Расчет авиационного газотурбинного двигателя, страница 3

2. Газодинамический расчёт турбины

Термодинамические параметры газа:

k_г = 1,33;  R_г = 288 Дж/(кг К) ; C_{p г} = 1161 Дж/(кг К).

Форма проточной части – с постоянным средним диаметром, как у прототипа.

2.1. Определение числа ступеней

Работа турбины l_T =402 кДж/кг больше 400 кДж/кг, поэтому число ступеней турбины(согласно п. 3.1 методического указания) Z = 3 и средняя работа ступени

;

находим работу первой ступени турбины

;

но работа второй ступени l₂ = l_ст = 134 кДж/кг, тогда работа третьей ступени

l₃ = l_T – l₁ – l₂ =  402 – 154,1-134 = 113,9кДж/кг.

2.2. Расчёт первой ступени турбины

1. На основании формул (38) и (44) методического указания критическая скорость истечения газа из сопла первой ступени

.

2.Принимая коэффициент  скорости  и, т.к. работа ступени турбины l₁ = 154,1 < 240 кДж/кг, коэффициент в скобках 0,8 (см. ниже) находим скорость истечения

Выбираем угол a₁ = 25^o и находим составляющие скорости истечения:

окружная

;

и осевая

.

3. Окружная скорость рабочего колеса на среднем диаметре

Принимаем коэффициент в скобках(см. ниже) равным 0,95 и с учётом выбранной в газодинамическом расчёте u_{нар в} = 350 м/с на внешнем диаметре первой ступени компрессора, определяем окружную скорость лопаток первой ступени турбины на среднем диаметре

,

что способствует получению достаточно высокого КПД, т.к. полученное значение находится в пределах 270 – 370 м/с, а также

 находится в пределах 1,2 – 1,8;

 находится в пределах 0,55 – 0,75;

 находится в пределах

4. Определяем относительную скорость движения газа на входе в лопатки

и из условия

угол направления вектора скорости .

5. В турбине степень реактивности на среднем диаметре составляет                   r_T = 0,3 – 0,4 на первой ступени и доходит до 0,5 на последней ступени. При r_T > 0,5 КПД турбины из-за чрезмерной закрутки Dс_u газа на выходе из лопаток рабочего колеса начинает снижаться, поэтому выбираем степень реактивности ступени r_T = 0,33 и определяем абсолютную скорость газа на выходе из лопаток рабочего колеса

;

и относительную скорость

,

что допустимо для скорости  согласно п. 3.2 методического указания.

6.Из условия  находим закрутку потока газа в колесе.

.

7. Учитывая план скоростей находим окружную составляющую скорости на выходе из рабочего колеса

;

и определяем

,

откуда a₂ = 97^o, что допустимо согласно п. 3.1 методического указания. С учётом величины a₂ находится осевая составляющая скорости

;

из условия

,

определяется угол .

8. Термодинамические параметры газа перед рабочим колесом

температура

;

давление

;

и плотность

.

9.Геометрические характеристики 1-ой ступени турбины

средний диаметр колеса

;

площадь проточной части

;

высота лопатки

;

диаметры  колеса:

наружный

;

внутренний

.

10. Относительный диаметр втулки

,

который получился приемлемым, т.к. находится в допустимых пределах 0,75 – 0,85(согласно п. 2.2 методического указания).

11. Принимая коэффициент равным 2,2 и 1,5(см. ниже) находим хорду лопатки

;

и шаг лопаток на рабочем колесе

.

12. Принимая в формулах(см. ниже) коэффициенты равными 2,3 и 1 находим ширину рабочего колеса

;

и всей ступени

.

13. Определяем число лопаток на рабочем колесе первой ступени

.

2.3. Расчёт последней ступени турбины

По данным п. 3.3 методического указания на выходе из последней ступени турбины абсолютная скорость  практически равна осевой составляющей  и должна быть больше скорости , но не превышать 350 м/с.

1.Принимаем  определяем термогазодинамические параметры газа за турбиной

температура

;

давление

;

плотность

.

2. Геометрические параметры проточной части на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины:

площадь проточной части

;

проектируя турбину с постоянным наружным диаметром

наружный диаметр , диаметр втулки

;

высота лопатки на выходе из РК

.

3. Принимая коэффициент равным 1,3(см. ниже) ширина последней ступени

.

Так как

;

то выбранная форма проточной части турбиныприемлема.

4.На основании полученных данных находим длину турбины

3. Расчёт камеры сгорания

Камеру сгорания выбираем трубчато-кольцевую для удобства в эксплуатации(облегчения её осмотра и замены жаровых труб), простоты доводки и изготовления, а также большей жёсткости конструкции из-за наличия жаровых труб.

 Исходными данными для расчёта являются параметры воздуха на входе в камеру сгорания( на выходе из компрессора):

P_K* = 1,47410⁶ Па;

T_K* = 688,4 K;

 G_B = 43,06 кг/с.

1. Так как скорость воздуха c_кам не велика, то принимаем  и определяем плотность  воздуха на входе в камеру сгорания

.

2. Выбираем среднюю скорость в сечении камеры сгорания на входе в жаровую трубу c_кам = 35 м/с (что допустимо для современных камер сгорания, т.к. не превышает 50м/с) и определяем площадь поперечного сечения

.

3. Принимая в формуле коэффициент равным 1,1(см. ниже) определяем наружный диаметр камеры сгорания:

;

внутренний диаметр

;

при которых относительный внутренний диаметр

,

что находится в рекомендованных пределах для современных камер сгорания.

4. Для трубчато- кольцевых камер сгорания определяется:

диаметр окружности по центрам жаровых труб

;

диаметр жаровых труб

;

и число жаровых труб

.

5. Выбираем длину жаровой трубы S_ж = 0,155 м и длина камеры сгорания

S_кам = 0,12+S_ж = 0,12+0,155 = 0,275 м.

4. Расчёт форсажной камеры

1.Средняя скорость газов по длине форсажной камеры

с_фк = (200..300) = 200 м/с.

2.Время пребывания газов в форсажной камере

t = (10^-2...210^-2) = 10^-2 c.

3.Длина форсажной камеры

L_фк = с_фкt = 20010^-2 = 2 м.

5. Расчёт выходного устройства.

1. Параметры газа на срез сопла:

температура

;

давление

;

плотность

.

2. Площадь сечения среза сопла

.

3. Диаметр сопла

.

4. Длина сопла

.

5. Длина конуса

.

Список литературы

1. Галкин М.Н., Малиновский К.А. Методические указания к курсовому проектированию. – М.: Ротапринт МАТИ. 1982. – 31 с.

2. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей. М.: «Машиностроение». 1974. – 520 с.

3. М.М. Масленников, Ю.И. Шальман. Авиационные газотурбинные двигатели. М.: «Машиностроение». 1975. – 576 с.