موتور توربوجت بای پس (TEF) یک موتور توربوجت "بهبود یافته" است که طراحی آن به دلیل بهبود عملکرد کمپرسور و بر این اساس، افزایش مصرف سوخت را ممکن می کند، که مهمترین نقطه ضعف موتور توربوفن است، کاهش یابد. حجم توده های هوا که از یک موتور توربوفن عبور می کند.

برای اولین بار، طراحی و اصل عملکرد موتور توربوفن توسط طراح هواپیما A.M. گهواره در سال 1939 بود، 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 خارجی دیگری را در بر می گیرد. شکاف بین این بدنه ها مدار دوم را تشکیل می دهد، در حالی که مدار اول حفره داخلی موتور توربوجت است. البته وزن و ابعاد به طور همزمان 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 می توانند از طریق یک نازل مشترک مخلوط شده و خارج شوند، یا موتور می تواند به پس سوز مجهز شود.

اکنون به طور خلاصه در مورد هر یک از عناصر تشکیل دهنده موتور توربوفن. کمپرسور فشار قوی (HPC) شفتی است که تیغه های متحرک و ثابت روی آن ثابت شده و یک مرحله را تشکیل می دهد. تیغه های متحرک در حین چرخش جریان هوا را می گیرند، آن را فشرده می کنند و به داخل محفظه هدایت می کنند. هوا وارد پره های ثابت می شود، سرعت آن کاهش می یابد و علاوه بر آن فشرده می شود که فشار آن را افزایش می دهد و بردار حرکت محوری به آن می دهد. چندین مرحله از این قبیل در کمپرسور وجود دارد و نسبت تراکم موتور مستقیماً به تعداد آنها بستگی دارد. همین طراحی برای کمپرسور کم فشار (LPC) که در جلوی HPC قرار دارد، است. تفاوت بین آنها فقط در اندازه است: تیغه های LPC قطر بزرگتری دارند و سطح مقطع مدارهای اولیه و ثانویه را پوشش می دهند و تعداد مراحل کمتری (از 1 تا 5) دارند.

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 تشکیل می دهد. محفظه احتراق می تواند یک، حلقوی یا از چندین لوله باشد.

توربین در طراحی آن شبیه یک کمپرسور محوری است: همان پره های ثابت و متحرک روی شفت، فقط ترتیب آنها تغییر می کند. ابتدا گازهای منبسط شده روی پره های ثابت می افتند که حرکت آنها را یکسان می کند و سپس روی گازهای متحرک که محور توربین را می چرخانند. دو توربین در موتور توربوفن وجود دارد: 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 درایو LPC معمولا در داخل شفت درایو HPC قرار دارد.

نازل یک لوله همگرا است که گازهای خروجی از آن به شکل جریان جت خارج می شوند. معمولاً 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 بیرونی، یا مدار دوم، یک ساختار حلقوی توخالی با یک پره راهنما است که هوا از طریق آن عبور می کند، از پیش فشرده شده توسط یک کمپرسور کم فشار و دور زدن محفظه احتراق و توربین ها. این جریان هوا که بر روی تیغه های ثابت پره راهنما می افتد، تراز می شود و به سمت نازل حرکت می کند و به دلیل فشرده سازی LPC 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 دارای چرخش و انژکتور سوخت با جرقه زن 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 هستند. از طریق نازل های نصب شده در محفظه، سوخت تامین می شود که با گازها مخلوط شده و مشتعل می شود. در نتیجه، رانش خروجی گاهی دو برابر می شود، اما مصرف سوخت نیز افزایش می یابد. موتورهای توربوفن مجهز به پس سوز به راحتی توسط شعله ای که در حین پرواز یا هنگام پرتاب از نازل آنها خارج می شود، قابل تشخیص هستند.

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

مهمترین پارامتر یک موتور توربوفن نسبت بای پس (k) است - نسبت مقدار هوایی که از مدار دوم عبور کرده است به مقدار هوایی که از مدار اول عبور کرده است. هرچه این رقم بیشتر 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 توربوپراپ فن نیز وجود دارد که در آنها ارزش به 50 یا حتی بیشتر می رسد.

بسته به نوع تخلیه گاز خروجی، موتورهای توربوفن بدون اختلاط جریان ها و با آن متمایز می شوند. در حالت اول، هر مدار نازل مخصوص به خود را دارد، در حالت دوم، گازهای خروجی وارد محفظه اختلاط مشترک می شوند و تنها پس از آن به بیرون می روند و یک رانش جت تشکیل می دهند. موتورهای جریان مختلط که روی هواپیماهای مافوق صوت نصب می شوند، می توانند به پس سوز مجهز شوند که به شما امکان می دهد رانش را حتی در سرعت های مافوق صوت افزایش دهید، زمانی که رانش ثانویه نقش کمی دارد.

اصل عملیات

اصل عملکرد TVRD به شرح زیر است. جریان هوا توسط فن گرفته می شود و به صورت جزئی فشرده شده، در دو جهت هدایت می شود: مدار اول به کمپرسور و مدار دوم به پره های ثابت. در این حالت، فن نقش پیچی را بازی نمی کند که نیروی رانش ایجاد می کند، بلکه یک کمپرسور کم فشار است که میزان هوای عبوری از موتور را افزایش می دهد. 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 منبع زیادی انرژی تشکیل می شود. جریان گازهای داغ در حال انبساط به سمت توربین پرفشار هدایت می شود و پره های آن را می چرخاند. این توربین کمپرسور پرفشار را که با آن بر روی همان شفت نصب شده است، می چرخاند. سپس، گازها توربین کم فشار را می چرخانند، که فن را به حرکت در می آورد، پس از آن وارد نازل شده و می شکند و نیروی رانش جت ایجاد می کند.

همزمان 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 به بیرون می رود و کشش اضافی ایجاد می کند. همچنین، رانش تحت تأثیر احتراق اکسیژن در هوای ثانویه در پس سوز قرار می گیرد.

کاربرد

دامنه کاربرد موتورهای توربوجت بای پس بسیار گسترده است. آنها توانستند تقریباً کل هوانوردی را پوشش دهند و موتورهای توربوجت و تئاتر را جابجا کنند. نقطه ضعف اصلی موتورهای جت - ناکارآمدی آنها - تا حدی برطرف شد، به طوری که در حال حاضر اکثر هواپیماهای غیرنظامی و تقریباً تمام هواپیماهای نظامی به موتورهای توربوفن مجهز هستند. برای هوانوردی نظامی، جایی که فشردگی، قدرت و سبکی موتورها مهم است، 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 باعث صرفه جویی زیادی در مصرف سوخت در سرعت های مادون صوت می شود و هزینه پروازها را کاهش می دهد.

موتورهای توربوجت بای پس کم در هواپیماهای نظامی.

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

مزایا و معایب

موتورهای بای پس توربوجت 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 است و وزن آنها بسیار بیشتر است. واضح است که هرچه نسبت بای پس بیشتر باشد، موتور مقرون به صرفه تر است، اما این مقدار را می توان تنها به یک روش افزایش داد - با افزایش قطر مدار دوم، که باعث می شود هوای بیشتری از آن عبور کند. این مهمترین نقطه ضعف توربوفن است. کافی است به برخی از موتورهای توربوجت نصب شده در هواپیماهای بزرگ غیرنظامی نگاهی بیندازید تا متوجه شوید که چگونه ساختار کلی را سنگین‌تر می‌کنند. قطر مدار دوم آنها می تواند به چندین متر برسد و برای صرفه جویی در مواد و کاهش وزن آنها کوتاهتر از مدار اول است. یکی دیگر از معایب سازه های بزرگ، کشش زیاد در هنگام پرواز است که تا حدودی سرعت پرواز را کاهش می دهد. استفاده از موتورهای توربوفن به منظور صرفه جویی در سوخت در سرعت های زیر صوت توجیه می شود، هنگامی که مانع صوتی غلبه می شود، رانش جت 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 اقتصاد 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. جنگنده ها و بمب افکن های نظامی را نمی توان به موتورهایی با قطر سه متر مجهز کرد و نیازی به آن ندارند، زیرا در مورد آنها صرفه جویی در اولویت نیست، بلکه سرعت و مانور پذیری است. در اینجا، موتورهای توربوفن با پس سوز (TRDDF) نیز بیشتر برای افزایش کشش در سرعت های مافوق صوت یا هنگام 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.

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 ترونیون 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 اسپلین های 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 یاتاقان، 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 در طول تکامل جسم را 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 در 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 را در جهت محوری بدنه های مدارهای بیرونی و داخلی 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.

در سال 2006، مدیریت مجتمع ساختمانی موتور پرم و شرکت مولد سرزمینی OAO شماره 9 (شعبه پرم) قراردادی را برای ساخت و تامین نیروگاه توربین گازی GTES-16PA بر اساس GTE-16PA با PS- امضا کردند. موتور 90EU-16A.

ما از Daniil SULIMOV، معاون طراح عمومی و طراح ارشد Aviadvigatel JSC خواستیم تا در مورد تفاوت های اصلی بین موتور جدید و PS-90AGP-2 موجود به ما بگوید.

تفاوت اصلی بین کارخانه GTE-16PA و GTU-16PER موجود، استفاده از یک توربین قدرت با سرعت چرخش 3000 دور در دقیقه (به جای 5300 دور در دقیقه) است. کاهش سرعت چرخش امکان رها کردن گیربکس گران قیمت و افزایش قابلیت اطمینان کارخانه توربین گاز را به طور کلی فراهم می کند.

مشخصات موتورهای GTU-16PER و GTE-16PA (در شرایط ISO)

بهینه سازی پارامترهای اصلی توربین قدرت

پارامترهای اساسی یک توربین آزاد (ST): قطر، مسیر جریان، تعداد مراحل، راندمان آیرودینامیکی برای به حداقل رساندن هزینه های عملیاتی مستقیم بهینه شده اند.

هزینه های عملیاتی شامل هزینه خرید ST و هزینه های یک دوره عملیاتی معین (قابل قبول برای مشتری به عنوان دوره بازپرداخت) می باشد. انتخاب یک دوره بازپرداخت که برای مشتری کاملاً قابل مشاهده است (بیش از 3 سال) امکان اجرای یک طرح اقتصادی سالم را فراهم کرد.

انتخاب نوع بهینه یک توربین آزاد برای یک کاربرد خاص به عنوان بخشی از GTE-16PA در کل سیستم موتور بر اساس مقایسه هزینه های عملیاتی مستقیم برای هر نوع انجام شد.

با استفاده از مدل‌سازی تک بعدی ST، سطح قابل دستیابی بازده آیرودینامیکی ST توسط قطر متوسط ​​برای تعداد مشخصی از مراحل تعیین شد. بخش جریان بهینه برای این نوع انتخاب شد. تعداد تیغه ها، با در نظر گرفتن تأثیر قابل توجه آنها بر هزینه، از شرط اطمینان از ضریب بار آیرودینامیکی Zweifel برابر با یک انتخاب شد.

بر اساس مسیر جریان انتخاب شده، وزن SP و هزینه تولید برآورد شد. سپس گزینه های توربین در سیستم موتور از نظر هزینه های عملیاتی مستقیم مقایسه شدند.

هنگام انتخاب تعداد مراحل برای ST، تغییر در راندمان، هزینه های کسب و عملیات (هزینه سوخت) در نظر گرفته می شود.

هزینه اکتساب با رشد قیمت تمام شده با افزایش تعداد مراحل به طور یکنواخت افزایش می یابد. به روشی مشابه، راندمان تحقق یافته نیز رشد می کند - در نتیجه کاهش بار آیرودینامیکی روی صحنه. هزینه های عملیاتی (جزء سوخت) با افزایش بازده کاهش می یابد. با این حال، مجموع هزینه ها در چهار مرحله در توربین قدرت حداقل مشخصی دارند.

محاسبات هم تجربه پیشرفت‌های خودمان و هم تجربه سایر شرکت‌ها (که در طرح‌های خاص پیاده‌سازی شده‌اند) را در نظر گرفت که امکان اطمینان از عینی بودن برآوردها را فراهم کرد.

در طراحی نهایی، با افزایش بار در هر مرحله و کاهش راندمان ST از حداکثر مقدار قابل دستیابی به میزان حدود 1 درصد، امکان کاهش تقریباً 20 درصدی هزینه های کل مشتری فراهم شد. این امر با کاهش 26 درصدی هزینه و قیمت توربین نسبت به نوع با حداکثر بازده به دست آمد.

طراحی آیرودینامیک ST

راندمان آیرودینامیکی بالای ST جدید در یک بار به اندازه کافی بالا با استفاده از تجربه JSC Aviadvigatel در توسعه توربین های کم فشار و توربین های قدرت و همچنین استفاده از مدل های آیرودینامیکی فضایی چند مرحله ای با استفاده از معادلات اویلر به دست آمد. (بدون ویسکوزیته) و Navier-Stokes (با در نظر گرفتن ویسکوزیته).

مقایسه پارامترهای توربین های قدرت GTE-16PA و HPP رولزرویس

مقایسه پارامترهای ST GTE-16PA و مدرن ترین رولزرویس خانواده TRD TRD (نمودار اسمیت) نشان می دهد که از نظر زاویه چرخش جریان در تیغه ها (تقریبا 1050)، ST جدید در سطح توربین های رولزرویس عدم وجود محدودیت وزنی دقیق ذاتی در ساختار هواپیما، این امکان را به وجود آورد که با افزایش قطر و سرعت محیطی، ضریب بار dH/U2 تا حدودی کاهش یابد. مقدار سرعت خروجی (معمولاً سازه های زمینی) کاهش سرعت محوری نسبی را ممکن کرد. به طور کلی، پتانسیل ST طراحی شده برای تحقق کارایی در سطح مشخصه مراحل خانواده ترنت است.

ویژگی آیرودینامیک ST طراحی شده همچنین اطمینان از مقدار بهینه بازده توربین در حالت های قدرت جزئی است که برای عملکرد در حالت پایه معمول است.

با حفظ سرعت چرخشی، تغییر (کاهش) در بار در ST منجر به افزایش زوایای حمله (انحراف جهت جریان گاز در ورودی به پره ها از مقدار محاسبه شده) در ورودی به رینگ های تیغه زوایای حمله منفی ظاهر می شود که مهمترین آنها در آخرین مراحل توربین است.

طراحی ردیف‌های تیغه ST با مقاومت بالا در برابر تغییرات زوایای حمله با پروفایل‌های ویژه ردیف‌ها با تأیید اضافی پایداری تلفات آیرودینامیکی (طبق مدل‌های آیرودینامیکی 2D/3D Navier-Stokes) در زوایای جریان ورودی بالا تضمین می‌شود.

در نتیجه، ویژگی های تحلیلی ST جدید مقاومت قابل توجهی در برابر زوایای حمله منفی و همچنین امکان استفاده از ST برای درایو ژنراتورهایی که جریان را در فرکانس 60 هرتز (با سرعت چرخش 3600 دور در دقیقه) تولید می کنند، نشان داد. یعنی امکان افزایش 20 درصدی سرعت چرخش بدون افت قابل ملاحظه راندمان. با این حال، در این مورد، از دست دادن کارایی عملاً در حالت های کم توان اجتناب ناپذیر است (که منجر به افزایش اضافی در زوایای حمله منفی می شود).
ویژگی های طراحی ST
برای کاهش مصرف مواد و وزن ST، از رویکردهای هوانوردی اثبات شده برای طراحی توربین استفاده شد. در نتیجه، جرم روتور، با وجود افزایش قطر و تعداد مراحل، برابر با جرم روتور توربین قدرت GTU-16PER بود. این امر یکپارچگی قابل توجهی از گیربکس ها را تضمین می کند ، سیستم روغن ، سیستم فشار ساپورت ها و سیستم خنک کننده ST نیز یکپارچه شدند.
مقدار و کیفیت هوای مورد استفاده برای تحت فشار قرار دادن بلبرینگ های انتقال از جمله تمیز کردن و خنک کردن آن افزایش یافته است. کیفیت روانکاری بلبرینگ های انتقال نیز با استفاده از عناصر فیلتر با ظرافت فیلتراسیون تا 6 میکرون بهبود یافته است.
به منظور افزایش جذابیت عملیاتی GTE جدید، یک سیستم کنترل ویژه توسعه یافته معرفی شده است که به مشتری امکان استفاده از انواع توربو اکسپندر (هوا و گاز) و پرتاب هیدرولیک را می دهد.
ویژگی های وزن و اندازه موتور این امکان را فراهم می کند که از طرح های سریال نیروگاه بسته بندی شده GTES-16P برای قرار دادن آن استفاده شود.
پوشش عایق صدا و گرما (هنگامی که در ساختمان اصلی قرار می گیرد) ویژگی های صوتی GTPP را در سطح پیش بینی شده توسط استانداردهای بهداشتی تضمین می کند.
موتور اول در حال حاضر تحت یک سری آزمایشات ویژه قرار دارد. ژنراتور گاز موتور قبلاً مرحله اول آزمایشات معادل سیکلی را پشت سر گذاشته و مرحله دوم را پس از بازنگری در شرایط فنی آغاز کرده است که در بهار 1386 تکمیل می شود.

توربین قدرت به عنوان بخشی از یک موتور با اندازه کامل اولین آزمایش ویژه را گذراند که طی آن 7 ویژگی دریچه گاز و سایر داده های تجربی گرفته شد.
با توجه به نتایج آزمایش، نتیجه گیری در مورد عملکرد ST و انطباق آن با پارامترهای اعلام شده انجام شد.
علاوه بر این، با توجه به نتایج آزمایش، برخی از تنظیمات در طراحی ST انجام شد، از جمله تغییر در سیستم خنک کننده بدنه برای کاهش انتشار گرما به اتاق ایستگاه و اطمینان از ایمنی آتش و همچنین بهینه سازی شعاعی. فاصله برای افزایش کارایی، تنظیم نیروی محوری.
آزمایش بعدی توربین قدرت برای تابستان 2007 برنامه ریزی شده است.

کارخانه توربین گاز GTE-16PA
در آستانه آزمون های ویژه

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 که توسط یک خط لوله به جمع کننده هوای توخالی در خروجی متصل می شود و با حفره سطح پشتی دیسک ارتباط برقرار می کند. 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. هوای مجرای مدار بیرونی فشار اضافی لازم برای خنک سازی کارآمد 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.

این اختراع مربوط به توربین های کم فشار موتورهای توربین گازی برای کاربردهای 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 عقب استاتور است. مهر و موم لابیرنت توربین در دو سطح ساخته شده است. لایه داخلی توسط دو شانه آب بندی لابیرنتی که به سمت محور توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم هزارتویی به سمت مسیر جریان توربین تشکیل می شود. لایه بیرونی توسط شانه های آب بندی لابیرنت که به سمت مسیر جریان توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت به سمت محور توربین تشکیل می شود. شانه های آب بندی لابیرنت لایه 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 مسیر جریان توربین و فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت یک دیوار مانع حلقوی وجود دارد که بر روی تکیه گاه عقب استاتور نصب شده است. سطح کار فلنج داخلی کاسه نمد هزارتویی به گونه ای قرار می گیرد که نسبت قطر داخلی در خروجی مسیر جریان توربین به قطر سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت است. 1.05 1.5. این اختراع قابلیت اطمینان 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 کاربردهای 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 طراحی موتورهای توربین گاز هواپیما"، مسکو، "مهندسی"، 1981، ص 209).

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

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

نقطه ضعف طراحی شناخته شده، که به عنوان نمونه اولیه در نظر گرفته شده است، افزایش مقدار نیروی محوری روتور توربین است که به دلیل قابلیت اطمینان کم یاتاقان تماس زاویه ای، قابلیت اطمینان توربین و موتور را به طور کلی کاهش می دهد. افزایش نیروی محوری روتور توربین را درک می کند.

نتیجه فنی اختراع ادعا شده افزایش قابلیت اطمینان توربین کم فشار موتور توربین گاز با کاهش مقدار نیروی محوری روتور توربین و اطمینان از پایداری نیروی محوری هنگام کار در شرایط 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 که بر روی تکیه گاه عقب استاتور نصب شده است. مهر و موم لابیرنت توربین در دو طبقه ساخته شده است، در حالی که لایه داخلی مهر و موم لابیرنت توسط دو شانه آب بندی هزارتوی هدایت شده به محور توربین تشکیل شده است و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم هدایت می شود. به مسیر جریان توربین، و لایه بیرونی مهر و موم لابیرنت توسط شانه های آب بندی هزارتویی که به مسیر جریان توربین هدایت می شوند، و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت به سمت محور تشکیل می شود. توربین و شانه های آب بندی لابیرنت لایه داخلی مهر و موم لابیرنت با دیواره های داخلی موازی ساخته شده اند که بین آنها یک حلقه میرایی نصب شده است و فلنج خارجی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای حلقوی بسته خارجی ساخته شده است. در حالی که بین مسیر جریان توربین و فلنج خارجی مهر و موم لابیرنت یک دیوار مانع حلقوی بر روی تکیه گاه عقب استاتور نصب شده است و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به گونه ای قرار گرفته است. که شرط زیر برقرار باشد:

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

مهر و موم دخمه پرپیچ و خم در خروجی توربین کم فشار دو لایه است و طبقات آب بند را به گونه ای مرتب می کند که لایه داخلی توسط دو گوش ماهی آب بند هزارتویی که به سمت محور توربین و سطح کاری داخلی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم هدایت می شوند تشکیل می شود. فلنج به سمت مسیر جریان توربین هدایت می شود و لایه بیرونی به سمت شانه های آب بندی توربین مسیر جریان شکل می گیرد و به سمت محور سطوح کاری توربین فلنج بیرونی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم هدایت می شود، به شما امکان می دهد اطمینان حاصل کنید. عملکرد قابل اعتماد مهر و موم دخمه پرپیچ و خم در حالت های عملکرد گذرا توربین، که پایداری نیروی محوری وارد بر روتور توربین را تضمین می کند و قابلیت اطمینان آن را افزایش می دهد.

اجرای گوش ماهی های آب بندی هزارتوی ردیف آب بند داخلی با دیواره های داخلی موازی که بین آن ها حلقه میرایی تعبیه شده است، تنش های ارتعاشی موجود در هزارتو را کاهش می دهد و شکاف های شعاعی بین گوش ماهی های هزارتو و فلنج های هزارتو را کاهش می دهد. مهر.

اجرای فلنج خارجی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای بسته خارجی و همچنین قرار دادن دیوار مانع حلقوی نصب شده بر روی تکیه گاه استاتور عقب بین مسیر جریان توربین و فلنج خارجی مهر و موم لابیرنت می تواند به طور قابل توجهی سرعت گرم شدن و سرد شدن فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت را در حالت های گذرا کاهش می دهد، بنابراین آن را به سرعت گرمایش و خنک شدن لایه بیرونی مهر و موم هزارتو نزدیک می کند، 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 با کاهش نیروی تخلیه محوری وارد بر روتور توربین فشار کم، قابلیت اطمینان موتور توربین گاز را کاهش می دهد.

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

شکل 2 - عنصر I در شکل 1 در نمای بزرگ شده.

شکل 3 - عنصر II در شکل 2 در نمای بزرگ شده.

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

در حین کار توربین کم فشار 1، وضعیت دمای فلنج بیرونی 11 مهر و موم لابیرنت می تواند تحت تأثیر تغییر دمای جریان گاز 26 در مسیر 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 فشار هوا در حفره تخلیه 6. با این حال، این اتفاق نمی افتد، زیرا فلنج داخلی 10 از لایه داخلی مهر و موم لابیرنت غیر قابل دسترسی است. تأثیر جریان گاز 26، که به پایداری فاصله شعاعی 20 بین فلنج داخلی 10 و شانه های هزارتوی 13، 14، و همچنین ثبات فشار در حفره 6 و پایداری نیروی محوری مؤثر کمک می کند. روی روتور 2 توربین 1.

مطالبه

یک توربین کم فشار موتور توربین گاز، شامل روتور، استاتور با تکیه گاه عقب، مهر و موم لابیرنت با فلنج های داخلی و خارجی که بر روی تکیه گاه عقب استاتور نصب شده است، مشخصه آن این است که مهر و موم لابیرنتی توربین ساخته شده است. در دو طبقه، در حالی که لایه داخلی مهر و موم لابیرنت توسط دو شانه آب بند هزارتویی تشکیل شده است که به سمت محور توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم هزارتویی به سمت مسیر جریان توربین هدایت می شود. لایه بیرونی مهر و موم لابیرنت توسط شانه های آب بندی هزارتویی که به مسیر جریان توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم هزارتویی به سمت محور توربین و آب بندی گوش ماهی ها تشکیل می شود. 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، در حالی که بین مسیر جریان توربین و فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت یک دیوار مانع حلقوی بر روی تکیه گاه استاتور عقب نصب شده است و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به گونه ای قرار دارد که شرایط زیر برقرار است:

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.