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 [1].
Приборы для расхода газов
... использовать данный тип счетчиков для измерения количества кислорода, который измерять турбинными и ротационными счетчиками категорически нельзя из-за сгорания масла в среде кислорода. Также верхний предел измерения расхода для данного типа ...
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 (πк*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Для данного двигателя выбираем πК* = 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 [1].
Принимаем 
= 0,89.
Рассчитываем КПД для πк* = 7,6:
(1.3.2)
Для определения КПД неохлаждаемой турбины в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:
где h *т неохл — КПД неохлаждаемой турбины.
Расчет двигателя внутреннего сгорания
... потери давления на впуске в двигатель по формуле: (1.6) В соответствии со скоростным режимом работы двигателя и качеством обработки внутренней поверхности принимаем ... сгорания (1.4) Параметры окружающей среды и остаточные газы Принимаем атмосферные условия: p 0 = 0,1 МПа, То = 288 К. Определяем давление и температуру остаточных газов: ... окружности кривошипа ,(3.13) Расчет всех действующих сил проводим ...
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 sВХ составляет — 0,95…0,98. Принимаем sВХ = 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 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 sтепл = 0,97. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:
s кс = s гидр. s 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 ηг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,985…0,995. Выбираем η 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 φс.
Принимаем φс = 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 ηm = 0,98…0,995. Принимаем ηm = 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.
Проектирование вертолетного двигателя
... размеров узлов и длины двигателя. Длина двигателя складывается из осевых габаритов всех узлов двигателя. Определение осевых габаритов компрессора и турбины проводится по формуле: L=(S+S), где S и S-ширина первой и последней ступеней;N ...
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= 1150. 1250. 1300. 1350. 1400. ANTK=.920.910.900.890.895= 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=.00 MH=.000 CC=100.0 NTB=.910 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000=.980 SK=.940 NГ=.990 SPT=.990 SPH=.970 NM=.980 NPД=1.000=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 LCTTK TT PK PГ PTK PT PCNTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ
КПД LCB NP CPГ КГ RГ R CYKB RB
ТГ=1150.0 ПК= 7.600 SR=.000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 746.5
2 2506..2955E-01.1592E-02 42.45 74.04.2859.2019
4 903.3 746.5.7547E+06.7094E+06.2465E+06.1069E+06.1037E+06
9200.2604E+06.2793E+06.1776E+06 2.849 2.305 6.634
2064E+06.8847 1132. 1.340 287.0.3758E+05.1970E-02
- 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;ср/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).
Поршневые двигатели внутреннего сгорания развитие науки
... трудов, сделавших вклад в развитие ДВС; 3. раскрыть сущность циклов для поршневых двигателей внутреннего сгорания и провести анализ. Структура работы. Работа состоит из введения, ... -шатунный механизм, что позволило сконцентрировать большие мощности в одном агрегате. Паровая турбина оказалась наиболее целесообразной формой привода для мощных электрогенераторов, требующих равномерного вращения. ...
Результаты расчета
Формирование облика ГГ ГТД-1 (К — ОК или ОЦК)
Исходные данные:уд= 184.2 Сe =.0295 КПДк=.8690 КПДтк=.9200к = 260430. Lтк*= 456850. Lтс*= 177560. КПДтс=.9100г =1132.2 Kг =1.3396 Cpв =1018.0 Kв =1.3926= 2505. Gв = 13.60в =.600 Dсрт/Dко =1.050 D1цc/Dкко=1.000цс/Dко =1.000 D4цc/D2цс=1.000ок/Lк =1.000 КПДок* =.869 Sркоц =1.000
Результаты расчета:
* ОК * Кф = 1 Zк =10.к*= 260430. Пiк*= 7.600 КПД*=.8689 Uк = 310.0к =.3882 dob =.6000 dok =.9068 Hzc=.2710вд =15250.
* Т * Кф = 2 Zт = 3.т*= 456850. Пiт*= 6.568 КПД*=.9200 (h/D)г=.1043ср= 325.5 Mz = 4.312 Dcр =.4076 (h/D)т=.2800р = 296.7 Tw* = 793.3
Сечение\Паpаметp: T*: P*: C: C/акp: F
: K: Па: м/с: —: кв.м
в — в 288. 99299. 170.0.5479.0758
к — к 541. 754670. 140.0.3292.0209
г — г 1150. 709390. 118.1.1921.0544
т — т 746. 106930. 200.0.4038.1462н1 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 π*к = 7,6. При этих расчетных Тг* и pк* 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.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
[Электронный ресурс]//URL: https://drprom.ru/kontrolnaya/ai-dvigatel/
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.
— Буслик Л.Н., Ковалев В.И. Согласование параметров и определение основных размеров турбин и компрессоров ГТД: Учебное пособие. Харьков: ХАИ, 1996.
— Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД. — Харьков: ХАИ, 2002.
— Павленко Г.В. Газодинамический расчет осевой газовой турбины. — Харьков: ХАИ, 2006.
— Незым В.Ю. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. — Харьков: ХАИ, 1988.
