Проектировочный расчет газотурбинного двигателя мощностью 10,5 МВт
Курсовой проект - Разное
Другие курсовые по предмету Разное
Содержание
Введение
.1 Выбор и обоснование параметров двигателя
.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ
.2.1 Термогазодинамический расчет (вручную)
.3 Согласование параметров компрессоров и турбин
.3.1 Выбор параметров к расчету
.3.2 Согласование параметров газогенератора с помощью ЭВМ
.4 Газодинамический расчёт компрессора
.4.1 Исходные данные для газодинамического расчета компрессора
.4.2 Результаты расчета компрессора на ЭВМ
.4.3 Расчет первой ступени компрессора (вручную)
.5 Газодинамический расчёт турбины
.5.1 Исходные данные для газодинамического расчета
.5.2 Результаты расчета турбины на ЭВМ
.5.3 Расчет первой ступени турбины (вручную)
Заключение
Список использованной литературы
Введение
В настоящее время основными требованиями к лопаточным машинам авиационных ГТД, обусловленными особенностями их использования на летательных аппаратах, являются: минимальные габаритные размеры и масса, высокий КПД, благоприятное протекание характеристик, надежность и живучесть, технологичность, мобильность создания и возможность модернизации.
По сравнению с поршневыми двигателями внутреннего сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но большой удельный расход топлива. Целесообразность применения ГТД обуславливается легкостью запуска, лучшей приемистостью, удобством обслуживания, относительной дешевизной, меньшими эксплуатационными затратами.
В данном курсовом проекте приводится проектировочный расчет газотурбинного двигателя, мощностью 10,5 МВт. Прототипом послужил двигатель Д-136.
1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя
.1.1 Температура газа перед турбиной
Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. Предварительно для выбора Тг* на расчетном режиме, расчет проведем для Тг* = 1400 К.
.1.2 Степень повышения давления в компрессоре
При разработке вертолетных ГТД на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности. Несмотря на благоприятное влияние повышения Пк* на удельные параметры двигателя, применение больших значений Пк* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений Пк* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки. Предварительно для выбора Пк* на расчетном режиме, проведем расчет для Пк* =18.
1.1.3 КПД компрессора и турбины
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней , где - среднее значение КПД ступеней компрессора.
На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0.88..0.9. Принимаем =0.9.
Т.о, получаем =0.847.
Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранных значения Тг*, в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:
т.к. Тг*>1250К,
где = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.
Т.о, =0.896.
.1.4 Потери в элементах проточной части
Для всех предварительных термогазодинамических расчетов ниже перечисленные коэффициенты принимаем одинаковые.
Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет =0.97..1.0. Принимаем =0.98.
Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смещении струй, при повороте потока (=0.93..0.97). Принимаем =0.97.
Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно 0.97..0.98. Принимаем =0.98.
Суммарные потери полного давления в камере сгорания подсчитываются по формуле: =*=0.97*0.98=0.951.
Потери тепла в камере сгорания главным образом связаны с неполным сгоранием топлива и оценивается коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений =0.97..0.99. Принимаем =0.99.
При отсутствии переходного патрубка между турбиной компрессора и свободной турбиной коэффициент восстановления полного давления =1.
Выходное устройство вертолетных ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления: ?р.н =0.98.
.1.5 Скорость истечения газа из выходного устройства
Скорость истечения газа из вертолетного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на в