Читать диплом по всему другому: "Профилирование рабочей лопатки ступени компрессора и газовой турбины" Страница 1

(Назад) (Cкачать работу)

СОДЕРЖАНИЕ Введение

Расчёт и профилирование компрессорной ступени компрессора высокого давления

1.1 Выбор и обоснование закона закрутки

1.2 Расчёт параметров потока по радиусу

.3 Расчёт и построение решеток профилей рабочего колеса

. Расчёт и профилирование турбинной ступени турбины высокого давления

.1 Выбор и обоснование закона профилирования

.2 Расчёт параметров потока по радиусу

.3 Расчёт и построение решеток профилей рабочего колеса

.4 Расчёт и профилирование решеток профилей рабочего колеса на инженерном калькуляторе

. Расчёт камеры сгорания

. Расчёт выходного устройства

Вывод

Перечень ссылок Введение Целью данного курсового проекта является расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины, а также расчет и профилирование камеры сгорания и выходного устройства проектируемого двигателя.

Для достижения высоких значений КПД ступени компрессора необходимо установить взаимосвязь кинематических параметров потока в элементах ступени, расположенных на различных радиусах (то есть рассчитать поток в решетках по радиусу).

Для получения инженерных результатов реальное течение газа в компрессоре рассматривается как установившееся, осесимметричное (без радиальных составляющих скорости при движении по соосным цилиндрическим поверхностям), при постоянстве гидравлических потерь по радиусу. В упрощенном варианте считают, что поток движется в осевой ступени согласно уравнению радиального равновесия.

Газодинамический расчет турбины, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается выбором закона закрутки потока по радиусу, и конструированием профильной части сопловых и рабочих решеток.

Камеры сгорания (КС) авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Особое внимание при создании новых двигателей уделяется образованию в КС вредных веществ. Основные требования к КС - это высокая полнота сгорания топлива; малые потери полного давления; низкий уровень выбросов вредных веществ; большая надежность и ресурс; малая масса.

Выделяют три типа КС ГТД: трубчатая, кольцевая и трубчато-кольцевая. Наибольшее распространение получили кольцевые КС, т.к. они отличаются компактностью конструкции и меньшей массой, меньшей поверхностью жаровой трубы, требующей охлаждения, меньшими потерями полного давления. Меньшая длина КС позволяет сократить длину валов турбокомпрессоров и снизить удельную массу двигателя.

Наиболее распространенным видом выходных устройств турбовальных двигателей является выходной дифузор. Совершенствование аэродинамики и конструкции выхлопных патрубков

Похожие работы