Изпратете добрата си работа в базата знания е лесно. Използвайте формата по-долу

Студенти, докторанти, млади учени, които използват базата от знания в обучението и работата си, ще ви бъдат много благодарни.

публикувано на http://www.allbest.ru/

1. Описание на дизайна

мощност на турбинния двигател

1.1 AL-31F

AL-31F е двуконтурен двувалов турбореактивен двигател със смесващи потоци на вътрешните и външните вериги зад турбината, доизгаряне, общо за двете вериги и регулируема свръхзвукова реактивна дюза за всички режими. Аксиален 3-степенен компресор с ниско налягане с регулируема входна направляваща лопатка (VNA), аксиален 7-степенен компресор с високо налягане с регулируема VNA и направляващи лопатки на първите две степени. Турбини за високо и ниско налягане - аксиални едностъпални; лопатките на турбините и дюзовите устройства се охлаждат. Основната горивна камера е пръстеновидна. Титанови сплави (до 35% от масата) и топлоустойчиви стомани са широко използвани в дизайна на двигателя.

1.2 Турбина

Основни характеристики

Турбината на двигателя е аксиална, реактивна, двустепенна, двувалова. Първият етап е турбина с високо налягане. Вторият етап е ниско налягане. Всички турбинни лопатки и дискове се охлаждат.

Основните параметри (H=0, M=0, режим "Максимум") и материалите на частите на турбината са дадени в таблици 1.1 и 1.2.

Таблица 1.1

Параметър
Степента на намаляване на общото налягане на газа
Ефективност на турбината по отношение на параметрите на застоял поток
Околна скорост по периферията на лопатките, m/s
Скорост на ротора, rpm
Съотношение на ръкава
Температура на газа на входа на турбината
Разход на газ, kg/s
Параметър на натоварване, m/s

Таблица 1.2

Дизайн на турбина с високо налягане

Турбината за високо налягане е предназначена да задвижва компресора за високо налягане, както и двигателните и самолетните агрегати, монтирани на скоростните кутии. Конструктивно турбината се състои от ротор и статор.

Ротор на турбина с високо налягане

Роторът на турбината се състои от роторни лопатки, диск и цапфа.

Работното острие е отлято, кухо с полукръгов поток от охлаждащ въздух.

Във вътрешната кухина, за да се организира потокът от охлаждащ въздух, са предвидени ребра, прегради и турбулатори.

В следващите серии лопатката с полуконтурна схема на охлаждане се заменя с лопатка с циклонно-вихрова охлаждаща схема.

Във вътрешната кухина по предния ръб се прави канал, в който, както в циклон, се образува въздушен поток с завихряне. Завихрянето на въздуха се получава поради тангенциалното му подаване към канала през отворите на преградата.

От канала въздухът се изхвърля през отворите (перфорация) на стената на острието върху задната част на острието. Този въздух създава защитен филм на повърхността.

В централната част на острието по вътрешните повърхности има канали, чиито оси се пресичат. В каналите се образува турбулентен въздушен поток. Турбулентността на въздушната струя и увеличаването на контактната площ осигуряват повишаване на ефективността на топлообмена.

В областта на задния ръб се правят турбулатори (мостове) с различна форма. Тези турбулатори засилват преноса на топлина и увеличават здравината на острието.

Профилната част на острието е отделена от ключалката с рафт и удължен крак. Рафтовете на остриетата, докинг, образуват конична обвивка, която предпазва заключващата част на острието от прегряване.

Удължен крак, осигуряващ разстоянието на високотемпературния газов поток от ключалката и диска, води до намаляване на количеството топлина, предадено от профилната част към ключалката и диска. В допълнение, удълженото стебло, което има относително ниска коравина на огъване, намалява нивото на вибрационни напрежения в профилната част на острието.

Заключване с три зъба тип рибена кост осигурява прехвърлянето на радиалните натоварвания от остриетата към диска.

Зъбът, направен в лявата част на ключалката, фиксира острието от движение по течението, а жлебът, заедно с фиксиращите елементи, гарантира, че острието не се движи срещу течението.

На периферната част на лопатката, за да се улесни наработването при докосване на статора и следователно да се предотврати разрушаването на лопатката, е направена проба от края му

За да се намали нивото на вибрационни напрежения в работните лопатки, между тях под рафтовете се поставят амортисьори с форма на кутия. Когато роторът се върти под действието на центробежни сили, амортисьорите се притискат към вътрешните повърхности на рафтовете на вибриращите лопатки. Поради триенето в точките на контакт на два съседни фланеца на един амортисьор, енергията на вибрациите на лопатките ще се разсейва, което осигурява намаляване на нивото на вибрационни напрежения в лопатките.

Турбинният диск е щампован, последван от механична обработка. В периферната част на диска има жлебове тип "рибена кост" за закрепване на 90 лопатки на ротора, жлебове за поставяне на пластинови ключалки за аксиална фиксация на лопатките и наклонени отвори за подаване на въздух, който охлажда лопатките на ротора.

Въздухът се взема от ресивера, образуван от два фланеца, лявата странична повърхност на диска и завихрящото устройство. Под долното рамо се поставят балансиращи тежести. В дясната равнина на дисковата мрежа има рамо на лабиринтното уплътнение и рамо, използвано при демонтиране на диска. На стъпаловидната част на диска са направени цилиндрични отвори за закрепване на болтове, свързващи вала, диска и щифта на ротора на турбината.

Аксиалното фиксиране на работното острие се извършва от зъб с ламелна ключалка. Ламеларна ключалка (една за две остриета) се вкарва в жлебовете на остриетата на три места на диска, където се правят изрези, и се ускорява по цялата обиколка на короната на острието. Ламелните брави, монтирани на мястото на изрезите в диска, имат специална форма. Тези ключалки се монтират в деформирано състояние и след изправяне влизат в жлебовете на лопатките. При изправяне на ламелната ключалка остриетата се поддържат от противоположните краища.

Роторът се балансира от тежести, фиксирани в жлеба на рамото на диска и фиксирани в ключалката. Опашката на ключалката е огъната върху балансираща тежест. Мястото на завоя се контролира за липса на пукнатини чрез проверка през лупа. Роторът може да се балансира чрез преместване на лопатките, разрешено е подрязване на краищата на тежестите. Остатъчният дисбаланс е не повече от 25 gcm.

Дискът с цапфата и HPC вала е свързан чрез монтажни болтове. Главите на болтовете са фиксирани срещу въртене чрез плочи, огънати върху разрезите на главите. Болтовете се предпазват от надлъжно движение от изпъкналите части на главите, включени в пръстеновидния жлеб на вала.

Палецът осигурява опора за ротора върху ролков лагер (междуроторен лагер).

Фланецът на цапфата е центриран и свързан към диска на турбината. Върху външните цилиндрични жлебове на цапфата е поставена втулката на лабиринтните уплътнения. Аксиалната и периферната фиксация на лабиринтите се извършва с радиални щифтове. За да се предотврати изпадането на щифтовете под въздействието на центробежни сили, след натискането им отворите на втулките се разширяват.

Във външната част на стеблото на щифта, под лабиринтите, има контактно уплътнение, закрепено със зъбчата гайка. Гайката се застопорява с пластинчат ключалка.

Вътре в цапфата в цилиндрични ремъци втулките на контактните и лабиринтните уплътнения са центрирани. Втулките се държат от зъбчата гайка, завинтена в резбите на цапфата. Гайката се заключва чрез огъване на антените на короната в крайните прорези на цапфата.

В дясната част на вътрешната кухина на цапфата е разположен външният пръстен на ролковия лагер, който се държи от зъбчата гайка, завинтена в резбата на цапфата, която е заключена по същия начин.

Контактното уплътнение е чифт стоманени втулки и графитни пръстени. Плоските пружини са поставени между графитни пръстени за гарантиран контакт на двойки. Между стоманените втулки е поставена дистанционна втулка за предотвратяване на прищипване на механичното контактно уплътнение.

Статор на турбина с високо налягане

Статорът на турбината с високо налягане се състои от външен пръстен, лопаткови блокове на дюзи, вътрешен пръстен, завихрящо устройство и уплътнение с HPT вложки.

Външният пръстен е цилиндрична обвивка с фланец. Пръстенът е разположен между корпуса на горивната камера и корпуса на LPT.

В средната част на външния пръстен е направен жлеб, по който е центрирана разделителната стена на топлообменника.

В лявата част на външния пръстен към винтовете е прикрепен горният пръстен, който е опората на пламъчната тръба на горивната камера и осигурява подаването на охлаждащ въздух за продухване на външните рафтове на лопатките на дюзовия апарат.

От дясната страна на външния пръстен е монтирано уплътнение. Уплътнението се състои от пръстеновиден дистанционер с екрани, 36 HPT секторни вложки и сектори за закрепване на HPT вложки към дистанционера.

Пръстенообразна резба е направена на вътрешния диаметър на вложките на HPT, за да се намали повърхностната площ, когато лопатките на ротора на HPT се докоснат, за да се предотврати прегряване на периферната част на лопатките на ротора.

Уплътнението е прикрепено към външния пръстен с пробити щифтове. Чрез тези отвори се подава охлаждащ въздух към HPT вложките.

През отворите във вложките охлаждащият въздух се изхвърля в радиалната междина между вложките и лопатките на ротора.

Между вложките са монтирани плочи за намаляване на потока горещ газ.

При сглобяване на уплътнението HPT вложките се закрепват към дистанционера на сектори с помощта на щифтове. Това закрепване позволява на HPT вложките да се движат една спрямо друга и дистанционните елементи, когато се нагряват по време на работа.

Остриетата на дюзовия апарат са комбинирани в 14 блока с три остриета. Лопатковите блокове са отлети, с дефлектори, включени и запоени на две места със запоен долен капак с цапфа. Лятата конструкция на блокове, имаща висока твърдост, осигурява стабилността на ъглите на монтиране на лопатките, намаляването на изтичането на въздух и следователно увеличаването на ефективността на турбината, освен това такъв дизайн е по-технологично напреднал .

Вътрешната кухина на лопатката е разделена на две отделения с преграда. Във всяко отделение има дефлектори с отвори, които осигуряват струен поток от охлаждащ въздух върху вътрешните стени на острието. Водещите ръбове на остриетата са перфорирани.

В горния рафт на блока има 6 отвора с резба, в които се завинтват винтовете за закрепване на блоковете на дюзовите устройства към външния пръстен.

Долният рафт на всеки блок от остриета има цапфа, по протежение на която вътрешният пръстен е центриран през втулката.

Профилът на кошарата с прилежащите повърхности на рафтовете е алумосиликатен. Дебелина на покритието 0,02-0,08 мм.

За да се намали потокът газ между блоковете, техните стави са запечатани с плочи, поставени в процепите на краищата на блоковете. Жлебовете в краищата на блоковете са направени по електроерозивен метод.

Вътрешният пръстен е направен под формата на черупка с втулки и фланци, към които е заварена конична диафрагма.

На левия фланец на вътрешния пръстен с винтове е закрепен пръстен, върху който лежи пламъчната тръба и през която се подава въздух, продухвайки вътрешните рафтове на лопатките на дюзовия апарат.

В десния фланец завихрящият апарат е закрепен с винтове, което представлява заварена черупкова конструкция. Вихровото устройство е предназначено да доставя и охлажда въздуха, който отива към лопатките на ротора поради ускорение и завихряне в посоката на въртене на турбината. За да се увеличи твърдостта на вътрешната обвивка, към нея са заварени три усилващи профила.

Ускоряването и завихрянето на охлаждащия въздух се извършва в конвергентната част на вихровия апарат.

Въздушното ускорение осигурява намаляване на температурата на въздуха, използван за охлаждане на роторните лопатки.

Завихрянето на въздуха осигурява изравняването на периферната компонента на скоростта на въздуха и периферната скорост на диска.

Дизайн на турбина с ниско налягане

Турбината за ниско налягане (LPT) е проектирана да задвижва компресора за ниско налягане (LPC). Структурно се състои от LPT ротор, LPT статор и LPT опора.

Ротор на турбина с ниско налягане

Роторът на турбината с ниско налягане се състои от LPT диск с работни лопатки, фиксирани върху диска, диск под налягане, цапфа и вал.

Работното острие е лято, охлажда се с радиален поток от охлаждащ въздух.

Във вътрешната кухина има 11 реда от по 5 броя цилиндрични щифтове - турбулатори, свързващи гърба и вдлъбнатината на острието.

Периферният кожух намалява радиалния просвет, което води до повишаване на ефективността на турбината.

Поради триенето на контактните повърхности на рафтовете на кожуха на съседни лопатки на ротора, нивото на вибрационните напрежения намалява.

Профилната част на лопатката е отделена от заключващата част с рафт, който образува границата на газовия поток и предпазва диска от прегряване.

Острието е със заключване тип рибена кост.

Леенето на острието се извършва по инвестиционни модели с повърхностна модификация с кобалтов алуминат, което подобрява структурата на материала чрез смилане на зърна поради образуването на центрове за кристализация на повърхността на острието.

За да се повиши устойчивостта на топлина, външните повърхности на перото, капака и заключващите рафтове се подлагат на плъзгащо алуминиево шлайфане с дебелина на покритието 0,02-0,04.

За аксиална фиксация на лопатките от движение срещу потока върху нея е направен зъб, опрян в ръба на диска.

За аксиална фиксация на лопатката от движение по протежение на потока, в заключващата част на лопатката в областта на фланеца е направен жлеб, в който е вкаран разцепен пръстен с ключалка, който се предпазва от аксиално движение от диска рамо. По време на монтажа пръстенът, поради наличието на изрез, се нагъва и вкарва в жлебовете на лопатките, а рамото на диска влиза в жлеба на пръстена.

Закрепването на разделителния пръстен в работно състояние се извършва чрез ключалка със скоби, които са огънати върху ключалката и преминават през отворите в ключалката и слотовете в рамото на диска.

Турбинен диск - щампован, с последваща механична обработка. В периферната зона за поставяне на лопатките има канали тип "рибена кост" и наклонени отвори за подаване на охлаждащ въздух.

На платното на диска са направени пръстеновидни фланци, върху които са поставени лабиринтни капаци и притискащ лабиринтен диск. Фиксирането на тези части се извършва с щифтове. За да се предотврати изпадането на щифтовете, дупките са разширени.

Необходим е диск под налягане с лопатки за компресиране на подавания въздух за охлаждане на лопатките на турбината. За балансиране на ротора балансиращите тежести са фиксирани върху притискащия диск с ламелни скоби.

На дисковата главина също са направени пръстеновидни маншети. На лявото рамо са монтирани лабиринтни капаци, на дясното рамо е монтирана опора.

Палецът е проектиран да поддържа ротора с ниско налягане върху ролков лагер и да предава въртящ момент от диска към вала.

За свързване на диска към цапфата върху него в периферната част е направен раздвоен фланец, по който се извършва центриране. Освен това центрирането и прехвърлянето на натоварването става през радиални щифтове, които се пазят от изпадане от лабиринта.

Лабиринтен уплътнителен пръстен също е фиксиран върху цапфата на LPT.

Върху периферната цилиндрична част на цапфата отдясно е поставено механично контактно уплътнение, а отляво е поставена втулка на радиално-челно контактно уплътнение. Втулката е центрирана по дължината на цилиндричната част на цапфата и е фиксирана в аксиална посока чрез огъване на гребена.

В лявата част на цапфата върху цилиндричната повърхност има втулки за подаване на масло към лагера, вътрешния пръстен на лагера и уплътнителните части. Пакетът от тези части е затегнат със зъбчата гайка, заключена с ламелна ключалка. На вътрешната повърхност на цапфата са направени шлици, за да се осигури предаването на въртящия момент от цапфата към вала. В тялото на цапфата има отвори за подаване на масло към лагерите.

В дясната част на цапфата, върху външния жлеб, вътрешният пръстен на ролковия лагер на опората на турбината е фиксиран с гайка. Зъбчатата гайка се застопорява с пластинчат ключалка.

Валът на турбината с ниско налягане се състои от 3 части, свързани помежду си с радиални щифтове. Дясната част на вала със своите шлици влиза в реципрочните шлици на цапфата, получавайки въртящ момент от него.

Аксиалните сили от щифта към вала се предават от гайка, завинтена върху стеблото на вала с резба. Гайката е осигурена срещу разхлабване чрез шлицева втулка. Крайните шлици на втулката влизат в крайните шлици на вала, а шлиците на цилиндричната част на втулката влизат в надлъжните шлици на гайката. В аксиална посока шлицевата втулка се фиксира чрез регулиращи и разделителни пръстени.

На външната повърхност на дясната страна на вала е фиксиран лабиринт с радиални щифтове. На вътрешната повърхност на вала е закрепена шлицова втулка на задвижването на помпата за изпомпване на масло от опората на турбината с радиални щифтове.

От лявата страна на вала са направени шлици, които предават въртящ момент към пружината и след това към ротора на компресора с ниско налягане. На вътрешната повърхност на лявата страна на вала се нарязва резба, в която се завинтва гайка, заключена с аксиален щифт. В гайката се завинтва болт, който затяга ротора на компресора с ниско налягане и ротора на турбината с ниско налягане.

На външната повърхност на лявата страна на вала има радиално контактно уплътнение, дистанционна втулка и ролков лагер с конусни зъбни колела. Всички тези части са затегнати със зъбчата гайка.

Композитният дизайн на вала позволява да се увеличи неговата твърдост поради увеличения диаметър на средната част, както и да се намали теглото - средната част на вала е изработена от титаниева сплав.

Статор на турбина с ниско налягане

Статорът се състои от външен корпус, блокове от дюзови лопатки и вътрешен корпус.

Външният корпус е заварена конструкция, състояща се от конична обвивка и фланци, по които корпусът е свързан към корпуса на турбината за високо налягане и опорния корпус. Отвън към тялото е заварен екран, образуващ канал за подаване на охлаждащ въздух. Вътре има фланци, по които е центриран апаратът на дюзата.

В областта на десния фланец има перла, върху която са монтирани LPT вложки с пчелни пити и фиксирани с радиални щифтове.

Остриетата на дюзовия апарат за увеличаване на твърдостта в единадесет блока с три остриета.

Всяка лопатка е лята, куха, охлажда се с вътрешни дефлектори. Перото, външните и вътрешните рафтове образуват потока. Външните рафтове на лопатките имат фланци, с които се центрират по жлебовете на външния корпус.

Аксиалното фиксиране на блоковете на лопатките на дюзите се извършва чрез разделителен пръстен. Периферната фиксация на лопатките се осъществява от издатините на тялото, които са включени в прорезите, направени във външните рафтове.

Външната повърхност на рафтовете и профилната част на лопатките е алумосилицирана с цел повишаване на устойчивостта на топлина. Дебелината на защитния слой е 0,02-0,08 мм.

За да се намали потокът газ между блоковете на лопатките, в слотовете са монтирани уплътнителни плочи.

Вътрешните рафтове на лопатките завършват със сферични щифтове, по които е центриран вътрешният корпус, представляващ заварена конструкция.

В ребрата на вътрешното тяло са направени жлебове, които влизат в мидите на вътрешните рафтове на лопатките на дюзите с радиална хлабина. Тази радиална хлабина осигурява свобода за термичното разширение на лопатките.

Опора на турбината ND

Опората на турбината се състои от опорен корпуси корпус на лагера.

Носещото тяло е заварена конструкция, състояща се от черупки, свързани със стълбове. Стелажите и корпусите са защитени от газовия поток чрез занитени екрани. На фланците на вътрешната обвивка на опората са фиксирани конични диафрагми, поддържащи корпуса на лагера. На тези фланци отляво е закрепена лабиринтна уплътнителна втулка, а отдясно е закрепен екран, предпазващ опората от газовия поток.

На фланците на корпуса на лагера отляво е закрепена контактна уплътнителна втулка. Отдясно капакът на маслената кухина и топлинният щит са фиксирани с винтове.

Във вътрешния отвор на корпуса е поставен ролков лагер. Между корпуса и външния пръстен на лагера има еластичен пръстен и втулки. В пръстена са направени радиални отвори, през които се изпомпва масло по време на вибрации на роторите, към които се разсейва енергията.

Аксиалното фиксиране на пръстените се извършва от капак, привлечен към опората на лагера с винтове. В кухината под топлинния щит има помпа за извличане на масло и маслени дюзи с тръбопроводи. Корпусът на лагера има отвори, които подават масло към амортисьора и дюзите.

Охлаждане на турбината

Система за охлаждане на турбината - въздушна, отворена, регулирана чрез дискретни промени на въздушния поток през топлообменника въздух-въздух.

Водещите ръбове на лопатките на дюзовия апарат на турбината за високо налягане имат конвективно филмово охлаждане с вторичен въздух. Рафтовете на този апарат с дюзи се охлаждат от вторичен въздух.

Задните ленти на SA лопатките, дискът и роторните лопатки на LPT, корпусите на турбините, SA лопатките на вентилаторната турбина и нейният диск от лявата страна се охлаждат от въздух, преминаващ през топлообменника въздух-въздух ( VHT).

Вторичният въздух навлиза в топлообменника през отворите в корпуса на горивната камера, където се охлажда с - 150-220 K и преминава през вентилния апарат за охлаждане на частите на турбината.

Въздухът от вторичната верига през опорните крака и отворите се подава към диска за налягане, който чрез увеличаване на налягането осигурява подаването му към работните лопатки на LPT.

Корпусът на турбината се охлажда отвън от вторичния въздух, а отвътре от въздуха от ВВТ.

Охлаждането на турбината се извършва във всички режими на работа на двигателя. Веригата за охлаждане на турбината е показана на фигура 1.1.

Мощността тече в турбината

Инерционни сили от роторни лопаткичрез ключалки тип "рибена кост" се прехвърлят на диска и го зареждат. Небалансираните инерционни сили на дисковете с лопатки се предават през монтираните болтове на HPT ротора и през центриращите втулки и радиалните щифтове на HPT ротора към вала и щифтовете, поддържани от лагери. Радиалните натоварвания се прехвърлят от лагерите към частите на статора.

Аксиалните компоненти на газовите сили, възникващи върху работните лопатки на HPT, се прехвърлят към диска поради силите на триене върху контактните повърхности в ключалката и "зъба" на лопатката към диска. Върху диска тези сили се сумират с аксиалните сили, произтичащи от спада на налягането върху него и се прехвърлят към вала чрез стегнати болтове. Монтирани болтове от тази сила работят в напрежение. Аксиалната сила на ротора на турбината се добавя към аксиалната сила.

Външен контур

Външната верига е проектирана да заобикаля част от въздушния поток, компресиран в LPC зад LPC.

Конструктивно външният контур се състои от два (преден и заден) профилирани корпуса, които са външната обвивка на продукта и също така служат за закрепване на комуникации и възли. Черупките на външния корпус са изработени от титаниева сплав. Корпусът е включен в силовата верига на продукта, възприема въртящия момент на роторите и отчасти теглото на вътрешната верига, както и силите на претоварване по време на еволюцията на обекта.

Предният корпус на външната верига има хоризонтален конектор за осигуряване на достъп до HPC, CS и турбина.

Профилирането на пътя на потока на външния контур се осигурява чрез монтиране в предния корпус на външния контур на вътрешния екран, свързан с него чрез радиални стрингери, които също са ребра на твърдост на предния корпус.

Задната обвивка на външния контур е цилиндрична обвивка, ограничена от предния и задния фланец. На задния корпус от външната страна има укрепващи стрингери. Фланците са разположени на корпусите на външния корпус:

· Отвеждане на въздух от вътрешния контур на продукта след 4 и 7 степен на HPC, както и от канала на външния контур за нуждите на съоръжението;

· За възпламенители КС;

· За инспекционни прозорци на HPC лопатки, инспекционни прозорци на CS и инспекционни прозорци на турбини;

· За комуникации за подаване и отстраняване на масло към опората на турбината, обезвъздушаване на въздушната и маслената кухина на задната опора;

· Изпускане на въздух в пневматични цилиндри с струйни дюзи (RS);

· За фиксиране на лоста за обратна връзка на системата за управление НА HPC;

· За комуникации за подаване на гориво към КС, както и за комуникации за обезвъздушаване на въздух след HPC в горивната система на продукта.

На корпуса на външния контур са проектирани и глави за закрепване:

· Разпределител на гориво; мазутни топлообменници на масления резервоар;

· Горивен филтър;

· Редуктор за автоматика KND;

· Дренажен резервоар;

· Блок за запалване, комуникации на системи за стартиране на FC;

· Рамки с точки за закрепване на дюзата и регулатора на доизгаряне (RSF).

В проточната част на външната верига са монтирани двушарнирни комуникационни елементи на продуктовата система, които компенсират топлинното разширение в аксиална посока на телата на външната и вътрешната верига по време на работа на продукта. Разширяването на корпусите в радиална посока се компенсира от смесването на двушарнирни елементи, конструктивно изпълнени по схемата "бутало-цилиндър".

2. Изчисляване на якостта на диска на работното колело на турбината

2.1 Изчислителна схема и изходни данни

Графично представяне на диска на работното колело HPT и изчислителния модел на диска са показани на фигура 2.1 Геометричните размери са представени в таблица 2.1. Подробно изчисление е представено в Приложение 1.

Таблица 2.1

Раздел i

n - броят на оборотите на диска в режим на проектиране е 12430 об / мин. Дискът е изработен от материал EP742-ID. Температурата по радиуса на диска не е постоянна. - натоварване на лопатката (контур), симулиращо действието на центробежните сили на лопатките и техните блокировки (корени на лопатките и издатини на диска) върху диска в режим на проектиране.

Характеристики на материала на диска (плътност, модул на еластичност, коефициент на Поасон, коефициент на линейно разширение, дълготрайна якост). При въвеждане на характеристиките на материалите се препоръчва използването на готови данни от архива на материалите, включени в програмата.

Контурното натоварване се изчислява по формулата:

Сумата от центробежните сили на перата на лопатките,

Сумата от центробежните сили на блокировките (корените на лопатките и издатините на диска),

Площта на периферната цилиндрична повърхност на диска, през която центробежните сили се предават на диска и:

Силите, изчислени по формулите

z- брой лопатки,

Областта на кореновата част на перото на острието,

Напрежение в кореновата част на перото на острието, създадено от центробежни сили. Изчисляването на това напрежение е направено в раздел 2.

Масата на пръстена, образуван от заключващите връзки на лопатките с диска,

Радиусът на инерцията на заключващия пръстен,

u - ъглова скорост на въртене на диска в проектен режим, изчислена чрез обороти, както следва: ,

Масата на пръстена и радиусът се изчисляват по формулите:

Площта на периферната цилиндрична повърхност на диска се изчислява по формула 4.2.

Замествайки първоначалните данни във формулата за горните параметри, получаваме:

Изчисляването на якостта на диска се извършва с програмата DI.EXE, достъпна в компютърен клас 203 на катедрата.

Трябва да се има предвид, че геометричните размери на диска (радиуси и дебелини) се въвеждат в програмата DI.EXE в сантиметри, а контурното натоварване - в (транслация).

2.2 Резултати от изчисленията

Резултатите от изчисленията са представени в таблица 2.2.

Таблица 2.2

Първите колони на таблица 2.2 представят първоначалните данни за геометрията на диска и разпределението на температурата по радиуса на диска. В колони 5-9 са представени резултатите от изчислението: радиални (радиални) и периферни (обиколни) напрежения, резерви за еквивалентно напрежение (пр. еквив.) и обороти на скъсване (цил. сек.), както и удължение на диска под действието на центробежни сили и топлинни разширения при различни радиуси.

Най-малката граница на безопасност по отношение на еквивалентното напрежение е получена в основата на диска. Допустима стойност. Условието за якост е изпълнено.

Най-малката граница на безопасност при прекъсване на оборотите също е получена в основата на диска. Позволена стойност. Условието за якост е изпълнено.

Ориз. 2.2 Разпределение на напрежението (радиус и околна среда) по радиуса на диска

Ориз. 2.3 Разпределение на границата на безопасност (еквивалентни граници на напрежение) по радиуса на диска

Ориз. 2.4 Разпределение на границата на безопасност върху оборотите на прекъсване

Ориз. 2.5 Разпределение на температурата, напрежението (rad. и околно) по радиуса на диска

Литература

1. Хронин Д.В., Вюнов С.А. и др. "Проектиране и проектиране на авиационни газотурбинни двигатели". - М, Машиностроене, 1989г.

2. "Газотурбинни двигатели", A.A. Иноземцев, В.Л. Сандрацки, ОАО "Авиадвигател", Перм, 2006 г

3. Лебедев С.Г. Курсов проект по дисциплината "Теория и изчисляване на авиационни лопаткови машини", - M, MAI, 2009 г.

4. Перел Л.Я., Филатов А.А. Търкалящи лагери. Справочник. - М, Машиностроене, 1992г.

5. Програма DISK-MAI, разработена в отдел 203 MAI, 1993 г.

6. Иноземцев A.A., Nikhhamkin M.A., Sandratsky V.L. „Газотурбинни двигатели. Динамика и якост на авиационни двигатели и силови установки. - М, Машиностроене, 2007г.

7. ГОСТ 2.105 - 95.

Хоствано на Allbest.ru

...

Подобни документи

Термоганодинамично изчисляване на двигателя, избор и обосновка на параметри. Съгласуване на параметрите на компресор и турбина. Газодинамично изчисляване на турбината и профилиране на турбинните лопатки на първи етап на турбината на компютър. Изчисляване на блокировката на лопатката на турбината за здравина.

теза, добавена на 03/12/2012


Термоганодинамично изчисляване на двигателя. Координиране на работата на компресор и турбина. Газодинамично изчисляване на аксиална турбина на компютър. Профилиране на турбинни лопатки за високо налягане. Описание на конструкцията на двигателя, изчисление на якостта на турбинния диск.

дисертация, добавена на 22.01.2012 г


Термогазодинамично изчисление на двигателя, профилиране на лопатките на работните колела на първа степен на турбината. Газодинамично изчисляване на турбовентилаторната турбина и разработване на нейния дизайн. Разработване на план за обработка на конусни зъбни колела. Анализ на ефективността на двигателя.

дисертация, добавена на 22.01.2012 г


Проектиране на пътя на потока на авиационен газотурбинен двигател. Изчисляване на якостта на работната лопатка, турбинния диск, точката на закрепване и горивната камера. Технологичен процес на производство на фланци, описание и изчисляване на режимите на обработка за операции.

дисертация, добавена на 22.01.2012 г


Описание на конструкцията на двигателя. Термоганодинамично изчисляване на турбореактивен байпасен двигател. Изчисляване на якостта и стабилността на диска на компресора, корпусите на горивната камера и блокировката на лопатките на първата степен на компресора за високо налягане.

курсова работа, добавена на 03/08/2011


Изчисление за дълготрайна статична якост на елементите на самолетен турбореактивен двигател Р-95Ш. Изчисляване на работната лопатка и диска на първата степен на компресор с ниско налягане за якост. Обосновка на дизайна на базата на патентно проучване.

курсова работа, добавена на 07.08.2013 г


Проектиране на работния процес на газотурбинни двигатели и характеристики на газодинамичното изчисляване на агрегати: компресор и турбина. Елементи на термогазодинамичното изчисляване на двувалов термореактивен двигател. Компресори за високо и ниско налягане.

тест, добавен на 24.12.2010 г


Изчисляване на якостта на елементите на първия етап на компресора за високо налягане на турбореактивен байпасен двигател със смесващи потоци за боен изтребител. Изчисляване на допуските за обработка на външни, вътрешни и крайни повърхности на въртене.

дисертация, добавена на 06/07/2012


Съгласуване на параметрите на компресор и турбина и неговото газодинамично изчисляване на компютър. Профилиране на лопатката на работното колело и изчисляване на нейната якост. Схема на процеса, извършване на стругови, фрезови и пробивни операции, анализ на ефективността на двигателя.

дисертация, добавена на 03/08/2011


Определяне на работата на разширение (наличен топлинен спад в турбината). Изчисляване на процеса в дюзовия апарат, относителна скорост на входа на радара. Изчисляване на якостта на стеблото, огъване на зъбите. Описание на задвижващата турбина GTE, избор на материал на частите.

Днес авиацията е почти 100% съставена от машини, които използват газова турбина тип електроцентрала. С други думи, газотурбинни двигатели. Но въпреки нарастващата популярност на пътуването със самолет сега, малко хора знаят как работи онзи бръмчащ и свирещ контейнер, който виси под крилото на самолет.

Принцип на действие газотурбинен двигател.

Газотурбинният двигател, подобно на буталния двигател на всяка кола, се отнася до двигатели с вътрешно горене. И двете превръщат химическата енергия на горивото в топлина чрез изгаряне и след това в полезна, механична. Но как се случва това е малко по-различно. И в двата двигателя протичат 4 основни процеса - това са: всмукване, компресия, разширение, изпускане. Тези. във всеки случай въздухът (от атмосферата) и горивото (от резервоарите) първо влизат в двигателя, след това въздухът се компресира и в него се впръсква гориво, след което сместа се запалва, поради което се разширява значително и накрая се освобождава в атмосферата. От всички тези действия само разширяването дава енергия, всички останали са необходими за осигуряване на това действие.

Сега каква е разликата. При газотурбинните двигатели всички тези процеси протичат постоянно и едновременно, но в различни части на двигателя, а при буталния двигател на едно място, но по различно време и последователно. Освен това, колкото по-компресиран е въздухът, толкова повече енергия може да се получи по време на горенето и днес степента на компресия на газотурбинните двигатели вече е достигнала 35-40:1, т.е. в процеса на преминаване през двигателя въздухът намалява обема си и съответно увеличава налягането си с 35-40 пъти. За сравнение, при буталните двигатели тази цифра не надвишава 8-9: 1, в най-модерните и модерни модели. Съответно, с еднакво тегло и размери, газотурбинният двигател е много по-мощен и ефективността му е по-висока. Това е причината за толкова широкото използване на газотурбинни двигатели в авиацията днес.

А сега повече за дизайна. Четирите процеса, изброени по-горе, се извършват в двигателя, който е показан на опростената диаграма под номерата:

• всмукване на въздух - 1 (всмукване на въздух)
• компресия - 2 (компресор)
• смесване и запалване - 3 (горивна камера)
• изпускателна - 5 (изпускателна дюза)
• Мистериозният участък под номер 4 се нарича турбина. Това е неразделна част от всеки газотурбинен двигател, целта му е да получава енергия от газове, които излизат от горивната камера при високи скорости и се намира на същия вал като компресора (2), който го задвижва.

Така се получава затворен цикъл. Въздухът влиза в двигателя, компресира се, смесва се с гориво, запалва се, насочва се към лопатките на турбината, които отнемат до 80% от мощността на газа за въртене на компресора, всичко, което остава, определя крайната мощност на двигателя, която може да се използва в много начини.

В зависимост от метода на по-нататъшно използване на тази енергия газотурбинните двигатели се разделят на:

• турбореактивен
• турбовитлов
• турбовентилатор
• турбовал

Двигателят, показан на диаграмата по-горе, е турбореактивен. Може да се каже, че е “чиста” газова турбина, тъй като след преминаване през турбината, която върти компресора, газовете излизат от двигателя през изпускателната дюза с голяма скорост и така тласкат самолета напред. Такива двигатели сега се използват главно в високоскоростни бойни самолети.

Турбовитлов двигателдвигателите се различават от турбореактивните двигатели по това, че имат допълнителна турбинна секция, която също се нарича турбина с ниско налягане, състояща се от един или повече реда лопатки, които отнемат енергията, останала след турбината на компресора, от газовете и по този начин въртят витлото, които могат да бъдат разположени както пред, така и зад двигателя. След втория участък на турбината изгорелите газове всъщност излизат гравитачно, като практически нямат енергия, така че за отстраняването им се използват само изпускателни тръби. Подобни двигатели се използват в нискоскоростни самолети с малка надморска височина.

Турбовентилаторидвигателите имат подобна схема с турбовитлови, само че втората секция на турбината не отнема цялата енергия от отработените газове, така че тези двигатели също имат изпускателна дюза. Но основната разлика е, че турбината с ниско налягане задвижва вентилатора, който е затворен в корпус. Следователно такъв двигател се нарича още двуконтурен двигател, тъй като въздухът преминава през вътрешната верига (самия двигател) и външната, която е необходима само за насочване на въздушния поток, който избутва двигателя напред. Защото имат доста "кръгла" форма. Именно тези двигатели се използват на повечето съвременни самолети, тъй като те са най-икономичните при скорости, близки до скоростта на звука, и ефективни при полет на височини над 7000-8000 m и до 12 000-13 000 m.

Турбовалдвигателите са почти идентични по конструкция с турбовитловите, с изключение на това, че валът, който е свързан с турбината с ниско налягане, излиза от двигателя и може да захранва абсолютно всичко. Такива двигатели се използват в хеликоптери, където два или три двигателя задвижват един главен ротор и компенсиращо задно витло. Дори танковете, Т-80 и американският Ейбрамс, вече имат подобни силови установки.

Газотурбинните двигатели се класифицират и според дрзнаци:

• по тип входно устройство (регулируемо, нерегулирано)
• по тип компресор (аксиален, центробежен, аксиално-центробежен)
• според вида на пътя въздух-газ (прав, контур)
• по тип турбина (брой етапи, брой ротори и др.)
• по вид струйна дюза (регулируема, нерегулирана) и др.

Турбореактивен двигател с аксиален компресорполучи широко приложение. При работещ двигател процесът е непрекъснат. Въздухът преминава през дифузора, забавя се и влиза в компресора. След това влиза в горивната камера. Горивото също се подава в камерата през дюзите, сместа се изгаря, продуктите от горенето се движат през турбината. Продуктите от горенето в лопатките на турбината се разширяват и я карат да се върти. Освен това газовете от турбината с намалено налягане навлизат в струйната дюза и избухват с голяма скорост, създавайки тяга. Максималната температура се наблюдава и във водата в горивната камера.

Компресорът и турбината са разположени на един вал. За охлаждане на продуктите от горенето се подава студен въздух. В съвременните реактивни двигатели работната температура може да надвиши точката на топене на сплавите на роторните лопатки с около 1000 °C. Системата за охлаждане на турбинните части и изборът на топлоустойчиви и топлоустойчиви части на двигателя са един от основните проблеми при проектирането на реактивни двигатели от всички видове, включително турбореактивни.

Характеристика на турбореактивните двигатели с центробежен компресор е конструкцията на компресорите. Принципът на работа на такива двигатели е подобен на двигателите с аксиален компресор.

Газотурбинен двигател. Видео.

Полезни свързани статии.

ДА СЕ авиационни двигатели включват всички видове топлинни двигатели, използвани като задвижващи устройства за въздухоплавателни средства от авиационен тип, т.е. устройства, които използват аеродинамично качество за движение, маневриране и т.н. в атмосферата (самолети, хеликоптери, крилати ракети от класове "B-B", "V-3" , "3-V", "3-3", аерокосмически системи и др.). Това предполага голямо разнообразие от използвани двигатели – от бутални до ракетни.

Авиационните двигатели (фиг. 1) са разделени на три големи класа:

• бутало (PD);
• въздушна струя (WFDвключително GTD);
• ракета (RDили РКД).

Последните два класа са обект на по-подробна класификация, по-специално класа WFD.

от принцип на компресия на въздуха WRD се разделят на:

• компресор , т.е. включващ компресор за механично компресиране на въздух;
• без компресор :
  • еднократно преминаване WFD ( SPVRD) с компресия на въздуха само от налягането на скоростта;
  • пулсиращ WFD ( ПУВРД) с допълнително компресиране на въздуха в специални прекъснати газодинамични устройства.

Клас ракетен двигател LREсъщо се отнася до компресорния тип топлинни двигатели, тъй като в тези двигатели работната течност (горивото) се компресира в течно състояние в турбопомпени агрегати.

Ракетен двигател с твърдо гориво (RDTT) няма специално устройство за компресиране на работната течност. Извършва се в началото на изгарянето на горивото в полузатвореното пространство на горивната камера, където се намира горивната шихта.

от принцип на работа има разделение: PDИ ПУВРДработа в цикъл периодично изданиедействия, докато WFD, GTDИ РКДсе извършва цикъл непрекъснатодействия. Това им дава предимства по отношение на относителна мощност, тяга, тегло и др., Което определя по-специално целесъобразността от използването им в авиацията.

от принцип на реактивна тяга WRD се разделят на:

• двигатели с директна реакция;
• двигатели с непряка реакция.

Двигателите от първия тип създават теглителна сила (тяга P) директно - това е всичко ракетни двигатели (РКД), турбореактивен без доизгаряне и с доизгарящи камери ( TRDИ TRDF), турбореактивен байпас (турбовентилаторИ TRDDF), еднократно преминаване свръхзвукови и хиперзвукови ( SPVRDИ scramjet), пулсиращ (ПУВРД) и многобройни комбинирани двигатели.

Газотурбинни двигатели с непряка реакция (GTD) прехвърлят генерираната от тях мощност към специално витло (витло, витлов вентилатор, главен ротор на хеликоптер и др.), Което създава теглително усилие, използвайки същия въздушно-струен принцип ( турбовитлов , турбовитлов вентилатор , турбовал двигатели - TVD, TVVD, TVGTD). В този смисъл класата WFDсъчетава всички двигатели, които създават тяга по въздушно-струен принцип.

Въз основа на разгледаните типове двигатели на прости вериги, редица комбинирани двигатели , свързващи характеристиките и предимствата на двигатели от различни типове, например класове:

• турбо-реактивни двигатели - TRDP (TRDили турбовентилатор + SPVRD);
• ракета-ПВРД - RPD (LREили RDTT + SPVRDили scramjet);
• ракетно-турбинен - RTD (TRD + LRE);

и много други комбинации от двигатели на по-сложни схеми.

Бутални двигатели (PD)

Двуредов радиален 14-цилиндров бутален двигател с въздушно охлаждане. Обща форма.

бутален двигател (Английски) бутален двигател ) -

Класификация на буталните двигатели.Авиационните бутални двигатели могат да бъдат класифицирани според различни критерии:

• В зависимост от вида на използваното гориво- за двигатели с леко или тежко гориво.
• Според метода на смесване- при двигатели с външно смесообразуване (карбуратор) и двигатели с вътрешно смесообразуване (директно впръскване на гориво в цилиндрите).
• В зависимост от начина на запалване на сместа- за двигатели с принудително запалване и с компресионно запалване.
• В зависимост от броя на ударите- за двутактови и четиритактови двигатели.
• В зависимост от метода на охлаждане- за двигатели с течно и въздушно охлаждане.
• По броя на цилиндрите- за четирицилиндрови, петцилиндрови, дванадесетцилиндрови двигатели и др.
• В зависимост от разположението на цилиндрите- редови (с цилиндри, разположени в редица) и звездовидни (с цилиндри, разположени в кръг).

Редовите двигатели от своя страна се разделят на едноредови, двуредови V-образни, триредови W-образни, четириредови H-образни или X-образни двигатели. Аксиалните двигатели също се делят на едноредови, двуредови и многоредови.

• По естеството на промяната на мощността в зависимост от промяната на надморската височина- за високопланински, т.е. двигатели, които запазват мощността си, докато въздухоплавателното средство се издига на височина, и двигатели за ниска надморска височина, чиято мощност намалява с увеличаване на височината на полета.
• Метод на задвижване с витло- за двигатели с директно предаване към витлото и мотор-редуктори.

Съвременните самолетни бутални двигатели са четиритактови радиални двигатели, работещи с бензин. Цилиндрите на буталните двигатели обикновено се охлаждат с въздух. Преди това в авиацията се използваха и бутални двигатели с водно охлаждане на цилиндри.

Изгарянето на гориво в бутален двигател се извършва в цилиндри, докато топлинната енергия се преобразува в механична енергия, тъй като под налягането на получените газове буталото се движи напред. Постъпателното движение на буталото от своя страна се преобразува във въртеливо движение на коляновия вал на двигателя чрез свързващия прът, който е свързващото звено между цилиндъра с буталото и коляновия вал.

Газотурбинни двигатели (GTE)

Газотурбинен двигател - топлинен двигател, предназначен да преобразува енергията на изгаряне на гориво в кинетична енергия на реактивен поток и (или) в механична работа върху вала на двигателя, основните елементи на който са компресор, горивна камера и газова турбина.

Едновалови и многовалови двигатели

Най-простият газотурбинен двигател има само една турбина, която задвижва компресора и в същото време е източник на полезна мощност. Това налага ограничение на режимите на работа на двигателя.

Понякога двигателят е многовалов. В този случай има няколко последователни турбини, всяка от които задвижва собствен вал. Турбината за високо налягане (първата след горивната камера) винаги задвижва компресора на двигателя, а следващите могат да задвижват както външен товар (витла на хеликоптер или кораб, мощни електрически генератори и др.), така и допълнителни компресори на самия двигател, разположен пред главния.

Предимството на многоваловия двигател е, че всяка турбина работи при оптимална скорост и натоварване. При натоварване, задвижвано от вала на едновалов двигател, реакцията на дросела на двигателя, тоест способността за бързо развъртане, би била много лоша, тъй като турбината трябва да доставя мощност, за да осигури на двигателя голямо количество въздух (мощността е ограничена от количеството въздух) и за ускоряване на натоварването. При схема с два вала лек ротор с високо налягане бързо влиза в режим, осигурявайки на двигателя въздух, а турбината с ниско налягане - голямо количество газове за ускорение. Също така е възможно да се използва по-малко мощен стартер за ускорение, когато се стартира само роторът с високо налягане.

Турбореактивен двигател (TRD)

Турбореактивен двигател (Английски) турбореактивен двигател ) - топлинен двигател, който използва газова турбина, а реактивната тяга се образува, когато продуктите от горенето изтичат от реактивна дюза. Част от работата на турбината се изразходва за компресиране и нагряване на въздуха (в компресора).

Схема на турбореактивен двигател:
1. входно устройство;
2. аксиален компресор;
3. горивна камера;
4. турбинни лопатки;
5. дюза.

В турбореактивен двигател компресията на работния флуид на входа в горивната камера и високата стойност на въздушния поток през двигателя се постигат благодарение на комбинираното действие на насрещния въздушен поток и компресора, разположен в тракта TRD непосредствено след входното устройство, пред горивната камера. Компресорът се задвижва от турбина, монтирана на един и същи вал с него и работеща със същата работна течност, нагрята в горивната камера, от която се образува струйна струя. Във входното устройство статичното налягане на въздуха се увеличава поради забавяне на въздушния поток. В компресора общото налягане на въздуха се увеличава поради механичната работа, извършвана от компресора.

Коефициент на наляганев компресора е един от най-важните параметри на турбореактивния двигател, тъй като от него зависи ефективната ефективност на двигателя. Ако за първите образци на турбореактивни двигатели този показател е бил 3, то за съвременните той достига 40. За да се повиши газодинамичната стабилност на компресорите, те се правят на два етапа. Всяка от каскадите работи със собствена скорост и се задвижва от собствена турбина. В този случай валът на първата степен на компресора (ниско налягане), завъртян от последната (най-ниска скорост) турбина, преминава вътре в кухия вал на компресора на втората степен (високо налягане). Етапите на двигателя се наричат ​​още ротори с ниско и високо налягане.

Горивната камера на повечето турбореактивни двигатели има пръстеновидна форма и валът на турбината-компресор преминава вътре в камерния пръстен. При влизане в горивната камера въздухът се разделя на 3 потока:

• първичен въздух- влиза през предните отвори в горивната камера, забавя се пред инжекторите и взема пряко участие в образуването на гориво-въздушната смес. Пряко участва в изгарянето на гориво. Горивно-въздушната смес в зоната на изгаряне на горивото в WFD е близка до стехиометричната по състав.
• вторичен въздух- влиза през страничните отвори в средната част на стените на горивната камера и служи за охлаждането им чрез създаване на въздушен поток с много по-ниска температура от тази в зоната на горене.
• третичен въздух- постъпва през специални въздушни канали в изходната част на стените на горивната камера и служи за изравняване на температурното поле на работния флуид пред турбината.

Газово-въздушната смес се разширява и част от енергията й се преобразува в турбината през роторните лопатки в механичната енергия на въртене на главния вал. Тази енергия се изразходва предимно за работата на компресора и също така се използва за задвижване на двигателни агрегати (горивни бустерни помпи, маслени помпи и др.) и задвижване на електрически генератори, които осигуряват енергия на различни бордови системи.

Основната част от енергията на разширяващата се газово-въздушна смес се използва за ускоряване на газовия поток в дюзата, която изтича от нея, създавайки реактивна тяга.

Колкото по-висока е температурата на горене, толкова по-висока е ефективността на двигателя. За да се предотврати разрушаването на частите на двигателя, се използват топлоустойчиви сплави, оборудвани с охладителни системи и термични бариерни покрития.

Турбореактивен двигател с доизгаряне (TRDF)

Турбореактивен двигател с форсаж - модификация на турбореактивния двигател, използван главно на свръхзвукови самолети. Различава се от турбореактивния двигател по наличието на форсаж между турбината и реактивната дюза. Чрез специални дюзи в тази камера се подава допълнително количество гориво, което се изгаря. Горивният процес се организира и стабилизира с помощта на предно устройство, което осигурява смесване на изпареното гориво и основния поток. Увеличаването на температурата, свързано с входящата топлина в камерата за допълнително изгаряне, увеличава наличната енергия на продуктите от горенето и следователно скоростта на изпускане от струйната дюза. Съответно реактивната тяга (форсаж) също се увеличава до 50%, но разходът на гориво се увеличава рязко. Двигателите с доизгаряне обикновено не се използват в търговската авиация поради ниската си икономия на гориво.

Двуконтурен турбореактивен двигател (TRDD)

Първият, който предложи концепцията за турбовентилаторен двигател в местната индустрия за самолетни двигатели, беше А. М. Люлка (Въз основа на изследвания, проведени от 1937 г., А. М. Люлка подаде заявление за изобретяването на байпасен турбореактивен двигател. Сертификатът за авторски права беше връчен на 22 април 1941.)

Може да се каже, че от 60-те години на миналия век до днес в индустрията на самолетните двигатели е ерата на турбовентилаторните двигатели. Турбовентилаторните двигатели от различни типове са най-разпространеният клас турбовентилаторни двигатели, използвани в самолетите, от високоскоростни изтребители-прехващачи с нискобайпасни турбовентилатори до гигантски търговски и военни транспортни самолети с високобайпасни турбовентилатори.

Схема на турбореактивен байпасен двигател:
1. компресор за ниско налягане;
2. вътрешен контур;
3. изходния поток на вътрешната верига;
4. изходен поток на външната верига.

Основата байпасни турбореактивни двигатели е установен принципът на прикачване на допълнителна маса въздух към турбореактивния двигател, преминаващ през външната верига на двигателя, което позволява да се получат двигатели с по-висока ефективност на полета в сравнение с конвенционалните турбореактивни двигатели.

След като премине през входа, въздухът навлиза в компресора с ниско налягане, наречен вентилатор. След вентилатора въздухът се разделя на 2 потока. Част от въздуха навлиза във външната верига и, заобикаляйки горивната камера, образува струен поток в дюзата. Другата част от въздуха преминава през вътрешен кръг, напълно идентичен с турбовентилаторния двигател, споменат по-горе, с тази разлика, че последните степени на турбината при турбовентилаторния двигател са задвижването на вентилатора.

Един от най-важните параметри на турбовентилаторния двигател е коефициентът на байпас (m), т.е. съотношението на въздушния поток през външната верига към въздушния поток през вътрешната верига. (m \u003d G 2 / G 1, където G 1 и G 2 са въздушният поток съответно през вътрешната и външната верига.)

Когато коефициентът на байпас е по-малък от 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоците се изхвърлят отделно, тъй като смесването е трудно поради значителна разлика в наляганията и скоростите.

Турбовентилаторният двигател се основава на принципа за увеличаване на ефективността на полета на двигателя, чрез намаляване на разликата между скоростта на изтичане на работната течност от дюзата и скоростта на полета. Намаляването на тягата, което ще доведе до намаляване на тази разлика между скоростите, се компенсира от увеличаване на въздушния поток през двигателя. Последицата от увеличаването на въздушния поток през двигателя е увеличаване на площта на предната част на входа на двигателя, което води до увеличаване на диаметъра на входа на двигателя, което води до увеличаване на съпротивлението му и маса. С други думи, колкото по-голям е коефициентът на байпас, толкова по-голям е диаметърът на двигателя, при равни други условия.

Всички турбовентилаторни двигатели могат да бъдат разделени на 2 групи:

• със смесителни потоци зад турбината;
• без смесване.

В турбовентилаторен двигател със смес от потоци ( TRDDsm) въздушните потоци от външната и вътрешната верига влизат в една смесителна камера. В смесителната камера тези потоци се смесват и напускат двигателя през една дюза с една температура. TRDSM са по-ефективни, но наличието на смесителна камера води до увеличаване на размерите и теглото на двигателя

Турбовентилаторните двигатели, подобно на турбовентилаторните двигатели, могат да бъдат оборудвани с регулируеми дюзи и камери за допълнително изгаряне. По правило това са турбовентилаторни двигатели с ниски коефициенти на байпас за свръхзвукови военни самолети.

Военен турбовентилатор EJ200 (m=0,4)

Байпасен турбореактивен двигател с доизгаряне (TRDDF)

Двуконтурен турбореактивен двигател с доизгаряне - модификация на турбовентилаторния двигател. Различава се в наличието на камера за доизгаряне. Намери широко приложение.

Продуктите от горенето, напускащи турбината, се смесват с въздуха, идващ от външната верига, след което топлината се подава към общия поток в камерата за допълнително изгаряне, която работи на същия принцип като в TRDF. Продуктите от горенето в този двигател протичат от една обща струйна дюза. Такъв двигател се нарича двуконтурен двигател с общо доизгаряне.

TRDDF с отклоняем вектор на тягата (OVT).

Управление на вектора на тягата (VCT) / отклонение на вектора на тягата (VVT)

Специални въртящи се дюзи на някои турбовентилаторни двигатели (F) ви позволяват да отклоните потока на работния флуид, изтичащ от дюзата спрямо оста на двигателя. OVT води до допълнителни загуби на тяга на двигателя поради допълнителната работа по обръщане на потока и усложнява управлението на самолета. Но тези недостатъци са напълно компенсирани от значително увеличаване на маневреността и намаляване на разбега на самолета при излитане и кацане, до и включително вертикално излитане и кацане. OVT се използва изключително във военната авиация.

Турбовентилатор с висок байпас / турбовентилаторен двигател

Схема на турбовентилаторен двигател:
1. вентилатор;
2. защитен обтекател;
3. турбокомпресор;
4. изходния поток на вътрешната верига;
5. изходен поток на външната верига.

турбовентилаторен двигател (Английски) турбовентилаторен двигател ) е турбовентилаторен двигател с високо байпасно съотношение (m>2). Тук компресорът с ниско налягане се превръща във вентилатор, който се различава от компресора с по-малък брой стъпки и по-голям диаметър, а горещата струя практически не се смесва със студената.

Този тип двигател използва едностепенен вентилатор с голям диаметър, който осигурява висок въздушен поток през двигателя при всички скорости на полет, включително ниски скорости на излитане и кацане. Поради големия диаметър на вентилатора, дюзата на външния контур на такива турбовентилаторни двигатели става доста тежка и често се скъсява, с изправители (фиксирани лопатки, които обръщат въздушния поток в аксиална посока). Съответно повечето турбовентилаторни двигатели с високо съотношение на байпас - без смесване.

устройство вътрешен контуртакива двигатели са подобни на турбореактивния двигател, чиито последни етапи на турбината са задвижването на вентилатора.

Външен контурТакъв турбовентилационен двигател, като правило, е едностепенен вентилатор с голям диаметър, зад който има насочваща лопатка, изработена от неподвижни лопатки, които ускоряват въздушния поток зад вентилатора и го завъртат, водещи в аксиална посока, външният контур завършва с дюза.

Поради факта, че вентилаторът на такива двигатели като правило има голям диаметър и степента на повишаване на налягането на въздуха във вентилатора не е висока, дюзата на външната верига на такива двигатели е доста къса. Разстоянието от входа на двигателя до изхода на дюзата на външния контур може да бъде много по-малко от разстоянието от входа на двигателя до изхода на дюзата на вътрешния контур. Поради тази причина доста често дюзата на външния контур се бърка с обтекател на вентилатор.

Турбовентилаторните двигатели с висок коефициент на байпас имат конструкция с два или три вала.

Предимства и недостатъци.

Основното предимство на такива двигатели е тяхната висока ефективност.

Недостатъци - голямо тегло и размери. Особено – големият диаметър на вентилатора, което води до значително въздушно съпротивление при полет.

Обхватът на такива двигатели е търговски самолети на дълги и средни разстояния, военна транспортна авиация.

Турбовитлов вентилаторен двигател (TVVD)

Турбовитлов вентилаторен двигател (Английски) турбо витлов двигател ) -

0

Въздушно-реактивните двигатели според метода на предварително компресиране на въздуха преди влизане в горивната камера се разделят на компресорни и некомпресорни. При безкомпресорните въздушно-реактивни двигатели се използва скоростта на въздушния поток. В компресорните двигатели въздухът се компресира от компресор. Компресорният въздушно-реактивен двигател е турбореактивен двигател (ТРД). Групата, наречена смесени или комбинирани двигатели, включва турбовитлови двигатели (TVD) и байпасни турбореактивни двигатели (DTRD). Въпреки това, конструкцията и работата на тези двигатели са до голяма степен подобни на турбореактивните двигатели. Често всички видове тези двигатели се комбинират под общото наименование газотурбинни двигатели (GTE). Газотурбинните двигатели използват керосин като гориво.

Турбореактивни двигатели

Структурни схеми.Турбореактивен двигател (фиг. 100) се състои от вход, компресор, горивна камера, газова турбина и изход.

Входното устройство е предназначено за подаване на въздух към компресора на двигателя. В зависимост от местоположението на двигателя на самолета, той може да бъде част от конструкцията на самолета или от конструкцията на двигателя. Входното устройство увеличава налягането на въздуха пред компресора.

В компресора се получава допълнително повишаване на налягането на въздуха. В турбореактивните двигатели се използват центробежни компресори (фиг. 101) и аксиални компресори (виж фиг. 100).

При аксиален компресор, когато роторът се върти, лопатките, действайки върху въздуха, го усукват и го принуждават да се движи по оста към изхода на компресора.

При центробежен компресор, когато работното колело се върти, въздухът се увлича от лопатките и се придвижва към периферията под действието на центробежни сили. Двигателите с аксиален компресор са намерили най-широко приложение в съвременната авиация.

Аксиалният компресор включва ротор (въртяща се част) и статор (неподвижна част), към които е прикрепено входното устройство. Понякога във входните устройства се монтират защитни екрани, за да се предотврати навлизането на чужди предмети в компресора, което може да причини повреда на лопатките.

Роторът на компресора се състои от няколко реда профилирани роторни лопатки, разположени в кръг и последователно редуващи се по оста на въртене. Роторите са разделени на барабан (фиг. 102, а), диск (фиг. 102, б) и барабан-диск (фиг. 102, в).

Статорът на компресора се състои от пръстеновиден набор от профилирани лопатки, фиксирани в корпуса. Редът от фиксирани лопатки, наречен изправител, заедно с реда от работещи лопатки, се нарича степен на компресор.

Съвременните авиационни турбореактивни двигатели използват многостепенни компресори за повишаване на ефективността на процеса на компресиране на въздуха. Степените на компресора са координирани помежду си, така че въздухът на изхода на една степен плавно да тече около лопатките на следващата степен.

Необходимото насочване на въздуха към следващия етап се осигурява от изправителя. За същата цел служи и направляващата лопатка, монтирана пред компресора. При някои конструкции на двигатели направляващата лопатка може да отсъства.

Един от основните елементи на турбореактивния двигател е горивната камера, разположена зад компресора. Конструктивно горивните камери са тръбни (фиг. 103), пръстеновидни (фиг. 104), тръбно-пръстеновидни (фиг. 105).

Тръбната (индивидуална) горивна камера се състои от пламъчна тръба и външен корпус, свързани помежду си с чаши за окачване. Пред горивната камера са монтирани горивни инжектори и завихрител за стабилизиране на пламъка. Пламъчната тръба има отвори за подаване на въздух, което предотвратява прегряване на пламъчната тръба. Запалването на гориво-въздушната смес в пламъчните тръби се извършва от специални устройства за запалване, монтирани в отделни камери. Помежду си пламъчните тръби са свързани с разклонителни тръби, които осигуряват запалване на сместа във всички камери.

Пръстеновидната горивна камера е направена под формата на пръстеновидна кухина, образувана от външния и вътрешния корпус на камерата. В предната част на пръстеновидния канал е монтирана пръстеновидна пламъчна тръба, а в носа на пламъчната тръба са монтирани завихрящи устройства и дюзи.

Тръбно-пръстеновидната горивна камера се състои от външен и вътрешен корпус, образуващи пръстеновидно пространство, вътре в което са разположени отделни пламъчни тръби.

За задвижване на TRD компресора се използва газова турбина. В съвременните двигатели газовите турбини са аксиални. Газовите турбини могат да бъдат едностъпални и многостъпални (до шест степени). Основните компоненти на турбината включват дюзови (направляващи) устройства и работни колела, състоящи се от дискове и роторни лопатки, разположени върху техните джанти. Работните колела са закрепени към вала на турбината и образуват заедно с него ротор (фиг. 106). Дюзовите устройства са разположени пред работните остриета на всеки диск. Комбинацията от апарат с фиксирана дюза и диск с работещи лопатки се нарича турбинно стъпало. Лопатките на ротора са закрепени към диска на турбината с ключалка за коледно дърво (фиг. 107).

Изпускателното устройство (фиг. 108) се състои от изпускателна тръба, вътрешен конус, рейка и струйна дюза. В някои случаи, поради разположението на двигателя на самолета, между изпускателната тръба и реактивната дюза е монтирана удължителна тръба. Струйните дюзи могат да бъдат с регулируема и нерегулируема изходна част.

Принцип на действие.За разлика от буталния двигател, работният процес при газотурбинните двигатели не е разделен на отделни цикли, а протича непрекъснато.

Принципът на работа на турбореактивния двигател е следният. По време на полет въздушният поток срещу двигателя преминава през входа на компресора. Във входното устройство въздухът е предварително компресиран и кинетичната енергия на движещия се въздушен поток частично се преобразува в енергия на потенциалното налягане. Въздухът се подлага на по-значителна компресия в компресора. При турбореактивни двигатели с аксиален компресор, с бързо въртене на ротора, лопатките на компресора, подобно на лопатките на вентилатора, задвижват въздуха към горивната камера. В изправителите, монтирани зад работните колела на всяка степен на компресора, поради формата на дифузьор на каналите между лопатките, кинетичната енергия на потока, придобита в колелото, се преобразува в потенциална енергия на налягането.

При двигатели с центробежен компресор въздухът се компресира от центробежна сила. Въздухът, влизащ в компресора, се поема от лопатките на бързо въртящо се работно колело и под действието на центробежна сила се изхвърля от центъра към обиколката на колелото на компресора. Колкото по-бързо се върти работното колело, толкова по-голямо налягане се генерира от компресора.

Благодарение на компресора, турбореактивните двигатели могат да създават тяга, когато работят на място. Ефективността на процеса на компресия на въздуха в компресора

характеризиращ се със степента на повишаване на налягането π до, което е съотношението на налягането на въздуха на изхода на компресора p 2 към налягането на атмосферния въздух p H

Въздухът, компресиран във входа и компресора, след това навлиза в горивната камера, разделяйки се на два потока. Една част от въздуха (първичния въздух), която е 25-35% от общия въздушен поток, се насочва директно към пламъчната тръба, където протича основният горивен процес. Друга част от въздуха (вторичен въздух) обикаля външните кухини на горивната камера, охлаждайки я, а на изхода от камерата се смесва с продуктите на горенето, намалявайки температурата на потока газ-въздух до стойност, определена от топлоустойчивостта на лопатките на турбината. Малка част от вторичния въздух навлиза в зоната на горене през страничните отвори на пламъчната тръба.

По този начин в горивната камера се образува смес гориво-въздух чрез пръскане на гориво през дюзите и смесването му с първичен въздух, изгаряне на сместа и смесване на продуктите от горенето с вторичен въздух. При стартиране на двигателя сместа се запалва от специално устройство за запалване, а при по-нататъшна работа на двигателя гориво-въздушната смес се запалва от вече съществуващия пламък.

Газовият поток, образуван в горивната камера, който има висока температура и налягане, се втурва към турбината през стесняващата се дюза. В каналите на дюзовия апарат скоростта на газа рязко нараства до 450-500 m/s и се извършва частично преобразуване на топлинната (потенциална) енергия в кинетична. Газовете от дюзовия апарат навлизат в лопатките на турбината, където кинетичната енергия на газа се преобразува в механична работа на въртене на турбината. Турбинните лопатки, въртящи се заедно с дисковете, завъртат вала на двигателя и по този начин осигуряват работата на компресора.

В работните лопатки на турбината може да възникне или само процесът на преобразуване на кинетичната енергия на газа в механична работа на въртене на турбината, или по-нататъшно разширяване на газа с увеличаване на неговата скорост. В първия случай газовата турбина се нарича активна, във втория - реактивна. Във втория случай лопатките на турбината, освен активното въздействие на настъпващата газова струя, изпитват и реактивно въздействие поради ускоряването на газовия поток.

Окончателното разширяване на газа става в изхода на двигателя (струйна дюза). Тук налягането на газовия поток намалява, а скоростта се увеличава до 550-650 м/сек (в земни условия).

Така потенциалната енергия на продуктите от горенето в двигателя се преобразува в кинетична енергия по време на процеса на разширение (в турбината и изходната дюза). Част от кинетичната енергия в този случай отива за въртене на турбината, която от своя страна завърта компресора, другата част - за ускоряване на газовия поток (за създаване на реактивна тяга).

Турбовитлови двигатели

Устройство и принцип на действие.За модерни самолети

с голяма товароносимост и обхват на полета са необходими двигатели, които могат да развият необходимата тяга с минимално специфично тегло. На тези изисквания отговарят турбореактивните двигатели. Те обаче са неикономични в сравнение с витлови инсталации при ниски скорости на полет. В тази връзка някои видове въздухоплавателни средства, предназначени за полети при относително ниски скорости и с голям обхват, изискват инсталирането на двигатели, които да комбинират предимствата на турбореактивния двигател с предимствата на витлова инсталация при ниски скорости на полета. Тези двигатели включват турбовитлови двигатели (TVD).

Турбовитлов двигател е газотурбинен авиационен двигател, при който турбината развива повече мощност, отколкото е необходима за завъртане на компресора, и тази излишна мощност се използва за завъртане на перката. Принципна диаграма на TVD е показана на фиг. 109.

Както се вижда от диаграмата, турбовитловият двигател се състои от същите компоненти и агрегати като турбореактивния. Въпреки това, за разлика от турбореактивния двигател, витлото и скоростната кутия са допълнително монтирани на турбовитлов двигател. За да се постигне максимална мощност на двигателя, турбината трябва да развива високи обороти (до 20 000 об / мин). Ако витлото се върти със същата скорост, тогава ефективността на последното ще бъде изключително ниска, тъй като витлото достига максималната си ефективност в проектните режими на полет при 750-1500 об / мин.

За да се намали скоростта на витлото в сравнение със скоростта на газовата турбина, в турбовитловия двигател е монтирана скоростна кутия. При двигатели с висока мощност понякога се използват две противоположно въртящи се витла, като една скоростна кутия осигурява работата на двете витла.

При някои турбовитлови двигатели компресорът се задвижва от една турбина, а перката от друга. Това създава благоприятни условия за регулиране на двигателя.

Тягата в театъра се създава главно от витлото (до 90%) и само в малка степен поради реакцията на газовата струя.

В турбовитловите двигатели се използват многостъпални турбини (броят на етапите е от 2 до 6), което е продиктувано от необходимостта от работа на големи топлинни капки на турбовитлова турбина, отколкото на турбореактивна турбина. В допълнение, използването на многостепенна турбина позволява да се намали нейната скорост и следователно размерите и теглото на скоростната кутия.

Целта на основните елементи на театъра не се различава от целта на същите елементи на турбореактивния двигател. Работният процес на театър също е подобен на този на турбореактивен двигател. Точно както при турбореактивен двигател, въздушният поток, предварително компресиран във входящото устройство, се подлага на основното компресиране в компресора и след това навлиза в горивната камера, в която едновременно се впръсква гориво през инжекторите. Газовете, образувани в резултат на изгарянето на въздушно-горивната смес, имат висока потенциална енергия. Те се втурват в газовата турбина, където, почти напълно разширявайки се, произвеждат работа, която след това се прехвърля към компресора, витлото и задвижванията. Зад турбината налягането на газа е почти равно на атмосферното.

При съвременните турбовитлови двигатели силата на тягата, получена само поради реакцията на газовата струя, изтичаща от двигателя, е 10-20% от общата сила на тягата.

Байпасни турбореактивни двигатели

Желанието да се увеличи ефективността на тягата на турбореактивните двигатели при високи дозвукови скорости на полета доведе до създаването на байпасни турбореактивни двигатели (DTJE).

За разлика от конвенционалния турбореактивен двигател, в газотурбинния двигател газовата турбина задвижва (в допълнение към компресора и редица спомагателни агрегати) компресор с ниско налягане, иначе наричан вентилатор на втория кръг. Вентилаторът на втория кръг на DTRD може да се задвижва и от отделна турбина, разположена зад турбината на компресора. Най-простата схема на DTRD е показана на фиг. 110.

Първата (вътрешна) верига на DTRD е верига на конвенционален турбореактивен двигател. Втората (външна) верига е пръстеновиден канал с вентилатор, разположен в него. Следователно байпасните турбореактивни двигатели понякога се наричат ​​турбовентилатори.

Работата на DTRD е следната. Въздушният поток на двигателя навлиза във въздухозаборника и след това една част от въздуха преминава през компресора за високо налягане на първи контур, другата част - през лопатките на вентилатора (компресор за ниско налягане) на втория контур. Тъй като веригата на първата верига е обичайната верига на турбореактивен двигател, работният процес в тази верига е подобен на работния процес в турбореактивен двигател. Действието на вентилатора на втория кръг е подобно на действието на многолопатен пропелер, въртящ се в пръстеновиден канал.

DTRD може да се използва и на свръхзвукови самолети, но в този случай, за да се увеличи тягата им, е необходимо да се предвиди изгаряне на гориво във втория контур. За бързо увеличаване (усилване) на тягата на DTRD, понякога се изгаря допълнително гориво или във въздушния поток на вторичната верига, или зад турбината на първичната верига.

Когато се изгаря допълнително гориво във вторичната верига, е необходимо да се увеличи площта на неговата струйна дюза, за да се запазят режимите на работа на двете вериги непроменени. Ако това условие не е изпълнено, въздушният поток през вентилатора на втория кръг ще намалее поради повишаване на температурата на газа между вентилатора и струйната дюза на втория кръг. Това ще доведе до намаляване на мощността, необходима за въртене на вентилатора. Тогава, за да се запазят предишните обороти на двигателя, ще е необходимо да се намали температурата на газа пред турбината в първи контур, а това ще доведе до намаляване на тягата в първи контур. Увеличаването на общата тяга ще бъде недостатъчно и в някои случаи общата тяга на форсирания двигател може да бъде по-малка от общата тяга на конвенционален дизелов двигател. В допълнение, увеличаването на тягата е свързано с висок специфичен разход на гориво. Всички тези обстоятелства ограничават приложението на този метод за увеличаване на тягата. Въпреки това, усилването на тягата на DTRD може да се използва широко при свръхзвукови скорости на полет.

Използвана литература: "Основи на авиацията" автори: G.A. Никитин, Е.А. Баканов

През 2006 г. ръководството на Пермския двигателостроителен комплекс и OAO Териториална генерираща компания № 9 (клон Перм) подписаха споразумение за производство и доставка на газотурбинна електроцентрала GTES-16PA на базата на GTE-16PA с PS- Двигател 90EU-16A.

За основните разлики между новия двигател и съществуващия ПС-90АГП-2 помолихме Даниил СУЛИМОВ, заместник-генерален конструктор – главен конструктор на АД „Авиадвигател“.

Основната разлика между инсталацията GTE-16PA и съществуващата GTU-16PER е използването на силова турбина със скорост на въртене 3000 об / мин (вместо 5300 об / мин). Намаляването на скоростта на въртене позволява да се изостави скъпата скоростна кутия и да се повиши надеждността на газовата турбина като цяло.

Спецификации на двигатели GTU-16PER и GTE-16PA (при условия на ISO)

Оптимизиране на основните параметри на силовата турбина

Основните параметри на свободната турбина (ST): диаметър, път на потока, брой етапи, аеродинамична ефективност са оптимизирани за минимизиране на преките оперативни разходи.

Оперативните разходи включват разходите за закупуване на ST и разходите за определен (приемлив за клиента като период на изплащане) период на експлоатация. Изборът на период на изплащане, който е доста видим за клиента (не повече от 3 години), направи възможно реализирането на икономически обоснован дизайн.

Изборът на оптималния вариант на свободна турбина за конкретно приложение като част от GTE-16PA беше направен в системата на двигателя като цяло въз основа на сравнение на преките експлоатационни разходи за всеки вариант.

Използвайки едномерно моделиране на ST, постижимото ниво на аеродинамична ефективност на ST се определя от средния диаметър за дискретно даден брой етапи. Избрана е оптималната проточна част за този вариант. Броят на лопатките, като се вземе предвид значителното им влияние върху цената, беше избран от условието за осигуряване на коефициента на аеродинамично натоварване на Zweifel, равен на единица.

Въз основа на избрания път на потока бяха оценени теглото на SP и производствените разходи. След това опциите на турбината в системата на двигателя бяха сравнени по отношение на преките оперативни разходи.

При избора на броя на етапите за ST се вземат предвид промяната в ефективността, разходите за придобиване и експлоатация (разходи за гориво).

Цената на придобиване се увеличава равномерно с нарастването на себестойността с увеличаване на броя на стъпките. По подобен начин расте и реализираната ефективност - в резултат на намаляване на аеродинамичното натоварване на етапа. Експлоатационните разходи (горивен компонент) спадат с увеличаване на ефективността. Общите разходи обаче имат ясен минимум при четири степени на силовата турбина.

Изчисленията взеха предвид както опита на нашите собствени разработки, така и опита на други компании (внедрени в конкретни проекти), което позволи да се гарантира обективността на оценките.

В окончателния дизайн, чрез увеличаване на натоварването на етап и намаляване на ефективността на ST от максимално постижимата стойност с около 1%, беше възможно да се намалят общите разходи на клиента с почти 20%. Това е постигнато чрез намаляване на себестойността и цената на турбината с 26% спрямо варианта с максимална ефективност.

Аеродинамичен дизайн ST

Високата аеродинамична ефективност на новия ST при достатъчно високо натоварване е постигната чрез използване на опита на АД "Авиадвигател" в разработването на турбини с ниско налягане и силови турбини, както и използването на многоетапни пространствени аеродинамични модели, използващи уравненията на Ойлер (без вискозитет) и Navier-Stokes (като се вземе предвид вискозитетът).

Сравнение на параметрите на силови турбини GTE-16PA и HPP Rolls-Royce

Сравнението на параметрите на ST GTE-16PA и най-модерното семейство TRD на Rolls-Royce TRD (диаграма на Смит) показва, че по отношение на ъгъла на въртене на потока в лопатките (приблизително 1050), новият ST е на ниво на турбините Rolls-Royce. Липсата на строго ограничение на теглото, присъщо на конструкциите на самолетите, направи възможно до известна степен да се намали коефициентът на натоварване dH/U2 чрез увеличаване на диаметъра и периферната скорост. Стойността на изходната скорост (типична за наземните конструкции) направи възможно намаляването на относителната аксиална скорост. Като цяло, потенциалът на проектирания ST да реализира ефективност е на нивото, характерно за етапите на семейството Trent.

Особеността на аеродинамиката на проектирания ST също е да осигури оптимална стойност на ефективността на турбината при частични режими на мощност, които са характерни за работа в базов режим.

При поддържане на скоростта на въртене промяната (намаляването) на натоварването на ST води до увеличаване на ъглите на атака (отклонение на посоката на газовия поток на входа към лопатките от изчислената стойност) на входа към джантите на острието. Появяват се отрицателни ъгли на атака, най-значими в последните степени на турбината.

Дизайнът на редовете ST с висока устойчивост на промени в ъглите на атака се осигурява чрез специално профилиране на редовете с допълнителна проверка на стабилността на аеродинамичните загуби (според 2D/3D аеродинамичните модели на Navier-Stokes) при високи ъгли на входния поток.

В резултат на това аналитичните характеристики на новия ST показаха значителна устойчивост на отрицателни ъгли на атака, както и възможността за използване на ST за задвижване на генератори, които произвеждат ток с честота 60 Hz (със скорост на въртене 3600 rpm) , тоест възможността за увеличаване на скоростта на въртене с 20% без забележима загуба на ефективност. В този случай обаче загубата на ефективност е практически неизбежна при режими на ниска мощност (което води до допълнително увеличаване на отрицателните ъгли на атака).
Характеристики на дизайна на ST
За да се намали консумацията на материали и теглото на ST, бяха използвани доказани авиационни подходи към проектирането на турбината. В резултат на това масата на ротора, въпреки увеличаването на диаметъра и броя на етапите, се оказа равна на масата на ротора на силовата турбина GTU-16PER. Това осигури значително унифициране на трансмисиите, маслената система, системата за налягане на опорите и охладителната система на ST също бяха унифицирани.
Количеството и качеството на въздуха, използван за херметизиране на трансмисионните лагери, е увеличено, включително неговото почистване и охлаждане. Качеството на смазване на трансмисионните лагери също е подобрено чрез използване на филтърни елементи с финост на филтриране до 6 микрона.
За да се повиши експлоатационната привлекателност на новия GTE, е въведена специално разработена система за управление, която позволява на клиента да използва турборазширител (въздух и газ) и хидравличен тип стартиране.
Характеристиките на теглото и размерите на двигателя позволяват използването на серийни проекти на пакетната електроцентрала GTES-16P за неговото поставяне.
Шумо- и топлоизолационният корпус (когато е поставен в капитални помещения) осигурява акустичните характеристики на GTPP на нивото, предвидено от санитарните стандарти.
В момента първият двигател преминава серия от специални тестове. Газогенераторът на двигателя вече е преминал първия етап от еквивалентно-циклични изпитания и е започнал втория етап след ревизия на техническото състояние, която ще приключи през пролетта на 2007 г.

Силовата турбина като част от пълноразмерен двигател премина първия специален тест, по време на който бяха взети 7 характеристики на дросела и други експериментални данни.
Според резултатите от теста беше направено заключение за работоспособността на ST и съответствието му с декларираните параметри.
Освен това, според резултатите от теста, бяха направени някои корекции в дизайна на ST, включително промяна в системата за охлаждане на корпусите, за да се намали отделянето на топлина в помещението на станцията и да се осигури пожарна безопасност, както и да се оптимизира радиалната хлабини за увеличаване на ефективността, регулиране на аксиалната сила.
Следващият тест на силовата турбина е планиран за лятото на 2007 г.

Газова турбина GTE-16PA
в навечерието на специални тестове