=Курсовая работа= Расчет и профилирование проточной части турбовального двигателя

[Admin]

Расчет и профилирование проточной части турбовального двигателя

Курсовая работа

Национальний аерокосмический университет им. Н.Е. Жуковского, 2011, 41 стр.

Введение
Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора.
Выбор закона крутки
Расчет параметров потока
Расчет и построение решеток профилей
Расчет и построение решеток профилей осевой газовой турбины
Выбор закона профилирования
Расчет турбины на ЭВМ
Расчет параметров потока в межвенцовых зазорах ступени в среднем, периферийном и втулочном сечении
Расчет профилей лопаток турбины
Расчет камеры сгорания
Расчет реактивного насадка
Выводы
Перечень ссылок

Скачать

ВВЕДЕНИЕ

Целью данной работы является расчет параметров потока и построение решеток профилей для компрессора и турбины, а также расчет параметров потока, профилирование, камеры сгорания и выхлопных патрубков проектируемого двигателя
Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу).
Реальное течение воздуха в компрессоре является пространственным, периодически неустановившимся течением вязкого сжимаемого газа, математическое исследование которого в строгой постановке задачи в настоящее время практически невозможно. Для получения инженерных результатов реальное течение обычно рассматривается как установившееся, осесимметричное (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. Для расчета осесимметричного течения в венцах турбомашины в настоящее время широко применяются численные методы. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.
Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона закрутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) сопловых и рабочих решеток.
В реальной практике процесс профилирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, прочностных, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что и создает предпосылки применения в подобных расчетах ЭВМ.
Камеры сгорания авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей.
Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Проектировочные работы по сути являются первым приближением в создании КС новых двигателей с одновременным использованием предыдущего опыта каждого отдельного двигателестроительного предприятия.
Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, исходя из удовлетворения экологическим нормам.
Основные требование, предъявляемые к КС:
- высокая полнота сгорания топлива;
- надежный запуск на земле и при заданных условиях полета на высоте;
- устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;
- малые потери полного давления;
- низкий уровень выбросов вредных веществ;
- обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;
- стабилизация процесса горения и отсутствие пульсации давления;
- малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;
- большая надежность и ресурс;
- малая масса.
Камера сгорания ТВаД предназначена для подвода тепла к рабочему телу путем сгорания топлива в кислороде воздуха. Воздух в КС подается из компрессора через диффузор, в котором скорость воздуха снижается примерно в 5…6 раз для уменьшения потерь давления в КС. Затем поток попадает в широкую полость, где, разделяясь, обтекает жаровую трубу. В жаровой трубе для предотвращения срыва пламени создают область малых скоростей в виде зоны обратных токов с помощью завихрителей (в начале жаровой трубы, в т.н. первичной зоне).
За первичной зоной находится промежуточная, куда поступает основная часть вторичного воздуха через отверстия в жаровой трубе. За счет этого воздуха происходит догорание отдельных областях переобогащенных топливом газовых образований. Сам участок жаровой трубы от форсунок до места окончания горения называется зоной горения.
За зоной горения следует зона смешения, куда подается смесительный воздух, размеры струй которого обеспечивают заданное радиального поля температуры газа на выходе из КС. Заканчивается КС газосборником.
В настоящее время выделено три типа КС ГТД: кольцевая, трубчато-кольцевая и трубчатая. Наибольшее распространение получила схема кольцевой КС, т.к. она отличается компактностью конструкции и меньшей массой. Жаровая труба кольцевой КС (по сравнению с другими схемами) имеет меньшую поверхность, а значит, и для ее охлаждения требуется меньший объем воздуха.
В зависимости от направления течения потока газа различают прямоточные, противоточные и петлевые схемы КС. Для проектируемого в данной работе ТВаД (согласно с прототипом) выбрана схема кольцевой прямоточной КС.
Диффузор – аэродинамическое устройство, предназначенное для преобразования кинетической энергии потока в потенциальную с возможно большей эффективностью. Скорость на выходе из диффузора уменьшается, а статическое давление увеличивается.