Потери в элементах проточной части двигателя
ВВЕДЕНИЕ
Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательных аппаратов к его силовой установки.
Одной из важнейших задач производства авиационных двигателей является создание технологичной и надежной конструкции двигателя. Конструкция двигателя должна удовлетворять современным требованиям, а также обеспечивать необходимые запасы прочности всех ответственных узлов, элементов и всего двигателя в целом. Ввиду тяжелых условий работы элементов опор и горячих частей проточной части двигателя, его конструкция должна обеспечивать надежное охлаждение и смазку трущихся поверхностей.
Данная работа выполняется с целью получения основных параметров нового двигателя, спроектированного на базе двигателя - прототипа. Учитывая, что полное моделирование двигателя в рамках проекта специалиста невозможно, то используется двигатель-прототип РД-33, который служит источником основных параметров и соотношений.
Теоретический раздел данной работы заключается в выборе параметров и термогазодинамическом расчете двигателя, газодинамического расчета турбины. Все расчеты проводятся с помощью ЭВМ.
Конструкторский раздел заключается в разработке конструкции турбины ТРДДФ по полученным данным из расчетов теоретической части. А также расчетов на прочность лопатки, диска, замковой части лопатки с целью проверки спроектированных узлов на обеспечение необходимых запасов прочности. Также необходим расчет частоты первой формы изгибных колебаний лопатки турбины для проверки отсутствия резонансных режимов в рабочей области частот вращения ротора. Все расчеты проводятся с помощью ЭВМ.
|
|
|
Теоретическая часть
Термогазодинамиеский расчет
Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Nе уд, Се) и расхода воздуха Gв, обеспечивающего требуемую мощность Nе. В результате расчета определяется так же температура Т* и давление Р* заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя и основные параметры, характеризующие работу его узлов. Некоторые из параметров выбираются на основании статистических данных. Параметры цикла двигателя pк* и Тг* задаются на основании технико-экономических требований, предъявляемых к двигателю.
Выбор и обоснование параметров двигателя
Выбор и обоснование параметров проводим на основании рекомендаций изложенных в методическом пособии [1].
|
|
|
Температура газа перед турбиной
Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста Тг* в современных ГТД. В тоже время для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа
(Тг*>1250К) необходимо применять охлаждаемые лопатки, что в свою очередь приводит к усложнению конструкции двигателя и увеличению его массы. Исходя из материалов применяемых в турбине двигателя – прототипа и температуры газа перед турбиной прототипа, примем в нашем случае Тг* = 1550К.
Степень повышения давления
Несмотря на благоприятное влияние повышения pк* на удельные параметры двигателя, применение больших значений pк* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы и габаритов двигателя. Выбор высоких значений pк* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров и снижению относительной точности изготовления пера лопатки. Выбираем pк* = 21
|
|
|
КПД компрессора и турбины
КПД компрессора представлено как произведение: 
где: 
- механический КПД, учитывающий потери мощности в опорах (обычно составляет 
=0,985…0,995). Принимаем 
= 0,985;
- КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяется по формуле:
,при 
, 
где: hст* - среднее значение КПД ступеней.
На расчетном режиме hст* - среднее значение КПД ступеней компрессора, в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах hст*=0,88…0,9, а вновь проектируемых hст* =0,895.
Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:
Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуреТ*г ≤1250 К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем η*т неохл = 0,905.Тогда:
Принимаем КПД для турбины газогенератора hтг*=0,8675.
Потери в элементах проточной части двигателя
Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым с непрямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет sвх=0,95…1. Принимаем sвх=0,95.
|
|
|
Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическими и тепловыми потерями. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смешении струй, при повороте потока (sгидр=0,93…0,97). Принимаю sгидр=0,95 Тепловое сопротивление возникает в следствии подвода тепла к движущемуся газу, учитывая что обычно sтепл >0,97…0,98. Принимаем sтепл=0,98.
Суммарные потери:
sкс=sгидр*sтепл=0,95*0,98=0,931.
Потери тепла в камерах сгорания, главным образом связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания hг. Этот коэффициент на расчетном режиме достигает hг=0,97…0,99. Принимаем hг=0,985.
Выходное устройство ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления обычно составляет sрн=0,97…0,99. Принимаем sрн=0,97.
Механический КПД. С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбора мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Эти величины, как правило, не превышают 1…2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому hm=0,98…0,99. Принимаем hm=0,985.
Дата добавления: 2018-04-04; просмотров: 278; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!