Расчет узлов авиационного двигателя и их согласование

УДК 621.45.02

Iнв. № 

МIНIСТЕРСТВО ОСВIТИ I НАУКИ УКРАЇНИ

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” 

Кафедра  теорii авiацiйних  двiгунiв 
 

ПРИВIДНИЙ ГАЗОТУРБІННИЙ ДВИГУН

ДЛЯ ПЕРЕСУВНОI ЕЛЕКТРОСТАНЦII

Розрахунково - пояснювальна записка до курсового проекту з:

“Теорії та розрахунку лопаткових машин” 

ХАІ. 201 231в.11В.090522.08002037

Виконав студент гр. 231б Н,Ягмуров

                                      (№ групи)                  (П.І.Б.)

______________________________________________

                            (підпис, дата)

Керівник                          доцент к.201

                               (науковий ступінь, вчене звання)

                                               И.И.Редин

       (підпис, дата)                                           (П.І.Б.) 

Нормоконтролер               асистент к.201

                               (науковий ступінь, вчене звання) 

                                       О.С. Баришева

                                    (підпис, дата)                     (П.І.Б.)                             
 
 
 
 
 
 
 
 
 

2011

ЗАДАНИЕ НА КУРСОВОЙ ПРОЕКТ 
 

      Спроектировать  приводной газотурбинный двигатель  мощностью N_e=130000 кВт для привода электрогенератора. 

      Расчетный режим: Н=0км, М_Н=0, . 

      В качестве прототипа будем использовать двигатель ГТД-110 номинальной мощностью 110000 кВт. 

      Основные  параметры прототипа:

      G_в= 362 кг/с,

       ,

      Т_Г*=1210 К,

      n = 3000 об/мин. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

СОДЕРЖАНИЕ 
 

ВВЕДЕНИЕ

      Газотурбинной установкой называют установку состоящую из трех основных элементов: воздушного компрессора, камеры сгорания и газовой турбины.

      Развиваемая газовой турбиной мощность частично расходуется на привод компрессора, а оставшаяся часть является полезной мощностью газотурбинной установки.

      В настоящее время наряду с применением ГТД в составе силовых установок самолетов, вертолетов, судов их используют и в наземных установках. Перечень таких установок довольно обширен: транспортные наземные установки; транспортные установки морского и речного транспорта; установки для получения сжатого воздуха используемые в технологических целях; установки для привода ротора электрогенератора и т.д.

      Газотурбинные двигатели по сравнению с поршневыми двигателями внутреннего сгорания имеют несколько больший расход топлива на единицу мощности. Однако масса и габариты их меньше, а также легкость запуска, значительно больший ресурс определяют целесообразность применения ГТД в наземных установках.

      Газотурбинные двигатели сочетают в себе комплекс свойств, обеспечивающих возможность их широкого использования в наземных установках, основными из которых являются: низкая стоимость, в особенности при применении авиадвигателей, отработавших летный ресурс; малая удельная масса и габариты; широкий диапазон климатических условий использования; возможность работы на различных типах горючего; практически полная автоматизация работой двигателя.

      Выбор двигателя для конкретного назначения определяется совокупностью требований, в числе которых для стационарных двигателей главными являются минимальная приведенная стоимость производимой двигателем единицы энергии.

      В данном курсовом проекте приводится проектировочный расчет приводного газотурбинного двигателя для привода электрогенератора мощностью 116,4 МВт. Прототипом послужил двигатель ГТД-110. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ 

         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 (коэффициенты восстановления полного давления в каналах проточной части, КПД лопаточных машин газогенератора, коэффициенты полноты сгорания и др.) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум мощности, 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 степень повышения давления в компрессоре π^*_к.

     Выбор основных параметров двигателя сказывается  на эффективности его работы. Основным требованием к двигателю является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная мощность, надежность. Топливом для данного двигателя является авиационный керосин.

         1.1 Выбор температуры газа перед турбиной

        Увеличение температуры газа перед турбиной Т_Г* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т_Г*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки.

      Поскольку в данном двигателе предполагается применять неохлаждаемые лопатки  турбины, то принимаем Т^*_Г =1490 К.

       1.2  Выбор степени повышения давления в компрессоре  

        При разработке ГТД на всех этапах их развития одним из основных требований является получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности, т.е. . Минимальный удельный расход топлива обеспечивается при . Как правило, < .

      Несмотря  на благоприятное влияние повышения  π_к* на удельные параметры двигателя, применение больших значений π_к* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений π_к* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки.

      Проведем расчет для π_к* =14,95, что при Т^*_Г =1490 К примерно соответствует максимуму  удельной мощности. 

      1.3  КПД компрессора и турбины 

     Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

                                           (1.1)                                                                           
 

          где   – среднее значение КПД ступени компрессора;

           к = 1,4 – показатель изоэнтропы для воздуха;

            − механический КПД. 

      Тогда при  получим:

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

       ,   (1.2)

     где   – КПД охлаждаемой турбины;

             – КПД неохлаждаемой турбины.

     Тогда получим:

      1.4  Потери в элементах проточной части 

         Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым криволинейным каналом.

      При наличии на входе в двигатель  пылезащитных устройств потери полного  давления составляют =0,97…1,0. Примем  данный параметр равным = 0,97.

      Потери  полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смешении струй, при повороте потока (s_гидр =0,93..0,97). Принимаем            s_гидр = 0,97.

      Тепловое  сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления s_тепл = 0,98.

      Суммарные потери полного давления в камере сгорания подсчитываются по формуле:   s _кс =s _гидр ·s _тепл = 0,970·0,98 = 0,951.

      Потери  тепла в камере сгорания главным  образом связаны с неполным сгоранием топлива и оценивается коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчетном режиме достигает значений =0,97..0,99. Принимаем =0,990.

      Выходное  устройство стационарных ГТД, как правило, выполняется диффузорным. Коэффициент восстановления полного давления: σ_р.н =0,98.

     С помощью механического КПД учитывают  потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале  η_м=0,98...0,995. Для ротора компрессора и турбины я принимаем η_м = 0,98. КПД редуктора принимаем η_ред = 0,985.

     В двигателе производится отбор воздуха  на различные нужды из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной . Для расчёта принимаем =0,05. 

1.5 Выбор скорости  истечения газа из выходного  устройства  

         Скорость истечения газа из стационарного ГТД характеризует потерянную кинетическую энергию на выходе из двигателя, поэтому ее целесообразно было бы уменьшать. С другой стороны  при очень малых значениях С чрезмерно растут габариты двигателя из-за большой площади среза выпускного канала. Учитывая эти противоречивые требования, скорость истечения газа из ГТД выбирают в интервале С =80…120м/с. Принимаем С =85 м/с. 

        1.6 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ 

          Целью термогазодинамического расчета является определение основных удельных параметров (удельной мощности,  удельного расхода топлива) на максимальном режиме. Также вычисляют значения параметров рабочего тела в характерных сечениях по проточной части двигателя. Эти данные используют при согласовании параметров компрессора и турбины.

     Расчет  выполняется при условиях Н=0, М_Н=0 и при расходе воздуха через двигатель G_В = 1 кг/с (так как определяются удельные параметры двигателя). Основные исходные данные для расчета выбраны в предыдущем разделе и представлены ниже:

• скорость на срезе сопла С_с=85 м/с;
• величина отбора воздуха DG_отб = 0,05;
• коэффициент восс тановления полного давления во входном устройстве s_В = 0,97;
• коэффициент восстановления полного давления в основной камере сгорания s_КС = 0,951;
• коэффициенты полноты сгорания в камере сгорания η_Г = 0,985;
• коэффициент восстановления полного давления в выходном устройстве s_РН = 0,98;
• механические КПД  η_М = 0,980, η_РЕД= 0,985;
• КПД компрессора η_К= 0,849;
• КПД турбины  η_Т = 0,92.

       Термогазодинамический расчет выполняется с помощью программы gtd.exe [1]. Исходные данные приведены в таблице 1.1. Результат расчета записывается в файл gtd.rez и представлен в таблице 1.2.

Таблица 1.1 – Исходные данные термогазодинамического расчета

  18 01 11

  1  1  1  1

   1.000    .000    .000  80.000   0.920   1.000   1.000   0.050

    .980    .951    .990   1.000    .980   0.990   1.000   1.000

   1490.0  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0

    .890    .000    .000    .000    .000

  14.950  00.000  00.000  00.000  00.000

    .840    .000    .000    .000    .000

    .000    .000    .000    .000    .000

   1.000   0.000   0.000   0.000   0.000

   1.000   0.000   0.000   0.000   0.000  

.5050E+08 17.2

Таблица 1.2 – Результат термогазодинамического расчета 

ТГДР ГТД-Р NT= 1  1  1  1                ДАТА  18. 1.11

TG=   1490.     0.     0.     0.     0.   ANTK=  .890  .000  .000  .000  .000

PIK=  14.95    .00    .00    .00    .00   ANK =  .840  .000  .000  .000  .000

   ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ  РАСЧЕТ ГТД

   ИСХОДНЫЕ  ДАННЫЕ:     G=  1.00    DGO= .050   HU=  .5050E+08    LO= 17.20

 H=  .00    MH= .000    CC= 80.0    NTB= .920   ПBB=1.000   TBB=1.000   NB=1.000

SB= .980   SK= .951    NГ= .990    SPT=1.000   SPH= .980   NM= .980   NPД=0.985

TH=288.15  THO=288.15  TBO=288.15  PH=101325.  PHO=101325. PBO= 99299. 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

                   CPB    KB     RB

   ТГ=1490.0 ПК=14.950 SR= .000  SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 863.0

351.2     351.2     .1971     .2024E-01 2.873     69.22     .3051E-01 .1509   

669.7     1151.     863.0     .1485E+07 .1412E+07 .4027E+06 .1047E+06 .1026E+06

.8400     .8900     .3973E+06 .4140E+06 .3512E+06 3.506     3.844     13.48   

 .3617     .3897E+06 .9094     1221.     1.308     287.4   

1031.     1.386     287.0     
 

     В результате проведенного термогазодинамического расчёта были получены основные удельные параметры двигателя Nеуд=351,2  кВтс/кг и Се=0,1971 кг/кВтч, (при Тг^*=1490 К и π_к*=14,95).

    ,Определили температуру Т^* и давление Р^* в характерных сечениях, а также параметры основных узлов. Значения удельных параметров соответствуют современному уровню значений для ГТД  такого класса.

Полученные данные являются исходными для согласования параметров турбокомпрессора, расчёта компрессора и турбины

2 СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

     2.1 Выбор и обоснование исходных  данных для согласования 

     Согласование  работы турбины и компрессора  является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между ступенями  компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.

     Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов  сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения  коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

     После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные параметры (удельная тяга, удельный расход топлива, распределение степени повышения давления в компрессоре по каскадам).

     При выборе формы проточной части  компрессора следует учитывать  повышение напорности с ростом D_ср вдоль проточной части. Рост D_ср можно обеспечить при форме проточной части D_н=const. При этом повышаются технологические характеристики производства и эксплуатационные (равномерность изменения радиальных зазоров при работе). Следовательно, для компрессора выбираем форму проточной D_н=соnst.

     Форма проточной части турбины выбирается  из конструктивных соображений, а также  требований аэродинамики. При постоянном наружном диаметре проточной части  турбины возможно получение лопаток  большой высоты на последних ступенях. При D_ср=const угол раскрытия проточной части турбины уменьшается, что способствует безотрывному течению потока по проточной части турбины и повышению КПД. При D_вт=const повышается D_ср и возрастают окружные скорости на периферии лопаток, но на выходе высота лопаток будет наименьшей, по сравнению с D_н=const и D_ср=const. Выбираем форму проточной части турбины с постоянным средним диаметром D_ср=const. Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине не должно превышать величины =1,8.

     Для использования ЭВМ при выполнении этого этапа проектирования на кафедре  разработан комплект программ, позволяющий  осуществить формирование облика ГТД  различных типов и схем. Файлы  программ формирования облика ТВД представлены ниже:

           gtd.dat – файл  исходных данных;

         gtd.exe – исполнимый файл;

           gtd.rez – файл результатов теплового расчета;

           sgtd.dat – файл передачи данных теплового расчета;

           slgtd1.exe – исполнимый файл;

           slgtd1.rez – файл результатов программы формирования облика.

     Для возможности просмотра графического изображения  получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

     Результаты  счета заносятся в файл slgtd1.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe .  

2.2 Результаты  расчёта и формирование облика  двигателя 

      Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

     Графическое изображение проточной части  турбокомпрессора ТВД (выполненного по схеме ТВД-1) приведено на рисунке 2.1. Результаты расчета приведены  в таблице 2.1.

     Таблица 2.1 – Формирование облика ТВД-1

    Формирование  облика ГГ ГТД-1 ( К - ОК или ОЦК ) 

   Исходные  данные:

   Neуд= 351.2      Сe  = .1971     КПДк= .8400     КПДтк= .8900

   Lк  = 397280.    Lтк*= 765250.   Lтс*= 351210.   КПДтс= .9200

   Cpг =1220.8      Kг  =1.3080     Cpв =1030.9     Kв   =1.3858

   Ne  = 130000.    Gв  =370.15

   doв = .581       Dсрт/Dко =1.060     D1цc/Dкко=1.000

                    D2цс/Dко =1.000     D4цc/D2цс=1.000

   Lок/Lк =1.000    КПДок*  = .840      Sркоц   =1.000 

   Результаты pасчета:

     * ОК *        Кф  = 1       Zк  =15.

   Lк*= 397280.    Пiк*=14.950   КПД*= .8399    Uк = 320.0

   Dк =2.0374      dob = .5810   dok = .9346    Hzc= .2586

                   nвд = 3000.

     * Т  *         Кф  = 2       Zт  = 4.

   Lт*= 765250.    Пiт*=13.479   КПД*= .8900   (h/D)г= .0674

   Uср= 339.2      Mz  = 6.651   Dcр =2.1597   (h/D)т= .2933

   Sр = 337.4      Tw* = 910.2 

   Сечение\Паpаметp:  T*  :   P*    :   C   : C/акp :   F    

                   :  K   :   Па    :  м/с  :  ---  :  кв.м