Емин О.Н., Карасев В.Н., Ржавин Ю.А. Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД - файл n1.doc

приобрести
Емин О.Н., Карасев В.Н., Ржавин Ю.А. Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД
скачать (1991.8 kb.)
Доступные файлы (2):
n1.doc6245kb.01.04.2003 14:53скачать
n2.xls2149kb.10.02.2004 23:03скачать

n1.doc

  1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   20


О.Н. Емин, В.Н. Карасев, Ю.А. Ржавин

Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД

Учебное пособие


под ред. проф. Ю.А. Ржавина

Рекомендовано УМО


В качестве учебного пособия для студентов высших учебных заведений, обучающихся по направлению «Авиа- и ракетостроение», специализации «Авиационные двигатели и энергетические установки»

Москва

Издательство МАИ

2003 г.


Оглавление


Введение 4

Глава I. Выбор и согласование параметров одновального газогенератора ТРДД 5

§1.1. Согласование параметров компрессора и турбины в авиационном ГТД 5

§1.2. Предварительный расчет параметров компрессора и турбины газогенератора 8

Глава II. Детальный расчет компрессора одновального газогенератора ТРДД 23

§2.1. Распределение основных параметров по ступеням компрессора 23

§2.2. Выбор некоторых параметров первой ступени компрессора на среднем диаметре 27

§2.3. Расчет проходных сечений компрессора 30

§2.4. Схема меридионального сечения проточной части компрессора 34

§2.5. Методика расчета ступеней компрессора по среднему диаметру 36

Глава III. Детальный расчет турбины одновального газогенератора ТРДД 44

§3.1. Эскиз проточной части турбины 44

§3.2. Оценка суммарного расхода охлаждающего и потребной глубины охлаждения рабочих и сопловых лопаток 45

§3.3. Поступенчатый расчет турбины по среднему диаметру 48

§3.4. Определение шага и числа лопаток в турбинных решетках 55

Глава IV. Предварительный расчет турбовентилятора ТРДД 58

§4.1. Предварительный расчет вентилятора 59

§4.2. Определение геометрических размеров меридионального сечения проточной части подпорных ступеней ротора вентилятора 73

§4.3. Предварительный расчет и согласование турбины вентилятора 75

§4.4. Особенности расчета геометрии проточной части свободной турбины ТВаД 81

Глава V. Расчет пространственного потока в ступенях осевого компрессора и турбины (закрутка лопаток) 84

§5.1. Распределение параметров потока по радиусу ступени осевой турбомашины 84

§5.2. Расчет параметров потока по радиусу ступени компрессора 85

§5.3. Особенности расчета закрутки сверхзвуковых (трансзвуковых) лопаток и лопаток с переменной работой по высоте 94

§5.4. Расчет параметров потока по радиусу ступени турбины 97

§5.5. Компрессорные решетки с большими углами поворота потока 102

Глава VI. Профилирования лопаток осевых турбомашин 106

§6.1. Профилирование дозвуковых компрессорных лопаток в расчетных сечениях 106

§6.2. Профилирование сверхзвуковых компрессорных лопаток 111

§6.3. Профилирование охлаждаемых лопаток осевых газовых турбин 114

Глава VII. Комплекс программ для выбора и расчета параметров компрессора и турбины ТURBO_GTD 122

ПРИЛОЖЕНИЕ 1 126

ПРИЛОЖЕНИЕ 2 135

Сверхзвуковая ступень РД-1700 136

Литература 147



Введение



Расчет многоступенчатых осевых турбомашин авиационных ГТД представляет собой сложную многовариантную задачу. В настоящей работе излагается методика расчета компрессоров и турбин двухконтурных газотурбинных двигателей, получивших наиболее широкое распространение в современной авиации.

В качестве базового расчета взят расчет турбокомпрессора одновального газогенератора ТРДД. Расчет турбовентилятора и компрессора с подпорными ступенями представлен в виде особенностей, которые отличают их от базового расчета турбокомпрессора.

Как показывает опыт проектирования и создания двухконтурных газотурбинных двигателей, диаметральные размеры компрессора и турбины газогенераторов ТРДД достаточно близки. Это дает основание начинать термогазодинамический расчет проточной части турбокомпрессора с выбора параметров и предварительного расчета турбины, как наиболее нагруженной части газогенератора. Затем параметры компрессора газогенератора согласуются с параметрами турбины.

Диаметральные размеры турбовентилятора ТРДД определяются наружным диаметром вентилятора. Поэтому наиболее важным фактором в данном случае является выбор окружной скорости на периферийном диаметре вентилятора. Это дает основание начинать формирование проточной части с расчета вентилятора, согласовав выбранную окружную скорость с допустимыми напряжениями в рабочих лопатках турбины вентилятора.

Такой подход позволяет получать наиболее оптимальные конструктивно-геометрические параметры турбокомпрессора и турбовентилятора ТРДД, которые являются определяющими в общей задаче формирования проточной части двигателя в целом.

Газодинамический расчет турбомашин для авиационных ГТД выполняется в три этапа.

На первом этапе выбираются основные исходные параметры: скорости потока и окружные скорости, число ступеней и диаметральные размеры, коэффициенты потерь и распределение работ по ступеням и др.

Второй этап включает детальный расчет компрессора и турбины по среднему диаметру.

На третьем этапе рассчитывают закрутку лопаток турбомашин в нескольких сечениях по радиусу проточной части.

На основе полученных расчетных параметров профилируются и конструируются лопатки компрессора и турбины.

Большинство исходных данных для расчета компрессора и турбины газогенератора и турбовентилятора известны по результатам термогазодинамического расчета двигателя в стандартных земных атмосферных условиях. Поэтому заданными параметрами для последующих расчетов турбомашин являются:

С
хема и расчетные сечения ТРДД представлены на рис. 1.1.
Рис. 1. Схема и расчетные сечения компрессоров и турбин ТРДД

Глава I. Выбор и согласование параметров одновального газогенератора ТРДД




§1.1. Согласование параметров компрессора и турбины в авиационном ГТД



Вопрос о выборе и согласовании основных параметров компрессора и турбины является узловым на начальном этапе их проектировочного расчета. В основе согласования параметров компрессора и турбины на расчетном режиме лежат следующие три уравнения:

  1. Уравнение расхода

,

где - расход газа на выходе из турбины;

- расход воздуха на входе в компрессор;

- коэффициент, учитывающий массу впрыскиваемого топлива и расход воздуха на охлаждение и утечку.

  1. Уравнение баланса мощностей турбины и компрессора

,

где - внутренняя мощность турбины;

- мощность, потребляемая компрессором;

- механический КПД, учитывающий затрату мощности на трение в подшипниках ротора турбокомпрессора и на привод агрегатов.

  1. Уравнение частот вращения

,

где - частота вращения компрессора и турбины.

Чаще всего различные методы согласования базируются на использовании комплексных параметров, полученных на основе представленных выше уравнений и связывающих основные параметры компрессора и турбины. Так для ротора турбокомпрессора профессором К.В. Холщевниковым получен удобный в практическом использовании комплекс в виде , зависящий в основном от степени повышения давления в компрессоре и подогрева воздуха в двигателе , ,

где - окружная скорость на периферии рабочих лопаток первой ступени компрессора, м/с;

- напряжение в корневом сечении рабочей лопатки последней ступени турбины;

- коэффициент производительности компрессора;

- приведенная скорость за последней ступенью турбины.

В развернутом виде параметр П имеет вид

,

где - угол потока на выходе из последней ступени турбины;

- коэффициент сохранения полного давления в камере сгорания;

- плотность материала лопатки турбины;

- коэффициент формы лопатки турбины, учитывающий степень утончения ее от корня к периферии;

- коэффициент, учитывающий неравномерность поля скоростей по высоте лопатки;

0,0404;

0,0396;

.

Параметр П связывает основные конструктивные и газодинамические параметры компрессора и турбины с параметрами двигателя и условиями на входе в двигатель . Такая связь дает возможность при изменении того или иного параметра учитывать изменения остальных и согласовывать их между собой.

Возможны и другие комплексы для согласования основных параметров турбомашин проектируемых ГТД. В данной работе, например, используется параметр согласования в виде

.

Он определяет соотношения средних диаметров турбины, компрессора и числа их ступеней. Величина параметра зависит от типа турбокомпрессора в различных авиационных ГТД.

  1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   20


Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД
Учебный материал
© nashaucheba.ru
При копировании укажите ссылку.
обратиться к администрации