به موتورهای هواپیما شامل انواع موتورهای حرارتی مورد استفاده به عنوان پیشران هواپیماهای نوع هوانوردی، یعنی وسایلی که از کیفیت آیرودینامیکی برای حرکت، مانور و غیره در جو استفاده می کنند (هواپیما، هلیکوپتر، موشک های کروز کلاس های "B-B"، "B- 3، "3-B"، "3-3"، سیستم های هوافضا و غیره). این منجر به طیف گسترده ای از موتورهای مورد استفاده - از موتورهای پیستونی گرفته تا موتورهای موشکی می شود.

موتورهای هواپیما (شکل 1) به سه دسته کلی تقسیم می شوند:

• پیستون (PD);
• هوا جت (WFDشامل موتور توربین گاز);
• موشک (RDیا RKD).

دو کلاس آخر مشمول طبقه بندی دقیق تری هستند، به ویژه کلاس WFD.

توسط اصل فشرده سازی هوا WFD ها به دو دسته تقسیم می شوند:

• کمپرسور ، یعنی شامل یک کمپرسور برای فشرده سازی مکانیکی هوا.
• غیر کمپرسور :
  • مستقیم از وسط VRD ( SPVRD) با فشرده سازی هوا فقط از فشار با سرعت بالا.
  • ضربان دار VRD ( PuVRD) با فشرده سازی هوای اضافی در دستگاه های ویژه گاز دینامیکی با عملکرد دوره ای.

کلاس موتور موشک LREهمچنین به نوع کمپرسور موتورهای حرارتی اشاره دارد، زیرا در این موتورها فشرده سازی سیال عامل (سوخت) در حالت مایع در واحدهای توربوپمپ انجام می شود.

موتور موشک سوخت جامد (موتور موشک سوخت جامد) دستگاه خاصی برای فشرده سازی سیال کار ندارد. زمانی انجام می شود که سوخت در فضای نیمه بسته محفظه احتراق که شارژ سوخت در آن قرار دارد شروع به سوزاندن کند.

توسط اصول کارکرد، اصول جراحی، اصول عملکرد چنین تقسیم بندی وجود دارد: PDو PuVRDدر چرخه کار کنید تناوبیاقدامات، در حالی که در WFD, موتور توربین گازو RKDچرخه انجام می شود مداوماقدامات. این به آنها مزایایی از نظر قدرت نسبی، رانش، وزن و غیره می دهد که به ویژه امکان استفاده از آنها را در هوانوردی تعیین می کند.

توسط اصل ایجاد نیروی رانش جت WFD ها به دو دسته تقسیم می شوند:

• موتورهای واکنش مستقیم;
• موتورهای واکنش غیر مستقیم.

موتورهای نوع اول مستقیماً نیروی کشش (تراست P) ایجاد می کنند - همین موتورهای موشکی (RKD), توربوجت بدون پس سوز و با پس سوز ( موتور توربوجتو TRDF), توربوجت دو مداره (موتور توربوفنو TRDDF), مستقیم از وسط مافوق صوت و مافوق صوت ( SPVRDو اسکرام جت), ضربان دار (PuVRD) و متعدد موتورهای ترکیبی.

موتورهای توربین گاز واکنش غیر مستقیم (موتور توربین گازنیرویی را که تولید می کنند به یک پیشرانه ویژه (پروانه، پروفن، روتور هلیکوپتر و غیره) منتقل می کنند که با استفاده از همان اصل تنفس هوا نیروی کششی ایجاد می کند ( توربوپراپ , توربوفن , توربوشفت موتورها - تئاتر عملیات, TVVD, TVGTD). از این نظر، کلاس WFDتمام موتورهایی که نیروی رانش را با استفاده از اصل تنفس هوا ایجاد می کنند را متحد می کند.

بر اساس انواع در نظر گرفته شده موتورهای مدارهای ساده، تعدادی از موتورهای ترکیبی ، اتصال ویژگی ها و مزایای موتورهای انواع مختلف، به عنوان مثال، کلاس ها:

• موتورهای توربو رمجت - TRDP (موتور توربوجتیا موتور توربوفن + SPVRD);
• موشک رمجت - RPD (LREیا موتور موشک سوخت جامد + SPVRDیا اسکرام جت);
• راکت توربین - RTD (TRD + موتور موشک مایع);

و بسیاری از ترکیبات دیگر از موتورهای مدارهای پیچیده تر.

موتورهای پیستونی (PE)

موتور دو ردیفه شعاعی 14 سیلندر پیستونی هوا خنک. فرم کلی

موتور پیستونی (انگلیسی) موتور پیستونی ) -

طبقه بندی موتورهای پیستونیموتورهای پیستونی هوانوردی را می توان بر اساس معیارهای مختلفی طبقه بندی کرد:

• بسته به نوع سوخت مصرفی- برای موتورهای سوخت سبک یا سنگین.
• با توجه به روش تشکیل مخلوط- برای موتورهایی با تشکیل مخلوط خارجی (کاربراتور) و موتورهایی با تشکیل مخلوط داخلی (تزریق مستقیم سوخت به سیلندرها).
• بسته به روش احتراق مخلوط- برای موتورهای با احتراق اجباری و موتورهای با احتراق تراکمی.
• بسته به تعداد چرخه ها- برای موتورهای دو زمانه و چهار زمانه.
• بسته به روش خنک کننده- برای موتورهای مایع و هوا خنک.
• بر اساس تعداد سیلندرها- برای موتورهای چهار سیلندر، پنج سیلندر، دوازده سیلندر و غیره.
• بسته به محل قرارگیری سیلندرها- در خط (با استوانه های چیده شده در یک ردیف) و ستاره ای شکل (با استوانه هایی که به صورت دایره ای چیده شده اند).

موتورهای خطی به نوبه خود به موتورهای تک ردیفی، دو ردیفه V شکل، سه ردیفه W شکل، چهار ردیفه H شکل یا X شکل تقسیم می شوند. موتورهای ستاره ای نیز به دو ردیف، دو ردیفه و چند ردیفه تقسیم می شوند.

• با ماهیت تغییر قدرت بسته به تغییر ارتفاع- در ارتفاعات بالا، یعنی. موتورهایی که با افزایش ارتفاع هواپیما قدرت خود را حفظ می کنند و موتورهایی در ارتفاع پایین که با افزایش ارتفاع پرواز قدرت آنها کاهش می یابد.
• طبق روش محرک پروانه- برای موتورهایی با محرک مستقیم به موتورهای پروانه و دنده.

موتورهای پیستونی هواپیماهای مدرن، موتورهای شعاعی و چهار زمانه هستند که با بنزین کار می کنند. سیلندرهای موتورهای پیستونی معمولاً توسط هوا خنک می شوند. قبلا از موتورهای پیستونی و سیلندرهای آب خنک در هوانوردی استفاده می شد.

احتراق سوخت در موتور پیستونی در سیلندرها انجام می شود ، در حالی که انرژی حرارتی به انرژی مکانیکی تبدیل می شود ، زیرا تحت تأثیر فشار گازهای حاصل ، پیستون به جلو حرکت می کند. حرکت انتقالی پیستون به نوبه خود به حرکت چرخشی میل لنگ موتور از طریق شاتون تبدیل می شود که حلقه اتصال بین سیلندر با پیستون و میل لنگ است.

موتورهای توربین گازی (GTE)

موتور توربین گاز - یک موتور حرارتی که برای تبدیل انرژی احتراق سوخت به انرژی جنبشی جریان جت و (یا) به کار مکانیکی روی شفت موتور طراحی شده است که عناصر اصلی آن یک کمپرسور، یک محفظه احتراق و یک توربین گاز است.

موتورهای تک شفت و چند شفت

ساده ترین موتور توربین گازی تنها دارای یک توربین است که کمپرسور را به حرکت در می آورد و در عین حال منبع انرژی مفید است. این محدودیت هایی را بر حالت های کارکرد موتور اعمال می کند.

گاهی اوقات موتور چند شفت است. در این حالت چندین توربین به صورت سری وجود دارد که هر کدام شفت خود را به حرکت در می آورد. توربین پرفشار (اولین توربین بعد از محفظه احتراق) همیشه کمپرسور موتور را به حرکت در می آورد و توربین های بعدی می توانند هم یک بار خارجی (پروانه های هلیکوپتر یا کشتی، ژنراتورهای الکتریکی قدرتمند و غیره) و هم کمپرسورهای اضافی خود موتور را هدایت کنند. روبروی اصلی

مزیت موتور چند شفت این است که هر توربین با سرعت و بار بهینه کار می کند. با یک بار رانده شده از محور موتور تک شفت، شتاب موتور، یعنی توانایی چرخش سریع به سمت بالا، بسیار ضعیف خواهد بود، زیرا توربین برای تامین مقدار زیادی از موتور نیاز به تامین نیرو دارد. هوا (قدرت با مقدار هوا محدود می شود) و برای تسریع بار. با طراحی دو شفت، یک روتور پرفشار سبک وزن به سرعت وارد کار می شود و موتور را با هوا و توربین کم فشار را با مقدار زیادی گاز برای شتاب فراهم می کند. همچنین هنگام راه اندازی تنها روتور فشار قوی می توان از یک استارت با قدرت کمتر برای شتاب گیری استفاده کرد.

موتور توربوجت (TRJ)

موتور توربوجت (انگلیسی) موتور توربوجت ) یک موتور حرارتی است که از توربین گاز استفاده می کند و نیروی رانش جت زمانی ایجاد می شود که محصولات احتراق از نازل جت خارج می شوند. بخشی از کار توربین صرف فشرده سازی و گرم کردن هوا (در کمپرسور) می شود.

نمودار موتور توربوجت:
1. دستگاه ورودی.
2. کمپرسور محوری;
3. محفظه احتراق;
4. پره های توربین.
5. نازل.

در یک موتور توربوجت، فشرده سازی سیال عامل در ورودی محفظه احتراق و سرعت جریان هوای بالا از طریق موتور به دلیل عملکرد ترکیبی جریان هوای ورودی و کمپرسور واقع در مسیر موتور توربوجت بلافاصله پس از موتور حاصل می شود. دستگاه ورودی، روبروی محفظه احتراق. کمپرسور توسط یک توربین نصب شده بر روی همان شفت هدایت می شود و روی همان سیال کار می کند و در محفظه احتراق گرم می شود و جریان جت از آن تشکیل می شود. در دستگاه ورودی به دلیل ترمز شدن جریان هوا فشار استاتیک هوا افزایش می یابد. در کمپرسور به دلیل کارهای مکانیکی که کمپرسور انجام می دهد، فشار کل هوا افزایش می یابد.

نرخ افزایش فشاردر کمپرسور یکی از مهمترین پارامترهای یک موتور توربوجت است، زیرا راندمان موثر موتور به آن بستگی دارد. اگر برای اولین موتورهای توربوجت این رقم 3 بود، برای موتورهای مدرن به 40 می رسد. برای افزایش پایداری دینامیکی گاز کمپرسورها، آنها در دو مرحله ساخته می شوند. هر یک از آبشارها با سرعت چرخش خاص خود عمل می کنند و توسط توربین خود رانده می شوند. در این حالت، شفت مرحله 1 کمپرسور (کم فشار) که توسط آخرین (کمترین سرعت) توربین چرخانده شده است، از داخل شفت توخالی کمپرسور مرحله دوم (فشار بالا) عبور می کند. به آبشارهای موتور روتورهای کم فشار و فشار قوی نیز می گویند.

محفظه احتراق اکثر موتورهای توربوجت حلقه ای شکل است و شفت توربین کمپرسور از داخل حلقه محفظه عبور می کند. هنگامی که هوا وارد محفظه احتراق می شود، به 3 جریان تقسیم می شود:

• هوای اولیه- از دهانه های جلویی در محفظه احتراق وارد می شود، در جلوی انژکتورها ترمز می شود و در تشکیل مخلوط سوخت و هوا نقش مستقیم دارد. به طور مستقیم در احتراق سوخت دخالت دارد. مخلوط سوخت و هوا در منطقه احتراق سوخت در موتور جت از نظر ترکیب به استوکیومتری نزدیک است.
• هوای ثانویه- از دهانه های جانبی در قسمت میانی دیواره های محفظه احتراق وارد می شود و با ایجاد جریان هوا با دمای بسیار کمتر نسبت به منطقه احتراق، خنک سازی آنها را انجام می دهد.
• هوای سوم- از طریق کانال های هوای ویژه در قسمت خروجی دیواره های محفظه احتراق وارد می شود و برای یکسان سازی میدان دمای سیال کار در جلوی توربین عمل می کند.

مخلوط گاز و هوا منبسط می شود و بخشی از انرژی آن در توربین از طریق پره های روتور به انرژی مکانیکی چرخش شفت اصلی تبدیل می شود. این انرژی قبل از هر چیز صرف عملکرد کمپرسور می شود و همچنین برای به حرکت درآوردن واحدهای موتور (پمپ های تقویت کننده سوخت، پمپ های روغن و غیره) و به حرکت درآوردن ژنراتورهای الکتریکی که انرژی سیستم های مختلف روی برد را تامین می کنند، استفاده می شود.

بخش اصلی انرژی مخلوط گاز و هوا در حال انبساط برای تسریع جریان گاز در نازل استفاده می شود که از آن خارج می شود و نیروی رانش جت ایجاد می کند.

هر چه دمای احتراق بالاتر باشد، راندمان موتور بالاتر است. برای جلوگیری از تخریب قطعات موتور از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت مجهز به سیستم های خنک کننده و پوشش های سد حرارتی استفاده می شود.

موتور توربوجت با پس سوز (TRDF)

موتور توربوجت با پس سوز - اصلاح موتور توربوجت که عمدتاً در هواپیماهای مافوق صوت استفاده می شود. تفاوت آن با موتور توربوجت به دلیل وجود یک محفظه پس سوز بین توربین و نازل جت است. مقدار اضافی سوخت از طریق نازل های مخصوص به این محفظه می رسد که سوزانده می شود. فرآیند احتراق با استفاده از یک دستگاه جلویی سازماندهی و تثبیت می شود که اختلاط سوخت تبخیر شده و جریان اصلی را تضمین می کند. افزایش دمای مربوط به گرمای ورودی در پس سوز، انرژی موجود محصولات احتراق و در نتیجه سرعت خروج اگزوز از نازل جت را افزایش می دهد. بر این اساس، رانش جت (پس سوز) نیز تا 50 درصد افزایش می یابد، اما مصرف سوخت به شدت افزایش می یابد. موتورهای پس سوز به دلیل راندمان پایین معمولاً در هوانوردی تجاری استفاده نمی شوند.

موتور توربوجت دو مداره (موتور توربوجت)

اولین کسی که مفهوم موتور توربوفن را در صنعت موتور هواپیماهای داخلی مطرح کرد A. M. Lyulka بود (بر اساس تحقیقات انجام شده از سال 1937، A. M. Lyulka درخواستی برای اختراع موتور توربوجت بای پس ارائه کرد. گواهی نویسنده در 22 آوریل اعطا شد. 1941.)

می توان گفت که از دهه 1960 تا به امروز، در صنعت موتور هواپیما، عصر موتورهای توربوفن وجود داشته است. موتورهای توربوفن در انواع مختلف رایج‌ترین کلاس موتورهای جت مورد استفاده در هواپیما هستند، از جنگنده‌های رهگیر پرسرعت با توربوفن‌های با نسبت بای پس پایین تا هواپیماهای حمل‌ونقل تجاری و نظامی غول‌پیکر با توربوفن‌های با نسبت بای پس بالا.

نمودار موتور بای پس توربوجت:
1. کمپرسور فشار کم;
2. کانتور داخلی.
3. جریان خروجی مدار داخلی.
4. جریان خروجی حلقه خارجی.

مبانی موتورهای توربوجت دو مداره اصل اتصال یک جرم اضافی هوا به موتور توربوجت با عبور از مدار خارجی موتور است که امکان دستیابی به موتورهایی با راندمان پروازی بالاتر را در مقایسه با موتورهای توربوجت معمولی فراهم می کند.

هوا پس از عبور از دستگاه ورودی وارد کمپرسور کم فشاری به نام فن می شود. پس از فن، هوا به 2 جریان تقسیم می شود. بخشی از هوا وارد مدار خارجی می شود و با دور زدن محفظه احتراق، یک جریان جت در نازل تشکیل می دهد. قسمت دیگر هوا از مدار داخلی عبور می کند که کاملاً مشابه موتور توربوجت مورد بحث در بالا است، با این تفاوت که آخرین مراحل توربین در موتور توربوفن فن را به حرکت در می آورد.

یکی از مهمترین پارامترهای موتور توربوفن نسبت بای پس (m) است، یعنی نسبت جریان هوا از حلقه خارجی به جریان هوا در حلقه داخلی. (m = G 2 / G 1، که در آن G 1 و G 2 به ترتیب جریان هوا از طریق مدارهای داخلی و خارجی هستند.)

هنگامی که نسبت بای پس کمتر از 4 (متر<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4- نهرها به طور جداگانه منتشر می شوند، زیرا اختلاط به دلیل اختلاف فشار و سرعت بسیار دشوار است.

موتور توربوفن شامل اصل افزایش راندمان پرواز موتور با کاهش اختلاف سرعت جریان سیال کاری خارج از نازل و سرعت پرواز است. کاهش رانش که باعث کاهش این اختلاف سرعت خواهد شد با افزایش جریان هوا در موتور جبران می شود. نتیجه افزایش جریان هوا از طریق موتور افزایش سطح مقطع جلویی دستگاه ورودی موتور است که منجر به افزایش قطر ورودی موتور می شود که منجر به افزایش درگ آن می شود. و جرم. به عبارت دیگر، هر چه نسبت بای پس بیشتر باشد، قطر موتور بزرگتر می شود و همه چیزهای دیگر برابر هستند.

تمام موتورهای توربوفن را می توان به 2 گروه تقسیم کرد:

• با اختلاط جریان های پشت توربین؛
• بدون مخلوط کردن

در موتور توربوفن با میکس جریان ( موتور توربوفن) جریان هوا از مدارهای خارجی و داخلی وارد یک محفظه اختلاط واحد می شود. در محفظه اختلاط، این جریان ها مخلوط شده و موتور را از طریق یک نازل با یک دمای واحد خارج می کنند. موتورهای توربوفن کارآمدتر هستند، اما وجود محفظه اختلاط منجر به افزایش حجم و وزن موتور می شود.

موتورهای توربوفن مانند موتورهای توربوجت می توانند به نازل های قابل تنظیم و پس سوز مجهز شوند. به عنوان یک قاعده، این یک موتور توربوفن با نسبت بای پس کم برای هواپیماهای نظامی مافوق صوت است.

موتور توربوفن نظامی EJ200 (m=0.4)

موتور توربوجت دو مدار با پس سوز (TRDDF)

موتور توربوجت دو مداره با پس سوز - اصلاح موتور توربوفن. با وجود یک محفظه پس سوز متمایز می شود. استفاده گسترده یافت.

محصولات احتراق که از توربین خارج می شوند با هوای خروجی از مدار خارجی مخلوط می شوند و سپس گرما به جریان عمومی در پس سوز اضافه می شود که بر اساس همان اصل عمل می کند. TRDF. محصولات احتراق در این موتور از یک نازل جت معمولی خارج می شوند. چنین موتوری نامیده می شود موتور دو مداره با پس سوز معمولی.

TRDDF با بردار رانش قابل انحراف (OVT).

کنترل بردار رانش (TCV) / انحراف بردار رانش (VTD)

نازل‌های چرخشی ویژه، در برخی از موتورهای توربوفن (F)، اجازه می‌دهند که جریان سیال کاری که از نازل خارج می‌شود، نسبت به محور موتور منحرف شود. OVT به دلیل کار اضافی مورد نیاز برای چرخش جریان منجر به تلفات اضافی در نیروی رانش موتور می شود و کنترل هواپیما را پیچیده می کند. اما این کاستی ها با افزایش قابل توجه قدرت مانور و کاهش سرعت برخاست و فرود هواپیما تا برخاست و فرود عمودی به طور کامل جبران می شود. OVT منحصراً در هوانوردی نظامی استفاده می شود.

موتور توربوفن/توربوفن با نسبت بای پس بالا

نمودار موتور توربوفن:
1. فن
2. فیرینگ محافظ;
3. توربوشارژر;
4. جریان خروجی مدار داخلی.
5. جریان خروجی حلقه خارجی.

موتور توربوفن (انگلیسی) موتور توربوفن ) یک موتور توربوفن با نسبت بای پس بالا (m>2) است. در اینجا کمپرسور کم فشار به فن تبدیل می شود که با کمپرسور دارای مراحل کمتر و قطر بیشتر است و جت گرم عملا با سرد مخلوط نمی شود.

این نوع موتور از یک فن تک مرحله ای با قطر بزرگ استفاده می کند تا جریان هوای بالایی را در موتور در تمام سرعت های پرواز از جمله سرعت های پایین در هنگام برخاستن و فرود ایجاد کند. به دلیل قطر زیاد فن، نازل مدار خارجی چنین موتورهای توربوفن بسیار سنگین می شود و اغلب با دستگاه های صاف کننده (پره های ثابت که جریان هوا را در جهت محوری می چرخانند) کوتاه می شود. بر این اساس اکثر موتورهای توربوفن با ضریب بای پس بالا هستند بدون اختلاط جریان ها.

دستگاه کانتور داخلیچنین موتورهایی شبیه موتورهای توربوجت هستند که آخرین مراحل توربین آن فن را به حرکت در می آورد.

کانتور خارجیچنین موتور توربوفن معمولاً یک فن تک مرحله ای با قطر زیاد است که در پشت آن یک دستگاه صاف کننده ساخته شده از پره های ثابت وجود دارد که جریان هوا را در پشت فن تسریع می کند و آن را می چرخاند و به جهت محوری منتهی می شود. کانتور بیرونی با یک نازل به پایان می رسد.

با توجه به اینکه فن چنین موتورهایی معمولاً دارای قطر زیادی است و درجه افزایش فشار هوا در فن زیاد نیست ، نازل مدار خارجی چنین موتورهایی کاملاً کوتاه است. فاصله ورودی موتور تا خروجی نازل کانتور بیرونی می تواند به طور قابل توجهی کمتر از فاصله ورودی موتور تا خروجی نازل کانتور داخلی باشد. به همین دلیل، اغلب نازل مدار بیرونی را با یک فن فیرینگ اشتباه می گیرند.

موتورهای توربوفن با نسبت بای پس بالا دارای طراحی دو یا سه شفت هستند.

مزایا و معایب.

مزیت اصلی چنین موتورهایی راندمان بالای آنهاست.

معایب - وزن و ابعاد بزرگ. به خصوص قطر زیاد فن که منجر به مقاومت قابل توجه هوا در هنگام پرواز می شود.

دامنه کاربرد چنین موتورهایی هواپیماهای تجاری با مسافت طولانی و متوسط، هواپیماهای حمل و نقل نظامی است.

موتور توربوفن (TVVD)

موتور توربوفن (انگلیسی) موتور توربوپراپن ) -

ارسال کار خوب خود در پایگاه دانش ساده است. از فرم زیر استفاده کنید

دانشجویان، دانشجویان تحصیلات تکمیلی، دانشمندان جوانی که از دانش پایه در تحصیل و کار خود استفاده می کنند از شما بسیار سپاسگزار خواهند بود.

نوشته شده در http://www.allbest.ru/

وزارت آموزش و پرورش و علوم فدراسیون روسیه

آژانس فدرال آموزش

دانشگاه هوافضای دولتی سامارا

به نام آکادمیسین S.P. ملکه

گروه تئوری موتور هواپیما

کار دوره

درس: تئوری و محاسبه ماشین های تیغه ای

طراحی توربین محوریهواپیماییموتورJT9 دی20

سامارا 2008

ورزش

محاسبه طراحی پارامترهای اصلی یک توربوشارژر فشار بالا و ساخت بخش نصف النهاری از یک توربین فشار قوی توربوفن JT9D-70A، انجام یک محاسبه ترمودینامیکی توربین، یک محاسبه سینماتیکی مرحله دوم توربین و تیغه پروانه را در سه بخش هاب، میانی و جانبی نمایان کنید.

پارامترهای اولیه توربین از محاسبات ترمودینامیکی موتور در حالت برخاستن (H P = 0 و M P = 0) شناخته شده است.

جدول 1. - داده های اولیه برای طراحی توربین

توربین فشار قوی
پارامتر	مقدار عددی	بعد، ابعاد، اندازه
T*TND = T*T
R*TND = R*T

انشا

کار دوره ای در مورد طراحی ترموگازدینامیک توربین محوری JT9D20.

یادداشت توضیحی: 32 صفحه، 1 شکل، 2 جدول، 3 پیوست، 4 منبع.

توربین، کمپرسور، تغییر جریان، پروانه، دستگاه نازل، مرحله، زاویه خروجی جریان، زاویه موثر، زاویه نصب پروفیل، گام توری، عرض توری

در این دوره، ابعاد قطری یک توربین فشار قوی محاسبه شد، مقطع نصف النهاری قسمت جریان ساخته شد، محاسبه سینماتیکی مرحله در قطر متوسط ​​انجام شد و پارامترهای ارتفاع پره محاسبه شد. با قانون چرخش b = const با ساخت مثلث های سرعت در ورودی و خروجی روتور در سه بخش (آستین، محیطی و مقطع در قطر میانی). پروفیل تیغه پروانه مرحله دوم محاسبه می شود و به دنبال آن کانتور پروفیل در شبکه در سه بخش ساخته می شود.

افسانه

D - قطر، متر؛

قطر بوش نسبی؛

h - ارتفاع تیغه، متر؛

F - سطح مقطع، متر مربع؛

G - جریان جرمی گاز (هوا)، کیلوگرم در ثانیه؛

H - ارتفاع پرواز، کیلومتر؛ فشار کمپرسور، kJ/kg؛

i - آنتالپی خاص، kJ/kg؛

k - شاخص ایزنتروپیک؛

l - طول، متر؛

M - عدد ماخ؛

n - سرعت چرخش، 1/min.

P - فشار، کیلو پاسکال؛

کاهش سرعت؛

s - سرعت جریان، m/s؛

q()، ()، () - توابع گاز دینامیکی از;

R - ثابت گاز، kJ/kgdeg.

L * k(t) - کار خاص کمپرسور (توربین)؛

k(t) - راندمان کمپرسور (توربین)؛

S - عرض محوری تاج، متر؛

T - دما، K؛

منبع اختصاص یافته، h;

V - سرعت پرواز، متر بر ثانیه؛

z - تعداد مراحل؛

k، t - درجه افزایش (کاهش) فشار کل؛

ضریب بازیابی فشار کل هوا (گاز) در عناصر موتور؛ تنش های کششی، مگاپاسکال؛

ضریب تغییر نرخ جریان جرمی؛

U - سرعت محیطی، متر بر ثانیه؛

Y t * =U t av /C * t s - پارامتر بار توربین.

اندازه شکاف، متر؛

U 2 t av h t out /D av out - پارامتر تنش در پره های توربین، m 2 /s 2.

K tk، K tv - پارامترهای هماهنگی ژنراتور گاز، توربوفن.

شاخص ها

الف - جزء محوری؛

ج - مقطع هوا در ورودی کمپرسور

دریچه - پنکه

vzl - برخاستن؛

VT - بخش بوش؛

د - سطح مقطع گازها در خروجی توربین

k - مقطع کمپرسور در خروجی کمپرسور

kr - انتقادی

ks - محفظه احتراق

n - مقطع جریان دست نخورده

na - پره راهنما؛

اخل - خنک کننده؛

n - پارامتر پرواز، قطر محیطی؛

pr - پارامترهای داده شده؛

ps - مرحله نگهدارنده

s - پارامترهای ایزنتروپیک؛

ج - مقطع دوم در خروجی نازل

av - پارامتر میانگین؛

st - پارامتر مرحله؛

t - مقطع توربین سوخت در ورودی توربین

h - ساعتی

* - پارامترهای ترمز.

اختصارات

HP - فشار بالا؛

LP - فشار کم؛

VNA - پره راهنمای ورودی؛

GDF - توابع دینامیکی گاز

GTE - موتور توربین گاز

بهره وری - ضریب کارایی;

NA - پره راهنما؛

RK - پروانه؛

CA - دستگاه نازل توربین؛

SAU - شرایط جوی استاندارد

موتور توربوفن یک موتور توربوجت دو مداره است.

معرفی

1. محاسبه طراحی پارامترهای اصلی یک توربین فشار قوی

1.1 محاسبه پارامترهای هندسی و عملکردی توربین فشار قوی

1.2 ساخت بخش نصف النهار بخش جریان توربین فشار قوی

2. محاسبه دینامیک گاز یک توربین فشار بالا

2.1 توزیع اتلاف حرارت در بین مراحل

2.2 محاسبه یک پله بر اساس قطر متوسط

2.3 محاسبه عملکرد موثر مرحله با در نظر گرفتن تلفات ناشی از اصطکاک دیسک و در فاصله شعاعی

2.4 محاسبه پارامترهای جریان در شعاع های مختلف

نتیجه

فهرست منابع استفاده شده

معرفی

این کار شامل یک نسخه ساده شده از محاسبه دینامیک گاز یک توربین محوری است که در آن جستجوی متغیر برای پارامترهای بهینه (سازش) با توصیه های آماری قابل اعتماد به دست آمده با سیستماتیک کردن مواد در محاسبه توربین های موتورهای توربین گاز مدرن جایگزین می شود. طراحی با توجه به پارامترهای اولیه به دست آمده در محاسبه ترموگازدینامیک موتور انجام می شود.

هدف از طراحی یک توربین هواپیمای محوری، تعیین پارامترهای هندسی، سینماتیکی و ترمودینامیکی اولیه به طور کلی و مراحل جداگانه آن است که مقادیر محاسبه‌شده پارامترهای خاص و کلی موتور را ارائه می‌کند. در این راستا، وظایف طراحی شامل: انتخاب پارامترهای هندسی اصلی توربین طراحی شده برای پارامترهای داده شده سیال کار، با در نظر گرفتن هدف مورد نظر موتور توربین گاز. توزیع افت حرارت در طول مراحل، محاسبه پارامترهای جریان در شکاف بین مراحل. محاسبه پارامترهای جریان در عناصر قسمت جریان مرحله دوم توربین در قطر متوسط. انتخاب قانون چرخش و محاسبه تغییرات پارامترهای جریان در امتداد شعاع (ارتفاع تیغه) مرحله طراحی شده. انجام پروفیل تیغه های کاری مرحله طراحی شده.

1. محاسبه طراحی پارامترهای اصلی یک توربین پرسرعت

فشار

1.1 محاسبه پارامترهای هندسی و عملیاتی توربین های HP

پارامترهای هندسی توربین که باید تعیین شوند در شکل 1 نشان داده شده است.

شکل 1. - مدل هندسی یک توربین محوری

1. مقدار نسبت D av /h 2 (h 2 ارتفاع پره های کار در خروجی توربین HP است) با استفاده از فرمول تعیین می شود.

که e t پارامتر تنش است که مقدار آن معمولاً در محدوده (13…18) 10 3 m 2 /s 2 است.

ما e t = 15 10 3 m 2 / s 2 را می پذیریم. سپس:

برای به دست آوردن راندمان بالا، مطلوب است. بنابراین، یک مقدار جدید انتخاب می شود. سپس،

2. با توجه به مقدار سرعت محوری گاز در ورودی توربین (C 0 = 150 m/s)، سرعت محوری کاهش یافته را تعیین کنید (l 0 = 0.20...0.25)

ناحیه حلقوی در ورودی SA توربین HP:

3. مساحت حلقوی در خروجی توربین را محاسبه کنید. برای انجام این کار، مقدار مولفه سرعت محوری در خروجی توربین به طور اولیه برآورد شده است. ما فرض می کنیم که / = 1.5; . سپس

4. بر اساس مقدار انتخاب شده، ارتفاع تیغه کار در خروجی توربین فشار قوی تعیین می شود:

5. قطر متوسط ​​در خروجی توربین HP

6. قطر محیطی در خروجی از شیر:

7. قطر بوش در خروجی شیر:

8. شکل قسمت جریان به شکل زیر است:

ارتفاع پره نازل در ورودی توربین به صورت زیر تخمین زده می شود:

9. قطر محیطی دستگاه نازل در ورودی به توربین فشار قوی:

10. قطر بوش در ورودی به توربین HP:

11. سرعت روتور توربین فشار بالا:

1.2 ساخت بخش نصف النهار جریانقطعات

توربین های HP

وجود یک شکل نصف النهاری قسمت جریان برای تعیین قطرهای مشخصه ضروری استدی در هر بخش کنترلی از مرحله، و نه فقط در بخش های "0" و "2". این قطرها به عنوان مبنایی برای محاسبه پارامترهای جریان در شعاع های مختلف مسیر جریان و همچنین طراحی پروفیل های بخش های کنترل ایرفویل تیغه عمل می کنند.

1. عرض لبه نازل مرحله اول:

ما kCA = 0.06 می گیریم

2. عرض تاج پروانه مرحله اول:

ما kRK = 0.045 را می پذیریم

3. عرض لبه نازل مرحله دوم:

4. عرض تاج پروانه مرحله دوم:

5. فاصله محوری بین دستگاه نازل و پروانه معمولاً از نسبت تعیین می شود:

فاصله محوری بین دستگاه نازل و پروانه مرحله اول:

6. فاصله محوری بین پروانه مرحله اول و دستگاه نازل مرحله دوم:

7. فاصله محوری بین دستگاه نازل و پروانه مرحله دوم:

8. فاصله شعاعی بین انتهای پرهای تیغه و بدنه معمولاً در محدوده 0.8...1.5 میلی متر گرفته می شود. در مورد ما می پذیریم:

2 . جی محاسبه توربین آزودینامیک VD

2.1 توزیعانتقال حرارت به صورت پلکانی

پارامترهای ترمودینامیکی سیال عامل در ورودی وترک مراحل

1. میانگین افت حرارت در هر مرحله را بیابید

.

افت حرارت آخرین مرحله برابر است با:

ما می پذیریم:

کیلوژول بر کیلوگرم

سپس: کیلوژول بر کیلوگرم

2. تعیین درجه واکنش (برای مرحله دوم)

متر

; ; .

3. اجازه دهید پارامترهای حالت ترمودینامیکی گاز در ورودی مرحله دوم را تعیین کنیم

; ;

; ; .

4. اجازه دهید مقدار کار ایزنتروپیک را در مرحله ای که گاز تا فشار منبسط می شود محاسبه کنیم.

ما می پذیریم:

.

5. اجازه دهید پارامترهای حالت ترمودینامیکی گاز را در خروجی از مرحله تحت شرایط انبساط ایزنتروپیک از فشار به:

; .

6. درجه کاهش گاز را در مرحله محاسبه می کنیم:

.

7. اجازه دهید فشار کل در ورودی به مرحله را تعیین کنیم:

,

8. زاویه خروج جریان از RC را می پذیریم.

9. توابع دینامیک گاز در خروجی مرحله

; .

10. فشار استاتیک پشت صحنه

.

11. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی مرحله تحت شرایط انبساط ایزنتروپیک از فشار به

; .

12. میزان کار ایزنتروپیک در یک مرحله در حین انبساط گاز از فشار به

.

2.2 محاسبه مرحله بر اساس میانگین در قطر در

پارامترهای جریان در پشت دستگاه نازل

1. اجازه دهید سرعت ایزنتروپیک خروج گاز از SA را تعیین کنیم:

.

2. اجازه دهید سرعت جریان ایزنتروپیک کاهش یافته را در خروجی SA تعیین کنیم:

;

3. ما ضریب سرعت SA را می پذیریم:

.

4. توابع دینامیک گاز جریان در خروجی از SA:

; .

5. اجازه دهید ضریب بازیابی فشار کل را از جدول تعیین کنیم:

.

6. زاویه خروج جریان از تیغه های نازل:

;

جایی که.

7. زاویه انحراف جریان در برش مایل SA:

.

8. زاویه موثر در خروجی از آرایه نازل

.

9. با توجه به نمودار، زاویه نصب پروفیل را در توری پیدا می کنیم.

ما می پذیریم: ؛

;

.

10. آکورد پروفیل تیغه CA

.

11. مقدار گام نسبی بهینه از نمودار بسته به و:

12. گام بهینه آرایه SA در تقریب اول

.

13. تعداد بهینه تیغه SA

.

ما می پذیریم.

14. مقدار نهایی گام بهینه تیغه های SA

.

15. اندازه گلو کانال SA

.

16. پارامترهای حالت ترمودینامیکی گاز در خروجی SA تحت شرایط انبساط ایزنتروپیک در آرایه نازل

; .

17. فشار استاتیک در شکاف بین SA و RK

.

18. سرعت واقعی گاز در خروجی SA

.

19. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی SA

;

; .

20. چگالی گاز در خروجی SA

.

21. مولفه های محوری و محیطی سرعت جریان مطلق در خروجی SA

;

.

22. جزء محیطی سرعت جریان نسبی در ورودی جمهوری قزاقستان

.

23. زاویه ورود جریان به RK در حرکت نسبی

.

24. سرعت جریان نسبی در ورودی به سیستم تامین آب

.

25. پارامترهای ترمودینامیکی گاز در ورودی به جمهوری قزاقستان

;

; .

26. کاهش سرعت جریان در حرکت نسبی

.

27. فشار کل در حرکت نسبی هوا

.

پارامترهای جریان در خروجی RC

28. پارامترهای جریان ترمودینامیکی

;

;.

29. سرعت جریان ایزوآنتروپیک در حرکت نسبی

.

30. کاهش سرعت جریان ایزنتروپیک در حرکت نسبی:

.

قبول داریم چون حرکت نسبی حرکت ایزوله انرژی است.

31. کاهش سرعت جریان در حرکت نسبی

بپذیریم:

,

سپس:

; .

32. با استفاده از نمودار، ضریب بازیابی فشار کل را تعیین می کنیم:

.

33. زاویه خروج جریان از RC در حرکت نسبی (15 درجه<в 2 <45є)

بیایید محاسبه کنیم:

;

.

34. با استفاده از جدول، زاویه انحراف جریان را در قسمت مایل تیغه های کار تعیین می کنیم:

.

35. زاویه موثر در خروجی از ROK

.

36. با استفاده از جدول، زاویه نصب پروفیل را در تیغه کار تعیین می کنیم:

بیایید محاسبه کنیم:;

.

37. آکورد پروفیل تیغه RK

.

38. مقدار گام نسبی بهینه گریتینگ RK از جداول تعیین می شود:

.

39. گام نسبی شبکه RK در یک تقریب اول

.

40. تعداد بهینه پره های روتور

.

ما می پذیریم.

41. مقدار نهایی گام بهینه تیغه های RK

.

42. اندازه گلو کانال تیغه کار

.

43. سرعت نسبی در خروج از جمهوری قزاقستان

44. آنتالپی و دمای گاز در خروجی از محفظه چرخش

; .

45. تراکم گاز در خروجی از جمهوری قزاقستان

46. ​​مولفه های محوری و محیطی سرعت نسبی در خروجی از RC

;

.

47. جزء محیطی سرعت جریان مطلق در پشت جمهوری قزاقستان

48. سرعت گاز مطلق در پشت جمهوری قزاقستان

.

49. زاویه خروج جریان از RC در حرکت مطلق

50. کل آنتالپی گاز در پشت جمهوری قزاقستان

.

2.3 محاسبه عملکرد موثر مرحله با در نظر گرفتن تلفات اصطکاک

دیسک و در فاصله شعاعی

برای تعیین عملکرد مؤثر یک مرحله، لازم است تلفات انرژی مربوط به نشت سیال کار به شکاف شعاعی و اصطکاک دیسک مرحله با گاز را در نظر گرفت. برای این کار تعریف می کنیم:

51. کار خاص گاز بر روی پره های روتور

52. تلفات نشتی که به ویژگی های طراحی صحنه بستگی دارد.

در طراحی موتورهای توربین گازی مدرن، برای کاهش نشتی، معمولاً از بانداژ با مهر و موم لابیرنت روی پروانه ها استفاده می شود. نشت از طریق چنین مهر و موم با استفاده از فرمول محاسبه می شود:

ما ضریب مصرف مهر و موم لابیرنت را می پذیریم:

مساحت شکاف از عبارت زیر تعیین می شود:

برای تعیین فشار ابتدا، سرعت جریان کاهش یافته ایزنتروپیک در خروجی به RC در قطر محیطی و تابع گاز دینامیکی مربوطه یافت می شود:

; .

فشار محیطی

نسبت فشار مهر و موم

ما تعداد گوش ماهی را می پذیریم:

تلفات ناشی از نشت

53. اتلاف انرژی در اثر اصطکاک دیسک مرحله روی گاز

,

که در آن D 1W از ترسیم مسیر جریان گرفته شده است

54. اتلاف کل انرژی در اثر نشت و اصطکاک دیسک

55. آنتالپی کل گاز در خروجی دیسپنسر با در نظر گرفتن تلفات ناشی از نشت و اصطکاک دیسک

;

56. آنتالپی گاز با توجه به پارامترهای استاتیکی در خروجی دیسپنسر با در نظر گرفتن تلفات ناشی از نشت و اصطکاک دیسک

57. فشار کل گاز در خروجی شیر با در نظر گرفتن تلفات ناشی از نشتی و اصطکاک دیسک

58. عملیات موثر واقعی صحنه

59. کارایی واقعی مراحل

60. تفاوت بین کار مؤثر واقعی و کار معین

که 0.78 درصد است.

2.4 محاسبه پارامترها جریان در شعاع های مختلف

چرخ پره فشار توربین

در مقادیر D av /h l< 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.

تعیین پارامترهای بخش آستین تیغه

1. قطر بوش نسبی

2. زاویه خروج جریان در حرکت مطلق

3. ضریب سرعت

4. سرعت جریان مطلق در خروجی SA

5. جزء محیطی سرعت مطلق

6. جزء محوری سرعت مطلق

7. سرعت ایزوآنتروپیک خروج گاز از SA

8. پارامترهای ترمودینامیکی در خروجی SA

; ;

;

; .

9. فشار استاتیک

.

10. چگالی گاز

11. سرعت محیطی در قسمت آستین در ورودی شیر

12. مولفه محیطی سرعت نسبی در ورودی جمهوری قزاقستان

13. زاویه ورود جریان به RK در حرکت نسبی

.

14. سرعت نسبی در هاب

15. پارامترهای ترمودینامیکی در ورودی RK در حرکت نسبی

,

,

16. فشار کل در ورودی به شیر در حرکت نسبی

17. کاهش سرعت نسبی در ورودی RC

پارامترها در بخش محیطی

18. مربوط می شود. قطر محیطی

19. زاویه خروج جریان از SA در حرکت مطلق

20. ضریب سرعت

21. سرعت مطلق در خروجی SA

22. مولفه های محیطی و محوری سرعت مطلق

23. سرعت ایزوآنتروپیک خروج گاز از SA

24. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی SA

;

, ; .

25. فشار استاتیک

26. چگالی گاز

27. سرعت چرخش محیطی چرخ

28. مولفه محیطی سرعت نسبی در ورودی جمهوری قزاقستان

29. زاویه ورود جریان به RK در حرکت نسبی

.

30. سرعت جریان نسبی در حاشیه

31. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در حرکت نسبی در ورودی RC

,

32. فشار کل در ورودی به شیر در حرکت نسبی

.

33. کاهش سرعت نسبی در ورودی جمهوری قزاقستان

محاسبه پارامترهای جریان در خروجی RC

34. قطر بوش نسبی

35. زاویه جریان در حرکت مطلق

36. سرعت محیطی در قسمت آستین در خروجی از شیر

37. فشار استاتیک در خروجی شیر

38. پارامترهای ترمودینامیکی در جمهوری قزاقستان

,

39. سرعت جریان ایزوآنتروپیک در خروجی RC

40. کاهش سرعت ایزنتروپیک

41. سرعت جریان در پشت RK در حرکت نسبی.

، جایی که

ضریب سرعت

42. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی از RC

;

43. چگالی گاز در پشت رینگ کار

44. زاویه خروج جریان در حرکت نسبی

45. مولفه های محیطی و محوری سرعت جریان نسبی

46. ​​سرعت مطلق در خروج از رینگ کار

47. جزء محیطی سرعت مطلق

48. کل آنتالپی و دمای جریان در خروجی از RC

49. عملکردهای دینامیکی گاز در خروجی از ROK

;

50. فشار کل جریان در حرکت مطلق در خروجی از شیر

محاسبه پارامترها در بخش محیطی در خروجی از شیر

51. قطر نسبی بخش محیطی

52. زاویه جریان در حرکت مطلق

53. سرعت محیطی در قسمت محیطی در خروجی از شیر

54. فشار استاتیک در خروجی شیر

55. پارامترهای ترمودینامیکی در طول انبساط ایزنتروپیک در جمهوری قزاقستان

;

56. سرعت جریان ایزوآنتروپیک در خروجی RC

57. کاهش سرعت ایزنتروپیک

58. سرعت جریان در پشت RK در حرکت نسبی

ضریب سرعت؛

59. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی از RC

;

60. تراکم گاز پشت رینگ کار

61. زاویه خروج جریان در حرکت نسبی

62. مولفه های محیطی و محوری سرعت جریان نسبی

63. سرعت مطلق خروج از جمهوری قزاقستان

64. جزء محیطی سرعت مطلق

65. کل آنتالپی و دمای جریان در خروجی از RC

66. عملکردهای دینامیکی گاز در خروجی از ROK

;

67. فشار کل جریان در حرکت مطلق در خروجی از شیر

3. پروفیل کردن تیغه پروانه

جدول 2 - داده های اولیه برای پروفیل پره های روتور

پارامتر اولیه و فرمول محاسبه	بعد، ابعاد، اندازه	بخش های کنترل
د (طبق ترسیم قسمت جریان مرحله)

جدول 3. - مقادیر محاسبه شده برای پروفیل پره های روتور

اندازه			قطر متوسط	حاشیه

نتیجه

در کار دوره، بخش جریان یک توربین فشار قوی محاسبه و ساخته شد، یک محاسبه سینماتیکی از مرحله دوم یک توربین فشار قوی در قطر متوسط، محاسبه کار موثر با در نظر گرفتن تلفات اصطکاک انجام شد. دیسک و در فاصله شعاعی، محاسبه پارامترهای ارتفاع تیغه با قانون چرخش b = const با ساخت مثلث های سرعت. تیغه پروانه در سه قسمت پروفیل شده بود.

فهرست منابع استفاده شده

1. طراحی ترموگازدینامیک توربین های محوری موتورهای توربین گازی هواپیما با استفاده از توابع p-i-T: کتاب درسی. کمک هزینه / N.T. تیخونوف، N.F. موساتکین، V.N. ماتویف، V.S. کوزمیچف؛ سمر. حالت هوافضا دانشگاه - سامارا، 2000. - 92. ص.

2. Mamaev B.I.، Musatkin N.F.، Aronov B.M. طراحی دینامیک گازی توربین های محوری موتورهای توربین گازی هواپیما: کتاب درسی. - Kuibyshev: KuAI، 1984 - 70 p.

3. محاسبه طراحی پارامترهای اصلی توربو کمپرسورهای موتور توربین گاز هواپیما: کتاب درسی. کمک هزینه / V.S. کوزمیچف، A.A. تروفیموف; KuAI. - کویبیشف، 1990. - 72 ص.

4. محاسبه ترموگازدینامیک نیروگاه های توربین گاز. / Dorofeev V.M.، Maslov V.G.، Pervyshin N.V.، Svatenko S.A.، Fishbein B.D. - م.، "مهندسی مکانیک"، 1973 - 144 ص.

ارسال شده در Allbest.ru

اسناد مشابه

محاسبه پارامترهای جریان و ساخت شبکه های پروفیل مرحله کمپرسور و توربین. پروفایل محفظه احتراق، نازل جت موتور طراحی شده و شبکه های پروفیل پروانه توربین فشار قوی. ساخت پروفیل تیغه.

کار دوره، اضافه شده در 2012/02/27


پروفیل پره مرحله اول یک توربین فشار قوی. محاسبه و ساخت شبکه های پروفیل برای کمپرسور محوری زیر صوت. نمایه سازی شبکه های پروفیل پروانه در امتداد شعاع. محاسبه و ساخت شبکه های پروفیل روتور توربین در رایانه شخصی.

کار دوره، اضافه شده در 02/04/2012


تعیین ابعاد هندسی اصلی مقطع نصف النهار مرحله توربین. محاسبه پارامترهای جریان در دستگاه نازل مرحله در قطر متوسط. ایجاد پارامترهای جریان در طول شعاع مسیر جریان هنگام پروفیل کردن تیغه ها.

کار دوره، اضافه شده در 2017/11/14


طراحی یک کمپرسور گریز از مرکز در موتور توربین گاز حمل و نقل: محاسبه پارامترهای جریان خروجی، پارامترهای هندسی قسمت خروجی پروانه، پروفایل خروجی نصف النهار، برآورد حداکثر بار پره.

کار دوره، اضافه شده در 04/05/2010


محاسبه ترموگازدینامیک موتور، انتخاب و توجیه پارامترها. هماهنگی پارامترهای کمپرسور و توربین. محاسبه دینامیک گاز توربین و پروفیل پره های توربین مرحله اول توربین در رایانه. محاسبه قفل تیغه توربین برای استحکام.

پایان نامه، اضافه شده 03/12/2012


محاسبه و پروفیل عناصر ساختاری موتور: تیغه روتور مرحله اول کمپرسور محوری، توربین. روش برای محاسبه مثلث سرعت. روش تعیین پارامترهای محفظه احتراق و پارامترهای هندسی مسیر جریان.

کار دوره، اضافه شده در 2012/02/22


محاسبه و پروفیل تیغه کاری مرحله کمپرسور، توربین گاز فشار قوی، محفظه احتراق حلقوی و دستگاه خروجی. تعیین مولفه های مثلث سرعت و پارامترهای هندسی شبکه های پروفیل در سه شعاع.

کار دوره، اضافه شده در 2012/02/17


محاسبه ترموگازدینامیک موتور هماهنگی عملکرد کمپرسور و توربین. محاسبه دینامیک گاز یک توربین محوری در رایانه پروفایل پره های توربین فشار قوی شرح طراحی موتور، محاسبه قدرت دیسک توربین.

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


انتخاب و توجیه قدرت و سرعت چرخش یک درایو توربین گاز: محاسبه ترموگازدینامیک موتور، فشار در کمپرسور، هماهنگی پارامترهای کمپرسور و توربین. محاسبه و پروفیل شبکه های پروفیل پروانه توربین.

کار دوره، اضافه شده در 2011/12/26


پروفیل کردن تیغه مرحله اول کمپرسور فشار قوی. محاسبه کامپیوتری پره توربین. طراحی محفظه احتراق محاسبه دینامیک گاز نازل. تشکیل داده های اولیه پروفایل کامپیوتری نازل اجکتور.

موتور توربوجت بای پس (موتور توربوجت) یک موتور توربوجت "بهبود یافته" است که طراحی آن به دلیل بهبود عملکرد کمپرسور و بر این اساس، افزایش مصرف سوخت را ممکن می سازد که مهمترین نقطه ضعف موتور توربوفن است. حجم توده هوای عبوری از موتور توربوفن.

برای اولین بار، اصل طراحی و عملکرد یک موتور توربوفن توسط طراح هواپیما A.M. لیولکا در سال 1939، اما پس از آن آنها توجه زیادی به توسعه آن نکردند. تنها در دهه 50، زمانی که موتورهای توربوجت به طور گسترده در هوانوردی مورد استفاده قرار گرفتند و "پرخوری" آنها به یک مشکل واقعی تبدیل شد، کار او مورد توجه و قدردانی قرار گرفت. از آن زمان، موتور توربوفن به طور مداوم بهبود یافته و با موفقیت در تمام زمینه های هوانوردی استفاده می شود.

در واقع یک موتور توربوجت بای پس همان موتور توربوجت است که بدنه آن بدنه بیرونی دیگری را "در بر می گیرد". شکاف بین این محفظه ها کانتور دوم را تشکیل می دهد و اولین حفره داخلی موتور توربوجت است. البته وزن و ابعاد افزایش می یابد، اما نتیجه مثبت استفاده از چنین طرحی تمام سختی ها و هزینه های اضافی را توجیه می کند.

دستگاه

مدار اول شامل کمپرسورهای فشار قوی و کم، یک محفظه احتراق، توربین های فشار قوی و پایین و یک نازل است. مدار دوم از یک پره راهنما و یک نازل تشکیل شده است. این طراحی اساسی است، اما برخی انحرافات ممکن است، به عنوان مثال، جریان های مدارهای داخلی و خارجی ممکن است با هم مخلوط شوند و از یک نازل مشترک خارج شوند، یا ممکن است موتور به پس سوز مجهز شود.

اکنون به طور خلاصه در مورد هر یک از اجزای موتور توربوفن. کمپرسور فشار قوی (HPC) شفتی است که تیغه های متحرک و ثابت روی آن وصل شده و یک مرحله را تشکیل می دهد. هنگام چرخش، تیغه های متحرک جریان هوا را جذب می کنند، آن را فشرده می کنند و به داخل محفظه هدایت می کنند. هوا به تیغه های ثابت برخورد می کند، سرعت آن کاهش می یابد و بیشتر فشرده می شود، که فشار آن را افزایش می دهد و بردار حرکتی محوری به آن می دهد. چندین مرحله از این قبیل در کمپرسور وجود دارد و نسبت تراکم موتور مستقیماً به تعداد آنها بستگی دارد. کمپرسور کم فشار (LPC) نیز که در جلوی HPC قرار دارد، طراحی مشابهی دارد. تفاوت بین آنها فقط در اندازه است: تیغه های LPC قطر بزرگتری دارند و سطح مقطع مدارهای اول و دوم و تعداد مراحل کمتری (از 1 تا 5) را پوشش می دهند.

در محفظه احتراق هوای فشرده و گرم شده با سوخت مخلوط می شود که توسط انژکتورها تزریق می شود و بار سوخت حاصل مشتعل شده و می سوزد و گازهایی با مقدار زیادی انرژی تولید می کند. محفظه احتراق می تواند یک، حلقوی یا از چندین لوله باشد.

طراحی توربین شبیه یک کمپرسور محوری است: همان پره های ثابت و متحرک روی شفت، فقط ترتیب آنها تغییر کرده است. ابتدا گازهای منبسط شده روی پره های ثابت می افتند که حرکت آنها را هموار می کند و سپس روی گازهای متحرک که محور توربین را می چرخانند. یک موتور توربوفن دارای دو توربین است: یکی کمپرسور فشار قوی و دومی کمپرسور کم فشار. آنها به طور مستقل کار می کنند و به طور مکانیکی به یکدیگر متصل نیستند. شفت محرک LPC معمولا در داخل محور محرک LPC قرار دارد.

نازل یک لوله مخروطی است که گازهای خروجی از آن به شکل یک جریان جت خارج می شوند. به طور معمول، هر مدار نازل مخصوص به خود را دارد، اما همچنین اتفاق می افتد که جریان های جت در خروجی وارد یک محفظه اختلاط مشترک می شوند.

مدار خارجی یا مدار دوم یک ساختار حلقوی توخالی با یک پره راهنما است که هوا از طریق آن عبور می کند که توسط یک کمپرسور کم فشار پیش فشرده شده و محفظه احتراق و توربین ها را دور می زند. این جریان هوا که بر روی تیغه های ثابت پره راهنما می افتد، تراز شده و به سمت نازل حرکت می کند و به دلیل فشرده سازی پیشرانه کم فشار به تنهایی بدون سوختن سوخت، نیروی رانش اضافی ایجاد می کند.

پس سوز لوله ای است که بین توربین فشار ضعیف و نازل قرار می گیرد. داخل آن چرخش و انژکتور سوخت با جرقه زن تعبیه شده است. پس سوز این امکان را ایجاد می کند که با سوزاندن سوخت نه در محفظه احتراق، بلکه در خروجی توربین، نیروی رانش اضافی ایجاد کند. گازهای خروجی پس از عبور از LPT و HPT دارای دما و فشار بالا و همچنین مقدار قابل توجهی اکسیژن نسوخته از مدار ثانویه می باشد. سوخت از طریق نازل های نصب شده در محفظه تامین می شود که با گازها مخلوط شده و مشتعل می شود. در نتیجه، رانش خروجی گاهی دو برابر می شود، اگرچه مصرف سوخت نیز افزایش می یابد. موتورهای توربوفن مجهز به پس سوز به راحتی توسط شعله ای که از نازل آنها در حین پرواز یا هنگام راه اندازی می ترکد، شناسایی می شوند.

سطح مقطع پس سوز، چرخان در شکل قابل مشاهده است.

مهمترین پارامتر یک موتور توربوفن نسبت بای پس (k) است - نسبت مقدار هوای عبوری از مدار دوم به مقدار هوای عبوری از مدار اول. هر چه این شاخص بالاتر باشد، موتور اقتصادی تر خواهد بود. بسته به درجه بای پس، انواع اصلی موتورهای توربوجت بای پس را می توان تشخیص داد. اگر ارزش آن باشد<2, это обычный ТРДД, если же к>2، پس چنین موتورهایی را موتورهای توربوفن (TVRD) می نامند. موتورهای توربوفن نیز وجود دارد که ارزش آنها به 50 و حتی بیشتر می رسد.

بسته به نوع حذف گاز اگزوز، موتورهای توربوفن بدون اختلاط جریان ها و با آنها متمایز می شوند. در حالت اول، هر مدار نازل مخصوص به خود را دارد؛ در حالت دوم، گازهای خروجی وارد یک محفظه اختلاط مشترک می شوند و تنها پس از آن خارج می شوند و نیروی رانش جت را تشکیل می دهند. موتورهای جریان مختلط، که بر روی هواپیماهای مافوق صوت نصب می شوند، می توانند به پس سوز مجهز شوند، که امکان افزایش قدرت رانش حتی در سرعت های مافوق صوت را فراهم می کند، زمانی که رانش ثانویه عملاً هیچ نقشی ندارد.

اصل عملیات

اصل کارکرد موتور توربوجت به شرح زیر است. جریان هوا توسط فن گرفته می شود و تا حدی فشرده شده، در دو جهت هدایت می شود: مدار اول به کمپرسور و در دوم به پره های ثابت. در این حالت، فن نقش یک پروانه ایجاد نیروی رانش نیست، بلکه یک کمپرسور کم فشار است که باعث افزایش مقدار هوای عبوری از موتور می شود. در مدار اولیه، جریان با عبور از کمپرسور فشار قوی و ورود به محفظه احتراق فشرده و گرم می شود. در اینجا با سوخت تزریق شده مخلوط می شود و مشتعل می شود و در نتیجه گازهایی با ذخیره زیادی انرژی تشکیل می شود. جریانی از گازهای داغ در حال انبساط به سمت توربین پرفشار هدایت می شود و پره های آن را می چرخاند. این توربین یک کمپرسور پرفشار را می چرخاند که روی همان شفت نصب شده است. سپس، گازها توربین کم فشار را می چرخانند، که فن را به حرکت در می آورد، پس از آن وارد نازل شده و به بیرون هجوم می آورند و نیروی رانش جت ایجاد می کنند.

در همان زمان در مدار دوم جریان هوای گرفته شده و فشرده شده توسط فن به پره های ثابت برخورد می کند که جهت حرکت آن را صاف می کند تا در جهت محوری حرکت کند. در این حالت، هوا علاوه بر این در مدار دوم فشرده می شود و خارج می شود و کشش اضافی ایجاد می کند. احتراق اکسیژن از هوای مدار ثانویه در پس سوز نیز بر رانش تأثیر می گذارد.

کاربرد

دامنه کاربرد موتورهای توربوجت بای پس بسیار گسترده است. آنها توانستند تقریباً تمام هوانوردی را پوشش دهند و موتورهای توربوجت و موتورهای تئاتر را جایگزین کنند. نقطه ضعف اصلی موتورهای جت - ماهیت غیراقتصادی آنها - تا حدی برطرف شده است، به طوری که در حال حاضر اکثر هواپیماهای غیرنظامی و تقریباً تمام هواپیماهای نظامی به موتورهای توربوفن مجهز هستند. برای هوانوردی نظامی، که در آن فشرده بودن، قدرت و سبکی موتورها مهم است، از موتورهای توربوفن با نسبت بای پس پایین (به<1) и форсажными камерами. На пассажирских и грузовых самолетах устанавливаются ТРДД со степенью двухконтурности к>2 که به شما امکان می دهد در سرعت های مادون صوت مقدار زیادی سوخت صرفه جویی کنید و هزینه پروازها را کاهش دهید.

موتورهای توربوجت با نسبت بای پس پایین در یک هواپیمای نظامی.

SU-35 با 2 موتور AL-41F1S نصب شده روی آن

مزایا و معایب

موتورهای توربوجت دو مدار دارای مزیت بزرگی نسبت به موتورهای توربوجت به صورت کاهش قابل توجه مصرف سوخت بدون اتلاف نیرو هستند. اما در عین حال، طراحی آنها پیچیده تر و وزن آنها بسیار بیشتر است. واضح است که هر چه نسبت بای پس بیشتر باشد، موتور مقرون به صرفه تر است، اما این مقدار را فقط می توان به یک طریق افزایش داد - با افزایش قطر مدار ثانویه، که باعث می شود هوای بیشتری از آن عبور کند. این مهمترین نقطه ضعف موتورهای توربوفن است. کافی است به برخی از موتورهای توربوجت نصب شده بر روی هواپیماهای بزرگ غیرنظامی نگاهی بیندازید تا متوجه شوید که چگونه به ساختار کلی وزن اضافه می کنند. قطر مدار ثانویه آنها می تواند به چندین متر برسد و برای صرفه جویی در مواد و کاهش وزن آنها کوتاهتر از مدار اول ساخته می شود. یکی دیگر از معایب سازه های بزرگ، کشش زیاد در هنگام پرواز است که تا حدودی سرعت پرواز را کاهش می دهد. استفاده از موتور توربوفن برای صرفه جویی در مصرف سوخت در سرعت های مادون صوت توجیه می شود؛ زمانی که مانع صوتی غلبه کرد، رانش جت مدار ثانویه بی اثر می شود.

طراحی های مختلف و استفاده از عناصر ساختاری اضافی در هر مورد، امکان دستیابی به نسخه مورد نظر موتور توربوفن را فراهم می کند. اگر صرفه جویی مهم است، موتورهای توربوفن با قطر زیاد و نسبت بای پس بالا نصب می شوند. اگر به یک موتور فشرده و قدرتمند نیاز دارید، از موتورهای توربوفن معمولی با یا بدون پس سوز استفاده می شود. نکته اصلی در اینجا یافتن یک مصالحه و درک اولویت هایی است که یک مدل خاص باید داشته باشد. جنگنده‌ها و بمب‌افکن‌های نظامی را نمی‌توان به موتورهایی با قطر سه متر مجهز کرد و نیازی به آن ندارند، زیرا در مورد آن‌ها اولویت آنقدر صرفه اقتصادی نیست که سرعت و مانورپذیری. در اینجا، موتورهای توربوفن با پس سوز (TRDFF) بیشتر برای افزایش نیروی رانش در سرعت های مافوق صوت یا در حین پرتاب استفاده می شوند. و برای هوانوردی غیرنظامی که خود هواپیماها بزرگ هستند، موتورهای بزرگ و سنگین با ضریب بای پس بالا کاملاً قابل قبول هستند.

برای اولین بار یک هواپیما با موتور توربوجت ( موتور توربوجت) در سال 1939 پرواز کرد. از آن زمان، طراحی موتورهای هواپیما بهبود یافته است، انواع مختلفی ظاهر شده است، اما اصل عملیاتی همه آنها تقریبا یکسان است. برای درک اینکه چرا یک هواپیما با چنین جرم بزرگی می تواند به این راحتی بلند شود، باید بدانید که موتور هواپیما چگونه کار می کند. یک موتور توربوجت هواپیما را با استفاده از رانش جت به حرکت در می آورد. به نوبه خود، رانش جت نیروی پس زدگی جت گاز است که از نازل خارج می شود. یعنی معلوم می شود که سیستم توربوجت هواپیما و تمام افراد داخل کابین را با استفاده از جت گازی هل می دهد. جریان جت که از نازل خارج می شود، توسط هوا دفع می شود و در نتیجه هواپیما را به حرکت در می آورد.

طراحی موتور توربوفن

طرح

طراحی موتور هواپیما بسیار پیچیده است. دمای کار در چنین تاسیساتی به 1000 درجه یا بیشتر می رسد. بر این اساس تمامی قطعات تشکیل دهنده موتور از موادی ساخته شده اند که در برابر حرارت بالا و آتش مقاوم هستند. با توجه به پیچیدگی دستگاه، یک رشته علمی کامل در مورد موتورهای توربوجت وجود دارد.

موتور توربوجت از چند عنصر اصلی تشکیل شده است:

• پنکه؛
• کمپرسور؛
• محفظه احتراق؛
• توربین؛
• نازل

یک فن در جلوی توربین نصب شده است. با کمک آن، هوا از بیرون به داخل نصب کشیده می شود. در چنین تاسیساتی از فن هایی با تعداد زیادی تیغه با یک شکل خاص استفاده می شود. اندازه و شکل پره ها کارآمدترین و سریع ترین هوا را به توربین تضمین می کند. آنها از تیتانیوم ساخته شده اند. علاوه بر عملکرد اصلی (کشش هوا)، فن یک کار مهم دیگر را حل می کند: از آن برای پمپاژ هوا بین عناصر موتور توربوجت و پوسته آن استفاده می شود. این پمپاژ خنک شدن سیستم را تضمین می کند و از تخریب محفظه احتراق جلوگیری می کند.

یک کمپرسور پرقدرت در نزدیکی فن قرار دارد. با کمک آن هوا تحت فشار زیاد وارد محفظه احتراق می شود. هوا و سوخت در محفظه مخلوط می شوند. مخلوط حاصل مشتعل می شود. پس از احتراق، مخلوط و تمام عناصر نزدیک نصب گرم می شوند. محفظه احتراق اغلب از سرامیک ساخته شده است. این با این واقعیت توضیح داده می شود که دمای داخل محفظه به 2000 درجه یا بیشتر می رسد. و سرامیک ها با مقاومت در برابر دماهای بالا مشخص می شوند. پس از احتراق، مخلوط وارد توربین می شود.

نمای بیرونی موتور هواپیما

توربین وسیله ای است که از تعداد زیادی پره تشکیل شده است. جریان مخلوط به پره ها فشار وارد می کند و در نتیجه توربین را به حرکت در می آورد. در اثر این چرخش، توربین باعث می شود شافتی که فن روی آن نصب شده است بچرخد. این منجر به یک سیستم بسته می شود که برای کارکرد موتور فقط به تامین هوا و سوخت نیاز دارد.

سپس مخلوط وارد نازل می شود. این آخرین مرحله از اولین چرخه کار موتور است. اینجاست که جریان جت تشکیل می شود. این اصل کارکرد موتور هواپیما است. فن هوای خنک را وارد نازل می کند و مانع از بین رفتن آن توسط یک مخلوط بسیار داغ می شود. جریان هوای سرد مانع از ذوب شدن کاف نازل می شود.

موتورهای هواپیما را می توان به انواع نازل ها مجهز کرد. متحرک ترین ها در نظر گرفته می شوند. نازل متحرک قابلیت انبساط و انقباض و همچنین تنظیم زاویه و تنظیم جهت صحیح جریان جت را دارد. هواپیماهایی با چنین موتورهایی با قابلیت مانور عالی مشخص می شوند.

انواع موتور

موتورهای هواپیما انواع مختلفی دارند:

• کلاسیک؛
• توربوپراپ؛
• توربوفن؛
• جریان مستقیم

کلاسیکتاسیسات بر اساس اصل شرح داده شده در بالا عمل می کنند. چنین موتورهایی بر روی هواپیماهایی با تغییرات مختلف نصب می شوند. توربوپراپعملکرد کمی متفاوت است در آنها، توربین گاز هیچ ارتباط مکانیکی با انتقال ندارد. این تاسیسات هواپیما را فقط تا حدی با استفاده از نیروی محرکه جت به حرکت در می آورد. این نوع نصب از بخش اصلی انرژی مخلوط داغ برای هدایت پروانه از طریق جعبه دنده استفاده می کند. در چنین نصبی، به جای یکی، 2 توربین وجود دارد. یکی از آنها کمپرسور را به حرکت در می آورد و دومی پروانه را به حرکت در می آورد. برخلاف موتورهای توربوجت کلاسیک، موتورهای ملخی مقرون به صرفه تر هستند. اما اجازه نمی دهند هواپیماها به سرعت بالا برسند. آنها بر روی هواپیماهای کم سرعت نصب می شوند. موتورهای توربوجت به شما این امکان را می دهند که در طول پرواز به سرعت های بسیار بالاتری برسید.

توربوفنموتورها تاسیسات ترکیبی هستند که عناصری از موتورهای توربوجت و توربوپراپ را ترکیب می کنند. آنها در اندازه بزرگتر پره های فن با کلاسیک ها متفاوت هستند. هم فن و هم پروانه با سرعت های مادون صوت کار می کنند. سرعت حرکت هوا به دلیل وجود فیرینگ مخصوص که فن در آن قرار می گیرد کاهش می یابد. چنین موتورهایی نسبت به موتورهای کلاسیک مصرف سوخت اقتصادی بیشتری دارند. علاوه بر این، آنها با کارایی بالاتر مشخص می شوند. اغلب آنها در هواپیماها و هواپیماهای با ظرفیت بزرگ نصب می شوند.

اندازه موتور هواپیما نسبت به قد انسان

جریان مستقیمتاسیسات تنفس هوا شامل استفاده از عناصر متحرک نمی شود. به لطف یک فیرینگ نصب شده بر روی ورودی، هوا به طور طبیعی به داخل کشیده می شود. پس از ورود هوا، موتور مشابه موتور کلاسیک عمل می کند.

برخی از هواپیماها با موتورهای توربوپراپ پرواز می کنند که از نظر طراحی بسیار ساده تر از موتورهای توربوجت هستند. بنابراین، بسیاری از مردم این سوال را دارند: اگر می توانید خود را به یک پیچ محدود کنید، چرا از نصب های پیچیده تر استفاده کنید؟ پاسخ ساده است: موتورهای توربوجت از نظر قدرت بر موتورهای پیچی برتری دارند. آنها ده برابر قدرتمندتر هستند. بر این اساس، موتور توربوجت نیروی رانش بسیار بیشتری تولید می کند. این باعث می شود که هواپیماهای بزرگ را به هوا برده و با سرعت بالا پرواز کنند.

در تماس با

این اختراع مربوط به زمینه موتورهای توربین گازی هوانوردی است، به ویژه به واحدی که بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین مدار داخلی یک موتور هواپیمای دو مدار قرار دارد. یک کانال انتقال حلقوی پیوسته بین یک توربین فشار بالا و یک توربین فشار پایین با نسبت انبساط بیش از 1.6 و زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 درجه شامل دیواره های بیرونی و داخلی سوراخ شده است. چرخش جریان موجود در پشت پروانه توربین فشار قوی در جهت تشدید آن در دیواره ها و ضعیف شدن در مرکز تبدیل می شود. چرخش با پروفیل کردن مرحله توربین فشار قوی و توسط یک دستگاه چرخشی واقع در پشت پروانه توربین فشار قوی با ارتفاع 10 درصد ارتفاع کانال و 5 درصد ارتفاع در دیواره های داخلی و خارجی کانال تغییر شکل می دهد. ، یا توسط یک دستگاه چرخان و گشاد تمام قد. این اختراع کاهش تلفات در کانال انتقال بین توربین های فشار قوی و کم فشار را ممکن می سازد. 2 حقوق f-ly, 6 بیمار.

حوزه فناوری که اختراع به آن مربوط می شود

این اختراع مربوط به زمینه موتورهای توربین گازی هوانوردی است، به ویژه به واحدی که بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین مدار داخلی یک موتور هواپیمای دو مدار قرار دارد.

مدرن

توربین های گازی هوانوردی از موتورهای دو مداره برای به حرکت درآوردن کمپرسورها طراحی شده اند. توربین فشار قوی برای به حرکت درآوردن کمپرسور فشار قوی و توربین فشار پایین برای به حرکت درآوردن کمپرسور فشار پایین و فن طراحی شده است. در موتورهای هواپیمای نسل پنجم، جریان جرمی سیال عامل از مدار داخلی چندین برابر کمتر از جریان عبوری از مدار خارجی است. بنابراین یک توربین کم فشار از نظر قدرت و ابعاد شعاعی چندین برابر توربین فشار قوی است و فرکانس چرخش آن چندین برابر کمتر از سرعت چرخش یک توربین فشار قوی است.

این ویژگی موتورهای هواپیماهای مدرن از نظر ساختاری در نیاز به ایجاد یک کانال انتقال بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین که یک پخش کننده حلقوی است، تجسم یافته است.

محدودیت‌های سختگیرانه در ویژگی‌های کلی و جرمی یک موتور هواپیما در رابطه با کانال انتقال در نیاز به ساخت کانالی با طول نسبتاً کوتاه، با درجه انتشار بالا و یک زاویه باز معادل واضح جدا شده از یک دیفیوزر مسطح بیان می‌شود. درجه انتشار به عنوان نسبت سطح مقطع خروجی به ورودی درک می شود. برای موتورهای مدرن و امیدوارکننده، درجه دیفیوزر مقداری نزدیک به 2 دارد. زاویه باز شدن یک دیفیوزر مسطح به عنوان زاویه باز شدن یک دیفیوزر مسطح با طول یک دیفیوزر مخروطی حلقوی و همان درجه دیفیوزر درک می شود. . در موتورهای توربین گازی هوانوردی مدرن، زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 10 درجه است، در حالی که جریان پیوسته در دیفیوزر تخت تنها در زاویه باز شدن بیش از 6 درجه مشاهده می شود.

بنابراین، تمام طرح های کانال انتقال تکمیل شده با ضریب تلفات بالا به دلیل جدا شدن لایه مرزی از دیواره دیفیوزر مشخص می شوند. شکل 1 تکامل پارامترهای اصلی کانال انتقال شرکت جنرال الکتریک را نشان می دهد. در شکل 1، درجه انتشار کانال انتقال در امتداد محور افقی، و زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح در امتداد محور عمودی رسم شده است. از شکل 1 واضح است که مقادیر اولیه بالای زاویه باز موثر (≈12 درجه) به مقادیر قابل توجهی پایین تر تبدیل می شوند که فقط با سطح بالایی از تلفات همراه است. با توجه به نتایج مطالعات یک دیفیوزر حلقوی با درجه باز شدن 1.6 و زاویه باز شدن موثر یک دیفیوزر مسطح 13.5 درجه، ضریب تلفات بسته به قانون توزیع چرخش در طول کانال از 15٪ تا 24٪ متغیر است. .

آنالوگ های اختراع

آنالوگ های دوردست اختراع دیفیوزرهایی هستند که در اختراعات US 2007/0089422 A1, DAS 1054791 شرح داده شده است. در این طرح ها برای جلوگیری از جدا شدن جریان از دیواره دیفیوزر، مکش لایه مرزی از بخشی واقع در وسط کانال با جهش استفاده می شود. گاز مکیده شده به نازل. با این حال، این دیفیوزرها کانال های انتقالی بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین نیستند.

شرح مختصری از نقاشی ها

از طریق تجسم های نامحدود اختراع حاضر، ویژگی ها و مزایای اضافی آن در زیر با اشاره به نقشه های همراه با جزئیات بیشتر توضیح داده خواهد شد که در آنها:

شکل 1 تکامل بخش جریان کانال انتقال بین توربین موتور توربوفن جنرال الکتریک را نشان می دهد.

شکل 2 وابستگی از دست دادن انرژی جنبشی جریان در کانال را به پارامتر انتگرال چرخش جریان Ф ¯С Т در قالب یک تقریب خطی نشان می دهد که ν=0 ارتفاع یکنواخت چرخش جریان است. ν=-1 - چرخش جریان در ارتفاع افزایش می یابد. ν=1 - چرخش جریان در ارتفاع کاهش می یابد. y=-1.36F st +0.38 - وابستگی تقریبی مربوط به ضریب قابلیت اطمینان R=0.76،

شکل 3 برون یابی تلفات جداسازی در یک دیفیوزر حلقوی را از مقدار چرخش دیوار نشان می دهد.

شکل 4 نموداری از کانال انتقال را نشان می دهد،

شکل 5 یک نمودار سوراخ را نشان می دهد،

شکل 6 نمودار یک قفسه برق با یک کانال تامین را نشان می دهد.

افشای اختراع

مشکلی که با اختراع حاضر حل می شود ایجاد یک کانال انتقال با درجه باز شدن بیش از 1.6 و با زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 درجه است که جریان در آن پیوسته باشد و سطح تلفات به همین ترتیب حداقل ممکن است. پیشنهاد شده است که می توان نرخ تلفات را از 20-30٪ به 5-6٪ کاهش داد.

کار حل شد:

1. بر اساس تبدیل چرخش موجود در پشت توربین فشار قوی در ورودی دیفیوزر حلقوی در جهت تقویت آن بر روی دیواره های داخلی و خارجی کانال و ضعیف شدن در وسط کانال.

2. بر اساس سوراخ طول متغیر دیواره های داخلی و خارجی دیفیوزر حلقوی، سازگار با ساختار آشفتگی محلی.

3. بر اساس مکش لایه مرزی از ناحیه جدا شدن جریان احتمالی از دیواره های دیفیوزر.

در این رابطه، یک کانال انتقال حلقوی پیوسته بین یک توربین فشار قوی (HPT) و یک توربین فشار پایین (LPT) با نسبت انبساط بیش از 1.6 و زاویه باز کردن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 پیشنهاد شده است. °، شامل یک دیوار بیرونی و یک دیوار داخلی است. دیواره های بیرونی و داخلی سوراخ شده اند و چرخش پشت پروانه توربین فشار قوی (HPT) در جهت تقویت آن در دیواره ها و ضعیف شدن در مرکز تغییر شکل می دهد. چرخش با پروفیل کردن مرحله توربین فشار قوی (HPT) و توسط یک دستگاه چرخشی واقع در پشت پروانه توربین فشار قوی (HPT) با ارتفاع 10٪ از ارتفاع کانال، 5٪ از ارتفاع در قسمت داخلی تبدیل می شود. و دیواره های بیرونی کانال و یا با چرخاندن دستگاه باز کردن تمام ارتفاع.

پیچ تبدیل شده با رسیدن به پارامتر پیچ انتگرال به سطح F st = 0.3-0.35 محدود می شود. بخش سوراخ، که در فاصله 0.6-0.7 برابر طول کانال انتقال از بخش ورودی قرار دارد، به حفره ای در قفسه های برق متصل است که دارای شکاف هایی در 80٪ ارتفاع قفسه ها به طور متقارن به شکل هندسی است. وسط کانال و شکاف ها در نزدیکی لبه ورودی قرار دارند.

همانطور که مشخص است، گاز در دیفیوزر با اینرسی در جهت افزایش فشار حرکت می کند و جدا شدن (جدا شدن) جریان از دیواره ها از نظر فیزیکی ناشی از اینرسی ناکافی لایه های داخلی نزدیک دیوار لایه مرزی است. نقاط 1 و 2 برای افزایش اینرسی حرکت جریان گاز نزدیک دیوار با افزایش سرعت حرکت و بر این اساس انرژی جنبشی آن طراحی شده اند.

وجود چرخش در جریان گاز نزدیک دیوار باعث افزایش سرعت حرکت و در نتیجه انرژی جنبشی آن می شود. در نتیجه مقاومت جریان در برابر جدا شدن (جدایی از دیوارها) افزایش می یابد و تلفات کاهش می یابد. شکل 2 نتایج یک مطالعه تجربی یک دیفیوزر حلقوی با درجه باز شدن 1.6 و زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح 13.5 درجه را نشان می دهد. محور عمودی نشان دهنده ضریب تلفات است که به روش سنتی تعیین می شود: نسبت تلفات انرژی مکانیکی در دیفیوزر به انرژی جنبشی جریان گاز در ورودی دیفیوزر. محور افقی پارامتر پیچش انتگرال را نشان می دهد که به صورت زیر تعریف می شود:

F s t = F v t + F p e r F.،

جایی که Ф. = 2 π ∫ R R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2)

پارامتر چرخش یکپارچه در ورودی کانال، ρ - چگالی، w - سرعت محوری، u - سرعت محیطی، r - شعاع جریان، R - شعاع با ژنراتیکس داخلی دیفیوزر، H - ارتفاع کانال، Fw - پارامتر چرخش انتگرال، در ارتفاعات محدوده از 0٪ تا 5٪ از بخش آستین در نظر گرفته می شود، یعنی.

F در t = 2 π ∫ R R + 0.05 H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) ;

خط F - همان پارامتر، اما در محدوده ارتفاع از 95٪ تا 100٪ بخش آستین، یعنی.

F p e r = 2 π ∫ R + 0.95 H R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) .

همانطور که از شکل 2 مشاهده می شود، با افزایش نسبت پیچش دیوار، تلفات در کانال انتقال کاهش می یابد.

شکل 3 یک برون یابی خطی از وابستگی ξ (Φ st) به سطح تلفات اصطکاک در یک کانال معادل با مقطع ثابت را نشان می دهد. در این حالت، سهم چرخش نزدیک دیوار (10٪ از ارتفاع کانال) باید تقریباً 30٪ از چرخش جریان را تشکیل دهد.

همانطور که مشخص است، در طول یک رژیم جریان آشفته در کانال ها، یک رژیم جریان آرام مستقیماً در نزدیکی دیوار به دلیل عدم امکان حرکت ضربانی عرضی رخ می دهد. ضخامت زیرلایه آرام تقریباً 10 μ ρ τ s t است. در آخرین بیان، μ ویسکوزیته دینامیکی، τ st تنش اصطکاک روی دیوار است. همانطور که مشخص است، تنش اصطکاک به سرعت در امتداد دیفیوزر کاهش می یابد و در نقطه جدایی کاملاً صفر است. بنابراین، ضخامت زیر لایه آرام در یک کانال انتقال با یک دیواره جامد به سرعت در طول جریان افزایش می یابد. بر این اساس، ضخامت لایه نزدیک دیوار جریان با سطح پایین انرژی جنبشی افزایش می یابد.

سوراخ شدن دیواره های داخلی و خارجی کانال انتقال، حرکت ضربان عرضی را در هر فاصله ای از دیوار سوراخ شده امکان پذیر می کند. از آنجایی که در یک جریان آشفته، جریان ضربان طولی از نظر آماری با جریان عرضی مرتبط است، سوراخ شدن به فرد اجازه می‌دهد تا ناحیه جریان آشفته را افزایش دهد. هر چه درجه سوراخ شدن دیوار بیشتر باشد، لایه زیرین آرام نازکتر باشد، سرعت حرکت گاز در لایه دیوار بیشتر باشد، انرژی جنبشی جریان دیوار و مقاومت آن در برابر جدا شدن (جدایی از دیوار) بیشتر می شود.

شرح طراحی کانال انتقال بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین

کانال انتقال بین توربین فشار قوی (HPT) و توربین فشار پایین (LPT) مدار داخلی یک موتور توربوجت بای پس (شکل 4) یک دیفیوزر حلقوی است که یک دیواره داخلی 1 و یک دیواره خارجی 2 دارد. دیوارهای داخلی و خارجی در محل اتصال به HPT و LPT دارای شعاع های مزدوج خاصی هستند.

پایه های برق 3 از کانال انتقال عبور می کند که روغن کاری، تهویه و خنک کننده تکیه گاه های روتورهای HPT و LPT را فراهم می کند. قفسه‌های 3 دارای مشخصات آیرودینامیکی نامتقارن در مقطع هستند که چرخش جریان در مرکز کانال و چرخش جریان در دیواره‌های کانال تا سطح F st = 0.3-0.35 را تضمین می‌کند.

دیوارهای 1 و 2 سوراخ شده اند (شکل 5). برای جلوگیری از سرریز سیال عامل در سوراخ ها، قسمت هایی از سوراخ 4 توسط دیواره های عرضی 5 از یکدیگر جدا می شوند.

از قسمت سوراخ 9، واقع در فاصله 0.6-0.7 از ورودی به دیفیوزر، مکش سازماندهی شده و از طریق کانال تغذیه 6 در شکاف 7 قفسه ها حذف می شود. قسمت مکش شده لایه مرزی از طریق حذف می شود. شکاف های واقع در نزدیکی لبه مشخصات قفسه ها در منطقه حداقل فشار استاتیک محلی. در کانال اتصال حفره 9 با حفره قفسه های 3 واشرهای اندازه گیری 8 برای تنظیم جریان گاز تعبیه شده است.

یک دستگاه پیچش 12 در پشت پروانه HP 11 نصب شده است که چرخش جریان را در دیوارها افزایش می دهد. ارتفاع تیغه های دستگاه 12 10 درصد ارتفاع کانال در ورودی است. در صورت لزوم، دستگاه پیچش 12 را می توان به یک دستگاه چرخاننده-پیچان واقع در تمام ارتفاع کانال تبدیل کرد. قسمت مرکزی دستگاه جریان را می چرخاند و قسمت دیوار آن را می پیچد، به طوری که در نتیجه چرخش جریان در ورودی دیفیوزر F st = 0.3-0.35 است.

در صورتی که جریان پیوسته در دیفیوزر تنها به دلیل پروفیل شدن دستگاه نازل 10 و پروانه 11 موتور پرفشار و اثر پیچش-باز شدن پایه های برق 3، دستگاه پیچش 12 و شکاف ها حاصل شود. 7 با کانال 6 غایب هستند.

انجام اختراع

رژیم جریان پیوسته در کانال انتقال با چرخش جریان در نواحی جریان نزدیک دیوار، چرخش جریان در مرکز، سوراخ شدن ژنراتیکس نصف النهار کانال انتقال و مکش لایه مرزی به دست می آید.

ویژگی های سازماندهی فرآیند کار در موتورهای توربین گازی مدرن به گونه ای است که در پشت توربین فشار بالا یک چرخش جریان حدود 30-40 درجه وجود دارد. سطح پیچش بالایی در دیواره های داخلی و خارجی (در فاصله 5 درصد از ارتفاع کانال) باید حفظ شود و در صورت لزوم با پروفیل کردن پله و در صورت لزوم با نصب دستگاه تیغه تاب دهنده در ورودی تقویت شود. به کانال انتقال چرخش جریان در ارتفاعات از 5% قسمت آستین تا 95% همان مقطع باید هم با پروفیل کردن مرحله و هم با چرخاندن جریان توسط پایه های نیرو که به طور ساختاری از کانال عبور می کنند کاهش یابد. در صورت لزوم، باز شدن جریان مورد نیاز باید با نصب یک دستگاه تیغه بازکن اضافی در ورودی کانال انتقال حاصل شود. اسپین آپ جریان در قسمت مرکزی کانال به منظور کاهش گرادیان شعاعی فشار استاتیک و کاهش شدت جریان های ثانویه است که لایه مرزی را ضخیم می کند و مقاومت آن را در برابر جدایی کاهش می دهد. مقدار پیچش نسبی دیوار باید تا حد امکان به مقدار 0.3-0.35 نزدیک باشد.

از آنجایی که نصب یک دستگاه تیغه اضافی با ظاهر تلفات در این دستگاه همراه است، فقط در صورتی باید نصب شود که کاهش ضریب تلفات در کانال انتقال به میزان قابل توجهی از میزان تلفات در دستگاه پیچ و تاب اضافی بیشتر شود. به عنوان یک گزینه، امکان نصب یک دستگاه چرخان اضافی روی آستین و حاشیه وجود دارد که با ارتفاع از 5٪ تا 10٪ H (شکل 4) محدود می شود.

سوراخ شدن ژنراتیکس نصف النهار کانال انتقال، رژیم جریان را در زیر لایه آرام به آشفته تغییر می دهد. برون یابی پروفیل سرعت لگاریتمی به ناحیه زیرلایه آرام تا فاصله ای از دیواره جامد برابر با 8 درصد ضخامت لایه زیرین آرام، مقدار سرعت τc t ρ 6.5 را به دست می دهد که تنها 2 برابر کمتر از سرعت در مرز زیرلایه آرام، در حالی که چگونه سرعت جریان در خود زیر لایه آرام (در این فاصله) 4 برابر کمتر است و انرژی جنبشی ویژه 16 برابر کمتر است.

برون یابی قانون لگاریتمی توزیع سرعت، مشخصه یک رژیم جریان کاملاً آشفته، به ناحیه زیرلایه آرام، آزادی کامل را برای حرکت گرداب های آشفته فرض می کند. این امکان در دو شرط وجود دارد: 1) درجه سوراخ شدن سطح جامد نزدیک به 100٪ باشد.

2) گردابه های متلاطم با همه اندازه ها در یک بخش معین دارای آزادی کامل برای حرکت در جهت عرضی هستند.

در واقع، این شرایط به طور کامل دست نیافتنی است، اما در عمل امکان نزدیک شدن به آنها وجود دارد. در نتیجه سرعت حرکت در نزدیکی سطح سوراخ شده چندین برابر سرعت حرکت در همان فاصله از دیوار نزدیک یک سطح جامد خواهد بود. در این حالت، چگالی عناصر سوراخ و ساختار آن باید با حداکثر طیف انرژی پالس‌های آشفته در رابطه با اندازه خطی آنها برای یک بخش معین از کانال انتقال سازگار باشد.

تراکم سوراخ (نسبت سطح سوراخ به کل مساحت) باید به دلایل ساختاری و صلبیت تا حد امکان بالا نگه داشته شود.

ساختار سوراخ با اندازه خطی گردابه های حاوی انرژی تلاطم محلی، که با ارتفاع کانال انتقال و شعاع متوسط ​​آن در یک بخش مشخص تعیین می شود، سازگار است. مدل زیر را می توان به عنوان مدلی از ساختار سوراخ استفاده کرد:

d min = (0.2-0.5)l e (R, II);

d max = (1.5-2)l e (R, II);

d¯ = (0.6 - 0.8) ;

d min ¯ = (0.2 - 0.3) ;

d max ¯ = (0.1 - 0.2) ;

d دقیقه - حداقل قطر سوراخ؛ d = l e (R, II) - قطر اصلی سوراخ برابر با اندازه خطی گردابه های حاوی انرژی ساختار آشفته است. d max - حداکثر قطر سوراخ؛ d ¯ = S d S - سهم اندازه سوراخ اصلی. S d - منطقه سوراخ ساخته شده به اندازه d = (l e (R, II)؛ S - سطح سوراخ کل؛ d min ¯ = S d min S - سهم حداقل اندازه سوراخ؛ S dmin - منطقه سوراخ ساخته شده به اندازه d min. d max ¯ = S d max S - سهم حداکثر اندازه سوراخ؛ S dmax ناحیه سوراخ ساخته شده با توجه به اندازه d max است (شکل 5).

اندازه گردابه های حاوی انرژی l e (R, II) با محاسبه بسته به مدل تلاطم اتخاذ شده تعیین می شود.

در کانال های انتقالی با درجه انبساط بسیار زیاد (n>2) و زاویه باز معادل بسیار زیاد یک دیفیوزر مسطح (a eq > 17 درجه)، حداکثر پیچش دیوار قابل دستیابی (F st ≈0.3) و حداکثر قابل دستیابی و سوراخ با ساختار مناسب (S ¯ ≈ 0.8، که در آن S ¯ = S در S، S per کل مساحت سطح سوراخ شده، S مساحت کل خطوط نصف النهار است) ممکن است برای سازماندهی پیوسته کافی نباشد. در تمام طول کانال انتقال جریان داشته باشد. در این حالت باید با مکش لایه مرزی از طریق بخشی از سوراخ، از جدا شدن احتمالی در یک سوم آخر طول دیفیوزر جلوگیری کرد. حذف گاز مکیده شده باید در قسمت مرکزی کانال از طریق سوراخ های مربوطه در تخلیه برق، که در نزدیکی لبه ورودی پروفیل دیوار قرار دارد، سازماندهی شود. جایی که فشار استاتیک موضعی حداقل است. مساحت قسمتی از سوراخ 9 که برای مکش کار می کند و سطح بخش های جریان در قفسه های 7 باید با یکدیگر همخوانی داشته باشند.

حفره در قفسه های برق دارای شکاف هایی است که در نزدیکی لبه ورودی قرار دارند که وسعت عمودی آن می تواند به 0.8 ارتفاع قفسه ها برسد. شکاف ها به طور متقارن نسبت به وسط کانال قرار دارند. مجموعه ای از حفره ها و کانال های مرتبط با سوراخ ها و ترک ها در قفسه های برق، مکش لایه مرزی را در کانال انتقال سازماندهی می کند.

سازماندهی مکش لایه مرزی تنها در صورتی توصیه می شود که تلفات اختلاط هنگام دمیدن گاز مکش در ورودی کانال انتقال کمتر از کاهش تلفات در دیفیوزر به دلیل مکش باشد.

فهرست ادبیات استفاده شده

1. گلادکوف یو.آی. بررسی متغیر در امتداد شعاع چرخش جریان ورودی بر روی راندمان کانال های انتقال بین توربین موتورهای توربین گاز [متن]: چکیده پایان نامه برای درجه کاندیدای علوم فنی 05/07/05 / Yu.I. Gladkov - آکادمی فناوری هوانوردی دولتی ریبینسک به نام P.A. Solovyov. - 2009 - 16 ص.

2. Schlichting, G. نظریه لایه مرزی [متن] / G. Schlichting. - م.: ناوکا، 1974. - 724 ص.

1. یک کانال انتقال حلقوی پیوسته بین یک توربین فشار قوی (HPT) و یک توربین فشار پایین (LPT) با نسبت انبساط بیش از 1.6 و زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 درجه، حاوی یک دیواره بیرونی و دیواره داخلی، مشخص می شود که دیواره بیرونی و داخلی سوراخ شده است و پیچش واقع در پشت پروانه توربین فشار قوی (HPT) در جهت تقویت آن در دیواره ها و ضعیف شدن در مرکز به دلیل تغییر شکل می یابد. به پروفیل مرحله توربین فشار قوی (HPT) و به دلیل وجود دستگاه پیچشی در پشت پروانه توربین فشار قوی (TVD) با ارتفاع 10 درصد ارتفاع کانال، 5 درصد ارتفاع در قسمت داخلی و دیواره های بیرونی کانال، یا به دلیل یک دستگاه پیچ و تاب و باز کردن تمام ارتفاع.

2. کانال طبق ادعای 1 که مشخصه آن این است که چرخش تبدیل شده محدود به دستیابی به پارامتر چرخش یکپارچه به سطح F st = 0.3-0.35 است.

3. کانال طبق ادعای 1، مشخصه آن این است که بخش سوراخ، واقع در فاصله 0.6-0.7 برابر طول کانال انتقال از بخش ورودی، به یک حفره در قفسه های برق دارای شکاف هایی در 80٪ متصل است. ارتفاع قفسه ها به طور متقارن به وسط هندسی کانال است و شکاف ها در نزدیکی لبه ورودی قرار دارند.

اختراعات مشابه:

این اختراع به حوزه انرژی، عمدتاً برای سیستم‌های تخلیه بخار نیروگاه‌های حرارتی مربوط می‌شود، به عنوان مثال، انتشار بخار هنگام فعال شدن شیرهای ایمنی اصلی دیگ‌ها، انفجار سوپرهیترهای بخار، خرد شدن دیگ‌ها و دیگ‌های گرمای اتلاف در جریان بخار تخلیه. نرخ های بیش از 30 تن در ساعت و درجه عدم طراحی جت بخار کم انبساط n=pa/pc>1، که در آن pa فشار هوای اتمسفر است، pc فشار بخار ساکن در خروجی خط لوله اگزوز است.

دستگاه اگزوز یک توربوماشین شامل یک محفظه با ورودی واقع در اطراف محور چرخش توربین، یک دیفیوزر، یک خروجی واقع در دیواره بیرونی محفظه و یک پارتیشن اضافی است. دیفیوزر شامل قسمت های محوری و شعاعی است که به ترتیب توسط دیواره های مسیر داخلی و خارجی واقع در داخل محفظه حول محور چرخش توربین تشکیل شده است. یک پارتیشن اضافی در داخل بدنه دستگاه در صفحه ای عمود بر محور چرخش توربین با محیطی برابر با محیط دیواره های بدنه دستگاه به موازات آن ساخته می شود. در پارتیشن اضافی یک سوراخ هم محور به محور چرخش توربین ایجاد شده است که قطر آن برابر با حداکثر قطر دیواره مسیر بیرونی قسمت شعاعی دیفیوزر است. در قسمت پایینی پارتیشن اضافی، شیارهای از طریق متقارن و نسبت به محور عمودی پارتیشن مذکور، «آینه ای» ایجاد می شود. در امتداد محیط شیارهای عبوری، جعبه های توخالی ساخته شده به شکل هرم های کوتاه با دو لبه منحنی به صورت ثابت و هرمتیک نصب شده اند. پایه‌های کوچک‌تر هرم‌های کوتاه‌شده مذکور به سمت توربین دستگاه هدایت می‌شوند، فضای لبه بالایی پارتیشن اضافی تا لبه بالایی دیواره محفظه حاوی ورودی دستگاه توسط دیواره مسطح آب‌بندی شده بسته می‌شود. این اختراع امکان افزایش کارایی و کارایی دستگاه را فراهم می کند. نصب توربین گاز 3 بیمار

این اختراع به طراحی تجهیزات پشتیبانی یا نصب برای یک دستگاه خروجی توربین مربوط می شود. دستگاه خروجی توربین شامل پایه های توخالی پروفیل آیرودینامیکی واقع در پشت پروانه آخرین مرحله توربین و همچنین خطوط پروفیل آیرودینامیکی است. خطوط توسط تیغه های جلو و عقب که بین پست ها نسبت به یکدیگر قرار گرفته اند تشکیل می شوند. خطوط مرکزی بخش های ورودی خطوط و مقاطع ورودی قفسه های پروفیل در جهت چرخش پروانه آخرین مرحله توربین با زاویه 20-40 درجه نسبت به محور طولی آن می چرخند. خطوط مرکزی بخش های خروجی مدارها در امتداد محور طولی توربین هدایت می شوند. تیغه ها نسبت به یکدیگر در فاصله ای معادل 0.03÷0.15 طول وتر تیغه جلویی نصب می شوند. در امتداد طول، آکوردهای کانتور تیغه در موقعیتی قرار می گیرند که جلوی لبه انتهایی تیغه جلو و جلوی لبه جلویی تیغه عقب تراز می شود یا نسبت به آن جابجا می شود. تعداد مدارهای نصب شده بین قفسه ها با وابستگی محافظت شده توسط اختراع حاضر تعیین می شود. این اختراع امکان افزایش راندمان آخرین مرحله توربین و همچنین کاهش چرخش جریان خروجی را فراهم می کند. 3 بیمار

این اختراع مربوط به دستگاه های اگزوز است و می تواند به عنوان بخشی از یک واحد پمپاژ گاز با یک واحد توربین گاز استفاده شود. دستگاه اگزوز حاوی یک دیفیوزر، یک آداپتور با باله های جداکننده جریان و یک صدا خفه کن کاست است که در زاویه 30-60 درجه نسبت به محور آداپتور قرار گرفته است. هر یک از کاست های صدا خفه کن از یک قاب باربر پوشیده شده با ورق تشکیل شده است که حفره بین آن با مواد جاذب صدا پر شده است. در سمتی که به سمت دیفیوزر متمایل است، کاست ها با یک ورق سوراخ پوشیده شده اند و در طرف مقابل - با یک صفحه جامد. این اختراع امکان افزایش کارایی کاهش نویز در دستگاه خروجی را با اطمینان از حرکت جریان یکنواخت فراهم می کند. 2 بیمار

این اختراع مربوط به مهندسی مکانیک است و می تواند در مجرای اگزوز یک واحد پمپاژ گاز یا نیروگاه توربین گاز استفاده شود. دیفیوزر مجرای اگزوز یک تاسیسات توربین گاز حاوی پوسته ای با فلنج، پوششی که پوسته را می پوشاند و عایق صوتی بین پوسته و بدنه قرار دارد. پوسته از قطعات متحرک و متصل تلسکوپی با محدود کننده های حرکت ساخته شده است. پوشش توسط یک ماده الاستیک، به عنوان مثال پارچه "اتم"، که به پوسته ثابت شده است، تشکیل شده است. این اختراع باعث بهبود قابلیت اطمینان طراحی دیفیوزر و همچنین کاهش مصرف فلز آن می شود. 3 بیمار

یک خروجی برای استفاده با یک توربین شامل چندین مرحله برای هدایت بخار از توربین به یک کندانسور پیکربندی شده است و شامل یک مخروط پشتیبانی احاطه کننده روتور توربین، یک راهنما و یک کلاهک راهنما است. راهنما به صورت شعاعی خارج از مخروط نگهدارنده قرار دارد، که در آن راهنما و مخروط نگهدارنده برای هدایت سیال به خارج از توربین پیکربندی شده اند. درپوش راهنما از لبه و سطح پشتی راهنما تا توربین امتداد یافته و به جلوگیری از تشکیل گردابه های سیال در خروجی کمک می کند. یکی دیگر از اختراعات این گروه مربوط به یک توربین بخار شامل لوله اگزوز فوق است. گروهی از اختراعات افزایش عملکرد توربین را ممکن می سازد. 2 n. و 6 حقوق f-ly، 5 بیمار.

اختراع مربوط به انرژی است. بخش کم فشار یک توربین بخار، شامل یک تنظیم کننده ورودی، گروهی از مراحل با محفظه های میانی و یک لوله اگزوز متصل به کندانسور که توسط یک سیستم لوله به حجم های ورودی و خروجی تقسیم می شود، حجم خروجی کندانسور به اتاق میانی، به عنوان مثال، قبل از آخرین مرحله، از طریق یک لوله سرریز با یک شیر. راه حل فنی ادعا شده بر اساس ویژگی عملکرد آخرین مرحله کم فشار در نرخ جریان بخار کم است، زمانی که پروانه آن نیرو تولید نمی کند، اما آن را از روتور دریافت می کند و آن را صرف پمپاژ بخار به سمت اگزوز می کند. با این حالت کار "کمپرسور"، فشار قبل از آخرین مرحله کمتر از کندانسور است. این امر باعث می شود تا بخار قبل از آخرین مرحله به داخل محفظه هدایت شود که توسط سیستم لوله کندانسور خنک می شود زیرا از حجم ورودی به حجم خروجی جریان می یابد. اختراع ادعا شده افزایش قابلیت اطمینان و کارایی یک توربین بخار در نرخ جریان بخار کم را از طریق گروهی از مراحل قسمت کم فشار با کاهش گرمایش تهویه قسمت جریان و از بین بردن پیامدهای آن بدون استفاده از خنک کننده امکان پذیر می کند. تزریق رطوبت، که فرسایش را افزایش می دهد، و بدون افزایش سرعت جریان بخار کار، که باعث کاهش تولید گرما و الکتریسیته می شود. 1 بیمار

این اختراع مربوط به حوزه موتورهای توربین گازی هوانوردی است، به ویژه به واحدی که بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین مدار داخلی یک موتور هواپیمای دو مدار قرار دارد.