Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя боевого самолета типа ТРДФ на базе АЛ-31

Дипломная работа - Транспорт, логистика

Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика

?авляющих абсолютной скорости, изменение приведенных скоростей и изменение углов потока по высоте лопатки.

 

Рисунок 4.1 - Решетка профилей на радиусе =1,000

Рисунок 4.2 - Решетка профилей на радиусе =0.943

 

Рисунок 4.3 - Решетка профилей на радиусе =0.892

 

Рисунок 4.4 - Решетка профилей на радиусе =0.844

Рисунок 4.5 - Решетка профилей на радиусе =0.798

 

Рисунок 4.6 - Изменение расходной и окружной составляющих абсолютной скорости по высоте лопатки

Рисунок 4.7 - Изменение приведенных скоростей по высоте лопатки в абсолютном и относительном движении

 

Рисунок 4.8 - Изменение углов потока в абсолютном и относительном движении по высоте лопатки

Рисунок 4.9 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =1,000

 

Рисунок 4.10 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.943

Рисунок 4.11 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.892

 

Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.844

Рисунок 4.12 - План скоростей рабочего колеса компрессора на радиусе =0.798

 

Полученные результаты и построенная решетка профилей первой ступени компрессора высокого давления удовлетворяет требованиям и сможет обеспечить требуемые параметры.

 

5. Газодинамический расчет турбины

 

5.1 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ

 

Расчет и графическое представление результатов расчета проводятся на ЭВМ с помощью подпрограмм GDRGT и GFT.

В качестве исходных данных для расчета используются значения параметров, полученные в тепловом расчете и при формировании облика двигателя. Остальные параметры выбираются.

Для расчета необходимы такие исходные данные:

- расход газа, .

- температура за камерой сгорания, .

- полное давление за камерой сгорания, .

- температура охлаждающего воздуха, .

- относительный радиальный зазор в горячем состоянии.

- отношение скорости воздуха на выходе из отверстий к средней скорости газа в этом же сечении.

- отношение средней скорости газа в сечении выпуска охлаждающего воздуха к скорости газа за решеткой.

- относительная высота щели выпуска охлаждающего воздуха.

- относительная толщина выходной кромки лопатки.

- относительная толщина выходной кромки охлаждаемой лопатки.

- мощность каждой ступени турбины, .

- частота вращения рабочего колеса ступени,.

- термодинамическая степень реактивности каждой ступени.

- средний диаметр лопаток соплового аппарата на выходе, .

- средний диаметр лопаток рабочего колеса на выходе, .

- высота лопатки СА на выходе, .

- высота лопатки РК на выходе, .

- относительная толщина профиля лопатки СА на среднем диаметре.

- относительная толщина профиля лопатки РК на среднем диаметре.

- относительный расход охлаждающего воздуха через отверстия в области входной части профиля лопатки СА.

- относительный расход воздуха через щели в области выходной кромки лопатки СА.

- относительный расход воздуха через щели в области выходной кромки лопатки РК.

, где - относительный радиальный зазор в горячем состоянии. для рабочих венцов с бандажными полками.

Относительная скорость охлаждающего воздуха лежит, в пределах

Принимаем .

Относительная скорость газа лежит в пределах . =0.85

- относительная высота щели, где hщ- высота щели; hп - высота перемычки. . Принимаем= 0.8.

-относительная толщина кромки охлаждаемой лопатки ,где

- диаметр выходной кромки лопатки, - горло межлопаточного канала.

В процессе расчета на ЭВМ мощность ТНД перераспределяем по ступеням так, чтобы получить значения угла потока в абсолютном движении на выходе из последней ступени .

Частоты вращения роторов КНД и КВД определены при газодинамическом расчете компрессора ( раздел 3):

 

; .

 

Термодинамическая степень реактивности ступеней авиационных газовых турбины .

Геометрические параметры (средние диаметры рабочих колес и высоты их лопаток) определяем по данным согласования компрессоров и турбин ( раздел 2).

Относительный расход охлаждающего воздуха через отверстия в области входной части профиля лопатки СА, через щели в области выходной кромки лопатки СА и РК корректируем в зависимости от температур лопаток СА и РК.

Находим необходимые данные для расчета турбины:

Массовый расход газа через турбину определяется выражением:

 

Расчет мощностей ступеней турбин:

 

кВт;

кВт;

 

Руководствуясь обеспечением осевого выхода потока на выходе из последней ступени турбины и получением положительных значений, можно получить турбину имеющую параметры приведены в таблице 5.2:

 

Таблица 5.1- Исходные данные

04 12 07

0 344300.

.48 1650. 2136000. 805.00 .004 0.500 .800 .600 .0450 .105

.2 15905.1 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

.9 10090.6 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

.3600 .3650 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.7400 .7400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1

.7400 .7400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2

.0580 .1100 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h1

.0850 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h2

.1500 .1500 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.2000 .1400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0100 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0400 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 1.0000 1.0000 1.0000

 

Таблица 5.2 - Результаты расчета

ГДР ГТ Дата 4.12. 7

Исходные данные:

0 344300.

.48 1650. .2136E+07 805.0 .4000E-02 .5000 .8000

.6000 .4500E-01 .1050

Кг=1.296 Rг= 290.0 Сpг=1270.8

Схема печати:

D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр nт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*C1