Проектирование узла компрессора с заданными параметрами

проточная часть.dwg

треугольники скоростей.dwg

курсовой записка.docx

Тип двигателя который применяется на летательном аппарате избирается из условия обеспечения основных требований к ЛА.
В силовых установках современных летательных аппаратов применяются следующие типы газотурбинных двигателей: турбореактивные (ТРД) турбовальные (ТВД) турбовинтовые (ТВД).
В процессе создания авиационного двигателя пытаются удовлетворить технические требования которые являются общими для двигателей различных типов. Их производят на основе анализа назначения условий эксплуатации и применения летательного аппарата и учета технических возможностей реализации предъявляемых требований на современном этапе развития авиации. К числу важнейших относятся требования предъявляемые к тактико-технических характеристик двигателя его производственной и эксплуатационной технологичности боевой готовности живучести и безопасности полетов экологичности.
Процесс создания АД включает два этапа:
) проектирование двигателя;
) его изготовление и внедрение в серийное производство.
Проектирование двигателя имеет целью разработку проектной конструкторской и другой технической документации предназначенной для осуществления построения и эксплуатации двигателя. Внедрению двигателя в серийное производство предшествует проведение ряда испытаний.
Газотурбинные двигатели нашли широкое применение в качестве вспомогательных наземных и бортовых силовых установок для системы запуска двигателей против обледенильних систем систем кондиционирования воздуха и наддува герметичных кабин. Они обеспечивают привод электрогенераторов компрессоров гидронасосов и других агрегатов.
Для сверхзвуковых самолетов создаются ТРДФ и ТРДДФ.
В процессе развития ГТД происходит непрерывное улучшение всех систем и основных узлов двигателя особенно входных и выходных устройств.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ
Турбовинтовой двигатель ТВЗ-117ВМА-СБМ1 предназначен для использования в маршевой установке пассажирского самолета местных воздушных линий Ан-140 и его модификаций.
Двигатель может быть использован в качестве силовых установок и на других пассажирских и транспортных летательных аппаратах.
Принцип работы двигателя следующий: воздух поступающий на вход двигателя через входное устройство проходит через компрессор сжимается и попадает в камеру сгорания где перемешиваясь с тонкораспыленным топливом создает топливовоздушную смесь. В результате сгорания этой смеси образуется поток горячего газа. В турбине энергия этого потока преобразуется в крутящий момент который через трансмиссию передается на воздушный винт. Поток воздуха отбрасываемый воздушным винтом создает тягу двигателя.
Рисунок 1.1 – Двигатель АИ-20
Двигатель выполнен по двухвальной схеме с вынесенной трансмиссией привода воздушного винта.
Особенность двухвальной схемы состоит в разделении ротора двигателя на ротор турбокомпрессора установленный на трех подшипниках и ротор свободной турбины установленный на двух подшипниках. Ротор турбокомпрессора и свободной турбины связаны между собой только газодинамической связью это позволяет использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности так как при запуске стартер раскручивает только ротор турбокомпрессора.
Двигатель состоит: двенадцатиступенчатого осевого компрессора кольцевой прямоточной камеры сгорания двухступенчатой турбины компрессора двухступенчатой свободной турбины заднего редуктора валопро- вода переднего редуктора коробки приводов агрегатов систем электро- топливо- и маслопитания выхлопного устройства.
Для удобства сборки и ремонта конструкция двигателя выполнена модульной.
Двигатель включает два крупных модуля: газотурбинный привод и редукторная трансмиссия. В свою очередь эти модули делятся на более мелкие.
ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ УЗЛА
Компрессор двигателя — осевой дозвуковой однокаскадный двенадцати ступенчатый имеет два клапана перепуска воздуха и поворотные лопатки входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов 1 4 ступеней. Отбор воздуха для перепуска производится за 7-й ступенью.
Компрессор двигателя состоит из следующих частей:
-передней опоры компрессора с регулируемым входным направляющим аппаратом (РВНА)
-статора с механизмом управления РВНА и регулируемых направляющих аппаратов (РНА) 1 4-ой ступеней
-ротора и задней опоры компрессора.
Первая опора двигателя является передней опорой ротора компрессора и состоит из корпуса кока конуса передней и задней крышки корпуса подшипника с графитовым уплотнением и демпфера.
Корпус передней опоры компрессора является одним из силовых узлов двигателя расположен между входным устройством и компрессором.
На наружном переднем фланце корпуса опоры крепится входное устройство и фланец подвески с четырьмя шарнирными подшипниками посредством которых через тяги осуществляется крепление газотурбинного привода к трансмисии.
Во внутренней полости корпуса размещается центральный привод посредством которого производится отбор мощности от вала компрессора для привода агрегатов устанавливаемых на коробке приводов.
На вертикальной стойке имеется отверстие подвода воздуха к датчику давления воздуха на входе в двигатель.
Вторая опора имеет шариковый подшипник крепится к спрямляющему аппарату компрессора и состоит из корпуса опоры гнезда подшипника корпусов с графитовыми уплотнениями крышки лабиринта узлов графитовых уплотнений и шарикоподшипника. Корпус второй опоры – сварной изготовлен из титановых листов. К корпусу второй опоры крепится винтами стальное гнездо подшипника в которое монтируется наружное кольцо шарикоподшипника. Внутреннее кольцо шарикоподшипника разъемное монтируется на заднюю шейку ротора компрессора с натягом и поджимается через втулки уплотнения и регулировочное кольцо к упорному бурту задней шейки ротора компрессора.
Статор компрессора состоит из корпуса лопаток поворотных направляющих аппаратов 1 4 ступеней внутренних колец направляющих аппаратов 1 и 2 ст. консольных паяных направляющих аппаратов рабочих колец 5 12 ступеней спрямляющего аппарата с лопатками НА 12 ст. и лопатками СА.
Корпус составлен из пяти кольцевых проточных проставок соединяющихся между собой болтами и самоконтрящимися гайками. Центрирование проставок между собой осуществляется призонными болтами. На наружной поверхности 5-ой проставки приварен кольцевой ресивер который через отверстия в обойме НА 7 ст. соединяется с проточной частью компрессора. На ресивере имеются фланцы для установки клапанов перепуска воздуха. На проставке имеются штуцера обеспечивающие отбор воздуха для наддува уплотнений первой и охлаждения четвертой- пятой опор двигателя. Отбор воздуха для нужд самолета осуществляется также из-за 9 и 12 ступеней компрессора.
Спрямляющий аппарат задним фланцем крепится болтами к переднему фланцу корпуса камеры сгорания.
Для обеспечения устойчивой работы компрессор имеет регулируемые ВНА и РНА 1 4 ступеней.
Ротор компрессора барабанного типа изготовлен из двенадцати дисков соединенных между собой электроннолучевой сваркой кроме диска первой ступени который крепится болтами к проставке приваренной к диску второй ступени. С передней и задней стороны ротора имеются лабиринтные уплотнения. Лабиринт переднего уплотнения выполнен как одно целое с диском первой ступени. Лабиринт задний крепится к диску двенадцатой ступени винтами.
Вал передний крепится к фанцам диска первой ступени.
Рабочие лопатки 1 3 ступеней компрессора крепятся в продольных пазах типа «ласточкин хвост» а лопатки 4 12 ступеней - в кольцевые пазы типа «ласточкин хвост» в которые лопатки заводятся через специальные окна.
Крутящий момент от вала турбины передается к ротору компрессора через эвольвентные шлицы выполненные внутри задней цапфы.
Передняя опора ротора компрессора упругая выполнена с роликоподшипником и имеет узел графитового уплотнения отделяющий масляную полость роликоподшипника от воздушных полостей. Задняя опора компрессора жесткая выполнена с шарикоподшипником.
Рис. 2.1 - Компрессор
Оптимизация выполнена с помощью программы Mathcad:
И с х о д н ы е д а н н ы е
- п о к а з а т е л ь а д и а б а т ы в о з д у х а
- г а з о в а я п о с т о я н н а я д л я в о з д у х а
- у д е л ь н а я т е п л о е м к о с т ь в о з д у х а
В х о д в д в и г а т е л ь
В х о д в к о м п р е с с о р
в х =097 10 - к о э ф ф и ц и е н т в о с с т а н о в л е н и я п о л н о г о д а в л е н и я
С а =140-180 м с -с к о р о с т ь н а в х о д е в к о м п р е с с о р
С т а т и ч е с к и е и п о л н ы е п а р а м е т р ы н а в х о д е в к о м п р е с с о р :
В ы х о д и з к о м п р е с с о р а
с т =088 09 - с р е д н е е з н а ч е н и е К П Д с т у п е н и к о м п р е с с о р а
м =0985 0995 - К П Д к о м п р е с с о р а у ч и т ы в а ю щ и й п о т е р и в е г о о п о р а х
С а 2=120 140 м с - с к о р о с т ь н а в ы х о д е и з к о м п р е с с о р а
К П Д к о м п р е с с о р а п о п а р а м е т р а м з а т о р м о ж е н н о г о п о т о к а :
С т а т и ч е с к и е и п о л н ы е п а р а м е т р ы н а в ы х о д е и з к о м п р е с с о р а :
Р а б о т а к о м п р е с с о р а :
В ы х о д и з к а м е р ы с г о р а н и я
г и д р =093 097 - к о э ф ф и ц и е н т г и д р а в л и ч е с к о г о с о п р о т и в л е н и я
т е п л =097 098 - к о э ф ф и ц и е н т т е п л о в о г о с о п р о т и в л е н и я
П о л н о е д а в л е н и е н а в ы х о д е и з к а м е р ы с г о р а н и я :
- т е п л о т в о р н а я с п о с о б н о с т ь т о п л и в а
- к о л и ч е с т в о в о з д у х а т е о р е т и ч е с к и н е о б х о д и м о е д л я п о л н о г о с г о р а н и я
С р е д н и е у д е л ь н ы е т е п л о е м к о с т и п р о д у к т о в с г о р а н и я и в о з д у х а д л я т е м п е р а т у р н о г о
и н т е р в а л а о т Т о д о Т 3_:
С р е д н я я у д е л ь н а я т е п л о е м к о с т ь п р о д у к т о в с г о р а н и я и в о з д у х а д л я т е м п е р а т у р н о г о
и н т е р в а л а о т Т 2_ д о Т 3_:
Н е о б х о д и м ы й к о э ф ф и ц и е н т и з б ы т к а в о з д у х а :
О т н о с и т е л ь н ы й р а с х о д т о п л и в а :
Г а з о в а я п о с т о я н н а я п р о д у к т о в с г о р а н и я :
О р и е н т и р о в о ч н о е з н а ч е н и е п о к а з а т е л я а д и а б а т ы д л я п р о д у к т о в с г о р а н и я :
О р и е н т и р о в о ч н о е з н а ч е н и е т е м п е р а т у р ы к о н ц а р а с ш и р е н и я в д в и г а т е л е :
С р е д н и е у д е л ь н ы е т е п л о е м к о с т и п р о д у к т о в с г о р а н и я и в о з д у х а в и н т е р в а л е о т Т 3_ д о Т в :
С р е д н я я у д е л ь н а я т е п л о е м к о с т ь д е й с т в и т е л ь н ы х п р о д у к т о в с г о р а н и я :
Д е й с т в и т е л ь н о е з н а ч е н и е п о к а з а т е л я а д и а б а т ы п р о д у к т о в с г о р а н и я :
В ы х о д и з т у р б и н ы к о м п р е с с о р а
- к о л и ч е с т в о в о з д у х а о т б и р а е м о г о н а о х л а ж д е н и е г о р я ч и х э л е м е н т о в д в и г а т е л я и н а н у ж д ы л е т а т е л ь н о г о а п п а р а т а
т к н .о х л _=09 092 - К П Д н е о х л а ж д а е м о й т у р б и н ы п о п а р а м е т р а м
з а т о р м о ж е н н о г о п о т о к а
Р а б о т а т у р б и н ы к о м п р е с с о р а :
- К П Д т у р б и н ы к о м п р е с с о р а
- с т е п е н ь п о н и ж е н и я д а в л е н и я в т у р б и н е к о м п р е с с о р а
П о л н ы е п а р а м е т р ы н а в ы х о д е и з т у р б и н ы к о м п р к с с о р а :
В ы х о д и з с в о б о д н о й т у р б и н ы
р =09 0.92 - К П Д п р о ц е с с а р а с ш и р е н и я в с в о б о д н о й т у р б и н е
Cc=80 120 м с - с к о р о с т ь и с т е ч е н и я г а з а и з д в и г а т е л я
С в о б о д н а я р а б о т а ц и к л а :
П р и б л и ж е н н о е з н а ч е н и е р а б о т ы т у р б и н ы в и н т а :
П р и б л и ж е н н о е з н а ч е н и е п о л н о й т е м п е р а т у р ы н а в ы х о д е и з с в о б о д н о й т у р б и н ы :
П а р а м е т р ы н а в ы х о д е и з с о п л а :
р н =097 099 - к о э ф ф и ц и е н в о с с т а н о в л е н и я п о л н о г о д а в л е н и я в ы х о д н о г о у с т р о й с т в а
П о л н о е д а в л е н и е н а в ы х о д е и з с в о д н о й т у р б и н ы :
С т е п е н ь п о н и ж е н и я д а в л е н и я с в о б о д н о й т у р б и н ы :
- К П Д с в о б о д н о й т у р б и н ы п о п а р а м е т р а м з а т о р м о ж е н н о г о п о т о к а
У т о ч н е н н ы е з н а ч е н и я р а б о т ы с в о б о д н о й т у р б и н ы и п о л н о т е м п е р а т у р ы н а в ы х о д е и з с в о б о д н о й т у р б и н ы :
Е с л и Δ L п р е в ы ш а е т 05 1%п р и н и м а е м Lт в =Lт в п и п о в т о р я е м р а с ч е т
О к о н ч а т е л ь н о е з н а ч е н и е п а р а м е т р о в :
П о л н а я т е м п е р а т у р а н а в ы х о д е и з с о п л а и с у м м а р н а я с т е п е н ь с н и ж е н и я д а в л е н и я :
У д е л ь н ы е п а р а м е т р ы д в и г а т е л я
р е д =098 0985 - К П Д р е д у к т о р а
У д е л ь н а я э к в и в а л е н т н а я м о щ н о с т ь :
У д е л ь н ы й р а с х о д т о п л и в а :
С е к у н д н ы й р а с х о д в о з д у х а :
Ч а с о в о й р а с х о д т о п л и в а :
Р и с у н о к 1.1 - З а в и с и м о с т ь у д е л ь н о г о р а с х о д а т о п л и в а о т п а р а м е т р о в р а б о ч е г о п р о ц е с с а
Р и с у н о к 1.2 - З а в и с и м о с т ь у д е л ь н о й м о щ н о с т и о т п а р а м е т р о в р а б о ч е г о п р о ц е с с а
ТЕПЛОВОЙ РАСЧЕТ ДВИГАТЕЛЯ
Nэ=19845 кВт Пк*=98 Т3*=1300 К
к= 14 – коэффициент адиабаты для воздуха
R= 287 Джкг*к - газовая постоянная для воздуха
Ср= 1005 Джкг*к – удельная теплоемкость воздуха
Т0= 288 К Р0= 101325 Па
Т0*= Т0= 288 К Р0 *= Р0= 101325*105 Па
вх = 098 - коэффициент восстановления полного давления
Са1=160 мс-скорость на входе в компрессор
Статические и полные параметры на входе в компрессор:
Р1*= Р0* вх=101325*0.98= 992985 Па
Т1= Т1* - Са22010=288-16022010 = 275264 К
Р1= Р1**( Т1 Т1*)к(к-1) =992985*(275264288)14(14-1)= 847601934 Па
4 Выход из компрессора
ст=0885 - среднее значение КПД ступени компрессора
м=0989- КПД компрессораучитывающий потери в его опорах
Са2=130 мс - скорость на выходе из компрессора
КПД компрессора по параметрам заторможенного потока:
к*=(( Пк*)(к-1)к – 1) (( Пк*)(к-1)(к* ст) – 1) = (98(14-1)14-1) (98(14-1)(14*0885)-1) = 085
Статические и полные параметры на выходе из компрессора:
Т2*= Т1* * [ 1+*(( Пк*)(к-1)к – 1) к* ] = 288* [ 1+(98(14-1)14-1) 085] =
Р2*= Р1** Пк* = 847601934 * 98 = 9731253 Па
Т2= Т2* - Са22010 = 5995 – 16022010= 591 К
Р2= Р2** (Т2 Т2*)к(к-1) = 9731253* (5915995)14(1.4-1) = 92568407 Па
Lк= Ср * ((Т2* - Т1*) м) = 1005* ((5995 - 288)085)= 3162197 Джкг
5 Выход из камеры сгорания
гидр=095 - коэффициент гидравлического сопротивления
тепл=098- коэффициент теплового сопротивления
кс= гидр* тепл= 095*098= 0931
Полное давление на выходе из камеры сгорания:
Р3*= кс * Р2*=093я*9731253= 9059796 Па
Нu= 43000000 Джкг – теплотворная сособность топлива
L0= 14.8 - количество воздуха теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива
Средние удельные теплоемкости продуктов сгорания и воздуха для температурного интервала от То до Т3*:
Ср1= 981* 427* (0234+ 0.0000676* ((Т3*+ То)2))= 981* 427* (0234+ 0.0000676* ((1300+288)2))= 1205 Джкг*К
Ср2= 981* 427* (0224+ 0.0000472* ((Т3*+ То)2))= 981* 427* (0224+ 0.0000472* ((1300+288)2))=10953 Джкг*К
Средняя удельная теплоемкость продуктов сгорания и воздуха для температурного интервала от Т2* до Т3*:
Срр= 981* 427* (0224+ 0.0000472* ((Т3*+ Т2*)2))= 981* 427* (0224+ 0.0000472* ((1300+5995)2))=1126 Джкг*К
Необходимый коэффициент избытка воздуха:
α= (* Нu-[(1+ L0)* Ср1- Ср2* L0]*( Т3*- То ))( Срр* L0*( Т3*- Т2* )= (098*43000000-[(1+148)* 1205-10953*148]*(1300-288))( 1126*148*(1300-5995))=336
Относительный расход топлива:
qT= 1( α* L0)= 1( 336* 148)=002
Газовая постоянная продуктов сгорания:
Rг= (288*(1+ L0)+287* (α-1)* L0)(1+ α* L0)= (288*(1+148)+287*(336
-1)*148)(1+336*148)= 2873 Джкг*К
Ориентировочное значение показателя адиабаты для продуктов сгорания:
Ориентировочное значение температуры конца расширения в двигателе:
Твых= Т3**[( Р0 Р3*)(к-1)к]=1300*[(1013259059796)(133-1)133]=7549 К
Средние удельные теплоемкости продуктов сгорания и воздуха в интервале от Т3* до Твых:
Ср11= 981* 427* (0234+ 0.0000676* ((Т3*+ Твых)2))= 981* 427* (0234+ 0.0000676* ((1300+7549)2))=127114 Джкг*К
Ср21= 981* 427* (0224+ 0.0000472* ((Т3*+ Твых)2))= 981* 427* (0224+ 0.0000472* ((1300+7549)2))= 114145 Джкг*К
Средняя удельная теплоемкость действительных продуктов сгорания:
Срг= ((1+ L0)* Ср11+( α-1)* Ср21* L0)(1+ α* L0)=((1+148)* 127114+(336-1)* 114145 *148)(1+336*148)= 1182 Джкг*К
Действительное значение показателя адиабаты продуктов сгорания:
кг= Срг( Срг- Rг)= 1182 (1182 -2873)= 1321
6 Выход из турбины компрессора
ΔGoтб=01 - количество воздухаотбираемого на охлаждение горячих элементов двигателя и на нужды летательного аппарата
тк н.охл*=091 - КПД неохлаждаемой турбины по параметрам
заторможенного потока
Работа турбины компрессора:
Lтк= Lк( м*(1+ qT- ΔGoтб))= 3162197 (099*(1+0002-01))=3471889 Джкг
тк = тк н.охл*=0904 так как Т3*≤1250
Птк*= 1(1- Lтк Срг* Т3** тк )кг(кг-1)
Птк*= 1(1-3471889 (1182 *1300*091))1321(1321-1)=327
– степень понижения давления в турбине компрессора
Полные параметры на выходе из турбины компрессора:
Т4*= Т3*- Lтк Срг = 1300 - 3471889 1182 = 1006 К
Р4*= Р3* Птк*=9059796327 = 2770579 Па
7 Выход из свободной турбины
р=091 - КПД процесса расширения в свободной турбине
Cc=100 мс - скорость истечения газа из двигателя
Свободная работа цикла:
Lсв= Срг * Т4**[1- 1( Р4* Р0)(кг-1)кг]= 1182 *1006 *[1-1(2770579101325)( 1321-1) 1321]= 2305051 Джкг
Приближенное значение работы турбины винта:
Lтвп= Lсв* р- Cc22= 2305051 *091 – 10022= 2305051Джкг
Приближенное значение полной температуры на выходе из свободной турбины:
Т41п*= Т4*- =1006 – 2305051 1182 = 811 К
Параметры на выходе из сопла:
Т5= Т41п*- Cc2(2* Срг )= 811 – 1002(2*2305051)= 807 К
Р5*= Р0*( Т41п* Т5)кг(кг-1)= 101325*(811 807) 1321(1321-1)=
рн=098- коэффициен восстановления полного давления выходного устройства
Полное давление на выходе из турбины винта:
Р41*= Р5* рн= 1035174098= 105630 Па
Степень понижения давления турбины винта:
Птв*= Р4* Р41*= 2770579 105630 = 263
тв*= р=091 - КПД свободной турбины по параметрам заторможенного потока
Уточненные значения работы свободной турбины и полно температуры на выходе из свободной турбины:
Lтв= Срг * Т4**[1 -1 (Птв*)(1321-1)1321)] *тв*=
= 1182*1006*[1 -1 263(1321-1)1321]*091= 226596 Джкг
Lтв=( (Lтвп – Lтв) Lтв)*100= ((2305051 - 226596)
Lтв превышает 05% тогда принимаем Lтвп= Lтв и повторяем расчёт
Lтвп= Lтв = 226596 Джкг
Т41п*= Т4*- Lтвп Срг =1006- 2265961182=8143 К
Т5= Т41п*- Cc2(2* Срг )= 8143 - 1002(2*1182)=810 К
Р5*= Р0*( Т41п* Т5)кг(кг-1)= 101325*(8143810) 1321(1321-1)=
Полное давление на выходе из свободной турбины:
Р41*= Р5* рн= 1035569098= 1056704 Па
Степень понижения давления свободной турбины:
Птв*= Р4* Р41*= 2770579 1056704 = 262
тв*= р=091 - КПД турбины винта по параметрам заторможенного потока
Уточненные значения работы свободной турбины и полной температуры на выходе из свободной турбины:
Lтв= Срг * Т4**[1 -1 (Птв*)(1321-1)1321)] *тв*= 1182*1006*[1 -1 262(1321-1)1321]*091= 301699 Джкг
Lтв=( (Lтвп – Lтв) Lтв)*100= ((226596-301699) 301699)*100= 0002%
Т41*= Т4* - Lтв Срг = 1006- 33122641182= 7257 К
Полная температура на выходе из сопла и суммарная степень снижения давления:
ПтΣ*= Р3* Р41*=90597961063576 = 858
8 Удельные параметры двигателя
ред=098 - КПД редуктора
Удельная эквивалентная мощность:
Nеуд= = = 302 кВт*скг
Удельный расход топлива:
Се= (3600* qT) Nеуд=(3600*002) 302 = 0217 кгкВт*ч
Секундный расход воздуха:
Gв= Nе Nеуд=19845302 = 599 кгс
Часовой расход топлива:
Gт= Се* Nе=0217 *19845= 4306 кгч
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАCЧЕТ
Са1=160 мс ; Са2=130 мс;
Параметры на входе и выходе из КВД:
Р1= 84760 Па ; Р1*= 992985 Па;
Р2=92568407 Па; Р2*= 9731253 Па;
Т1= 275264 К; Т1*= 288 К;
Т2= 591 К; Т2*= 5995 К.
Площадь кольцевого сечения на входе и выходе из компрессора:
Исходя из прототипа задаемся значением относительного диаметра втулки на входе в компрессор:
Uк= 300 мс – окружная скорость на наружном диаметре колеса
Внешний диаметр колеса втулки на входе в компрессор:
Внутренний диаметр втулки на входе в компрессор:
Dвт.1= d1* DK1=05*0245 =01225 м
Средний диаметр на входе в компрессор:
Dср.1= DK1* = 0245 * = 019 м
Проточная часть Dср=const сочетает преимущество двух остальных форм проточной части компрессора такие как: низкие углы закрутки потока воздуха лопатки менее закручены и более технологичны более высоки КПД компрессора.
Выбираем форму проточной части компрессора Dср=const и рассчитываем диаметры на выходе из компрессора:
d2= Dвт.2 DK2=022024 = 091 м
Высота лопатки на выходе из КВД:
hк= (DK2- Dвт.2)2=(024 -022)2= 0011 м
Число оборотов вала КВД:
n= (60* Uк)( * DK1)= (60* 300)( 314* 0245)=233979 обмин
Рисунок 5.1 – Схема тракта компрессора
2 Расчёт первой ступени КВД по Dср
ст*= (1+(Нz* ст)( Ср* Т1*))к(к-1)= (1+(26351 * 089)
( 1005* 288))14(14-1)=13
Нz Lкzст316219712 263516 Джкг
zст = 12 – количество ступеней компрессора
Параметры заторможенного потока воздуха на входе в РК:
Р1рк*= Р1** вна =992985*099=992985 Па
вна = 099 - коэффициент восстановления полного давления во ВНА ступени
Параметры заторможенного потока на выходе из первой ступени:
Т*вых.ст= Т1рк*+ Нz Ср=288+2635161005=3142 К
Р*вых.ст= Р1рк** ст*= 992985*13
Окружная скорость на среднем диаметре и коэффициент теоретического напора:
Uср=Uк*= 330*) = 237.2 мс
НТСР= Нz(кН* Uср2)= 263516 (099 * 23722) = 047
кН = 099 – коэффициент уменьшения теоретического напора
3 Кинематика потока на входе в РК
ρ= 05 – степень реактивности
Окружная составляющая абсолютно скорости потока на входе в РК:
Сu1= Uср*(1- ρ-12 НТСР)= 2372 *(1- 05-12*047)=629 мс
Абсолютная скорость на входе в РК:
С1= √( Са12+ Сu12)= √( 1602+ 6592)=1719 мс
λ1= С1√(((2*к)(к+1))*R* Т1*)= 1719 √(((2*14)(14+1))*287* 288)=055
Находим газодинамические функции по формулам (для воздуха):
Т(λ1)=1-01667* λ12=1-01667* 0552=0949
Р(λ1)=[ Т(λ1)]35= [0949]35=083
q(λ1)= λ1[12* Т(λ1)]25= 055 [12* 0949]25= 076
Окружная составляющая относительной скорости потока на входе в РК:
Wu1= Uср- Сu1=2372 - 629 =1743 мс
Относительная скорость:
W1= √( Wu12+ Са12)= √( 17432+ 1602) = 2366 мс
Направление потока на входе в РК:
α1=arcsin(Са1 С1)= arcsin(160 1719)=6856°
=arcsin(Са1 W1)= arcsin(160 2366)=4256°
Параметры потока на входе в РК:
Т1рк= Т1рк** Т(λ1)=288*0949 = 2733 К
Р1рк= Р1рк** Р(λ1)= 992985*083 = 8241776 Па
4 Кинематика потока на выходе из РК:
Задаемся осевой скоростью на выходе из рабочего колеса:
Са2'= Са1-(3-5)= 155 мс
Сu= НТСР* Uср=047*2372=11148 мс
Окружная составляющая абсолютной скорости:
Сu2= Сu1+Сu=629 +11148 =1744 мс
Абсолютная скорость:
С2= √( Са2'2+ Сu22)= √( 1552+ 17442) = 2333 мс
Окружная составляющая относительной скорости:
Wu2= Uср- Сu2=2372 – 1744 = 628 мс
W2= √( Са2'2+ Wu22)= √( 1552+ 628 2) =16723 мс
Направление потока на выход из РК:
=arcsin(155 16723) = 679°
α2=arcsin(155 2333) = 4163°
Давление и температура на выходе из рабочего колеса:
Т2рк*= Т*вых.ст = 3142 К
Т2рк= Т2рк*- С22(2*Ср) = 3142 - 2333 2(2*1005) = 28712 К
Р2рк*= Р*вых.ст на = 129088098=1317224 Па
Р2рк= Р2рк**( Т2рк Т2рк*)к(к-1)= 1317224*
( 28712 3142 )14(14-1)=960859 Па
Закрутка потока в РК:
= 2- 1=679°-4256°=2534°
Абсолютная скорость на выходе из ступени:
Свых.ст= Са вых.ст.sinα вых.ст=150sin 6756°=1623 мс
акр.вых.ст.=√(((2*к)(к+1))*R* Т*вых.ст)=√(((2*14)(14+1))*287* 3142)= 32435 мс
λвых.ст.= Са вых.ст. акр.вых.ст.= 15032435 = 046
Высота лопатки на входе из КВД:
h1= (DK1- Dвт.1)2=006 м
Параметры потока на выходе из первой ступени:
Твых.ст= Т*вых.ст- Свых.ст2(2* Ср)= 32435 – 16232(2* 1005) = 31525 К
Рвых.ст= Р*вых.ст*( Твых.стТ*вых.ст)= 129088*(3152532435)=116850 Па
Площадь кольцевого сечения на выходе из ступени:
Fвых.ст= (Gв*R* Твых.ст)( акр.вых.ст.* Рвых.ст* λвых.ст.)=( 599*287*31525)
(32435*116850*046)=0037 м2
Dср вых.ст.= Dср.1= 023 м
Dк вых.ст.=√( Dср вых.ст2+(2* Fвых.ст)).=√( 0232+(2* 0037)314)=02765 м
Dвт вых.ст.=√( Dср вых.ст2-(2* Fвых.ст)).=√( 0232-(2* 0037)314)=0171 м
d вых.ст.= Dвт вых.ст. Dк вых.ст.= 02760171= 161 м
Высота лопатки на выходе из ступени:
h вых.ст.= (Dк вых.ст.- Dвт вых.ст.)2=( 02765- 0171)2=00525 м
Рисунок 5.2 – Тракт первой ступени компрессора
5 Определение геометрических параметров решётки профилей
Определение геометрических параметров решетки профилей на среднем радиусе сведено в таблицу 5.1. При расчете были использованы графики представленные на рисунках 5.3 и 5.4.
Рисунок 5.3 – График зависимости
Рисунок 5.4 – График зависимости
Таблица 5.1 – Расчет параметров решетки на среднем радиусе
(по графику рис. 5.3)
(по графику рис. 5.4)
Рисунок 5.5 – План скоростей первой ступени
РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ВАЛА КОМПРЕССОРА
1 Расчет вала на прочность
Мощность компрессора:
Крутящий момент создают окружные газодинамические силы от рабочих лопаток к валу:
где: - угловая скорость ;
– частота вращения вала
где: – вес лопаток ротора;
– вес дисков ротора;
Осевая сила инерции масс ротора которая возникает при разбеге и торможении (положительное направление совпадает с направлением потока газа):
где: – коэффициент эксплуатационной перегрузки (во время разбега равен 2).
Осевая сила которая передается на вал от одного рабочего колеса компрессора:
где: – средний диаметр проточной части;
– высота рабочей лопатки;
– соответственно давление газа перед и за рабочими лопатками;
– осевые скорости на входе и выходе из рабочего колеса;
– радиус корневого сечения лопатки;
– внешний радиус вала;
– давление газа на переднюю и заднюю стенки диска.
Третье слагаемое в формуле мы не учитываем поэтому получаем:
Радиальная сила инерции неуравновешенных сил ротора:
где: – величина статического дисбаланса
Центробежная сила инерции которая возникает при криволинейных эволюциях в вертикальной плоскости:
Изгибающие моменты от силы находят определив реакции в опорах ротора:
Угловая скорость эволюции самолета:
где: – скорость полета ()
– коэффициент эксплуатационной перегрузки при выходе самолета с крутого пикирования ().
Полярный момент инерции ротора является мерой его инертности во вращательном действии:
где: – эмпирический коэффициент ;
– число ступеней компрессора;
- внешний диаметр ротора см
Гироскопический момент образуют радиальные кориолисовы силы инерций масс ротора которые возникают под действием внешних сил при криволинейных эволюциях летательных аппаратов:
Гироскопический момент действует в совмещенной плоскости векторов в направлении поворота первого вектора к другому по наименьшему пути.
Изгибающий момент в горизонтальной плоскости:
Суммарный изгибающий момент определяется по правилу векторного суммирования:
Определяем напряжения вала:
Для расчета выбирают несколько расчетных сечений вала в которых возможно возникновение .
где: – момент сопротивления кручению ;
– внешний и внутренний диаметр вала в данном сечении.
где: – момент сопротивления изгиба .
Напряжения растягивания (сжатия) в осевом направлении:
Суммарные нормальные напряжения которые действуют вдоль оси вала:
Они достигают максимума на внешней поверхности вала.
Критерием сложного напряжения состояния вала принято эквивалентное напряжение которое определяют по теории наибольших касательных напряжений:
Эквивалентное напряжение равнозначно по характеру действия одноосному напряжению растяжения.
Прочность оценивают по коэффициенту запаса:
Вывод: конструкция вала отвечает условиям прочности с достаточно большим запасом.
2 Выбор подшипников вала
По таблице 11.03 выбираем подшипники качения:
Роликовый компрессорный подшипник:
Нагрузка – осевая P=0
радиальная R=200 даН=2000 Н;
Рабочая температура
Шариковый компрессорный подшипник:
Нагрузка – осевая P=1600 даН=16000 Н
радиальная R=400 даН=4000 Н;
Рисунок 6.1 – Расчетная схема вала
РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЛОПАТКИ
Рабочая лопатка осевых компрессоров находится при работе под действием центробежных и газовых сил. Первые вызывают у них напряжения растяжения а вторые - изгиба.
Расчет лопатки компрессора на прочность разделяют на 2 расчеты:
- Расчет пера лопатки;
- Расчет замкового соединения.
Для расчета на прочность необходимы следующие данные :
)геометрические размеры лопатки и ее материал ( модель лопатки виконана в програмі Unigraphics NX):
- высота лопатки h = 006
- ширина лопатки b = 003
)частота вращения вала n = 1950 обмин
)мощность двигателя Ne = 19845 кВт
Расчет первой лопатки компресора производится в программе ANSUS.
рис. 1 Распределение расчетных напряжений
рис. 2 Распределение расчетных напряжений
рис. 3 Распределение эквивалентных напряжений
рис. 4 Распределение эквивалентных напряжений
рис. 5 Распределение эквивалентных напряжений
В результате расчетов видно что расчетные напряжения лопатки находятся в пределах допустимых напряжений.
Заданием для курсового проекта было проектирование узла компрессора для ТВлД на базе двигателя ТВ3-117.
Для выполнения задания было выполнены работы по сбору необходимого материала выполнения планов и схем обработки информации и действий направленных на выполнение курсового проекта.
В результате вышеупомянутых действий была выполнена пояснительная записка какая состоит из 8 частей что включают в себя описание узла тепловой расчет газодинамический расчет и проектирование элементов проточной части компрессора а также расчеты на прочность.
В тепловом расчете были определены все основные параметры узлов двигателя а также установлена необходимая мощность компрессора какая удовлетворяет заданные параметры а также рассчитана необходимая работа компрессора.
В газодинамическом расчете были рассчитаны размеры проточной части какие обеспечивают необходимую мощность.
В расчете на прочность было рассчитаны вал ротора компрессора перо и замковое соединение лопатки. В результате расчета было установлено что конструкция узлов выдержит заданные нагрузки.
Ловинский С. И. Конструкция и основы проектирования авиационных ГТД – М.: «Машиностроение» 1982. – 223 с. ил.
Скубачевский Г.С. Авиационные ГТД – М.: Машиностроение 1981 – 550с.ил.
Никитин А.Н. Конструирование элементов деталей и узлов авиационных двигателей – М.: Машиностроение 1982. – 175с. ил.
Лазитский Д.Г. Конструкция и прочность авиационных ГТД – М.: Машиностроение 1987.- 219с. ил.
Г. В. Павленко. Газодинамический расчёт осевого компрессора. Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т 2002 - 56 с.
Термогазодинамический расчет газотурбинных двигателей и установок: Учебное пособие Г.В. Павленко. – Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т» 2007. – 63 с.
Методичні вказівки до виконання курсового проекту з дисципліни “Робочі процеси конструкція міцність і надійність авіаційних двигунів і агрегатів” для студентів спеціальності 7.090.260 “Технологія будування авіаційних двигунів” усіх форм навчання Укл. Сахно О.Г. Павленко Д.В. Сахнюк Н.В. – Запоріжжя: ЗНТУ. – 2004. – 58 с.
Методичні вказівки до практичних і самостійних робіт з дисципліни “Робочі процесиконструкціяміцніть і надійність авіаційних двигунів та агрегатів ” для студентів спеціальності 7.090260 “Технологія будування авіаційних двигунів” усіх форм навчання Укл. Сахно О.Г. Павленко Д.В. Гончар Н.В. Сахнюк Н.В. – Запоріжжя: ЗНТУ. – 2004. – 27 с.

расчет вала.dwg