Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«Самарский Государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П.Королева»

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

Пояснительная записка к курсовой работе

Термогазодинамический расчет ГТД F101 - GE - 100 и газодинамическое проектирование турбины ВД

Выполнил: студент группы 3302

Проверила: Дмитриева И.Б.

Самара 2009

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

ЗАДАНИЕ

на курсовую работу по теории авиационных двигателей

Студент группа 3302 .

Руководитель работы Дмитриева Ирина Борисовна .

Дата выдачи 09.03.2009 Срок защиты ______________________

Двигатель-прототип F101 GE .

Тип двухвальный ТРДД со смешением потоков .

Страна США .

Содержание работы:

1. Выполнить проектный термогазодинамический расчет ТРДД.

2. Провести проектный расчет основных параметров каскада ВД.

3. Провести термодинамический расчет последней ступени ТВД.

4. Выполнить газодинамический расчет ступени на среднем диаметре.

5. Провести газодинамический расчет ступени по высоте лопатки (во втулочном и периферийном сечениях).

6. Построить решетку профилей на среднем диаметре, во втулочном и периферийном сечениях.

Изменение параметров по сравнению с двигателем - прототипом и дополнительные данные:

π*_{К Σ} = 26,5 T *_Г = 1645 К U_ТВД = 516 м/с z_ТВД = 1

π*_{В II} = 2,36 G _{В Σ} = 159 кг/с U_ТНД = 311 м/с z_ТНД = 2

π*_Квд = 12 P _Σ =74,6 кН У*_ТВД = 0,490 z _В = 2

m = 2,10 У*_ТНД = 0,575 z_КВД = 9

РЕФЕРАТ

Курсовой проект.

Пояснительная записка: 46 листа, 3 рисунка, 5 источников, 5 приложений.

ДВИГАТЕЛЬ, КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ, КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ, КАМЕРА СГОРАНИЯ, ТУРБИНА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ, ТУРБИНА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ, КАМЕРА СМЕШЕНИЯ, СОПЛО РЕАКТИВНОЕ, МЕРИДИОНАЛЬНОЕ СЕЧЕНИЕ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ, ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ

В данной работе выполнен поверочный термогазодинамический расчет ГТД F101 - GE - 100, проектный расчет основных параметров турбины высокого давления, газодинамический расчет турбины высокого давления, построены треугольники скоростей, и меридиональная форма проточной части турбины ВД.

Были получены параметры, характеризующие основные узлы двигателя: компрессор наружного контура (вентилятор), компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камера сгорания, турбина высокого давления, турбина низкого давления, камера смешения, реактивное сопло, а также удельные параметры двигателя.

Содержание

Введение

1 Информация о прототипе. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

2 Проектный термогазодинамический расчет ТРДД

2.1 Поверочный термогазодинамический расчет двухвального ТРДД. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

2.1.1 Компрессор наружного контура (вентилятор). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

2.1.2 Компрессор низкого давления. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .9

2.1.3 Компрессор высокого давления. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .9

2.1.4 Камера сгорания. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .10

2.1.5 Турбина высокого давления. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .11

2.1.6 Турбина низкого давления. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .11

2.1.7 Камера смешения. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.1.8 Реактивное сопло. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .12

2.1.9 Удельные параметры двигателя. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .13

3 Проектный расчет основных параметров турбины высокого давления

3.1 Расчет диаметральных размеров турбины высокого давления. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .15

3.2 Построение меридионального сечения проточной части турбины высокого давления. . .17

4 Газодинамический расчет турбины высокого давления

4.1 Распределение теплоперепада между ступенями. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .18

4.2 Расчет ступени по среднему диаметру. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

4.2.1 Параметры потока за сопловым аппаратом. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

4.2.2 Параметры потока на выходе из рабочего колеса. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

4.2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

4.3 Расчет параметров потока на различных радиусах . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

Расчет параметров потока на входе в РК в контрольных сечениях:

втулочное сечение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

периферийное сечение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29

Расчет параметров потока на выходе из РК в контрольных сечениях:

втулочное сечение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .31

периферийное сечение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .33

5. Профилирование лопаточных венцов рабочих колес. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

Заключение

Список использованных источников

Введение

Термогазодинамический расчет ТРДД со смешением потоков - это начальный этап проектирования рабочего процесса ГТД: по заданным параметрам цикла, которые представлены в приложении А и Б, определяются удельные параметры С_уд и Р_уд, а также оцениваются тяга и полный расход воздуха G_{в ∑}.

Проектный расчет проточной части ТРДД является следующим этапом проектирования двигателя. На этом этапе определяются основные конструктивно-геометрические параметры проточной части ТРДД, необходимые для следующего, более детального проектирования компрессора, турбины и камеры сгорания.

В процессе расчета турбокомпрессора согласовываются диаметры и проходные сечения компрессора и турбины, необходимая частота вращения и число ступеней, рассчитывается и строится меридиональное сечение их проточных частей.

Конструктивная схема проточной части ТРДД задана на основе прототипа F101 - GE.

В данном проекте рассчитана и построена проточная часть турбины ВД двигателя «F101-GE-100», вычерчены треугольники скоростей на выходе из РК для трех сечений: на среднем диаметре, втулочном и периферийном, выполнено построение контура профиля лопаток РК для всех трех сечений.

1 Информация о прототипе

Двигатель-прототип «F101-GE-100» со смешением потоков (рис.1)

Рисунок 1 - Двигатель «F101-GE-100»

Тяга двигателя Р = 75,5277 кН

Удельная тяга Р_уд = 0,4756

Удельный расход топлива С_уд = 56,7956

Двигатель F101 был разработан Дженерал Электрик для сверхзвукового стратегического бомбардировщика с изменяющейся стреловидностью крыла B-1B «Лансер», Разработка которого была начата в середине 60-х годов XX века в рамках программы AMSA по созданию Перспективного Пилотируемого Стратегического Самолёта (англ. Advanced Manned Strategic Aircraft) для замены B-52. F101 Дженерал Электрик - первый турбовентиляторный двигатель с форсажной камерой сгорания, был создан на основе предшествующего демонстрационного варианта ДЭ 9, финансируемого ВВС США. Многие двигатели были разработаны на базе F101, включая двигатель F110 для истребителя и турбовентиляторный двигатель F118, установленный на самолете B -2 Spirit. Кроме того, широко известен огромный успех гражданской серии турбовентиляторного двигателя CFM56, сконструированного на базе силовой установки F101. 27 ноября 2007 на авиационной базе ВВС Арнольд были выполнены первые наземные испытания двигателя Дженерал Электрик F101, использовавшего в качестве топлива состав в соотношении 50% Fischer-Tropsch и 50% JP-8. 19 марта 2008 этот двигатель был опробован на сверхзвуковой скорости на самолете B-1B «Лансер».

F101 -GE-100 - силовая установка самолета B-1A (модификация B-1B). Двигатель F101 - имеет компрессор низкого давления (НД) и компрессор высокого давления (ВД). Компрессор НД с регулируемыми лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) вращается двумя ступенями турбины НД, в то время как компрессор ВД, имеющий девять ступеней, первые три из которых имеют регулируемые статорные лопатки, вращается единственной охлаждаемой ступенью турбины ВД. Кольцевые камеры сгорания используются для дожигания части топлива, выходящего из сходящегося/расходящегося сопла. Степень двухконтурности 2:1, массовый расход 350 фунтов/секунды, степень повышения давления 26,5:1 и вес приблизительно 4 000 фунтов. F101-GE-100 создает тягу 17 000 фунтов в общем для военного варианта и приблизительно 30 000 фунтов на форсированном режиме работы.

Описание

Тип форсированный турбовентиляторный двигатель

Вентилятор 2 - ступени

Компрессор 9 - ступеней

Турбина 2 - ступени низкого давления и 1 - ступень высокого давления

Начало эксплуатации 1985 (на B-1B Лансер)

Размеры:

Длина 4.598 м 181 дюймов

Диаметр входного устройства (ВУ) - метр дюйм

Максимальный диаметр 1.397 м или 55 дюймов

Весовые характеристики:

Масса 1,996 кг или 4,400 фунтов

Характеристики:

Тяга (военная общая) 17,000 фунтов

Тяга (с форсированием) 30,000 фунтов

Расход воздуха 350 фунтов/сек.

Тяговооруженность 6.8 to 1

Степень двухконтурности 2 к 1

Общая степень повышения давления 26.1 к 1

Схематический разрез двигателя ТРДДФ F101 - GE представлен на рисунке 2.

Рисунок 2 - Схематический разрез ТРДДФ F101

2 Проектный термогазодинамический расчет трдд

2.1 Поверочный термогазодинамический расчет двухвального ТРДД

Расчет производится по методике [4]. В качестве прототипа принимается двигатель F101 -GE-100. Основные исходные данные (параметры цикла):

суммарный расход воздуха G_{В Σ} = 159,0 кг/с;

суммарная тяга двигателей P _Σ =74,6 кН;

степень двухконтурности m = 2,10;

температура газа перед турбиной T*_Г = 1645,0 К;

степень повышения давления в вентиляторе π*_В = 2,36;

суммарная степень повышения давления π _{К Σ} = 26,5.

Дополнительные данные:

Компрессор Камера сгорания Турбина

π_кнд = 2,208 z_В = 2 Т_Г* = 1645 К *_ТВд = 0,8900 ;*_ТНд = 0,9100

π_Квд = 12,0 z_КВД = 9 _Г = 0,995  _mВд = 0,9950 ;  _mНд = 1,00

*_в = 0,8100 σ_К.С. = 0,9450 U_ТВДср = 516 м/с ; U_ТНДср = 311 м/с

*_кНд = 0,8200 z_ТВД = 1 ; z_ТНД = 2

*_КВД = 0,8300 У*_ТВД = 0,490 ; У*_ТНД = 0,575

Реактивное сопло Переходники

φ_сi = 0,998 σ_i = 0,982

φ_c = 0,995 σ_п.к = 1,00

2.1.1 Компрессор наружного контура (вентилятор).

1. Расход через наружный контур:

2. Степень повышения давления в вентиляторе:

3. Уточняется КПД вентиляторных ступеней. Из таблице 1 [4] по величине π*_{В II} определя-ется тип ступени вентилятора. Затем из рисунка 1 [4] по и найденному значению *_ст находится величина *_в .

Ступень сверхзвуковая, принимается:

4. Давление за вентилятором:

5. Работа сжатия воздуха в вентиляторе:

где

6. Температура воздуха на выходе из вентилятора:

2.1.2 Компрессор низкого давления

7. Расход воздуха через внутренний контур:

8. Степень повышения давления в контуре (задана):

9. КПД компрессора НД (задан):

10. Работа сжатия воздуха в компрессоре НД:

11. Температура воздуха на выходе из компрессора НД:

12. Давление воздуха на выходе из компрессора НД:

2.1.3 Компрессор высокого давления

13. Давление на входе в компрессор ВД:

14. Температура на входе в компрессор ВД:

15. Степень повышения давления в компрессоре ВД (задана):

16. КПД компрессора ВД (задан):

17. Работа сжатия в компрессоре ВД:

18. Температура воздуха на выходе из компрессора ВД:

19. Давление на выходе из компрессора ВД:

2.1.4 Камера сгорания

20. Температура газа перед турбиной (задана):

21. Коэффициент полноты сгорания топлива (задан):

22. Величина относительного расхода топлива:

,

где G_m - расход топлива кг/с.

q_m0 = 0,0275 - определяется по рисунку 2 [4] в зависимости от Т*_КВД и Т*_Г .

23. Величина коэффициента избытка воздуха:

24. Расход воздуха через камеру сгорания:

где - относительный расход воздуха на охлаждение деталей турбины высокого давления, определяется по рисунку 3 [4] в зависимости от Т ^*_Г .

25. Расход топлива:

26. Коэффициент восстановления полного давления в КС (задан):

2.1.5 Турбина высокого давления

27. Давление на выходе из КС:

28. Расход газа через турбину ВД:

29. Работа, совершаемая газом в турбине ВД:

принимается

30. Температура газа за турбиной ВД:

где

31. КПД турбины ВД (задан):

32. Степень понижения давления в турбине:

33. Давление газа на выходе из турбины ВД:

2.1.6 Турбина низкого давления.

34. Расход газа через турбину НД:

принимается [4], т.е. турбина не охлаждается, так как

35. Работа газа, совершаемая в турбине НД:

36. КПД турбины НД (задан):

37. Степень понижения давления в турбине НД:

38. Давление за турбиной НД:

39. Температура газа за турбиной НД:

2.1.7 Камера смешения

40. Температура газа в конце камеры смешения:

41. Давление газа в конце камеры смешения:

2.1.8 Реактивное сопло.

42. Расход газа через сопло:

43. Степень понижения давления в реактивном сопле:

44. Скорость истечения газа из реактивного сопла:

45. Приведенная скорость на выходе из сопла:

46. Величина эффективной площади выходного сечения сопла:

принимается q(λ_c ) = 0,9972 - из таблиц ГДФ для k = 1,33

2.1.9 Удельные параметры двигателя

47. Величина удельной тяги:

48. Удельный расход топлива:

49. Часовой расход топлива:

Расчетное значение удельной тяги двигателя P_УД = 0,4599 кН/кг ∙с ^-1 отличается от

данных прототипа (P_УД = 0,4756 кН/кг∙с ^-1), взятого из приложения Б , на величину:

так как , то расчетное значение удельной тяги принимается как верное.

Расчетное значение удельного расхода топлива C_УД = 60,701 кг/ кН ∙ч отличается от дан-ных прототипа (C_УД = 56,7956 кг/ кН ∙ч), взятого из приложения Б , на величину:

так как , то расчетное значение удельного расхода топлива принимается как верное.

Расчетное значение суммарной тяги двигателя:

Расчетное значение суммарной тяги двигателя P = 73,126 кН отличается от заданного (P_∑ = 74,6 кН), взятого из задания на курсовой проект, на величину:

так как , то расчетное значение суммарной тяги принимается как верное.

В результате выполнения термогазодинамического расчета основные узлы ТРДД - лопаточные машины - характеризуются следующими параметрами:

Вентилятор:

; ; ;

; ; .

Компрессор НД:

; ; ;

; ; .

Компрессор ВД:

; ; ; ;

; ; .

Турбина ВД:

; ; ; ;

; ; ; ;;

; ; .

Турбина НД:

; ; ;

; ; ; ;

;;; .