Расчет газотурбинного двигателя - Транспорт курсовая работа

Главная

Транспорт
Расчет газотурбинного двигателя

Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя. Температура газа перед турбиной. Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины. Потери в элементах проточной части двигателя. Согласование параметров компрессора и турбины.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.


1 . В ыбор и обоснование параметров двигателя. Термогазодинамический расчет двигателя
1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя
Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетного режима, т.е. режима, при котором необходимо рассчитать двигатель.
В зависимости от назначения летательного аппарата и условий. полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла , а также узлов и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, затрат топлива на один тонно-километр и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п. Выбор параметров двигателя как силовой установки в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой используются такие критерии: коммерческая нагрузка, взлетная масса, стоимость часа эксплуатации, себестоимость перевозок, дальность полета, удельные затраты топлива, суммарная масса двигателей и топлива на летательном аппарате, приведенные затраты на один тонно-километр и другие.
Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .
1.1. 1 Температура газа перед турбиной
Увеличение температуры газа перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста у ТВД и вертолетных ГТД. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения, чем выше температура тем большее количество воздуха отбирается для охлаждения. В данном случае на основании использовании данных о прототипе выбрано конвективно-пленочное охлаждение, а количество отбираемого воздуха определяется из графика изображенного на рисунке 1.1, взятого из .
Рисунок 1.1 Относительное количество воздуха необходимое для охлаждения лопаток турбины: 1 - внутреннее конвективное охлаждение; 2 - конвективно-пленочное охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение
Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.
1. 1. 2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины
Коэффициент полезного действия компрессора, определяемый ГОСТ 23851-79 как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора
может быть представлен как произведение
где: КПД компрессора по параметрам заторможенного потока, определяемый по формуле
где: КПД компрессора учитывающий потери в его опорах, обычно составляет Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:
Для средненагруженных дозвуковых ступеней можно принять В данном случае приято
Значения КПД неохлаждаемых авиационных турбин по параметрами заторможенного потока обычно лежат в пределах . Охлаждение турбин приводит к снижению их КПД.
Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбины соответствует и большее снижение КПД турбины. Так, для предварительного учета влияния охлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение
1. 1. 3 Потери в элементах проточной части двигателя
Входное устройство рассматриваемого двигателей является дозвуковым с криволинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет
Потери полного давления в КС вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлические сопротивления определяются в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве и при смешении струй, при повороте потока . Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу .
Суммарные потери полного давления в КС подсчитываются по формуле
Потери тепла в КС, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания . Этот на расчетном режиме достигает значений
При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора и свободной турбиной коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах .
Выходные устройства современных ТВаД, как правило, выполняются диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах . Принимаем
1. 1. 4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора
Скорость истечения газа вертолетного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать до нуля. С другой стороны, при очень малых значениях чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения из вертолетного ГТД выбирают в интервале
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 Большие значения механического КПД соответствуют более крупным двигателям.
1. 2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ
Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров ( удельной эквивалентной мощности, удельного расхода топлива) и расхода воздуха , обеспечивающего требуемую мощность . В результате расчета определяются также температура и давление заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя и основные параметры, характеризующие работу его узлов.
С помощью программы gtd.exe [1] выполняем термогазодинамический расчет ГТД.
Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.
Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива L ° =14,8кг возд /кг топл.
Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:
- Gв - величина расхода воздуха через двигатель;
- р к *, Т* г - параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;
- , - КПД компрессора и турбин компрессора;
- ,, - КПД винтовентилятора, механические КПД двигателя и компрессора;
- - коэффициент полноты сгорания топлива;
- ,, - коэффициенты восстановления полного давления в элементах проточной части двигателя.
Так как основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя и , то данный расчет обычно выполняют для Gв=1 кг/с. При этом вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях по проточной части двигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора и турбины и при общей компоновке проточной части двигателя.
2 . С огласование параметров компрессора и турбины
2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные ограничения, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: относительная высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.
Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин, а также принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.
При выборе формы проточной части компрессора низкого давления с постоянным средним диаметром Dср=const следует учитывать её относительно невысокий энергообмен в ступенях и возможность реализации низкого значения относительного втулочного диаметра на выходе из КНД. Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора низкого давления с Dср=const.
При выборе формы проточной части компрессора высокого давления с Dвт=соnst, следует учитывать что преимуществом является высота лопаток последних ступеней, и то что надо принять постоянный внутренний диаметр так как иметься последняя центробежная ступень, Следовательно, выбираем форму проточной части компрессора высокого давления с Dвт=соnst.
Форма проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений. Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине не должно превышать величины =1.8.
Для использования ПЭВМ при выполнении этого этапа проектирования на кафедре разработан комплект программ, позволяющий осуществить формирование облика ГТД различных типов и схем. Используем программу расчёта двухвального газагенератора и свободной турбины ( ГТД - 2 - 1).
Файлы программ формирования облика ГТД - 2 - 1:
gtd.rez - файл результатов теплового расчета ТВВД ;
sgtd.dat - файл передачи данных теплового расчета;
slgt2.rez - файл результатов программы формирования облика ГТД.
Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.
Результаты счета заносятся в файл slrd.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe .
В качестве расчетных сечений при увязке параметров приняты:
1) входное сечение (в-в), определяющее габариты двигателя и частоту вращения ротора НД;
2) выходное сечение осевого компрессора, определяющее ограничения по относительному диаметру втулки и углу последней ступени
3) выходное сечение турбины (т-т), определяющее средний коэффициент нагрузки ступеней турбины винтовентилятора, величину скорости на выходе, относительную длину лопаток, величину напряжений в лопатках;
4) выходное сечение предпоследнего каскада турбины (ТНД), определяющее аналогичные параметры, что и в сечении т-т.
В расчете предполагается осевое течение во всех расчетных сечениях и равенство расходов воздуха и газа, т.е. .
Для упрощения перехода к следующим этапам расчета двигателя, дополнительно определяются КПД и параметры на входе для каждого каскада компрессора.
Формирование облика двигателя на ЭВМ, представлено в таблице 2.1
2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя
Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.
Формирование облика ГГ и ТC ГТД-2-1 ( КВД - ОК или ОЦК )
Neуд= 113.2 Сe = .4410 КПДк= .8500 КПДтк= .9000
Lк = 263950. Lтк*= 385350. Lтс*= 111600. КПДтс= .9000
Cpг =1142.0 Kг =1.3362 Cpв =1018.3 Kв =1.3925
doв = .530 Dсрт/Dко =1.000 D1цc/Dкко=1.000
Lок/Lк =1.000 КПДок* = .850 Sркоц =1.000
Lк*= 263950. Пiк*= 7.500 КПД*= .8500 Uк = 305.0
Dк = .4503 dob = .5300 dok = .8809 Hzc= .2837
Lт*= 385350. Пiт*= 5.435 КПД*= .9000 (h/D)г= .1719
Uср= 283.0 Mz = 4.810 Dcр = .4503 (h/D)т= .2911
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
в - в 288. 98285. 160.0 .5157 .1145
к - к 545. 737140. 120.0 .2813 .0355
г - г 1071. 664900. 113.9 .1920 .0802
т - т 734. 118670. 200.0 .4073 .1855
ОK .4503 .3604 .2387 .4503 .4243 .3967 10.
Т .4517 .3854 .3192 .5814 .4503 .3192 3.
Рисунок 2.1 - Схема проточной части двигателя
На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.
Компрессор, средненагруженный (= 0,2837), состоит из 10 ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,85. Относительный диаметр втулки , что не превышает допустимый () для первых ступеней ТВД. Окружная скорость первой ступени находится в допустимых пределах
Турбина, трехступенчатая, средненагруженная (Mz=4,8) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,9, обеспечивается условие (h/D)г=0,172>0,065 и 0,29<0,31.
1. Г.В.Павленко, Термогазодинамический расчет газотурбинных двигателей и установок: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 2007 г. - 64с.
2. А.Н.Анютин. Согласование компрессоров и турбин авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие.-- Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 1985 г.
3. Г.В. Павленко, Формирование облика ГТД и ГТУ: Учебное пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2007. - 39с.
Конструктивная схема двигателя АИ-24. Выбор температуры газа перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре. Потери в элементах проточной части двигателя. Термогазодинамический расчет на ЭВМ. Согласование параметров компрессора, турбины. контрольная работа [355,4 K], добавлен 13.02.2012
Обоснование параметров, термогазодинамический расчет двигателя. Степень повышения давления в вентиляторе. Потери в элементах проточной части двигателя. Газодинамический расчет многоступенчатого осевого компрессора. Профилирование ступени компрессора. курсовая работа [3,6 M], добавлен 22.02.2012
Определение энергетических, кинематических и геометрических параметров двигателя, газодинамические расчеты его основных узлов. Профилирование ступени компрессора, коэффициенты полезного действия винта и редуктора. Расчёт и формирование облика двигателя. курсовая работа [7,3 M], добавлен 22.02.2012
Выбор параметров и термогазодинамический расчет двигателя, согласование работы газогенератора, газодинамический расчет турбин, профилирование лопаток рабочих колес ее первой ступени. Разработка конструкции турбины реактивного двухконтурного двигателя. дипломная работа [2,7 M], добавлен 12.03.2012
Особенности газодинамического расчета турбины. Выбор закона профилирования, определение параметров воздушного потока и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. Расчет технических характеристик камеры сгорания и выхлопных патрубков. курсовая работа [6,8 M], добавлен 04.02.2012
Основные параметры рабочего процесса ТРДДФ и двигателя. Газодинамические расчеты узлов двигателя боевого самолета: вентилятора, компрессора высокого давления, турбины высокого давления. Энергетическая, кинематическая и геометрическая оценка его узлов. курсовая работа [980,7 K], добавлен 27.02.2012
Выбор типа и расчет основных параметров дизеля. Рабочий процесс и технико-экономические показатели тепловозного двигателя. Определение температуры газов на входе в турбину и баланса мощностей компрессора и турбины. Масляные фильтры тонкой очистки масла. курсовая работа [135,2 K], добавлен 12.03.2009
Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д. PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах. Рекомендуем скачать работу .

© 2000 — 2021



Расчет газотурбинного двигателя курсовая работа. Транспорт.
Курсовая работа по теме Производственный цикл, его структура и пути повышения эффективности
Курсовая работа по теме Утворення та діяльність українських політичних партій у Наддніпрянській Україні на початку ХХ ст.
Дипломная работа по теме Анализ финансово-хозяйственной деятельности АО 'Кубаньжелдормаш'
Курсовая Работа Клиническое Исследование Животного
Реферат На Тему Анестезия При Заболеваниях Надпочечников
Курсовая Работа По Теории Государства И Права Виды Правоотношений
Реферат по теме Сложноподчинённые предложения
Дипломная работа по теме Особенности пищеварения у собак
Реферат На Тему Стили Управления
Курсовая работа по теме Монголо-татарское нашествие, суть ордынского ига и его влияние на судьбу Руси
3 Напишите Эссе Роль Приборов В Медицине
Реферат: Инвестиции 20
Реформы Русского Письма Реферат
Эссе Учителя Логопеда Доу
Учебное пособие: Методические указания и задания к курсовой работе по дисциплине «Бухгалтерский (финансовый) учет» для студентов всех форм обучения
Сочинение На Тему Что Такое Обломовщина
Реферат На Тему Учет Коммерческих Расходов, Налогов, Отчислений И Реализованной Продукции (На Примере Руп "Мэтз Им. В.И. Козлова")
Дипломная работа: Разработка программного комплекса для автоматизации работы администратора узла по предоставлению
Курсовая Право Личности
Мой Любимый Праздник Новый Год Сочинение
Формирование личности студента - Психология реферат
Расчет элементов и узлов аппаратуры связи - Коммуникации, связь, цифровые приборы и радиоэлектроника курсовая работа
Совершенствование ИТ-инфраструктуры предприятия - Менеджмент и трудовые отношения контрольная работа