Турбина ТВаД мощностью 10000 кВт. Дипломная (ВКР). Физика.
⚡ 👉🏻👉🏻👉🏻 ИНФОРМАЦИЯ ДОСТУПНА ЗДЕСЬ ЖМИТЕ 👈🏻👈🏻👈🏻
Вы можете узнать стоимость помощи в написании студенческой работы.
Помощь в написании работы, которую точно примут!
Похожие работы на - Турбина ТВаД мощностью 10000 кВт
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Нужна качественная работа без плагиата?
Не нашел материал для своей работы?
Поможем написать качественную работу Без плагиата!
Національний
аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського
КАФЕДРА
КОНСТРУКЦIЇ АВIAЦIЙНИХ ДВИГУНIВ
до випускної
роботи бакалавра за фахом
.100117-авiaцiйнi
двигуни та eнepгетичнi установки
“Турбiна ТВаД потужнiстю 10000 кВт”
Керiвник випускної роботи бакалавра:
Був проведений термогазодинамiчний розрахунок, узгодження роботи вузлiв,
газодинамiчний розрахунок турбiни та профiлювання робочої лопатки турбiни
високого тиску двоконтурного турбореактивного авiацiйного двигуна.
Проведено перевiрочний розрахунок на статичну мiцнiсть(диск та лопатка
турбiни високого тиску). Був виконаний розрахунок на коливання i в результатi
виконаний розрахунок на динамiчну мiцнiсть. Був виконаний розрахунок на
статичну мiцнiсть крiплення лопатки до диска i зовнiшнього корпуса камери
згоряння.
В технологiчнiй частинi проведений аналiз креслення деталi, визначенi
показники технологiчностi. Був розроблений план технологiчного процессу
виготовлення деталi.Розрахунок припускiв на обробку та операцiйних
розмiрiв-координат поверхонь обертання проводився нормативним та
диференцiально-аналiтичним методами; припуски та операцiйнi розмiри-координати
на плоскi торцевi поверхнi розраховувались з використанням нормативного методу.
При виконаннi використовувались розрахунковi програми кафедри 201:
RDD.EXE, slrd.exe, GDRGT.EXE, OCT.EXE, GFRT.EXE для термогазодинамiчного,
газодiмiчного розрахунку, узгодження та профiлювання; statlop, Disk-Epf для
мiцностних розрахункiв.
Для розрахунку на коливання була використана програми кафедри 203 DINLOP.
При оформленi графiчної частини використовувався графiчний пакет КОМПАС-3D,
версicя 8.0. При оформленнi рорахунково-пояснювальної записки використовувались
програмнi продукти Мicrosoft Оffice, Мicrosoft Excel.
.1.1 Выбор и обоснование параметров
.1.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ
.2 Согласование параметров компрессора и турбины
.2.1 Выбор и основание исходных данных для согласования
.2.2 Согласование параметров компрессора и турбины на ЭВМ
.4 РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ
ТУРБИНЫ
.2 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ПЕРА РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ
.3 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ДИСКА ТУРБИНЫ
.4 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЗАМКА КРЕПЛЕНИЯ ЛОПАТКИ ТИПА
«ЕЛОЧНОГО»
.5 РАСЧЕТ ДИНАМИЧЕСКОЙ ЧАСТОТЫ ПЕРВОЙ ФОРМЫ ИЗГИБНЫХ
КОЛЕБАНИЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ И ПОСТРОЕНИЕ ЧАСТОТНОЙ ДИАГРАММЫ
.1 РАЗРАБОТКА ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ПЛАНА ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДЕТАЛИ АД
.1.2 Количественная оценка технологичности
.2 ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ МЕТОДА ПОЛУЧЕНИЯ ЗАГОТОВКИ
.2.1 Определение массы и степени сложности заготовки
.3 РАСЧЕТ ЧИСЛА ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ ПЕРЕХОДОВ ОБРАБОТКИ ОСНОВЫХ
ПОВЕРХНОСТЕЙ ДЕТАЛИ
.4 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ НА ДИАМЕТРАЛЬНЫЕ
ПОВЕРХНОСТИ
.5 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ НА ОБРАБОТКУ
ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
.5.1 Определение минимальных припусков расчетно-аналитическим
методом
.5.2 Расчет технологических размерных цепей торцевых
поверхностей детали
Для современной авиации характерно применение различных типов
газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных
аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним и к их силовым
установкам.
Одним
из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является
интенсификация рабочего процесса, то есть увеличение температуры газов перед
турбиной ( ), степени повышения полного давления ( ), а также совершенствование основных узлов двигателя
в направлении снижения потерь в них.
Одним
из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя
является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования
создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования:
согласование работы компрессоров и турбины, сокращение габаритных размеров и
массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение
стоимости производства, жизненного цикла, либо прямых эксплуатационных расходов.
Газодинамический
расчёт турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока
на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для
того чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала
высоким КПД, лопаточные венцы её должны обеспечивать на всех радиусах проточной
части расчётные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях
энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки
потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием)
лопаточных венцов.
В
реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и
трудоёмкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических,
конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция
пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что
создает предпосылки применения ЭВМ.
Прогресс
авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие
современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь,
выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих
температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и
жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению
их геометрических форм.
Успешная
реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией.
Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение
производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат
на из изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального
построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения
припусков на обработку и допусков операционных размеров.
Эффективность
технологического процесса существенно зависит от рационального выбора
припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют
введения дополнительных технологических переходов, увеличивая расход режущего
инструмента и электроэнергии, трудоёмкость обработки и в конечном итоге -
себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов
уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок,
однако необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной
части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая
вероятность брака.
Важен
также выбор допусков на операционные размеры. При выборе слишком больших
значений допусков происходит увеличении припусков на обработку, увеличение
габаритов заготовки, увеличение массы заготовки. При выборе слишком малых
значений допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость
продукции за счёт использования более точных методов формообразования
поверхностей и дорогого оборудования.
Тип и основные конструктивные элементы двигателя:
) условное обозначение АИ-336-2-10
) направление вращения ротора свободной турбины (по ГОСТ 22378-77) правое
компрессоров …………………………………………………14 (7+7)
турбин
.......................................................................................4
(1+1+2)
.1.1 Выбор и обоснование параметров
Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с
рекомендациями, изложенными в методическом пособии [1].
Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчётного
режима, т.е. режима при котором необходимо рассчитывать двигатель.
В
основу оптимизации параметров закладываются такие критерии: минимумы удельного
расхода топлива и массы силовой установки; максимум удельной мощности;
обеспечение надёжности на чрезвычайных режимах и т.п. Основными параметрами
рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры,
являются температура газа перед турбиной и
степень повышения давления в компрессоре .
В
методическом пособии [1] (с.7) показано, что увеличение температуры газа перед
турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность
двигателя, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя.
Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность
двигателя. Современные достижения материаловедения и технологии, а также
совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет принимать также
максимальные значения температур газа серийно выпускаемых двигателей до 1680К. Для обеспечения надёжной работы турбины при
высоких значениях температуры газа ( >1250К)
необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего
воздуха зависит от температуры газа и
способа охлаждения. Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при
повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и
темпа уменьшения удельного расхода топлива. В методическом пособии [1] ( с.9)
показана зависимость свободной работы двигателя от и способа воздушного охлаждения, из которой следует,
что назначение более высоких требует
применения более сложных систем охлаждения.
Из
всего вышеизложенного и с учетом использования конструкционных материалов
прототипа выбираем температуру газа перед турбиной = 1365К.
Выбор
степени повышения давления в компрессоре
При
температуре = 1365К оптимальное значение степени повышения
давления в компрессоре , соответствующее максимуму удельной мощности
составляет ~ 9,0. При этом экономическое значение , соответствующее минимуму удельного расхода топлива,
составляет ~ 25. Более высоким температурам соответствуют
большие значения и . Несмотря
на благоприятное влияние повышения на
удельные параметры двигателя, применение больших значений ограничивается усложнением конструкции и увеличением
массы и габаритов двигателя. Выбираем > таковым, чтобы, при незначительном снижении удельной
мощности снижение удельного расхода топлива было значительным. Принимаем = 21.
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
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
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
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
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
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 является распределение работы между каскадами и
ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров
двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия,
обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: 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 расчётов являются значения заторможенных параметров рабочего
тела (воздуха и продуктов сгорания ) в характерных сечениях проточной части,
основные геометрические соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые
значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных
ступеней.
Таблица 1.3 - Исходные данные для согласования параметров компрессора и
турбины
После
термогазодинамического расчёта двигателя известны его основные параметры
(удельная мощность, удельный расход топлива). В компрессорах ГТД применяются
компромиссные схемы, в которых уменьшение высоты лопаток достигается одновременным
уменьшением наружного диаметра и увеличением внутреннего диаметра ступеней. При
этом выбираем форму проточной части КНД с
Форма
проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений. При
постоянном наружном диаметре проточной части турбины возможно получение лопаток
большой высоты на последних ступенях. При угол
раскрытия проточной части турбины уменьшается, что способствует безотрывному
течению потока по проточной части турбины и повышению КПД. При повышается и
возрастают окружные скорости на периферии лопаток, но на выходе высота лопаток
будет наименьшей, по сравнению выбираем .
Значение
среднего коэффициента нагрузки в турбине лучше остается Пределы изменения
1.2.2 Согласование параметров компрессора и
турбины на ЭВМ
Увязка параметров турбокомпрессорной части ГТД является одним из самых
важных этапов проектирования двигателя. Качественное выполнение этого этапа
позволяет обеспечить оптимальные геометрические и газодинамические соотношения
в определяющих облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную
загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в её рабочих лопатках.
Основой расчёта является выбор основных геометрических соотношений по
прототипу. Предполагается также осевое течение во всех расчётных сечениях
двигателя.
Расчёт производится с помощью программы (ГТД-1-1) slgt1.exe. Ввод данных
производится в диалоговом режиме. Результаты счёта заносятся в файл slgt1.rez и
в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe.
Результат представлен в виде распечатки в таблице 1.4. Схема увязки турбокомпрессора
проектируемого ГТД представлена на рисунке 1.1.
Таблица 1.4 - Результаты расчёта для согласования параметров компрессора
и турбины
Формирование облика ГГ и ТC ГТД-2-1 ( КВД - ОК или ОЦК )
Исходные данные:уд= 247.1 Сe = .2018 КПДк= .8460 КПДтк= .9120к = 466840.
Lтк*= 516000. Lтс*= 243400. КПДтс= .9200г =1193.2 Kг =1.3172 Cpв =1038.3 Kв
=1.3820= 10000. Gв = 40.46в = .630 Dсртн/Dк =1.000 Dсртc/Dк =1.312во= .919
D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000цс/D2цс=1.000 Dсpтв/Dко=1.180кн/Lк = .380 КПДкн*
= .885 Sркнв = .990ок/Lкв=1.000 КПДок* = .880 Sркоц =1.000тс =3.020 Sртвн =
.990 Sртнс = .985к = 370.0 Uквд = 390.0
* КНД * Кф = 2 Zк = 7.к*= 175625. Пiк*= 4.543 КПД*= .8850 Uк = 370.0к =
.6707 dob = .6300 dok = .8516 Hzc= .2031нд =10536.
* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7.к*= 286546. Пiк*= 4.669 КПД*= .8799 Uк = 390.0к =
.5017 dob = .7800 dok = .9188 Hzc= .2691вд =14846.
* ТВД * Кф = 3 Zт = 1.т*= 319920. Пiт*= 2.738 КПД*= .9120 (h/D)г=
.0727ср= 453.9 Mz = 1.553 Dcр = .5920 (h/D)т= .0979р = 201.8 Tw* =1183.2
* ТHД * Кф = 3 Zт = 1.т*= 196080. Пiт*= 2.171 КПД*= .8799 (h/D)г=
.0883ср= 360.2 Mz = 1.512 Dcр = .6707 (h/D)т= .1368р = 177.4 Tw* = 986.9
* ТC * Кф = 3 Zт = 2.т*= 243400. Пiт*= 3.088 КПД*= .9200 (h/D)г= .0971ср=
283.9 Mz = 3.020 Dcр = .8800 (h/D)т= .1773р = 142.9 Tw* = 762.3 nтс = 6448.
Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F
в - в 288. 97272. 190.0 .6133 .2131
к кнд - к кнд 457. 441925. 165.0 .4228 .0786
в квд - в квд 457. 437506. 170.0 .4356 .0774
к - к 733. 2042700. 140.0 .2833 .0308
г - г 1365. 1920100. 110.5 .1654 .0757
т твд - т твд 1097. 701283. 175.0 .2923 .1078
г тнд - г тнд 1097. 694270. 170.0 .2840 .1119
т тнд - т тнд 933. 326340. 180.0 .3261 .1933
г тс - г тс 933. 321445. 180.0 .3261 .1963
т - т 729. 105690. 200.0 .4100 .4312н1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 ZстНД
.6707 .5605 .4226 .6035 .5605 .5140 7.
ОK ВД .5017 .4499 .3913 .5017 .4818 .4610 7.Д .6177 .5759 .5340 .6500
.5920 .5340 1.НД .6912 .6351 .5790 .7625 .6707 .5790 1..8798 .8019 .7240 1.0360
.8800 .7240 2.
На
данном этапе проектирования двигателя были установлены значения в основных сечениях двигателя, а также площади этих
сечений. Данные, полученные при согласовании, станут основой для проектирования
основных узлов двигателя. Результаты согласования не являются окончательными, а
будут изменяться на дальнейших этапах расчёта при проектировании и доводке
компрессора и турбины.
После
проведенных расчётов мы получили следующие преимущества по сравнению с
прототипом с той же мощностью.
Уменьшение
расхода ведёт к уменьшению диаметра входного сечения, а следовательно к
уменьшению габаритов и массы двигателя.
Широкое применение осевых газовых турбин в ГТД 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.
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 ( ).
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
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
.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
Таблица 1.8 - Результаты газодинамического расчёта турбины на ЭВМ
.24 1365. .1920E+07 750.0 .0000 .6000 .7500
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
.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
.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
.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
.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
Тг*=1365.0
Рг*= .1920E+07 Сг= 97.2 Тг=1361.1 Рг=
.1897E+07
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
Применение
закона профилирования и значительно
упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую
конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.
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 (таблица 2.2).
Приведенная
в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме
результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического
расчета компрессора. Помимо таблицы расчетных данных, программа oct.exe
позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической
форме.
2 12 09 1 1 1.317 290. Дата, nr, kz, kг, Rг
.00 170.00 630.00 -34.60 C1ac,C2ac,C1uc,C2uc
.00 44.60 18.50 38.40 38.40 alf1c,be1c,be2c,G1,G2
Лопатка СА - nr=0, лопатка РК -
nr=1.
Закон кpутки: 0 - C1u*r=const, C2u*r=const;
( kz ) 1 - alf1(r)=const, L(r)=const;
Таблица 1.10 - Результаты расчета решетки профилей ступени осевой газовой
турбины
Дата 2.12. 9 NR= 1 KZ= 1 Кг = 1.317 Rг = 290.0ср= .5990 D2ср= .6150 h1 =
.0420 h2 = .0550aср=169.00 C2aср=170.00 C1uср=630.00 C2uср= -34.60с= 15.00
be1ср= 44.60 be2ср= 18.50= 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00
Л1 = .978 Фи = .933 Пси = .955 Rтс = .330=14600.0 T2* = 1100.0
Изменение параметров потока по радиусу
----------------------------------------------------------
Паpаметp | Сечение по высоте лопатки
-----------------------------------------------------------.3277
.3156 .3035 .2914 .27921.000 .9630 .9260 .8890 .8520501.1 482.6 464.0 445.5
426.9u 585.5 603.7 623.2 644.2 666.9a 159.0 163.8 169.0 174.6 180.615.00 15.00
15.00 15.00 15.00606.7 625.6 645.8 667.5 690.962.04 53.51 46.71 41.29 36.97u
-22.63 -27.79 -33.50 -39.85 -46.93u 523.7 510.4 497.5 485.3 473.9a 164.5 167.6
170.2 172.4 174.017.43 18.18 18.89 19.55 20.16
Л1
.9189 .9474 .9780 1.011 1.046т .4085
.3712 .3300 .2842 .2331w 1214. 1208. 1202. 1197. 1192.
Л2
.2757 .2820 .2881 .2938 .2993100.5 108.3 114.4 119.2 122.9
В данной части курсового проектирования, используя ЭВМ, были получены
решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на
трех радиусах пяти сечениях по высоте.
Расчёт
треугольников скоростей турбины в межвенцовых зазорах по высоте можно считать
законченным, поскольку полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют
условия: и
Форма
межлопаточного канала решетки профилей в периферийном и среднем сечении -
конфузорная, что свидетельствует о правильности выполнения.
Камеры
сгорания авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой
наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе
процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы
горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими
нагрузками деталей.
Большинство
из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется
большой объем доводочных и экспериментальных работ. Проектировочные работы по
сути являются первым приближением в создании КС новых двигателей с
одновременным использованием предыдущего опыта каждого отдельного
двигателестроительного предприятия.
Особое
внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию
в КС
Похожие работы на - Турбина ТВаД мощностью 10000 кВт Дипломная (ВКР). Физика.
Реферат по теме Реки и водопады Крыма
Реферат: Поразка Німеччини у Першій світовій війні
Реферат На Тему Реализация Социального Проекта
Реферат: Интервью
Дипломная Работа На Тему Формування Пізнавальних Інтересів Першокласників На Уроках "Я І Україна"
Направления Итогового Сочинения По Литературе
Реферат по теме Комплекс профессиональных способностей вузовского преподавателя
Курсовая работа по теме Податок на додану вартість і його роль в формуванні доходів бюджету
Курсовая Работа На Тему Реформа Жилищно-Коммунального Хозяйства (Жкх)
Реферат: Корпускулярная и континуальная картина мира. Скачать бесплатно и без регистрации
Контрольная работа: Оптические системы передачи
Реферат На Тему Аналіз Диференційованого Підходу У Навчанні Математики Молодших Школярів У Педагогічному Досвіді
Курсовая работа по теме Развитие навыков импровизации в детском народно-певческим коллективе
Курсовая работа: Организация виртуального диска. Структура файла-образа виртуального диска
Дипломная работа по теме Процессуальный статус адвоката-защитника в уголовном судопроизводстве
Реферат по теме Использование пенициллиназы в биотехнологии
Реферат: Основы здорового образа жизни студентов
Реферат по теме Сложности обеспечения жильем отдельных категорий населения
Дипломная Работа На Тему Система Безналичных Расчетов В Российской Федерации И Направления Ее Совершенствования
Дипломная работа по теме Проектирование промышленного здания
Реферат: Экстрадиция уголовно-правовые и процессуальные аспекты
Похожие работы на - Порядок формирования и использования инвестиционного фонда
Реферат: Нижегородская ярмарка 2