Каскад высокого давления приводного газотурбинного двигателя
Дипломная работа - Физика
Другие дипломы по предмету Физика
8
.3170E+05 .6000 68.83 44.93 36.60 36.60 53.64
.3040E+05 .6250 70.47 46.22 35.76 35.76 51.51
.2809E+05 .6500 71.52 47.75 34.98 34.98 48.95
.2580E+05 .6750 72.50 49.17 34.06 34.06 46.24
.2312E+05 .7000 73.09 50.85 32.91 32.91 43.47
.3569E+05 .5500 56.73 37.84 33.61 33.61 48.00
.4045E+05 .5750 59.78 37.37 31.48 31.48 46.62
.4302E+05 .6000 62.04 37.07 29.55 29.55 44.33
.4294E+05 .6250 63.30 37.16 27.77 27.77 41.33
.4032E+05 .6500 63.72 37.83 26.34 26.34 37.96
.3710E+05 .6750 64.06 38.76 25.02 25.02 34.73
.3348E+05 .7000 64.35 39.49 23.77 23.77 31.39 ст Пст Hтк Cак Kg Kн U1 U2
1.242 .1567 .4730 1.020 .9880 305.1 305.1
1.332 .2333 .4899 1.022 .9760 305.1 305.1
1.337 .2694 .5038 1.024 .9640 305.1 305.1
1.295 .2741 .5127 1.026 .9520 305.1 305.1
1.250 .2654 .5155 1.028 .9400 305.1 305.1
1.207 .2530 .5128 1.031 .9280 305.1 305.1
1.169 .2334 .5018 1.033 .9160 305.1 305.1
1.251 .2468 .4250 1.035 .9040 367.3 369.7
1.272 .2809 .4200 1.037 .9000 372.2 374.3
1.272 .2988 .4100 1.039 .9000 376.3 377.9
1.252 .2982 .3950 1.041 .9000 379.5 380.8
1.217 .2800 .3800 1.043 .9000 382.0 382.9
1.185 .2576 .3650 1.046 .9000 383.8 384.4
1.156 .2325 .3500 1.048 .9000 385.1 385.1 ст T2o T1 T2 P2o P3o P1 P2
308.4 268.5 279.5 .1220E+06 .1196E+06 .7332E+05 .8521E+05
336.5 290.5 306.4 .1625E+06 .1592E+06 .9618E+05 .1154E+06
366.8 319.5 337.3 .2173E+06 .2130E+06 .1318E+06 .1601E+06
395.9 350.3 368.1 .2814E+06 .2757E+06 .1801E+06 .2159E+06
422.7 380.0 397.1 .3516E+06 .3445E+06 .2375E+06 .2798E+06
447.4 407.5 424.0 .4243E+06 .4159E+06 .3015E+06 .3488E+06
469.5 433.2 448.3 .4960E+06 .4861E+06 .3697E+06 .4192E+06
503.6 449.7 467.3 .6113E+06 .5991E+06 .4094E+06 .4655E+06
542.2 485.5 506.5 .7774E+06 .7619E+06 .5244E+06 .6063E+06
583.4 525.8 549.3 .9890E+06 .9692E+06 .6808E+06 .7940E+06
624.4 568.4 592.9 .1238E+07 .1213E+07 .8817E+06 .1025E+07
662.9 610.7 634.7 .1506E+07 .1476E+07 .1119E+07 .1286E+07
698.4 650.3 673.5 .1785E+07 .1749E+07 .1377E+07 .1563E+07
730.4 686.9 708.9 .2063E+07 .2021E+07 .1646E+07 .1849E+07кк Dск Dвк Dок Tк Pк Cк
.5908 .5458 .8628 457.0 .4407E+06 161.5
.5521 .5308 .9270 722.3 .1941E+07 130.0
Пк = 21.000 КПД = .8504 Lк =462710.
Пк1= 5.050 КПД1= .8888 Lк1=189710.
Пк2= 4.222 КПД2= .8717 Lк2=273000.
По данным газодинамического расчета построены треугольники скоростей каждой ступени компрессора (рис. 1.4-1.7).
Рис 1.4 Треугольники скоростей компрессора на среднем радиусе
Рис 1.5 Треугольники скоростей компрессора на среднем радиусе
Также при газодинамическом расчете компрессора получено распределение основных параметров работы компрессора по ступеням, оно изображено на рис. 1.8
Рис.1.8 Распределение основных параметров работы компрессора по ступням
Рис.1.9 Распределение основных параметров работы компрессора по ступеням
1.3.1.2 Вывод
В результате расчёта компрессора на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов, проточной части компрессора, а также согласованы ступени по нагрузке и КПД. Также в этом расчете были уточнены частоты вращения РНД (n=9863.4 об/мин) и РВД (n=13340.7/мин).
Из результатов расчета видно, что обеспечены следующие условия:
> 250, уменьшение угла нежелательно, т.к. это приводит к снижению КПД ступени;
> 0.4, иначе увеличиваются потери в решетках ступени; числа и не превышают 0.8, что исключает появление волновых потерь.
.3.2. Газодинамический расчет турбины
Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью и экономичностью. Именно эти преимущества газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.
Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчет турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объёма вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчет газовой турбины на ЭВМ. Расчет выполняется в соответствии с рекомендациями [6].
.3.2.1 Выбор и обоснование исходных данных
Обычно газодинамический расчет многоступенчатых турбин выполняют при заданной форме проточной части. Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, компрессора и согласования параметров его лопаточных машин, то к началу расчета проточная часть двигателя, а, следовательно, и его турбины уже известны.
Исходными данными для газодинамического расчета турбины на среднем радиусе при заданной форме её проточной части являются величины, получаемые как в результате предшествующих расчетов, так и оцениваемые по опыту проектирования турбин авиационных ГТД:
кг/с
= 1, = 1, = 3
- давление заторможенного потока газа перед турбиной;
- температура заторможенного потока газа перед турбиной;
- давление заторможенного потока газа за турбиной;
- массовый расход газа на входе в турбину, кг/с;
- относительный радиальный зазор;
, - отношение скорости охлаждающего воздуха на выходе из отверстий к средней скорости газа в этом сечении и средней скорости газа в этом сечении к скорости газа за решеткой;
= 0.7- относительная высота щели выпуска охлаждающего воздуха;
, - относительные коэффициенты, определяющие кромочные потери на выходе из неохлаждаемых и охлаждаемых лопаток;
Gв - расход воздуха через двигатель, hm - механический КПД.
Мощность по ступеням свободной турбины распределяем таким образом, чтобы суммарная мощность по ступеням свободной турбины равнялась эффективной мощности нашего двигателя.
Эти величины получены в результате выполнения термогазодинамического расчета ГТУ и при согласовании параметров компрессоров и турбин двигателя.
Детальная прорисовка проточной части, выполненная с учетом основных особенностей турбины двигателя-прототипа, дает возможность получить следующие размер