Турбина авиационного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
*с/кг - удельная тяга, удельный расход топлива - Суд = 0,0644 кг/Н*ч, соответствующие современному уровню параметров ТРДДсм.
1.2 СОГЛАСОВАНИЕ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.
Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.
После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные параметры (тяга, расход рабочего тела, удельный расход топлива). Определены параметры термогазодинамического цикла двигателя (температура газа перед турбиной - Тг*, степень повышения полного давления в компрессоре - pк*), параметры потока в характерных сечениях проточной части и т.д., выбраны КПД компрессора и турбины, а также коэффициенты потерь в других элементах двигателя. Таким образом, для расчетного режима найдены удельные параметры двигателя, и при дальнейшем проектировании необходимо обеспечить уже выбранные параметры цикла и эффективность процессов сжатия и расширения. Упомянутые выше параметры при согласовании турбин и компрессоров газотурбинных двигателей, как правило остаются неизменными.
При работе на ЭВМ используем программу расчёта для двухвального двигателя ( ТРДД-2 ).
Файлы программ формирования облика ТРДД-2:
rdd.dat - файл исходных данных;
rdd.exe - исполнимый файл;
rdd.rez - файл результатов теплового расчета ТРДД ;
srdd.dat - файл передачи данных теплового расчета;
slrd2.exe - исполнимый файл;
slrd2.rez - файл результатов программы формирования облика ТРДД-2.
Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.
Результаты счета заносятся в файл slrd2.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe .
Результаты расчёта и формирование облика двигателя
Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.
1.2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя
Результаты расчета представлены в таблице 1.2.2.
Таблица 1.2 - Результаты расчета
Исходные данные:
Pудф = 629.3 Судф = .0644 Руд = 629.3 Суд = .0644
Lквд* = 317007. Lв* = 110346. КПДквд*= .8709 КПДв* = .8794
Пiквд*= 6.279 Пiв* = 2.749 Пiв2o = .9600 Sвк = .9850
Lтвд* = 359300. Lтв* = 238500. КПДтвд*= .8890 КПДтв*= .9150
Пiтвд*= 2.665 Пiтв*= 2.117
Рф = 28000. Gвo = 44.49 Gв1 = 20.89
doв = .4100 Dвквд/Dк= .710
Dcpтвд/Dк= .740 Dcpтв/Dк= .750
Результаты pасчета:
Uк = 510.0 Uквд = 445.0 Нzcpв = .2356 Hzcквд= .2001
Ucpтвд= 463.8 Uсртв = 382.5 Мzтвд = 1.670 Мzтв = 1.630
n вд =20915. n в =17019.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
: K : Па : м/с : --- : кв.м
в-в 288. 99810. 210.0 .6762 .2140
к в-к в 397. 274300. 180.0 .4935 .1140
в квд-в квд 397. 270186. 175.0 .4798 .0556
Продолжение таблицы 1.2
к-к 711. 1697000. 130.0 .2664 .0199
г-г 1600. 1605000. 137.8 .1912 .0442
т твд-т твд 1315. 602200. 190.0 .2908 .0717
т-т 1126. 284500. 210.0 .3143 .1307
Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
В .5723 .4374 .2346 .5137 .4374 .3446 2.
KBД .4063 .3602 .3072 .4063 .3904 .3739 8.
TBД .4567 .4235 .3903 .4774 .4235 .3697 1.
TВ .4824 .4292 .3761 .5261 .4292 .3323 1.
(h/Dcp)твд= .1238 (h/Dcp)т = .2258 dok = .9200
Spтвд = 266.3 Sртв = 330.3
Tw*твд = 1400. Tw*тв = 1184.
Графическое изображение проточной части турбокомпрессора ТРДД приведено на рисунке 1.2
Рисунок 1.2 - Схема проточной части двигателя
Вывод
На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.
Компрессор низкого давления, средненагруженный , состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия .
Компрессор высокого давления, средненагруженный , состоит из восьми ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия . Относительный диаметр втулки последней ступени КВД, , что не превышает допустимого значения, .
1.3 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ ТУРБИНЫ НА ЭВМ
На всех полноразмерных современных ГТД (как в авиационной, так и наземной технике) используются, как правило, осевые турбины. Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью, производительностью и экономичностью. Именно эти преимущества осевых газ