Определение ширины компрессора и турбины
4.3.1. Ширина компрессора определяется по методу, изложенному в [2]. Для определения ширины компрессора находим среднюю ширину лопаточного венца компрессора
,
где 
- ширина лопаточного венца первой ступени компрессора, 
- ширина лопаточного венца последней ступени компрессора. Рекомендуется принимать удлинение для первой дозвуковой ступени 
, а для первой сверхзвуковой ступени 
. Удлинение последних ступеней компрессора 
.
Определяем ширину лопаточного венца ВНА по формуле:
,
причем удлинение ВНА рекомендуется принимать в диапазоне 3 – 4.
Относительный осевой зазор задается в диапазоне 
.
4.3.2. Ширина компрессора в первом приближении находится по формуле:
.
4.3.3. Ширина турбины компрессора (одновального или двухвального, схемы 2 и 3) определяется следующим образом. ???
Порядок расчетов при различных схемах ГТУ приведен в табл.2
Таблица 2
| Схема ГТД | Одновальный ГТД без свободной турбины – схема 1 | ГТД со свободной турбиной (одновальный ГГ)-схема 2 | ГТД со свободной турбиной (двухвальный газогенератор) – схема 3 |
| ТГД - расчет | Приложение I | Приложение II | Приложение III |
| Проектный расчет ТК | Приложение V | Приложение IV | Приложение VI |
| Проектный расчет СТ | - | Приложение VII | Приложение VII |
| Определение длинновых размеров ТК | Приложение VIII | Приложение VIII | Приложение VIII |
ЛИТЕРАТУРА
1. Богомолов Е.Н. Основы теории и выбор параметров авиационных газовых турбин: Учебное пособие. – Ярославль: ЯПИ, 1986. – 88 с.
2. Богомолов Е.Н., Добродеев В.П. Проектирование проточной части турбокомпрессора авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие. – Ярославль: ЯПИ, 1991. – 68 с.
3. Ахмедзянов А.М., Алаторцев В.П. и др. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД: Учебное пособие. – Уфа: УАИ, 1982. 256 стр.
4. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. – М.:Машиностроение, 2002. – 616 с.
5. Маслов В.Г., Кузьмичев В.С., Григорьев В.А. Выбор параметров и проектный термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей. - Куйбышев.: КуАИ, 1984. 176 с.
6. Иноземцев А.А. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб./ А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. – М.: Машиностроение, 2008. – Т.2 (раздел 8.2.7.2).
7. Ремизов А.Е. Надо сослаться на его работу с данными по переходникам
Приложение I
Пример термогазодинамического расчета одновального ГТД без свободной турбины – схема 1
Таблица П.1
Исходные данные
| Исходные данные | Обозначение | Значение |
| Температура газа перед турбиной, К | -  | 1400K |
| Степень повышения полного давления | -  | |
| Политропический КПД компрессора | -  | 0,89 |
| Изоэнтропический КПД турбины компрессора (с учетом охлаждения турбины, если оно есть) | -  | 0,93 |
| Механический КПД | -  | 0,995 |
| КПД электрогенератора | -  | 0,98 |
| Коэффициент потерь полного давления в камере сгорания | -  | 0,95 |
| Коэффициент потерь полного давления во входном устройстве | -  | 0,99 |
| Степень понижения полного давления в выходном устройстве (котла-утилизатора нет) | -  | 1,013 |
| Коэффициент утечек воздуха из ГВТ |  | 0,01 |
| Температура воздуха на входе в ГТД, К | -  | |
| Давление воздуха на входе в ГТД, Па | -  | |
| Показатель адиабаты воздуха | -  | 1,4 |
| Газовая постоянная воздуха, | -  | 287,05287 |
| Максимальная электрическая мощность газотурбоэлектроагрегата, МВт | -  | |
| Низшая теплотворная способность топливного газа, кДж/кг | -  | |
| Полнота сгорания топлива | -  | 0,993 |
| Теоретически необходимое количество килограммов воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива | -  | 17,048 |
1. Полная температура на входе в двигатель:
= 
=288 (1)
2. Полное давление на входе в двигатель:
= 
=0,99*101325=101311,75 Па (2)
3. Изоэнтропический КПД компрессора определяется по формуле:
. (3)
4. Полное давление за компрессором:
=100311,75 
17=1705300 Па. (4)
5. Удельная работа компрессора определяется по формуле:
Дж.(5)
6. Температура воздуха за компрессором вычисляется по выражению:
. (6)
7. Относительный расход топлива определим по упрощенной формуле (из [2], стр.213):
=0,0186, (7)
где 
- низшая теплотворная способность топлива,
- полнота сгорания,
и 
- комплексы, имеющие вид:
=4,187(-0,10353 
Т4 10-10+0,35002 Т3 10-7-0,15931 Т2 10-4+0,24089Т)
=4,187(0,25084 Т2 10-3+0,35186 Т-0,33025 Т3 10-7-17,533)
8. Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания определим из выражения:
=3,1596, (8)
где 
- теоретически необходимое количество килограммов воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива.
9. Полное давление газа на входе в камеру сгорания:
=1620035 Па. (9)
10. Величина относительных отборов охлаждающего воздуха зависит от многих факторов, главным из которых является температура перед турбиной. Предлагается использовать зависимость относительных отборов охлаждающего воздуха, как функцию температуры газа перед рабочим колесом с разделением на воздух для охлаждения СА и для охлаждения РК, которая имеет вид:
=0,0299. (10)
где 
- относительный отборов охлаждающего воздуха на конвективное охлаждение СА. Воздух, создающий пленочное охлаждение, считается вторичным воздухом КС и учитывается в п.12,
=0,0240. (11)
Если получено отрицательное значение, то отбор на охлаждение не нужен. Следует присвоить 0.
Выражения (10) и (11) являются аппроксимирующими и получены по данным нескольких ГТУ. Можно назначать другую величину отборов охлаждающего воздуха.
11. Относительный отбор охлаждающего воздуха на охлаждение турбины компрессора является суммой отборов на охлаждение и равен:
+ 
=0,0299+0,024=0,0539. (12)
12. Расход воздуха через сечение Г:
=1(1-0,0539-0,01)=0,9361. (13)
13. Расход топлива секундный на 1 кг воздуха:
=0,0186 0,9361=0,0174. (14)
14. Расход газа через сечение Г:
=0,9361 (1+0,0186)=0,9535. (15)
Пункты 15 – 20, расчет теплоемкости и показателя адиабаты на входе в турбину.
15. Газовая постоянная газа вычисляется по выражению:
. (16)
16. Определение относительной температуры газа на входе в турбину для использования в расчетном полиноме:
=1,4. (17)
17. Изобарная теплоемкость сухого воздуха:
=
=1,201. (18)
18. Комплекс Nn:
=3,6096. (19)
19. Изобарная теплоемкость газа вычисляется по формуле:
=1244,91. (20)
20. Показатель адиабаты газа на входе в турбину компрессора:
=1,3003. (21)
21. Степень понижения полного давления турбины получим по выражению:
. (22)
22. Отсюда удельная работа турбины равна:
Дж. (23)
23. Температура «чистого» газа за турбиной равна:
К. (24)
24. Расход газа за турбиной равен:
=0,9535+1 0,0539=1,00738. (25)
25. Температура газа за турбиной (по [4], формула 2.26) равна:
,(26)
где 
- температура охлаждающего воздуха, принято = 
=715,155К;
, 
26. Полное давление газа за турбиной:
Па. (27)
27. Относительный расход топлива за турбиной определим о формуле:
. (28)
57. Газовая постоянная газа за турбиной вычисляется по выражению:
. (29)
58. Определение относительной температуры газа за турбиной для использования в расчетном полиноме:
. (30)
59. Изобарная теплоемкость сухого воздуха за турбиной вычисляется по формуле
.(31)
60. Комплекс Nn для газа за турбиной рассчитывается по формуле (19).
.(32)
61. Изобарная теплоемкость газа за турбиной вычисляется по формуле:
.(33)
62. Показатель адиабаты газа на выходе из турбины компрессора:
. (34)
28. Эффективная удельная работа цикла на 1 кг воздуха равна:
=
= 
Дж. (35)
29. Потребная эффективная мощность ГТД на валу равна:
Вт. (36)
30. Расход воздуха через двигатель определим по формуле:
кг/с. (37)
31. Фактический расход газа равен:
=
= 
кг/с. (37)
32. Фактический секундный расход топлива определим по формуле:
кг/с (38)
33. Часовой расход топлива определим по формуле:
кг/ч. (39)
34. Располагаемая удельная энергия внесенного в двигатель топлива, приходящаяся на 1 кг воздуха:
Дж. (40)
35. Эффективный КПД ГТД равен:
=37%. (41)
36. В итоге, имеем КПД ГТУ на клеммах электрогенератора:
=36,26%. (42)
37. Удельная работа ГТУ (аналог - удельная тяга) кВт/(кг/с):
Вт/(кг/с)=295,5 кВт/(кг/с). (43)