Проектировочный расчет газотурбинного двигателя мощностью 10,5 МВт

Тип: курсовая работа
Категория: Производство и технологии

Скачать

Купить

Проект двигателя для привода газоперекачивающего агрегата. Расчет термодинамических параметров двигателя и осевого компрессора. Согласование параметров компрессора и турбины, профилирование компрессорной ступени. Газодинамический расчет турбины на ЭВМ.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

Содержание

Введение

1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя

1.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ

1.2.1 Термогазодинамический расчет (вручную)

1.3 Согласование параметров компрессоров и турбин

1.3.1 Выбор параметров к расчету

1.3.2 Согласование параметров газогенератора с помощью ЭВМ

1.4 Газодинамический расчёт компрессора

1.4.1 Исходные данные для газодинамического расчета компрессора

1.4.2 Результаты расчета компрессора на ЭВМ

1.4.3 Расчет первой ступени компрессора (вручную)

1.5 Газодинамический расчёт турбины

1.5.1 Исходные данные для газодинамического расчета

1.5.2 Результаты расчета турбины на ЭВМ

1.5.3 Расчет первой ступени турбины (вручную)

Заключение

Список использованной литературы

Введение

В настоящее время основными требованиями к лопаточным машинам авиационных ГТД, обусловленными особенностями их использования на летательных аппаратах, являются: минимальные габаритные размеры и масса, высокий КПД, благоприятное протекание характеристик, надежность и живучесть, технологичность, мобильность создания и возможность модернизации.

По сравнению с поршневыми двигателями внутреннего сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но большой удельный расход топлива. Целесообразность применения ГТД обуславливается легкостью запуска, лучшей приемистостью, удобством обслуживания, относительной дешевизной, меньшими эксплуатационными затратами.

В данном курсовом проекте приводится проектировочный расчет газотурбинного двигателя, мощностью 10,5 МВт. Прототипом послужил двигатель Д-136.

1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя

1.1.1 Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. Предварительно для выбора Тг* на расчетном режиме, расчет проведем для Тг* = 1400 К.

1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре

При разработке вертолетных ГТД на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности. Несмотря на благоприятное влияние повышения Пк* на удельные параметры двигателя, применение больших значений Пк* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений Пк* 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, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки. Предварительно для выбора Пк* на расчетном режиме, проведем расчет для Пк* =18.

1.1.3 КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней , где - среднее значение КПД ступеней компрессора.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0.88..0.9. Принимаем =0.9.

Т.о, получаем =0.847.

Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранных значения Тг*, в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

т.к. Тг*>1250К,

где = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.

Т.о, =0.896.

1.1.4 Потери в элементах проточной части

Для всех предварительных термогазодинамических расчетов ниже перечисленные коэффициенты принимаем одинаковые.

Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет =0.97..1.0. Принимаем =0.98.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смещении струй, при повороте потока (=0.93..0.97). Принимаем =0.97.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно 0.97..0.98. Принимаем =0.98.

Суммарные потери полного давления в камере сгорания подсчитываются по формуле: =*=0.97*0.98=0.951.

Потери тепла в камере сгорания главным образом связаны с неполным сгоранием топлива и оценивается коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений =0.97..0.99. Принимаем =0.99.

При отсутствии переходного патрубка между турбиной компрессора и свободной турбиной коэффициент восстановления полного давления =1.

Выходное устройство вертолетных ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления: ур.н =0.98.

1.1.5 Скорость истечения газа из выходного устройства

Скорость истечения газа из вертолетного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны при очень малых значениях С чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения газа из вертолетного ГТД выбирают в интервале С=80…120м/с. Принимаем С=100 м/с.

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% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно =0.98..0.99. Принимаем =0.985.

1.2 Термогазодинамический расчет

Исходные данные и результаты расчета представлены в табл.1.2.1.

Таблица 1.2.1

13 01 05

1 1 1 1

1.000 .000 .000 100.000 .915 1.000 1.000 .050

.980 .951 .990 1.000 .980 .985 .985 1.000

1400.0 1400.0 1400.0 1400.0 1400.0

.896 .896 .896 .896 .896

18.000 18.000 18.000 18.000 18.000

.847 .847 .847 .847 .847

.000 .000 .000 .000 .000

1.000 .000 .000 .000 .000

.4300E+08 14.8

ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 13. 1. 5

TG= 1400. 1400. 1400. 1400. 1400. ANTK= .896 .896 .896 .896 .896

PIK= 18.00 18.00 18.00 18.00 18.00 ANK = .847 .847 .847 .847 .847

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .050 HU= .4300E+08 LO= 14.80

H= .00 MH= .000 CC=100.0 NTB= .915 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000

SB= .980 SK= .951 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .980 NM= .985 NPД=1.000

TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 99299. VH= .0

СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC

TK TTK TT PK PГ PTK PT PC

NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ

КПД LCB NP CPГ КГ RГ

CPB KB RB

ТГ=1400.0 ПК=18.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 778.1

298.1 298.1 .2324 .2026E-01 3.335 69.28 .2196E-01 .1985

702.3 1025. 778.1 .1787E+07 .1700E+07 .3816E+06 .1057E+06 .1036E+06

8470 .8960 .4328E+06 .4533E+06 .2981E+06 4.454 3.609 16.08

3602 .3350E+06 .9048 1208. 1.312 287.4

1035. 1.384 287.0

1.2.1 Термогазодинамический расчет (вручную)

В результате расчета определяем основные удельные параметры двигателя ( удельная мощность, удельный расход топлива, расход воздуха, обеспечивающий требуемую мощность), температуры и давления заторможенного потока в характерных сечениях проточной части двигателя, и основные параметры, характеризующие работу его узлов.

Исходные данные для расчета:

Таблица 1.2.2

H	0	упт	1	зст=0.9
Mн	0	урн	0.98	зтк нохл* =0.896
Nе	Другие файлы: Расчет газотурбинного двигателя при постоянном давлении Расчет основных показателей во всех основных точках цикла газотурбинного двигателя. Определение количества теплоты участков, изменение параметров для... Расчет надежности и прогнозирование долговечности лопатки газотурбинного двигателя на базе ТВВД Д-27 Компрессор авиационного газотурбинного двигателя: предназначение и характеристика. Расчет надежности рабочих лопаток компрессора при повторно-статичес... Узел компрессора газотурбинного двигателя Расчет на прочность узла компрессора газотурбинного двигателя: описание конструкции; определение статической прочности рабочей лопатки компрессора низ... Схема теплоутилизационного контура газотурбинного двигателя Разработка схемы теплоутилизационного контура газотурбинного двигателя. Определение располагаемого объема тепловой энергии газов, коэффициента утилиза... Расчет и конструирование автомобильного двигателя мощностью 90кВт Расчет рабочего процесса, динамический расчет и комплексный анализ уравновешенности автомобильного двигателя мощностью 90кВт. Построение индикаторной...