4 Газодинамический расчет осевой турбины

Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоемкостью и экономичностью.

Обычно газодинамический расчет многоступенчатыой турбины выполняют при заданной форме проточной части. Поскольку основные исходные данные для расчета турбины получают в результате термогазодинамического расчета двигателя, компрессора и согласования параметров его лопаточных машин, то к началу расчета проточная часть двигателя, а, следовательно, и его турбины уже известны. Расчет выполняется в соответствии с рекоминдациями [6]

Определим расход газа через турбину:

кг/с

Первые ступени имеют большую мощность, так как на них возможно осуществление большего теплоперепада. Средние ступени имеют несколько меньшую мощность. Последняя же ступень имеет наименьшую мощность, так как необходимо обеспечить угол выхода потока из последней ступени силовой турбины близким к осевому, чтобы уменьшить потери в выходном устройстве.

Мощность турбины высокого давления определяется по зависимости :

N_твд = = =8823,3 кВт;

Мощность турбины низкого давления :

N_тнд = = =5760,8 кВт;

Распределим мощность по ступеням силовой турбины. Турбина силовая 4 ступени, общая мощность 10650 кВт.

1 ступень – 2770 кВт, 2 ступень – 2820 кВт, 3 ступень - 2760 кВт,

4 ступень - 2300 кВт.

Диаметральные размеры проточной части и высоты лопаток приведены в таблице 4.1.

Таблица 4.1 – Диаметральные размеры проточной части и высоты лопаток рабочих колес турбин

Nст	D1cp, м	D2cp, м	h1, м	h2, м
1	0,5750	0,5750	0,0365	0,0464
2	0,5790	0,5830	0,0623	0,0698
3	0,8275	0,8317	0,0628	0,0670
4	0,8412	0,8464	0,0765	0,0817
5	0,8591	0,8665	0,0944	0,1018
6	0,8815	0,8890	0,1168	0,1233

Файл исходных данных представлен в таблице 4.2.

Таблица 4.2 – Исходные данные для газодинамического расчета турбины

18 04 12

6 4 104940.0

29.90 1490.0 1751900.0 730.0 .000 .600 .850 .850 .040 .100

8823.3 5760.8 2770.0 2820.0 2760.0 2300.0 0000.0 0000.0

14451.6 11495.3 4800.0 4800.0 4800.0 4800.0 0000.0 0000.0

.3800 .2700 .2700 .2720 .2740 .2750 .0000 .0000

.5750 .5790 .8275 .8412 .8591 .8815 .0000 .0000 Dcp1

.5750 .5830 .8317 .8464 .8665 .8890 .0000 .0000 Dcp2

.0365 .0623 .0628 .0765 .0944 .1168 .0000 .0000 h1

.0464 .0698 .0670 .0817 .1018 .1233 .0000 .0000 h2

.2000 .1500 .1300 .1300 .1300 .1300 .0000 .0000

.2400 .1500 .1400 .1400 .1400 .1400 .0000 .0000

.0140 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0080 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0230 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

Рузультаты расчета представлены в таблице 4.3.

Таблица 4.3 – Результаты расчетов турбины

ГДР ГТ Дата 18. 4.12

Исходные данные:

6 4 104940.

29.90 1490. .1752E+07 730.0 .0000 .6000 .8500

.8500 .4000E-01 .1000

Кг=1.310 Rг= 290.0 Сpг=1225.0

Схема печати:

D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр n

Mcт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*

U1 C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1

U2 C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2

T1 T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*

G1 G2 sca bca alfu tca fi Zca

Pu Pa sрк bрк beu tрк psi Zрк

Тлса Тлрк Sсум

Ncт= 1

.575 .575 .365E-01 .464E-01 .200 .240 .145E+05

.882E+04 .289E+06 2.29 2.42 .887 .380 .309 .134E+04

435. 618. 172. 594. 16.1 47.3 .887 .352

435. 194. 182. -67.9 69.5 19.9 .305 .807

.132E+04 .148E+04 .103E+07 .166E+07 .122E+04 .123E+04 .724E+06 .764E+06

30.6 31.3 .345E-01 .567E-01 37.5 .441E-01 .948 41

.203E+05 .701E+04 .240E-01 .285E-01 57.3 .223E-01 .960 81

.110E+04 .104E+04 155.

Продолжение таблицы 4.3

Ncт= 2

.579 .583 .623E-01 .698E-01 .150 .150 .115E+05

.576E+04 .184E+06 1.81 1.92 .928 .270 .119 .114E+04

348. 544. 186. 511. 20.0 48.9 .854 .404

351. 191. 191. -13.6 85.9 27.6 .320 .673

.111E+04 .123E+04 .478E+06 .739E+06 .107E+04 .108E+04 .397E+06 .421E+06

31.3 31.3 .344E-01 .501E-01 43.3 .371E-01 .966 49

.164E+05 .328E+04 .243E-01 .274E-01 62.6 .238E-01 .972 77

.123E+04 .109E+04 171.

Ncт= 3

.827 .832 .628E-01 .670E-01 .130 .140 .480E+04

.277E+04 .887E+05 1.38 1.48 .902 .270 .179 .104E+04

208. 398. 178. 356. 26.5 50.2 .667 .396

209. 193. 181. -67.1 69.6 33.2 .334 .564

.102E+04 .108E+04 .318E+06 .412E+06 996. .101E+04 .285E+06 .304E+06

31.3 31.3 .495E-01 .774E-01 39.7 .667E-01 .964 39

.132E+05 .187E+04 .347E-01 .377E-01 66.7 .339E-01 .964 77

.108E+04 990. 42.8

Ncт= 4

.841 .846 .765E-01 .817E-01 .130 .140 .480E+04

.282E+04 .903E+05 1.42 1.54 .906 .272 .163 967.

211. 406. 190. 358. 27.9 52.3 .703 .426

213. 206. 195. -65.9 71.3 34.9 .370 .603

944. .101E+04 .223E+06 .298E+06 920. 938. .197E+06 .213E+06

31.3 31.3 .501E-01 .682E-01 47.3 .518E-01 .967 51

.133E+05 .204E+04 .353E-01 .385E-01 66.3 .345E-01 .966 77

.101E+04 917. 53.1

Ncт= 5

.859 .867 .944E-01 .102 .130 .140 .480E+04

.276E+04 .883E+05 1.45 1.59 .911 .274 .145 895.

216. 405. 203. 350. 30.1 56.5 .729 .448

218. 214. 207. -55.8 74.9 37.1 .401 .632

871. 938. .153E+06 .209E+06 847. 866. .134E+06 .147E+06

31.3 31.3 .509E-01 .690E-01 47.6 .509E-01 .970 53

.127E+05 .170E+04 .361E-01 .400E-01 64.4 .363E-01 .968 75

938. 845. 67.2

Ncт= 6

.882 .889 .117 .123 .130 .140 .480E+04

.230E+04 .736E+05 1.40 1.56 .904 .275 .127 829.

222. 380. 211. 316. 33.8 66.0 .712 .443

223. 220. 219. -15.2 86.0 42.6 .427 .620

807. 866. .107E+06 .144E+06 786. 806. .945E+05 .105E+06

31.3 31.3 .520E-01 .703E-01 47.6 .543E-01 .971 51

.103E+05 .187E+04 .370E-01 .425E-01 60.7 .405E-01 .967 69

866. 779. 85.3

Тг*=1490.0 Рг*= .1752E+07 Сг=112.5 Тг=1484.8 Рг= .1726E+07

D1с= .575 h1= .0365

Схема проточной части турбины двигателя представлена на рисунке 4.1.

Рисунок 4.1 - Схема проточной части турбины

На рисунках 4.2-4.3 показано изменение параметров по ступеням турбины.

Рисунок 4.2 – Изменение коэффициентов загрузки и степени реактивности по ступеням турбины

Рисунок 4.3 - Изменение параметров (Т, Т^*, Р, Р^*,С, Са) по ступеням турбины

На рисунках 4.4-4.6 показаны треугольники скоростей ступеней турбины.

Рисунок 4.4 – Треугольники скоростей ТВД и ТНД

Рисунок 4.5 – Треугольники скоростей 1 и 2 ступени ТС

Рисунок 4.6 – Треугольники скоростей 3 и 4 ступени ТС

В результате газодинамического расчета турбины определены параметры потока вдоль проточной части по среднему радиусу. Анализ результатов показал, что:

- обеспечено необходимое охлаждение лопаток СА и РК первой ступени турбины высокого давления, а также СА и РК первой ступени турбины низкого давления;

- на входе в первую ступень ТВД был получен угол α₁, который равен α₁=16,1˚, входящий в допустимые пределы (α₁=15…22º);

- угол выхода потока газа из турбины низкого давления равен ₂= 85,9º, что позволяет обеспечить небольшие значения потерь полного давления газа в переходнике между ТНД и ТС, угол выхода потока газа из свободной турбины равен ₂= 86,0˚, что позволяет обеспечить минимальные значения потерь полного давления газа в выходном устройств;

- на всех ступенях турбины были получены приемлемые КПД:

= 0,887, = 0,928, = 0,902, = 0,906, =0,911, =0,904;

- коэффициенты загрузки ступеней: =1,52, =1,50, =2,02, =1,99, =1,87, =1,48;

- n_твд=14500 об/мин; n_тнд=11500 об/мин; n_тс=4800 об/мин;

Для получения приемлемых результатов параметров турбины, геометрические размеры, полученные в процессе согласования компрессора и турбины были уточнены с учетом формы проточной части двигателя-прототипа.