Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24
Из графиков на рисунке 1.1 видно, что увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает так же экономичность двигателя (рисунок 1.2). Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа Тг* и способа… Читать ещё >
Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24 (реферат, курсовая, диплом, контрольная)
Контрольная робота
по дисциплине «Конструкция и рабочие процессы АД»
Тема: Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24
ЗАДАНИЕ
Сформировать облик турбовинтового двигателя АИ-24:
Nэ= 2505.12 кВт, при М = 0, Н = 0 км Рекомендуемые параметры для разрабатываемого двигателя:
1) степень повышения давления в компрессоре рк* = 7,6;
2) температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К.
Двигатель — прототип — АИ — 24.
Данные прототипа:
степень повышения давления в компрессоре рк* = 7,6;
температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К;
расход воздуха Gв = 13,6 кг/с;
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
m — степень двухконтурности;
с — скорость движения воздуха или газа, м/с;
акр — критическая скорость, м/с;
л — приведенная скорость;
u — окружная скорость, м/с;
Р — давление, Па;
Т — температура, К;
D — диаметр, м;
G — массовый расход, кг/с;
F — площадь проходного сечения, м2;
R — радиус, м;
L — удельная работа, Дж/кг;
р* - степень повышения полного давления;
у — коэффициент восстановления полного давления;
з — коэффициент полезного действия;
зм — механический КПД;
z — число ступеней;
мz — коэффициент нагрузки ступеней турбины;
Индексы:
В — вход в компрессор;
К — выход из компрессора;
Г — вход в турбину;
Т — выход из турбины;
С — выход из реактивного сопла;
Для современной авиации применение различных типов газотурбинных двигателей (ГТД) объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом ЛА к его силовой установке.
В сравнении с поршневыми двигателями внутреннего сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но характеризуются большим удельным расходом топлива. Целесообразность применения ГТД обуславливается легкостью, удобством обслуживания, относительной дешевизной, меньшими затратами на эксплуатацию.
В настоящее время в современной авиации применяют различные типы газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательного аппарата к силовой установке.
В данном курсовом проекте проводится проектировочный расчёт двигателя, прототипом которого является ТВД (АИ-24), сконструированный в ЗМКБ «Прогресс». В данном проекте необходимо рассчитать газотурбинный двигатель, который максимально бы отвечал современным требованиям и был конкурентоспособен на рынке газотурбинной техники. При этом обеспечить высокий уровень КПД установки, и достаточно длительный ресурс работы установки.
Для достижения этой цели необходимо провести:
— выбор и обоснование основных параметров;
— термогазодинамический расчёт двигателя;
— согласование параметров компрессора и турбин.
Данный этап позволяет обеспечить оптимальные (рекомендуемые) геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины, компрессора и допустимые напряжения в лопатках турбины.
Отличительными чертами двигателя, послужившего прототипом для данного курсового проекта, являются проверенные десятилетиями эксплуатации показатели надежности, экономичности и большой ресурс. Немаловажным показателем является в совершенстве освоенная технология производства данного ГТД.
Целью данного курсового проекта является разработка приводного газотурбинного двигателя на базе существующего прототипа АИ-24. Также необходимо ознакомится с влиянием различных параметров на рабочий процесс в отдельных узлах двигателя, а также двигателя в целом.
ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ
Целью термогазодинамического расчета является:
определение параметров потока воздуха (газа) (полного давления и полной температуры) в характерных сечениях по тракту двигателя;
определение основных удельных параметров двигателя (удельной мощности, удельного расхода топлива), а также необходимого суммарного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги и часового расхода топлива.
На рисунке 1 показана схема турбовинтового двигателя с маркировкой характерных сечений. Выбор значений параметров произведен в соответствии с рекомендациями.
турбина компрессор термогазодинамический расчет Рисунок 1 — Конструктивная схема двигателя АИ-24
Н — Н — невозмущенный поток, окружающая среда.
Вх — Вх — сечение на входе в двигатель.
В — В — сечение на входе в компрессор.
К — К — сечение за компрессором.
Г — Г — сечение за камерой сгорания, перед турбиной.
Т — Т — сечение на выходе из турбины.
С — C — выходное сечение сопла.
Выбор температуры газа перед турбиной
Увеличение температуры газов перед турбиной, при заданной Nэ, позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя. Температура газа перед турбиной TГ* = 1150 К.
Выбор степени повышения полного давления в компрессоре
Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного давления (рк*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Для данного двигателя выбираем рК* = 7,6 с учетом характера изменения Nэуд и Сэ (рисунки 1.1, 1.2)
Выбор КПД компрессора и турбины
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:
(1.3.1)
где — среднее значение КПД ступеней.
На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88…0,89. Принимаем = 0,89.
Рассчитываем КПД для рк* = 7,6:
(1.3.2)
Для определения КПД неохлаждаемой турбины в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:
(1.3.3)
где *т неохл — КПД неохлаждаемой турбины.
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:
(1.4.1)
Для самолётных двигателей значение ВХ составляет — 0,95…0,98. Принимаем ВХ = 0,98.
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. Рекомендуется выбирать гидр = 0,93…0,97, принимаем гидр = 0,97.
Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления тепл = 0,97. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:
кс = гидр. тепл = 0,97· 0,97 = 0,94 (1.4.2)
Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания зг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,985…0,995. Выбираем з г = 0,99.
При истечении газа из реактивного насадка возникают потери, обусловленные трением потока о стенки канала, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости цс.
Принимаем цс = 0,99.
С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале зm = 0,98…0,995. Принимаем зm = 0,98.
Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, а иногда и входного направляющего аппарата во избежание обледенения, 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 = 0,05.
Из графиков на рисунке 1.1 видно, что увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает так же экономичность двигателя (рисунок 1.2). Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа Тг* и способа охлаждения. Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении Тг* приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива. На рисунке 1.3 показана зависимость свободной работы двигателя Lсв от Tг* и способа воздушного охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких Tг* требует более сложных систем охлаждения.
Рисунок 2 — Зависимость удельной мощности от параметров рабочего процесса: H=0, Мн=0
Рисунок 3 — Зависимость удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса: H=0, Мн=0
Рисунок 4 — Влияние температуры газа и способа охлаждения на свободную работу двигателя: 1 — внутреннее конвективное охлаждение; 2 — внутреннее интенсифицированное конвективное охлаждение; 3 — конвективно-пленочное охлаждение; 4 — конвективно-пленочное охлаждение с предварительным охлаждением воздуха на 50…70К; 5 — оболочка из равномерно проницаемых материалов; 6-оболочка при программированной проницаемости по обводу профиля
Термогазодинамический расчет на ЭВМ
ТГДР ГТД-Р NT= 2 1 1 1 ДАТА 11.11.10
TG= 1150. 1250. 1300. 1350. 1400. ANTK=.920.910.900.890.895
PIK= 7.60 10.00 10.50 11.00 11.50 ANK =.869.864.864.863.862
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТВД ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 13.60 DGO=.050 HU=.4300E+09 LO= 14.80
H=.00 MH=.000 CC=100.0 NTB=.910 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000
SB=.980 SK=.940 NГ=.990 SPT=.990 SPH=.970 NM=.980 NPД=1.000
TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101 325. PHO=101 325. PBO= 99 299. 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 R CY
CPB KB RB
ТГ=1150.0 ПК= 7.600 SR=.000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 746.5
184.2 2506.2955E-01.1592E-02 42.45 74.04.2859.2019
541.4 903.3 746.5.7547E+06.7094E+06.2465E+06.1069E+06.1037E+06
8690.9200.2604E+06.2793E+06.1776E+06 2.849 2.305 6.634
2833.2064E+06.8847 1132. 1.340 287.0.3758E+05.1970E-02
1018. 1.393 287.0
В результате термогазодинамического расчета двигателя получили следующие параметры: удельная мощность Nеуд =184,2 кВт*с/кг. Определили давление и температуру заторможенного потока в характерных сечениях. Полученные значения основных удельных параметров проектируемого двигателя на ЭВМ соответствуют параметрам прототипа.
СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ
Важным процессом проектирования авиационного двигателя является увязка параметров его турбокомпрессорной части. От качественности и правильности выполнения этого этапа зависят геометрические и газодинамические соотношения определяющих облик двигателях в расчетных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках турбины.
Схема двигателя: одновальная, 10 ступеней компрессора и 3 турбины.
Основными геометрическими соотношениями при согласовании параметров компрессора и турбины для каждого ротора при заданной форме проточной части турбомашины являются:
— относительный диаметр втулки на входе в компрессор;
Dср/Dк — отношение среднего диаметра турбины к наружному диаметру компрессора на входе в рабочее колесо первой ступени.
При заданной окружной скорости Uк на наружном диаметре Dк по соотношению среднего диаметра к наружному определяется значение окружной скорости турбины на среднем радиусе Uср (и средний диаметр турбины Dср).
Результаты расчета
Формирование облика ГГ ГТД-1 (К — ОК или ОЦК) Исходные данные:
Neуд= 184.2 Сe =.0295 КПДк=.8690 КПДтк=.9200
Lк = 260 430. Lтк*= 456 850. Lтс*= 177 560. КПДтс=.9100
Cpг =1132.2 Kг =1.3396 Cpв =1018.0 Kв =1.3926
Ne = 2505. Gв = 13.60
doв =.600 Dсрт/Dко =1.050 D1цc/Dкко=1.000
D2цс/Dко =1.000 D4цc/D2цс=1.000
Lок/Lк =1.000 КПДок* =.869 Sркоц =1.000
Результаты расчета:
* ОК * Кф = 1 Zк =10.
Lк*= 260 430. Пiк*= 7.600 КПД*=.8689 Uк = 310.0
Dк =.3882 dob =.6000 dok =.9068 Hzc=.2710
nвд =15 250.
* Т * Кф = 2 Zт = 3.
Lт*= 456 850. Пiт*= 6.568 КПД*=.9200 (h/D)г=.1043
Uср= 325.5 Mz = 4.312 Dcр =.4076 (h/D)т=.2800
Sр = 296.7 Tw* = 793.3
СечениеПаpаметp: T*: P*: C: C/акp: F
: K: Па: м/с: —-: кв. м в — в 288. 99 299. 170.0.5479.0758
к — к 541. 754 670. 140.0.3292.0209
г — г 1150. 709 390. 118.1.1921.0544
т — т 746. 106 930. 200.0.4038.1462
Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст
ОK.3882.3201.2329.3882.3706.3521 10.
Т.4502.4076.3651.5218.4076.2935 3.
Рисунок 5 — Схема проточной части двигателя АИ-24 (М 1:10)
Реализована схема одновального ТВД, она обеспечивает необходимые параметры на нерасчетных режимах,. Получены: десятиступенчатый высоко нагруженный (Hzc= 0,271) компрессор и слабо нагруженная (Mz = 4,312) турбина. Прочностные характеристики не превышают допустимых значений.
Данные, полученные при согласовании, станут основой для проектирования основных узлов двигателя.
ВЫВОДЫ
В данном домашнем задании был разработан турбовальный газотурбинный двигатель для летательных аппаратов, прототип АИ-20. Реализована схема одновального ТВД с несущим винтом, конструктивно не сложная, но обеспечивающая отличные параметры на нерасчетных режимах, меньшие потребные мощности запуска, лучшее согласование с нагрузкой. Получены: десятиступенчатый высоко нагруженный (Hzc = 0,271) компрессор и слабо нагруженная (Mz = 4,312) турбина. Основные параметры цикла двигателя: Т*г = 1150 К и р*к = 7,6. При этих расчетных Тг* и к* получены удельная мощность Nэуд = 182,2 кВт*с/кг, удельной расход топлива Сэ = 0,2955 кг/кВт*ч.
В целом параметры двигателя соответствуют параметрам современных двигателей.
1. Герасименко В. П., Павленко Г. В. Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТВД, ТВВД и ТВаД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1984.
2. Анютин А. Н. Согласование компрессоров и турбины авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1985.
3. Буслик Л. Н., Ковалев В. И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1996.
4. Павленко Г. В. Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД. — Харьков: ХАИ, 2002.
5. Павленко Г. В. Газодинамический расчет осевой газовой турбины. — Харьков: ХАИ, 2006.
6. Незым В. Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. — Харьков: ХАИ, 1988.