Проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета

Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления. Компьютерный расчет лопатки турбины. Проектирование камеры сгорания. Газодинамический расчет сопла. Формирование исходных данных. Компьютерное профилирование эжекторного сопла.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

Размещено на

Введение

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическим требованиям, предъявляемым каждым типом летательного аппарата к его силовой установке.

Наиболее простым и по этой причине первым, получившим широкое применение в авиации, газотурбинным двигателем был турбореактивный двигатель. Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми максимальными скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих числу M полета не более 2.0.

На самолетах с большой потребной тяговооруженностью и большими скоростями полета (М=2.0 - 3.5) широко используются турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), в которой к потоку газов, покидающих турбину, подводится дополнительное тепло, образующееся при сжигании топлива. Это позволяет значительно повысить температуру газа перед реактивным соплом ТРДФ и, соответственно, существенно увеличить скорость истечения газов из двигателя и получить более высокую тягу, чем у ТРД.

Для этого вида двигателей характерно наличие турбокомпрессора - агрегата, состоящего из компрессора, камеры сгорания, турбины и форсажной камеры. В современных ТРД преимущественно применяются осевые компрессоры и турбины, хотя имеются двигатели (в основном маломощные), в которых используются центробежные или диагональные компрессоры и радиальные турбины.

Турбореактивные двигатели сегодня продолжают совершенствоваться. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, т.е. увеличение температуры газа перед турбиной, степени повышения полного давления и совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Переход к более высоким температурам требует одновременного повышения степени повышения давления. В связи с этим широкое применение нашла схема двигателя с двухвальным газогенератором (ДТРД), основной задачей которой является повышение газодинамической устойчивости двигателя. Но и на этом этап совершенствования не может быть завершен, т.к. с развитием авиации растет потребность к более экономичным двигателям. Для этого наиболее выгодной является схема двухконтурного двигателя с двухвальным газогенератором (ДТРДД).

Целью проекта является проектирование газотурбинного двигателя для многоцелевого легкого боевого самолета. В качестве прототипа был взят двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АИ-222К-25Ф, разработки «Ивченко-Прогресс». Особенности влияния расчетных значений степени повышения давлений, и температуры на удельную тягу и удельный расход топлива двигателя прослеживаются при выполнении данного проекта.

1. Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления

Этапом проектирования осевого компрессора, следующим за расчетом на среднем (геометрическом) радиусе, является расчет и построение решеток профилей компрессора по радиусу. При правильном выполнении этих двух этапов обеспечиваются требуемые параметры компрессора.

При учебном проектировании расчет решеток рабочего колеса и их лопаток проводят на трех характерных радиусах.

Исходными данными для профилирования рабочей лопатки компрессора являются газодинамические и кинематические параметры профилируемой ступени на среднем радиусе, получаемые в результате газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора. Далее по выбранному закону крутки потока и по соответствующим формулам рассчитываются все параметры на трех сечениях.

Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное, при постоянстве гидравлических потерь по радиусу.

1.1 Исходные данные

В качестве исходных данных профилирования примем параметры потока и размеры проточной части РК дозвуковой ступени КВД. Основные исходные данные занесем в таблицу 1.1.

Таблица 1.1 Основные исходные данные для расчета

Параметры	Размерность	Сечение
		вт	ср	к
D	м	0,3178	0,3747	0,424
r/rк	-	0,7495	0,883726	1
Uср	м/с	-	374,57	-
U	м/с	322,07	374,57	430
С1аср	м/с	-	160	-
С2аср	м/с	-	158	-
С1uср	м/с	-	139,6	-
С2uср	м/с	-	224,5	-
скср	-	-	0,497197	-
Нтср	Дж/кг	-	16596,65	-
Т1*	К	418,2	418,2	418,2
Т2*	К	455,1	455,1	455,1
Нтср	Дж*с^2/кг*м^2	0,16	0,118292	0,08976
Принятые значения и допущение
Параметры	Размерность	Величина
k	-	1,4
R	Дж/кг*К	287
При расчете Дб принимаем б3=б1

Для последующего компьютерного расчета, необходимо рассчитать:

­ .

1.2 Выбор закона закрутки

Выбираем закон изменения параметров по радиусу (законы закрутки потока). Критерием выбора оптимального закона закрутки по радиусу является обеспечение дозвуковых скоростей и приемлемых углов потока (в частности, Mw1 и Mc2 0,85…0,90, в1 25o на периферии, в2 90о на втулке). Для расчета первой ступени проектируемого компрессора примем закон «твердое тело» (на входе) при заданном Нт(r).

Для получения более высоких окружных скоростей в ступени осевого компрессора при обеспечении дозвукового обтекания лопаток может быть применена закрутка потока, обеспечивающая постоянство ипо радиусу.

1.3 Компьютерный расчет лопатки компрессора

Файл исходных данных OCK.DAT:

Таблица 1.2

08 12 07 1 3 1.400 287.00 ( дата, M, Ks, kг, Rг )

1.304 430.000 .612 .892 .985 .986 .749 .765

1.000 160.000 418.200 334000.0 139.600 0.424 .964

1.050 .950

_ _ _ _

Пi...