Турбина

Турбина предназначена для привода компрессора и вспомогательных агрегатов двигателя. Турбина двигателя - осевая, реактивная, двухступенчатая, охлаждаемая, двухроторная.

Узел турбины включает последовательно расположенные одноступенчатые осевые турбины высокого и низкого давления, а также опору турбины. Опора - элемент силовой схемы двигателя.

Турбина высокого давления

СА ТВД состоит из наружного кольца, внутреннего кольца, крышки, аппарата закрутки, блоков сопловых лопаток, лабиринтных уплотнений, уплотнений стыков сопловых лопаток, проставок с сотовыми вставками и крепёжных деталей.

Наружное кольцо имеет фланец для соединений с фланцем обода соплового аппарата ТНД и корпуса ВВТ. Кольцо телескопически соединено с корпусом ВВТ и имеет полость для подвода вторичного воздуха из ОКС на охлаждение наружных полок сопловых лопаток.

Внутреннее кольцо имеет фланец для соединения с крышкой и внутренним корпусом ОКС.

СА ТВД имеет сорок пять лопаток, объединенные в пятнадцать литых трёхлопаточных блоков. Блочная конструкция лопаток СА позволяет уменьшить число стыков и перетекания газа.

Сопловая лопатка - пустотелая, охлаждаемая двуполостная. Каждая лопатка имеет перо, наружную и внутреннюю полки, образующие с пером и полками соседних лопаток проточную часть СА ТВД.

Ротор ТВД предназначен для преобразования энергии газового потока в механическую работу на валу ротора. Ротор состоит из диска, цапфы с лабиринтными и маслоуплотнительными кольцами. Диск имеет девяносто три паза для крепления рабочих лопаток ТВД в “ёлочных” замках, отверстия для призонных болтов стягивающих диск, цапфу и вал ТВД, а также наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.

Рабочая лопатка ТВД - литая, полая, охлаждаемая. Во внутренней полости лопатки для организации процесса охлаждения имеются продольная перегородка, турбулизирующие штырьки и рёбра. Хвостовик лопатки имеет удлинённую ножку и замок “ёлочного” типа. В хвостовике имеются каналы для подвода охлаждающего воздуха к перу лопатки, а в выходной кромке - щель для выхода воздуха.

В хвостовике цапфы размещены масляное уплотнение и обойма радиального роликового подшипника задней опоры ротора высокого давления.

Турбина низкого давления

СА ТНД состоит из обода, блоков сопловых лопаток, внутреннего кольца, диафрагмы, сотовых вставок.

Обод имеет фланец для соединения с корпусом ВВТ и наружным кольцом ТВД, а также фланец для соединения с корпусом опоры турбины.

СА ТНД имеет пятьдесят одну лопатку спаянные в двенадцать четырёхлопаточные блоки и один трёхлопаточный блок. Сопловая лопатка - литая, полая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют с пером и полками соседних лопаток проточную часть СА.

Во внутренней части полости пера лопатки размещён перфорированный дефлектор. На внутренней поверхности пера имеется поперечные рёбра и турбулизирующие штырьки.

Диафрагма предназначена для разделения полостей между рабочими колёсами ТВД и ТНД.

Ротор ТНД состоит из диска с рабочими лопатками, цапфы, вала и напорного диска.

Диск ТНД имеет пятьдесят девять паза для крепления рабочих лопаток и наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к ним.

Рабочая лопатка ТНД - литая, полая, охлаждаемая. На периферийной части лопатка имеет бандажную полку с гребешком лабиринтного уплотнения, обеспечивающим уплотнение радиального зазора между статором и ротором.

От осевых перемещений в диске лопатки зафиксированы разрезным кольцом со вставкой, которая, в свою очередь, зафиксирована штифтом на ободе диска.

Цапфа имеет в передней части внутренние шлицы, для передачи крутящего момента на вал ТНД. На наружной поверхности передней части цапфы установлена внутренняя обойма роликового подшипника задней опоры ТВД, лабиринт и набор уплотнительных колец, образующей вместе с крышкой, установленной в цапфе, переднее уплотнение масляной полости опоры ТВД.

На цилиндрическом поясе в задней части установлен набор уплотнительных колец, образующих вместе с крышкой уплотнение масляной полости опоры ТНД.

Вал ТНД состоит из трёх частей. Соединение частей вала между собой - вильчатое. Крутящий момент в местах соединения передаётся радиальными штифтами. В задней части вала имеется откачивающий маслонасос опоры турбины.

В передней части ТНД имеются шлицы, передающие крутящий момент на ротор компрессора низкого давления через рессору.

Напорный диск предназначен для создания дополнительного подпора и обеспечивает увеличение давление охлаждающего воздуха на входе в рабочие лопатки ТНД.

Опора турбины включает в себя корпус опоры и корпус подшипника. Корпус опоры состоит из наружного корпуса и внутреннего кольца, соединённых силовыми стойками и образующие силовую схему опоры турбины. В состав опоры входят также экран с обтекателями, пеногасящая сетка и крепёжные детали. Внутри стоек размещены трубопроводы подвода и откачки масла, суфлирования масляных полостей и слива масла. Через полости стоек подводится воздух на охлаждение ТНД и отводится воздух из предмасляной полости опоры. Стойки закрыты обтекателями. На корпусе подшипника установленымаслооткачивающий насос и масляный коллектор. Между наружной обоймой роликоподшипника ротора ТНД и корпусом подшипника размещён упруго-масляный демпфер.

На опоре турбины закреплён конус-обтекатель, профиль которого обеспечивает вход газа в форсажную камеру сгорания с минимальными потерями.

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.

К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей - от поршневых до ракетных.

Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:

• поршневые (ПД );
• воздушно-реактивные (ВРД включая ГТД );
• ракетные (РД или РкД ).

Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД .

По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:

• компрессорные , т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха;
• бескомпрессорные :
  • прямоточные ВРД (СПВРД ) со сжатием воздуха только от скоростного напора;
  • пульсирующие ВРД (ПуВРД ) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.

Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.

По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД , ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.

По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:

• двигатели прямой реакции ;
• двигатели непрямой реакции .

Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно - это все ракетные двигатели (РкД ), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД ), пульсирующие (ПуВРД ) и многочисленные комбинированные двигатели .

Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД ) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые , турбовинтовентиляторные , турбовальные двигатели - ТВД , ТВВД , ТВГТД ). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.

На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей , соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы:

• турбопрямоточных двигателей - ТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД );
• ракетно-прямоточных - РПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД );
• ракетно-турбинных - РТД (ТРД + ЖРД );

и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.

Поршневые двигатели (ПД)

Двухрядный звездообразный 14-ти цилиндровый поршневой двигатель с воздушным охлаждением. Общий вид.

Поршневой двигатель (англ. Piston engine ) -

Классификация поршневых двигателей. Авиационные поршневые двигатели могут быть классифицированы по различным признакам:

• В зависимости от рода применяемого топлива - на двигатели легкого или тяжелого топлива.
• По способу смесеобразования - на двигатели с внешним смесеобразованием (карбюраторные) и двигатели с внутренним смесеобразованием (непосредственный впрыск топлива в цилиндры).
• В зависимости от способа воспламенения смеси - на двигатели с принудительным зажиганием и двигатели с воспламенением от сжатия.
• В зависимости от числа тактов - на двигатели двухтактные и четырехтактные.
• В зависимости от способа охлаждения - на двигатели жидкостного и воздушного охлаждения.
• По числу цилиндров - на двигатели четырехцилиндровые, пятицилиндровые, двенадцатицилиндровые и т.д.
• В зависимости от расположения цилиндров - на рядные (с расположением цилиндров в ряд) и звездообразные (с расположением цилиндров по окружности).

Рядные двигатели в свою очередь подразделяются на однорядные, двухрядные V-образные, трехрядные W-образные, четырехрядные Н-образные или Х-образные двигатели. Звездообразные двигатели также подразделяются на однорядные, двухрядные и многорядные.

• По характеру изменения мощности в зависимости от изменения высоты - на высотные, т.е. двигатели, сохраняющие мощность с подъемом самолета на высоту, и невысотные двигатели, мощность которых падает с увеличением высоты полета.
• По способу привода воздушного винта - на двигатели с прямой передачей на винт и редукторные двигатели.

Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.

Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.

Газотурбинные двигатели (ГТД)

Газотурбинный двигатель - тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

Одновальные и многовальные двигатели

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.

Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.

Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.

Турбореактивный двигатель (ТРД)

Турбореактивный двигатель (англ. Turbojet engine ) - тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и нагревание воздуха (в компрессоре).

Схема турбореактивного двигателя:
1. входное устройство;
2. осевой компрессор;
3. камера сгорания;
4. рабочие лопатки турбины;
5. сопло.

В турбореактивном двигателе сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.

Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40. Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя так же именуют роторами низкого и высокого давления.

Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока:

• Первичный воздух - поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической .
• Вторичный воздух - поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.
• Третичный воздух - поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле, который истекает из него, создавая реактивную тягу.

Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ)

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Отличается от ТРД наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки, которое сжигается. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)

Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М. (На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя. Авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года.)

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении - эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью двухконтурности, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя:
1. компрессор низкого давления;
2. внутренний контур;
3. выходной поток внутреннего контура;
4. выходной поток внешнего контура.

В основу двухконтурных турбореактивных двигателей положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.

Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности (m), то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. (m = G 2 / G 1 , где G 1 и G 2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.)

При степени двухконтурности меньше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

В ТРДД заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности - тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы:

• со смешением потоков за турбиной;
• без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм ) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.

Военный ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРДД. Отличается наличием форсажной камеры. Нашел широкое применение.

Продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ . Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой .

ТРДДФ с отклоняемым вектором тяги (ОВТ).

Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)

Специальные поворотные сопла, на некоторох ТРДД(Ф), позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолета при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

Схема турбовентиляторного двигателя:
1. вентилятор;
2. защитный обтекатель;
3. турбокомпрессор;
4. выходной поток внутреннего контура;
5. выходной поток внешнего контура.

Турбовентиляторный двигатель (англ. Turbofan engine ) - это ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m>2). Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.

В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевое направление). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности - без смешения потоков .

Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.

Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.

По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе не высока - сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.

Достоинства и недостатки .

Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.

Недостатки - большие масса и габариты. Особенно - большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете.

Область применения таких двигателей - дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.

Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД)

Турбовинтовентиляторный двигатель (англ. Turbopropfan engine ) -