р2*= Р3*/ ?на=131967,7/0,98=134661 Па;
Р2= Р2* • Па;
. Частота вращения ротора компрессора:=об/мин.
Вывод: В результате расчёта компрессора на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов проточной части компрессора, изменения Р, Р*, Т, Т*, по среднему радиусу каждой ступени, а также работа и степень повышения давления каждой ступени. Определились окончательные размеры проточной части. Алгоритм подсчетов программы показан на примере ручного счета первой ступени компрессора.
.5 Газодинамический расчет осевой турбины
Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью и экономичностью. Именно эти преимущества газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объёма вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчет газовой турбины на ЭВМ.
Обычно газодинамический расчет многоступенчатых турбин выполняют при заданной форме проточной части. Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, компрессора и согласования параметров его лопаточных машин, то к началу расчета проточная часть двигателя, а, следовательно, и его турбины уже известны.
.5.1 Исходными данными для газодинамического расчета турбины на среднем радиусе при заданной форме её проточной части являются величины, получаемые как в результате предшествующих расчетов, так и оцениваемые по опыту проектирования турбин авиационных ГТД:
Эти величины получены в результате выполнения термогазодинамического расчета ТВаД и при согласовании параметров компрессоров и турбин в двигателе.
Детальная прорисовка проточной части, выполненная с учетом основных особенностей турбины двигателя-прототипа, дает возможность получить следующие размеры:
Таблица 1.5.1
NстD1cp, мD2cp, мh1, мh2, м10.58510.59740.04180.047920.6950.70620.05480.06630.73500.73500.0950.123640.73500.73500.15220.1807Мощность турбинных ступеней вычисляется по формуле:
, где Lk - работа соответствующего каскада компрессора, Gв - расход воздуха через двигатель, hm - механический КПД.
Следовательно, ,
,
,
.
Таблица 1.5.2
Исходные данные
02 05
2 105740.
.97 1400. 1699800. 722.0 0.005 .600 .800 .700 .055 .12
.8 6090.0 5800.0 4700.0 1000.0 1000.0 1000.0 1000.0
.4 10295.9 7932.0 7932.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
.3500 .3000 .3050 .0000 .0000 .0000 .0000
.6950 .7350 .7350 .0000 .0000 .0000 .0000
.7062 .7350 .7350 .0000 .0000 .0000 .00