Расчет турбины турбореактивного двухконтурного двигателя на базе АЛ–31Ф

Термогазодинамический расчет двигателя, выбор и обоснование параметров. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет турбины и профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ. Расчет замка лопатки турбины на прочность.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

46

Размещено на

Расчет турбины турбореактивного двухконтурного

двигателя на базе АЛ-31Ф

1. Теоретическая часть

1.1 Термогазодинамический расчет двигателя

1.1.1 Выбор и обоснование параметров

Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии[1].

В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (_ВХ, _K, _вс,г, _т^*, ц_с) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т^*_г и степеньповышения давления в компрессоре (во внутреннем контуре) р^*_кІ, в вентиляторе р^*_вІІ.

Выбор степени двухконтурности

Двигатель будет использоваться на боевом самолете, способном совершать полеты на сверхзвукой скорости. Для двигателей таких самолетов характерны малые степени двухконтурности. Учитывая значения параметров двигателя прототипа примем степень двухконтурностиm = 0.56.

Температура газа перед турбиной

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет существенно увеличивать допускаемое значение Т^*_г.

Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Для обеспечения надежности работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т^*_г>1250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т*_Г = 1650 К.

Степень повышения давления в вентиляторе

При Т*_Г = 1650 К и ^*_кІ= 23.0 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе наружного контура ^*_{вІІ опт} = 3.918 (см. таблицу 1.2), однако с целью разгрузки ТНД возьмем несколько меньшее значение ^*_вІІ=3.5.

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.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах

= 0,88.. .0,90. Принимаем = 0,895.

Рассчитываем КПД для р_к1*=23,0:

Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:

где ^*_{т неохл}- КПД неохлаждаемой турбины.

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре

Т^*_г ?1250 К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем ^*_{т неохл}= 0,92. Тогда:

Физические константы воздуха и продуктов сгорания

Показатель изоэнтропы:

к =1.4; к_г=1.33.

Универсальная газовая постоянная:

R =287 Дж/кг·K; R_г=288 Дж/кг·K.

Удельная теплоёмкость при постоянном давлении:

C_p=1005 Дж/кгК; С_рг=1160 Дж/кгК.

Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Для входных устройств ТРДД _ВХ составляет 0,97…0,995. Принимаем _ВХ=0,97.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов _гидр=0,93... 0,97, принимаем _{гидр =} 0,964, _{гидрф =} 0,98.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу _тепл>0,97...0,98. Примем величину коэффициента теплового сопротивления _тепл⁼ 0,98. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

_кс = _гидр._тепл = 0,964·0,98=0,945.

_{ф =} 0,92

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания з_г. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97.. .0,99.

Выбираем з _г = 0,99.

При наличии переходного канала между компрессорами ВД и НД коэффициент восстановления полного давления у_пт выбирается в пределах у_пт=0,985…1. Принимаем у_пт=0,995.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости ц_с. Для сопел при-нимаем ц_с1=0,99

При малом различии скоростей потоков наружного и внутреннего контуров на входе в камеру смешения, обусловленном равенством статических и примерным равенством заторможенных давлений в этом сечении, потери на смешение невелики и могут задаваться значением коэффициента _см=0,98...0,99, принимаем _{см =} 0,985.

Для задания простого суживающего сопла принимается _с=1, а полное расширение газа в сопле при сверхкритическом перепаде давлений реализуется при_с=0,1. Принимаем _с1=0,1,

Современные двигатели имеют сложную систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в проточную часть

двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной Для расчёта принимаем =0,100.

1.1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

Рисунок 1.1 - Схема двигателя

Целью термогазодинамического расчета двигателя является определение основных удельных параметров (Pуд - удельной тяги, Суд - удельного расхода топлива и расхода воздуха Gв ).

С помощью программы rdd.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 =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 турбины компрессора;

· ,, - КПД вентилятора, 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 Руд и Суд, 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.

В таблице1.1 представлены данные, необходимые для термогазодинами-ческого расчета двухконтурного двигателя.

В таблице1.2 представлены результаты термогазодинамического расчета, выполненного на ЭВМ (файл Rdd.rez).

Таблица 1.1 - Исходные данные

Выводы

В результате термогазодинамического расчёта на ЭВМ определены удельная тяга двигателя и удельный расход топлива

А также отчетливо видно, что уменьшение степени повышения давления в вентиляторе привело к желаемой разгрузке турбины вентилятора.

1.2 согласование параметров компрессора и турбины

1.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования