Профилирование рабочей лопатки ступени компрессора и газовой турбины
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
еняются современном 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.
Таблица 1.3.3- Раiет параметров лопаток и решеток профилей по радиусу
ПараметрыРазм.Втулочное сеч. ( вт )Среднее сеч. ( ср )Периферийное сеч. ( к )b = bcр = constм0,026040,026040,02604Dм0,1860,25560,3099м0,0160,0220,026-1,651,2010,99град000град72,82361,39441,578-0,50,50,5-0,2640,2870,327град24,58418,1236,114град30,95424,5619,105град6,376,4382,991град48,23943,27135,464град48,23943,27135,464град79,19367,83244,569k-0,550,550,55град17,02513,5095,008град13,92911,0534,097м0,0850,1080,297м0,0490,0610,18м0,0260,0260,029град65,26456,7840,472м0,02370,02180,0169-0,070,050,03м0,0020,0010,001м0,01190,01630,0162м0,01180,01490,0153-1,011,091,060,770,850,830,880,960,920,8250,9050,8750,7940,8010,800
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:
.
Расiитанные координаты точек средней линии представлены в таблица 1.3.4.
Таблица 1.3.4- Координаты точек средней линии
00000102,6040,7010,5500,201205,2081,2190,9570,349307,8121,5641,2290,4494010,4161,7491,3750,5035013,021,7841,4030,5136015,6241,6781,3190,4837018,2281,4381,1320,4148020,8321,0740,8450,3099023,4360,5930,4660,17110026,04000
Рисунок 1.3.1 - Средняя линия профиля (втулка)
Рисунок 1.3.2- Средняя линия профиля (среднее)
Рисунок 1.3.3- Средняя линия профиля (периферия)
Построение аэродинамического профиля и решетки профилей
В качестве исходного аэродинамического профиля в проекте используем симметричный (yB=yH) 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 Сbmax) представлены в табл. 1.3.5;
Таблица 1.3.5- Координаты аэродинамического профиля А-40
,ммСечениеВтулочноеСреднееПериферийное00000,26040,2080,1480,0890,39060,2610,1860,1120,6510,3370,2410,1451,3020,4650,3320,1991,9530,5630,4020,2412,6040,6430,4590,2753,9060,7580,5420,3255,2080,8290,5920,3556,510,8730,6230,3747,8120,8980,6410,3859,1140,9090,6490,39010,4160,9110,6510,39113,020,8860,6330,38015,6240,8100,5780,34718,2280,6900,4930,29620,8320,5190,3710,22323,4360,3140,2240,13524,7380,1830,1310,07826,04000
Полученные результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.
В этой части курсового проекта были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени дозвукового осевого компрессора в трех сечениях (втулочном, среднем и периферийном) при раiете вручную.
В качестве исходного аэродинамического профиля использовали симметричный профиль А-40. При профилировании использовался закон .
Расiитанная и построенная решетка профилей первой ступени осевого компрессора удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры. Исходные данные взяты из газодинамического раiета осевого компрессора.
Полученные числа Мw1 потока во всех сечениях находятся на допустимом диапазоне, т.е. Mw110тАж15мм.
турбина лопатка компрессор
2.РАiЕТ И ПРОФИЛИРОВАНИЕ ТУРБИННОЙ СТУПЕНИ
Этапом проектирования турбины, следующим за раiетом на среднем (геометрическом) радиусе, является раiет и построение решеток профилей турбины по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры турбины.
При учебном проектировании раiет 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 раiета турбины. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам расiитываются 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.
.1 Выбор и обоснование закона профилирования
Для раiета 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 в случае закрутки по закону
.Применение этого закона значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.
.2 Раiёт параметров потока по радиусу
Исходные данные газодинамического раiета ступени турбины размещаются в файле исхо