Лр экспериментальное определение характеристик осевого



страница1/7
Дата06.06.2016
Размер0.86 Mb.
ТипЛитература
  1   2   3   4   5   6   7
3

Содержание


Введение . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

ЛР-1. Приборы для измерения основных параметров потока

в проточной части ГТД . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

ЛР-2. Экспериментальное определение характеристик осевого

компрессора при его работе в системе авиационного

ГТД . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

ЛР-3. Экспериментальное исследование работы крайних

ступе­ней осевого компрессора при его работе в

ТРДД АИ-25 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

ЛР-4. Определение основных параметров осевой ступени

турбины высокого давления ТРДД АИ-25. . . . . . . . . . . 47

ЛР-5. Определение основных параметров камеры сгорания

ГТД. Анализ влияния различных эксплуатационных

факторов на работу камеры сгорания . . . . . . . . . . . . . . . . 57

ЛР-6. Экспериментальное определение дроссельной

характе­ристики ТРДД АИ-25. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65

ЛР-7. Экспериментальное определение дроссельной

характеристики ТВД АИ-24 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

ЛР-8. Оценка технического состояния ТРДД ПС-90А по полетной

информации . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92

Литература . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113

Приложение .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114

4

Введение
Настоящий лабораторный практикум включает восемь работ продолжительностью четыре академических часа по теории газотурбинных двигателей (ГТД) гражданской авиации (ГА).



Согласно ГОСТ 23851 ЁC 79 [5] ГТД называют тепловую машину, предназначенную для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

ГТД можно также представить как тепловую машину, в которой количество теплоты µ §, подводимое к воздушному потоку в камере сгорания, преобразуется в полезную (свободную) работу цикла µ §, и как движитель, в котором свободная энергия преобразуется в полезную тяговую работу µ §.

В зависимости от вида движителя существуют различные типы авиационных ГТД: турбореактивные двигатели (ТРД); двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД); турбовинтовые двигатели (ТВД); вертолетные двигатели; вспомогательные двигатели (ВГТД) и др. Рабочие процессы, происходящие в названных двигателях, являются предметом дисциплины «Теория авиационных двигателей».

Теория авиационных двигателей занимает особое место, поскольку результаты её изучения дают студентам знания, навыки и умения в области рабочих процессов, протекающих в основных элементах ГТД (входных и выходных устройствах, компрессоре и турбине, в основной и форсажной камерах сгорания), и эксплуатационных характеристик этих элементов. Практика эксплуатации авиационных ГТД показывает, что без знания характеристик компрессора, турбины, камеры сгорания, а также входных и выходных устройств невозможно понять эксплуатационные характеристики авиадвигателей различных схем и обеспечить их грамотную техническую эксплуатацию и надлежащий уровень безопасности полетов воздушных судов.

Авиационный ГТД представляет собой открытую термодинамическую систему ЁC поток воздуха, математический аппарат для описания движения воздуха в различных элементах ГТД включает в себя следующие основные уравнения движения газа:

1. Уравнение неразрывности (расхода)

µ § где µ §площадь, скорость и плотность газа в сечении потока «1 ЁC 1» ; µ § то же в сечении

«2 ЁC 2».


5

Для произвольного сечения потока произведение названных параметров µ § называют уравнением расхода и обозначают µ §.

Если рассматривать отношение текущих параметров потока µ § к параметрам при критическом режиме течения µ §, где скорость потока равна критической скорости звука (µ §) то уравнение неразрывности (расхода) имеет вид:

µ §


где µ §коэффициент, зависящий от показателя адиабаты µ § и газовой постоянной µ § µ §относительная плотность тока, рассчитывается по формуле:

µ §


µ § давление и температура заторможенного потока в рассматриваемых сечениях.
2. Уравнение сохранения энергии.

Подведенные извне к потоку газа с массовым расходом µ § между сечениями «1 ЁC 1» и «2 ЁC 2» механическая работа µ §и теплота µ § идут на изменение энтальпии (теплосодержания) µ § и кинетической энергии газа µ §

µ §

или µ §, где знак «минус» означает отвод механической работы и теплоты от потока газа.


6

3. Уравнение первого закона термодинамики.

Сообщенная извне к потоку газа с массовым расходом µ § теплота µ § расходуется на изменение теплосодержания µ § и совершение политропной работы (интеграл Бернулли) µ §

µ §=µ §
4. Обобщённое уравнение Бернулли.

Подведенная извне к потоку газа с массовым расходом µ § механическая работа µ § идёт на совершение политропной работы (интеграл Бернулли) µ §, на изменение кинетической энергии потока

µ § и на преодоление гидравлических сопротивлений µ § :

µ §=µ §+µ §+µ §
5. Теорема Л.Эйлера о количестве движения.

В установившемся потоке сумма всех сил давления и трения, действующих на выделенную массу жидкости (газа) со стороны контрольной поверхности и со стороны обтекаемого твёрдого тела, равна секундному изменению количества движения жидкости при её течении через рассматриваемую контрольную поверхность:

µ §

где µ §сила, действующая на контрольную поверхность; µ §сила, действующая от обтекаемого тела на жидкость (газ); µ §µ §количество движения в сечении потока «1 ЁC 1» (боковая часть контрольной



поверхности); µ § то же в сечении «2 ЁC 2».

7

6. Теорема Л.Эйлера о моменте количества движения.



В установившемся потоке изменение момента количества движения секундной массы газа, проходящей через трубку тока, относительно какой- либо произвольной оси равно моменту всех сил µ §, действующих на трубку относительно той же оси:

µ §


Здесь µ § момент количества движения потока в сечении «1 ЁC 1» относительно произвольной оси, расстояние от которой до центра тяжести сечения равно µ §µ § окружная составляющая скорости относительно этой оси; µ § то же для сечения «2 = 2».

Сложность авиационных ГТД и большие материальные затраты, связанные с их испытаниями приводят к необходимости использования моделирования рабочих процессов на базе полученных ранее результатов экспериментов, например, при сдаточных испытаниях авиадвигателей, изготовленных или прошедших ремонт на предприятиях авиационной промышленности и гражданской авиации. Изучение студентами результатов данных экспериментов, представленных в лабораторных работах настоящего практикума, даёт возможность освоения опыта авиадвигателестроения и эксплуатации.

8

ЛР-1 ПРИБОРЫ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ



ПОТОКА В ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ГТД (4 часа)
Цель работы: 1. Практическое освоение уравнения

сохранения потока газа (при измерении

температуры).

2. Практическое освоение уравнения Бернулли для

потока газа (при измерении давлений).

3. Освоение газодинамического способа определения

скорости течения газа.

Задание на работу


1. Ознакомиться с принципом действия и схемой термометра сопро­тивления и термопары для измерения температуры заторможенного потока.

2. Ознакомиться с принципом действия и схемой приемников для из­мерения статического, динамического и полного давлений в потоке газа.

3. Из протокола испытаний авиационного ГТД (таблица 1.1) известны
результаты измерений потока в контрольных сечениях проточной части дви­гателя.

4. По результатам измерения температур и давлений определить в


данных сечениях:

- число М и приведенную скорость µ §;

- скорость звука и критическую скорость µ §;

- газодинамические функции µ §;

- угол направления потока µ §.

5. Оформить отчет по лабораторной работе.


Основные сведения
а) Измерение температуры

Измерение температуры газа основано на использовании уравнения сохранения энергии для сечения потока:

µ §, (1.1)

где Т* - температура заторможенного потока (или температура торможения или полная температура); Т ЁC действительная (термодинамическая или статическая) температура в потоке газа;


9

µ §- средняя теплоемкость в процессе торможения потока (теплоем­кость при некотором постоянном давлении, обычно средняя массовая теп­лоемкость); с - скорость течения газа.



Из формулы (1.1) следует, что измерительный прибор должен обла­дать следующими особенностями:

1) обеспечивать снижение скорости до нуля, оставаясь неподвижным, с возможно меньшими потерями;

2) двигаться в потоке с той же скоростью, что и поток, обес­печивая измерение действительной температуры с возможно меньшими поте­рями.

При эксплуатации газотурбинных двигателей гражданской авиации ис­пользуется только первый способ измерения температуры, так как создать прибор, движущийся со скоростью потока, практически невозможно. На рис.1.1 представлена конструктивная схема термометра сопротивления, широко используемого для измерения температуры заторможенного потока.


Рис.1.1. Схема термометра сопротивления П.Г.Стрелкова:

1 ЁC каркас из плавленого кварца; 2 - бифилярная обмотка из

платиновой прово­локи диаметром 0.05...0.1 мм; 3 ЁC выводы;

4 - защитный чехол (металл, стекло, плавленный кварц)


Принцип действия термометра сопротивления основан на свойстве металлов изменять свое электрическое сопротивление при изменении температуры среды. Термометр состоит из датчика, основу которого составляет тонкая проволока диаметром 0.05...0.2 мм, намотанная на каркас, например, из плавленного кварца и выполненная из меди для температур -50...+150°С, из никеля для температур -5О...+2ОО°С, из платины дли температур -100...+600°С, соединительных (компенсационных) проводов и
10

регистрирующего прибора. Термометр используется для измерения температуры воздуха на входе в двигатель, масла и топлива.

Принцип действия термопары основан на явлении термоэлектричества, возникающего в цепи, состоящей из разнородных проводников (термоэлектродов). Величина термо-э.д.с. зависит от материала термоэлектродов, от температуры среды, в которую помещены горячий и холодный спаи (рабочие концы) термопары (рис.1.2).
Рис.1.2. Характеристики хромель-алюмелевых термопар с

торможением потока в цилиндрической камере

11

При измерении горячий спай помещают в среду, температуру которой



необходимо измерить, а холодный - в термостат с постоянной, заведомо известной температурой, например, в сосуд с тающим льдом. Он необходим для тарирования регистрирующего прибора или, что то же самое, для более точного учета влияния холодного спая. Наибольшее распространение получили следующие термопары: медь-копелевая (сплав 56 % µ § и 44 % µ §), хромель (сплав 89 % Ni+9.8 % Сr+1 % Fe+0.2 % Мп)- копелевая для средних температур (до 6ОО°С), хромель- алюмелевая (сплав 94 % Ni+ 2 % Al+2.5 % Mn+1%, Si+0.5 %+ 1% примеси) для высоких температур (выше 900°С), платино-платиноиридиевая для сверхвысоких температур (выше 1700°С), вольфрам-графитовая.

Как было сказано выше , термопара используется для измерения тем­пературы заторможенного потока Т*. Это следует из того, что при обтека­нии потоком неподвижного горячего спая существует, по крайней мере, одна точка, в которой скорость равна нулю. Процесс торможения в этой точке, а также в ряде других, как правило, совершается с потерями, которые оцениваются коэффициентом восстановления температуры r:

µ § (1.2)

Величина r зависит от критериев µ § (режима течения газа), µ § (характера течения ЁC ламинарного, переходного, турбулентного), µ § (теплофизических свойств газа), µ § (учитывающего процесс теплоотдачи от газа к твердому телу и теплопроводность в пограничном слое), названных в честь Эрнста Маха (1838 ЁC 1916), австрийского физика и философа, Осборна Рейнольдса (1842 ЁC 1912), английского физика и инженера, Людвига Прандтля (1875 ЁC 1953), немецкого аэродинамика и Вильгельма Нуссельта (1882 ЁC 1957), немецкого физика, от показателя адиабаты (процесс торможения - µ §) и от конструкции термоприемника (рис.1.2).


б) Измерение давления
Измерение давления в потоке движущегося газа основано на использовании обобщенного уравнения Даниила Бернулли (1700 ЁC 1782), швейцарского физика, разработавшего это уравнение в 1738 году:

µ §, (1.3)


12

которое показывает, что подведенная извне работа µ § идет на соверше­ние политропной работы (µ §интеграл Бернулли), изменение кинетической энергии и на преодоление трения.



Для приемника давления, находящегося в потоке несжимаемой жидкос­ти (µ §=const) при отсутствии притока извне механической энергии (µ §=0) и трения (µ §), уравнение (1.3) приобретает вид:

µ § (1.4)

где µ § - давление заторможенного потока или полное давление, или дав­ление, которое испытывает плоское твердое тело, поставленное перпенди­кулярно вектору скорости (на поверхности которого с=0); µ § - статическое давление или давление среды, действующее на стенку тела, движущегося вместе с потоком, или давление на неподвижную стенку, расположенную параллельно вектору скорости; µ § - плотность жидкости.

При малых скоростях движения газа (µ §) сжимаемость его можно не учиты­вать и рассматривать плотность, как величину постоянную (µ § или как функ­цию одной температуры. Тогда уравнение (1.4) можно записать в виде:

µ § (1.5)

Уравнение (1.5) характеризует движение струйки, тормозящейся в критической точке тела, в которой скорость равна нулю. Выражение µ § называется динамическим давлением или скоростным напором. Оно характеризует давление, которое способен создать поток газа благодаря энергии своего движения.

Таким образом, для измерения полного давления приемник следует располагать в критической точке, соединяя его с регистрирующим прибо­ром (манометром). Простейшим приемником полного давления может быть цилиндрическая трубка, изогнутая под углом и введенная в поток так, чтобы ее короткое колено было параллельно направлению потока, а при­емное отверстие обращено навстречу потоку (рис.1.3).

Введенная в по­ток трубка тормозит струйки газа, расположенные вблизи трубки. Но всегда имеется несколько или, в крайнем случае, одна струйка, совпа­дающая по направлению потока с осью трубки, которая тормозится до нулевой скорости (трубка Пито ЁC Прандтля изобретена в 1732 году) и ее скоростной напор превращается в давление.


13

С целью уменьшения загромождения сечения потока часто используют комбинированные приемники давления (рис.2.1), позволяющие измерять одновременно статическое и полное давления в потоке.

Для измерения давления по сечению потока применяют "гребенки" приемников, представляющие собой несколько одинаковых приемников давления. Установка их на неподвижных элементах, например, на лопатках, направляющих и сопловых аппаратов, на форсунках камер сгорания и т.д., значительно уменьшает искажение потока.

Вместе с тем для авиационного ГТД характерно неравномерное поле температур и давлений по всему тракту. Неравномерность температурного поля в турбине в некоторых случаях достигает 300° и более. Измерение в данном случае производится либо установкой большого количества термопар, либо путем использования поворотного диска, на котором крепится гребенка термопар.

Рис.1.3. Схема приемника для измерения статического (а) и полного

давлений и характеристики (б)

14

в) Определение скорости


Непосредственное измерение скорости потока представляет собой сложную задачу и в авиационных ГТД не используется. Определение ско­рости в данном случае осуществляется косвенным (газодинамическим) спо­собом. При небольших скоростях потока, когда изменением плотности мож­но пренебречь, используется уравнение (1.5). С переходом к большим скоростям изменение плотности (сжимаемость) газа становится существен­ным. Принимая процесс торможения потока в приемнике давления адиабати­ческим, что близко к действительности, уравнение (1.1) записывают в виде:

µ § (1.6)

или

µ §, (1.7)



где отношение температур заменяется отношением давлений в адиабатичес­ком процессе.

Поскольку kRT=a2 , где а - скорость звука, уравнение (1.6) можно написать так

µ § (1.8)

Из формул (1.6) и (1.8) видно, что скорость сжимаемой жидкости зависит не от разности полного и статического давления (как следует из уравнения (1.5)), а от их отношения. Для определения скорости важно также знать скорость звука в данной точке (или сечении) потока.

В газовой динамике движение характеризуется не абсолютным значением скорости, а безразмерными комплексами (критериями): приведенной скоростью µ § и числом Маха М. Первый критерий определяется отношением скорости потока к критической скорости звука µ §. Второй параметр представляет собой отношение скорости потока к скорости звука М=с/а.

15

Критической скоростью звука называют скорость потока в критическом се­чении, где она равна местной скорости звука (М=1). Значения температуры и давления в потоке при М=1 определяются из уравнений (1.7) и (1.8):



µ § (1.9)

Таким образом, критическая скорость равна

µ § (1.10)

Из формул (1.7) и (1.8) составляются соотношения для определения критериев:


µ §; µ § (1.11)

Как следует из соотношения для скорости звука, число М зависит от действительной температуры потока и рода газа. Поэтому для сравнения потоков с известными статическими параметрами используется число М. Например, при сравнении режимов полетов самолетов на различных высотах при известном распределении температуры окружающего воздуха в атмосфе­ре.

В каналах проточной части авиационного ГТД действительная темпе­ратура меняется в широком диапазоне, поэтому использование параметра М не всегда целесообразно. В этих случаях для оценки движения применяют критерий µ §, так как здесь часто температура торможения постоянна. Отношение температур и давлений в этих случаях представляется в виде газодинамических функций:

µ § (1.12)

В приложении П.1 приводятся формулы для расчета различных газодинамических функций и их значения в зависимости от приведенной скорости µ § для показателей адиабаты µ § (сухой воздух) и µ §(продукты сгорания авиационного топлива ЁC керосина).

г) Измерение направления потока


Для измерения направления потока в разное время применялись раз­личные механические и пневматические приемники. Принцип действия

16

пос­ледних основан на использовании зависимости давления в некоторых ха­рактерных точках приемника от направления набегающего потока.



Рассмотрим обтекание цилиндра потоком газа (рис.1.4). В цилиндре имеются два приемных отверстия (расположенных к оси цилиндра под уг­лами µ § и µ §), которые используются для измерения полных давлений µ § и µ §. Действительный поток набегает на цилиндр под углом µ § к оси цилиндра (рис.1.4).

Составим уравнение Бернулли для несжимаемого потока газа в нап­равлениях угловµ § и µ §:

µ § (1.13)

Здесь р - статическое давление в потоке газа; c1 - скорость в потоке газа на входе в правое отверстие цилиндра ( рис.1.4); с2 -то же на входе в левое отверстие цилиндра;

Рис.1.4. К выводу уравнения для определения угла направления

по­тока газа с - действительная скорость потока газа.


Учитывая, что

µ § найдем

разность давлений:

µ § (1.14)

и отношение

µ § (1.15)

Если углы µ §, то зависимость, описывающая распределение дав­ления на поверхности цилиндра в определенной координатной плоскости, представляется так:

17

µ § (1.16)



Формула (1.16) позволяет определить необходимый угол между двумя приемными отверстиями и средним, которое используется для измерения полного давления (рис.1.4). Из условия экстремума функции при µ §=const находим µ §. Когда среднее отверстие установлено строго по потоку (µ §=0), оно воспринимает полное давление. При этом выражение (1.16) обращается в нуль.

Следует отметить, что все приборы для измерения температуры, дав­ления и направления потока проходят тарировку на специальных стендах, без которой невозможно оценить погрешность измерений.


Рис.1.5. Комбинированный насадок для измерения полного давления

и угла направления потока (В - В)
Порядок выполнения задания
1. Используя результаты измерений параметров потока в контрольных сечениях проточной части двухвального турбореактивного двигателя (где устанавливаются приемники давления и термопары (или термометры сопротивления)) (таблица 1.1) опре­делить:

18

а) вход в компрессор (сечение "В-В")



1.1. Статическое давление µ §, где µ § ;

µ §- барометрическое давление наружного воздуха, мм рт. ст.;

µ § - избыточное над атмосферным статическое давление в данном сечении тракта двигателя, µ §. При подстановке в формулу учитывать знак µ §.

1.2. Полное давление µ §.

1.3. Значение газодинамической функции давления µ § .

1.4. Приведенную скорость

µ §

1.5. Значения газодинамических функций температуры µ §, плотности µ §и относительной плотности тока µ § (см. также приложение П.1):



µ §

1.6. Температуру торможения µ §

1.7. Скорость воздуха

µ §


1.8. Расход воздуха в сечении

µ § где µ §; µ §

1.9. Тип прибора для измерения температуры и давления в сечении.

19

б) Выход из компрессора (сечение "Вн-Вн")



1.10. Полное давление µ §. Значение µ § в мм рт.ст. Полное давление рассчитывается в Паскалях (µ §).

1.11. Температуру торможения µ §.

1.12. Относительную плотность тока

µ § где µ §

1.13. Газодинамическую функцию давления µ § из уравнения:

µ §


1.14. Приведенную скорость из уравнения µ §

µ §


1.15. Скорость воздушного потока

µ §


1.16. Тип прибора для измерения температуры и давления в сечении.
в) Выход из турбины (сечение "Т-Т")

1.17. Статическое давление µ §.

1.18. Полное давление µ §.

1.19. Давление в левом и правом отверстиях приемника направления

угла µ §

1.20. Угол направления потока газа из формулы:

µ §

1.21.Тип прибора для измерения температуры и давления в сечении.


20

Отчетность по лабораторной работе


Включает:

1. Результаты расчетов по алгоритму 1.1-1.21.

2. Ответы на контрольные вопросы:

- напишите и поясните уравнение сохранения энергии для термопары;

- приведите формулы для определения коэффициента восстановления

температуры µ § (по данным результатов измерений);

- приведите и поясните схему и принцип действия термопары;

- перечислите факторы, влияющие на погрешность измерения температуры (на величину коэффициента µ §);

- приведите и поясните уравнение Бернулли для измерения статического, полного и динамического давлений;

- дайте определения статического и полного давлений;

- изобразите схему датчиков для измерения статического, полного и динамического давлений;

- изобразите и поясните схему датчика для измерения угла направления потока;

- сущность способа определения скорости.

Таблица 1.1

«_____»_______200 г. Атмосферные условия:

µ §


Ре-жимµ §µ §µ §µ §µ §µ §µ §µ §µ §µ §15228-120-185996561086526034-158-111741217613810137042-226-11310216710819414748667-755-43029036723840123759173-968-53937345825548237769581-1245-847459554374567550

21

ЛР-2 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ



ХАРАКТЕРИСТИК ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА

ПРИ ЕГО РАБОТЕ В СИСТЕМЕ АВИАЦИОННОГО


Каталог: bitstream -> 123456789
123456789 -> С. Я. Гончарова-Грабовская
123456789 -> 1. общие положения цель практических занятий
123456789 -> 40 – летию кафедры тэлаиад мгту га посвящается
123456789 -> Лекция Общее устройство авиамоделей. Материалы для авиамоделирования
123456789 -> Пособие по изучению дисциплины Москва 2007 Рецензент: канд истор. Наук В. И. Хорин. Пименов В. И
123456789 -> Методические указания по проведению практических занятий на тему: "Особенности конструкции и технической эксплуатации планера самолета"
123456789 -> Задачах: а определение терминов «концепт» и«концепто-сфера»
123456789 -> Восстановление твердых тканей зубов вкладками и штифтовыми конструкциями
123456789 -> Фольклорное наследие александра потебни
123456789 -> Сердечно-сосудистые заболевания и сахарный диабет


Поделитесь с Вашими друзьями:
  1   2   3   4   5   6   7


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница