Турбина ТВаД мощностью 10000 кВт
Дипломная работа - Физика
Другие дипломы по предмету Физика
° и турбины
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого осевого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени аэродинамического совершенства его ступеней, так и от общей степени повышения давления в компрессоре.
На расчётном режиме - среднее значение КПД ступеней компрессора, в многоступенчатых осевых компрессорах современных газотурбинных двигателей лежит в пределах = 0,88…0,92, а вновь проектируемых = 0,895
Тогда КПД компрессора в целом для выбранного будет:
С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1…2% мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно Для ротора компрессора и турбины принимаем
Для предварительного определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранного значения , в термогазодинамическом расчёте можно использовать соотношение:
при >1250K. где КПД неохлаждаемой турбины. Обычно лежит в пределах Принимаем Тогда:
Физические константы воздуха и продуктов сгорания
Для расчёта на инженерном калькуляторе
Показатель изоэнтропы:
Универсальная газовая постоянная:
Теплоёмкость при постоянном давлении:
Потери в элементах проточной части двигателя
Для всех предварительных термогазодинамических расчётов ниже перечисленные коэффициенты принимаем одинаковые.
Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.
Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:
Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет Принимаем
Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смешении струй, при повороте потока. принимаем
Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно Принимаем Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:
Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97…0,99. Выбираем
При отсутствии переходного патрубка между турбиной компрессора, коэффициент восстановления полного давления Т.к. патрубок между турбиной компрессора и свободной турбиной есть,
Выходные устройства ГТД и ТВД, как правило, выполняется диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления обычно составляет Принимаем
1.1.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ
С помощью программы gtd.exe термогазодинамический расчёт ГТД может быть выполнен с использованием ЭВМ. Применение ЭВМ позволяет сравнительно легко провести несколько вариантов расчётов с учётом влияния различных факторов на удельные параметры двигателя. После чего выбрать наилучшее сочетание исходных условий. Для этого в программе предусмотрена возможность при одном обращении получать различное число вариантов расчёта. Кроме того данной программой предусмотрено использование различных видов топлив. Исходные данные и результаты расчета представлены в таблицах 1.1 и 1.2 соответственно.
Таблица 1.1 - Исходные данные термогазодинамического расчёта
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5050E+08 LO= 17.20
H= .00 MH= .000 CC= 70.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000= .960 SK= .940 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .970 NM= .990 NPД= .000=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 97272. VH= .0
Таблица 1.2 - Результаты термогазодинамического расчёта
ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 30.10. 9= 1365. 1385. 1390. 1395. 1400. ANTK= .912 .880 .880 .880 .880= 21.00 21.80 21.80 21.80 21.80 ANK = .846 .846 .846 .846 .846
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5050E+08 LO= 17.20
H= .00 MH= .000 CC= 70.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000= .960 SK= .940 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .970 NM= .990 NPД= .000=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 97272. VH= .0
СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LCTTK TT PK PГ PTK PT PCNTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ
КПД LCB NP CPГ КГ RГKB RB
ТГ=1365.0 ПК=21.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 728.5
.1 247.1 .2049 .1539E-01 3.777 49.88 .2943E-01 .1435
.3 932.5 728.5 .2043E+07 .1920E+07 .3263E+06 .1057E+06 .1025E+06
.8460 .9120 .4668E+06 .5160E+06 .2434E+06 5.884 3.088 18.17
.3479 .2731E+06 .9001 1193. 1.317 287.3
. 1.382 287.0
ВЫВОД
Выбор параметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой мы использовали такие критерии как удельная мощность и удельный расход топлива. А основными параметрами рабочего процесса двигателя, влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .
В результате термогазодинамического расчёта двигателя определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя удельная мощность, удельный расход топлива - , соответствующие современному уровню параметров ГТД.
.2СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
1.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования являетс?/p>