Формирование облика двигателя

Выбор параметров двигателя. Температура газа перед турбиной. Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины. Потери в элементах проточной части двигателя. Скорость истечения газа из выходного устройства. Термогазодинамический расчет двигателя.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

Размещено на

СОДЕРЖАНИЕ

1. Выбор и обоснование параметров, термогазодинамический расчёт двигателя

1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.1 Температура газа перед турбиной

1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины

1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя

1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора

1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ

2. Согласование параметров компрессора и турбины

2.1 Выбор и обоснование исходных данных для расчёта

2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Перечень ссылок



1. ВЫБОР 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:

где: среднее значение КПД ступеней

Для средненагруженных дозвуковых ступеней можно принять В данном случае приято

Так как наличие переходных каналов между каскадами компрессора приводит к снижению в зависимости от гидравлических потерь в этих каналах на . Таким образом

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 винта 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

Рисунок 1.3 Схема двигателя

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°=14,8кгвозд/кгтопл.

Исходными данными для расчета являются следующие величины, определяющие расчетный режим двигателя:

- Gв - величина расхода воздуха через двигатель;

- ?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.

В таблице 1.1 представлены данные, необходимые для термогазодинами-ческого расчета винтовентиляторного двигателя.

В таблице 1.2 представлены результаты термогазодинамического расчета, выполненного на ЭВМ (файл GTD.rez).

Таблица 1.1 Исходные данные

21 11 10

1 1 1 1

1.000 .000 .000 100.000 .900 0.000 0.000 0.140

.970 .902 .990 .970 .970 .970 0.000 0.000

1483.0 1600.0 1645.0 1690.0 1735.0

.872 .871 .871 .876 .882

18.100 22.000 23.000 24.000 25.500

....