Расчет и проектирование турбины приводного газотурбинного двигателя

Московский Государственный Технический Университет

им. Н.Э.Баумана

Калужский филиал

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому проекту на тему:

"РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ ТУРБИНЫ ПРИВОДНОГО ГТД"

Содержание

Расчет первой ступени

Расчет второй ступени

Профилирование

Расчет на прочность

Описание установки

Выбор материалов

Список литературы

Расчет турбины приводного ГТД.

Исходные данные: ; ; ; ; ; ; ;

Принимаем: ; ; - степень реактивности; - коэффициент скорости в рабочих лопатках, - коэффициент скорости сопловой решетки первой ступени; , ,

Вычисления:

Находим располагаемую работу расширения (располагаемый теплоперепад в турбине):

Определяем число ступеней:

- коэффициент возврата тепла

Расчет первой ступени:

50% от , получаем ;

Расчет процесса в сопловом аппарате.

- располагаемый теплоперепад в сопловом аппарате

- скорость на выходе из соплового аппарата

- относительная скорость при входе в РЛ

- температура в конце изоэнтропийного расширения в СА

- полное давление на выходе из соплового аппарата

- температура газа за сопловым аппаратом

- удельный объем газа за решеткой СА

Расчет параметров за рабочим колесом.

- относительная скорость на выходе из РЛ

- абсолютная скорость газа за ступенью

Определяем размеры соплового аппарата.

принимаем

- высота сопловой лопатки в сечении на выходе из решетки

Определяем размеры РЛ.

- Эйлера работа газа на окружности колеса турбины

- КПД ступени на окружности колеса

- потери в РЛ

Относительные потери в сопловом аппарате:

- коэффициент потерь кинетической энергии в СА

- коэффициент потерь с выходной скоростью

- коэффициент потерь кинетической энергии в РЛ

Потери в СА.

- коэффициент конфузорности, так как k>1.7, то к=1.7

(определяем по графику)

Потери в РЛ.

Расчет второй ступени

; ; .

Определяем размеры соплового аппарата.

Определяем размеры РЛ.

Потери в СА.

- коэффициент конфузорности, так как k>1.7, то к=1.7

(определяем по графику)

Потери в РЛ.

Профилирование

Используем закон профилирования .

Периферия.

Корень.

Расчет на прочность.

ХВОСТОВИК.

Материал ХН65КНВЮТ; ; ; .

ДИСК.

Материал 25Х1М1Ф; ; ;

ИЗГИБ ЗУБА.

; ; ; ;

Описание установки.

Турбина приводного ГТД состоит из одноступенчатого компрессора, трубчато-кольцевой КС, осевой двухступенчатой турбины.

Турбина - осевая, двухступенчатая. Ротор турбины выполнен из двух частей: вала и двух дисков с лопатками. Задний вал - цапфа выполнен заодно со вторым диском турбины, передний вал ротора фланцем соединяется с обоими дисками при помощи шести болтов. Диски турбины выполнены из материала 25Х1М1Ф, передний и задний валы выполнены из стали ЭИ-961.

Сопловые аппараты первой и второй ступени состоят из литых лопаток, выполненных из сплавов ЖС-6К, и набранных в кольца. Передний сопловой аппарат передает усилие на задний корпус компрессора через внутреннюю стойку, связанную с корпусом гофрированной обечайкой.

В зоне работы рабочих лопаток вмонтированы металлокерамические вставки из материала УМБ-4С. Ротор турбины вращается на переднем шариковом подшипнике. Радиальные и осевые усилия от шарикового подшипника воспринимаются корпусом компрессора. Корпус турбины состоит из двух кожухов, выполненных из жаропрочной листовой стали, соединенных между тремя профильными стойками. Внутренняя полость стоек используется для подвода масла к подшипнику, слива масла из него и для воздушного охлаждения заднего диска турбины.

Передний диск турбины и замковое соединение лопаток охлаждаются воздухом, поступающего из камеры сгорания в полость переднего вала.

Выбор материалов

Выбор материала деталей газовых турбин производится на основании технико-экономических соображений, которые должны обеспечить:

- надежность работы изделия в течении всего срока службы. Это требование предполагает отсутствие разрушений и недопустимых деформаций в условиях действия механических и химических факторов;

- технологическую пригодность, то есть последующую обработку и соединение с другими деталями;

- экономическую целесообразность, выражающуюся в умеренной стоимости и малом количестве дефицитных и стратегических материалов.

Сопловые лопатки первой ступени турбины работают при наиболее высоких температурах и под действием газовых сил подвергаются изгибу, поэтому важной характеристикой материала этих деталей является сопротивляемость ползучести. Напряжения изгиба в сопловых лопатках современных и перспективных газовых турбин достигают 100-130 Мпа. В охлаждаемых сопловых лопатках первых ступеней из-за большого градиента температуры в материалах возникают значительные термические напряжения, сравнимые с напряжениями от изгиба.

Кроме того, высокая температура рабочей среды, а также наличие в газе кислорода, серы, водяных паров, а при сжигании мазута и пятиокиси ванадия, вызывают коррозию металла, поэтому материал должен быть еще и коррозионно-стойким. Поэтому для сопловых лопаток мы выбираем сталь 31Х19Н9МВБТ.

Рабочие лопатки являются наиболее нагруженными деталями рабочего колеса турбины. Они подвергаются действию центробежных сил, вибрационным нагрузкам; усилиям, возникающим, вследствие различия коэффициентов расширения материалов лопаток и соприкасающегося диска, коррозии и эрозии от действия горячих газов, а также термическим напряжениям из-за разности температур в корне лопатки и на периферии. Работая длительное время в условиях высоких температур и напряжений, материал лопаток должен обладать высоким сопротивлением ползучести и усталости и малой чувствительностью к концентрации напряжений. Последние возникают в местах переходов, вырезов, отверстий и т.п. Поэтому для рабочих лопаток мы выбираем сталь ХН65КНВЮТ.

Диски и роторы турбин, так же как и рабочие лопатки, подвержены действию центробежных сил и температурных напряжений, однако наибольшую опасность представляют напряжения от центробежных сил собственно диска и рабочих лопаток. Температурные напряжения по своей величине значительно меньше, а при хороших пластических свойствах металла дисков они снимаются под влиянием небольших пластических деформаций. Поэтому выбираем сталь 25Х1М1Ф.

Список литературы

1. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. - М.: Машиностроение, 1974.

2. Лапин Ю.Д., Карышев А.К. Расчет осевой газовой турбины. Материалы газовых турбин. - М.: Издательство МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2002.

3. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983.

4. Курс лекций «Теория и расчет газовых турбин»