برای اولین بار یک هواپیما با موتور توربوجت ( TRD) در سال 1939 روی آنتن رفت. از آن زمان، طراحی موتورهای هواپیما بهبود یافته است، انواع مختلفی ظاهر شده است، اما اصل کار برای همه آنها تقریبا یکسان است. برای درک اینکه چرا یک هواپیما با چنین جرم بزرگی می تواند به راحتی به هوا برود، باید بدانید که موتور هواپیما چگونه کار می کند. یک موتور توربوجت هواپیما را با استفاده از نیروی محرکه 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 نصب توربوجت هواپیما و همه افراد داخل کابین را با کمک جت گازی هل می دهد. جریان جت که از نازل خارج می شود، از هوا دفع می شود و در نتیجه هواپیما را به حرکت در می آورد.

دستگاه موتور توربوفن

طرح

دستگاه 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.

TRD 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 دستگاه 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 برای توربین فراهم می کند. آنها از تیتانیوم ساخته شده اند. علاوه بر عملکرد اصلی (کشش در 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. در اثر این پمپاژ، سیستم خنک می شود و از تخریب محفظه احتراق جلوگیری می شود.

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

نمای موتور هواپیما از بیرون

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. توربین به دلیل این چرخش باعث می شود شافتی که فن روی آن نصب شده است بچرخد. به نظر می رسد یک سیستم بسته است که برای عملکرد موتور فقط به تامین هوا و حضور سوخت نیاز دارد.

سپس مخلوط وارد نازل می شود. این مرحله نهایی چرخه موتور 1 است. اینجاست که جریان جت تشکیل می شود. موتور هواپیما اینگونه کار می کند. فن هوای سرد 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 یقه نازل می شود.

نازل های مختلفی را می توان در موتور هواپیما نصب کرد. کامل ترین ها موبایل در نظر گرفته می شوند. نازل متحرک می تواند منبسط و منقبض شود و همچنین زاویه را تنظیم کرده و جهت صحیح جریان جت را تنظیم می کند. هواپیماهایی با چنین موتورهایی با قابلیت مانور عالی مشخص می شوند.

انواع موتور

موتورهای هواپیما انواع مختلفی دارند:

• کلاسیک؛
• توربوپراپ؛
• توربوفن؛
• مستقیم از وسط.

کلاسیکنصب و راه اندازی بر اساس اصل شرح داده شده در بالا کار می کند. چنین موتورهایی بر روی هواپیماهایی با تغییرات مختلف نصب می شوند. توربوپراپتا حدودی متفاوت عمل کند در آنها، توربین گاز هیچ ارتباط مکانیکی با انتقال ندارد. این تاسیسات هواپیما را با کمک جت تراست فقط تا حدی به حرکت در می آورند. این نوع نصب از بخش اصلی انرژی مخلوط داغ برای حرکت پروانه از داخل گیربکس استفاده می کند. در چنین نصبی به جای یکی، 2 توربین وجود دارد. یکی از آنها کمپرسور را هدایت می کند، و دومی - پیچ. بر خلاف توربوجت کلاسیک، نصب پیچی مقرون به صرفه تر است. اما آنها به هواپیما اجازه توسعه سرعت بالا را نمی دهند. آنها بر روی هواپیماهای کم سرعت نصب می شوند. TRD به شما امکان می دهد سرعت بسیار بیشتری را در طول پرواز توسعه دهید.

توربوفن هاموتورها واحدهای ترکیبی هستند که عناصر موتورهای توربوجت و توربوپراپ را ترکیب می کنند. آنها در اندازه بزرگ پره های فن با کلاسیک ها متفاوت هستند. فن و پروانه هر دو با سرعت های زیر 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 بر روی لاینرها و هواپیماهای با ظرفیت بالا نصب می شوند.

اندازه موتور هواپیما نسبت به قد انسان

جریان مستقیمتاسیسات جت هوا شامل استفاده از عناصر متحرک نیست. 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 کار می کند.

برخی از هواپیماها با موتورهای توربوپراپ پرواز می کنند که 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 نسبت به 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

0

موتورهای جت هوا با توجه به روش پیش فشرده سازی هوا قبل از ورود به محفظه احتراق به کمپرسور و غیر کمپرسور تقسیم می شوند. در موتورهای جت هوای بدون کمپرسور از هد سرعت جریان هوا استفاده می شود. در موتورهای کمپرسور هوا توسط کمپرسور فشرده می شود. موتور جت هوای کمپرسور یک موتور توربوجت (TRD) است. این گروه که موتورهای ترکیبی یا ترکیبی نامیده می شوند، شامل موتورهای توربوپراپ (TVD) و موتورهای توربوجت بای پس (DTRD) می شود. با این حال، طراحی و عملکرد این موتورها تا حد زیادی شبیه به موتورهای توربوجت است. اغلب، همه انواع این موتورها تحت نام عمومی موتورهای توربین گازی (GTE) ترکیب می شوند. موتورهای توربین گاز از نفت سفید به عنوان سوخت استفاده می کنند.

موتورهای توربوجت

طرح های ساختارییک موتور توربوجت (شکل 100) از یک ورودی، یک کمپرسور، یک محفظه احتراق، یک توربین گاز و یک خروجی تشکیل شده است.

دستگاه ورودی برای تامین هوای کمپرسور موتور طراحی شده است. بسته به محل قرارگیری موتور در هواپیما، ممکن است بخشی از طراحی هواپیما یا طراحی موتور باشد. دستگاه ورودی فشار هوای جلوی کمپرسور را افزایش می دهد.

افزایش بیشتر فشار هوا در کمپرسور اتفاق می افتد. در موتورهای توربوجت از کمپرسورهای گریز از مرکز (شکل 101) و کمپرسورهای محوری (نگاه کنید به شکل 100) استفاده می شود.

در کمپرسور محوری، هنگامی که روتور می چرخد، تیغه ها که بر روی هوا اثر می گذارند، آن را می پیچند و آن را مجبور می کنند تا در امتداد محور به سمت خروجی کمپرسور حرکت کند.

در کمپرسور گریز از مرکز، هنگامی که پروانه می چرخد، هوا توسط تیغه ها به داخل کشیده می شود و تحت تأثیر نیروهای گریز از مرکز به سمت اطراف حرکت می کند. موتورهای دارای کمپرسور محوری بیشترین کاربرد را در هوانوردی مدرن پیدا کرده اند.

کمپرسور محوری شامل یک روتور (قطعه چرخان) و یک استاتور (قطع ثابت) است که دستگاه ورودی به آن متصل است. برای جلوگیری از ورود اجسام خارجی به داخل کمپرسور، گاهی اوقات صفحه های محافظ در دستگاه های ورودی نصب می شود که باعث آسیب به پره ها می شود.

روتور کمپرسور شامل چندین ردیف پره های روتور پروفیلی است که به صورت دایره ای مرتب شده اند و به طور متوالی در امتداد محور چرخش متناوب می شوند. روتورها به درام (شکل 102، الف)، دیسک (شکل 102، ب) و درام-دیسک (شکل 102، ج) تقسیم می شوند.

استاتور کمپرسور شامل مجموعه ای حلقوی از تیغه های پروفیلی است که در محفظه ثابت شده اند. ردیف تیغه های ثابت که صاف کننده نامیده می شود، همراه با ردیف تیغه های کار، مرحله کمپرسور نامیده می شود.

موتورهای توربوجت هواپیماهای مدرن از کمپرسورهای چند مرحله ای برای افزایش کارایی فرآیند فشرده سازی هوا استفاده می کنند. مراحل کمپرسور با یکدیگر هماهنگ شده اند تا هوا در خروجی یک مرحله به آرامی در اطراف پره های مرحله بعدی جریان یابد.

جهت هوای لازم به مرحله بعد توسط صاف کننده تامین می شود. برای همین منظور، پره راهنمای نصب شده در جلوی کمپرسور نیز کار می کند. در برخی از طراحی های موتور، پره راهنما ممکن است وجود نداشته باشد.

یکی از عناصر اصلی یک موتور توربوجت، محفظه احتراق است که در پشت کمپرسور قرار دارد. از نظر ساختاری، محفظه های احتراق لوله ای (شکل 103)، حلقوی (شکل 104)، لوله ای-حلقه ای (شکل 105) هستند.

محفظه احتراق لوله ای (انفرادی) از یک لوله شعله و یک محفظه بیرونی تشکیل شده است که توسط فنجان های تعلیق به هم متصل شده اند. در جلوی محفظه احتراق، انژکتورهای سوخت و یک چرخان برای تثبیت شعله تعبیه شده است. لوله شعله دارای سوراخ هایی برای تامین هوا است که از گرم شدن بیش از حد لوله شعله جلوگیری می کند. احتراق مخلوط سوخت و هوا در لوله های شعله توسط دستگاه های احتراق مخصوص نصب شده در اتاقک های جداگانه انجام می شود. لوله های شعله بین خود با لوله های شاخه ای به هم متصل می شوند که باعث احتراق مخلوط در تمام اتاق ها می شود.

محفظه احتراق حلقوی به شکل یک حفره حلقوی ساخته شده است که توسط محفظه های بیرونی و داخلی محفظه تشکیل شده است. در قسمت جلوی کانال حلقوی یک لوله شعله حلقوی و در قسمت جلوی لوله شعله چرخان و نازل نصب شده است.

محفظه احتراق لوله‌ای-حلقه‌ای شامل محفظه‌های بیرونی و داخلی است که فضای حلقوی شکلی را تشکیل می‌دهد که درون آن لوله‌های شعله جداگانه قرار می‌گیرد.

برای به حرکت درآوردن کمپرسور TRD از یک توربین گازی استفاده می شود. در موتورهای مدرن، توربین های گازی محوری هستند. توربین های گازی می توانند تک مرحله ای یا چند مرحله ای (حداکثر شش مرحله) باشند. اجزای اصلی توربین شامل دستگاه‌های نازل (راهنما) و پروانه‌هایی است که از دیسک‌ها و پره‌های روتور واقع در رینگ‌های آنها تشکیل شده‌اند. پروانه ها به محور توربین متصل می شوند و همراه با آن یک روتور تشکیل می دهند (شکل 106). دستگاه های نازل در جلوی تیغه های کار هر دیسک قرار دارند. ترکیب یک دستگاه نازل ثابت و یک دیسک با پره های کاری مرحله توربین نامیده می شود. پره های روتور با یک قفل درخت کریسمس به دیسک توربین متصل می شوند (شکل 107).

دستگاه اگزوز (شکل 108) از یک لوله اگزوز، یک مخروط داخلی، یک قفسه و یک نازل جت تشکیل شده است. در برخی موارد به دلیل چیدمان موتور روی هواپیما، یک لوله کششی بین لوله اگزوز و نازل جت نصب می شود. نازل های جت می توانند با بخش خروجی قابل تنظیم و تنظیم نشده باشند.

اصل عملیات.برخلاف موتور پیستونی، فرآیند کار در موتورهای توربین گازی به چرخه های جداگانه تقسیم نمی شود، بلکه به طور مداوم ادامه می یابد.

اصل کار یک موتور توربوجت به شرح زیر است. در هنگام پرواز، جریان هوا در مقابل موتور از ورودی به کمپرسور عبور می کند. در دستگاه ورودی هوا از قبل فشرده شده و انرژی جنبشی جریان هوای متحرک تا حدی به انرژی فشار پتانسیل تبدیل می شود. هوا در کمپرسور تحت فشار شدیدتری قرار می گیرد. در موتورهای توربوجت با کمپرسور محوری، با چرخش سریع روتور، پره های کمپرسور مانند پره های فن، هوا را به سمت محفظه احتراق می راند. در صاف کننده های نصب شده در پشت پروانه های هر مرحله از کمپرسور، به دلیل شکل پخش کننده کانال های بین پره ای، انرژی جنبشی جریان به دست آمده در چرخ به انرژی فشار پتانسیل تبدیل می شود.

در موتورهای دارای کمپرسور گریز از مرکز، هوا توسط نیروی گریز از مرکز فشرده می شود. هوای ورودی به کمپرسور توسط تیغه های پروانه ای که به سرعت در حال چرخش است گرفته شده و تحت اثر نیروی گریز از مرکز از مرکز به محیط چرخ کمپرسور پرتاب می شود. هرچه پروانه سریعتر بچرخد، فشار بیشتری توسط کمپرسور ایجاد می شود.

به لطف کمپرسور، موتورهای توربوجت می توانند نیروی رانش را هنگام کار در محل ایجاد کنند. کارایی فرآیند فشرده سازی هوا در کمپرسور

با درجه افزایش فشار π تا مشخص می شود، که نسبت فشار هوا در خروجی کمپرسور p 2 به فشار هوای اتمسفر p H است.

سپس هوای فشرده شده در ورودی و کمپرسور وارد محفظه احتراق می شود و به دو جریان تقسیم می شود. یک قسمت از هوا (هوای اولیه) که 25-35٪ از کل جریان هوا را تشکیل می دهد، مستقیماً به لوله شعله هدایت می شود، جایی که فرآیند اصلی احتراق در آن انجام می شود. بخش دیگری از هوا (هوای ثانویه) در اطراف حفره‌های بیرونی محفظه احتراق جریان می‌یابد و دومی را خنک می‌کند و در خروجی محفظه با محصولات احتراق مخلوط می‌شود و دمای جریان گاز-هوا را به مقداری کاهش می‌دهد که توسط آن تعیین می‌شود. مقاومت حرارتی پره های توربین قسمت کوچکی از هوای ثانویه از طریق دهانه های جانبی لوله شعله وارد منطقه احتراق می شود.

بنابراین، مخلوط سوخت و هوا در محفظه احتراق با پاشش سوخت از طریق نازل ها و مخلوط کردن آن با هوای اولیه، سوزاندن مخلوط و مخلوط کردن محصولات احتراق با هوای ثانویه تشکیل می شود. هنگامی که موتور روشن می شود، مخلوط توسط یک دستگاه احتراق خاص مشتعل می شود و در حین کار بیشتر موتور، مخلوط سوخت و هوا توسط شعله موجود مشتعل می شود.

جریان گاز تشکیل شده در محفظه احتراق، که دما و فشار بالایی دارد، از طریق یک دستگاه نازل باریک به سمت توربین می رود. در کانال های دستگاه نازل، سرعت گاز به شدت به 450-500 متر بر ثانیه افزایش می یابد و تبدیل جزئی انرژی حرارتی (پتانسیل) به انرژی جنبشی صورت می گیرد. گازهای حاصل از دستگاه نازل وارد پره های توربین می شوند، جایی که انرژی جنبشی گاز به کار مکانیکی چرخش توربین تبدیل می شود. پره های توربین که همراه با دیسک ها می چرخند، محور موتور را می چرخانند و در نتیجه عملکرد کمپرسور را تضمین می کنند.

در پره های کاری توربین، یا فقط فرآیند تبدیل انرژی جنبشی گاز به کار مکانیکی چرخش توربین می تواند رخ دهد یا انبساط بیشتر گاز با افزایش سرعت آن. در مورد اول، توربین گاز فعال نامیده می شود، در مورد دوم - واکنشی. در حالت دوم، پره های توربین علاوه بر اثر فعال جت گاز روبه رو، به دلیل تسریع جریان گاز، اثر واکنشی را نیز تجربه می کنند.

انبساط نهایی گاز در خروجی موتور (نازل جت) اتفاق می افتد. در اینجا فشار جریان گاز کاهش می یابد و سرعت به 550-650 متر بر ثانیه (در شرایط زمینی) افزایش می یابد.

بنابراین انرژی پتانسیل محصولات احتراق در موتور در طی فرآیند انبساط (در توربین و نازل خروجی) به انرژی جنبشی تبدیل می شود. بخشی از انرژی جنبشی در این مورد به چرخش توربین می رود، که به نوبه خود کمپرسور را می چرخاند، بخشی دیگر - برای تسریع جریان گاز (برای ایجاد رانش جت).

موتورهای توربوپراپ

دستگاه و اصل کار.برای هواپیماهای مدرن

با داشتن ظرفیت حمل و برد پروازی زیاد، موتورهایی مورد نیاز هستند که بتوانند نیروی رانش لازم را با حداقل وزن مخصوص ایجاد کنند. این الزامات توسط موتورهای توربوجت برآورده می شود. با این حال، آنها در مقایسه با نصب های ملخ محور در سرعت های پایین پرواز غیراقتصادی هستند. در این راستا، برخی از انواع هواپیماهایی که برای پرواز با سرعت نسبتاً پایین و با برد طولانی در نظر گرفته شده اند، نیازمند نصب موتورهایی هستند که مزایای یک موتور توربوجت را با مزایای نصب پروانه محور در سرعت های پایین پرواز ترکیب کند. این موتورها شامل موتورهای توربوپراپ (TVD) می شود.

توربوپراپ یک موتور هواپیمای توربین گازی است که در آن توربین بیش از آنچه برای چرخاندن کمپرسور لازم است توان تولید می کند و این توان اضافی برای چرخاندن پروانه استفاده می شود. یک نمودار شماتیک از TVD در شکل نشان داده شده است. 109.

همانطور که از نمودار مشاهده می شود، موتور توربوپراپ از قطعات و مجموعه های مشابه توربوجت تشکیل شده است. با این حال، برخلاف موتورهای توربوجت، یک پروانه و یک گیربکس نیز بر روی یک موتور توربوپراپ نصب می‌شوند. برای به دست آوردن حداکثر قدرت موتور، توربین باید سرعت های بالایی (تا 20000 دور در دقیقه) ایجاد کند. اگر پروانه با همان سرعت بچرخد، بازده دومی بسیار کم خواهد بود، زیرا پروانه در حالت های پرواز طراحی در 750-1500 دور در دقیقه به حداکثر بازده خود می رسد.

برای کاهش سرعت پروانه نسبت به سرعت توربین گاز، یک گیربکس در موتور توربوپراپ تعبیه شده است. در موتورهای پرقدرت، گاهی اوقات از دو ملخ ضد چرخش استفاده می شود که یک گیربکس عملکرد هر دو ملخ را فراهم می کند.

در برخی از موتورهای توربوپراپ، کمپرسور توسط یک توربین و پروانه توسط توربین دیگر به حرکت در می آید. این امر شرایط مطلوبی را برای تنظیم موتور ایجاد می کند.

نیروی رانش در سالن عمدتاً توسط پروانه (تا 90٪) ایجاد می شود و فقط کمی به دلیل واکنش جت گاز است.

در موتورهای توربوپراپ از توربین‌های چند مرحله‌ای استفاده می‌شود (تعداد مراحل از 2 تا 6 مرحله است) که به دلیل نیاز به کارکردن افت‌های حرارتی زیاد روی یک توربین توربوپراپ نسبت به یک توربین توربوجت دیکته می‌شود. علاوه بر این، استفاده از توربین چند مرحله ای باعث می شود تا سرعت آن و در نتیجه از ابعاد و وزن گیربکس کاهش یابد.

هدف عناصر اصلی تئاتر با هدف همان عناصر موتور توربوجت تفاوتی ندارد. گردش کار یک تئاتر نیز شبیه به یک توربوجت است. درست مانند یک موتور توربوجت، جریان هوای از پیش فشرده شده در دستگاه ورودی تحت فشار اصلی در کمپرسور قرار می گیرد و سپس وارد محفظه احتراق می شود، که سوخت به طور همزمان از طریق انژکتورها به داخل آن تزریق می شود. گازهایی که در نتیجه احتراق مخلوط هوا و سوخت ایجاد می شوند دارای انرژی پتانسیل بالایی هستند. آنها با عجله وارد توربین گاز می شوند، جایی که تقریباً در حال گسترش، کار تولید می کنند که سپس به کمپرسور، پروانه و درایوهای واحد منتقل می شود. در پشت توربین، فشار گاز تقریباً برابر با فشار اتمسفر است.

در موتورهای توربوپراپ مدرن، نیروی رانشی که تنها در اثر واکنش جت گازی که از موتور جریان می یابد به دست می آید 10-20٪ از کل نیروی رانش است.

دور زدن موتورهای توربوجت

تمایل به افزایش راندمان رانش موتورهای توربوجت در سرعت های بالای پرواز مادون صوت منجر به ایجاد موتورهای توربوجت بای پس (DTJE) شد.

برخلاف موتور توربوجت معمولی، در موتورهای توربین گازی، یک توربین گازی (علاوه بر کمپرسور و تعدادی واحد کمکی) یک کمپرسور کم فشار را به حرکت در می آورد که در غیر این صورت فن مدار ثانویه نامیده می شود. فن مدار دوم DTRD همچنین می تواند از یک توربین جداگانه که در پشت توربین کمپرسور قرار دارد رانده شود. ساده ترین طرح DTRD در شکل نشان داده شده است. 110.

اولین مدار (داخلی) DTRD مدار یک توربوجت معمولی است. مدار دوم (خارجی) یک کانال حلقوی است که یک فن در آن قرار دارد. بنابراین موتورهای بای پس توربوجت گاهی اوقات توربوفن نامیده می شوند.

کار DTRD به شرح زیر است. جریان هوا روی موتور وارد ورودی هوا می شود و سپس یک قسمت از هوا از کمپرسور فشار قوی مدار اولیه عبور می کند ، قسمت دیگر - از طریق پره های فن (کمپرسور کم فشار) مدار ثانویه. از آنجایی که مدار مدار اول مدار معمول یک موتور توربوجت است، گردش کار در این مدار مشابه گردش کار در موتور توربوجت است. عملکرد فن مدار ثانویه مشابه عملکرد پروانه چند پره ای است که در یک مجرای حلقوی می چرخد.

از DTRD در هواپیماهای مافوق صوت نیز می توان استفاده کرد، اما در این صورت برای افزایش نیروی رانش آنها، لازم است احتراق سوخت در مدار ثانویه پیش بینی شود. برای افزایش سریع (تقویت) رانش DTRD، گاهی اوقات سوخت اضافی یا در جریان هوای مدار ثانویه یا پشت توربین مدار اولیه سوزانده می شود.

هنگامی که سوخت اضافی در مدار ثانویه سوزانده می شود، لازم است مساحت نازل جت آن را افزایش دهید تا حالت های عملکرد هر دو مدار بدون تغییر باقی بماند. اگر این شرط رعایت نشود، به دلیل افزایش دمای گاز بین فن و نازل جت مدار ثانویه، جریان هوا از طریق فن مدار ثانویه کاهش می یابد. این امر مستلزم کاهش قدرت مورد نیاز برای چرخش فن خواهد بود. سپس برای حفظ دور قبلی موتور باید دمای گاز جلوی توربین در مدار اولیه کاهش یابد و این امر منجر به کاهش رانش در مدار اولیه می شود. افزایش رانش کل ناکافی خواهد بود و در برخی موارد ممکن است رانش کل موتور تقویت شده کمتر از کل رانش موتور دیزل معمولی باشد. علاوه بر این، تقویت رانش با مصرف سوخت ویژه بالا همراه است. همه این شرایط کاربرد این روش افزایش رانش را محدود می کند. با این حال، تقویت نیروی رانش یک DTRD می تواند به طور گسترده در سرعت پرواز مافوق صوت استفاده شود.

ادبیات مورد استفاده: "مبانی هوانوردی" نویسندگان: G.A. نیکیتین، E.A. باکانوف

مدل سودمند امکان افزایش کارایی موتور توربوجت بای پس (TEF) را با تضمین خنک‌سازی آخرین مرحله توربین در حالت‌های حداکثر (مثلاً در حالت برخاستن) و افزایش راندمان در حالت‌های عملیات کروز فراهم می‌کند. سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین کم فشار محوری موتور توربوفن شامل یک ورودی هوا از مدار بیرونی موتور و یک ورودی هوای اضافی در پشت یکی از مراحل کمپرسور میانی است. سیستم خنک کننده مجهز به دستگاهی برای تنظیم جریان هوا به حفره مجاور سطح پشتی دیسک توربین مرحله آخر است. دستگاه کنترل شامل یک حلقه چرخشی با یک درایو است. حلقه گردان با دیواره انتهایی تکیه گاه توربین تماس می گیرد. دو سوراخ در دیواره انتهایی تکیه گاه ایجاد شده است. یک سوراخ به حفره حلقوی تکیه گاه توربین آخرین مرحله و دیگری به حفره کلکتور هوا واقع در حفره حلقوی تکیه گاه توربین متصل می شود. حلقه چرخان دستگاه کنترل دارای یک سوراخ بیضی شکل است که با امکان ارتباط متناوب با یکی از دو سوراخ از طریق دیواره انتهایی تکیه گاه توربین قرار دارد.

مدل کاربردی مربوط به سیستم های خنک کننده عنصر موتور هواپیما، و به طور خاص به سیستم خنک کننده یک توربین کم فشار (LPT) یک موتور توربوجت بای پس (TRDD) است.

هوای خنک کننده برای خنک کردن عناصر ساختاری داغ موتورهای توربوجت استفاده می شود.

یک سیستم خنک کننده توربین معروف موتور بای پس توربوجت، که در آن از هوا برای خنک کردن پره های توربین استفاده می شود، که از مرحله میانی یا آخر کمپرسور فشار قوی (HPC) گرفته شده است (به عنوان مثال، "طراحی توربوشارژر TRDDF، انتشارات MAI، 1996، صفحه 27-28). هوای خنک کننده گرفته شده از HPC دارای فشار کافی (در مقایسه با محل انتشار آن در مسیر جریان توربین) است که تامین تضمین شده آن را به تمام سطوح خنک کننده تضمین می کند. از این نظر راندمان چنین سیستم خنک کننده ای بسیار بالاست.

عیب استفاده از چنین سیستم خنک کننده ای کاهش نیروی رانش خاص در حالت های حداکثر و کارایی در حالت های کروز است. این کاهش به دلیل این واقعیت است که بخشی از توان توربین فشار قوی که برای فشرده‌سازی هوای خنک‌کننده LPT می‌رود، از بین می‌رود و برای چرخاندن کمپرسور فشار قوی (HPC) یا ایجاد نیروی رانش موتور استفاده نمی‌شود. به عنوان مثال، اگر نرخ جریان پره های خنک کننده HPP ~ 5٪ از سرعت جریان هوا در ورودی HPC باشد و هوا از آخرین مرحله آن گرفته شود، تلفات توان می تواند ~5٪ باشد که معادل کاهش راندمان توربین به همان میزان.

نزدیکترین راه حل فنی ادعا شده، سیستم خنک کننده توربین یک موتور توربوجت بای پس است که در آن هوای گرفته شده از کانال مدار خارجی برای خنک کردن پره های توربین کم فشار استفاده می شود (برای مثال به موتور بای پس توربوجت با پس سوز AL مراجعه کنید. -31F" آموزش، انتشارات VVIA به نام N.E. Zhukovsky، 1987، صفحات 128-130). خنک کننده توربین در تمام حالت های کار موتور انجام می شود. با این نوع استخراج هوای خنک کننده، توان اضافی توربین برای تراکم آن در HPC مصرف نمی شود، بنابراین، مقدار بیشتری از انرژی پتانسیل جریان گاز پشت توربین را می توان در نازل جت به انرژی جنبشی جت اگزوز تبدیل کرد. ، که به نوبه خود منجر به افزایش رانش موتور و اقتصاد آن می شود.

عیب استفاده از چنین سیستم خنک کننده ای کاهش راندمان خنک کننده به دلیل فشار هوای ناکافی گرفته شده از کانال مدار هوای خنک کننده خارجی در حالت های عملکرد موتور نزدیک به حداکثر است (مثلاً حالت برخاست). در این حالت های کاری، نسبت بهینه برای راندمان موتور (حداکثر مقدار رانش ویژه موتور) نسبت فشارها در کانال مدار بیرونی و در خروجی توربین کم فشار نزدیک است. به یک. چنین اختلاف فشاری با در نظر گرفتن تلفات در کانال های تامین و نازل ها برای اجرای خنک کننده موثر تیغه کار موتور LPT در این حالت ها کافی نیست.

راه حل های فنی شناخته شده دارای قابلیت های محدودی هستند، زیرا منجر به کاهش راندمان موتور می شوند.

مدل کاربردی مبتنی بر وظیفه افزایش کارایی موتور توربوفن با تضمین خنک‌سازی آخرین مرحله توربین در حالت‌های حداکثر (به عنوان مثال، برخاستن) و افزایش راندمان در حالت‌های عملیات کروز است.

نتیجه فنی افزایش راندمان موتور توربوفن است.

مشکل با این واقعیت حل می شود که سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین کم فشار محوری موتور توربوجت بای پس حاوی ورودی هوا از مدار بیرونی موتور است. ورودی هوا از طریق حفره های قفسه ها و حفره حلقوی تکیه گاه توربین مرحله آخر، مجهز به دیواره انتهایی جلو، با حفره مجاور سطح پشتی دیسک توربین و از طریق دیسک فشار با حفره های داخلی ارتباط برقرار می کند. از تیغه ها دیواره انتهایی تکیه گاه توربین دارای سوراخ هایی است و سطح بیرونی محفظه توربین مرحله آخر به صورت قسمتی از سطح داخلی کانال کانتور بیرونی موتور ساخته شده است.

چیزی که در مدل کاربردی جدید است این است که سیستم خنک کننده علاوه بر این در ورودی با یک ورودی هوا در پشت یکی از مراحل میانی کمپرسور ارائه می شود که توسط یک خط لوله به یک جمع کننده هوای توخالی در خروجی متصل می شود. سیستم خنک کننده مجهز به دستگاهی برای تنظیم جریان هوا به حفره مجاور سطح پشتی توربین آخرین مرحله است. دستگاه کنترل شامل یک حلقه چرخشی با یک درایو است. حلقه گردان با دیواره انتهایی تکیه گاه توربین تماس می گیرد. دو سوراخ در دیواره انتهایی تکیه گاه ایجاد شده است. یک سوراخ به حفره حلقوی تکیه گاه توربین آخرین مرحله و دیگری به حفره کلکتور هوا واقع در حفره حلقوی تکیه گاه توربین متصل می شود. حلقه چرخان دستگاه کنترل دارای یک سوراخ بیضی شکل است که با امکان ارتباط متناوب با یکی از دو سوراخ از طریق دیواره انتهایی تکیه گاه توربین قرار دارد.

اجرای سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین کم فشار محوری موتور توربوجت بای پس مطابق با مدل کاربردی ادعایی فراهم می کند:

تامین اضافی سیستم خنک کننده در ورودی با ورودی هوا در پشت یکی از مراحل میانی کمپرسور، متصل شده توسط یک خط لوله به یک جمع کننده هوای توخالی در خروجی، ارتباط با حفره، سطح پشتی دیسک آخرین مرحله توربین، خنک کننده تضمین شده را در حداکثر حالت ها، از جمله حالت برخاستن، تضمین می کند.

تامین سیستم خنک کننده با وسیله ای برای تنظیم جریان هوا به حفره مجاور سطح پشتی دیسک آخرین مرحله توربین از مرحله میانی کمپرسور یا از مدار خارجی، خنک کننده کارآمد تیغه روتور LPT را تضمین می کند. در تمام حالت های کار موتور دستگاه کنترل به شما امکان می دهد ویژگی های مثبت هر دو سیستم خنک کننده را با هم ترکیب کنید، یعنی با اتصال سری کانال های مختلف تامین هوای خنک کننده، اطمینان از عملکرد و کارایی سیستم خنک کننده توربین در کل محدوده کارکرد موتور منطقی تر است. حالت ها و در نتیجه بهبود کشش، ویژگی های اقتصادی و منابع موتور. بنابراین، در حالت برخاستن، دستگاه کنترل به گونه ای متصل می شود که هوای خنک کننده از مرحله میانی کمپرسور با فشار کافی برای خنک کردن موثر آخرین مرحله توربین تامین می شود. این امکان را فراهم می کند که عمر مفید توربین و کل موتور را با نرخ جریان هوای خنک کننده ثابت افزایش دهد یا سرعت جریان هوای خنک کننده را کاهش دهد و در نتیجه ویژگی های کشش موتور را افزایش دهد. هوا در مجرای مدار بیرونی فشار بیش از حد لازم برای خنک سازی موثر را ندارد. در حالت کروز، دستگاه کنترل از تامین هوای خنک کننده از کانال مدار خارجی اطمینان حاصل می کند، در حالی که کانال ورودی هوا از کمپرسور مسدود شده است (موقعیت حلقه بسته به سرعت کم با یک سیگنال تغییر می کند. -شافت توربین فشار موتور n nd و دمای رکود هوا در ورودی موتور T * N). با توجه به اینکه هوای خنک کننده در کمپرسور تحت فشار قرار نمی گیرد، توان HPC مورد نیاز کاهش می یابد و انرژی آزاد سیال عامل پشت توربین افزایش می یابد. این امر منجر به افزایش رانش موتور و راندمان آن می شود. علاوه بر این، هوا از کانال مدار بیرونی دارای منبع خنک کننده بزرگی است که یا باعث افزایش طول عمر توربین و کل موتور در یک نرخ جریان ثابت هوای خنک کننده می شود یا مصرف هوای خنک کننده را کاهش می دهد. و در نتیجه کارایی موتور را بیشتر می کند.

بنابراین، مشکل مطرح شده در مدل کاربردی حل شده است - افزایش راندمان موتور توربوفن با تضمین خنک سازی آخرین مرحله توربین در حالت های حداکثر (به عنوان مثال، برخاستن) و افزایش راندمان در حالت های عملیاتی کروز در مقایسه با آنالوگ های شناخته شده.

مدل کاربردی حاضر با شرح مفصل زیر در مورد سیستم خنک کننده و عملکرد آن با توجه به نقشه های نشان داده شده در شکل های 1-3 توضیح داده شده است.

شکل 1 به صورت شماتیک یک بخش طولی از آخرین مرحله توربین کم فشار محوری یک موتور توربوجت بای پس و سیستم خنک کننده آن را نشان می دهد.

شکل 2 - نمای A در شکل 1؛

شکل 3 - بخش B-B در شکل 2.

سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین کم فشار محوری یک موتور توربوجت بای پس شامل ورودی هوای 1 از مدار بیرونی 2 موتور است (شکل 1 را ببینید). ورودی هوا 1 با حفره 3 مجاور سطح پشتی دیسک 4 توربین از طریق حفره 5 قفسه 6 و حفره حلقوی 7 تکیه گاه توربین آخرین مرحله که دارای دیواره انتهایی جلویی 8 است ارتباط برقرار می کند. با سوراخ های 9 (نگاه کنید به شکل 2، 3) توربین، و از طریق کانال های 10 در دیسک 4 با حفره های داخلی پره های 11.

سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین محوری کم فشار موتور توربوجت بای پس علاوه بر این شامل یک ورودی هوا در پشت یکی از مراحل کمپرسور میانی در ورودی است (مصرف هوا و مراحل میانی کمپرسور در شکل نشان داده نشده است. 1). این ورودی هوا توسط یک خط لوله 12 با یک جمع کننده هوای توخالی 13 در خروجی مجاور دیواره انتهایی 8 تکیه گاه توربین با سوراخ های 14 متصل می شود (شکل 2، 3 را ببینید).

علاوه بر این، سیستم خنک کننده مجهز به دستگاهی برای تنظیم جریان هوا به حفره 3 در مجاورت سطح پشتی دیسک 4 توربین آخرین مرحله است. دستگاه کنترل به شکل یک حلقه دوار 15 ساخته شده است (شکل 1-3 را ببینید) با یک درایو (درایو نشان داده نشده است) در تماس با دیواره انتهایی 8 تکیه گاه توربین، جایی که سوراخ 9 حفره ارتباطی را فراهم می کند. 3 با حفره حلقوی 7 و سوراخ 14 ارتباط حفره 3 با حفره 16 جمع کننده هوا 13 واقع در حفره حلقوی 7 تکیه گاه توربین را فراهم می کند. محرک حلقه دوار 15 را می توان به عنوان مثال به شکل یک موتور پنوماتیک یا یک درایو از نوع مشابه ساخت. حلقه گردان 15 دستگاه کنترل دارای یک سوراخ بیضی شکل 17 است که امکان ارتباط متناوب با سوراخ های 9، 14 در دیواره انتهایی 8 تکیه گاه توربین را فراهم می کند.

سیستم خنک کننده پیشنهادی شامل یک ورودی هوا a (مخروف هوا در شکل 1 نشان داده نشده است) در پشت یکی از مراحل میانی کمپرسور، ورودی هوا 1 b از کانال مدار بیرونی 2 است. عملکرد سیستم تامین هوای خنک کننده در زیر شرح داده شده است.

سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین کم فشار محوری موتور توربوجت بای پس به شرح زیر عمل می کند. حلقه 15 می تواند در دو حالت باشد. هنگامی که حلقه 15 به موقعیت I می چرخد ​​(شکل 2 را ببینید) (حالت برخاستن موتور)، هوا a از طریق لوله 12 جریان می یابد، تحت تأثیر اختلاف فشار، از طریق جمع کننده هوا 13، سوراخ 14 در لوله دیوار 8 و سوراخ 17 در حلقه 15 به داخل حفره 3، مجاور سطح پشتی دیسک 4. در این حالت، مسیر عبور به حفره 3 هوای b توسط حلقه 15 مسدود می شود. هنگامی که حلقه 15 به موقعیت II (نشان داده نشده) (حالت کروز)، سوراخ 17 می چرخد ​​به طوری که سوراخ 14 توسط حلقه 15 مسدود می شود و هوای b از سوراخ 9 و سوراخ 17 در حلقه 15 وارد حفره 3 می شود. در این حالت هوای a که بعد از مرحله میانی کمپرسور گرفته شده است وارد حفره 3 نمی شود.

تغییر حلقه 15 به موقعیت I یا II با یک سیگنال بسته به سرعت n شفت توربین کم فشار موتور و دمای رکود هوا در ورودی موتور T * N انجام می شود. در مقادیر بالا از پارامتر (عملکرد موتور برخاست)، حلقه 15 در موقعیت I است، در مقادیر پایین پارامتر (حالت کروز) - در موقعیت II.

اجرای سیستم خنک کننده مطابق با راه حل فنی ادعا شده به شما این امکان را می دهد که خنک سازی لازم آخرین مرحله توربین کم فشار را در تمام حالت های کار موتور و در عین حال افزایش بازده و صرفه جویی در عملکرد آن فراهم کنید.

سیستم خنک کننده آخرین مرحله از توربین کم فشار محوری یک موتور توربوجت بای پس، حاوی ورودی هوا از کانتور بیرونی موتور، ارتباط از طریق حفره های قفسه ها و حفره حلقوی تکیه گاه توربین آخرین. صحنه، مجهز به یک دیوار انتهایی جلو، با یک حفره در مجاورت سطح پشتی دیسک توربین، و از طریق فشار، یک دیسک با حفره‌های داخلی پره‌ها، جایی که دیواره انتهایی تکیه‌گاه توربین دارای سوراخ‌هایی است که مشخصه آن این است که سیستم خنک کننده علاوه بر این در ورودی مجهز به یک ورودی هوا در پشت یکی از مراحل میانی کمپرسور است که توسط یک خط لوله به یک جمع کننده هوای توخالی در خروجی متصل می شود و دستگاهی برای تنظیم هوای هوا به حفره مجاور سطح پشتی توربین مرحله آخر، جایی که دستگاه کنترل به شکل یک حلقه دوار با یک محرک در تماس با دیواره انتهایی تکیه گاه توربین ساخته شده است، دو سوراخ در دیواره انتهایی تکیه گاه ایجاد می شود. جایی که یک سوراخ به حفره حلقوی تکیه گاه توربین آخرین مرحله و دیگری به حفره کلکتور هوا واقع در حفره حلقوی تکیه گاه توربین وصل می شود، حلقه چرخشی دستگاه کنترل با یک ورودی ارائه می شود. سوراخ بیضی شکل با امکان ارتباط متناوب با یکی از این دو سوراخ از طریق دیواره انتهایی تکیه گاه توربین.

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/

1. توضیحات طراحی

قدرت قدرت موتور توربین

1.1 AL-31F

AL-31F یک موتور توربوجت دو شفت دو مداره با جریان های اختلاط مدارهای داخلی و خارجی در پشت توربین، پس سوز مشترک برای هر دو مدار و یک نازل جت همه حالته مافوق صوت قابل تنظیم است. کمپرسور محوری 3 مرحله ای کم فشار با پره راهنمای ورودی قابل تنظیم (VNA)، کمپرسور محوری 7 مرحله ای فشار قوی با VNA قابل تنظیم و پره های راهنما دو مرحله اول. توربین های فشار بالا و پایین - محوری تک مرحله ای. پره های توربین ها و دستگاه های نازل خنک می شوند. محفظه اصلی احتراق حلقوی است. آلیاژهای تیتانیوم (تا 35 درصد جرم) و فولادهای مقاوم در برابر حرارت به طور گسترده در طراحی موتور استفاده می شوند.

1.2 توربین

خصوصیات عمومی

توربین موتور محوری، جت، دو مرحله ای، دو شفت است. مرحله اول یک توربین فشار قوی است. مرحله دوم فشار کم است. تمام پره ها و دیسک های توربین خنک می شوند.

پارامترهای اصلی (H=0، M=0، حالت "حداکثر") و مواد قطعات توربین در جداول 1.1 و 1.2 آورده شده است.

جدول 1.1

پارامتر
درجه کاهش فشار کل گاز
راندمان توربین از نظر پارامترهای جریان راکد
سرعت محیطی در حاشیه تیغه ها، m/s
سرعت روتور، دور در دقیقه
نسبت آستین
دمای گاز در ورودی توربین
مصرف گاز، کیلوگرم بر ثانیه
پارامتر بار، m/s

جدول 1.2

طراحی توربین فشار قوی

توربین فشار قوی برای به حرکت درآوردن کمپرسور پرفشار و همچنین پیشرانه و واحدهای هواپیما نصب شده بر روی جعبه دنده طراحی شده است. توربین از نظر ساختاری از یک روتور و یک استاتور تشکیل شده است.

روتور توربین فشار قوی

روتور توربین از پره های روتور، دیسک و تراننیون تشکیل شده است.

تیغه کار ریخته گری، توخالی با جریان نیمه حلقه ای از هوای خنک کننده است.

در حفره داخلی به منظور سازماندهی جریان هوای خنک کننده، دنده ها، پارتیشن ها و توربولاتورها در نظر گرفته شده است.

در سری‌های بعدی، تیغه‌ای با طرح خنک‌کننده نیمه حلقه با تیغه‌ای با طرح خنک‌کننده سیکلون-گردابی جایگزین می‌شود.

یک کانال در حفره داخلی در امتداد لبه پیشرو ساخته شده است که در آن، مانند یک سیکلون، یک جریان هوا با چرخش تشکیل می شود. چرخش هوا به دلیل تامین مماس آن به کانال از طریق دهانه های بافل رخ می دهد.

از کانال، هوا از طریق سوراخ ها (سوراخ) دیواره تیغه به پشت تیغه خارج می شود. این هوا یک لایه محافظ روی سطح ایجاد می کند.

در قسمت مرکزی تیغه روی سطوح داخلی کانال هایی وجود دارد که محورهای آنها متقاطع هستند. یک جریان هوای متلاطم در کانال ها تشکیل می شود. تلاطم جت هوا و افزایش سطح تماس باعث افزایش راندمان انتقال حرارت می شود.

توربولاتورها (پل ها) با اشکال مختلف در ناحیه لبه دنباله ساخته می شوند. این توربولاتورها انتقال حرارت را تشدید کرده و استحکام تیغه را افزایش می دهند.

قسمت پروفیل تیغه توسط یک قفسه و یک پایه دراز از قفل جدا می شود. قفسه‌های تیغه‌ها، در حالت اتصال، یک پوسته مخروطی شکل را تشکیل می‌دهند که از قسمت قفل تیغه از گرم شدن بیش از حد محافظت می‌کند.

یک پایه دراز، که فاصله جریان گاز با دمای بالا را از قفل و دیسک تضمین می کند، منجر به کاهش مقدار گرمای منتقل شده از قسمت پروفیل به قفل و دیسک می شود. علاوه بر این، ساقه دراز با داشتن سختی خمشی نسبتاً کم، سطح تنش‌های ارتعاشی را در قسمت پروفیل تیغه کاهش می‌دهد.

یک قفل سه شاخه ای شاه ماهی انتقال بارهای شعاعی از تیغه ها به دیسک را تضمین می کند.

دندان ساخته شده در قسمت سمت چپ قفل، تیغه را از حرکت آن در امتداد جریان ثابت می کند و شیار به همراه عناصر تثبیت کننده تضمین می کند که تیغه در برابر جریان حرکت نمی کند.

در قسمت جانبی تیغه به منظور سهولت در ورود به هنگام تماس با استاتور و در نتیجه جلوگیری از تخریب تیغه، نمونه ای از انتهای آن ساخته شد.

برای کاهش سطح تنش های ارتعاشی در تیغه های کار، دمپرهایی با طرح جعبه ای شکل بین آنها در زیر قفسه ها قرار می گیرد. هنگامی که روتور تحت تأثیر نیروهای گریز از مرکز می چرخد، دمپرها بر روی سطوح داخلی قفسه های تیغه های ارتعاشی فشرده می شوند. به دلیل اصطکاک در نقاط تماس دو فلنج مجاور روی یک دمپر، انرژی ارتعاشات تیغه ها تلف می شود که باعث کاهش سطح تنش های ارتعاشی در تیغه ها می شود.

دیسک توربین مهر و موم شده و به دنبال آن ماشین کاری انجام می شود. در قسمت جانبی دیسک شیارهایی از نوع "Herringbone" برای بستن 90 تیغه روتور، شیارهایی برای قرار دادن قفل صفحه برای تثبیت محوری تیغه ها و سوراخ های شیبدار برای تامین هوای خنک کننده تیغه های روتور وجود دارد.

هوا از گیرنده گرفته می شود که توسط دو فلنج، سطح سمت چپ دیسک و چرخان تشکیل شده است. وزنه های متعادل کننده در زیر شانه قرار می گیرند. در صفحه سمت راست تار دیسک یک شانه مهر و موم هزارتویی و یک شانه برای جدا کردن دیسک وجود دارد. سوراخ‌های استوانه‌ای روی قسمت پلکانی دیسک برای اتصال پیچ‌های اتصال محور، دیسک و پین روتور توربین ایجاد می‌شود.

تثبیت محوری تیغه کار توسط یک دندان با قفل لایه ای انجام می شود. یک قفل لایه ای (یکی برای دو تیغه) در شیارهای تیغه ها در سه مکان از دیسک، جایی که برش ها ایجاد می شود، وارد می شود و در اطراف کل محیط تاج تیغه شتاب می گیرد. قفل های لایه ای، نصب شده در محل برش ها در دیسک، شکل خاصی دارند. این قفل ها به صورت تغییر شکل سوار شده و پس از صاف شدن وارد شیارهای تیغه ها می شوند. هنگام صاف کردن قفل لایه ای، تیغه ها از انتهای مخالف پشتیبانی می شوند.

روتور توسط وزنه هایی که در شیار شانه دیسک ثابت شده و در قفل ثابت شده اند متعادل می شود. دم قفل روی یک وزنه متعادل خم شده است. محل خم برای عدم وجود ترک با بازرسی از طریق ذره بین کنترل می شود. روتور را می توان با حرکت دادن تیغه ها متعادل کرد، کوتاه کردن انتهای وزنه ها مجاز است. عدم تعادل باقیمانده بیش از 25 گرم در سانتی متر نیست.

دیسک با تراننیون و شفت HPC توسط پیچ و مهره متصل می شود. سر پیچ ها در برابر چرخش توسط صفحات خم شده روی بریدگی سرها ثابت می شوند. پیچ ها توسط قسمت های بیرون زده سرهای موجود در شیار حلقوی شفت از حرکت طولی محافظت می شوند.

تراننیون از روتور روی یک غلتک (برینگ بین روتور) پشتیبانی می کند.

فلنج تراننیون در مرکز قرار گرفته و به دیسک توربین متصل است. روی شیارهای استوانه ای بیرونی تراننیون، آستین مهرهای هزارتویی قرار می گیرد. تثبیت محوری و محیطی هزارتوها توسط پین های شعاعی انجام می شود. برای جلوگیری از افتادن پین ها تحت تأثیر نیروهای گریز از مرکز، پس از فشار دادن آنها، سوراخ های بوش ها باز می شوند.

در قسمت بیرونی ساقه پین، زیر هزارتوها، یک مهر و موم تماسی وجود دارد که با یک مهره قلعه ای ثابت شده است. مهره با قفل صفحه ای قفل می شود.

در تسمه‌های استوانه‌ای شکل، بوش‌های مهر و موم کنتاکت و لابیرنت در مرکز قرار دارند. بوش ها توسط یک مهره قلعه ای که در رزوه های برش پیچ شده نگه داشته می شوند. مهره با خم کردن آنتن های تاج به شکاف های انتهایی قفل می شود.

در قسمت سمت راست حفره داخلی تراننیون، حلقه بیرونی غلتک قرار دارد که توسط یک مهره قلعه ای که به رزوه تراننیون پیچ شده است، نگه داشته می شود و به همین ترتیب قفل می شود.

مهر و موم تماس یک جفت بوش فولادی و حلقه گرافیتی است. فنرهای صاف بین حلقه های گرافیتی برای تماس تضمینی جفت ها قرار می گیرند. بین بوش های فولادی، یک بوش اسپیسر برای جلوگیری از گیرکردن مهر و موم تماس مکانیکی قرار می گیرد.

استاتور توربین فشار قوی

استاتور توربین فشار بالا از یک حلقه بیرونی، بلوک های پره نازل، یک حلقه داخلی، یک دستگاه چرخشی و یک مهر و موم با درج های HPT تشکیل شده است.

حلقه بیرونی یک پوسته استوانه ای با فلنج است. حلقه بین محفظه محفظه احتراق و محفظه LPT قرار دارد.

یک شیار در قسمت میانی حلقه بیرونی ایجاد می شود که دیواره جداکننده مبدل حرارتی در امتداد آن قرار دارد.

در قسمت سمت چپ حلقه بیرونی، حلقه بالایی به پیچ ها متصل می شود که تکیه گاه لوله شعله محفظه احتراق است و هوای خنک کننده را برای دمیدن قفسه های بیرونی تیغه های دستگاه نازل فراهم می کند.

یک مهر و موم در سمت راست حلقه بیرونی نصب شده است. مهر و موم شامل یک فاصله دهنده حلقوی با صفحه، 36 درج بخش HPT و بخش هایی برای اتصال درج های HPT به اسپیسر است.

رزوه حلقوی بر روی قطر داخلی درج های HPT برای کاهش سطح در هنگام تماس پره های روتور HPT برای جلوگیری از گرم شدن بیش از حد قسمت محیطی تیغه های روتور ساخته می شود.

مهر و موم با پین های سوراخ شده به حلقه بیرونی متصل می شود. از طریق این حفاری ها، هوای خنک کننده به درج های HPT عرضه می شود.

از طریق سوراخ های درج، هوای خنک کننده به شکاف شعاعی بین درج ها و پره های روتور خارج می شود.

صفحاتی بین درج ها نصب می شود تا جریان گاز داغ را کاهش دهد.

هنگام مونتاژ مهر و موم، درج های HPT با استفاده از پین ها در بخش هایی به اسپیسر متصل می شوند. این بست باعث می شود تا درج های HPT نسبت به یکدیگر و اسپیسرها در هنگام گرم شدن در حین کار حرکت کنند.

تیغه های دستگاه نازل در 14 بلوک سه پره ترکیب شده اند. بلوک‌های تیغه‌ای ریخته‌گری می‌شوند، با انحراف‌گرها وصل شده و در دو مکان با پوشش پایین لحیم‌شده با یک قلاب لحیم‌کاری شده‌اند. ساختار ریخته‌گری بلوک‌ها با داشتن استحکام بالا، پایداری زوایای نصب پره‌ها، کاهش نشت هوا و در نتیجه افزایش راندمان توربین را تضمین می‌کند، همچنین چنین طراحی از نظر فناوری پیشرفته‌تر است. .

حفره داخلی کتف توسط یک پارتیشن به دو قسمت تقسیم می شود. در هر محفظه منحرف کننده هایی با سوراخ هایی وجود دارد که جریان جت هوای خنک کننده را بر روی دیواره های داخلی تیغه ایجاد می کند. لبه های جلویی تیغه ها سوراخ شده است.

در قفسه بالایی بلوک 6 سوراخ رزوه ای وجود دارد که پیچ های اتصال بلوک های دستگاه های نازل به حلقه بیرونی به داخل آن پیچ می شود.

قفسه پایینی هر بلوک تیغه دارای یک بند است که در امتداد آن حلقه داخلی از طریق بوش در مرکز قرار می گیرد.

نیم رخ قلم با سطوح مجاور قفسه ها آلومینوسیلیته است. ضخامت پوشش 0.02-0.08 میلی متر.

برای کاهش جریان گاز بین بلوک ها، اتصالات آنها با صفحاتی که در شکاف های انتهای بلوک ها قرار می گیرند، آب بندی می شوند. شیارهای انتهای بلوک ها به روش الکتروفرسایش ساخته می شوند.

حلقه داخلی به شکل یک پوسته با بوش و فلنج ساخته شده است که یک دیافراگم مخروطی به آن جوش داده شده است.

در فلنج سمت چپ حلقه داخلی، حلقه ای با پیچ ها وصل شده است که لوله شعله روی آن قرار دارد و هوا از طریق آن تامین می شود و قفسه های داخلی تیغه های دستگاه نازل را می دمد.

در فلنج سمت راست، دستگاه چرخان با پیچ ثابت می شود که یک ساختار پوسته جوش داده شده است. دستگاه چرخشی برای تامین و خنک کردن هوای ورودی به پره های روتور در اثر شتاب و چرخش در جهت چرخش توربین طراحی شده است. برای افزایش استحکام پوسته داخلی، سه پروفیل تقویت کننده به آن جوش داده شده است.

شتاب و چرخش هوای خنک کننده در قسمت همگرا دستگاه چرخش صورت می گیرد.

شتاب هوا باعث کاهش دمای هوای مورد استفاده برای خنک کردن پره های روتور می شود.

چرخش هوا همراستایی مولفه محیطی سرعت هوا و سرعت محیطی دیسک را تضمین می کند.

طراحی توربین فشار پایین

توربین کم فشار (LPT) برای به حرکت درآوردن کمپرسور کم فشار (LPC) طراحی شده است. از نظر ساختاری، از یک روتور LPT، استاتور LPT و پشتیبانی LPT تشکیل شده است.

روتور توربین فشار پایین

روتور توربین کم فشار از یک دیسک LPT با تیغه های کار ثابت روی دیسک، یک دیسک فشار، یک تراننیون و یک شفت تشکیل شده است.

تیغه کار ریخته گری شده و با جریان شعاعی هوای خنک کننده خنک می شود.

در حفره داخلی 11 ردیف 5 تکه از هر یک از پین های استوانه ای وجود دارد - توربولاتورهایی که پشت و فرود تیغه را به هم وصل می کنند.

پوشش محیطی فاصله شعاعی را کاهش می دهد که منجر به افزایش راندمان توربین می شود.

به دلیل اصطکاک سطوح تماس قفسه های پوششی تیغه های روتور مجاور، سطح تنش های ارتعاشی کاهش می یابد.

قسمت پروفیل تیغه توسط قفسه ای از قسمت قفل جدا می شود که مرز جریان گاز را تشکیل می دهد و دیسک را از گرم شدن بیش از حد محافظت می کند.

تیغه دارای قفلی از نوع شاه ماهی است.

ریخته‌گری تیغه بر اساس مدل‌های سرمایه‌گذاری با اصلاح سطح با آلومینات کبالت انجام می‌شود که به دلیل ایجاد مراکز تبلور در سطح تیغه، ساختار مواد را با آسیاب کردن دانه‌ها بهبود می‌بخشد.

به منظور افزایش مقاومت حرارتی، سطوح بیرونی قفسه‌های پر، کفن و قفل در معرض آلومینوسیلاسیون لغزشی با ضخامت پوشش 0.02-0.04 قرار می‌گیرند.

برای تثبیت محوری تیغه ها از حرکت بر خلاف جریان، دندانه ای روی آن ساخته می شود که در مقابل لبه دیسک قرار دارد.

برای تثبیت محوری تیغه از حرکت در امتداد جریان، شیاری در قسمت قفل تیغه در ناحیه فلنج ایجاد می شود که یک حلقه شکاف با یک قفل در آن قرار می گیرد که از حرکت محوری توسط دیسک جلوگیری می کند. شانه در حین نصب، حلقه به دلیل وجود بریدگی، چین خورده و وارد شیارهای تیغه ها می شود و شانه دیسک وارد شیار حلقه می شود.

بستن حلقه اسپلیت در حالت کار توسط یک قفل با گیره هایی انجام می شود که روی قفل خم شده و از سوراخ های قفل و شکاف های شانه دیسک عبور می کند.

دیسک توربین - مهر شده، با ماشینکاری بعدی. در ناحیه محیطی برای قرار دادن تیغه ها شیارهایی از نوع "Herringbone" و سوراخ های شیبدار برای تامین هوای خنک کننده وجود دارد.

فلنج های حلقوی بر روی شبکه دیسک ساخته می شوند که روی آن روکش های لابیرنت و یک دیسک لابیرنت فشار قرار می گیرد. تثبیت این قطعات با پین انجام می شود. برای جلوگیری از افتادن پین ها، سوراخ ها باز می شوند.

یک دیسک فشار دارای پره هایی برای فشرده سازی هوای عرضه شده برای خنک کردن پره های توربین مورد نیاز است. برای تعادل روتور، وزنه های متعادل کننده با گیره های لایه ای روی دیسک فشار ثابت می شوند.

یقه های حلقوی نیز روی هاب دیسک ساخته می شوند. روکش های لابیرنت روی شانه چپ نصب می شود، یک بند در شانه راست نصب می شود.

تراننیون برای پشتیبانی از روتور کم فشار روی یک غلتک و انتقال گشتاور از دیسک به شفت طراحی شده است.

برای اتصال دیسک به تراننیون، یک فلنج چنگکی روی آن در قسمت جانبی ساخته می شود که در امتداد آن مرکز سازی انجام می شود. علاوه بر این، مرکز و انتقال بارها از طریق پین‌های شعاعی انجام می‌شود که توسط لابیرنت از افتادن آنها جلوگیری می‌کند.

یک حلقه مهر و موم دخمه پرپیچ و خم نیز بر روی بند LPT ثابت شده است.

در قسمت استوانه ای محیطی تراننیون، یک مهر و موم تماس مکانیکی در سمت راست و یک آستین یک مهر و موم تماسی با صورت شعاعی در سمت چپ قرار می گیرد. بوش در امتداد قسمت استوانه ای ران قرار دارد و با خم شدن شانه در جهت محوری ثابت می شود.

در قسمت سمت چپ تراننیون روی سطح استوانه ای بوش هایی برای تامین روغن بلبرینگ، حلقه داخلی یاتاقان و قطعات آب بندی وجود دارد. بسته بندی این قطعات با مهره قلعه ای محکم می شود که با قفل لایه ای قفل می شود. برای اطمینان از انتقال گشتاور از تنه به شفت، بر روی سطح داخلی تراننیون اسپلاین ها ساخته می شود. در بدنه ترونیون سوراخ هایی برای تامین روغن بلبرینگ ها وجود دارد.

در قسمت سمت راست تراننیون، روی شیار بیرونی، حلقه داخلی غلتک تکیه گاه توربین با مهره ثابت می شود. مهره قلعه ای با قفل صفحه ای قفل می شود.

شفت توربین فشار ضعیف از 3 قسمت تشکیل شده است که توسط پین های شعاعی به یکدیگر متصل می شوند. قسمت راست شفت با اسپلاین های خود وارد اسپلاین های متقابل تراننیون شده و از آن گشتاور دریافت می کند.

نیروهای محوری از پین به شفت توسط مهره ای که بر روی ساقه محور رزوه دار پیچ شده منتقل می شود. مهره در برابر شل شدن توسط یک بوش مهره ای محکم می شود. اسپلاین های انتهایی بوش در شکاف های انتهایی شفت و شیارهای روی قسمت استوانه ای بوشینگ در شکاف های طولی مهره قرار می گیرند. در جهت محوری، بوش اسپلینت شده توسط حلقه های تنظیم و تقسیم ثابت می شود.

در سطح بیرونی سمت راست شفت، یک هزارتو با پین های شعاعی ثابت شده است. در سطح داخلی شفت، یک بوش اسپلینت درایو پمپ پمپاژ روغن از تکیه گاه توربین با پین های شعاعی ثابت شده است.

در سمت چپ شفت، اسپلاین هایی ساخته شده است که گشتاور را به فنر و سپس به روتور کمپرسور کم فشار منتقل می کند. در سطح داخلی سمت چپ شفت، یک نخ بریده شده است که یک مهره در آن پیچ می شود و با یک پین محوری قفل می شود. یک پیچ در مهره پیچ می شود که روتور کمپرسور کم فشار و روتور توربین کم فشار را سفت می کند.

در سطح بیرونی سمت چپ شفت یک مهر و موم تماسی شعاعی، یک بوش فاصله‌گیر و یک غلتک دنده مخروطی وجود دارد. تمام این قسمت ها با مهره قلوه ای سفت می شوند.

طراحی ترکیبی شفت به دلیل افزایش قطر قسمت میانی و همچنین کاهش وزن امکان افزایش استحکام آن را می دهد - قسمت میانی شفت از آلیاژ تیتانیوم ساخته شده است.

استاتور توربین فشار پایین

استاتور از یک محفظه بیرونی، بلوک هایی از تیغه های نازل و یک محفظه داخلی تشکیل شده است.

محفظه بیرونی یک سازه جوشی متشکل از یک پوسته مخروطی و فلنج است که در امتداد آن محفظه به محفظه توربین فشار قوی و محفظه پشتیبانی متصل می شود. در خارج، صفحه ای به بدنه جوش داده شده است و کانالی را برای تامین هوای خنک کننده تشکیل می دهد. در داخل فلنج هایی وجود دارد که دستگاه نازل در امتداد آنها قرار دارد.

در ناحیه فلنج سمت راست مهره ای وجود دارد که درج های LPT با لانه زنبوری روی آن نصب شده و با پین های شعاعی ثابت می شوند.

تیغه های دستگاه نازل به منظور افزایش سفتی در یازده بلوک سه پره.

هر تیغه ریخته گری، توخالی، با منحرف کننده های داخلی خنک می شود. قفسه های پر، بیرونی و داخلی قسمت جریان را تشکیل می دهند. قفسه های بیرونی تیغه ها دارای فلنج هایی هستند که با آنها در امتداد شیارهای پوشش بیرونی قرار می گیرند.

تثبیت محوری بلوک های تیغه های نازل توسط یک حلقه تقسیم انجام می شود. تثبیت محیطی تیغه ها توسط برآمدگی های بدنه انجام می شود که در شکاف های ساخته شده در قفسه های بیرونی قرار دارند.

سطح بیرونی قفسه ها و قسمت پروفیل تیغه ها به منظور افزایش مقاومت در برابر حرارت آلومینوسسیله شده است. ضخامت لایه محافظ 0.02-0.08 میلی متر است.

برای کاهش جریان گاز بین بلوک های تیغه ها، صفحات آب بندی در شکاف ها تعبیه می شود.

قفسه‌های داخلی تیغه‌ها با پین‌های کروی خاتمه می‌یابند، که در امتداد آن پوشش داخلی در مرکز قرار می‌گیرد که نمایانگر یک ساختار جوش‌شده است.

در دنده های بدنه داخلی شیارهایی ایجاد می شود که با فاصله شعاعی وارد گوش ماهی قفسه های داخلی تیغه های نازل می شود. این فاصله شعاعی آزادی انبساط حرارتی تیغه ها را فراهم می کند.

پشتیبانی توربین ND

تکیه گاه توربین از یک محفظه پشتیبانی تشکیل شده استو مسکن بلبرینگ.

بدنه تکیه گاه یک سازه جوشی است که از پوسته هایی تشکیل شده است که توسط پست ها به هم متصل شده اند. قفسه ها و پوسته ها از جریان گاز توسط صفحه های پرچ شده محافظت می شوند. روی فلنج های پوسته داخلی تکیه گاه، دیافراگم های مخروطی ثابت شده اند که از محفظه یاتاقان حمایت می کنند. بر روی این فلنج ها، یک بوش مهر و موم هزارتویی در سمت چپ و یک صفحه نمایش محافظ در برابر جریان گاز در سمت راست ثابت شده است.

روی فلنج های محفظه بلبرینگ، یک بوش مهر و موم تماسی در سمت چپ ثابت شده است. در سمت راست، پوشش حفره روغن و محافظ حرارتی با پیچ ثابت می شوند.

یک غلتک در سوراخ داخلی محفظه قرار داده شده است. بین محفظه و حلقه بیرونی بلبرینگ یک حلقه الاستیک و بوش وجود دارد. سوراخ های شعاعی در حلقه ایجاد می شود که از طریق آنها روغن در هنگام ارتعاش روتورها پمپ می شود و انرژی به آنها هدر می رود.

تثبیت محوری حلقه ها توسط یک پوشش انجام می شود که توسط پیچ به تکیه گاه بلبرینگ جذب می شود. در حفره زیر سپر حرارتی یک پمپ استخراج روغن و نازل های روغن با خطوط لوله وجود دارد. محفظه یاتاقان دارای سوراخ هایی است که روغن را به دمپر و نازل ها می رساند.

خنک کننده توربین

سیستم خنک کننده توربین - هوا، باز، با تغییرات گسسته در جریان هوا از طریق مبدل حرارتی هوا به هوا تنظیم می شود.

لبه های جلویی پره های دستگاه نازل توربین فشار قوی دارای فیلم همرفتی خنک کننده با هوای ثانویه است. قفسه های این دستگاه نازل توسط هوای ثانویه خنک می شوند.

نوارهای عقب پره های SA، دیسک و پره های روتور LPT، محفظه های توربین، تیغه های SA توربین فن و دیسک آن در سمت چپ با عبور هوا از مبدل حرارتی هوا به هوا خنک می شوند. VHT).

هوای ثانویه از طریق سوراخ های محفظه محفظه احتراق وارد مبدل حرارتی می شود، جایی که با - 150-220 K خنک می شود و برای خنک کردن قطعات توربین از طریق دستگاه سوپاپ می رود.

هوای مدار ثانویه از طریق پایه ها و سوراخ های پشتیبانی به دیسک فشار وارد می شود که با افزایش فشار، تامین آن را به تیغه های کار LPT تضمین می کند.

محفظه توربین از خارج توسط هوای ثانویه و از داخل توسط هوا از IWT خنک می شود.

خنک کننده توربین در تمام حالت های کار موتور انجام می شود. مدار خنک کننده توربین در شکل 1.1 نشان داده شده است.

برق در توربین جریان دارد

نیروهای اینرسی از پره های روتوراز طریق قفل هایی از نوع "Herringbone" به دیسک منتقل شده و آن را بارگذاری می کنند. نیروهای اینرسی نامتعادل دیسک‌های تیغه‌ای از طریق پیچ‌های مناسب روی روتور HPT و از طریق یقه‌های مرکزی و پین‌های شعاعی روی روتور HPT به شفت و پین‌های پشتیبانی شده توسط یاتاقان‌ها منتقل می‌شوند. بارهای شعاعی از یاتاقان ها به قطعات استاتور منتقل می شود.

اجزای محوری نیروهای گاز ناشی از تیغه های کار HPT به دلیل نیروهای اصطکاک روی سطوح تماس در قفل و "دندان" تیغه در برابر دیسک به دیسک منتقل می شوند. بر روی دیسک، این نیروها با نیروهای محوری ناشی از افت فشار در سراسر آن خلاصه شده و از طریق پیچ و مهره های محکم به شفت منتقل می شوند. پیچ های نصب شده از این نیرو در حالت کششی کار می کنند. نیروی محوری روتور توربین به نیروی محوری اضافه می شود.

کانتور بیرونی

مدار بیرونی برای دور زدن بخشی از جریان هوای فشرده شده در LPC در پشت LPC طراحی شده است.

از نظر ساختاری، کانتور بیرونی از دو قاب پروفیلدار (جلو و عقب) تشکیل شده است که پوسته بیرونی محصول بوده و برای بستن ارتباطات و واحدها نیز استفاده می شود. پوسته بدنه بیرونی از آلیاژ تیتانیوم ساخته شده است. کیس در مدار قدرت محصول گنجانده شده است، گشتاور روتورها و تا حدی وزن مدار داخلی و همچنین نیروهای اضافه بار را در طول تکامل جسم درک می کند.

پوشش جلویی مدار بیرونی دارای یک اتصال افقی برای دسترسی به HPC، CS و توربین است.

پروفیل مسیر جریان کانتور بیرونی با نصب در محفظه جلوی کانتور بیرونی صفحه داخلی که توسط رشته های شعاعی به آن متصل می شود، که همچنین دنده های سفت کننده پوشش جلو هستند، تضمین می شود.

پوشش عقب کانتور بیرونی یک پوسته استوانه ای است که توسط فلنج های جلو و عقب محدود شده است. در محفظه عقب از بیرون، بند های سفت کننده وجود دارد. فلنج ها روی محفظه های محفظه بیرونی قرار دارند:

· گرفتن هوا از مدار داخلی محصول پس از 4 و 7 مرحله HPC و همچنین از کانال مدار خارجی برای نیازهای تاسیسات.

· برای جرقه زن KS.

· برای پنجره های بازرسی تیغه های HPC، پنجره های بازرسی CS و پنجره های بازرسی توربین.

· برای ارتباطات تامین و برداشتن روغن به تکیه گاه توربین، تهویه هوا و حفره روغن تکیه گاه پشتی.

· جریان هوا به داخل سیلندرهای پنوماتیک نازل جت (RS).

· برای تثبیت اهرم بازخورد سیستم کنترل بر روی HPC.

· برای ارتباطات برای تامین سوخت به CS، و همچنین برای ارتباطات برای خون ریزی هوا پس از HPC به سیستم سوخت محصول.

باس هایی برای چفت و بست نیز روی بدنه کانتور بیرونی طراحی شده اند:

· توزیع کننده سوخت. مبدل های حرارتی نفت سوخت مخزن نفت؛

· فیلتر سوخت؛

· کاهنده اتوماسیون KND.

· مخزن تخلیه.

· واحد احتراق، ارتباطات سیستم های شروع FC.

· قاب هایی با نقاط اتصال برای نازل و تنظیم کننده پس سوز (RSF).

در قسمت جریان مدار بیرونی، عناصر ارتباطی دو لولایی سیستم محصول تعبیه شده است که انبساط حرارتی در جهت محوری بدنه های مدارهای بیرونی و داخلی را در حین کارکرد محصول جبران می کند. گسترش محفظه ها در جهت شعاعی با اختلاط عناصر دو لولایی که از نظر ساختاری مطابق با طرح "پیستون-سیلندر" ساخته شده اند، جبران می شود.

2. محاسبه قدرت دیسک پروانه توربین

2.1 طرح محاسبه و داده های اولیه

یک نمایش گرافیکی از دیسک پروانه HPT و مدل محاسباتی دیسک در شکل 2.1 نشان داده شده است.ابعاد هندسی در جدول 2.1 ارائه شده است. محاسبه دقیق در پیوست 1 ارائه شده است.

جدول 2.1

بخش I

n - تعداد دور دیسک در حالت طراحی 12430 دور در دقیقه است. دیسک از مواد EP742-ID ساخته شده است. دما در امتداد شعاع دیسک ثابت نیست. - بار تیغه (کانتور)، شبیه سازی عمل نیروهای گریز از مرکز تیغه ها و اینترلاک آنها (ریشه تیغه ها و برآمدگی های دیسک) روی دیسک در حالت طراحی.

مشخصات مواد دیسک (چگالی، مدول الاستیسیته، نسبت پواسون، ضریب انبساط خطی، استحکام طولانی مدت). هنگام وارد کردن مشخصات مواد، توصیه می شود از داده های آماده از آرشیو مواد موجود در برنامه استفاده کنید.

بار کانتور طبق فرمول محاسبه می شود:

مجموع نیروهای گریز از مرکز پرهای تیغه ها،

مجموع نیروهای گریز از مرکز اینترلاک ها (ریشه های تیغه ها و برآمدگی های دیسک)،

ناحیه ای از سطح استوانه ای محیطی دیسک که از طریق آن نیروهای گریز از مرکز به دیسک منتقل می شود و:

نیروهای محاسبه شده با فرمول ها

z- تعداد تیغه ها،

ناحیه قسمت ریشه پر تیغه،

تنش در قسمت ریشه پر تیغه که توسط نیروهای گریز از مرکز ایجاد می شود. محاسبه این ولتاژ در بخش 2 انجام شد.

جرم حلقه تشکیل شده توسط اتصالات قفل تیغه ها با دیسک،

شعاع اینرسی حلقه قفل،

u - سرعت زاویه ای چرخش دیسک در حالت طراحی که از طریق چرخش به شرح زیر محاسبه می شود:

جرم حلقه و شعاع با فرمول های زیر محاسبه می شود:

مساحت سطح استوانه ای محیطی دیسک با فرمول 4.2 محاسبه می شود.

با جایگزینی داده های اولیه در فرمول پارامترهای فوق، به دست می آوریم:

محاسبه قدرت دیسک توسط برنامه DI.EXE که در کلاس کامپیوتر 203 دپارتمان موجود است انجام می شود.

باید در نظر داشت که ابعاد هندسی دیسک (شعاع و ضخامت) در برنامه DI.EXE به سانتی متر و بار کانتور - در (ترجمه) وارد می شود.

2.2 نتایج محاسبات

نتایج محاسبات در جدول 2.2 ارائه شده است.

جدول 2.2

اولین ستون های جدول 2.2 داده های اولیه را در مورد هندسه دیسک و توزیع دما در امتداد شعاع دیسک نشان می دهد. ستون‌های 5-9 نتایج محاسبات را ارائه می‌کنند: تنش‌های شعاعی (شعاعی) و محیطی (محیطی)، ذخیره‌ای برای تنش معادل (مثلاً معادل) و چرخش‌های شکسته (سیل. ثانیه)، و همچنین ازدیاد طول دیسک تحت عمل نیروهای گریز از مرکز و انبساط حرارتی در شعاع های مختلف.

کمترین حاشیه ایمنی از نظر تنش معادل در پایه دیسک به دست آمد. مقدار مجاز شرط قدرت رعایت شده است.

کمترین حاشیه ایمنی برای شکستن چرخش ها نیز در پایه دیسک به دست آمد. مقدار مجاز شرط قدرت رعایت شده است.

برنج. 2.2 توزیع تنش (شعاع و محیط) در امتداد شعاع دیسک

برنج. 2.3 توزیع حاشیه ایمنی (حاشیه ولتاژ معادل) در امتداد شعاع دیسک

برنج. 2.4 توزیع حاشیه ایمنی بر روی انقلاب های شکسته

برنج. 2.5 توزیع دما، تنش (راد و محیط) در امتداد شعاع دیسک

ادبیات

1. Khronin D.V., Vyunov S.A. و غیره "طراحی و طراحی موتورهای توربین گازی هواپیما". - م، مهندسی مکانیک، 1368.

2. «موتورهای توربین گاز»، ع.ا. اینوزمتسف، V.L. ساندراتسکی، OJSC Aviadvigatel، Perm، 2006

3. لبدف اس.جی. پروژه درسی در رشته "تئوری و محاسبه ماشین های تیغه هواپیما"، - M، MAI، 2009.

4. Perel L.Ya., Filatov A.A. بلبرینگ غلتکی. فهرست راهنما. - م، مهندسی مکانیک، 1371.

5. برنامه DISK-MAI، توسعه یافته در بخش 203 MAI، 1993.

6. Inozemtsev A.A.، Nikhhamkin M.A.، Sandratsky V.L. «موتورهای توربین گازی. دینامیک و قدرت موتورهای هواپیما و نیروگاه ها. - م، مهندسی مکانیک، 1386.

7. GOST 2.105 - 95.

میزبانی شده در Allbest.ru

...

اسناد مشابه

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 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


محاسبه دینامیک ترموگاز موتور، پروفیل پره های پروانه های مرحله اول توربین. محاسبه دینامیک گاز توربین توربوفن و توسعه طراحی آن. توسعه یک طرح پردازش چرخ دنده اریب. تجزیه و تحلیل بازده موتور

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


طراحی مسیر جریان یک موتور توربین گازی هواپیما. محاسبه استحکام تیغه کار، دیسک توربین، نقطه اتصال و محفظه احتراق. فرآیند فن آوری ساخت فلنج، توصیف و محاسبه حالت های پردازش برای عملیات.

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


شرح طراحی موتور. محاسبه ترموگازدینامیک موتور بای پس توربوجت. محاسبه استحکام و پایداری دیسک کمپرسور، محفظه های محفظه احتراق و قفل تیغه مرحله اول کمپرسور فشار قوی.

مقاله ترم، اضافه شده 03/08/2011


محاسبه قدرت استاتیکی بلند مدت عناصر موتور توربوجت هواپیمای R-95Sh. محاسبه تیغه کار و دیسک مرحله اول کمپرسور کم فشار برای استحکام. توجیه طرح بر اساس مطالعه ثبت اختراع.

مقاله ترم، اضافه شده در 08/07/2013


طراحی فرآیند کار موتورهای توربین گاز و ویژگی های محاسبه دینامیک گازی واحدها: کمپرسور و توربین. عناصر محاسبه ترموگازدینامیک موتور ترموجت دو شفت. کمپرسورهای فشار قوی و کم.

تست، اضافه شده در 2010/12/24


محاسبه قدرت عناصر مرحله اول کمپرسور پرفشار موتور بای پس توربوجت با جریان های اختلاط برای یک جنگنده رزمی. محاسبه هزینه های ماشینکاری برای سطوح خارجی، داخلی و انتهایی چرخش.

پایان نامه، اضافه شده 06/07/2012


هماهنگی پارامترهای کمپرسور و توربین و محاسبه دینامیک گاز آن در رایانه مشخصات تیغه پروانه و محاسبه مقاومت آن. طرح فرآیند، انجام عملیات تراشکاری، فرزکاری و حفاری، تجزیه و تحلیل بازده موتور.

پایان نامه، اضافه شده 03/08/2011


تعیین کار انبساط (افت حرارت موجود در توربین). محاسبه فرآیند در دستگاه نازل، سرعت نسبی در ورودی رادار. محاسبه استحکام ساقه، خم شدن دندان. توضیحات توربین درایو GTE، انتخاب مواد قطعات.