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 پرفشار (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، گازها در خروجی وارد یک محفظه اختلاط مشترک می شوند و تنها پس از آن بیرون می آیند 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 در 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 زیر صوت توجیه می شود، هنگامی که مانع صوتی غلبه می شود، 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.

این اختراع مربوط به توربین های کم فشار موتورهای توربین گازی برای استفاده در هوانوردی است. توربین کم فشار موتور توربین گازی شامل روتور، استاتور با تکیه گاه عقب، مهر و موم لابیرنت با فلنج های داخلی و خارجی روی تکیه گاه استاتور عقب است. مهر و موم لابیرنت توربین از دو طبقه ساخته شده است. لایه داخلی توسط دو برجستگی آب‌بندی لابیرنت که به سمت محور توربین هدایت می‌شوند و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به سمت قسمت جریان توربین تشکیل می‌شود. لایه بیرونی با مهر و موم کردن برجستگی های هزارتو به سمت قسمت جریان توربین و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت به سمت محور توربین تشکیل می شود. برجستگی های آب بندی هزارتوی ردیف داخلی مهر و موم لابیرنت با دیواره های داخلی موازی ساخته شده است که بین آنها حلقه میرایی تعبیه شده است. فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای حلقوی بسته بیرونی ساخته شده است. بین قسمت جریان توربین و فلنج بیرونی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم یک دیوار مانع حلقوی وجود دارد که روی تکیه گاه استاتور عقب نصب شده است. سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به گونه ای قرار دارد که نسبت قطر داخلی در خروجی مسیر جریان توربین به قطر سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت 1.05 1.5 باشد. . این اختراع قابلیت اطمینان یک توربین کم فشار موتور توربین گاز را بهبود می بخشد. 3 بیمار

نقشه های ثبت اختراع RF 2507401

این اختراع مربوط به توربین های کم فشار موتورهای توربین گازی برای استفاده در هوانوردی است.

یک توربین کم فشار موتور توربین گاز با تکیه گاه عقب شناخته شده است که در آن مهر و موم دخمه پرپیچ و خم حفره تخلیه عقب توربین را از مسیر جریان در خروجی توربین جدا می کند به شکل یک لایه ساخته شده است. (S.A. Vyunov، "طراحی و مهندسی موتورهای توربین گازی هوانوردی"، مسکو، "ساختمان ماشین"، 1981، ص 209).

نقطه ضعف طراحی شناخته شده، پایداری کم فشار در حفره تخلیه توربین به دلیل ارزش ناپایدار فاصله های شعاعی در مهر و موم لابیرنت است، به ویژه در شرایط کاری متغیر موتور.

نزدیکترین طرح به طرح ادعا شده، یک توربین کم فشار از یک موتور توربین گازی، شامل روتور، استاتور با تکیه گاه عقب، مهر و موم لابیرنت با فلنج های لابیرنت داخلی و خارجی نصب شده بر روی تکیه گاه استاتور عقب است (اختراع ثبت اختراع ایالات متحده شماره . 7905083, F02K 3/02, 03/15/2011).

نقطه ضعف طراحی شناخته شده، که به عنوان نمونه اولیه پذیرفته شده است، افزایش بزرگی نیروی محوری روتور توربین است که به دلیل قابلیت اطمینان پایین یاتاقان تماس زاویه ای، قابلیت اطمینان توربین و موتور را به طور کلی کاهش می دهد. افزایش نیروی محوری روتور توربین را جذب می کند.

نتیجه فنی اختراع ادعا شده افزایش قابلیت اطمینان توربین کم فشار موتور توربین گاز با کاهش نیروی محوری روتور توربین و تضمین پایداری نیروی محوری هنگام کار در حالت های گذرا است.

نتیجه فنی مشخص شده با این واقعیت به دست می آید که در یک توربین کم فشار موتور توربین گاز، از جمله روتور، استاتور با تکیه گاه عقب، مهر و موم لابیرنت ساخته شده با فلنج های داخلی و خارجی نصب شده بر روی تکیه گاه عقب استاتور. مهر و موم لابیرنت توربین به صورت دو طبقه ساخته شده است که لایه داخلی مهر و موم لابیرنت توسط دو برجستگی آب بندی هزارتو به سمت محور توربین تشکیل شده است و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به سمت بخشی از توربین جریان دارد و لایه بیرونی مهر و موم لابیرنت با آب بندی برآمدگی های هزارتویی که به سمت قسمت جریان توربین هدایت می شود و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت به سمت محور توربین تشکیل می شود. و شانه های آب بندی لابیرنت لایه داخلی مهر و موم لابیرنت با دیواره های داخلی موازی ساخته شده است که بین آنها یک حلقه میرایی تعبیه شده است و فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای حلقوی بسته بیرونی ساخته شده است. یک حلقه حلقوی بین قسمت جریان توربین و فلنج خارجی مهر و موم لابیرنت یک دیوار مانع نصب شده روی تکیه گاه استاتور عقب قرار می گیرد و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به گونه ای قرار می گیرد که شرط برقرار است:

که در آن D قطر داخلی در خروجی مسیر جریان توربین است،

ساخت یک مهر و موم لابیرنتی دو طبقه در خروجی یک توربین کم فشار، چیدمان طبقات آب بندی به گونه ای که لایه داخلی توسط دو برجستگی آب بندی هزارتویی به سمت محور توربین و سطح کار فلنج داخلی تشکیل شود. مهر و موم دخمه پرپیچ و خم که به سمت قسمت جریان توربین هدایت می شود، و لایه بیرونی توسط آنهایی که به سمت قسمت جریان هدایت می شوند، شانه های آب بندی توربین و سطوح کاری فلنج بیرونی مهر و موم هزارتویی که به سمت محور توربین هدایت می شوند، تشکیل می شود. عملکرد قابل اعتماد مهر و موم دخمه پرپیچ و خم در شرایط عملکرد گذرا توربین، که پایداری نیروی محوری وارد بر روتور توربین را تضمین می کند و قابلیت اطمینان آن را افزایش می دهد.

ساخت برجستگی های آب بندی هزارتوی لایه داخلی آب بند با دیواره های داخلی موازی که بین آن ها حلقه میرایی تعبیه شده است، تنش های ارتعاشی در لابیرنت را کاهش می دهد و فاصله شعاعی بین برجستگی های هزارتو و فلنج های هزارتو را کاهش می دهد. مهر.

ساخت فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای بسته بیرونی و همچنین قرار دادن دیوار مانع حلقوی نصب شده بر روی تکیه گاه استاتور عقب بین قسمت جریان توربین و فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت، این امکان را به میزان قابل توجهی می دهد. سرعت گرم شدن و سرد شدن فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت را در حالت های گذرا کاهش دهید، بنابراین، آن را به سرعت گرم شدن و خنک شدن لایه بیرونی مهر و موم هزارتو نزدیکتر کنید، که ثبات فاصله های شعاعی را بین استاتور و روتور در آب بندی و با حفظ فشار پایدار در حفره تخلیه پس از توربین، قابلیت اطمینان توربین کم فشار را افزایش می دهد.

انتخاب نسبت D/d=1.05 1.5 به این دلیل است که در D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

هنگامی که D/d> 1.5، قابلیت اطمینان موتور توربین گاز به دلیل کاهش نیروی تخلیه محوری وارد بر روتور توربین فشار پایین کاهش می یابد.

شکل 1 یک بخش طولی از یک توربین کم فشار موتور توربین گاز را نشان می دهد.

شکل 2 عنصر I را در شکل 1 در نمای بزرگ شده نشان می دهد.

شکل 3 عنصر II را در شکل 2 در نمای بزرگ شده نشان می دهد.

توربین کم فشار 1 موتور توربین گاز متشکل از یک روتور 2 و یک استاتور 3 با تکیه گاه عقب 4 است. برای کاهش نیروهای محوری ناشی از نیروهای گازی وارد بر روتور 2 در خروجی آن، یک حفره تخلیه فشار بالا وجود دارد. 6 بین دیسک آخرین مرحله 5 روتور 2 و فشار تکیه گاه عقب 4 ساخته شده است که به دلیل مرحله میانی کمپرسور (نشان داده نشده) با هوا باد می شود و از قسمت جریان 7 توربین جدا می شود. 1 توسط یک مهر و موم لابیرنت دو لایه، و هزارتوی مهر و موم 8 توسط یک اتصال رزوه ای 9 بر روی دیسک آخرین مرحله 5 روتور 2 ثابت شده است، و فلنج داخلی 10 و فلنج خارجی 11 مهر و موم دخمه پرپیچ و خم ثابت شده است. تکیه گاه عقب 4 استاتور 3. لایه داخلی مهر و موم لابیرنت توسط سطح کار 12 فلنج داخلی 10 تشکیل شده است که به سمت قسمت جریان 7 توربین 1 هدایت شده (رو به رو) و دو برجستگی آب بندی 13، 14 از دخمه پرپیچ و خم 8، به سمت محور 15 توربین 1 هدایت شده است. دیواره های داخلی 16، 17، به ترتیب، گوش ماهی 13، 14 به موازات یکدیگر ساخته شده اند. یک حلقه میرایی 18 بین دیواره‌های داخلی 16 و 17 نصب شده است که به کاهش تنش‌های ارتعاشی در هزارتوی 8 و کاهش فاصله‌های شعاعی 19 و 20 به ترتیب بین لابیرنت 8 روتور 2 و فلنج‌های 10 و 11 کمک می‌کند. لایه بیرونی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم توسط سطح کار 21 فلنج بیرونی 11 که به سمت محور 15 توربین 1 هدایت می شود (رو به رو) تشکیل می شود و شانه های آب بندی 22 هزارتوی 8 که به قسمت جریان 7 هدایت می شوند. توربین 1. فلنج بیرونی 11 مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای حلقوی بسته بیرونی 23 ساخته شده است که از خارج توسط دیواره 24 فلنج خارجی 11 محدود شده است. بین دیواره 24 فلنج خارجی 11 مهر و موم لابیرنت و در قسمت جریان 7 توربین 1 یک دیوار مانع حلقوی 25 بر روی تکیه گاه عقب 4 استاتور 3 نصب شده است و از فلنج بیرونی 11 در برابر جریان گاز با دمای بالا 26 که در قسمت جریان 7 توربین 1 جریان دارد محافظت می کند.

سطح کار 12 فلنج داخلی 10 مهر و موم دخمه پرپیچ و خم به گونه ای قرار دارد که شرایط زیر برقرار است:

که در آن D قطر داخلی جریان قسمت 7 توربین 1 (در خروجی قسمت جریان 7) است.

d قطر سطح کار 12 فلنج داخلی 10 مهر و موم لابیرنت است.

دستگاه به شرح زیر عمل می کند.

هنگامی که توربین کم فشار 1 کار می کند، وضعیت دمای فلنج بیرونی 11 مهر و موم لابیرنت ممکن است تحت تأثیر تغییر دمای جریان گاز 26 در قسمت جریان 7 توربین 1 قرار گیرد که می تواند به طور قابل توجهی تغییر کند. فاصله شعاعی 19 و نیروی محوری وارد بر روتور 2 به دلیل تغییر در فشار هوا در حفره تخلیه 6. با این حال، این اتفاق نمی افتد، زیرا فلنج داخلی 10 از لایه داخلی مهر و موم لابیرنت در معرض جریان گاز 26، که به پایداری شکاف شعاعی 20 بین فلنج داخلی 10 و گوش ماهی های هزارتویی 13، 14 و همچنین ثبات فشار در حفره 6 و پایداری نیروی محوری وارد بر روتور 2 کمک می کند. از توربین 1.

مطالبه

یک توربین کم فشار موتور توربین گاز، شامل روتور، استاتور با تکیه گاه عقب، مهر و موم دخمه پرپیچ و خم با فلنج های داخلی و خارجی نصب شده بر روی تکیه گاه عقب استاتور، با مشخصه این که مهر و موم دخمه پرپیچ و خم توربین ساخته شده است. از دو طبقه، در حالی که لایه داخلی مهر و موم لابیرنت توسط دو برجستگی آب بندی هزارتو تشکیل شده است که به سمت محور توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم هزارتو به سمت قسمت جریان توربین هدایت می شود. لایه بیرونی مهر و موم لابیرنت با آب بندی برجستگی های هزارتویی که به سمت قسمت جریان توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم هزارتو به سمت محور توربین و آب بندی تشکیل می شود. لایه داخلی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم با دیواره های داخلی موازی ساخته شده است که بین آنها یک حلقه میرایی تعبیه شده است و فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای حلقوی بسته بیرونی ساخته شده است، در حالی که بین قسمت جریان توربین و بیرونی فلنج مهر و موم دخمه پرپیچ و خم یک دیوار مانع حلقوی وجود دارد که روی تکیه گاه استاتور عقب نصب شده است و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به گونه ای قرار دارد که شرایط رعایت شود:

D/d=1.05 1.5، که در آن

D قطر داخلی در خروجی مسیر جریان توربین است،

d قطر سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت است.

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 اختلاط جریان های مدارهای داخلی و خارجی در پشت توربین، یک محفظه 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 (IVA)، کمپرسور محوری فشار قوی 7 مرحله ای با IVA قابل تنظیم و پره های راهنما دو مرحله اول. توربین های فشار بالا و پایین - محوری تک مرحله ای. پره های توربین و دستگاه 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 می باشد. 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 بر اساس پارامترهای جریان مهار شده
سرعت محیطی در حاشیه تیغه ها، m/s
سرعت روتور، دور در دقیقه
نسبت بوش
دمای گاز در ورودی توربین
مصرف گاز، کیلوگرم بر ثانیه
پارامتر بار، m/s

جدول 1.2

طراحی توربین فشار قوی

توربین پرفشار برای به حرکت درآوردن یک کمپرسور پرفشار و همچنین پیشرانه و واحدهای هواپیما نصب شده بر روی جعبه های محرک 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، یک دیسک و یک 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 سری های بعدی، تیغه با مدار خنک کننده نیمه حلقه با تیغه ای با مدار خنک کننده سیکلون-گردابی جایگزین می شود.

در حفره داخلی در امتداد لبه پیشرو کانالی وجود دارد که در آن، مانند یک سیکلون، یک جریان هوای چرخشی تشکیل می شود. چرخش هوا به دلیل ورود مماس آن به کانال از طریق دهانه های پارتیشن اتفاق می افتد.

از کانال، هوا از طریق سوراخ‌ها (سوراخ‌های) دیواره تیغه به پشت تیغه خارج می‌شود. این هوا یک لایه محافظ روی سطح ایجاد می کند.

در قسمت مرکزی تیغه، کانال هایی بر روی سطوح داخلی ساخته می شود که محورهای آنها با هم قطع می شوند. یک جریان هوای متلاطم در کانال ها تشکیل می شود. توربولیزاسیون جریان هوا و افزایش سطح تماس باعث افزایش راندمان انتقال حرارت می شود.

در قسمت لبه خروجی توربولاتور (پرش) با اشکال مختلف وجود دارد. این توربولاتورها انتقال حرارت را تشدید می کنند و استحکام تیغه را افزایش می دهند.

قسمت پروفیل تیغه توسط یک قفسه و یک پایه دراز از قفل جدا می شود. فلنج های تیغه ها وقتی به هم متصل می شوند یک پوسته مخروطی شکل می دهند که قسمت قفل تیغه را از گرم شدن بیش از حد محافظت می کند.

پایه دراز، اطمینان از فاصله جریان گاز با دمای بالا از قفل و دیسک، منجر به کاهش مقدار گرمای منتقل شده از قسمت پروفیل به قفل و دیسک می شود. علاوه بر این، ساق دراز، با داشتن سفتی 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 در امتداد جریان ثابت می کند و شیار، همراه با عناصر ثابت، از حرکت تیغه بر خلاف جریان جلوگیری می کند.

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

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

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

هوا از گیرنده ای گرفته می شود که از دو شانه، سطح سمت چپ دیسک و یک دستگاه چرخان تشکیل شده است. وزنه های متعادل کننده در زیر فلنج پایینی قرار دارند. در صفحه سمت راست تیغه دیسک یک شانه مهر و موم دخمه پرپیچ و خم و یک شانه برای جدا کردن دیسک وجود دارد. در قسمت پلکانی دیسک، سوراخ‌های استوانه‌ای برای پیچ‌های مناسب اتصال محور، دیسک و محور روتور توربین وجود دارد.

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

روتور توسط وزنه هایی که در شیار شانه دیسک محکم شده و در قفل ثابت شده اند متعادل می شود. دم قفل روی یک وزنه متعادل خم شده است. محل خم شدن برای عدم وجود ترک با بازرسی از طریق ذره بین بررسی می شود. روتور را می توان با مرتب کردن مجدد تیغه ها متعادل کرد و تراش دادن انتهای بارها مجاز است. عدم تعادل باقی مانده بیش از 25 گرم در سانتی متر نیست.

دیسک با تراننیون و شفت HPC توسط پیچ و مهره های محکم متصل می شود. سر پیچ ها در برابر چرخش توسط صفحاتی که روی مورب های سرها خم شده اند محکم می شوند. پیچ ها از حرکت طولی توسط قسمت های بیرون زده سر که در شیار حلقوی شفت قرار می گیرند جلوگیری می کنند.

محور تضمین می کند که روتور بر روی یک غلتک (برینگ بین روتور) قرار دارد.

فلنج ترانیون را در مرکز قرار می دهد و آن را به دیسک توربین متصل می کند. آستین های مهر و موم لابیرنت روی شیارهای استوانه ای بیرونی محور قرار می گیرند. تثبیت محوری و محیطی هزارتوها با 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 ران، زیر هزارتوها، یک مهر و موم تماسی وجود دارد که با مهره قلعه محکم شده است. مهره با قفل صفحه ای قفل می شود.

در داخل تراننیون، بوش های مهر و موم کنتاکت و لابیرنت به صورت نوارهای استوانه ای در مرکز قرار دارند. بوش ها توسط یک مهره قلعه ای که در نخ های خرطومی پیچ شده است در جای خود ثابت می شوند. مهره با خم کردن آنتن های تاج به شکاف های انتهایی محور قفل می شود.

در سمت راست حفره داخلی تراننیون یک حلقه بیرونی غلتک وجود دارد که توسط یک مهره قلعه پیچ شده به نخ خرطوم نگه داشته شده است که به روشی مشابه قفل شده است.

مهر و موم تماسی یک جفت متشکل از بوش های فولادی و حلقه های گرافیتی است. برای اطمینان از تماس جفت، فنرهای صاف بین حلقه های گرافیتی قرار می گیرند. یک فاصله بین بوش های فولادی برای جلوگیری از گیرکردن مهر و موم تماس مکانیکی قرار می گیرد.

استاتور توربین فشار قوی

استاتور یک توربین پرفشار از یک حلقه بیرونی، بلوک‌هایی از پره‌های نازل، یک حلقه داخلی، یک دستگاه چرخش و یک مهر و موم با درجات HPT تشکیل شده است.

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

در قسمت میانی حلقه بیرونی شیاری وجود دارد که قسمت تقسیم کننده مبدل حرارتی در امتداد آن قرار دارد.

در قسمت سمت چپ حلقه بیرونی، یک حلقه بالایی با پیچ وصل شده است که لوله شعله محفظه احتراق را پشتیبانی می کند و هوای خنک کننده را برای دمیدن روی فلنج 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 HPT سکتوری و بخش هایی برای اتصال درج های HPT به اسپیسر است.

برای جلوگیری از گرم شدن بیش از حد قسمت محیطی تیغه های کار، یک برش حلقه بر روی قطر داخلی درج های HPT وجود دارد تا سطح سطح را هنگام لمس تیغه های کار HPT کاهش دهد.

مهر و موم با استفاده از پین های سوراخ شده به حلقه بیرونی محکم 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 و تیغه های کار تخلیه می شود.

برای کاهش جریان گاز داغ، صفحاتی بین درج ها تعبیه می شود.

هنگام مونتاژ مهر و موم، درج های HPT با استفاده از پین ها در بخش هایی به اسپیسر متصل می شوند. این بست این امکان را به درج های HPT می دهد که در حین کار گرم شوند نسبت به یکدیگر و اسپیسر حرکت کنند.

تیغه های دستگاه نازل به 14 بلوک سه تیغه ای ترکیب شده اند. بلوک‌های تیغه‌ای ریخته‌گری می‌شوند، با انحراف‌گرها وارد شده و در دو مکان با پوشش پایین لحیم‌شده با یک قلاب لحیم‌کاری شده‌اند. طراحی ریخته گری بلوک ها با داشتن استحکام بالا، پایداری زوایای پره ها را تضمین می کند، نشت هوا را کاهش می دهد و در نتیجه کارایی توربین را افزایش می دهد، علاوه بر این، این طراحی از نظر فناوری پیشرفته تر است.

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

در قفسه بالایی بلوک 6 سوراخ رزوه ای وجود دارد که پیچ هایی برای بستن بلوک های دستگاه نازل به حلقه بیرونی پیچ می شود.

فلنج 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 آلومینوسیل شده 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 با استفاده از 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 وصل شده است که لوله شعله روی آن قرار دارد و از طریق آن جریان هوا تامین می شود و فلنج های داخلی تیغه های دستگاه نازل را باد می کند.

یک دستگاه سفت کننده، که یک ساختار پوسته جوشی است، با پیچ به فلنج سمت راست ثابت می شود. دستگاه چرخشی برای تامین و خنک کردن هوای جریان یافته 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 مخروطی دستگاه چرخش رخ می دهد.

شتاب هوا کاهش دمای هوای مورد استفاده برای خنک کردن پره های روتور را تضمین می کند.

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

طراحی توربین فشار پایین

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

روتور توربین فشار پایین

روتور یک توربین کم فشار از یک دیسک توربین کم فشار با پره های کار نصب شده روی دیسک، یک دیسک فشار، یک ژورنال 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 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 فلنج های پوششی پره 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 قفل شاه ماهی است.

ریخته‌گری تیغه با استفاده از مدل‌های موم گمشده با اصلاح سطح با آلومینات کبالت انجام می‌شود که به دلیل ایجاد مراکز تبلور روی سطح تیغه، ساختار مواد را با آسیاب کردن دانه‌ها بهبود می‌بخشد.

به منظور افزایش مقاومت در برابر حرارت، سطوح بیرونی پر، باند و فلنج های قفلی در معرض آلومینوسیکاسیون لغزشی با ضخامت پوشش 0.02-0.04 قرار می گیرند.

برای تثبیت محوری تیغه ها از حرکت بر خلاف جریان، دندانه ای روی آن وجود دارد که روی لبه دیسک قرار دارد.

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

حلقه تقسیم در شرایط کار با استفاده از یک قفل با گیره هایی که روی قفل خم شده و از سوراخ های قفل و شکاف های شانه دیسک عبور می کند، محکم می شود.

دیسک توربین مهر و موم شده و به دنبال آن ماشین کاری انجام می شود. در ناحیه محیطی، برای قرار دادن تیغه ها، شیارهای "Herringbone" و دهانه های شیبدار برای تامین هوای خنک کننده وجود دارد.

سطح دیسک دارای مهره های حلقوی است که روی آن روکش های لابیرنت و یک دیسک هزارتوی فشار قرار می گیرد. این قطعات با پین محکم می شوند. برای جلوگیری از افتادن پین ها، سوراخ ها باز می شوند.

یک دیسک فشار با پره ها 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 صفحه ای روی دیسک فشار محکم می شوند.

هاب دیسک نیز دارای یقه های حلقوی است. کلاهک های لابیرنت روی شانه چپ نصب می شود و یک بند در شانه راست نصب می شود.

ژورنال برای پشتیبانی از روتور کم فشار روی رولبرینگ و انتقال گشتاور از دیسک به شفت طراحی شده است.

برای اتصال دیسک به محور، یک فلنج دوشاخه ای در قسمت جانبی آن ساخته شده است که در امتداد آن وسط انجام می شود. علاوه بر این، مرکزیت و انتقال بار در امتداد پین‌های شعاعی رخ می‌دهد که توسط یک هزارتو از افتادن آنها جلوگیری می‌شود.

یک حلقه مهر و موم دخمه پرپیچ و خم نیز به محور LPT متصل شده است.

در قسمت استوانه ای محیطی تراننیون یک مهر و موم تماس انتهایی در سمت راست و یک بوش مهر و موم تماسی انتهای شعاعی در سمت چپ وجود دارد. بوش در امتداد قسمت استوانه‌ای تراننیون متمرکز شده و با خم کردن شانه در جهت محوری ثابت می‌شود.

در سمت چپ محور، در سطح استوانه ای، بوش هایی برای تامین روغن یاتاقان، حلقه داخلی یاتاقان و قطعات آب بندی وجود دارد. بسته بندی این قطعات با یک مهره قلعه محکم شده با قفل صفحه محکم می شود. در سطح داخلی تراننیون اسپلاین هایی وجود دارد که انتقال گشتاور از تنه به شفت را تضمین می کند. بدنه محور دارای سوراخ هایی برای تامین روغن یاتاقان ها می باشد.

در سمت راست محور، در شیار بیرونی، حلقه داخلی غلتک تکیه گاه توربین با یک مهره محکم می شود. مهره قلعه با قفل صفحه ای محکم می شود.

شفت توربین فشار ضعیف از 3 قسمت تشکیل شده است که توسط پین های شعاعی به یکدیگر متصل می شوند. قسمت سمت راست شفت با اسپلاین های خود در داخل اسپلاین های جفت محور قرار می گیرد و از آن گشتاور دریافت می کند.

نیروهای محوری از ژورنال به شفت توسط مهره ای که بر روی ساقه رزوه دار شفت پیچ می شود منتقل می شود. مهره در برابر باز شدن پیچ توسط یک آستین خاردار 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.

دخمه پرپیچ و خم در سطح بیرونی سمت راست شفت با پین های شعاعی ثابت شده است. یک بوش اسپلینت برای محرک پمپ برای پمپاژ روغن از تکیه گاه توربین به سطح داخلی شفت با پین های شعاعی محکم می شود.

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

در سطح بیرونی قسمت سمت چپ شفت یک مهر و موم تماسی انتهای شعاعی، یک آستین فاصله و یک غلتک دنده مخروطی وجود دارد. تمام این قسمت ها با مهره قلعه محکم می شوند.

طراحی کامپوزیت شفت امکان افزایش سفتی آن را به دلیل افزایش قطر قسمت میانی و همچنین کاهش وزن فراهم می کند - 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 پوشش داخلی تشکیل شده است.

پوشش بیرونی یک ساختار جوش داده شده است که از یک پوسته مخروطی و فلنج تشکیل شده است که در امتداد آن پوشش به محفظه توربین فشار قوی و پوشش نگهدارنده متصل می شود. یک صفحه به بیرون محفظه جوش داده شده است و کانالی را برای تامین هوای خنک کننده تشکیل می دهد. در داخل مهره هایی وجود دارد که دستگاه نازل در امتداد آنها قرار دارد.

در ناحیه فلنج سمت راست یقه 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 استحکام در یازده بلوک سه پره.

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

تثبیت محوری بلوک های تیغه نازل با 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 می گیرند.

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

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

فلنج های داخلی تیغه ها به محورهای کروی ختم می شوند که در امتداد آنها پوشش داخلی که نمایانگر یک ساختار جوشی است در مرکز قرار دارد.

دنده های محفظه داخلی دارای شیارهایی هستند که با فاصله شعاعی در گوش ماهیچه های فلنج های داخلی تیغه های نازل قرار می گیرند. این فاصله شعاعی به تیغه ها اجازه می دهد تا آزادانه از نظر حرارتی منبسط شوند.

پشتیبانی از توربین LP

تکیه گاه توربین از یک محفظه پشتیبانی تشکیل شده استو محفظه های 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. دیافراگم های مخروطی که از محفظه یاتاقان پشتیبانی می کنند به فلنج های پوسته داخلی تکیه گاه ثابت می شوند. روی این فلنج ها، یک غلاف مهر و موم لابیرنتی به سمت چپ و یک صفحه نمایشگر به سمت راست وصل شده است که از تکیه گاه در برابر جریان گاز محافظت می کند.

یک غلاف مهر و موم تماسی به فلنج های محفظه یاتاقان در سمت چپ ثابت می شود. در سمت راست، پوشش حفره روغن و محافظ حرارتی با پیچ محکم شده است.

یک غلتک در سوراخ داخلی محفظه قرار داده شده است. بین محفظه و حلقه بیرونی بلبرینگ یک حلقه الاستیک و بوش وجود دارد. حلقه دارای سوراخ‌های شعاعی است که هنگام نوسان روتورها، روغن از طریق آن پمپ می‌شود که انرژی را از بین می‌برد.

تثبیت محوری حلقه ها توسط یک پوشش متصل به تکیه گاه بلبرینگ با پیچ انجام می شود. در حفره زیر سپر حرارتی یک پمپ 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، قابل تنظیم با تغییر گسسته جریان هوا از طریق مبدل حرارتی هوا به هوا است.

لبه‌های ورودی پره‌های دستگاه نازل توربین فشار بالا دارای خنک‌کننده فیلم همرفتی با هوای ثانویه است. قفسه های این دستگاه نازل توسط هوای ثانویه خنک می شوند.

نوارهای عقب پره‌های SA، دیسک و پره‌های کار LPT، محفظه‌های توربین، پره‌های SA توربین فن و دیسک آن در سمت چپ با عبور هوا از مبدل حرارتی هوا به هوا خنک می‌شوند. AHE).

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

هوا از 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 هوا از مدار ثانویه و از داخل توسط هوا از VVT خنک می شود.

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

برق در توربین جریان دارد

نیروهای اینرسی از پره های روتوراز طریق قفل های شاه ماهی به دیسک منتقل می شوند و آن را بارگذاری می کنند. نیروهای اینرسی نامتعادل دیسک های تیغه ای از طریق پیچ های مناسب روی روتور HPT و از طریق فلنج های مرکزی و پین های شعاعی روی روتور HPT به محور و محورهای پشتیبانی شده توسط یاتاقان ها منتقل می شود. از یاتاقان ها، بارهای شعاعی به قطعات استاتور منتقل می شود.

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

کانتور خارجی

مدار خارجی برای دور زدن جریان هوای فشرده شده در LPC از پشت قسمت LPC طراحی شده است.

از نظر ساختاری، کانتور بیرونی از دو محفظه پروفیلدار (جلو و عقب) تشکیل شده است که پوسته بیرونی محصول بوده و برای اتصال ارتباطات و واحدها نیز استفاده می شود. پوشش بیرونی از آلیاژ تیتانیوم ساخته شده است. بدنه 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.

محفظه جلوی مدار بیرونی دارای یک رابط افقی برای دسترسی به پمپ فشار، محفظه کمپرسور و توربین است.

نمایه سازی قسمت جریان کانتور بیرونی با نصب کانتور بیرونی صفحه داخلی در محفظه جلویی که توسط رشته های شعاعی به آن متصل می شود، که همچنین دنده های سفت کننده محفظه جلو هستند، تضمین می شود.

پوشش عقب کانتور بیرونی یک پوسته استوانه ای است که توسط فلنج های جلو و عقب محدود شده است. رشته های سفت کننده در قسمت بیرونی بدنه عقب قرار دارند. فلنج های زیر روی بدنه بیرونی قرار دارند:

· استخراج هوا از مدار داخلی محصول در پشت مراحل 4 و 7 افزایش فشار و همچنین از کانال مدار خارجی برای نیازهای تأسیسات.

· برای دستگاه های احتراق KS.

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

· برای ارتباطات برای تامین و تخلیه روغن به تکیه گاه توربین، تهویه هوا و حفره روغن تکیه گاه عقب.

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

· برای بستن اهرم بازخورد سیستم کنترل در پمپ فشار قوی؛

· برای ارتباطات برای تامین سوخت به ایستگاه کمپرسور، و همچنین برای ارتباطات برای استخراج هوا در پشت افزایش فشار به سیستم سوخت محصول.

محفظه کانتور بیرونی نیز دارای گیره هایی برای اتصال است:

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

· فیلتر سوخت؛

· گیربکس اتوماتیک KND;

· مخزن تخلیه.

· واحد احتراق، ارتباطات سیستم های راه اندازی 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 نصب شده است که انبساط دما را در جهت محوری محفظه های مدارهای بیرونی و داخلی در حین کار محصول جبران می کند. گسترش محفظه ها در جهت شعاعی با حرکت 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 طراحی 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. محاسبات 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 بر روی دیسک نیروهای گریز از مرکز تیغه ها و اتصالات قفل کننده آنها (شاخه های تیغه و برآمدگی دیسک) در حالت طراحی.

ویژگی های مواد دیسک (چگالی، مدول الاستیک، 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 با استفاده از فرمول محاسبه می شود:

مجموع نیروهای گریز از مرکز پرهای تیغه،

مجموع نیروهای گریز از مرکز اتصالات قفل کننده (ساقه تیغه و برآمدگی دیسک)،

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

نیروها با استفاده از فرمول ها محاسبه می شوند

z - تعداد تیغه ها،

ناحیه قسمت ریشه پر تیغه،

تنش در بخش ریشه ایرفویل تیغه که توسط نیروهای گریز از مرکز ایجاد می شود. این ولتاژ در بخش 2 محاسبه شده است.

جرم حلقه تشکیل شده از اتصالات قفلی تیغه ها با دیسک است

شعاع اینرسی حلقه اتصالات قفل،

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

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

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

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

محاسبه قدرت دیسک با استفاده از برنامه DI.EXE موجود در کلاس کامپیوتر 203 این بخش 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 در مورد هندسه دیسک و توزیع دما در امتداد شعاع دیسک را نشان می دهد. ستون‌های 5-9 نتایج محاسباتی را نشان می‌دهند: تنش‌های شعاعی (راد) و محیطی (محیطی)، ذخیره‌ای برای تنش معادل (به عنوان مثال) و چرخش‌های مخرب (بخش استوانه‌ای)، و همچنین افزایش طول دیسک تحت تأثیر نیروهای گریز از مرکز و دما. انبساط در شعاع های مختلف

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

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

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

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

برنج. 2.4 توزیع ضریب ایمنی توسط انقلاب های مخرب

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

ادبیات

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

2. «موتورهای توربین گاز»، A.A. اینوزمتسف، V.L. Sandratsky، Aviadvigatel OJSC، 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.، Nikhamkin M.A.، Sandratsky V.L. «موتورهای توربین گاز. دینامیک و قدرت موتورهای هواپیما و نیروگاه‌ها. - م، مهندسی مکانیک، 1386.

7. GOST 2.105 - 95.

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

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


طراحی بخش جریان یک موتور توربین گازی هوانوردی. محاسبه استحکام تیغه کار، دیسک توربین، واحد نصب و محفظه احتراق. فرآیند فن آوری برای ساخت فلنج، شرح 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 محفظه احتراق و قفل تیغه مرحله اول کمپرسور فشار قوی.

کار دوره، اضافه شده در 03/08/2011


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

کار دوره، اضافه شده در 08/07/2013


طراحی فرآیند کار موتورهای توربین گاز و ویژگی های محاسبه دینامیکی گاز اجزاء: 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 توربوجت دو مدار جریان مخلوط 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 پروفیل تیغه پروانه و محاسبه قدرت آن. نمودار فرآیند، انجام عملیات تراشکاری، فرزکاری و حفاری، تجزیه و تحلیل راندمان 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. شرح موتور توربین گازی درایو توربین، انتخاب مواد برای قطعات.

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 D20

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 حاوی 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 پایه به طور کلی و مراحل جداگانه آن است که مقادیر محاسبه شده پارامترهای خاص و کلی موتور را ارائه می دهد. 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 اچ پی

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 رابطه 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، باید 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 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 نسبی بوش

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 به 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، قسمت 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 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 مادون صوت. پروفیل شبکه های پروانه پروانه در امتداد شعاع. محاسبه و ساخت شبکه های پروفیل روتور توربین در رایانه شخصی.

کار دوره، اضافه شده 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 امتداد 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 12/26/2011


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.

0

موتورهای تنفس هوا بر اساس روش پیش فشرده سازی هوا قبل از ورود به محفظه احتراق به کمپرسور و غیر کمپرسور تقسیم می شوند. موتورهای تنفس هوای غیر کمپرسور از جریان هوای با سرعت بالا استفاده می کنند. در موتورهای کمپرسور هوا توسط کمپرسور فشرده می شود. یک موتور کمپرسور تنفس هوا یک موتور توربوجت (TRE) است. این گروه که موتورهای ترکیبی یا ترکیبی نامیده می شوند شامل موتورهای توربوپراپ (TVD) و موتورهای توربوجت دو مدار (DTRE) می شود. با این حال، طراحی و اصل عملکرد این موتورها از بسیاری جهات شبیه موتورهای توربوجت است. اغلب 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

نمودارهای ساختارییک موتور توربوجت (شکل 100) از یک دستگاه ورودی، یک کمپرسور، یک محفظه احتراق، یک توربین گاز و یک دستگاه 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 ساختار هواپیما یا ساختار موتور باشد. دستگاه ورودی فشار هوای جلوی کمپرسور را افزایش می دهد.

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

در کمپرسور محوری، هنگامی که روتور می چرخد، پره های کار بر روی هوا عمل می کنند، 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 پره ها به داخل کشیده می شود و تحت تأثیر نیروهای گریز از مرکز به سمت اطراف حرکت می کند. پرکاربردترین موتورها در هوانوردی مدرن موتورهایی با کمپرسور محوری هستند.

یک کمپرسور محوری شامل یک روتور (قطعه چرخان) و یک استاتور (قطع ثابت) است که دستگاه ورودی به آن متصل است. گاهی اوقات مش های محافظی در دستگاه های ورودی تعبیه می شود تا از ورود اجسام خارجی به داخل کمپرسور که می تواند به تیغه ها آسیب برساند، جلوگیری می کند.

روتور کمپرسور شامل چندین ردیف از پره های کاری پروفیلی است که در اطراف محیط قرار دارند 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. به مجموعه ای از تیغه های ثابت که پره صاف کننده می گویند همراه با یک سری تیغه های کار، مرحله کمپرسور می گویند.

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

جهت هوای مورد نیاز به مرحله بعدی توسط دستگاه صاف کننده تضمین می شود. پره راهنمای نصب شده در جلوی کمپرسور نیز به همین منظور عمل می کند. برخی از طرح های موتور ممکن است پره راهنما نداشته باشند.

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) ساخته می شوند.

محفظه احتراق لوله ای (انفرادی) از یک لوله شعله و یک محفظه بیرونی تشکیل شده است که توسط فنجان های تعلیق به یکدیگر متصل می شوند. در قسمت جلوی محفظه احتراق، انژکتورهای سوخت و یک چرخان تعبیه شده است که به تثبیت شعله کمک می کند. 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 توسط لوله هایی به یکدیگر متصل می شوند که از مشتعل شدن مخلوط در تمام محفظه ها اطمینان حاصل می کنند.

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 لوله ای-حلقه ای از محفظه های بیرونی و داخلی تشکیل شده است که فضای حلقوی شکلی را تشکیل می دهد که در آن لوله های شعله مجزا قرار دارند.

برای به حرکت درآوردن کمپرسور موتور توربوجت از توربین گازی استفاده می شود. در موتورهای مدرن، توربین های گاز 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 پروانه‌ها است که از دیسک‌ها و پره‌های کاری واقع در رینگ‌های آنها تشکیل شده‌اند. پروانه ها به محور توربین متصل می شوند و با هم یک روتور را 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 کار مرحله توربین نامیده می شود. تیغه های کار با استفاده از قفل درخت کریسمس به دیسک توربین متصل می شوند (شکل 107).

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

اصل عملیات.بر خلاف موتورهای پیستونی، فرآیند کار در موتورهای توربین گازی به ضربات جداگانه تقسیم نمی شود، بلکه به طور مداوم اتفاق می افتد.

اصل کار یک موتور توربوجت به شرح زیر است. در طول پرواز، جریان هوای ورودی به موتور از طریق دستگاه ورودی به کمپرسور می گذرد. 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 بیشتری قرار می گیرد. در موتورهای توربوجت با کمپرسور محوری، هنگامی که روتور به سرعت می چرخد، پره های کمپرسور مانند تیغه های فن، هوا را به سمت محفظه احتراق هدایت می کنند. در دستگاه های صاف کننده نصب شده در پشت پروانه های هر مرحله 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 در اثر نیروی گریز از مرکز فشرده می شود. هوای ورودی به کمپرسور توسط تیغه های پروانه ای که به سرعت در حال چرخش است گرفته می شود و تحت تأثیر 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 k مشخص می شود، که نسبت فشار هوا در خروجی کمپرسور p2 به فشار هوای اتمسفر pH است.

هوای فشرده شده در دستگاه ورودی و کمپرسور سپس 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 خارجی محفظه احتراق جریان می‌یابد و دومی را خنک می‌کند و در خروجی از محفظه با محصولات احتراق مخلوط می‌شود و دمای جریان گاز-هوا را به مقداری کاهش می‌دهد که توسط مقاومت حرارتی پره های توربین قسمت کوچکی از هوای ثانویه از طریق دهانه های جانبی لوله شعله به منطقه احتراق نفوذ می کند.

بنابراین، 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، یک مخلوط سوخت و هوا تشکیل می شود. هنگام راه اندازی موتور، مخلوط توسط دستگاه احتراق مخصوص مشتعل می شود و در حین کار بیشتر موتور، مخلوط سوخت و هوا توسط مشعل شعله موجود مشتعل می شود.

جریان گاز تشکیل شده در محفظه احتراق، که دما و فشار بالایی دارد، از طریق یک دستگاه نازل مخروطی 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 رخ می دهد. 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 کار توربین، یا فقط فرآیند تبدیل انرژی جنبشی گاز به کار مکانیکی چرخش توربین و یا همچنین انبساط بیشتر گاز با افزایش سرعت آن، می تواند رخ دهد. در مورد اول، توربین گاز فعال نامیده می شود، در مورد دوم - واکنشی. در حالت دوم، پره‌های توربین علاوه بر تأثیر فعال جت گاز روبرو، اثر واکنشی را نیز به دلیل شتاب جریان گاز تجربه می‌کنند.

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 برای چرخش توربین استفاده می شود که به نوبه خود کمپرسور را می چرخاند، بخشی دیگر برای تسریع جریان گاز (برای ایجاد نیروی رانش جت) استفاده می شود.

موتورهای توربوپراپ

دستگاه و اصل کار.برای هواپیماهای مدرن،

با داشتن بار و برد پروازی زیاد، به موتورهایی نیاز داریم که بتوانند نیروی رانش لازم را با حداقل وزن مخصوص ایجاد کنند. موتورهای توربوجت این الزامات را برآورده می کنند. با این حال، آن‌ها در مقایسه با سیستم‌های پروانه‌دار در سرعت‌های پایین پرواز غیراقتصادی هستند. در این راستا، برخی از انواع هواپیماهای در نظر گرفته شده برای پرواز با سرعت های نسبتاً کم و بردهای طولانی، به موتورهایی نیاز دارند که مزایای موتورهای توربوجت را با مزایای موتور ملخی در سرعت های پرواز پایین ترکیب کنند. این موتورها شامل موتورهای توربوپراپ (TVD) می شود.

موتور توربوپراپ یک موتور هواپیمای توربین گازی است که در آن توربین قدرت بیشتری نسبت به چرخش کمپرسور تولید می کند و از این توان اضافی برای چرخاندن پروانه استفاده می شود. نمودار شماتیک تئاتر در شکل 1 نشان داده شده است. 109.

همانطور که از نمودار مشاهده می شود، یک موتور توربوپراپ از اجزا و مجموعه های مشابه یک توربوجت تشکیل شده است. با این حال، بر خلاف موتورهای توربوپراپ، موتورهای توربوپراپ علاوه بر این به پروانه و گیربکس مجهز هستند. 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 راندمان پروانه در شرایط پرواز طراحی در 750-1500 دور در دقیقه به بالاترین مقدار خود می رسد.

برای کاهش سرعت پروانه نسبت به سرعت توربین گاز، یک گیربکس در موتور توربوپراپ تعبیه شده است. در موتورهای پرقدرت گاهی از دو ملخ استفاده می شود که در جهت مخالف می چرخند و عملکرد هر دو ملخ توسط یک گیربکس تامین می شود.

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 موتور تئاتر عمدتاً توسط پروانه (تا 90٪) ایجاد می شود و فقط کمی به دلیل واکنش جت گاز است.

توربین‌های چند مرحله‌ای در موتورهای توربوپراپ استفاده می‌شوند (تعداد مراحل از 2 تا 6 مرحله است)، که به دلیل نیاز به اعمال افت‌های حرارتی بیشتر بر روی توربین توربوپراپ نسبت به 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 یک موتور تئاتر با هدف همان عناصر یک موتور توربوجت تفاوتی ندارد. گردش کار TVD نیز مشابه گردش کار TRD است. درست مانند یک موتور توربوجت، جریان هوا، از پیش فشرده شده در دستگاه ورودی، تحت فشرده سازی اصلی در کمپرسور قرار می گیرد و سپس وارد محفظه احتراق می شود، که سوخت به طور همزمان از طریق نازل ها 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 (DTRE) شد.

برخلاف موتور توربوجت معمولی، در موتور توربوجت، توربین گازی (علاوه بر کمپرسور و تعدادی از واحدهای کمکی) یک کمپرسور کم فشار که در غیر این صورت فن مدار ثانویه نامیده می‌شود، به حرکت در می‌آورد. فن مدار ثانویه موتور توربوجت نیز می تواند از یک توربین مجزا که در پشت توربین کمپرسور قرار دارد رانده شود. ساده ترین نمودار یک موتور توربوجت در شکل نشان داده شده است. 110.

اولین مدار (داخلی) موتور توربوجت نمودار یک موتور توربوجت معمولی است. مدار دوم (خارجی) یک کانال حلقه ای است که یک فن در آن قرار دارد. بنابراین موتورهای بای پس توربوجت را گاهی موتورهای توربوفن می نامند.

عملکرد موتور توربوجت به شرح زیر است. جریان هوای ورودی به موتور وارد ورودی هوا می شود و سپس یک قسمت از هوا از کمپرسور پرفشار مدار اولیه و قسمت دیگر از پره های فن (کمپرسور کم فشار) مدار ثانویه عبور می کند. از آنجایی که مدار اول یک مدار موتور توربوجت معمولی است، فرآیند کار در این مدار مشابه فرآیند کار در موتور توربوجت است. عملکرد فن مدار ثانویه مشابه عملکرد پروانه چند پره ای است که در یک کانال حلقوی می چرخد.

موتورهای DTRD را می توان بر روی هواپیماهای مافوق صوت نیز استفاده کرد، اما در این صورت برای افزایش نیروی رانش آنها باید احتراق سوخت در مدار ثانویه تامین شود. برای افزایش سریع (تقویت) رانش موتور توربوجت، گاهی اوقات سوخت اضافی یا در جریان هوای مدار ثانویه یا پشت توربین مدار اولیه سوزانده می شود.

هنگام سوزاندن سوخت اضافی در مدار دوم، 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 توان لازم برای چرخش فن خواهد بود. سپس برای حفظ دور موتور یکسان، لازم است دمای گاز در مدار اولیه جلوی توربین 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 یک موتور اجباری کمتر از کل رانش موتور توربوجت معمولی باشد. علاوه بر این، افزایش کشش با مصرف سوخت ویژه بالا همراه است. همه این شرایط استفاده از این روش افزایش کشش را محدود می کند. با این حال، تقویت نیروی رانش یک موتور توربوجت می تواند کاربرد گسترده ای در سرعت پرواز مافوق صوت پیدا کند.

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