3. ПРОЦЕСС РАСШИРЕНИЯ ГАЗА В ТУРБИНЕ

В главе рассматриваются следующие вопросы:
— назначение в ТРД;
— схема и принцип действия осевой ;
— окружное усилие, эффективная работа газа, кпд и мощность турбины;
— основные параметры, определяющие мощность тур-бины;
— совместная работа турбины и компрессора в ТРД;
— многоступенчатые турбины и особенности работы тур-бин двухвальных двигателей;
— выходные устройства ВРД.

Газ, обладающий значительной потенциальной энергией, из камеры сгорания поступает я турбину.
представляет собой лопаточную маши-ну, преобразующую энергию сжатого и нагретого в камерах сгорания газа в механическую работу на валу. В ТРД турбина служит для вращения ротора компрессо-ра и всех обслуживающих агрегатов: топливных, масляных, гидравлических насосов и др.
В сравнении с другими двигателями, преобразующими энергию газа в механическую работу, имеет ряд преимуществ:
— возможность получения больших мощностей в одном агрегате при малых габаритах и весе;
— высокий кпд, что обусловлено хорошей аэродинамикой проточной части и отсутствием крутых поворотов потока;
— простота и надежность конструкции.
Турбины классифицируют по направлению движения по-тока газа, по числу ступеней и другим признакам.
По направлению движения потока газа турбины могут бытьрадиальными, когда поток движется от центра к пери-ферии вдоль радиуса элементов турбин, и осевыми, у которых поток движется вдоль оси турбины.
В ТРД применяются осевые турбины.
—По числу ступеней турбины ТРД выполняются одно, двух или много ступенчатыми в зависимости от величины степени расширения газа в турбине.
Классификация турбин по другим признакам рассматри-вается в следующем параграфе.

3.2. СХЕМА И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СТУПЕНИ ОСЕВОЙ

Основными элементами ступени турбины являются сопло-вой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК) рис. 26.
Лопатки СА и РК образуют систему каналов проточной части турбины, по которым протекает поток газа.
Для рассмотрения принципа действия ступени турбины рассечем ее цилиндрической поверхностью а— а и развернем ее на плоскость. Получим плоскостную турбинную решетку, состоящую из сечения СА и РК (рис. 27).
В поперечном сечении лопатки СА и РК представляют со-бой аэродинамические профили.
Газ из камеры сгорания с абсолютной скоростью потока С 3 , давлением Р 3 и температурой Т 3 поступает в каналы соп-лового аппарата. Сопловой аппарат предназначен для преоб-разования потенциальной энергии давления газового потока в кинетическую энергию. С этой целью каналы СА выполне-ны сужающимися по потоку (f 3 ΄< f 3 , где f — площадь сечения канала).

Скорость потока в СА увеличивается от С 3 до С 3 ", а давление и температура газа падают (Р 3 "<Р 3 и Т 3 "<Т 3).
С абсолютной скоростью С3" газ поступает на лопатки ра-бочего колеса, вращающегося с окружной скоростью U. В межлопаточном канале РК газ движется с относительной ско-ростью W 3 ", равной на входе в РК геометрической разности абсолютной С 3 " и окружной скорости U, т.е. W 3 " = C 3 " - U.
План скоростей на входе в РК показан на рис. 27. Для обеспечения безударного входа передние кромки ло-паток РК устанавливаются по направлению относительной скорости W 3 ". В связи с увеличением окружной скорости от основания лопатки к концу и необходимостью обеспечения безударного входа на всех радиусах, лопатка РК подвер-гается «крутке».
В рабочем колесе кинетическая энергия газового потока преобразуется в механическую работу. Абсолютная скорость потока уменьшается в каналах РК от С 3 " до С 4 .
В зависимости от типа турбины газ в межлопаточных ка-налах РК либо продолжает расширяться (давление падает от Р 3 " до Р 4), либо только изменяет направление движения, а давление остается неизменным.
Турбина, в которой происходит расширение газа в межлопаточных каналах РК, называется реактивной. Турбина, в которой осуществляется только поворот потока в РК, назы-вается активной.
В реактивной турбине межлопаточные каналы выполнены сужающимися (f 4 В ТРД применяются только реактивные турбины. Актив-ные турбины используются в турбодетандерах, турбонасосах. Механическая работа на валу турбины получается за счет того, что на лопатках РК, находящихся под действием газодинамических сил, создаются окружные усилия, т. е. си-лы, совпадающие с направлением скорости. Эти силы созда-ют крутящий момент на валу турбины. В реактивной турбине окружное усилие на лопатках РК возникает по двум причинам:

а) активного импульса газа, связанного с возникновением на лопатке, находящейся в потоке, аэродинамической силы Р а (рис. 28);

б) за счет реактивной силы Р р , возникающей при разго-не газовой струи от скорости W 3 " до W 4 > W 3 ". Силы Ра и Рр можно разложить на осевую и окружную составляющие.
Результирующая осевых составляющих активной Р ао и реактивной Р ро сил, равная
ΔР о = Р ао — Р ро, восприни-мается подшипниками ротора двигателя.
Результирующая же окружных составляющих активной Раи и реактивной Рри сил создает окружное усилие Р u = Р аu + Р pu , используемое для получения крутящего момента и полезной мощности на валу турбины.

3.3. ОКРУЖНОЕ УСИЛИЕ, ЭФФЕКТИВНАЯ РАБОТА ГАЗА, КПД И МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

а). Определение величины окружного усилия Р u .
Величину силы Р u можно получить на основании изве-стной теоремы технической механики: «Изменение количест-ва движения секундной массы газа в направлении вращения рабочего колеса (окружном направлении) равно секундно-му импульсу силы, действующей в этом же направлении».
Для составления уравнения количества движения постро-им совмещенный план скоростей ступени турбины (рис. 29).

Из совмещенного плана скоростей видно, что
W 3"u = С 3"u — u
W 4 u = u — С 4 u
Δ С u = С 3"u - С 4 u
При составлении уравнения изменения количества движения положительным направлением считаем направление враще-ния (направление окружной скорости u).
Окончательно окружное усилие равно
Р u = [кг];
б). Эффективная работа газа.
Работа окружного усилия 1 кГ газа Lu равна

гдеG г — секундный расход газа [кГ/сек].
Подставиввеличину окружного усилия, полу-чим формулу работы окружного усилия

Работа 1 кГ газа, переданная на вал турбины, называет-ся эффективной работой газа
Lэ - Эта работа меньше работы окружного усилия на величину потерь: трение газа, перетекание газа в зазорах, трение в подшипниках, вихреобразование. Перечисленные потери невелики и составляют у мощ-ных турбин 2—3 % от общей мощности. Поэтому с достаточ-ной для практических целей точностью считают, что Lэ Lu. Тогда эффективная работа газа равна

Таким образом, эффективная работа газа тем больше, чем больше закрутка газа в рабочем колесе и окружная ско-рость или обороты ротора турбины,

в). К п д турбины.

На пути преобразования адиабатической работы расши-рения газа в турбине в механическую работу на ее валу име-ются потери. Величина потерь учитывается эффективным кпд турбины, который равен отношению эффективной рабо-ты Lэ к адиабатической работе расширения газа в турбине L ад расш т.е.

Эффективный кпд турбины η T учитывает как внутренние (гидравлические) потери, так и потери энергии с выходной скоростью . Потеря с выходной скоростью является относительной, так как кинетическая энергия , недоисполь-зованная для создания мощности на валу турбины, в после-дующем используется для создания реактивной тяги двига-теля.
У современных одноступенчатых ТРД ве-личина кпд равна η T = 0,7 — 0,86.
г). Мощность, развиваемая турбиной.
Мощность турбины — это работа, совершаемая газом в течение одной секунды и переданная на вал турбины.
Из определений мощность турбины равна;
N T =
Мощность турбины определяется вели-чинами секундного весового расхода газа G г , температуры газа перед турбиной Т 3 *, степенью расширения газа в турби-не π T и кпд турбины η T . Мощность турбины тем больше, чем больше величина указанных параметров.
В современных ТРД мощность, развиваемая турбиной, достигает больших значений NT=10000—50000 л. с. и более.
Эта мощность расходуется в основном на вращение ком-прессора двигателя и только 2—3 % на привод обслуживаю-щих агрегатов.

3.4. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

Основными параметрами, определяющими мощность тур-бины являются:
— секундный весовой расход газа G г ;
— обороты ротора турбины n ;
— температура газа перед турбиной Тз* ;
— степень реактивности турбины ρ .

а). Секундный весовой расход газа G г.
Величину секундного расхода газа можно определить из уравнения неразрывности учитывая, что в сопловом ап-парате обычно устанавливается критический перепад дав-лений или близкий к нему.
Это означает, что в узком (критическом) сечении СА (f кр) устанавливается критическая скорость Скр, рав-ная местной скорости звука а. Уравнение для этого слу-чая запишется в виде:

где γкр —удельный вес газа в критическом сечении СА [кГ/м3].
Известно, что
, а

Так как давление и температура газа в критическом сечении СА Ркр и Ткр пропорциональны давлению Рз и темпе-ратуре газа Тз на входе в турбину, то можно написать:
или

.
Таким образом, при постоянной температуре газа перед турбиной Тз расход газа G г определяется величиной давления газа Рз перед нею. Увеличение давления газа Рз ведет к увеличению расхода газа и мощности турбины;

б). Обороты ротора турбины n .

При постоянной температуре газа перед турбиной Тз* = Со nst , увеличение оборотов ротора турбины n ведет к увеличению мощности турбины NT .
Это объясняется следующим. Увеличение оборотов рото-ра турбины n (ротора двигателя) ведет к увеличению рас-хода воздуха G в и степени повышения давления воздуха в компрессоре двигателя πК . Увеличение πК приводит к увеличению давления на выходе из компрессора Р2* и на входе а турбину Р3*= σКСР2*.
Увеличение давления Рз*, с одной стороны, увеличивает расход газа через турбину Gг, с другой стороны увеличивается степень расширения газа в турбине π Т . Таким образом, при увеличении оборотов ротора турбины мощ-ность турбины N т растет из-за увеличения расхода газа Gг и степени расширения газа в турбине πТ .
Известно, что при Тз*=Const мощность турбины NT, про-порциональна числу оборотов турбины n в степени2,5, т. е.
NT = f (n2,5)

в). Температура газа перед турбиной Тз*
При заданных и постоянных оборотах ротора турбины n = Const увеличение температуры газов перед турбиной Тз* ведет к увеличению мощности турбины NT , так как при этом адиабатическая работа расширения газа в турбине L адрасш увеличивается, в первой степени, а расход газа через турбину G г уменьшается в степени 1/2.

Величина температуры газа перед турбиной ограничи-вается прочностью лопаток турбины. В современных двигате-лях она равна Тз* = 1100—1300°К.

г). Степень реактивности турбины ρ .

Степень реактивности турбины характеризует распреде-ление работы расширения газа между сопловым аппаратом и рабочим колесом турбины.
Степенью реактивности турбины называется отношение адиабатической работы расширения газа в рабочем колесе L адрк к адиабатической работе расширения газа в ступени турбины L адрасш.
.
Величина степени реактивности турбины может изме-няться от 0 до 1, т. е.
0< ρ <1.
Приρ = 0 расширение газа происходит только в сопло-вом аппарате, турбина чисто активная, а при р = 1 турбина чисто реактивная.
Величина степени реактивности турбины влияет на кпд турбины, а следовательно, и ее мощность. Зависимость η T = f (ρ ) показана на рис. 30. Характер зависимости таков, что имеется оптимальная величина ρ ≈ 0,5, при кото-рой кпд турбины принимает максимальное значение. Объяс-няется это следующим. Степень расширения газа в турбине π Т = Р3*/Р4 можно рассматривать как произведение степеней расширения газа в СА π СА =Р3*/Рз" на степень расширения газа в РК π РК = Р"3 / Р4, т.е. π Т = π СА · π РК . При заданной сте-пени расширения газа в турбине π T увеличение степени ре-активности ρ означает увеличение расширения газа в РК, т. е. увеличение π РК . Это возможно за счет увеличения дав-ления газа перед РК Рз". Увеличение Рз" сопровождается

уменьшением абсолютной С" 3 и относительной W з " скоростей перед РК. Уменьшение скорости W з " приводит к уменьшению гидравлических (внутренних) потерь, а следовательно, к уве-личению кпд турбины η т. С другой стороны, увеличение расширения газа в РК с увеличением степени реактивности турбины ρ ведет к увеличению потерь с выходной скоростью (увеличивается кинетическая энергия ), что при-водит к уменьшению кпд турбины η т.

3.5. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ТУРБИНЫ И КОМПРЕССОРА В ТРД

Так как в системе ТРД компрессор и турбина соединены общим валом, то их работа взаимозависима. Взаимозависи-мость их работы, кроме механической связи, обусловлена общим расходом воздуха через компрессор и газа через турби-ну, определяющих их мощности.
Мощность, развиваемая турбиной Nт, является распола-гаемой мощностью. Она может быть равна, больше или мень-ше потребной мощности для вращения компрессора NК;
В зависимости от этого различают следующие режимы совместной работы турбины и компрессора:
1. Равновесный режим, когда Nт = NК;
2. Режим разгона (увеличения оборотов двигателя), ког-да NТ > NК;
3. Режим торможения уменьшения оборотов двигателя), когда Nт < NК.
Очевидно, что изменить режим работы двигателя (управ-лять двигателем) можно путем изменения мощности турби-ны.
Наиболее удобным параметром, с помощью которого мож-но изменять мощность турбины является температура газа перед турбиной Тз*. Изменение Тз* достигается изменением количества топлива Gт, подаваемого в камеру сгорания двигателя.
Ранее было показано, что мощность, потребная для вра-щения компрессора NК пропорциональна числу оборотов двигателя n в третьей степени, т. е.
NК = f (n3),
а мощность, развиваемая турбиной Nт, при заданной и по-стоянной температуре газов перед ней Тз*=Const, пропорциональна числу оборотов n в степени 2,5, т. е.
NT= f (n2,5).
Совмещенные графики зависимостей NК = f (n) и NT= f (n) показаны на рис. 31. Из графика видно, что при увеличении числа оборотов двигателя мощность компрессора NК растет быстрее, чем мощность турбины Nт.

Мощность турбины пропорциональна температуре газов Тз*.
Кривая 1 на графике показывает зависимость NT= f (n) при Тз*max =Соnst, а кривые 2, 3, 4... при меньших, но по-стоянных температурах Тз*.
В точках пересечения кривых 1, 2, 3, 4... с кривой NК = f (n) мощности компрессора и турбины равны, т.е. N T = N К. Эти точки определяют равновес-ные режимы. Минимальные nmin и максимальные nmax обо-роты двигателя достигаются при Т3*=Т3*max. Обороты мень-шие nmin или большие nmax могут быть получены только путем повышения температуры выше предельно-допустимой Т 3*ma x, что может привести к выходу из строя турбины.
При увеличении оборотов от nmin до nmax температура газа перед турбиной Т3* сначала уменьшается от Т 3 *max до Т 3 *min на средних оборотах (рис. 31), а затем снова увели-чивается до Т3*max при n = nmax. Такой характер изменения температуры Т3* объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины в системе ТРД и обусловлен разным законом изменения NК и NT по числу оборотов.
Высокое значение Тз* на nmax и nmin свидетельствует о большой теплонапряженности двигателя на этих режимах. Поэтому работа двигателя на максимальных оборотах nmaxдопускается ограниченное время (5—10 мин), а обороты ма-лого газа nмг обычно на 1000—1500 об/мин превышают nmin т. е.
nмг = (1000—1500) об/мин + nmin .
При запуске двигателя на участке оборотов, где NT < NК раскрутка ротора турбокомпрессора производится с по-мощью пусковых двигателей (электростартеров, турбодетандеров и др.). Сначала в раскрутке ротора принимает участие только пусковой двигатель, затем в работу вступает турбина и раскрутка ротора до оборотов nмг продолжается совмест-но пусковым двигателем и турбиной. На оборотах nмг или несколько меньших, но больших nmin пусковой двигатель автоматически отключается.
Время непрерывной работы на nмг также ограничивает-ся, так как Т3* относительно велика, а эффективность охлаж-дения деталей турбины на этом режиме недостаточна.
Для увеличения оборотов двигателя выше nмг необхо-димо увеличить мощность турбины, что достигается увеличе-нием подачи топлива в камеру сгорания. При этом возрастает температура газа Тз*, появляется избыток мощности турбины Nт и происходит раскрутка ротора двигателя до оборотов, на которых N T = N К (кривые а и б на рис. 31). Уменьшение оборотов ротора до-стигается уменьшением пода-чи топлива в камеру сгорания, уменьшением Тз* и Nт. Обо-роты падают до величины, на которой снова N T = N К (кри-вая в на рис. 31).

3.6. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЕ ТУРБИНЫ И ОСОБЕННО-СТИ РАБОТЫ ТУРБИН ДВУХВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1. Многоступенчатые турбины

Возможности одноступенчатой турбины ограничиваются максимальным (критическим) перепадом давления в сопло-вом аппарате, когда на выходе из него (критическое сече-ние косого среза) скорость потока достигает скорости звука. Этот перепад давлений (он равен примерно 2) обеспечивает получение адиабатической работы расширения газа
L ад расш ≤ 25000—30000 кг·м/кГ при температурегаза навходе в турбину 850 - 9б0 °C и окружной скорости на среднем радиусе, равной U =350—370м/сек.
Когда в турбине нужно сработать больший перепад дав-лений с целью получения большей величины мощности, применяют двух или многоступенчатые турбины.
Многоступенчатая турбина в сравнении с одноступенча-той имеет следующие преимущества:
а) меньшие потери энергии газа в проточной части, что обусловлено меньшими скоростями потока по причине мень-ших перепадов давлений в каждой ступени;
б) использование эффекта возврата тепла. Вследствие трения газа выделяется тепло, которое в одноступенчатой турбине является потерей, а в многоступенчатой частично ис-пользуется в последующей ступени;
в) лучшее использование выходной скорости газаиз пре-дыдущих в последующих ступенях, что снижает потери с вы-ходной скоростью и повышает кпд турбины.
Недостатками многоступенчатых турбин являются:
а) Конструктивная сложность;
б) Увеличение длины и веса (правда, в диаметре много-ступенчатая турбина меньше одноступенчатой);
в) Высокий температурный режим лопаток первой ступе-ни и хуже условия охлаждения лопаток второй и последую-щих ступеней.
В современных ТРД широкое распространение получили двух и трехступенчатые турбины.

2. Особенности работы турбин двухвальных двигателей

Турбина двухвального двигателя двухступенчатая, но между ступенями имеется только газодинамическая связь. Рабочее колесо турбины первой ступени приводит во враще-ние ротор компрессора высокого давления (РВД), а рабочее колесо второй ступени ротор компрессора низкого давления (РНД). Схема роторов высокого и низкого давления пока-заны на рис. 32.
Первая ступень турбины (РВД) и вторая ступень турби-ны (РНД) выполнены так, чтобы на расчетном и близком от него режимах в сопловых аппаратах устанавливались кри-тические (или близкие к нему) перепады давлений. Распре-деление работы расширения газа между ступенями при из-менении режимов работы двигателя происходит автоматиче-ски.Это обусловлено следующими основными причинами.

а). При изменении оборотов двигателя степени расшире-ния газа на ступенях турбины в некотором диапазоне режи-мов, когда перепад давления в выходном сопле двигателя близок к критическому, остаются практически постоянными, т. е.
π ТРВД и π ТРНД = Соnst, а следовательно,
π TΣ = π ТРВД · π ТРНД = Const;
б). При постоянстве степени расширения газа в турбине остается неизменным и кпд турбины, т. е.
η ТРВД и η ТРНД = Соnst;
в). Так как эффективная работа турбины
L ЭТ = ,
то Lэтрнд и Lэтрвд пропорциональнытолько температуре газа перед ступенью турбины Тз*рн д и Тз*рвд соответствен-но. При изменении режима работы двигателя происходит пропорциональное изменение Тз*рнд и Тз* рвд.
Поэтому распределение располагаемой эффективной работы между ступенями остается неизменным, т. е.
LЭТРНД / LЭТ РВД = Const .
Известно, что дросселирование двигателя при-водит к увеличению потребной работы для вращения комп-рессора низкого давления (ступени «затяжеляются») и уменьшению потребной работы для вращения компрессора высокого давления (ступени «облегчаются»). При неизмен-ном распределении располагаемой работы между ступенями турбины это ведет к более интенсивному снижению оборотов РНД, чем РВД;
г). При значительном дросселировании двигателя, когда на выходе устанавливается докритический перепад давления, происходит снижение общей степени расширения
газа в турбине π TΣ , главным образом, за счет падения π ТРНД и LЭТРНД, а π ТРВД почти не меняется. Это приводит к еще более интенсивному падению оборотов РНД в сравнении с РВД, что способствует обеспечению устойчивой работы двухкаскадного компрессора.

Сжатие воздуха в компрессорах ТРД.
1.1. Требования, предъявляемые к компрессорам ТРД и типы компрессоров.
1.2. Сжатие воздуха в центробежных компрессорах.
1.3. Неустойчивая работа центробежного компрессора и меры борьбы с ней.
1.4. Сжатие воздуха в осевых компрессорах.
1.5. Неустойчивая работа осевого компрессора и борьба с ней.
2. Организация процесса горения в камерах сгорания ТРД.
2.1 Назначение камер сгорания.
2.2 Основные требования к камерам сгорания и оценка их выполнения.
2.3. Типы камер сгорания и их устройство.
2.4. Принцип действия и рабочий процесс камеры сгорания.
2.5. Зависимость полноты и устойчивости сгорания от условий эксплуатации.
3. Процесс расширения газа в турбине.
3.2 Схема и принцип действия ступени осевой .
3.3.Окружное усилие, эффективная работа газа, КПД и мощность турбины.
3.4. Основные параметры, определяющие мощность турбины
3.5 Совместная работа турбины и компрессора в ТРД.
3.6. Многоступенчатые турбины и особенности работы турбин двухвальных двигателей.

Методическое пособие составил мастер п/о Заболотный В.А.

Прежде чем задать вопрос прочитайте: FAQ

• Далее

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королева

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

Курсовая работа

по курсу: «Теория и расчет лопаточных машин»

Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT 9 D 20

Самара 2008

Задание

Произвести проектный расчет основных параметров турбокомпрессора высокого давления и построить меридиональное сечение турбины высокого давления ТРДД JT9D-70A, произвести термодинамический расчет турбины, кинематический расчет второй ступени турбины и спрофилировать лопатку рабочего колеса в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном сечениях.

Исходные параметры турбины известны из термодинамического расчета двигателя на взлетном режиме (H П =0 и M П =0).

Таблица 1. - Исходные данные для проектирования турбины

Турбина высокого давления
Параметр	Численное значение	Размерность
Т*ТНД = Т*Т
Р*ТНД = Р*Т

Реферат

Курсовая работа по термогазодинамическому проектированию осевой турбины JT9D20.

Пояснительная записка: 32 стр., 1 рис., 2 табл., 3 прил., 4 источника.

ТУРБИНА, КОМПРЕССОР, ПРОТОЧНАЯ ЧАСТЬ, КОЛЕСО РАБОЧЕЕ, АППАРАТ СОПЛОВОЙ, СТУПЕНЬ, УГОЛ ВЫХОДА ПОТОКА, УГОЛ ЭФФЕКТИВНЫЙ, УГОЛ УСТАНОВКИ ПРОФИЛЯ, ШАГ РЕШЕТКИ, ШИРИНА РЕШЕТКИ

В данной курсовой работе был произведен расчет диаметральных размеров турбины высокого давления, построено меридиональное сечение проточной части, выполнен кинематический расчет ступени на среднем диаметре и расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей на входе на выходе из РК в трех сечениях (втулочном, периферийном и сечении на среднем диаметре). Рассчитан профиль лопатки рабочего колеса второй ступени с последующим построение контура профиля в решетке в трех сечениях.

Условные обозначения

D - диаметр, м;

Относительный диаметр втулки;

h - высота лопатки, м;

F - площадь сечения, м 2 ;

G - массовый расход газа (воздуха), кг/с;

H - высота полета, км; напор компрессора, кДж/кг;

i - удельная энтальпия, кДж/кг;

k - показатель изоэнтропы;

l - длина, м;

М - число Маха;

n - частота вращения, 1/мин;

Р - давление, кПа;

Приведенная скорость;

с - скорость потока, м/с;

q(), (), () - газодинамические функции от;

R - газовая постоянная, кДж/кгград;

L * к(т) - удельная работа компрессора (турбины);

к(т) - КПД компрессора (турбины);

S - осевая ширина венца, м;

Т - температура, К;

Назначенный ресурс, ч;

V - скорость полета, м/с;

z - число ступеней;

к, т - степень повышения (понижения) полного давления;

Коэффициент восстановления полного давления воздуха (газа) в элементах двигателя; растягивающие напряжения, МПа;

Коэффициент изменения массового расхода;

U - окружная скорость, м/с;

Y т * =U т ср /C * т s - параметр нагруженности турбины;

Величина зазора, м;

U 2 т ср h т вых /D ср вых - параметр напряжений в лопатках турбины, м 2 /с 2 ;

К тк, К тв - параметры согласования газогенератора, турбовентилятора.

Индексы

a - осевая составляющая;

в - воздух сечение на входе в компрессор

вент - вентилятор

взл - взлетный;

вт - втулочное сечение;

г - газы сечение на выходе из турбины

к - компрессор сечение на выходе из компрессора

кр - критический

кс - камера сгорания

н - сечение невозмущенного потока

на - направляющий аппарат;

охл - охлаждение;

п - полетный параметр, периферийный диаметр;

пр - приведенные параметры;

пс - подпорная ступень

s - изоэнтропические параметры;

с - секундный сечение на выходе из сопла

ср - средний параметр;

ст - параметр ступени;

т - топливо турбина сечение на входе в турбину

ч - часовой

* - параметры торможения.

Сокращения

ВД - высокое давление;

НД - низкое давление;

ВНА - входной направляющий аппарат;

ГДФ - газодинамические функции

ГТД - газотурбинный двигатель

КПД - коэффициент полезного действия;

НА - направляющий аппарат;

РК - рабочее колесо;

СА - сопловой аппарат турбины;

САУ - стандартные атмосферные условия

ТРДД - турбореактивный двухконтурный двигатель.

Введение

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

1.2 Построение меридионального сечения проточной части турбины ВД

2. Газодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распределение теплоперепада по ступеням

2.2 Расчёт ступени по среднему диаметру

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

Заключение

Список использованных источников

Введение

Данная работа содержит упрощенный вариант газодинамического расчета осевой турбины, при котором вариантный поиск оптимальных (компромиссных) параметров заменяется надежными статистическими рекомендациями, полученным при систематизации материалов по расчету турбин современных ГТД. Проектирование выполняется по исходным параметрам, полученным в термогазодинамическом расчете двигателя.

Цель проектирования осевой авиационной турбины состоит в определении основных геометрических, кинематических и термодинамических параметров в целом и ее отдельных ступеней, которые обеспечивают расчетные значения удельных и общих параметров двигателя. В этой связи задачи проектирования предполагают: выбор основных геометрических параметров проектируемой турбины при заданных параметрах рабочего тела с учетом целевого назначения ГТД; распределение теплоперепада по ступеням, выполнение расчета параметров потока в зазорах между ступенями; расчет параметров потока в элементах проточной части второй ступени турбины на среднем диаметре; выбор закона закрутки и расчет изменения параметров потока вдоль радиуса (высоты лопатки) проектируемой ступени; выполнение профилирования рабочих лопаток проектируемой ступени.

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого

давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

Геометрические параметры турбины, которые необходимо определить, приведены на рисунке 1.

Рисунок 1. - Геометрическая модель осевой турбины

1. Определяется величина отношения D ср /h 2 (h 2 - высота рабочих лопаток на выходе из турбины ВД) по формуле

где е т - параметр напряжений, величина которого обычно располагается в пределах (13…18) 10 3 м 2 /с 2 .

Принимаем е т =15 10 3 м 2 /с 2 . Тогда:

С целью получения высокого КПД желательно иметь. Поэтому выбирается новое значение. Тогда,

2. Задаваясь величиной осевой скорости газа на входе в турбину (С 0 =150 м/с), определяют приведенную осевую скорость л 0 (л 0 =0,20…0,25)

Кольцевая площадь на входе в СА турбины ВД:

3. Вычисляем кольцевую площадь на выходе из турбины. Для этого предварительно оценивают величину осевой составляющей скорости на выходе из турбины. Принимаем, что /= 1,5; . Тогда

4. По выбранной величине, определяется высота рабочей лопатки на выходе из турбины ВД:

5. Средний диаметр на выходе из турбины ВД

6. Периферийный диаметр на выходе из РК:

7. Втулочный диаметр на выходе из РК:

8. Форма проточной части имеет вид: Поэтому:

Высота сопловой лопатки на входе в турбину оценивается следующим образом:

9. Периферийный диаметр соплового аппарата на входе в турбину ВД:

10. Втулочный диаметр на входе в турбину ВД:

11. Частота вращения ротора турбины ВД:

1.2 Построение меридионального сечения проточной части

турбины ВД

Наличие меридиональной формы проточной части необходимо для определения характерных диаметров Di в любом контрольном сечении ступени, а не только в сечениях «0» и «2». Эти диаметры служат основой при выполнении, например, расчета параметров потока на различных радиусах проточной части, а также проектирования профилей контрольных сечений пера лопатки.

1. Ширина венца соплового аппарата первой ступени:

принимаем кСА = 0,06

2. Ширина венца рабочего колеса первой ступени:

принимаем кРК = 0,045

3. Ширина венца соплового аппарата второй ступени:

4. Ширина венца рабочего колеса второй ступени:

5. Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом обычно определяется из соотношения:

Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом первой ступени:

6. Осевой зазор между рабочим колесом первой ступени и сопловым аппаратом второй ступени:

7. Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом второй ступени:

8. Радиальный зазор между торцами перьев лопаток и корпусом обычно принимается в диапазоне 0,8…1,5 мм. В нашем случае принимаем:

2 . Г азодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распреде ление теплоперепада по ступеням

Термодинамические параметры рабочего тела на входе и выходе из ступеней.

1. Найдем среднее значение теплоперепада на ступень

.

Теплоперепад последней ступени принимают равным:

Принимаем:

кДж/кг

Тогда: кДж/кг

2. Определим степень реактивности (для второй ступени)

м

; ; .

3. Определим параметры термодинамического состояния газа на входе во вторую ступень

; ;

; ; .

4. Вычислим величину изоэнтропической работы в ступени при расширении газа до давления.

Принимаем:

.

5. Определим параметры термодинамического состояния газа на выходе из ступени при условии изоэнтропического расширения от давления до:

; .

6. Вычислим степень понижения газа в ступени:

.

7. Определим полное давление на входе в ступень:

,

8. Угол выхода потока из РК принимаем.

9. Газодинамические функции на выходе из ступени

; .

10. Статическое давление за ступенью

.

11. Термодинамические параметры потока на выходе из ступени при условии изоэнтропического расширения от давления до

; .

12. Величина изоэнтропической работы в ступени при расширении газа от давления до

.

2.2 Расчёт ступени по среднем у диаметр у

Параметры потока за сопловым аппаратом

1. Определим изоэнтропическую скорость истечения газа из СА:

.

2. Определим приведенную изоэнтропическую скорость потока на выходе из СА:

;

3. Коэффициент скорости СА принимаем:

.

4. Газодинамические функции потока на выходе из СА:

; .

5. Определим по таблице коэффициент восстановления полного давления:

.

6. Угол выхода потока из сопловых лопаток:

;

Где.

7. Угол отклонения потока в косом срезе СА:

.

8. Эффективный угол на выходе из сопловой решетки

.

9. Угол установки профиля в решетке находим по графику в зависимости от.

Принимаем: ;

;

.

10. Хорда профиля лопатки СА

.

11. Значение оптимального относительного шага определяется по графику в зависимости от и:

12. Оптимальный шаг решетки СА в первом приближении

.

13. Оптимальное число лопаток СА

.

Принимаем.

14. Окончательное значение оптимального шага лопаток СА

.

15. Величина горла канала СА

.

16. Параметры термодинамического состояния газа на выходе из СА при условии изоэнтропического расширения в сопловой решетке

; .

17. Статическое давление в зазоре между СА и РК

.

18. Действительная скорость газа на выходе из СА

.

19. Термодинамические параметры потока на выходе из СА

;

; .

20. Плотность газа на выходе из СА

.

21. Осевая и окружная составляющие абсолютной скорости потока на выходе из СА

;

.

22. Окружная составляющая относительной скорости потока на входе в РК

.

23. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

24. Относительная скорость потока на входе в РК

.

25. Термодинамические параметры газа на входе в РК

;

; .

26. Приведенная скорость потока в относительном движении

.

27. Полное давление в относительном движении воздуха

.

Параметры потока на выходе из РК

28. Термодинамические параметры потока

;

;.

29. Изоэнтропическая скорость потока в относительном движении

.

30. Приведенная изоэнтропическая скорость потока в относительном движении:

.

Принимаем, т.к. относительное движение - энергоизолированное движение.

31. Приведенная скорость потока в относительном движении

Примем:

,

Тогда:

; .

32. С помощью графика определяем коэффициент восстановления полного давления:

.

33. Угол выхода потока из РК в относительном движении (15є<в 2 <45є)

Вычислим:

;

.

34. Определим по таблице угол отклонения потока в косом срезе рабочих лопаток:

.

35. Эффективный угол на выходе из РК

.

36. Определим по таблице угол установки профиля в рабочей лопатке:

Вычислим:;

.

37. Хорда профиля лопатки РК

.

38. Значение оптимального относительного шага решетки РК определяем по таблицам:

.

39. Относительный шаг решетки РК в первом приближении

.

40. Оптимальное число лопаток РК

.

Принимаем.

41. Окончательное значение оптимального шага лопаток РК

.

42. Величина горла канала рабочих лопаток

.

43. Относительная скорость на выходе из РК

44. Энтальпия и температура газа на выходе из РК

; .

45. Плотность газа на выходе из РК

46. Осевая и окружная составляющие относительной скорости на выходе из РК

;

.

47. Окружная составляющая абсолютной скорости потока за РК

48. Абсолютная скорость газа за РК

.

49. Угол выхода потока из РК в абсолютном движении

50. Полная энтальпия газа за РК

.

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение

диска и в радиальном зазоре

Чтобы определить эффективную работу ступени, необходимо учесть потери энергии, связанные с утечками рабочего тела в радиальный зазор и трением диска ступени о газ. Для этого определяем:

51. Удельная работа газа на лопатках РК

52. Потери на утечку, которые зависят от конструктивных особенностей ступени.

В конструкциях современных турбин ГТД для снижения утечек обычно на рабочих колесах применяются бандажи с лабиринтными уплотнениями. Утечки через такие уплотнения вычисляются по формуле:

Принимаем коэффициент расхода лабиринтного уплотнения:

Площадь зазора определяется из выражения:

Для определения давления сначала находятся изоэнтропическая приведенная скорость потока на выходе в РК на периферийном диаметре и соответствующая газодинамическая функция:

; .

Давление на периферии

Отношение давлений на уплотнении

Принимаем число гребешков:

Потери на утечки

53. Потери энергии на трение диска ступени о газ

,

где D 1вт берется по чертежу проточной части

54. Суммарная потеря энергии на утечки и трение диска

55. Полная энтальпия газа на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

;

56. Энтальпия газа по статическим параметрам на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

57. Полное давление газа на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

58. Действительная эффективная работа ступени

59. Действительный к.п.д. ступени

60. Отличие действительной эффективной работы от заданной

что составляет 0,78%.

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

турбина давление лопатка колесо

При значениях D ср /h л < 12 по высоте лопатки возникает переменность параметров потока, определяемая влиянием центробежных сил и изменением окружной скорости. В этом случае для снижения потерь энергии лопатки необходимо выполнять закрученными. Применение закона закрутки dб/dr = 0 позволяет повысить технологическое качество лопаток. Применение закона б 1 =const позволяет выполнять сопловые венцы с б 1л =const, а закон б 2 =const позволяет улучшить технологичность лопаток соплового венца последующей ступени.

Определение параметров для втулочного сечения лопатки

1. Относительный диаметр втулки

2. Угол выхода потока в абсолютном движении

3. Коэффициент скорости

4. Абсолютная скорость потока на выходе из СА

5. Окружная составляющая абсолютной скорости

6. Осевая составляющая абсолютной скорости

7. Изоэнтропическая скорость истечения газа из СА

8. Термодинамические параметры на выходе из СА

; ;

;

; .

9. Статическое давление

.

10. Плотность газа

11. Окружная скорость во втулочном сечении на входе в РК

12. Окружная составляющая относительной скорости на входе в РК

13. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

14. Относительная скорость у втулки

15. Термодинамические параметры на входе в РК в относительном движении

,

,

16. Полное давление на входе в РК в относительном движении

17. Приведенная относительная скорость на входе в РК

Параметры в периферийном сечении

18. Относит. диаметр периферийного сечения

19. Угол выхода потока из СА в абсолютном движении

20. Коэффициент скорости

21. Абсолютная скорость на выходе из СА

22. Окружная и осевая составляющие абсолютной скорости

23. Изоэнтропическая скорость истечения газа из СА

24. Термодинамические параметры потока на выходе из СА

;

, ; .

25. Статическое давление

26. Плотность газа

27. Окружная скорость вращения колеса на периферии

28. Окружная составляющая относительной скорости на входе в РК

29. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

30. Относительная скорость потока на периферии

31. Термодинамические параметры потока в относительном движении на входе в РК

,

32. Полное давление на входе в РК в относительном движении

.

33. Приведенная относительная скорость на входе в РК

Расчет параметров потока на выходе из РК

34. Относительный диаметр втулки

35. Угол потока в абсолютном движении

36. Окружная скорость во втулочном сечении на выходе из РК

37. Статическое давление на выходе из РК

38. Термодинамические параметры в РК

,

39. Изоэнтропическая скорость потока на выходе из РК

40. Приведенная изоэнтропическая скорость

41. Скорость потока за РК в относительном движении.

, где

коэффициент скорости.

42. Термодинамические параметры потока на выходе из РК

;

43. Плотность газа за рабочим венцом

44. Угол выхода потока в относительном движении

45. Окружная и осевая составляющие относительной скорости потока

46. Абсолютная скорость на выходе из рабочего венца

47. Окружная составляющая абсолютной скорости

48. Полная энтальпия и температура потока на выходе из РК

49. Газодинамические функции на выходе из РК

;

50. Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК

Расчет параметров в периферийном сечении на выходе из РК

51. Относительный диаметр периферийного сечения

52. Угол потока в абсолютном движении

53. Окружная скорость в периферийном сечении на выходе из РК

54. Статическое давление на выходе из РК

55. Термодинамические параметры при изоэнтропическом расширении в РК

;

56. Изоэнтропическая скорость потока на выходе из РК

57. Приведенная изоэнтропическая скорость

58. Скорость потока за РК в относительном движении

Коэффициент скорости;

59. Термодинамические параметры потока на выходе из РК

;

60. Плотность газа за рабочим венцом

61. Угол выхода потока в относительном движении

62. Окружная и осевая составляющие относительной скорости потока

63. Абсолютная скорость выхода из РК

64. Окружная составляющая абсолютной скорости

65. Полная энтальпия и температура потока на выходе из РК

66. Газодинамические функции на выходе из РК

;

67. Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК

3. Профилирование лопатки рабочего колеса

Таблица 2. - Исходные данные для профилирования лопаток РК

Исходный параметр и расчетная формула	Размерность	Контрольные сечения
D (по чертежу проточной части ступени)

Таблица 3. - Рассчитанные величины для профилирования лопаток РК

Величина			Средний диаметр	Периферия

Заключение

В курсовой работе была рассчитана и построена проточная часть турбины высокого давления, произведен кинематический расчет второй ступени турбины высокого давления на среднем диаметре, расчет эффективной работы с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре, расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей. Было выполнено профилирование лопатки рабочего колеса в трех сечениях.

Список использованных источников

1. Термогазодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД с помощью р-i-T функций: Учеб. пособие / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев, В.С. Кузьмичев; Самар. гос. аэрокосм. ун-т. - Самара, 2000. - 92. с.

2. Мамаев Б.И., Мусаткин Н.Ф., Аронов Б.М. Газодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД: Учебное пособие. - Куйбышев: КуАИ, 1984 - 70 с.

3. Проектный расчет основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД: Учеб. пособие / В.С. Кузьмичев, А.А. Трофимов; КуАИ. - Куйбышев, 1990. - 72 с.

4. Термогазодинамический расчет газотурбинных силовых установок. / Дорофеев В.М., Маслов В.Г., Первышин Н.В., Сватенко С.А., Фишбейн Б.Д. - М., «Машиностроение», 1973 - 144 с.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины. Профилирование камеры сгорания, реактивного сопла проектируемого двигателя и решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления. Построение профилей лопаток.

курсовая работа , добавлен 27.02.2012


Определение основных геометрических размеров меридионального сечения ступени турбины. Расчет параметров потока в сопловом аппарате ступени на среднем диаметре. Установление параметров потока по радиусу проточной части при профилировании лопаток.

курсовая работа , добавлен 14.11.2017


Профилирование лопатки первой ступени турбины высокого давления. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. Профилирование решеток профилей рабочего колеса по радиусу. Расчет и построение решеток профилей РК турбины на ПЭВМ.

курсовая работа , добавлен 04.02.2012


Проектирование центробежного компрессора в транспортном газотурбинном двигателе: расчет параметров потока на выходе, геометрических параметров выходного сечения рабочего колеса, профилирование меридионального отвода, оценка максимальной нагрузки лопатки.

курсовая работа , добавлен 05.04.2010


Термогазодинамический расчет двигателя, выбор и обоснование параметров. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет турбины и профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ. Расчет замка лопатки турбины на прочность.

дипломная работа , добавлен 12.03.2012


Расчет и профилирование элементов конструкции двигателя: рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора, турбины. Методика расчета треугольников скоростей. Порядок определения параметров камеры сгорания, геометрических параметров проточной части.

курсовая работа , добавлен 22.02.2012


Расчёт и профилирование рабочей лопатки ступени компрессора, газовой турбины высокого давления, кольцевой камеры сгорания и выходного устройства. Определение компонентов треугольников скоростей и геометрических параметры решеток профилей на трех радиусах.

курсовая работа , добавлен 17.02.2012


Термогазодинамический расчет двигателя. Согласование работы компрессора и турбины. Газодинамический расчет осевой турбины на ЭВМ. Профилирование рабочих лопаток турбины высокого давления. Описание конструкции двигателя, расчет на прочность диска турбины.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Выбор и обоснование мощности и частоты вращения газотурбинного привода: термогазодинамический расчет двигателя, давления в компрессоре, согласование параметров компрессора и турбины. Расчет и профилирование решеток профилей рабочего колеса турбины.

курсовая работа , добавлен 26.12.2011


Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления. Компьютерный расчет лопатки турбины. Проектирование камеры сгорания. Газодинамический расчет сопла. Формирование исходных данных. Компьютерное профилирование эжекторного сопла.

«Турбинная» тема настолько же сложна, насколько и обширна. Поэтому о полном ее раскрытии говорить, конечно, не приходится. Займемся, как всегда, «общим знакомством» и «отдельными интересными моментами»…

При этом история турбины авиационной совсем коротка по сравнению с историей турбины вообще. Значит не обойтись без некоего теоретически-исторического экскурса, содержание которого по большей части к авиации не относится, но является базой для рассказа об использования газовой турбины в авиационных двигателях.

Про гул и грохот…

Начнем несколько нетрадиционно и вспомним о « ». Это довольно распространенное словосочетание, используемое обычно неискушенными авторами в СМИ при описании работы мощной авиационной техники. Сюда же можно присоединить «грохот, свист» и прочие громкие определения для все тех же «самолетных турбин».

Достаточно привычные слова для многих. Однако, людям понимающим хорошо известно, что на самом деле все эти «звуковые» эпитеты чаще всего характеризуют работу реактивных двигателей в целом или его частей, имеющих к турбинам, как таковым, крайне малое отношение (за исключением, конечно, взаимовлияния при их совместной работе в общем цикле ТРД).

Более того, в турбореактивном двигателе (как раз такие являются объектом восторженных отзывов), как двигателе прямой реакции, создающем тягу путем использования реакции газовой струи, турбина всего лишь его часть и к «грохочущего реву» имеет скорее косвенное отношение.

А на тех двигателях, где она, как узел, играет, в некотором роде, главенствующую роль (это двигатели непрямой реакции, и они не зря зовутся газотурбинными ), уже нет столь впечатляющего звука, или он создается совсем иными частями силовой установки летательного аппарата, например, воздушным винтом.

То есть ни гул, ни грохот, как таковые, к авиационной турбине на самом деле не относятся. Однако, несмотря на такую звуковую неэффектность, она является сложным и очень важным агрегатом современного ТРД (ГТД), зачастую определяющим его главные эксплуатационные характеристики. Ни один ГТД без турбины просто по определению обойтись не может.

Поэтому и разговор, конечно, не о впечатляющих звуках и некорректном использовании определений русского языка, а об интересном агрегате и его отношении к авиации, хотя это и далеко не единственная область его применения. Как техническое устройство турбина появилась задолго до возникновения самого понятия «летательный аппарат» (или аэроплан) и уж тем более газотурбинного двигателя для него.

История + немного теории…

И даже очень задолго. С тех самых пор, когда были изобретены механизмы, преобразующие энергию сил природы в полезное действие. Наиболее простыми в этом плане и поэтому одними из первых появившихся стали так называемые ротационные двигатели.

Само это определение, конечно, появилось только в наши дни. Однако, смысл его как раз и определяет простоту двигателя. Природная энергия непосредственно, без каких-либо промежуточных устройств превращается в механическую мощность вращательного движения основного силового элемента такого двигателя – вала.

Турбина – типичный представитель ротационного двигателя. Забегая вперед, можно сказать, что, например, в поршневом двигателе внутреннего сгорания (ДВС) основной элемент – это поршень. Он совершает возвратно-поступательное движение, и для получения вращения выходного вала нужно иметь дополнительный кривошипно-шатунный механизм, что, естественно, усложняет и утяжеляет конструкцию. Турбина в этом плане значительно выгодней.

Для ДВС ротационного типа, как теплового двигателя, коим, кстати, является и двигатель турбореактивный, употребляется обычно название «роторный ».

Турбинное колесо водяной мельницы

Одними из самых известных и самых древних применений турбины являются большие механические мельницы, используемые человеком с незапамятных времен для различных хозяйственных нужд (не только для помола зерна). К ним относятся как водяные , так и ветряные механизмы.

На протяжении длительного периода древней истории (первые упоминания примерно со 2-го века до н.э.) и истории средних веков это были фактически единственные механизмы, используемые человеком для практических целей. Возможность их применения при всей примитивности технических обстоятельств заключалась в простоте трансформации энергии используемого рабочего тела (воды, воздуха).

Ветряная мельница - пример турбинного колеса.

В этих, по сути дела, настоящих ротационных двигателях энергия водяного или воздушного потока превращается в мощность на валу и, в конечном итоге, полезную работу. Происходит это при взаимодействии потока с рабочими же поверхностями, коими являются лопатки водяного колеса или крылья ветряной мельницы . И то и другое, по сути дела – прообраз лопаток современных лопаточных машин , которыми и являются используемые ныне турбины (и компрессоры, кстати, тоже).

Известен еще один тип турбины, впервые документально упомянутый (по-видимому и изобретенный) древнегреческим ученым, механиком, математиком и естествоиспытателем Героном Александрийским (Heron ho Alexandreus, 1 -ый век н.э.) в его трактате «Пневматика». Описанное им изобретение получило название эолипил , что в переводе с греческого означает «шар Эола» (бог ветра, Αἴολος – Эол (греч.), pila – шар (лат.)).

Эолипил Герона.

В нем шар был снабжен двумя противоположно направленными трубками-соплами. Из сопел выходил пар, поступавший в шар по трубам из расположенного ниже котла и заставлявший тем самым шар вращаться. Действие понятно из приведенного рисунка. Это была так называемая обращенная турбина, вращающаяся в сторону, обратную стороне выхода пара. Турбины такого типа имеют специальное название – реактивные (подробнее – ниже).

Интересно, что сам Герон вряд ли представлял себе, что является рабочим телом в его машине. В ту эпоху пар отождествляли с воздухом, об этом свидетельствует даже название, ведь Эол повелевает ветром, то есть воздухом.

Эолипил представлял из себя, в общем-то, полноценную тепловую машину , превращавшую энергию сжигаемого топлива в механическую энергию вращения на валу. Возможно это была одна из первых в истории тепловых машин. Правда полноценность ее была все же «не полной», так как полезной работы изобретение не совершало.

Эолипил в числе других известных в то время механизмов входил в комплект так называемого «театра автоматов», имевшего большую популярность в последующие века, и был фактически просто интересной игрушкой с непонятным будущим.

От момента его создания и вообще от той эпохи, когда люди в своих первых механизмах использовали только «явно проявляющие себя» силы природы (сила ветра или сила тяжести падающей воды) до начала уверенного использования тепловой энергии топлива во вновь созданных тепловых машинах прошла не одна сотня лет.

Первыми такими агрегатами стали паровые машины . Настоящие действующие экземпляры были изобретены и построены в Англии только к концу 17-го века и использовались для откачки воды из угольных копей. Позже появились паровые машины с поршневым механизмом.

В дальнейшем, по мере развития технических знаний, «на сцену вышли» поршневые двигатели внутреннего сгорания различных конструкций, более совершенные и обладающие более высоким КПД механизмы. Они уже использовали в качестве рабочего тела газ (продукты сгорания) и не требовали для его подогрева громоздких паровых котлов.

Турбины в качестве главных узлов тепловых машин, также прошли в своем развитии похожий путь. И хотя отдельные упоминания о некоторых экземплярах имеются в истории, но заслуживающие внимания и к тому же документально отмеченные, в том числе и запатентованные, агрегаты появились только во второй половине 19-го века.

Началось все с пара…

Именно с использованием этого рабочего тела были отработаны практически все базовые принципы устройства турбины (в дальнейшем и газовой), как важной части тепловой машины.

Реактивная турбина, запатентованная Лавалем.

Достаточно характерными в этом плане стали разработки талантливого шведского инженера и изобретателя Густава де Лаваля (Karl Gustaf Patrik de Laval). Его тогдашние исследования были связаны с идеей разработки нового молочного сепаратора с повышенными оборотами привода, что позволяло значительно повысить производительность.

Получить большую частоту вращения (обороты) путем использования уже традиционного тогда (впрочем и единственно существовавшего) поршневого парового двигателя не представлялось возможным из-за большой инерционности самого главного элемента – поршня. Понимая это, Лаваль решил попробовать отказаться от использования поршня.

Рассказывают, что сама идея возникла у него при наблюдении за работой пескоструйных аппаратов. В 1883 году он получил свой первый патент (английский патент №1622) в этой области. Запатентованное устройство носило название «Турбина, работающая паром и водой ».

Оно представляло из себя S-образную трубку, на концах которой были выполнены сужающиеся сопла. Трубка была насажена на полый вал, через который к соплам подавался пар. Принципиально все это ничем не отличалось от эолипила Герона Александрийского.

Изготовленное устройство работало достаточно надежно с большими для техники того времени оборотами – 42000 об/мин. Скорость вращения достигала 200 м/с. Но при столь хороших параметрах турбина обладала чрезвычайно низким КПД . И попытки его увеличения при существовавшем уровне техники ни к чему не привели. Почему же так получилось?

——————-

Немного теории… Чуть подробней об особенностях….

Упомянутый КПД (для современных авиационных турбин это так называемый мощностной или эффективный КПД) характеризует эффективность использования затраченной энергии (располагаемой) для приведения в движение вала турбины. То есть какая часть этой энергии была потрачена полезно на вращение вала, а какая «вылетела в трубу ».

Именно вылетела. Для описанного типа турбины, называемого реактивным , это выражение как раз подходит. Такое устройство получает вращательное движение на валу под действием силы реакции выходящей струи газа (или в данном случае пара).

Турбина, как динамическая расширительная машина, в отличие от объемных машин (поршневых) требует для своей работы не только сжатия и нагрева рабочего тела (газа, пара), но и его разгона. Здесь расширение (увеличение удельного объема) и падение давления происходит вследствие разгона, в частности в сопле. В поршневом двигателе это имеет место из-за увеличения объема камеры цилиндра.

В итоге, та большая потенциальная энергия рабочего тела, которая образовалась в результате подвода к нему тепловой энергии сгоревшего топлива, превращается в кинетическую (минус различные потери, конечно). А кинетическая (в реактивной турбине) посредством сил реакции – в механическую работу на валу.

И вот о том, насколько полно кинетическая энергия переходит в механическую в данной ситуации и говорит нам КПД. Чем он выше, тем меньшей кинетической энергией обладает поток, выходящий из сопла в окружающую среду. Эта оставшаяся энергия называется «потерями с выходной скоростью », и она прямо пропорциональна квадрату скорости выходящего потока (все наверняка помнят mС 2 /2).

Принцип работы реактивной турбины.

Здесь речь идет о так называемой абсолютной скорости С. Ведь выходящий поток, точнее говоря каждая его частица, участвует в сложном движении: прямолинейное плюс вращательное. Таким образом, абсолютная скорость С (относительно неподвижной системы координат) равна сумме скорости вращения турбины U и относительной скорости потока W (скорость относительно сопла). Сумма конечно векторная, показана на рисунке.

Сегнерово колесо.

Минимальные потери (и максимальный КПД) соответствуют минимальной скорости С, в идеале, она должна быть равна нулю. А это возможно только в случае равенства W и U (видно из рисунка). Окружная скорость (U) в этом случае называется оптимальной .

Такое равенство несложно было бы обеспечить на гидравлических турбинах (типа сегнерова колеса ), так как скорость истечения жидкости из сопел для них (аналогичная скорости W) относительно невелика.

Но эта же самая скорость W для газа или пара из-за большой разницы плотностей жидкости и газа значительно больше. Так, при относительно небольшом давлении всего 5 атм. гидравлическая турбина может дать скорость истечения всего 31 м/с, а паровая — 455 м/с. То есть получается, что уже при достаточно низких давлениях (всего-то 5 атм.) реактивная турбина Лаваля должна была из соображений обеспечения высокого КПД иметь окружную скорость выше 450 м/с.

Для тогдашнего уровня развития техники это было просто невозможно. Нельзя было сделать надежную конструкцию с такими параметрами. Уменьшать же оптимальную окружную скорость путем уменьшения относительной (W) тоже смысла не имело, так как это можно сделать лишь уменьшая температуру и давление, а значит и общую эффективность.

Активная турбина Лаваля…

Дальнейшему совершенствованию реактивная турбина Лаваля не поддавалась. Несмотря на предпринятые попытки, дела зашли в тупик. Тогда инженер пошел по другому пути. В 1889 году им была запатентована турбина другого типа, получившая впоследствии название активной . За рубежом (в английском) она сейчас носит название impulse turbine , то есть импульсная.

Заявленное в патенте устройство состояло из одного или нескольких неподвижных сопел, подводящих пар к ковшеобразным лопаткам, укрепленным на ободе подвижного рабочего турбинного колеса (или диска).

Активная одноступенчатая паровая турбина, запатентованная Лавалем.

Рабочий процесс в такой турбине имеет следующий вид. Пар разгоняется в соплах с ростом кинетической энергии и падением давления и попадает на рабочие лопатки, на их вогнутую часть. В результате воздействия на лопатки рабочего колеса оно начинает вращаться. Или еще можно сказать, что вращение возникает из-за импульсного воздействия струи. Отсюда и английское название impulse turbine.

При этом в межлопаточных каналах, имеющих практически постоянное поперечное сечение, поток свою скорость (W) и давление не меняет, но меняет направление, то есть разворачивается на большие углы (вплоть до 180°). То есть имеем при выходе из сопла и на входе в межлопаточный канал: абсолютная скорость С 1 , относительная W 1 , окружная скорость U.

На выходе соответственно С 2 , W 2 , и такая же U. При этом W 1 = W 2 , С 2 < С 1 – из-за того, что часть кинетической энергии входящего потока превращается в механическую на валу турбины (импульсное воздействие) и абсолютная скорость падает.

Принципиально этот процесс показан на упрощенном рисунке. Также для упрощения объяснения процесса здесь принято, что вектора абсолютных и окружных скоростей практически параллельны, поток меняет направление в рабочем колесе на 180°.

Течение пара (газа) в ступени активной турбины.

Если рассматривать скорости в абсолютных величинах, то видно, что W 1 = С 1 – U, а C 2 = W 2 — U. Таким образом, исходя из сказанного, для оптимального режима, когда КПД принимает максимальные значения, и потери с выходной скорости стремятся к минимуму (то есть С 2 =0) имеем С 1 =2U или U=C 1 /2.

Получаем, что для активной турбины оптимальная окружная скорость вдвое меньше скорости истечения из сопла, то есть такая турбина по сравнению с реактивной вдвое менее нагружена и задача получения более высокого КПД облегчается.

Поэтому в дальнейшем Лаваль продолжал развивать именно такой тип турбины. Однако, несмотря на снижение требуемой окружной скорости, она все же оставалась достаточно большой, что повлекло за собой столь же большие центробежные и вибрационные нагрузки.

Принцип работы активной турбины.

Следствием этого стали конструктивные и прочностные проблемы, а также проблемы устранения дисбаланса, решаемые часто с большим трудом. Кроме того оставались и другие нерешенные и нерешаемые в тогдашних условиях факторы, в итоге снизившие КПД этой турбины.

К ним относились, например, несовершенство аэродинамики лопаток, вызывающее увеличенные гидравлические потери , а так же пульсационное воздействие отдельных струй пара. Фактически активными лопатками, воспринимающими действие этих струй (или струи) одномоментно могли быть только несколько или даже одна лопатка. Остальные при этом двигались вхолостую, создавая дополнительное сопротивление (в паровой атмосфере).

У такой турбины не было возможностей к увеличению мощности за счет роста температуры и давления пара, так как это привело бы к росту окружной скорости, что было абсолютно неприемлемо из-за все тех же конструктивных проблем.

Кроме того, рост мощности (с ростом окружной скорости) был нецелесообразен еще и по другой причине. Потребителями энергии турбины были малооборотистые по сравнению с ней устройства (планировались к этому электрогенераторы). Поэтому Лавалю пришлось разрабатывать специальные редукторы для кинематического соединения вала турбины с валом потребителя.

Соотношение масс и размеров активной турбины Лаваля и редуктора к ней.

Из-за большой разницы в оборотах этих валов редукторы были крайне громоздки и по размерам и массе зачастую значительно превосходили саму турбину. Увеличение же ее мощности повлекло бы за собой еще больший рост размеров таких устройств.

В итоге активная турбина Лаваля представляла из себя относительно маломощный агрегат (работающие экземпляры до 350 л.с.), к тому же дорогой (из-за большого комплекса усовершенствований), а в комплекте с редуктором еще и достаточно громоздкий. Все это делало его неконкурентноспособным и исключало массовое применение.

Любопытен факт того, что конструктивный принцип активной турбины Лаваля на самом деле был изобретен не им. Еще за 250 лет до появления его исследований в Риме в 1629 году была опубликована книга итальянского инженера и архитектора Джованни Бранка (Giovanni Branca) под названием «Le Machine » («Машины»).

В ней среди прочих механизмов было помещено описание «парового колеса», содержавшее все основные узлы, построенные Лавалем: паровой котел, трубка для подачи пара (сопло), рабочее колесо активной турбины и даже редуктор. Таким образом задолго до Лаваля все эти элементы уже были известны, и его заслуга заключалась в том, что он заставил их всех вместе реально работать и занимался крайне сложными вопросами совершенствования механизма в целом.

Паровая активная турбина Джованни Бранка.

Интересно, что одной из наиболее известных особенностей его турбины стала конструкция сопла (она отдельно упоминалась в том же патенте), подающего пар на рабочие лопатки. Здесь сопло из обычного сужающегося, как было в реактивной турбине, стало сужающе-расширяющимся . Впоследствии такого типа сопла стали называться соплами Лаваля . Они позволяют разогнать поток газа (пара) до сверхзвука с достаточно малыми потерями. О них .

Таким образом, главной проблемой, с которой боролся Лаваль, разрабатывая свои турбины, и с которой так и не смог справиться, была большая окружная скорость. Однако, достаточно действенное решение этой проблемы было уже предложено и даже, как это ни странно, самим Лавалем.

Многоступенчатость….

В том же году (1889 г.), когда была запатентована вышеописанная активная турбина, инженером была разработана активная турбина с двумя параллельными рядами рабочих лопаток, укрепленных на одном рабочем колесе (диске). Это была так называемая двухступенчатая турбина .

На рабочие лопатки так же, как и в одноступенчатой, через сопло подавался пар. Между двумя рядами рабочих лопаток был установлен ряд лопаток неподвижных, которые перенаправляли поток, выходящий из лопаток первой ступени на рабочие лопатки второй.

Если использовать предложенный выше упрощенный принцип определения окружной скорости для одноступенчатой реактивной турбины (Лаваля), то выяснится, что для двухступенчатой турбины скорость вращения меньше скорости истечения из сопла уже не в два, а в четыре раза.

Принцип колеса Кертиса и изменение параметров в нем.

Это и есть то самое действенное решение проблемы низкой оптимальной окружной скорости, которое предложил, но не использовал Лаваль и которое активно применяется в современных турбинах, как паровых, так и газовых. Многоступенчатость…

Она означает, что большая располагаемая энергия, приходящаяся на всю турбину может быть некоторым образом поделена на части по числу ступеней, и каждая такая часть срабатывается в отдельной ступени. Чем меньше эта энергия, тем меньше скорость рабочего тела (пара, газа) поступающего на рабочие лопатки и, следовательно, меньше оптимальная окружная скорость.

То есть, изменяя количество ступеней турбины, можно изменять частоту вращения ее вала и, соответственно, менять нагрузку на него. Кроме того многоступенчатость позволяет срабатывать на турбине большие перепады энергии, то есть увеличивать ее мощность, и при этом сохранять высокие показатели КПД.

Лаваль свою двухступенчатую турбину не запатентовал, хотя опытный экземпляр и был изготовлен, поэтому она носит имя американского инженера Ч.Кертиса (колесо (или диск) Кертиса), который в 1896 году получил патент на аналогичное устройство.

Однако, уже гораздо раньше, в 1884 году, английский инженер Чарлз Парсонс (Charles Algernon Parsons) разработал и запатентовал первую настоящую многоступенчатую паровую турбину . Высказываний различных ученых и инженеров по поводу полезности разделения располагаемой энергии по ступеням было много и до него, но он первый воплотил идею в «железо».

Многоступенчатая активно-реактивная турбина Парсонса (разобрана).

При этом его турбина имела особенность, приближавшую ее к современным устройствам. В ней пар расширялся и разгонялся не только в соплах, образованных неподвижными лопатками, но и частично в каналах, образованных специально спрофилированными рабочими лопатками.

Такого типа турбину принято называть реактивной, хотя название это достаточно условно. На самом деле она занимает промежуточное положение между чисто реактивной турбиной Герона-Лаваля и чисто активной Лаваля-Бранка. Рабочие лопатки благодаря своей конструкции совмещают активный и реактивный принципы в общем процессе. Поэтому такую турбину правильней было бы называть активно-реактивной , что часто и делается.

Схема многоступенчатой турбины Парсонса.

Парсонс работал над различными типами многоступенчатых турбин. Среди его конструкций были не только вышеописанные осевые (рабочее тело перемещается вдоль оси вращения), но и радиальные (пар перемещается в радиальном направлении). Достаточно хорошо известна его трехступенчатая чисто активная турбина «Герон», в которой применены так называемые колеса Герона (суть та же, что и у эолипила).

Реактивная турбина "Герон".

В дальнейшем, с начала 1900-х годов паровое турбостроение быстро набирало темпы и Парсонс был в его авангарде. Его многоступенчатыми турбинами оснащались морские суда, сначала опытные (судно «Турбиния», 1896 год, водоизмещение 44 т, скорость 60км/ч – невиданная для того времени), потом военные (пример – броненосец «Дредноут», 18000 т, скорость 40 км/ч, мощность турбоустановки 24700 л.с.) и пассажирские (пример – однотипные «Мавритания» и «Лузитания», 40000 т, скорость 48 км/ч, мощность турбоустановки 70000 л.с.). Одновременно с этим началось и стационарное турбостроение, например путем установки турбин в качестве приводов на электростанциях («Компания Эдисона» в Чикаго).

О газовых турбинах…

Однако, вернемся к нашей основной теме – авиационной и отметим одну достаточно очевидную вещь: столь явно обозначившийся успех в эксплуатации паровых турбин мог иметь для авиации, быстро прогрессирующей своем развитии как раз в то же время, только конструктивно-принципиальное значение.

Применение паровой турбины в качестве силовой установки на летательных аппаратах по понятным причинам было крайне сомнительным. Авиационной турбиной могла стать только принципиально аналогичная, но гораздо более выгодная турбина газовая. Однако, не все было так просто…

По словам Льва Гумилевского, автора популярной в 60-х книги «Создатели двигателей», однажды, в 1902 году, в период начала бурного развития парового турбостроения, Чарлзу Парсонсу, фактически одному из главных тогдашних идеологов этого дела, был задан, в общем-то, шутливый вопрос: «Можно ли «парсонизировать» газовую машину? » (подразумевалась турбина).

Ответ был высказан в абсолютно решительной форме: «Я думаю, что газовую турбину никогда создать не удастся. Об этом не может быть двух мнений .» Пророком инженеру стать не удалось, но основания так говорить у него несомненно были.

Использование газовой турбины , особенно если иметь в виду применение ее в авиации вместо паровой, конечно было соблазнительным, потому что положительные стороны ее очевидны. При всех своих мощностных возможностях она для работы не нуждается в огромных, громоздких устройствах создания пара – котлах и также не менее больших устройствах и системах его охлаждения –конденсаторах, градирнях, прудах охлаждения и т.п.

Нагревателем для газотурбинного двигателя служит небольшая, компактная , расположенная внутри двигателя и сжигающая топливо прямо в потоке воздуха. А холодильника у него просто нет. Или вернее сказать, что он есть, но существует как бы виртуально, потому что отработанный газ отводится в атмосферу, которая и является холодильником. То есть имеется все необходимое для тепловой машины, но при этом все компактно и просто.

Правда, паротурбинная установка тоже может обойтись без «реального холодильника» (без конденсатора) и выпускать пар прямо в атмосферу, но тогда об экономичности можно забыть. Пример тому паровоз – реальный КПД около 6%, 90% энергии у него вылетает в трубу.

Но при таких ощутимых плюсах есть и существенные недостатки, которые, в целом, и стали почвой для категорического ответа Парсонса.

Сжатие рабочего тела для последующего осуществления рабочего цикла в т.ч. и в турбине…

В рабочем цикле паротурбинной установки (цикл Ренкина) работа сжатия воды невелика и требования к осуществляющему эту функцию насосу и его экономичности поэтому также небольшие. В цикле же ГТД, где сжимается воздух, эта работа наоборот очень внушительна, и на нее расходуется больша́я часть располагаемой энергии турбины.

Это уменьшает долю полезной работы, для которой может быть предназначена турбина. Поэтому требования к агрегату сжатия воздуха в плане его эффективности и экономичности очень высоки. Компрессоры в современных авиационных ГТД (в основном осевые) также, как и в стационарных агрегатах наряду с турбинами представляют из себя сложные и дорогие устройства. О них .

Температура…

Это главная беда для газовой турбины, в том числе авиационной. Дело в том, что если в паротурбинной установке температура рабочего тела после процесса расширения близка к температуре охлаждающей воды, то в газовой турбине она достигает величины нескольких сотен градусов.

Это значит, что в атмосферу (как в холодильник) выбрасывается большое количество энергии, что, конечно, отрицательно сказывается на эффективности всего рабочего цикла, который характеризуется термическим КПД : η т = Q 1 – Q 2 / Q 1 . Здесь Q 2 – та самая отводимая в атмосферу энергия. Q 1 – энергия подводимая в процесс от нагревателя (в камере сгорания).

Для того, чтобы этот КПД повысить, нужно увеличить Q 1 , что равносильно увеличению температуры перед турбиной (то есть в камере сгорания). Но в том-то и дело, что поднять эту температуру можно далеко не всегда. Максимальная величина ее лимитируется самой турбиной и главным условием здесь становится прочность. Турбина работает в очень тяжелых условиях, когда высокая температура сочетается с большими центробежными нагрузками.

Именно этот фактор всегда ограничивал мощностные и тяговые возможности газотурбинных двигателей (во многом зависящие от температуры) и часто становился причиной усложнения и удорожания турбин. Такая ситуация сохранилась и в наше время.

А во времена Парсонса ни металлургическая промышленность, ни аэродинамическая наука пока еще не могли обеспечить решение проблем создания эффективного и экономичного компрессора и высокотемпературной турбины. Не было как соответствующей теории, так и необходимых жаропрочных и жаростойких материалов.

И все-таки попытки были…

Тем не менее, как обычно это бывает, нашлись люди, не боящиеся (или может быть не понимающие:-)) возможных трудностей. Попытки создания газовой турбины не прекращались.

Причем интересно, что и сам Парсонс на заре своей «турбинной» деятельности в своем первом патенте на многоступенчатую турбину отметил возможность ее работы кроме пара также и на продуктах сгорания топлива. Там же рассматривался возможный вариант газотурбинного двигателя, работающего на жидком топливе с компрессором, камерой сгорания и турбиной.

Дымовой вертел.

Примеры использования газовых турбин без подведения под это какой-либо теории известны давно. По-видимому, еще Герон в «театре автоматов» использовал принцип воздушной реактивной турбины. Достаточно широко известны так называемые «дымовые вертелы ».

А в уже упомянутой книге итальянца (инженер, архитектор, Giovanni Branca, Le Machine) Джованни Бранка есть рисунок «Oгненного колеса ». В нем турбинное колесо вращается продуктами сгорания от костра (или очага). Интересно, что сам Бранка бо́льшую часть своих машин не строил, а только высказывал идеи их создания.

"Огненное колесо" Джованни Бранка.

Во всех этих «дымовых и огненных колесах» не было стадии сжатия воздуха (газа), и компрессор, как таковой, отсутствовал. Превращение потенциальной энергии, то есть подведенной тепловой энергии сгорания топлива, в кинетическую (разгон) для вращения газовой турбины происходил только за счет действия силы тяжести, когда теплые массы поднимались вверх. То есть использовалось явление конвекции .

Конечно, такие «агрегаты» для реальных машин, например, для привода транспортных средств использованы быть не могли. Однако в 1791 году англичанин Джон Барбер (John Barber) запатентовал «машину для безлошадных перевозок», одним их важнейших узлов которой стала газовая турбина. Это был первый в истории официально зарегистрированный патент на газовую турбину.

Двигатель Джона Барбера с газовой турбиной.

Машина использовала газ, получаемый из древесины, угля или нефти, нагреваемых в специальных газогенераторах (ретортах), который после охлаждения поступал в поршневой компрессор, где сжимался вместе с воздухом. Далее смесь подавалась в камеру сгорания, и после уже продукты сгорания вращали турбину . Для охлаждения камер сгорания использовалась вода, и пар, получавшийся в результате, также направлялся на турбину.

Уровень развития тогдашних технологий не позволил воплотить идею в жизнь. Действующая модель машины Барбера с газовой турбиной была построена только в 1972 году фирмой «Kraftwerk-Union AG» для Ганноверской промышленной выставки.

В течение всего 19-го века развитие концепции газовой турбины по вышеописанным причинам продвигалось крайне медленно. Образцов, заслуживающих внимания было мало. Компрессор и высокая температура оставались непреодолимым камнем преткновения. Были попытки использования вентилятора для сжатия воздуха, а также применения воды и воздуха для охлаждения элементов конструкции.

Двигатель Ф.Штольце. 1 - осевой компрессор, 2 - осевая турбина, 3 - теплообменник.

Известен пример газотурбинного двигателя немецкого инженера Франца Штольце, запатентованный в 1872 году и очень похожего по схеме на современные ГТД. В нем многоступенчатый осевой компрессор и многоступенчатая осевая турбина располагались на одном валу.

Воздух после прохождения регенеративного теплообменника делился на две части. Одна поступала в камеру сгорания, вторая подмешивалась к продуктам сгорания перед поступлением их в турбину, снижая их температуру. Это так называемый вторичный воздух , и его использование – прием, широко применяемый в современный ГТД.

Двигатель Штольце испытывался в 1900-1904 годах, однако оказался крайне неэффективен из-за низкого качества компрессора и невысокой температуры перед турбиной.

Бо́льшую часть первой половины 20-го века газовая турбина так и не смогла активно конкурировать с паровой или стать частью ГТД, который бы смог достойно заменить поршневой ДВС. Применение ее на двигателях было в основном вспомогательным. Например, в качестве агрегатов наддува в поршневых двигателях, в том числе и авиационных.

Но с начала 40-х положение стало быстро меняться. Наконец-то были созданы новые жаропрочные сплавы, позволившие радикально поднять температуру газа перед турбиной (до 800˚С и выше), появились достаточно экономичные с высоким КПД.

Это не только позволило строить эффективные газотурбинные двигатели, но и, благодаря сочетанию их мощности с относительной легкостью и компактностью, применять их на летательных аппаратах. Началась эпоха реактивной авиации и авиационных газотурбинных двигателей.

Турбины в авиационных ГТД…

Итак… Основная область применения турбин в авиации – это ГТД. Турбина здесь совершает тяжелую работу — вращает компрессор. При этом в ГТД, как и во всяком тепловом двигателе, работа расширения больше работы сжатия.

А турбина как раз и есть расширительная машина, и на компрессор она расходует только часть располагаемой энергии газового потока. Оставшаяся часть (иногда ее называют свободной энергией ) может быть использована в полезных целях в зависимости от типа и конструкции двигателя.

Схема ТвАД Мakila 1a1 со свободной турбиной.

Турбовальный двигатель AMAKILA 1A1.

Для двигателей непрямой реакции, таких, как (вертолетный ГТД) она расходуется на вращение воздушного винта. В этом случае турбина чаще всего разделена на две части. Первая – это турбина компрессора . Вторая, приводящая винт,- это так называемая свободная турбина . Она вращается самостоятельно и с турбиной компрессора связана только газодинамически.

В двигателях прямой реакции (реактивные двигатели или ВРД) турбина используется только для привода компрессора. Оставшаяся свободная энергия, которая в ТвАД вращает свободную турбину, срабатывается в сопле, превращаясь в кинетическую энергию для получения реактивной тяги .

Посередине между этими крайностями располагаются . У них часть свободной энергии расходуется для привода воздушного винта, и некоторая часть формирует реактивную тягу в выходном устройстве (сопле). Правда доля ее в общей тяге двигателя невелика.

Схема одновального ТВД DART RDa6. Турбина на общем валу двигателя.

Турбовинтовой одновальный двигатель Rolls-Royce DART RDa6.

По конструкции ТВД могут быть одновальными , в которых свободная турбина не выделена конструктивно и, являясь одним агрегатом, приводит сразу и компрессор и воздушный винт. Пример ТВД Rolls-Royce DART RDa6, а также наш известный ТВД АИ-20.

Могут быть также ТВД с отдельной свободной турбиной, приводящей винт и механически не связанной с остальными узлами двигателя (газодинамическая связь). Пример – двигатель PW127 различных модификаций (самолеты ), или ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A.

Схема ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A сосвободной турбиной.

Двигатель Pratt & Whitney Canada PT6A .

Схема ТВД PW127 со свободной турбиной.

Конечно же, во всех типах ГТД к полезной нагрузке относятся и агрегаты, обеспечивающие работу двигателя и самолетных систем. Это обычно насосы, топливные и гидро-, электрогенераторы и т.п. Все эти устройства приводятся чаще всего от вала турбокомпрессора.

О типах турбин.

Типов на самом деле немало. Только для примера некоторые названия: осевые, радиальные, диагональные, радиально-осевые, поворотно-лопастные и др. В авиации используются только первые две, причем радиальная – достаточно редко. Обе эти турбины получили названия в соответствии с характером движения газового потока в них.

Радиальная.

В радиальной он течет по радиусу. Причем в радиальной авиационной турбине используется центростремительное направление потока, обеспечивающее более высокий КПД (в неавиационной практике есть и центробежное).

Ступень радиальной турбины состоит из рабочего колеса и неподвижных лопаток, формирующих поток на входе в него. Лопатки спрофилированы так, чтобы межлопаточные каналы имели сужающуюся конфигурацию, то есть представляли из себя сопла. Все эти лопатки вместе с элементами корпуса, на которых они смонтированы называются сопловым аппаратом .

Схема радиальной центростремительной турбины (с пояснениями).

Рабочее колесо представляет из себя крыльчатку со специально спрофилированными лопатками. Раскрутка рабочего колеса происходит при прохождении газа в сужающихся каналах между лопатками и воздействии на лопатки.

Рабочее колесо радиальной центростремительной турбины.

Радиальные турбины достаточно просты, их рабочие колеса имеют малое количество лопаток. Возможные окружные скорости радиальной турбины при одинаковых напряжениях в рабочем колесе, больше, чем у осевой, поэтому на ней могут срабатываться бо́льшие количества энергии (теплоперепады).

Однако, эти турбины имеют малое проходное сечение и не обеспечивают достаточный расход газа при одинаковых размерах по сравнению с осевыми турбинами. Другими словами, они обладают слишком большими относительными диаметральными размерами, что усложняет их компоновку в едином двигателе.

Кроме того затруднено создание многоступенчатых радиальных турбин из-за больших гидравлических потерь, что ограничивает степень расширения газа в них. Также затруднено осуществление охлаждения таких турбин, что снижает величину возможных максимальных температур газа.

Поэтому применение радиальных турбин в авиации ограничено. Они, в основном, используются в маломощных агрегатах с небольшим расходом газа, чаще всего во вспомогательных механизмах и системах или в двигателях авиамоделей и небольших беспилотных самолетов.

Первый реактивный самолет Heinkel He 178.

ТРД Heinkel HeS3 с радиальной турбиной.

Один из немногих примеров использования радиальной турбины в качестве узла маршевого авиационного ВРД — это двигатель первого настоящего реактивного самолета Heinkel He 178 турбореактивный Heinkel HeS 3 . На фото хорошо просматриваются элементы ступени такой турбины. Параметры этого двигателя вполне соответствовали возможности ее использования.

Осевая авиационная турбина .

Это единственный тип турбины, применяемый сейчас в маршевых авиационных ГТД. Главным источником механической работы на валу, получаемой от такой турбины в двигателе являются рабочие колеса или точнее рабочие лопатки (РЛ), установленные на этих колесах и взаимодействующие с энергетически заряженным газовым потоком (сжатым и нагретым).

Венцы неподвижных лопаток, установленных перед рабочими, организуют правильное направление потока и участвуют в превращении потенциальной энергии газа в кинетическую, то есть разгоняют его в процессе расширения с падением давления.

Эти лопатки в комплекте с элементами корпуса, на которых они смонтированы, называются сопловым аппаратом (СА). Сопловой аппарат в комплекте с рабочими лопатками составляет ступень турбины .

Суть процесса… Обобщение сказанного…

В процессе вышеупомянутого взаимодействия с рабочими лопатками происходит превращение кинетической энергии потока в механическую, вращающую вал двигателя.Такое превращение в осевой турбине может происходить двумя способами:

Пример одноступенчатой активной турбины. Показано изменение параметров по тракту.

1. Без изменения давления, а значит и величины относительной скорости потока (ощутимо меняется только ее направление – поворот потока) в ступени турбины; 2. С падением давления, ростом относительной скорости потока и некоторым изменением ее направления в ступени.

Турбины, работающие по первому способу называются активными . Газовый поток активно (импульсно) воздействует на лопатки из-за изменения своего направления при их обтекании. При втором способе – реактивные турбины . Здесь помимо импульсного воздействия поток воздействует на рабочие лопатки еще и опосредованно (упрощенно говоря), при помощи реактивной силы, что увеличивает мощность турбины. Дополнительное реактивное воздействие достигается за счет специальной профилировки рабочих лопаток.

О понятиях активности и реактивности в общем, для всех турбин (не только авиационных) упоминалось выше. Однако, в современных авиационных ГТД используются только осевые реактивные турбины.

Изменение параметров в ступени осевой газовой турбины.

Так как силовое воздействие на РЛ двойное, то такие осевые турбины еще называют активно-реактивными , что пожалуй более правильно. Такого типа турбина более выгодны в аэродинамическом плане.

Входящие в состав ступени такой турбины неподвижные лопатки соплового аппарата имеют большую кривизну, благодаря чему поперечное сечение межлопаточного канала уменьшается от входа к выходу, то есть сечение f 1 меньше сечения f 0 . Получается профиль сужающегося реактивного сопла.

Следующие за ними рабочие лопатки также имеют большую кривизну. Кроме того по отношению к набегающему потоку (вектор W 1) они расположены так, чтобы избежать его срыва и обеспечить правильное обтекание лопатки. На определенных радиусах РЛ также образуют сужающиеся межлопаточные каналы.

Работа ступени авиационной турбины .

Газ подходит к сопловому аппарату с направлением движения, близким к осевому и скоростью С 0 (дозвуковая). Давление в потоке Р 0 , температура Т 0 . Проходя межлопаточный канал поток разгоняется до скорости С 1 с поворотом до угла α 1 = 20°- 30°. При этом давление и температура падают до величин Р 1 и Т 1 соответственно. Часть потенциальной энергии потока превращается в кинетическую.

Картина движения газового потока в ступени осевой турбины.

Так как рабочие лопатки перемещаются с окружной скоростью U, то в межлопаточный канал РЛ поток входит уже с относительной скоростью W 1 , которая определяется разностью С 1 и U (векторно). Проходя по каналу, поток взаимодействует с лопатками, создавая на них аэродинамические силы Р, окружная составляющая которой Р u и заставляет турбину вращаться.

Из-за сужения канала между лопатками поток разгоняется до скорости W 2 (реактивный принцип), при этом также происходит ее поворот (активный принцип). Абсолютная скорость потока С 1 уменьшается до С 2 — кинетическая энергия потока превращается в механическую на валу турбины. Давление и температура падают до величин Р 2 и Т 2 соответственно.

Абсолютная скорость потока при прохождении ступени несколько увеличивается от С 0 до осевой проекции скорости С 2 . В современных турбинах эта проекция имеет величину 200 — 360 м/с для ступени.

Ступень профилируется так, чтобы угол α 2 был близок к 90°. Отличие обычно составляет 5-10°. Это делается для того, чтобы величина С 2 была минимальной. Особенно это важно для последней ступени турбины (на первой или средних ступенях допускается отклонение от прямого угла до 25°). Причина тому – потери с выходной скоростью , которые как раз и зависят от величины скорости С 2 .

Это те самые потери, которые в свое время так и не дали Лавалю возможности поднять КПД своей первой турбины. Если двигатель реактивный, то оставшаяся энергия может быть сработана в сопле. А вот, например, для вертолетного двигателя, который не использует реактивную тягу, важно, чтобы скорость потока за последней ступенью турбины была как можно меньше.

Таким образом в ступени активно-реактивной турбины расширение газа (снижение давления и температуры), превращение и срабатывание энергии (теплоперепада) происходит не только в СА, но и в рабочем колесе. Распределение этих функций между РК и СА характеризует параметр теории двигателей, называемый степенью реактивности ρ.

Он равен отношению теплоперепада в рабочем колесе к теплоперепаду во всей ступени. Если ρ = 0, то ступень (или вся турбина) – активная. Если же ρ > 0, то ступень реактивная или точнее для нашего случая активно-реактивная. Так как профилировка рабочих лопаток меняется по радиусу, то параметр этот (как впрочем и некоторые другие) вычисляется по среднему радиусу (сечение В-В на рисунке изменения параметров в ступени).

Конфигурация пера рабочей лопатки активно-реактивной турбины.

Изменение давления по длине пера РЛ активно-реактивной турбины.

Для современных ГТД степень реактивности турбин находится в пределах 0,3-0,4. Это значит, что только 30-40% общего теплоперепада ступени (или турбины) срабатывается в рабочем колесе. 60-70% срабатывается в сопловом аппарате.

Кое-что о потерях.

Как уже было сказано, любая турбина (или ее ступень) превращает подведенную к ней энергию потока в механическую работу. Однако, в реальном агрегате этот процесс может обладать различной эффективностью. Часть располагаемой энергии обязательно расходуется «впустую», то есть превращается в потери , которые надо учитывать и принимать меры к их минимизации для повышения эффективности работы турбины, то есть увеличения ее КПД.

Потери складываются из гидравлических и потерь с выходной скоростью . Гидравлические потери включают в себя профильные и концевые. Профильные — это, по сути дела, потери на трение, так как газ, обладая определенной вязкостью, взаимодействует с поверхностями турбины.

Обычно такие потери в рабочем колесе составляют около 2-3%, а в сопловом аппарате — 3-4%. Меры по уменьшению потерь заключаются в «облагораживании» проточной части расчетным и экспериментальным путем, а также корректного расчета треугольников скоростей для потока в ступени турбины, точнее говоря выбора наивыгоднейшей окружной скорости U при заданной скорости С 1 . Эти действия обычно характеризуются параметром U/C 1 . Окружная скорость на среднем радиусе в ТРД равна 270 – 370 м/с.

Гидравлическое совершенство проточной части ступени турбины учитывает такой параметр, как адиабатический КПД . Иногда его еще называют лопаточным, потому что он учитывает потери на трение в лопатках ступени (СА и РЛ). Есть еще один КПД для турбины, характеризующий ее именно как агрегат для получения мощности, то есть степень использования располагаемой энергии для создания работы на валу.

Это так называемый мощностной (или эффективный) КПД . Он равен отношению работы на валу к располагаемому теплоперепаду. Этот КПД учитывает потери с выходной скоростью. Они обычно составляют для ТРД около 10-12% (в современных ТРД С 0 = 100 -180 м/с, С 1 = 500-600 м/с, С 2 = 200-360 м/с).

Для турбин современных ГТД величина адиабатического КПД составляет около 0,9 — 0,92 для неохлаждаемых турбин. В случае, если турбина охлаждаемая, то этот КПД может быть ниже на 3-4%. Мощностной КПД равен обычно 0,78 — 0,83. Он меньше адиабатического на величину потерь с выходной скоростью.

Что касается концевых потерь, то это так называемые «потери на перетекание ». Проточную часть невозможно абсолютно изолировать от остальных частей двигателя из-за присутствия вращающихся узлов в комплексе с неподвижными (корпуса + ротор). Поэтому газ из областей с повышенным давлением стремится перетечь в области с пониженным давлением. В частности, например, из области перед рабочей лопаткой в область за ней через радиальный зазор между пером лопатки и корпусом турбины.

Такой газ не участвует в процессе преобразования энергии потока в механическую, потому что не взаимодействует с лопатками в этом плане, то есть возникают концевые потери (или потери в радиальном зазоре ). Они составляют около 2-3% и отрицательно влияют как на адиабатический, так и на мощностной КПД, уменьшают экономичность ГТД, причем довольно ощутимо.

Известно, например, что увеличение радиального зазора с 1 мм до 5 мм в турбине диаметром 1 м, может привести к увеличению удельного расхода топлива в двигателе более, чем на 10%.

Понятно, что совсем избавиться от радиального зазора невозможно, но его стараются минимизировать. Это достаточно трудно, потому что авиационная турбина – агрегат сильно нагруженный. Точный учет всех факторов, влияющих на величину зазора достаточно труден.

Режимы работы двигателя часто меняются, а значит меняется величина деформаций рабочих лопаток, дисков, на которых они закреплены, корпусов турбины в результате изменения величин температуры, давления и центробежных сил.

Лабиринтное уплотнение.

Здесь же необходимо учитывать величину остаточной деформации при длительной эксплуатации двигателя. Плюс к этому эволюции, выполняемые самолетом, влияют на деформацию ротора, что тоже меняет величину зазоров.

Обычно зазор оценивается после останова прогретого двигателя. В этом случае тонкий внешний корпус остывает быстрее массивных дисков и вала и, уменьшаясь в диаметре, задевает за лопатки. Иногда величина радиального зазора просто выбирается в пределах 1,5-3% от от длины пера лопатки.

Принцип сотового уплотнения.

Для того, чтобы избежать повреждения лопаток, в случае касания их о корпус турбины, в нем часто размещают специальные вставки из материала более мягкого, нежели материал лопаток (например, металлокерамика ). Кроме того используются бесконтактные уплотнения. Обычно это лабиринтные или сотовые лабиринтные уплотнения.

В этом случае рабочие лопатки бандажируются на концах пера и на бандажных полках уже размещаются уплотнения или клинья (для сот). В сотовых уплотнениях из-за тонких стенок сот площадь контакта очень мала (в 10 раз меньше обычного лабиринта), поэтому сборка узла ведется без зазора. После приработки величина зазора обеспечивается около 0,2 мм.

Применение сотового уплотнения. Сравнение потерь при использовании сот (1) и гладкого кольца (2).

Аналогичные способы уплотнений зазоров используются для уменьшения утечки газа из проточной части (например, в междисковое пространство).

САУРЗ…

Это так называемые пассивные методы управления радиальным зазором. Кроме этого на многих ГТД, разработанных (и разрабатываемых) с конца 80-х годов, устанавливаются так называемые «системы активного регулирования радиальных зазоров » (САУРЗ — активный метод). Это автоматические системы, и суть их работы заключается в управлении тепловой инерционностью корпуса (статора) авиационной турбины.

Ротор и статор (внешний корпус) турбины отличаются друг от друга по материалу и по «массивности». Поэтому на переходных режимах они расширяются по разному. Например, при переходе двигателя с пониженного режима работы на повышенный, высокотемпературный, тонкостенный корпус быстрее (чем массивный ротор с дисками)) прогревается и расширяется, увеличивая радиальный зазор между собой и лопатками. Плюс к этому перемены давления в тракте и эволюции самолета.

Чтобы этого избежать, автоматическая система (обычно главный регулятор типа FADEC ) организует подачу охлаждающего воздуха на корпус турбины в необходимых количествах. Нагрев корпуса, таким образом, стабилизируется в необходимых пределах, а значит меняется величина его линейного расширения и, соответственно, величина радиальных зазоров.

Все это позволяет экономить топливо, что очень важно для современной гражданской авиации. Наиболее эффективно системы САУРЗ применяются в турбинах низкого давления на ТВРД типа GE90, Trent 900, и некоторых других.

Значительно реже, однако достаточно эффективно для синхронизации темпов прогрева ротора и статора применяется принудительный обдув дисков турбины (а не корпуса). Такие системы применяются на двигателях CF6-80 и PW4000.

———————-

В турбине регламентируются также и осевые зазоры . Например между выходными кромками СА и входными РЛ обычно зазор в пределах 0,1-0,4 от хорды РЛ на среднем радиусе лопаток. Чем меньше этот зазор, тем меньше потери энергии потока за СА (на трение и выравнивание поля скоростей за СА). Но при этом растет вибрация РЛ из-за попеременного попадания из областей за корпусами лопаток СА в межлопаточные области.

Немного общего о конструкции…

Осевые авиационные турбины современных ГТД в конструктивном плане могут иметь различную форму проточной части.

Dср = (Dвн+Dн) /2

1. Форма с постоянным диаметром корпуса (Dн). Здесь внутренний и средний диаметры по тракту уменьшаются.

Постоянный наружный диаметр.

Такая схема хорошо вписывается в габариты двигателя (и фюзеляжа самолета). Обладает хорошим распределением работы по ступеням, особенно для двухвальных ТРД.

Однако, в этой схеме велик так называемый угол раструба, что чревато отрывом потока от внутренних стенок корпуса и, следовательно, гидравлическими потерями.

Постоянный внутренний диаметр.

При проектировании стараются не допускать величину угла раструба более 20°.

2. Форма с постоянным внутренним диаметром(Dв).

Средний диаметр и диаметр корпуса увеличиваются по тракту. Такая схема плохо вписывается в габариты двигателя. В ТРД из-за «разбежки» потока от внутреннего корпуса, необходимо его доворачивать на СА, что влечет за собой гидравлические потери.

Постоянный средний диаметр.

Схема более целесообразна к применению в ТРДД.

3. Форма с постоянным средним диаметром(Dср). Диаметр корпуса увеличивается, внутренний – уменьшается.

Схема обладает недостатками двух предыдущих. Но при этом расчет такой турбины достаточно прост.

Современные авиационные турбины чаще всего многоступенчаты. Главная причина тому (как уже говорилось выше) – большая располагаемая энергия турбины в целом. Для обеспечения оптимальной сочетания окружной скорости U и скорости С 1 (U/C 1 – оптимальное), а значит высокого общего КПД и хорошей экономичности необходимо распределение всей имеющейся энергии по ступеням.

Пример трехступенчатой турбины ТРД.

При этом, правда, сама турбина конструктивно усложняется и утяжеляется. Из-за небольшого температурного перепада на каждой ступени (он распределен на все ступени) бо́льшее количество первых ступеней подвергается действию высоких температур и часто требует дополнительного охлаждения .

Четырехступенчатая осевая турбина ТВД.

В зависимости от типа двигателя количество ступеней может быть разным. Для ТРД обычно до трех, для двухконтурных двигателей до 5-8 ступеней. Обычно, если двигатель многовальный , то турбина имеет несколько (по числу валов) каскадов , каждый из которых приводит свой агрегат и сам может быть многоступенчатым (в зависимости от степени двухконтурности).

Двухвальная осевая авиационная турбина.

Например в трехвальном двигателе Rolls-Royce Trent 900 турбина имеет три каскада: одноступенчатый для привода компрессора высокого давления, одноступенчатый для привода промежуточного компрессора и пятиступенчатый для привода вентилятора. Совместная работа каскадов и определение необходимого числа ступеней в каскадах описывается в «теории двигателей» отдельно.

Сама авиационная турбина , упрощенно говоря, представляет собой конструкцию, состоящую из ротора, статора и различных вспомогательных элементов конструкции. Статор состоит из внешнего корпуса, корпусов сопловых аппаратов и корпусов подшипников ротора. Ротор обычно представляет из себя дисковую конструкцию в котором диски соединены с ротором и между собой с использованием различных дополнительных элементов и способов крепления.

Пример одноступенчатой турбины ТРД. 1 - вал, 2 - лопатки СА, 3 - диск рабочего колеса, 4 - рабочие лопатки.

На каждом диске, как основе рабочего колеса расположены рабочие лопатки . При конструировании лопатки стараются выполнять с меньшей хордой из соображения меньшей ширины обода диска, на котором они установлены, что уменьшает его массу. Но при этом для сохранения параметров турбины приходится увеличивать длину пера, что может повлечь за собой бандажирование лопаток для увеличения прочности.

Возможные типы замков крепления рабочих лопаток в диске турбины.

Лопатка крепится в диске с помощью замкового соединения . Такое соединение – это одно из самых нагруженных элементов конструкции в ГТД. Все нагрузки, воспринимаемые лопаткой, передаются на диск через замок и достигают очень больших значений, тем более, что из-за разности материалов, диск и лопатки обладают различными коэффициентами линейного расширения, да к тому же из-за неравномерности поля температур нагреваются по разному.

С целью оценки возможности уменьшения нагрузки в замковом соединении и увеличения, тем самым, надежности и срока службы турбины, проводятся исследовательские работы, среди которых достаточно перспективными считаются эксперименты по биметаллическим лопаткам или применению в турбинах рабочих колес-блисков.

При использовании биметаллических лопаток уменьшаются нагрузки в замках их крепления на диске за счет изготовления замковой части лопатки из материала, аналогичного материалу диска (или близкого по параметрам). Перо лопатки изготавливается из другого металла, после чего они соединяются с применением спецтехнологий (получается биметалл).

Блиски , то есть рабочие колеса, в которых лопатки выполнены за одно целое с диском, вообще исключают наличие замкового соединения, а значит и лишних напряжений в материале рабочего колеса. Такого типа узлы уже применяются в компрессорах современных ТРДД. Однако, для них значительно усложняется вопрос ремонта и уменьшаются возможности высокотемпературного использования и охлаждения в авиационной турбине .

Пример крепления рабочих лопаток в диске с помощью замков "елочка".

Наиболее распространенный способ крепления лопаток в тяжело нагруженных дисках турбин – это так называемая «елочка» . Если же нагрузки умеренные, то могут быть применены и другие типы замков, которые более просты в конструктивном отношении, например цилиндрические или Т-образные.

Контроль…

Так как условия работы авиационной турбины крайне тяжелые, а вопрос надежности, как важнейшего узла летательного аппарата имеет первостепенный приоритет, то проблема контроля состояния элементов конструкции стоит в наземной эксплуатации на первом месте. В особенности это касается контроля внутренних полостей турбины, где как раз и располагаются наиболее нагруженные элементы.

Осмотр этих полостей конечно невозможен без использования современной аппаратуры дистанционного визуального контроля . Для авиационных газотурбинных двигателей в этом качестве выступают различного вида эндоскопы (бороскопы). Современные устройства такого типа достаточно совершенны и обладают большими возможностями.

Осмотр газовоздушного тракта ТВРД с помощью эндоскопа Vucam XO.

Ярким примером может служить портативный измерительный видеоэндоскоп Vucam XO немецкой компании ViZaar AG . Обладая небольшими размерами и массой (менее 1,5 кг), этот аппарат тем не менее очень функционален и располагает внушительными возможностями как осмотра, так и обработки получаемой информации.

Vucam XO абсолютно мобилен. Весь его комплект располагается в небольшом пластмассовом кейсе. Видеозонд с большим количеством легкосменяемых оптических адаптеров обладает полноценной артикуляцией в 360°, диаметром 6,0 мми может иметь различную длину (2,2м; 3,3м; 6,6м).

Бороскопический осмотр двигателя вертолета с помощью эндоскопа Vucam XO.

Бороскопические проверки с использованием подобных эндоскопов предусмотрены в регламентных правилах для всех современных авиадвигателей. В турбинах обычно осматривается проточная часть. Зонд эндоскопа проникает во внутренние полости авиационной турбины через специальные контрольные порты .

Порты бороскопического контроля на корпусе турбины ТВРД CFM56.

Они представляют из себя отверстия в корпусе турбины, закрытые герметичными пробками (обычно резьбовыми, иногда подпружиненными). В зависимости от возможностей эндоскопа (длина зонда) может понадобиться проворачивание вала двигателя. Лопатки (СА и РЛ) первой ступени турбины могут осматриваться через окна на корпусе камеры сгорания, а последней ступени — через сопло двигателя.

Что позволит поднять температуру…

Одно из генеральных направлений развития ГТД всех схем – увеличение температуры газа перед турбиной. Это позволяет ощутимо увеличивать тягу без увеличения расхода воздуха, что может привести к уменьшению лобовой площади двигателя и росту удельной лобовой тяги.

В современных двигателях температура газа (после факела) на выходе из камеры сгорания может достигать 1650°С (с тенденцией к росту), поэтому для нормальной работы турбины при столь больших термических нагрузках необходимо принятие специальных, часто предохранительных мер.

Первое (и самое простоев этой ситуации) – использование жаропрочных и жаростойких материалов , как металлических сплавов, так и (в перспективе) специальных композитных и керамических материалов, которые используются для изготовления самых нагруженных деталей турбины – сопловых и рабочих лопаток, а также дисков. Самые нагруженные из них – это, пожалуй, рабочие лопатки.

Металлические сплавы – это в основном сплавы на основе никеля (температура плавления — 1455°С) с различными легирующими добавками. В современные жаропрочные и жаростойкие сплавы для получения максимальных высокотемпературных характеристик добавляют до 16-ти наименований различных легирующих элементов.

Химическая экзотика…

В их числе, например, хром, марганец, кобальт, вольфрам, алюминий, титан, тантал, висмут и даже рений или вместо него рутений и другие. Особенно перспективен в этом плане рений (Re – рений, применяется в России), используемый сейчас вместо карбидов, но он чрезвычайно дорог и запасы его невелики. Также перспективным считается использование силицида ниобия.

Кроме того поверхность лопатки часто покрывается нанесенным по особой технологии специальным теплозащитным слоем (антитермальное покрытие — thermal-barrier coating или ТВС ) , значительно уменьшающим величину теплопотока в тело лопатки (термобарьерные функции) и предохраняющим ее от газовой коррозии (жаростойкие функции).

Пример термозащитного покрытия. Показан характер изменения температуры по сечению лопатки.

На рисунке (микрофото) показан теплозащитный слой на лопатке турбины высокого давления современного ТРДД. Здесь TGO (Thermally Grown Oxide) – термически растущий оксид; Substrate – основной материал лопатки; Bond coat – переходный слой. В состав ТВС сейчас входят никель, хром, алюминий, иттрий и др. Также проводятся опытные работы по использованию керамических покрытий на основе оксида циркония, стабилизированного оксидом циркония (разработки ВИАМ).

Для примера…

Достаточно широкой известностью в двигателестроении, начиная с послевоенного периода и в настоящее время пользуются жаропрочные никелевые сплавы компании Special Metals Corporation – США, содержащие не менее 50% никеля и 20% хрома, а также титан, алюминий и немало других составляющих, добавляемых в небольших количествах.

В зависимости от профильного предназначения (РЛ, СА, диски турбин, элементы проточной части, сопла, компрессора и др., а также неавиационные области применения), своего состава и свойств они объединены в группы, каждая из которых включает различные варианты сплавов.

Лопатки турбины двигателя Rolls-Royce Nene, изготовленные из сплава Nimonic 80A.

Некоторые из этих групп: Nimonic, Inconel, Incoloy, Udimet/Udimar, Monel и другие. Например, сплав Nimonic 90 , разработанный еще в 1945 году и применявшийся для изготовления элементов авиационных турбин (в основном лопатки), сопел и частей летательных аппаратов, имеет состав: никель – 54%минимум, хром – 18-21%, кобальт – 15-21%, титан – 2-3%, алюминий – 1-2%, марганец – 1%, цирконий -0,15% и другие легирующие элементы (в малых количества). Этот сплав производится и по сей день.

В России (СССР) разработкой такого типа сплавов и других важных материалов для ГТД занимался и успешно занимается ВИАМ (Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов). В послевоенное время институт разрабатывал деформируемые сплавы (типа ЭИ437Б), с начала 60-х создал целую серию высококачественных литьевых сплавов (об этом ниже).

Однако, практически все жаропрочные металлические материалы выдерживают без охлаждения температуры примерно до ≈ 1050°С.

Поэтому:

Вторая, широко используемая мера, это применение различных систем охлаждения лопаток и других конструктивных элементов авиационных турбин . Без охлаждения в современных ГТД обойтись пока нельзя, несмотря на применение новых высокотемпературных жаропрочных сплавов и специальных способов изготовления элементов.

Среди систем охлаждения выделяют два направления: системы открытые и замкнутые . Замкнутые системы могут использовать принудительную циркуляцию жидкого теплоносителя в системе лопатки — радиатор или же использовать принцип «термосифонного эффекта».

В последнем способе движение теплоносителя происходит под действием гравитационных сил, когда более теплые слои вытесняют более холодные. В качестве теплоносителя здесь может быть использован, например, натрий или сплав натрия и калия.

Однако, замкнутые системы из-за большого количества трудно решаемых проблем в авиационной практике не применяются и находятся в стадии экспериментальных исследований.

Примерная схема охлаждения многоступенчатой турбины ТРД. Показаны уплотнения между СА и ротором. А - решетка профилей для закрутки воздуха с целью его предварительного охлаждения.

Зато в широком практическом применении находятся открытые системы охлаждения . Хладагентом здесь служит воздух, подаваемый обычно под различным давлением из-за различных же ступеней компрессора внутрь лопаток турбины. В зависимости от максимальной величины температуры газа, при которой целесообразно применение этих систем, их можно разделить на три вида: конвективный , конвективно-пленочный (или заградительный) и пористый .

При конвективном охлаждении воздух подается внутрь лопатки по специальным каналам и, омывая внутри нее наиболее нагретые участки, выходит наружу в поток в области с более низким давлением. При этом могут быть использованы различные схемы организации течения воздуха в лопатках зависимости от формы каналов для него: продольная, поперечная или петлеобразная (смешанная или усложненная).

Типы охлаждения: 1 - конвективный с дефлектором, 2 - конвективно-пленочный, 3 - пористый. Лопатка 4 - теплозащитное покрытие.

Наиболее простая схема с продольными каналами вдоль пера. Здесь выход воздуха организуется обычно в верхней части лопатки через бандажную полку. В такой схеме имеет место довольно большая неравномерность температуры вдоль пера лопатки – до 150-250˚, что неблагоприятно влияет на прочностные свойства лопатки. Схема используется на двигателях с температурой газа до ≈ 1130ºС.

Еще один способ конвективного охлаждения (1) подразумевает наличие внутри пера специального дефлектора (тонкостенная оболочка – вставляется внутрь пера), который способствует подводу охлаждающего воздуха сначала на наиболее нагретые участки. Дефлектор образует своего рода сопло, выдувающее воздух в переднюю часть лопатки. Получается струйное охлаждение наиболее нагретой части. Далее воздух, омывая остальные поверхности выходит через продольные узкие отверстия в пере.

Рабочая лопатка турбины двигателя CFM56.

В такой схеме температурная неравномерность значительно ниже, кроме того сам дефлектор, который вставляется в лопатку под натягом по нескольким центрирующим поперечным пояскам, благодаря своей упругости, служит в роли демпфера и гасит колебания лопаток. Такая схема используется при максимальной температуре газа ≈ 1230°С.

Так называемая полупетлевая схема позволяет добиться относительно равномерного поля температур в лопатке. Это достигается экспериментальным подбором расположения различных ребер и штырьков, направляющих потоки воздуха, внутри тела лопатки. Эта схема допускает максимальную температуру газа до 1330°С.

Сопловые лопатки конвективно охлаждаются аналогично рабочим. Они обычно выполняются двухполостными с дополнительными ребрами и штырьками для интенсификации процесса охлаждения. В переднюю полость у передней кромки подается воздух более высокого давления, чем в заднюю (из-за разных ступеней компрессора) и выпускается в различные зоны тракта с целью поддержания минимально необходимой разности давлений для обеспечения требуемой скорости движения воздуха в каналах охлаждения.

Примеры возможных способов охлаждения рабочих лопаток. 1 - конвективное, 2 - конвективно-пленочное, 3 конвективно-пленочное с усложненными петлевыми каналами в лопатке.

Конвективно-пленочное охлаждение (2) применяется при еще более высокой температуре газа – до 1380°С. При этом способе часть охлаждающего воздуха через специальные отверстия в лопатке выпускается на ее наружную поверхность, создавая тем самым своего рода заградительную пленку , которая защищает лопатку от соприкосновения с горячим потоком газа. Этот способ используется как для рабочих, так и для сопловых лопаток.

Третий способ – пористое охлаждение (3). В этом случае силовой стержень лопатки с продольными каналами покрывается специальным пористым материалом, который позволяет осуществить равномерный и дозированный выпуск охладителя на всю поверхность лопатки, омываемую газовым потоком.

Это пока перспективный способ, в массовой практике использования ГТД не применяющийся из-за сложностей с подбором пористого материала и большой вероятностью достаточно быстрого засорения пор. Однако, в случае решения этих проблем предположительно возможная температура газа при таком типе охлаждения может достигать 1650°С.

Диски турбины и корпуса СА также охлаждаются воздухом из-за различных ступеней компрессора при его прохождении по внутренним полостям двигателя с омыванием охлаждаемых деталей и последующим выпуском в проточную часть.

Из-за достаточно большой степени повышения давления в компрессорах современных двигателей сам охлаждающий воздух может иметь довольно высокую температуру. Поэтому для повышения эффективности охлаждения применяют мероприятия по предварительному снижению этой температуры.

Для этого воздух перед подачей в турбину на лопатки и диски может пропускаться через специальные решетки профилей, аналогичные СА турбины, где воздух подкручивается в направлении вращения рабочего колеса, расширяясь и охлаждаясь при этом. Величина охлаждения может составить 90-160°.

Для такого же охлаждения могут быть использованы воздухо-воздушные радиаторы, охлаждаемые воздухом второго контура. На двигателе АЛ-31Ф такой радиатор дает понижение температуры до 220° в полете и 150° на земле.

На нужды охлаждения авиационной турбины от компрессора забирается достаточно большое количество воздуха. На различных двигателях – до 15-20%. Это существенно увеличивает потери, которые учитываются при термогазодинамическом расчете двигателя. На некоторых двигателях установлены системы, снижающие подачу воздуха на охлаждение (или вообще ее закрывающие) при пониженных режимах работы двигателя, что положительно влияет на экономичность.

Схема охлаждения 1-й ступени турбины ТРДД НК-56. Показаны также сотовые уплотнения и лента отключения охлаждения на пониженных режимах работы двигателя.

При оценке эффективности системы охлаждения обычно учитывается и дополнительные гидравлические потери на лопатках вследствие изменения их формы при выпуске охлаждающего воздуха. КПД реальной охлаждаемой турбины примерно на 3-4% ниже, чем неохлаждаемой.

Кое-что об изготовлении лопаток…

На реактивных двигателях первого поколения турбинные лопатки в основном изготавливались методом штамповки с последующей длительной обработкой. Однако, в 50-х годах специалисты ВИАМ убедительно доказали, что перспективу повышения уровня жаропрочности лопаток открывают именно литейные а не деформируемые сплавы. Постепенно был осуществлен переход на это новое направление (в том числе и на Западе).

В настоящее время в производстве используется технология точного безотходного литья, что позволяет выполнять лопатки со специально профилированными внутренними полостями, которые используются для работы системы охлаждения (так называемая технология литья по выплавляемым моделям ).

Это, по сути дела единственный сейчас способ получения охлаждаемых лопаток. Он тоже совершенствовался с течением времени. На первых этапах при литьевой технологии изготавливали лопатки с разноразмерными зернами кристаллизации , которые ненадежно сцеплялись между собой, что значительно уменьшало прочность и ресурс изделия.

В дальнейшем, с применением специальных модификаторов, начали изготавливать литые охлаждаемые лопатки с однородными, равноосными, мелкими структурными зернами. Для этого ВИАМ в 60-х годах разработал первые серийные отечественные жаропрочные сплавы для литья ЖС6, ЖС6К, ЖС6У, ВЖЛ12У.

Их рабочая температура была на 200° выше, чем у рапространенного тогда деформируемого (штамповка) сплава ЭИ437А/Б (ХН77ТЮ/ЮР). Лопатки, изготавливаемые из этих материалов работали минимум по 500 часов без визуально видимых признаком разрушения. Такого типа технология изготовления используется и сейчас. Тем не менее межзеренные границы остаются слабым местом структуры лопатки, и именно по ним начинается ее разрушение.

Поэтому с ростом нагрузочных характеристик работы современных авиационных турбин (давление, температура, центробежные нагрузки) появилась необходимость разработки новых технологий изготовления лопаток, потому что многозеренная структура уже во многом не удовлетворяла утяжеленным условиям эксплуатации.

Примеры структуры жаропрочного материала рабочих лопаток. 1 - равноосная зернистость, 2 - направленная кристаллизация, 3 - монокристалл.

Так появился «метод направленной кристаллизации ». При таком методе в застывающей отливке лопатки образуются не отдельные равноосные зерна металла, а длинные столбчатые кристаллы, вытянутые строго вдоль оси лопатки. Подобного рода структура значительно увеличивает сопротивление лопатки излому. Это похоже на веник, который сломать очень трудно, хотя каждый из составляющих его прутиков ломается без проблем.

Такая технология была впоследствии доработана до еще более прогрессивного «метода монокристаллического литья », когда одна лопатка представляет из себя практически один целый кристалл. Этого типа лопатки сейчас также устанавливаются в современных авиационных турбинах . Для их изготовления используются специальные, в том числе так называемые ренийсодержащие сплавы.

В 70-х и 80-х годах в ВИАМе были разработаны сплавы для литья турбинных лопаток с направленной кристаллизацией: ЖС26, ЖС30, ЖС32, ЖС36, ЖС40, ВКЛС-20, ВКЛС-20Р; а в 90-х – коррозионно-стойкие сплавы длительного ресурса: ЖСКС1 и ЖСКС2.

Далее, работая в этом направлении, ВИАМ с начала 2000 года по настоящее время создал высокорениевые жаропрочные сплавы третьего поколения: ВЖМ1 (9,3%Re), ВЖМ2 (12%Re), ЖС55 (9%Re) и ВЖМ5 (4%Re). Для еще большего совершенствования характеристик за последние 10 лет были проведены экспериментальные исследования, результатом которых стали рений-рутенийсодержащие сплавы четвертого – ВЖМ4 и пятого поколений ВЖМ6.

В качестве помощников…

Как уже говорилось ранее, в ГТД применяются только реактивные (или активно-реактивные) турбины. Однако, в заключении стоит вспомнить, что среди используемых авиационных турбин есть и активные. Они, в основном, выполняют второстепенные задачи и в работе маршевых двигателей участия не принимают.

И тем не менее роль их часто бывает очень важна. В этом случае речь о воздушных стартерах , используемых для запуска . Существуют различные виды стартерных устройств, применяемых для раскрутки роторов газотурбинных двигателей. Воздушный стартер занимает среди них, пожалуй, самое видное место.

Воздушный стартер ТРДД.

Агрегат этот, на самом деле, несмотря на важность функций, принципиально достаточно прост. Основным узлом здесь является одно- или двухступенчатая активная турбина, которая вращает через редуктор и коробку приводов ротор двигателя (в ТРДД обычно ротор низкого давления).

Расположение воздушного стартера и его рабочей магистрали на ТРДД,

Сама турбина раскручивается потоком воздуха, поступающего от наземного источника, либо бортовой ВСУ, либо от другого, уже запущенного двигателя самолета. На определенном этапе цикла запуска, стартер автоматически отключается.

В подобного рода агрегатах в зависимости от требуемых выходных параметров могут также использоваться и радиальные турбины . Они же могут применяться в системах кондиционирования воздуха в салонах самолетов в качестве элемента турбохолодильника, в котором эффект расширения и снижения температуры воздуха на турбине используется для охлаждения воздуха, поступающего в салоны.

Кроме того, как активные осевые, так и радиальные турбины применяются в системах турбонаддува поршневых авиационных двигателей. Такая практика началась еще до превращения турбины в важнейший узел ГТД и продолжается по сей день.

Пример использования радиальной и осевой турбин во вспомогательных устройствах.

Аналогичные системы с использованием турбокомпрессоров находят применение в автомобилях и вообще в различных системах подачи сжатого воздуха.

Таким образом авиационная турбина и во вспомогательном смысле отлично служит людям.

———————————

Ну вот, пожалуй, и все на сегодня. На самом деле здесь еще много о чем можно написать и в плане дополнительных сведений, и в плане более полного описания уже сказанного. Тема ведь очень обширная. Однако, нельзя объять необъятное:-). Для общего ознакомления, пожалуй, достаточно. Спасибо, что дочитали до конца.

До новых встреч…

В завершение картинки, » невместившиеся» в текст.

Пример одноступенчатой турбины ТРД.

Модель эолипила Герона в Калужском музее космонавтики.

Артикуляция видеозонда эндоскопа Vucam XO.

Экран многофункционального эндоскопа Vucam XO.

Эндоскоп Vucam XO.

Пример термозащитного покрытия на лопатках СА двигателя GP7200.

Сотовые пластины, используемые для уплотнений.

Возможные варианты элементов лабиринтного уплотнения.

Лабиринтное сотовое уплотнение.

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным. Внутренний ярус образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины. Внешний ярус образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины. Уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо. Внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью. Между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора. Рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы отношение внутреннего диаметра на выходе из проточной части турбины к диаметру рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения составляло 1,05 1,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины низкого давления газотурбинного двигателя. 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2507401

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известна турбина низкого давления газотурбинного двигателя с задней опорой, в которой лабиринтное уплотнение, отделяющее заднюю разгрузочную полость турбины от проточной части на выходе из турбины, выполнено в виде одного яруса. (С.А.Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.209).

Недостатком известной конструкции является низкая стабильность давления в разгрузочной полости турбины из-за нестабильной величины радиальных зазоров в лабиринтном уплотнении, особенно на переменных режимах работы двигателя.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбина низкого давления газотурбинного двигателя, включающая ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами лабиринта, установленными на задней опоре статора (патент US № 7905083, F02K 3/02, 15.03.2011).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенная величина осевой силы ротора турбины, что снижает надежность турбины и двигателя в целом из-за низкой надежности радиально-упорного подшипника, воспринимающего повышенную осевую силу ротора турбины.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины низкого давления газотурбинного двигателя за счет снижения величины осевой силы ротора турбины и обеспечения стабильности осевой силы при работе на переходных режимах.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления газотурбинного двигателя, включающей ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение, выполненное с внутренним и внешним фланцами, установленными на задней опоре статора, лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным, при этом внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины, а внешний ярус лабиринтного уплотнения образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины, причем уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, а внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью, при этом между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора, а рабочая поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

где D - внутренний диаметр на выходе из проточной части турбины,

Выполнение лабиринтного уплотнения на выходе из турбины низкого давления двухъярусным, располагая ярусы уплотнения таким образом, что внутренний ярус образован двумя направленными к оси турбины уплотнительными гребешками лабиринта и направленной к проточной части турбины рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, а внешний ярус образован направленными к проточной части турбины уплотнительными гребешками лабиринта и направленными к оси турбины рабочими поверхностями внешнего фланца лабиринтного уплотнения, позволяет обеспечить надежную работу лабиринтного уплотнения на переходных режимах работы турбины, что обеспечивает стабильность осевой силы, действующей на ротор турбины, и повышает ее надежность.

Выполнение уплотнительных гребешков лабиринта внутреннего яруса уплотнения с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, обеспечивает снижение вибронапряжений в лабиринте и уменьшение радиальных зазоров между гребешками лабиринта и фланцами лабиринтного уплотнения.

Выполнение внешнего фланца лабиринтного уплотнения с наружной замкнутой воздушной полостью, а также размещение между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения кольцевой заградительной стенки, установленной на задней опоре статора, позволяет существенно снизить темп нагрева и охлаждения внешнего фланца лабиринтного уплотнения на переходных режимах, приблизив его таким образом к темпу нагрева и охлаждения внешнего яруса лабиринтного уплотнения, что обеспечивает стабильность радиальных зазоров между статором и ротором в уплотнении и повышает надежность турбины низкого давления за счет поддержания стабильного давления в разгрузочной затурбинной полости.

Выбор соотношения D/d=1,05 1,5 обусловлен тем, что при D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

При D/d>1,5 снижается надежность газотурбинного двигателя за счет снижения осевой разгрузочной силы, действующей на ротор турбины низкого давления.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Турбина 1 низкого давления газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 и статора 3 с задней опорой 4. Для уменьшения осевых усилий от газовых сил, действующих на ротор 2 на его выходе, между диском последней ступени 5 ротора 2 и задней опорой 4 выполнена разгрузочная полость 6 повышенного давления, которая надувается воздухом из-за промежуточной ступени компрессора (не показано) и отделена от проточной части 7 турбины 1 двухъярусным лабиринтным уплотнением, причем лабиринт 8 уплотнения зафиксирован резьбовым соединением 9 на диске последней ступени 5 ротора 2, а внутренний фланец 10 и внешний фланец 11 лабиринтного уплотнения закреплены на задней опоре 4 статора 3. Внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован рабочей поверхностью 12 внутреннего фланца 10, направленной (обращенной) в сторону проточной части 7 турбины 1, и двумя уплотнительными гребешками 13, 14 лабиринта 8, направленными к оси 15 турбины 1. Внутренние стенки 16,17 соответственно гребешков 13, 14 выполнены параллельными между собой. Между внутренними стенками 16 и 17 установлено демпфирующее кольцо 18, способствующее снижению вибронапряжений в лабиринте 8 и уменьшению радиальных зазоров 19 и 20, соответственно, между лабиринтом 8 ротора 2 и фланцами 10, 11. Внешний ярус лабиринтного уплотнения образован рабочей поверхностью 21 внешнего фланца 11, направленной (обращенной) в сторону оси 15 турбины 1, и уплотнительными гребешками 22 лабиринта 8, направленными к проточной части 7 турбины 1. Внешний фланец 11 лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью 23, ограниченной с внешней стороны стенкой 24 внешнего фланца 11. Между стенкой 24 внешнего фланца 11 лабиринтного уплотнения и проточной частью 7 турбины 1 размещена кольцевая заградительная стенка 25, установленная на задней опоре 4 статора 3 и предохраняющая внешний фланец 11 от высокотемпературного газового потока 26, протекающего в проточной части 7 турбины 1.

Рабочая поверхность 12 внутреннего фланца 10 лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

где D - внутренний диаметр проточной части 7 турбины 1 (на выходе из проточной части 7);

d - диаметр рабочей поверхности 12 внутреннего фланца 10 лабиринтного уплотнения.

Работает устройство следующим образом.

При работе турбины 1 низкого давления на температурное состояние внешнего фланца 11 лабиринтного уплотнения может оказывать влияние изменение температуры газового потока 26 в проточной части 7 турбины 1, что могло бы существенно изменить радиальный зазор 19 и действующую на ротор 2 осевую силу вследствие изменения давления воздуха в разгрузочной полости 6. Однако этого не происходит, так как внутренний фланец 10 внутреннего яруса лабиринтного уплотнения недоступен воздействию газового потока 26, что способствует стабильности радиального зазора 20 между внутренним фланцем 10 и лабиринтными гребешками 13, 14, а также стабильности давления в полости 6 и стабильности осевой силы, действующей на ротор 2 турбины 1.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, включающая ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами, установленными на задней опоре статора, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным, при этом внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины, а внешний ярус лабиринтного уплотнения образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины, причем уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, а внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью, при этом между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора, а рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

D/d=1,05 1,5, где

D - внутренний диаметр на выходе из проточной части турбины,

d - диаметр рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Описание конструкции

турбина двигатель прочность силовой

1.1 АЛ-31Ф

АЛ-31Ф -- двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, общей для обоих контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом. Компрессор низкого давления осевой 3-ступенчатый с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА), компрессор высокого давления осевой 7-ступенчатый с регулируемым ВНА и направляющими аппаратами первых двух ступеней. Турбины высокого и низкого давления -- осевые одноступенчатые; лопатки турбин и сопловых аппаратов охлаждаемые. Основная камера сгорания кольцевая. В конструкции двигателя широко применяются титановые сплавы (до 35 % массы) и жаропрочные стали.

1.2 Турбина

Общие характеристики

Турбина двигателя осевая, реактивная, двухступенчатая, двухвальная. Первая ступень - турбина высокого давления. Вторая ступень - низкого давления. Все лопатки и диски турбины охлаждаемые.

Основные параметры (Н=0, М=0, режим «Максимальный») и материалы деталей турбины приведены в таблице 1.1 и 1.2.

Таблица 1.1

Параметр
Степень понижения полного давления газа
КПД турбины по заторможенным параметрам потока
Окружная скорость на периферии лопаток, м/с
Частота вращения ротора, об/мин
Втулочное отношение
Температура газа на входе в турбину
Расход газа, кг/сек
Параметр нагруженности, м/с

Таблица 1.2

Конструкция турбины высокого давления

Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления, а также двигательных и самолётных агрегатов, установленных на коробках приводов. Турбина конструктивно состоит из ротора и статора.

Ротор турбины высокого давления

Ротор турбины состоит из рабочих лопаток, диска и цапфы.

Рабочая лопатка - литая, полая с полупетлевым течением охлаждающего воздуха.

Во внутренней полости, с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены рёбра, перегородки и турбулизаторы.

На последующих сериях лопатка с полупетлевой схемой охлаждения заменяется лопаткой с циклонно-вихревой схемой охлаждения.

Во внутренней полости вдоль передней кромки выполнен канал, в котором, как в циклоне, формируется течение воздуха с закруткой. Закрутка воздуха происходит вследствие его тангенциального подвода в канал через отверстия перегородки.

Из канала воздух выбрасывается через отверстия (перфорацию) стенки лопатки на спинку лопатки. Этот воздух создаёт на поверхности защитную плёнку.

В центральной части лопатки на внутренних поверхностях выполнены каналы, оси которых пересекаются. В каналах формируется турбулуизированное течение воздуха. Турбулизация струи воздуха и увеличение площади контакта обеспечивают увеличение эффективности теплообмена.

В районе выходной кромки выполнены турбулизаторы (перемычки) различной формы. Эти турбулизаторы интенсифицируют теплообмен, увеличивают прочность лопатки.

Профильная часть лопатки отделена от замка полкой и удлинённой ножкой. Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую оболочку, защищающую замковую часть лопатки от перегрева.

Удлинённая ножка, обеспечивая отдаление высокотемпературного газового потока от замка и диска, приводит к снижению количества тепла, передаваемого от профильной части к замку и диску. Кроме того, удлинённая ножка, обладая относительно низкой изгибной жёсткостью, обеспечивает снижения уровня вибрационных напряжений в профильной части лопатки.

Трёхзубый замок типа «Ёлочка» обеспечивает передачу радиальных нагрузок с лопаток на диск.

Зуб, выполненный в левой части замка, фиксирует лопатку от перемещения её по потоку, а паз совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от перемещения против потока.

На периферийной части пера, с целью облегчения приработки при касании о статор и, следовательно, предотвращения разрушения лопатки, на её торце сделана выборка

Для снижения уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках между ними под полками размещают демпферы, имеющие коробчатую конструкцию. При вращении ротора под действием центробежных сил демпферы прижимаются к внутренним поверхностям полок вибрирующих лопаток. За счёт трения в местах контакта двух соседних полок об один демпфер энергия колебаний лопаток будет рассеиваться, что и обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в лопатках.

Диск турбины штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы типа «Ёлочка» для крепления 90 рабочих лопаток, канавки для размещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные отверстия подвода воздуха, охлаждающего рабочие лопатки.

Воздух отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой боковой поверхностью диска и аппаратом закрутки. Под нижним буртиком размещены балансировочные грузы. На правой плоскости полотна диска выполнены буртик лабиринтного уплотнения и буртик, используемый при демонтаже диска. На ступенчатой части диска выполнены цилиндрические отверстия, под призонные болты, соединяющие вал, диск и цапфу ротора турбины.

Осевая фиксация рабочей лопатки осуществляется зубом с пластинчатым замком. Пластинчатый замок (один на две лопатки) вставляется в пазы лопаток в трёх местах диска, где сделаны вырезы, и разгоняется по всей окружности лопаточного венца. Пластинчатые замки, устанавливаемы в месте расположения вырезов в диске, имеют особую форму. Эти замки монтируются в деформированном состоянии, а после выпрямления входят в пазы лопаток. При выпрямлении пластинчатого замка лопатки поддерживают с противоположных торцов.

Балансировка ротора осуществляется грузиками, закрепляемыми в проточке буртика диска и зафиксированными в замке. Хвостик замка загибается на балансировочный грузик. Место отгиба контролируется на отсутствие трещин путём осмотра через лупу. Уравновешивание ротора можно выполнять перестановкой лопаток, допускается подрезка торцов грузов. Остаточный дисбаланс не более 25 гсм.

Диск с цапфой и валом КВД соединён призонными болтами. Головки болтов фиксируются от поворота пластинами, загибаемыми на срезы головок. От продольного перемещения болты удерживаются выступающими частями головок, входящих в кольцевой паз вала.

Цапфа обеспечивает опирание ротора на роликовый подшипник (межроторный подшипник).

Фланцем цапфа центрируется и соединяется с диском турбины. На наружных цилиндрических проточках цапфы размещении втулки лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация лабиринтов осуществляется радиальными штифтами. Для предотвращения выпадения штифтов под воздействием центробежных сил после их запрессовки отверстия во втулках развальцовываются.

На наружной части хвостовика цапфы, ниже лабиринтов, размещено контактное уплотнение, зафиксированное корончатой гайкой. Гайка законтрена пластинчатым замком.

Внутри цапфы в цилиндрических поясках центрируется втулки контактного и лабиринтного уплотнений. Втулки удерживаются корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка контрится отгибом усиков коронки в торцевые прорези цапфы.

В правой части внутренней полости цапфы размешено наружное кольцо роликового подшипника, удерживаемого корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы, которая контрится аналогичным образом.

Контактное уплотнение представляет собой пару, состоящую из стальных втулок и графитовых колец. Для гарантированного контактирования пар между графитовыми кольцами размещены плоские пружины. Между стальными втулками размещают дистанционную втулку, предотвращающую пережатие торцевого контактного уплотнения.

Статор турбины высокого давления

Статор турбины высокого давления состоит из наружного кольца, блоков сопловых лопаток, внутреннего кольца, аппаратом закрутки, уплотнения со вставками ТВД.

Наружное кольцо- цилиндрическая оболочка с фланцем. Кольцо расположено между корпусом камеры сгорания и корпусом ТНД.

В средней части наружного кольца выполнена проточка, по которой отцентрирована разделительная перегородка теплообменника.

В левой части наружного кольца на винтах присоединено кольцо верхнее, являющееся опорой жаровой трубы камеры сгорания и обеспечивающая подвод охлаждающего воздуха на обдув наружных полок лопаток соплового аппарата.

В правой части наружного кольца устанавливается уплотнение. Уплотнение состоит из кольцевой проставки с экранами, 36 секторных вставок ТВД и секторов крепления вставок ТВД на проставку.

На внутреннем диаметре вставок ТВД выполнена кольцевая нарезка, для уменьшения площади поверхности при касании рабочих лопаток ТВД для предотвращения перегрева периферийной части рабочих лопаток.

Уплотнение крепится на наружном кольце при помощи штифтов, в которых выполнены сверления. Через эти сверления на вставки ТВД подается охлаждающий воздух.

Через отверстия во вставках охлаждающий воздух выбрасывается в радиальный зазор между вставками и рабочими лопатками.

Для уменьшения перетекания горячего газа между вставками установлены пластины.

При сборке уплотнения вставки ТВД крепятся на проставке секторами при помощи штифтов. Такое крепление позволяет вставкам ТВД перемещаться относительно друг друга и проставки при нагреве в процессе работы.

Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трехлопаточных блоков. Лопаточные блоки литые, со вставными и припаянными в двух местах дефлекторами с припаянной нижней крышкой с цапфой. Литая конструкция блоков, обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность углов установки лопаток, снижение утечек воздуха и, следовательно, повышение КПД турбины, кроме того, такая конструкция более технологична.

Внутренняя полость лопатки перегородкой разделена на два отсека. В каждом отсеке размещены дефлекторы с отверстиями, обеспечивающими струйное натекание охлаждающего воздуха на внутренние стенки лопатки. На входных кромках лопаток выполнена перфорация.

В верхней полке блока выполнении 6 резьбовых отверстий, в которые вворачиваются винты крепления блоков сопловых аппаратов к наружному кольцу.

Нижняя полка каждого блока лопаток имеет цапфу, по которой через втулку центрируется внутренне кольцо.

Профиль пера с прилегающими поверхностями полок алюмосилицируется. Толщина покрытия 0,02-0,08 мм.

Для снижения перетекания газа между блоками, их стыки уплотнены пластинами, вставленными в прорези торцов блоков. Канавки в торцах блоков выполняются электроэрозионным способом.

Внутреннее кольцо выполнено в виде оболочки с втулками и фланцами, к которой приварена коническая диафрагма.

На левом фланце внутреннего кольца винтами присоединено кольцо, на которое опирается жаровая труба и через которое обеспечивается подвод воздуха, обдувающего внутренние полки лопаток соплового аппарата.

В правом фланце винтами закреплен аппарат закрутки, представляющий собой сварную оболочечную конструкцию. Аппарат закрутки предназначен для подачи и охлаждения воздуха, идущего к рабочим лопаткам за счет разгона и закрутки по направлению вращения турбины. Для повышения жесткости внутренней оболочки к ней приварены три подкрепляющих профиля.

Разгон и закрутка охлаждающего воздуха происходят в сужающейся части аппарата закрутки.

Разгон воздуха обеспечивает снижение температуры воздуха, идущего на охлаждение рабочих лопаток.

Закрутка воздуха обеспечивает выравнивание окружной составляющей скорости воздуха и окружной скорости диска.

Конструкция турбины низкого давления

Турбина низкого давления (ТНД) предназначена для привода компрессора низкого давления (КНД). Конструктивно состоит из ротора ТНД, статора ТНД и опоры ТНД.

Ротор турбины низкого давления

Ротор турбины низкого давления состоит из диска ТНД с рабочими лопатками, закреплёнными на диске, напорного диска, цапфы и вала.

Рабочая лопатка - литая, охлаждаемая с радиальным течением охлаждающего воздуха.

Во внутренней полости размещено 11 рядов по 5 штук в каждом цилиндрических штырьков - турбулизаторов, соединяющих спинку и корыто лопатки.

Периферийная бандажная полка обеспечивает уменьшение радиального зазора, что ведёт к повышению КПД турбины.

За счёт трения контактных поверхностей бандажных полок соседних рабочих лопаток происходит снижение уровня вибрационных напряжений.

Профильная часть лопатки отделена от замковой части полкой, формирующей границу газового потока и защищающую диск от перегрева.

Лопатка имеет замок типа «ёлочка».

Отливка лопатки выполняется по выплавляемым моделям с поверхностным, модифицированием алюминатом кобальта, улучшающим структуру материала измельчением зёрен за счёт формирования центров кристаллизации на поверхности лопатки.

Наружные поверхности пера, бандажной и замковой полок с целью повышения жаростойкости подвергаются шликерному алюмосицилированию с толщиной покрытия 0,02-0,04.

Для осевой фиксации лопаток от перемещения против потока на ней выполнен зуб, упирающийся в обод диска.

Для осевой фиксации лопатки от перемещения по потоку в замковой части лопатки в районе полки выполнен паз, в который входит разрезное кольцо с замком, удерживаемое от осевого перемещения буртиком диска. При монтаже кольцо за счёт наличия выреза, обжимается и вводится в пазы лопаток, а бурт диска входит в паз кольца.

Закрепление разрезного кольца в рабочем состоянии выполнено замком с фиксаторами, отгибаемыми на замок и проходящими через отверстия в замке и прорези в буртике диска.

Диск турбины - штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной зоне для размещения лопаток выполнены пазы типа «Ёлочка» и наклонные отверстия подвода охлаждающего воздуха.

На полотне диска выполнены кольцевые буртики, на которых размещены крышки лабиринтов и напорный диск-лабиринт. Фиксация этих деталей осуществлена штифтами. Для предотвращения выпадения штифтов отверстия развальцовываются.

Напорный диск, имеющий лопатки, нужен для поджатия воздуха, поступающего на охлаждение лопаток турбины. Для балансировки ротора на напорном диске закреплены пластинчатыми фиксаторами балансировочные грузы.

На ступице диска также выполнены кольцевые буртики. На левом буртики установлены крышки лабиринтов, на правом буртике устанавливается цапфа.

Цапфа предназначена для опирания ротора низкого давления на роликовый подшипник и передачи крутящего момента от диска на вал.

Для соединения диска с цапфой на ней в периферийной части выполнен вильчатый фланец, по которому осуществляется центрирование. Кроме того, центрирование и передача нагрузок идут по радиальным штифтам, удерживаемым от выпадения лабиринтом.

На цапфе ТНД также закреплено кольцо лабиринтного уплотнения.

На периферийной цилиндрической части цапфы справа размещено торцевое контактное уплотнение, а слева - втулка радиально-торцевого контактного уплотнения. Втулка отцентрирована по цилиндрической части цапфы, в осевом направлении зафиксирована отгибкой гребешка.

В левой части цапфы на цилиндрической поверхности размещены втулки подвода масла к подшипнику, внутреннее кольцо подшипника и детали уплотнения. Пакет этих деталей стянут корончатой гайкой, законтренной пластинчатым замком. На внутренней поверхности цапфы выполнены шлицы, обеспечивающие передачу крутящего момента от цапфы на вал. В теле цапфы выполнены отверстия подвода масла к подшипникам.

В правой части цапфы, на внешней проточке, гайкой закреплено внутреннее кольцо роликового подшипника опоры турбины. Корончатая гайка законтрена пластинчатым замком.

Вал турбины низкого давления состоит из 3-х частей, соединённых друг с другом радиальными штифтами. Правая часть вала своими шлицами входит в ответные шлицы цапфы, получая от неё крутящий момент.

Осевые силы с цапфы на вал передаются гайкой, навёрнутой на резьбовой хвостовик вала. Гайка законтрена от отворачивания шлицевой втулкой. Торцевые шлицы втулки входят в торцевые прорези вала, а шлицы на цилиндрической части втулки входят в продольные шлицы гайки. В осевом направлении шлицевая втулка зафиксирована регулировочным и разрезным кольцами.

На наружной поверхности правой части вала радиальными штифтами закреплён лабиринт. На внутренней поверхности вала радиальными штифтами закреплена шлицевая втулка привода насоса откачки масла от опоры турбины.

В левой части вала выполнены шлицы, передающие крутящий момент на рессору и далее на ротор компрессора низкого давления. На внутренней поверхности левой части вала нарезана резьба, в которую ввёрнута гайка, законтренная осевым штифтом. В гайку вворачивается болт, стягивающий ротор компрессора низкого давления и ротор турбины низкого давления.

На наружной поверхности левой части вала размещено радиально-торцевое контактное уплотнение, дистанционная втулка и роликовый подшипник конической шестерни. Все эти детали стянуты корончатой гайкой.

Составная конструкция вала позволяет повысить его жёсткость за счёт увеличенного диаметра средней части, а также снизить вес - средняя часть вала выполнена из титанового сплава.

Статор турбины низкого давления

Статор состоит наружного корпуса, блоков лопаток соплового аппарата, внутреннего корпуса.

Наружный корпус - сварная конструкция, состоящая из конической оболочки и фланцев, по которым корпус стыкуется с корпусом турбины высокого давления и корпусом опоры. Снаружи к корпусу приварен экран, образующий канал подвода охлаждающего воздуха. Внутри выполнены буртики, по которым центрируется сопловой аппарат.

В районе правого фланца установлен буртик, на котором установлены и радиальными штифтами зафиксированы вставки ТНД с сотами.

Лопатки соплового аппарата с целью увеличения жесткости в одиннадцать трехлапаточных блоков.

Каждая лопатка - литая, пустотелая, охлаждаемая с внутренними дефлекторами. Перо, наружная и внутренние полки образуют проточную часть. Наружные полки лопатки имеют буртики, которыми они центрируются по проточкам наружного корпуса.

Осевая фиксация блоков сопловых лопаток осуществляется разрезным кольцом. Окружная фиксация лопаток осуществляется выступами корпуса, входящими в прорези, выполненные в наружных полках.

Наружная поверхность полок и профильной части лопаток с целью повышения жаростойкости алюмосицилируется. Толщина защитного слоя 0,02-0,08 мм.

Для снижения перетекания газа между блоками лопаток в прорези устанавливаются уплотнительные пластины.

Внутренние полки лопаток оканчиваются сферическими цапфами, по которым центрируется внутренний корпус, представляющий сварную конструкцию.

В ребрах внутреннего корпуса выполнены проточки, которые с радиальным зазором входят в гребешки внутренних полок сопловых лопаток. Этот радиальный зазор обеспечивает свободу теплового расширения лопаток.

Опора турбины НД

Опора турбины состоит из корпуса опоры и корпуса подшипника.

Корпус опоры представляет собой сварную конструкцию, состоящую из оболочек, соединенных стойками. Стойки и оболочки защищены от газового потока клепаными экранами. На фланцах внутренней оболочки опоры закреплены конические диафрагмы, поддерживающие корпус подшипника. На этих фланцах слева закреплена втулка лабиринтного уплотнения, а справа - экран, защищающий опору от газового потока.

На фланцах корпуса подшипника слева закреплена втулка контактного уплотнения. Справа винтами закреплены крышка масляной полости и теплозащитный экран.

Во внутренней расточке корпуса помещен роликовый подшипник. Между корпусом и наружным кольцом подшипника находятся упругое кольцо и втулки. В кольце выполнены радиальные отверстия, через которые при колебаниях роторов прокачивается масло, на что рассеивается энергия.

Осевая фиксация колец осуществляется крышкой, притянутой к опоре подшипника винтами. В полости под теплозащитным экраном размещен откачивающий масляный насос и форсунки масляной с трубопроводами. В корпусе подшипника выполнены отверстия, подводящие масло к демпферу и форсунками.

Охлаждение турбины

Система охлаждения турбины - воздушная, открытая, регулируемая за счет дискретного изменения расхода воздуха, идущего через воздухо-воздушный теплообменник.

Входные кромки лопаток соплового аппарата турбины высокого давления имеют конвективно-пленочное охлаждение вторичным воздухом. Вторичным же воздухом охлаждаются полки этого соплового аппарата.

Задние полоски лопаток СА, диск и рабочие лопатки ТНД, корпуса турбин, лопатки СА турбины вентилятора и ее диск с левой стороны охлаждаются воздухом, проходящим через воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ).

Вторичный воздух через отверстия в корпусе камеры сгорания поступают в теплообменник, там охлаждаются на - 150-220 К и через клапанный аппарат идет на охлаждение деталей турбин.

Воздух второго контура через стойки опоры и отверстия подводится к напорному диску, который, увеличивая давление, обеспечивает подачу его в рабочие лопатки ТНД.

Корпус турбины снаружи охлаждается воздухом второго контура, а изнутри - воздухом из ВВТ.

Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. Схема охлаждения турбины представлена на рис 1.1.

Силовые потоки в турбине

Инерционные силы с рабочих лопаток через замки типа «Ёлочка» передаются на диск и нагружают его. Неуравновешенные инерционные силы облопаченных дисков через призонные болты на роторе ТВД и через центрирующие буртики и радиальные штифты на роторе ТВД передаются на вал и цапфы, опирающиеся на подшипники. С подшипников радиальные нагрузки передаются на детали статора.

Осевые составляющие газовых сил, возникающих на рабочих лопатках ТВД, за счет сил трения по поверхностям контактов в замке и упором «зубом» лопатки в диск передаются на диск. На диске эти силы суммируются с осевыми силами, возникающими из-за перепада давления на нем и через призонные болты передаются на вал. Призонные болты от этой силы работают на растяжение. Осевая сила ротора турбины суммируется с осевой.

Наружный контур

Наружный контур предназначен для перепуска за ТНД части потока воздуха, сжатого в КНД.

Конструктивно наружный контур представляет собой два (передний и задний) профилированных корпуса, являющихся внешней оболочкой изделия и используемых также для крепления коммуникаций и агрегатов. Корпуса наружного корпуса изготовлены из титанового сплава. Корпус входит в силовую схему изделия, воспринимает крутящий момент роторов и частично вес внутреннего контура, а также усилия перегрузок при эволюциях объекта.

Передний корпус наружного контура имеет горизонтальный разъем для обеспечения доступа к КВД, КС и турбине.

Профилирование проточной части наружного контура обеспечено установкой в переднем корпусе наружного контура внутреннего экрана, связанного с ним радиальным стрингерами, одновременно являющимися и ребрами жесткости переднего корпуса.

Задний корпус наружного контура представляет собой цилиндрическую оболочку, ограниченную передним и задним фланцами. На заднем корпусе с внешней стороны расположены стрингера жесткости. На корпусах наружного корпуса расположены фланцы:

· Для отбора воздуха их внутреннего контура изделия за 4 и 7 ступенями КВД, а также из канала наружного контура для нужд объекта;

· Для запальных устройств КС;

· Для окон осмотра лопаток КВД, окон осмотра КС и окон осмотра турбины;

· Для коммуникаций подвода и отвода масла к опоре турбины, суфлировании воздушной и масляной полости задней опоры;

· Отбора воздуха в пневмоцилиндры реактивного сопла (РС);

· Для крепления рычага обратной связи системы управления НА КВД;

· Для коммуникаций подвода топлива в КС, а также для коммуникаций отбора воздуха за КВД в топливную систему изделия.

На корпусе наружного контура также спроектированы бобышки для крепления:

· Распределителя топлива; топливо-масляных теплообмнников маслобака;

· Топливного фильтра;

· Редуктора автоматики КНД;

· Сливного бачка;

· Агрегата зажигания, коммуникаций систем запуска ФК;

· Шпангоуты с узлами крепления регулятора сопла и форсажа (РСФ).

В проточной части наружного контура установлены двухшарнирные элементы коммуникаций системы изделия, компенсирующие температурные расширения в осевом направлении корпусов наружного и внутреннего контуров при работе изделия. Расширение корпусов в радиальном направлении компенсируется перемешением двухшарнирных элементов, конструктивно выполненных по схеме «поршень-цилиндр».

2. Расчет на прочность диска рабочего колеса турбины

2.1 Расчетная схема и исходные данные

Графическое изображение диска рабочего колеса ТВД и расчетной модели диска показаны на рис.2.1.Геометрические размеры представлены в таблице 2.1. Детальный расчет представлен в Приложении 1.

Таблица 2.1

Сечение i

n - число оборотов диска на расчетном режиме равно 12430 об/мин. Диск выполнен из материала ЭП742-ИД. Температура по радиусу диска непостоянна. - лопаточная (контурная) нагрузка, имитирующая действие на диск центробежных сил лопаток и их замковых соединений (хвостовиков лопаток и выступов диска) на расчетном режиме.

Характеристики материала диска (плотность, модуль упругости, коэффициент Пуассона, коэффициент линейного расширения, длительная прочность). При вводе характеристик материалов рекомендуется воспользоваться готовыми данными из включенного в программу архива материалов.

Расчет контурной нагрузки производится по формуле:

Сумма центробежных сил перьев лопаток,

Сумма центробежных сил замковых соединений (хвостовиков лопаток и выступов дисков),

Площадь периферийной цилиндрической поверхности диска, через которую передаются на диск центробежные силы и:

Силы, рассчитываются по формулам

z- число лопаток,

Площадь корневого сечения пера лопатки,

Напряжение в корневом сечении пера лопатки, создаваемое центробежными силами. Расчет этого напряжения был произведен в разделе 2.

Масса кольца, образованного замковыми соединениями лопаток с диском,

Радиус инерции кольца замковых соединений,

щ - угловая скорость вращения диска на расчетном режиме, рассчитываемая через обороты следующим образом: ,

Масса кольца и радиус рассчитываются по формулам:

Площадь периферийной цилиндрической поверхности диска рассчитывается по формуле 4.2.

Подставляя исходные данные в формулу для указанных выше параметров, получим:

Расчет диска на прочность производится по программе DI.EXE, имеющаяся в компьютерном классе 203 кафедры.

Следует иметь ввиду, что геометрические размеры диска (радиусы и толщины) вводятся в программу DI.EXE в сантиметрах, а контурная нагрузка - в (перевод).

2.2 Результаты расчета

Результаты расчета представлены в таблице 2.2.

Таблица 2.2

В первых столбцах таблицы 2.2 представлены исходные данные по геометрии диска и распределению температуры по радиусу диска. В столбцах 5-9 представлены результаты расчета: напряжения радиальные (рад.) и окружные (окр.), запасы по эквивалентному напряжению (экв. напр.) и разрушающим оборотам (цил. сеч.), а также удлинения диска под действием центробежных сил и температурных расширениях на разных радиусах.

Наименьший запас прочности по эквивалентному напряжению получен в основании диска. Допустимое значение . Условие прочностивыполняется.

Наименьший запас прочности по разрушающим оборотам получен так же в основании диска. Допускаемое значение . Условие прочностивыполняется.

Рис. 2.2 Распределение напряжения (рад. и окр.) по радиусу диска

Рис. 2.3 Распределение запаса прочности (запасы по эквив. напряжению) по радиусу диска

Рис. 2.4 Распределение запаса прочности по разрушающим оборотам

Рис. 2.5 Распределение температуры, напряжения (рад. и окр.) по радиусу диска

Литература

1. Хронин Д.В., Вьюнов С.А. и др. «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». - М, Машиностроение, 1989.

2. «Газотурбинные двигатели», А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий, ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь, 2006г.

3. Лебедев С.Г. Курсовой проект по дисциплине «Теория и расчет авиационных лопаточных машин», - М, МАИ, 2009.

4. Перель Л.Я., Филатов А.А. Подшипники качения. Справочник. - М, Машиностроение, 1992.

5. Программа DISK-MAI, разработанная на кафедре 203 МАИ, 1993.

6. Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. «Газотурбинные двигатели. Динамика и прочность авиационных двигателей и энергетических установок». - М, Машиностроение, 2007.

7. ГОСТ 2.105 - 95.

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

Термогазодинамический расчет двигателя, выбор и обоснование параметров. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет турбины и профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ. Расчет замка лопатки турбины на прочность.

дипломная работа , добавлен 12.03.2012


Термогазодинамический расчет двигателя. Согласование работы компрессора и турбины. Газодинамический расчет осевой турбины на ЭВМ. Профилирование рабочих лопаток турбины высокого давления. Описание конструкции двигателя, расчет на прочность диска турбины.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Термогазадинамический расчет двигателя, профилирование лопаток рабочих колес первой ступени турбины. Газодинамический расчет турбины ТРДД и разработка ее конструкции. Разработка плана обработки конической шестерни. Анализ экономичности двигателя.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Проектирование проточной части авиационного газотурбинного двигателя. Расчёт на прочность рабочей лопатки, диска турбины, узла крепления и камеры сгорания. Технологический процесс изготовления фланца, описание и подсчет режимов обработки для операций.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Описание конструкции двигателя. Термогазодинамический расчет турбореактивного двухконтурного двигателя. Расчет на прочность и устойчивость диска компрессора, корпусов камеры сгорания и замка лопатки первой ступени компрессора высокого давления.

курсовая работа , добавлен 08.03.2011


Расчет на длительную статическую прочность элементов авиационного турбореактивного двигателя р-95Ш. Расчет рабочей лопатки и диска первой ступени компрессора низкого давления на прочность. Обоснование конструкции на основании патентного исследования.

курсовая работа , добавлен 07.08.2013


Проектирование рабочего процесса газотурбинных двигателей и особенности газодинамического расчета узлов: компрессора и турбины. Элементы термогазодинамического расчета двухвального термореактивного двигателя. Компрессоры высокого и низкого давления.

контрольная работа , добавлен 24.12.2010


Расчет на прочность элементов первой ступени компрессора высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков для боевого истребителя. Расчет припусков на обработку для наружных, внутренних и торцевых поверхностей вращения.

дипломная работа , добавлен 07.06.2012


Согласование параметров компрессора и турбины и ее газодинамический расчет на ЭВМ. Профилирование лопатки рабочего колеса и расчет его на прочность. Схема процесса, проведение токарной, фрезерной и сверлильной операций, анализ экономичности двигателя.

дипломная работа , добавлен 08.03.2011


Определение работы расширения (располагаемый теплоперепад в турбине). Расчет процесса в сопловом аппарате, относительная скорость при входе в РЛ. Расчет на прочность хвостовика, изгиб зуба. Описание турбины приводного ГТД, выбор материала деталей.