Расчёт турбореактивного двигателя

0

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

«Южно-Уральский государственный университет»

(национально-исследовательский университет)

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов»

 

 

 

 

 

Курсовая работа по теме

Расчёт турбореактивного двигателя

 

 

 

 

 

 

 

Группа:

Выполнил:

«__» __________201г.

Проверил:

«__» __________201г.

 


 

Аннотация

Расчет турбореактивного двигателя. -, 2016г. -51стр.,  8 илл.

 

 

 

 

 

 

 

В работе выполнен тепловой и газодинамический расчет одноконтурного ТРД с тягой 100кН. Получены геометрические и кинематические характеристики проточных частей многоступенчатого осевого компрессора, камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины и реактивного сопла. По результатам расчета разработана компоновочная схема турбореактивного двигателя

 

 

Оглавление

Введение. 5

1.Тепловой расчёт турбореактивного двигателя. 6

1.2 Начальные данные. 6

1.3 Предварительная оценка расхода воздуха через двигатель. 6

1.3 Определение параметров воздушного потока размеров поперечного сечения на входе в компрессор(сечение 1—1) 7

1.4 Определение параметров воздушного потока и размеров поперечного сечения на выходе из компрессора (сечение 2—2) 9

1.5 Определение параметров газового потока и размеров поперечного сечения перед турбиной (сечение 3—3) 10

1.6 Определение параметров газового потока и размеров поперечного сечения за турбиной (сечение 4-4) 11

1.7 Определение параметров газового потока и размеров поперечного сечения на выходе из реактивного сопла (сечение 5 5) 13

1.8 Определение основных данных двигателя. 14

2.Газодинамический расчёт компрессора. 16

2.1. Проточная часть компрессора. 16

2.2 Методика расчета первой ступени компрессора. 17

2.3.Термодинамические параметры воздуха на входе в компрессор. 21

2.4 Геометрические размеры проточной части. 21

2.5.Термодинамические параметры воздуха на выходе из компрессора. 23

2.6. Геометрические размеры проточной части. 23

  1. Газодинамический расчёт турбины.. 26

3.1 Проточная часть турбины.. 26

3.2.Первая ступень. 27

3.3. Определение термодинамических характеристик сечения 3-3. 28

3.4.Вторая ступень. 30

3.5. Термодинамический расчёт сечения 4-4. 31

  1. Камера сгорания. 34

Заключение. 37

Список литературы. 38

Приложение 1. 40

Приложение 2. 46

 

Введение

Авиационный двигатель является основой силовой установки, служащей для создания тяги, с помощью тяги, с которой летательный аппарат перемещается в пространстве. Авиационная силовая установка, кроме двигателя включает в себя движитель, а также системы и устройства, обеспечивающие работу двигателя. Двигатель в значительной мере определяет скорость, дальность и высоту полета летательного аппарата, его маневренность и другие летно-технические данные.

От совершенства силовых установок, и прежде всего от параметров и характеристик двигателей, во многом зависят наиболее важные достижения в авиации.

Основными требованиями, предъявляемыми к двигателям, являются:

  • создание заданной тяги или мощности для получения необходимых летно-технических данных летательного аппарата;
  • возможно меньшая удельная масса (отношение массы двигателя к его тяге) и максимально возможная лобовая тяга (отношение тяги к поперечной площади двигателя);
  • максимально возможная экономичность, т.е. минимальный удельный расход топлива (отношение расхода топлива к тяге двигателя);
  • простота конструкции, технологичность в производстве, использование менее дефицитных материалов;
  • высокие эксплуатационные качества: максимально возможный ресурс работы, простота и удобство обслуживания и ремонта, надежность;
  • удобство в управлении, способность быстро изменять режим работы.

Все эти требования не могут быть максимальным эффектом реализованы в одном двигателе. Поэтому в процессе создания двигателя все предъявляемые к нему требования удовлетворяют компромиссным путем.

В этой работе будет рассмотрен расчет турбореактивного двигателя, используемого для создания тяги на атмосферных ЛА, т.е. на самолетах

1.Тепловой расчёт турбореактивного двигателя

 

Рисунок - 1- Схема одновального турбореактивного двигателя

 

1.2 Начальные данные

  1. Тип двигателя и его основные элементы - входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина, реактивное сопло.
  2. Тяга двигателя H.
  3. Скорость полета м/с.
  4. Высота полета (м); атмосферное давление Н/м2и атмосферная температура (К ) определяются по таблицам стандартной атмосферы.
  5. Степень повышения давления в компрессоре .
  6. Температура торможения газа перед турбиной К.

1.3 Предварительная оценка расхода воздуха через двигатель

Значения коэффициента полного давления во входном устройстве  эффективного коэффициента полезного действия компрессора , коэффициента полного давления в камере сгорания , относительного эффективного коэффициента полезного действия турбины , коэффициента скорости реактивного сопла  выбираются в соответствии с типом и конструкций элементов двигателя.

Скоростная степень повышения полного давления на
расчетном режиме полета

где показатель адиабаты расширения  воздуха , а газовая постоянная воздуха Дж/кг К

Свободная энергия газа в турбореактивном двигателе

Дж

где средняя теплоемкость газа при постоянном давлении в интервале температур и средняя теплоемкость воздуха при постоянном давлении в интервале температур определяются по таблицам (см. приложение 2); , температуры торможения воздуха на выходе из компрессора и газа в камере сгорания в , соответственно. В первом приближении можно принять Дж/кгК; Дж/кг К, показатель адиабаты расширения  газа .

Предварительная оценка удельной тяги турбореактивного двигателя

Н/кг

Предварительная оценка расхода воздуха через двигатель

 кг/с

1.3 Определение параметров воздушного потока размеров поперечного сечения на входе в компрессор(сечение 1—1)

Значение скорости потока воздуха на входе в компрессор с1 (м/сек) и втулочного отношения ν1 выбираются в соответствии с типом компрессора.

Температура торможения воздуха на входе в компрессор

 К

 

 

Полное давление воздуха на входе в компрессор

 Па

Температура воздуха на входе в компрессор

 К

Статическое давление воздуха на входе в компрессор

 Па

Плотность воздуха на входе в компрессор

(1-9) кг/м3

Предварительная оценка площади входного сечения в компрессор

 м2

Предварительная оценка наружного диаметра входного сечения в компрессор

 м

Предварительная оценка внутреннего диаметра входного сечения в компрессор

 м

Предварительная оценка среднего диаметра входного сечения в компрессор

 м

Предварительная оценка длины лопаток на входе в компрессор

 м

 

1.4 Определение параметров воздушного потока и размеров поперечного сечения на выходе из компрессора (сечение 2—2)

Значения скорости потока воздуха на выходе из компрессора с2 (м/сек),

адиабатного коэффициента полезного действия компрессора, отнесенного к заторможенным параметрам,  и механического коэффициента полезного действия компрессора  выбираются в соответствии с типом и конструкцией компрессора.

При оценке КПД компрессора необходимо учитывать соотношение

Температура торможения воздуха за компрессором

 К

Полное давление воздуха за компрессором

 Па

Температура воздуха за компрессором

 К

Статическое давление воздуха за компрессором

 Па

Плотность воздуха за компрессором

кг/м3

Предварительная оценка площади выходного сечения из компрессора

 м2

Предварительная оценка втулочного отношения последней ступени компрессора

Предварительная оценка длины лопатки последней ступени компрессора

м

Адиабатная работа компрессора, отнесенная к 1 кг воздуха

Дж/кг

Эффективная работа компрессора, отнесенная к 1 кг воздуха

Дж/кг

 

1.5 Определение параметров газового потока и размеров поперечного сечения перед турбиной (сечение 3—3)

Значения коэффициента выделения тепла в камере сгорания ξ и скорости газового потока перед турбиной с3 (м/сек) выбираются в соответствии с типом и конструкцией камеры сгорания (приложение 1).

Количество воздуха  (кг/кг), теоретически необходимое для сгорания 1кг топлива, определяется по элементарному составу топлива

кг/кг

где весовые доли в топливе углерода, водорода, кислорода и серы, соответственно.

Полное теплосодержание 1 кг воздуха (Дж/кг) при температуре  и полное теплосодержание 1 кг газа (Дж/кг) при температуре  определяются по таблицам для воздуха и продуктов сгорания (см. приложение 2).

Средняя теплоемкость воздуха при постоянном давлении в интервале температур  и средняя теплоемкость газа при постоянном давлении в интервале температур определяются по таблицам (см. приложение 2).

Коэффициент избытка воздуха

Истинная теплоемкость газа при постоянном давлении и газовая постоянная продуктов сгорания  определяются в зависимости от значений коэффициента избытка окислителя  и температуры по таблицам (см. приложение 2). При той же температуре истинная теплоемкость газа при постоянном объеме

 Дж/кг·К

Показатель адиабаты для газа

Полное давление газа перед турбиной

 Па

Температура газа перед турбиной

 К

Статическое давление газа перед турбиной

 Па

Плотность газа перед турбиной

кг/м3

Предварительная оценка площади входного сечения турбины

 м2

 

1.6 Определение параметров газового потока и размеров поперечного сечения за турбиной (сечение 4-4)

Значение механического коэффициента полезного действия турбины  и скоростного числа  за турбиной выбираются в соответствии с типом и конструкцией турбины (приложение 1).

Эффективная работа турбины, отнесенная к 1 кг газа

Дж/кг

Полное теплосодержание 1 кг газа за турбиной

 Дж

Температура торможения газа за турбиной К и  в определяются по таблицам для воздуха и продуктов сгорания (см. приложение 2).

Средняя теплоемкость газа при постоянном давлении в интервале температур

 Дж/кг·К

где средние теплоемкости газа при постоянном давлении в интервалах температур  и  определяются по таблицам (см. приложение 2);

Средняя теплоемкость газа при постоянном объеме в интервале температур

 Дж/кг·К

Среднее значение показателя адиабаты расширения газа в турбине

Полное давление газа за турбиной

 Па

Температура газа за турбиной

 К

Статическое давление газа за турбиной

 Па

Плотность газа за турбиной

кг/м3

Скорость газового потока за турбиной

м/с

 

Предварительная оценка площади выходного сечения турбины

 м2

Предварительная оценка втулочного отношения последней ступени турбины

Предварительная оценка длины лопатки последней ступени турбины

 м

1.7 Определение параметров газового потока и размеров поперечного сечения на выходе из реактивного сопла (сечение 5 5)

Значение показателя адиабаты расширения принимается в сопле с достаточной степенью точности, такое же как и в турбине - .

Критическое отношение давлений в сопле

Действительное отношение давлений

Давление газа в выходном сечении сопла при полном расширении (сужающееся сопло при и сверхзвуковое сопло при на расчетном режиме)

При неполном расширении (сужающееся сопло при )

 Па

Скорость истечения газа из реактивного сопла при полномрасширении

при неполном расширении

 

м/с

Температура газа в выходном сечении сопла при полном расширениипри неполном расширении

 К

Плотность газа в выходном сечении сопла

кг/м3

Предварительная оценка площади выходного сечения реактивного сопла

 м2

Предварительная оценка диаметра выходного сечения реактивного сопла

 м

1.8 Определение основных данных двигателя

Удельная тяга двигателя (при пренебрежении разницей между расходом воздуха и расходом газа, т. е. при ) при полном расширениипри неполном расширении

 Н/кг

Уточнение необходимого расхода воздуха через двигатель

 кг/с

Необходимый расход газа через турбину

 кг/с

Удельный расход топлива

Часовая расход топлива двигателем

 кг/с

Эффективная мощность компрессора

 Вт

 

Эффективная мощность турбины

 Вт

Избыток мощности турбины, необходимый для привода агрегатов

 Вт

Эффективная мощность турбореактивного двигателя

 Вт

Эффективный коэффициент полезного действия турбореактивного двигателя

Тяговая мощность турбореактивного двигателя

 Вт

Тяговый (полетный) коэффициент полезного действия турбореактивного двигателя

Полный коэффициент полезного действия турбореактивного двигателя

 

2.Газодинамический расчёт компрессора

2.1. Проточная часть компрессора

Вдоль компрессораплотность  воздуха увеличивается и, соответственно, уменьшается площадь F поперечного сечения проточной части и высота hлопаток. Из-за имеющихся между лопатками и корпусом зазоров с уменьшением высоты h лопаток увеличивается влияние концевых потерь на КПД компрессора, что становится особенно заметным при высоте лопаток h<20мм, и что необходимо учитывать при выборе осевой составляющей скорости с движением воздуха и формы проточной части.

Высота h лопатки тем больше, чем меньше осевая скорость . Однако с уменьшением скорости , как правило, уменьшается работа ступени. Поэтому при проектировании компрессора принимается компромиссное решение. Первая ступень определяет поперечные габариты компрессора и имеет наиболее высокие лопатки. Поэтому в ней на входе устанавливается осевая скорость =170 – 210 м/с, которая ограничивается только условиями обтекания лопатки воздухом без волновых потерь, В последующих ступенях скорость незначительно увеличивается и только в двух – трех последних ступенях она несколько снижается и на выходе из компрессора составляет =120 – 170 м/с, что приводит к некоторому снижению работы этих ступеней, что диктуется необходимостью получения более высоких лопаток на последних ступенях и умеренной скорости вдоха воздуха в камеру сгорания.

Высота лопаток также существенно зависит и от формы проточной части, которая в ТРД выполняется наиболее часто с постоянным наружным или средним диаметром , а в некоторых случаях с постоянным внутреннем диаметром или комбинированная из них. В случае окружные скорости во всех ступенях имеют максимальную величину из периферии, а на среднем и внутреннем диаметрах возрастают от первой ступени к последней. Это позволяет увеличить напор ступеней и, соответственно, уменьшить их число Z. Однако при высота лопаток от ступени к ступени уменьшается быстрее чем при и, кроме того, в последнем случае обеспечивается желательная симметрия движения воздуха как по компрессору, так и на входе в камеру сгорания.

Число Z ступеней компрессора зависит как от величины его работы , так и от распределения этой работы по ступеням, которое, как правило, бывает неравномерным. Наименее нагруженной делается первая ступень, работа которой составляет 16 – 22 кДж/кг. Объясняется это тем, что на рабочем колесе первой ступени затруднительна установка достаточного количества лопаток и, кроме того, на рабочем первой ступени в наибольшей мере сказывается изменение режима работы двигателя и полета самолета. Вторая ступень нагружается больше, чем первая, т. к. ее работа в меньшей мере зависит от внешних факторов, через нее проходит воздух с более высокой температурой, что при той же скорости воздуха соответствует меньшим числам М, и наконец, конструктивно она выполняется с более рациональной высотой и густотой лопаточных решеток. Работа второй ступени составляет 24 – 30 кДж/кг. Работа всех остальных ступеней , кроме двух последних, делается максимально допустимой и составляет 34 – 38 кДж/кг. В двух последних ступенях, как и в первых, работу сжатия снижают до = 31 – 35 кДж/кг  в предпоследней и до = 28 – 32 кДж/кг в последней, т. к. снижается осевая скорость и, кроме того, последние ступени имеют пониженные значения КПД. Снижение нагрузки в последних ступенях желательно так же, как и в первых, для улучшения работы компрессора на нерасчетных режимах. С учетом вышеизложенного распределения работы  по ступеням, числоZ ступеней компрессора предварительно находится из условия

 ( 12 )

1

2

3

3

4

5

6

7

8

9

10

Σ

li

22

30

38

38

38

38

38

38

38

35

32

357

 

2.2 Методика расчета первой ступени компрессора

Для увеличения напорности и уменьшения числа ступеней компрессора на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени устанавливается максимально допустимая окружная скорость , которая в дозвуковой ступени ограничивается условием обтекания лопаток воздухом без образования скачков уплотнения и составляет 340 – 370 м/с.

Для уменьшения поперечных габаритов компрессора на входе в первую ступень устанавливается максимально допустимая осевая скорость ,которая составляет 170 – 200 м/с, и минимальный внутренний диаметр рабочего колеса (диаметр втулки), который ограничивается величиной относительного диаметра втулки При дальнейшем уменьшении выигрыш становиться незначительным, но возникают трудности с размещением на втулке колеса достаточного количества замков лопаток и, кроме того, с уменьшением уменьшается на среднем диаметре окружная скорость

м/с

м/с

Коэффициент нагрузки

При выборе осевой скорости необходимо также учитывать следующие ограничения по коэффициенту расхода

м/с

Окружная составляющая скорости движения воздуха

м/с

 - степень реактивности колеса

Абсолютная скорость движения воздуха

м/с

Относительная скорость движения воздуха

м/с

Скорость распространения звука

м/с

Число Маха

по величине которого проверяются условия обтекания лопаток рабочего колеса первой ступени воздухом, и которое на среднем диаметре колеса не должно превышать 0,8.

Рисунок 2 – План скоростей на входе в компрессор

 

По выбранным и полученным данным строится план скоростей с допущением того, что осевая скорость движения воздуха вдоль ступени остается неизменной, т. е. , и с учетом того, что при степени реактивности = 0,5 скорости

 и

м/с

м/с

где - окружная составляющая относительной скорости движения воздуха на выходе из лопаток рабочего колеса.

Рисунок 3 –План скоростей на выходе из компрессора

 

2.3.Термодинамические параметры воздуха на входе в компрессор

При энергетическом расчете в характерных сечениях двигателя 1-1, 2-2, 3-3, 4-4 и 5-5 (рис. 1) определяются температура и давления  заторможенного потока газа, которые из-за высокой скорости с движения газа в этих сечениях существенно отличаются от термодинамических параметров:

температурыТ и давления .

Температура на входе в компрессор

К

Давление на входе в компрессор

Па

Плотность газа на входе в компрессор

кг/м3

2.4 Геометрические размеры проточной части

При движении газа вдоль двигателя (рис. 1) существенно изменяется площадь поперечного сечения проточной части, которая, согласно уравнению расхода, площадь сечения 1-1

м2

гдеGв– массовый расход газа через рассматриваемое сечение двигателя, величина которого известна из энергетического расчета;

- осевая составляющая скорости в рассматриваемом сечении двигателя, которая, как и , находится при газодинамическом расчете.

Проточная часть двигателя имеет в поперечном сечении форму кругового кольца, у которого наружный диаметр , внутренний - , средний - , и длина лопатокh.

Наружный диаметр

м

Внутренний диаметр

м

Средний диаметр

м

Высота лопаток

м

Удлинение лопаткипервой ступени компрессора

м

Густота лопаточной решетки

 м

Длина первой ступени

м

Число лопаток рабочего колеса

Частота вращения ротора

об/мин

2.5.Термодинамические параметры воздуха на выходе из компрессора

При энергетическом расчете в характерных сечениях двигателя определяются температура и давления  заторможенного потока газа, которые из-за высокой скорости с движения газа в этих сечениях существенно отличаются от термодинамических параметров: температурыТ и давления .

Температура газа на выходе в компрессор

К

Давление на выходе в компрессор

Па

Плотность газа на выходе в компрессор

кг/м3

2.6. Геометрические размеры проточной части

При движении газа вдоль двигателя (рис. 1) существенно изменяется площадь поперечного сечения проточной части, которая, согласно уравнению расхода площадь сечения 2-2

м2

где Gв– массовый расход газа через рассматриваемое сечение двигателя, величина которого известна из энергетического расчета;

- осевая составляющая скорости в рассматриваемом сечении двигателя, которая, как и , находится при газодинамическом расчете.

Проточная часть двигателя имеет в поперечном сечении форму кругового кольца, у которого наружный диаметр , внутренний - , средний - , и толщина h. При этом

Наружный диаметр

м

 

Внутренний диаметр

м

Средний диаметр

м

Длина лопаток

м

Удлинение лопаткивторой ступени компрессора

м

Густота лопаточной решетки

 м

В зависимости от высоты лопатки выбирается также ширина первой ступени

м

Количество лопаток второй ступени компрессора

3. Газодинамический расчёт турбины

3.1 Проточная часть турбины

Вдоль турбины газ расширяется и, поэтому увеличивается площадь поперечного сечения проточной части и высота лопаток ( рис. 1 ). В зависимости от расхода газа , степени расширения газа в турбине и многих других не только конструктивных, но и технологических факторов, турбина, как и компрессор, может выполнятся с постоянным наружным , средним или внутренним диаметром .

При выполнении курсового проекта форма проточной части турбины может приниматься такой же, что и в прототипе.

Число Z ступеней турбины определяется прежде всего, как и в компрессоре, исходя из величины требуемой работы ступени, которая обычно составляет от 115 до 200 кДж/кг, а в случае одноступенчатой турбины может достигать 240 кДж/кг, когда еще возможно получение достаточно высокого КПД турбины Из изложенного следует, что если работа  кДж/кгто Если то . Если  кДж/кгто и т. д.

При этом работа ступени в среднем равна

кДж/кг

кДж/кг

но для большего понижения температуры газа в лопатках рабочего колеса первой ступени и для разгрузки с целью достижения осевого выхода газа из последней ступени первая ступень нагружается на 5 – 15% больше, а последняя на 5 – 15% меньше, чем промежуточные, т. е. работа первой ступени обычно составляет

кДж/кг

где величина коэффициента в скобках принимается максимальной, если это не ограничивается предельно допустимой работой ступени.

Число ступеней определяется не только максимально допустимой

нагруженностью отдельных ступеней, но, во многих случаях, и условиями получения необходимых габаритных размеров колеса турбины и углов раскрытия ее проточной части. При меньшей нагрузки на ступень можно получить меньший наружный диаметр колеса  ,который не должен существенно превышать диаметр компрессора, и меньший угол раскрытия, который не должен быть причиной возникновения срывов потока.

В проточной части турбины существенно изменяются как величина так и направление вектора скорости движения газа. На выходе из сопловых аппаратов угол обычно составляет от 20º до 35ºи при этом скорость близка к критической.

Критическая температура

где  К- температура заторможенного газа за турбиной.

3.2.Первая ступень

Кроме работы , которая определяются по формуле, исходным параметром для расчета первой ступени турбины является окружная скорость рабочего колеса, которая на среднем диаметре обычно составляет м/си выбирается в этом диапазоне с учетом ее зависимости от окружной скорости лопаток компрессора на внешнем диаметре

м/с

Коэффициента нагрузки ступени

м/с

где и - показатель адиабаты и газовая постоянная;

- температура газа при его движении со скоростью распространения звука.

м/с

 - скоростной коэффициент

Окружная скорость

м/с

Осевая скорость

м/с

Относительная скорость движения воздуха

м/с

 

3.3. Определение термодинамических характеристик сечения 3-3

Температура газа на входе в турбину

К

 

Давление в на входе в турбину

 Па

Плотность газа в на входе в турбину

кг/м3

Площадь сечения 3-3

 м2

Наружный диаметр

м

Диаметр втулки

м

Средний диаметр

м

Высота лопаток

м

Удлинение лопатки первой ступени

м

Густота лопаточной решетки

 м

 

Длина ступени

 м

Количество лопаток

3.4.Вторая ступень

Степень реактивности колеса

м/с

Относительная скорость движения воздуха

м/с

м/с

Окружная скорость

м/с

Осевая скорость

м/с

Рисунок 5 – План скоростей на выходе из турбины

 

3.5. Термодинамический расчёт сечения 4-4

Температура на выходе из турбины

 К

 

Давление на выходе из турбины

 Па

Плотность газа на выходе из турбины

кг/м3

Площадь сечения 4-4

 м2

Наружный диаметр

м

Диаметр втулки

м

Средний диаметр

м

Высота лопаток

 м

Длина второй ступени

 м

Общая длина турбины

 м

Для уменьшения угла раскрытия проточной части турбины и для улучшения кинематики потока скорость на выходе из лопаток рабочего колеса от ступени к ступени увеличивается, но как правило, не превышает 300 – 350 м/сПри этом угол на выходе из лопаток рабочего колеса в одноступенчатой турбине или последней ступени в многоступенчатой турбине воизбежании повышенных гидравлических потерь в затурбинном устройстве должен быть близок к и обычно отличается от этого значения не больше чем на . Для первой и промежуточных ступеней многоступенчатой турбины отклонение вектора скорости  от осевого направления может быть значительным и достигать .

В воздушно – реактивных двигателях для преобразования энергии с высоким КПД ступени турбины делаются реактивными, в которых газ расширяется как в сопловом аппарате, так и лопатках рабочего колеса. В связи с этим, как и в ступени компрессора, в рабочем колесе изменяется не только абсолютная скорость от на входе до на выходе, но и относительная от до , и работа реактивной ступени

 Дж

а степень реактивности

Здесь в целях упрощения работа ступени турбины приравнивается к работе расширения газа в ступени, которая на 2 – 4% больше первой, т. к. при расширении часть газа проходит через зазоры над лопатками.

 

 

4. Камера сгорания

Существующие методы расчета камер сгорания в основном базируются на экспериментальных данных, и позволяют лишь ориентировочно определить их размеры. Камеры сгорания различных ГТД существенно отличаются друг от друга, но имеют общие принципы организации рабочего процесса, что позволяет пользоваться единой методикой для определения их основных размеров и соотношений.

Камеры сгорания можно подразделить на три основных типа ( рис. 6 ): а) индивидуальные или трубчатые, б) трубчато - кольцевые, и в) кольцевые, из которых последние два типа в последнее время получили наибольшее распространение.

Трубчато – кольцевая камера сгорания по сравнению с кольцевой более удобна в эксплуатации (облегчен ее осмотр и замена жаровых труб) проще в доводке и изготовлении и имеет большую жесткость конструкции из – за наличия жировых труб. В свою очередь, кольцевая камера сгорания имеет меньшие габариты и массу, гидравлические потери в ней ниже. Меньшая поверхность кольцевой жаровой трубы требует меньше воздуха для охлаждения, после температур в окружном направлении более равномерно.

При определении основных габаритных размеров камеры сгорания используются статистические данные по выполненным конструкциям. Рядом величин задаются. По статистическим данным величину скорости в жаровой трубе выбирают в пределах 25 – 30м/с, для трубчато – кольцевых и 20 – 25м/с для кольцевых камер. При больших значениях скорости  возрастает гидравлическое сопротивление камеры и снижается коэффициент полноты сгорания , что нежелательно.

Площадь кольцевого канала камеры сгорания, образованного наружным и внутренним кожухами, определяется по формуле

м2

где: - площадь поперечного сечения кольцевого канала камеры сгорания;

- средняя скорость воздуха в камере сгорания в сечении 2-2

- плотность воздуха на входе в камеру сгорания.

Внутренний диаметр кожуха камеры сгорания должен быть таким, чтобы обеспечивалось размещение опор подшипников, вала двигателя и корпусных деталей.

Относительный внутренний диаметр камеры сгорания обычно лежит в пределах

Наружный диаметр камеры сгорания обычно несколько больше или равен наружному диаметру турбины. Для определения можно пользоваться следующим соотношением

м

причем меньшие значения коэффициента следует выбирать для высоконагруженных турбин, когда  кДж/кг.

Внутреннийдиаметр камеры сгорания находится по формуле

м

В трубчато – кольцевых камерах сгорания центры жаровых труб располагаются на окружности, диаметр которой приближенно определяется по формуле

м

Диаметры жаровых труб определяется соотношением

м

Число жаровых труб ориентировочно определятся по формуле

В кольцевых камерах сгорания жаровая труба располагается симметрично относительно окружности, делящей площадь на две равные части. Проходное сечение жаровой трубы связано с соотношением

м2

Это соотношение используется для определения расстояния по радиусу между внешней и внутренней стенками жаровой трубы

м

Характерными размерами камеры сгорания являются длины камеры сгорания и жаровой трубы . В рассматриваемых ТРД

м

м

При этом длина жаровой трубы выбирается тем меньше, чем меньше скорость и выше температура воздуха на ее входе, чем меньше температура газа на ее выходе и чем лучше организовано в ней смешение топлива с воздухом.

 

 

Заключение

В ходе расчета получены тепловые, газодинамические параметры, по результатам которого были определены геометрические и кинематические характеристики проточных частей. Проработана компоновка меридионального сечения турбореактивного двигателя и конструкция рабочих колес компрессора, турбины.

 

 

Список литературы

  1. Гарькавый А.А.Двигатели летательных аппаратов/ А.А.Гарькавый ,А.В.Чайковский,С.И. Ловинский.- Москва: Машиностроение,1987.- 288с.
  2. Ловинский С.И. Теория авиационных двигателей / С.И. Ловинский - Москва: Машиностроение, 1987.-233с.


Приложение 1

 

Рекомендации по выбору коэффициентов и параметров ГТД

Методика расчетов, изложенных в настоящем пособии, предусматривает выбор и предварительную оценку ряда величин. При этом необходима всесторонняя оценка конструктивных особенностей, условий работы и т. п. Отдельные указания в этом отношении имеются в рекомендуемой литературе.

В частности, могут быть сделаны следующие рекомендации:

  1. Значения коэффициента полного давления во входном устройстве при дозвуковых скоростях полета

При сверхзвуковых скоростях полета в расчетах вместо надо брать произведение   , где - коэффициент давления в системе скачков, может быть принят по графикам.

  1. Значения адиабатного коэффициента полезного действия одноступенчатого центробежного компрессора

или

Для выбора значений адиабатного коэффициента полезного действия осевого компрессора может быть использована эмпирическая формула

или график

(обычно у осевых компрессоров )

 

Значения механического коэффициента полезного действия осевых и центробежных компрессоров .

(для мощных двигателей — ближе к верхнему пределу).

Коэффициент полезного действия ступени или группы (каскада) ступеней компрессора всегда выше соответствующего коэффициента полезного действия компрессора в целом; при согласовании выбранных значений следует пользоваться указанными выше материалами.

 

 

  1. Значения коэффициента полного давления в камере сгорания

;

значения коэффициента выделения тепла  в камере сгорания

  1. Значения относительного эффективного коэффициента полезного действия газовой турбины (при использовании выходной скорости)

и доходят у многоступенчатых турбин до величин порядка

Значения относительного эффективного коэффициента полезного действия газовой турбины (без использования выходной скорости)

(для одноступенчатых турбин обычно ближе к нижнему пределу, для многоступенчатых — у верхнего предела).

Значения механического коэффициента полезного дейст­вия турбин

(для мощных двигателей — ближе к верхнему пределу).

Коэффициент полезного действия турбины в целом больше коэффициента полезного действия ступени или группы (каскада) ступеней.

  1. Значения коэффициента скорости реактивного сопла
  2. Значения коэффициента полезного действия редуктора турбовинтового двигателя

(для мощных двигателей — ближе к верхнему пределу).

  1. Значения скорости потока воздуха перед центробежным компрессором

 м/сек.

Значения скорости потока воздуха перед осевым компрессором

 м/сек,

при первой сверхзвуковой ступени могут быть допущены до  м/сек.

  1. Значения скорости потока воздуха на выходе из центробежного компрессора

м/сек

или

м/сек.


 

Значения скорости потока воздуха на выходе из осевого компрессора

 м/сек

(чаше в более узких пределах м/сек).

  1. Значения скорости газового потока на входе в турбину

м/сек.

  1. Значения скоростного числа М на выходе из последней ступени турбины

(при большом числе ступеней число М4 может быть увеличено до 0,85).

  1. Коэффициент распределения адиабатной работы между каскадами компрессора в двухвальных двигателях у выполненных конструкций
  2. В турбовинтовом двигателе значительные отклонения от оптимального распределения свободной энергии мало влияют на параметры двигателя .
  3. Значения коэффициента распределения свободной энергии двухконтурного турбореактивного двигателя целесообразно выбирать в пределах . Оптимальные значения коэффициента распределения воздуха между контурами лежат в пределах  .

Рисунок 5 - Истинная теплоемкость воздуха и продуктов сгорания керосина.

 

 

Рисунок 6 - it- диаграмма для воздуха и продуктов сгорания керосина.

Рисунок 7 - Истинная теплоемкость воздуха и продуктов сгорания керосина.

 

 

 

Рисунок 8 - Средняя теплоемкость воздуха и продуктов сгорания керосина.

 

 

Приложение 2

Таблица стандартной атмосферы

Таблица 1

 

 

Физические свойства газов

Удельная изобарическая теплоемкость и энтальпия сухого воздуха,

водяного пара и продуктов сгорания стандартного углеводородного

топлива (содержащего 85% углерода и 15% водорода)

 

Таблица 2

 

 

 

 

 

Продолжение табл. 2

Продолжение табл. 2

 

 

Продолжение табл. 2

 

Продолжение табл. 2

 

Скачать:  У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера. КАК ТУТ СКАЧИВАТЬ

Категория: Курсовые / Курсовые по авиации

Уважаемый посетитель, Вы зашли на сайт как незарегистрированный пользователь.
Мы рекомендуем Вам зарегистрироваться либо войти на сайт под своим именем.