Турбина ТВаД мощностью 10000 кВт
Дипломная работа - Физика
Другие дипломы по предмету Физика
ой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надёжного определения параметров турбины на расчётном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчёт турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объёма вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчёт газовой турбины на ЭВМ.
Обычно газодинамический расчёт многоступенчатых турбин выполняют при заданной форме проточной части ().
Таблица 1.5 - Исходные данные
ВеличинаРазмерностьРезультатВеличинаРазмерностьРезультатGгкг/с37,24Тг*К1365Рг*Па1920100Т`к*К733Рт*Па105690h1м0,042Dг ср1м0,599h2м0,0547Dт ср2м0,615nтвдоб/мин14600Zтк--------1nтндоб/мин10100Zтк--------1nтcоб/мин6500Zтс--------2
Детальная прорисовка проточной части турбины, выполненная с учётом особенностей двигателя - прототипа, дает возможность получить размеры проточной части проектируемой турбины.
Таблица 1.6 - Размеры проточной части проектируемой турбины
I0,5020,5140,04760,0575II0,5310,5670,08150,0925II0,6020,6250,01200,0129IV0,6530,6860,1600,175
ст=10000 кВт;=5100 кВт;=4900 кВт.
Газодинамический расчёт турбины на среднем радиусе выполнен на ЭВМ, с помощью программы gdrgt.exe, составленной на алгоритмическом языке ФОРТРАН-IV. Программа позволяет выполнять газодинамический расчёт авиационных осевых турбин, работающих на продуктах сгорания керосина и имеющих число ступеней не более восьми.
По этой программе можно рассчитывать как охлаждаемые, так и неохлаждаемые турбинные ступени.
Для расчета заносим исходные данные полученные ранее, представлены в таблицу 1.7 (файл gdrgt.dat.). расчет производим для всех ступеней, предусмотренных в двигателе-прототипе, т.е. для одной ступени, составляющей турбину компрессора, и для второй, составляющей свободную турбину.
Результаты расчёта сведены в таблицу 1.8.
Таблица 1.7 - Исходные данные газодинамического расчёта турбины на ЭВМ
04 12 07
2 105690.
.24 1365. 1920100. 750.00 .000 .600 .750 .850 .060 .10
.2 7214.0 5100.0 4900.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
.0 10132.6 6500.0 6500.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0
.3300 .3250 .3200 .3100 .0000 .0000 .0000 .0000
.5988 .6594 .8204 .8605 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1
.6155 .6980 .8375 .8800 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2
.0420 .0693 .0905 .1268 .0000 .0000 .0000 .0000 h1
.0547 .0795 .1045 .1485 .0000 .0000 .0000 .0000 h2
.1800 .1300 .1300 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000
.1300 .1300 .1300 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000
.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000
.0000 1.0000 1.0000 1.0000
Таблица 1.8 - Результаты газодинамического расчёта турбины на ЭВМ
ГДР ГТ Дата 4.12. 7
Исходные данные:
2 105690.
.24 1365. .1920E+07 750.0 .0000 .6000 .7500
.8500 .6000E-01 .1000
Кг=1.317 Rг= 290.0 Сpг=1204.8
Схема печати:
D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр nт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*G2 sca bca alfu tca fi ZcaPa sрк bрк beu tрк psi Zрк
Тлса Тлрк Sсумт= 1
.599 .615 .420E-01 .547E-01 .180 .130 .146E+05
.118E+05 .307E+06 2.72 2.86 .883 .330 .246 .120E+04
. 652. 169. 630. 15.0 44.6 .978 .383
. 173. 170. -34.6 78.5 18.5 .288 .847
.117E+04 .135E+04 .977E+06 .175E+07 .108E+04 .110E+04 .672E+06 .705E+06
.4 38.4 .359E-01 .590E-01 37.4 .459E-01 .933 41
.255E+05 .605E+04 .256E-01 .301E-01 58.4 .258E-01 .955 75
.108E+04 .115E+04 201.т= 2
.659 .698 .693E-01 .795E-01 .130 .130 .101E+05
.721E+04 .188E+06 2.02 2.15 .914 .325 .193 .100E+04
. 524. 179. 492. 19.9 51.4 .871 .397
. 185. 181. -38.3 78.0 23.8 .331 .774
. .110E+04 .426E+06 .672E+06 928. 942. .328E+06 .349E+06
.4 38.4 .392E-01 .609E-01 40.0 .482E-01 .954 43
.204E+05 .398E+04 .291E-01 .346E-01 57.1 .309E-01 .964 71
.110E+04 955. 186.т= 3
.820 .837 .905E-01 .105 .130 .130 .650E+04
.510E+04 .133E+06 1.77 1.91 .909 .320 .185 878.
. 454. 180. 416. 23.4 52.7 .814 .421
. 190. 181. -56.0 72.8 28.0 .362 .717
. 942. .227E+06 .337E+06 817. 832. .182E+06 .197E+06
.4 38.4 .486E-01 .738E-01 41.3 .573E-01 .959 45
.181E+05 .269E+04 .349E-01 .405E-01 59.5 .360E-01 .966 73
. 828. 116.т= 4
.860 .880 .127 .148 .130 .130 .650E+04
.490E+04 .128E+06 1.86 2.06 .916 .310 .125 769.
. 452. 200. 405. 26.3 60.7 .863 .456
. 203. 201. -26.4 82.5 31.7 .414 .759
. 832. .121E+06 .189E+06 710. 727. .957E+05 .106E+06
.4 38.4 .505E-01 .718E-01 44.7 .510E-01 .962 53
.166E+05 .220E+04 .367E-01 .442E-01 56.0 .401E-01 .970 69
. 719. 171.
Тг*=1365.0 Рг*= .1920E+07 Сг= 97.2 Тг=1361.1 Рг= .1897E+07
D1с= .599 h1= .0420
ВЫВОД
В результате расчёта турбины на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов её проточной части, изменения по среднему радиусу каждой ступени, а также работа и степень понижения давления каждой ступени. Определились окончательные размеры проточной части. Алгоритм подсчетов программы показан на примере ручного счета первой ступени турбины.
В результате анализов полученных результатов газодинамического расчёта осевой газовой турбины было установлено что:
) Степень реактивности в области втулки на всех ступенях больше нуля;
) Величина приведенной скорости на всех ступенях меньше 1,0…1,05, что снижает уровень волновых потерь;
) Величина угла потока в абсолютном движении на выходе из СА ;
) Величина угла потока в абсолютном движении на выходе из РК ступени для сильнонагруженных ступеней и для средненагруженных.
) Величина угла выхода из последней ступени свободной турбины лежит в рекомендуемом интервале (80…90град.).
) Коэффициент запаса прочности рабочих лопаток лежит в допустимых пределах (1,7..2,2).
.4 РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
1.4.1 Выбор закона профилирования
Применение закона профилирования и значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.
1.4.2 Расчет турбины на ЭВМ
Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных oct.dat (таблица 2.1). Результаты расчета, получаемые по программе oct.exe, заносятся в файл oct.rez (таблиц?/p>