Турбина авиационного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
овых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.
Современные достижения в теории и практике проектирования осевых газовых турбин обеспечивают возможность надёжного определения параметров турбины на расчётном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчёт весьма сложен, поэтому его реализация возможна при использовании ЭВМ [4].
Газодинамический расчет многоступенчатой турбины выполняем при заданной форме проточной части. Конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяется, прежде всего, конструктивными и технологическими соображениями.
Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, согласования параметров его лопаточных машин, газодинамического расчета компрессора, то к началу расчета проточная часть и отдельные ее параметры уже известны. Распределение теплоперепада между ступенями тесно связано с формой проточной части и с соотношением частот вращения ступеней. Если все ступени имеют одинаковую степень реактивности, то для достижения высоких КПД они должны быть рассчитаны на примерно одинаковые значения коэффициента . В последних ступенях многоступенчатых турбин относительный диаметр втулки может оказаться значительно меньше, чем в первых. В результате во избежание получения отрицательной степени реактивности у корня лопаток в этих ступенях приходится повышать значение степени реактивности и соответственно повышать значения , что при данной U соответствует снижению Сад, относительному уменьшению теплоперепада в последних ступенях. Принимаем форму проточной части турбины Dвт=const.
Проводим расчёт турбины с помощью ЭВМ. В программе gdrgt.exe используется распространенный метод газодинамического расчета при заданной геометрии проточной части газовой турбины. Геометрия получена на базе данных таблицы 3.1 с уточнением по результатам предварительных расчетов.
Исходными данными для газодинамического расчета многоступенчатой газовой турбины являются:
?общее число ступеней турбины - Zт=2;
?массовый расход газового потока на входе в турбину (c учетом отбора) - Gг=21,31 кг/с;
?заторможенные параметры газового потока на входе в турбину - Тг*=1460К и Рг*=1463000 Па;
?температура охлаждающего воздуха Тохл=711 К;
?параметры, определяющие особенности охлаждения турбинных лопаток;
?относительные коэффициенты, определяющие кромочные потери на выходе из неохлаждаемых и охлаждаемых турбинных лопаток.
Далее следуют данные, определяющие работу каждой ступени турбины. Для каждой ступени в исходных данных задаются (см. таблицу 6.1):
0мощность ступени N в кВт;
0частота вращения n в об/мин;
0термодинамическая степень реактивности на среднем радиусе ?т;
0геометрия проточной части турбины - значения среднего диаметра и высоты лопатки на входе и на выходе из РК - Dср1,Dср2, h1 и h2 , в м;
0относительная максимальная толщина профилей лопаток СА и РК - mса и mрк;
0относительный расход охлаждающего воздуха на пленочное ( ?Gох0 ) и конвективное ( ?Gох1 ) охлаждение лопаток СА;
0относительный расход воздуха на конвективное охлаждение рабочих лопаток - ?Gох2.
Исходные данные газодинамического расчета осевой газовой турбины размещаются в файле исходных данных gdrgt.dat (таблица 6.1). Результаты расчета, получаемые по программе gdrgt.exe , заносятся в файл gdrgt.rez (таблица 6.2). Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета турбины. Программа графического сопровождения gft.exe позволяет представить результаты расчетов в более наглядной графической форме.
При использовании программы gdrgt.exe следует иметь в виду, что в данной программе газодинамический расчет турбины выполняется при заданной форме ее проточной части. Поэтому предварительному профилированию проточной части турбины следует уделить должное внимание, т.к. при заданных параметрах рабочего тела и неверно заданной форме проточной части возможны случаи отсутствия возможности физического решения поставленной задачи. В качестве рабочего тела турбины продукты сгорания авиационного керосина и в соответствии с этим задаются значения Кг и Rг.
Определяем мощность ступеней турбины:
,
кВт,
кВт.
Таблица 1.3 - Исходные данные
27 09 08
2 0 284500.0
17.94 1600.0 1605000. 740.0 .000 0.600 0.800 0.700 .040 .100
6723.2 4959.1 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
21545.8* 16000.5 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
.4300 .2800 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.4108 .4415 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1
.4235 .4530 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2
.0393 .0700 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h1
.0520 .0815 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 h2
.1800 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.2200 .1200 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0050 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0370 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0340 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
1.0000 1.0000 1.0000 1.0000
Дата
Кz,Kc,Pтс* __ __ __ __ __ __ Kz - общ.число ступ.турб.
Gг,Tг*,Рг*,Тв,dro,Cв,Cr,hщ,d2,d2o Kc - число ступ. СТ
N1.....Nzт - мощность ступ.,кВт; Ртс* - полн.давл.за турб.
n1.....nzт - частота вращ.РК ступ.,об/мин
Rт1....Rтzт - терм. степ. реакт. ступени
D1cp1....D1срzт - ср. диам. на вх. в РК
D2cp1....D2срzт - - " - на вых. из РК
<