امروزه، هوانوردی تقریباً 100٪ از ماشین هایی تشکیل شده است که از نوع توربین گازی نیروگاه استفاده می کنند. به عبارت دیگر موتورهای توربین گازی. با این حال، با وجود محبوبیت روزافزون سفرهای هوایی در حال حاضر، تعداد کمی از مردم می دانند که آن ظرف زمزمه و سوت که زیر بال این یا آن هواپیمای مسافربری آویزان است چگونه کار می کند.

اصل عملیات موتور توربین گاز.

موتور توربین گاز مانند موتور پیستونی در هر خودرویی یک موتور احتراق داخلی است. هر دوی آنها انرژی شیمیایی سوخت را از طریق احتراق به انرژی حرارتی و سپس به انرژی مفید و مکانیکی تبدیل می کنند. با این حال، روش این اتفاق تا حدودی متفاوت است. در هر دو موتور 4 فرآیند اصلی وجود دارد: ورودی، فشرده سازی، انبساط، اگزوز. آن ها در هر صورت ابتدا هوا (از اتمسفر) و سوخت (از مخازن) وارد موتور می شود، سپس هوا فشرده شده و سوخت به داخل آن تزریق می شود و پس از آن مخلوط مشتعل می شود و در نتیجه به میزان قابل توجهی منبسط می شود و در نهایت آزاد می شود. به جو از بین همه این اقدامات، فقط انبساط انرژی تولید می کند؛ بقیه اقدامات برای اطمینان از این عمل ضروری هستند.

حالا چه فرقی دارد؟ در موتورهای توربین گاز، همه این فرآیندها به طور مداوم و همزمان اتفاق می افتد، اما در قسمت های مختلف موتور، و در موتورهای پیستونی - در یک مکان، اما در زمان های مختلف و به نوبه خود. علاوه بر این، هرچه هوا فشرده تر باشد، انرژی بیشتری در حین احتراق به دست می آید و امروزه نسبت تراکم موتورهای توربین گازی به 35-40:1 رسیده است، یعنی. با عبور هوا از موتور، حجم آن کاهش می یابد و بر این اساس، فشار آن را 35-40 برابر افزایش می دهد. برای مقایسه، در موتورهای پیستونی این رقم در مدرن ترین و پیشرفته ترین مدل ها از 8-9:1 تجاوز نمی کند. بر این اساس، با داشتن وزن و ابعاد یکسان، موتور توربین گازی بسیار قدرتمندتر و بازده آن بالاتر است. این دقیقاً دلیل استفاده گسترده از موتورهای توربین گازی در هوانوردی امروزی است.

و اکنون بیشتر در مورد طراحی. چهار فرآیند ذکر شده در بالا در موتور رخ می دهد که در یک نمودار ساده در زیر اعداد نشان داده شده است:

• ورودی هوا - 1 (مصرف هوا)
• فشرده سازی - 2 (کمپرسور)
• اختلاط و احتراق - 3 (محفظه احتراق)
• اگزوز - 5 (نازل اگزوز)
• بخش مرموز شماره 4 توربین نامیده می شود. این بخش جدایی ناپذیر هر موتور توربین گازی است، هدف آن به دست آوردن انرژی از گازهایی است که با سرعت های بسیار زیاد از محفظه احتراق خارج می شوند و روی همان شفت با کمپرسور (2) قرار دارد که آن را وارد عمل می کند.

این یک چرخه بسته ایجاد می کند. هوا وارد موتور می‌شود، فشرده می‌شود، با سوخت مخلوط می‌شود، مشتعل می‌شود، به سمت پره‌های توربین هدایت می‌شود، که تا 80٪ از گازها را حذف می‌کند تا کمپرسور را بچرخاند، تمام آنچه باقی می‌ماند قدرت نهایی موتور را تعیین می‌کند که می‌توان از آن استفاده کرد. به روش های مختلف

بسته به روش استفاده بیشتر از این انرژی، موتورهای توربین گازی به موارد زیر تقسیم می شوند:

• توربوجت
• توربوپراپ
• توربوفن
• توربوشفت

موتور نشان داده شده در نمودار بالا است توربوجت. می توانید بگویید توربین گاز خالص، زیرا گازها پس از عبور از توربین که کمپرسور را می چرخاند، با سرعت زیاد از طریق نازل اگزوز از موتور خارج می شود و در نتیجه هواپیما را به جلو می راند. چنین موتورهایی در حال حاضر عمدتاً در هواپیماهای جنگی با سرعت بالا مورد استفاده قرار می گیرند.

توربوپراپموتورها با موتورهای توربوجت تفاوت دارند زیرا دارای یک بخش توربین اضافی هستند که به آن توربین کم فشار نیز می گویند که شامل یک یا چند ردیف پره است که انرژی باقی مانده پس از توربین کمپرسور را از گازها می گیرد و بنابراین پروانه را می چرخاند. در جلو یا پشت موتور قرار گیرد. پس از بخش دوم توربین، گازهای خروجی عملاً توسط گرانش خارج می شوند و عملاً هیچ انرژی ندارند، بنابراین به سادگی از لوله های اگزوز برای حذف آنها استفاده می شود. موتورهای مشابه در هواپیماهای کم سرعت و ارتفاع کم استفاده می شود.

توربوفنموتورها طراحی مشابه موتورهای توربوپراپ دارند، تنها بخش دوم توربین تمام انرژی گازهای خروجی را نمی گیرد، بنابراین چنین موتورهایی دارای یک نازل اگزوز نیز هستند. اما تفاوت اصلی این است که توربین کم فشار یک فن را به حرکت در می آورد که در یک محفظه محصور شده است. به همین دلیل است که به چنین موتوری موتور دو مداره نیز می گویند، زیرا هوا از مدار داخلی (خود موتور) و مدار خارجی عبور می کند که فقط برای هدایت جریان هوا که موتور را به جلو می راند، لازم است. به همین دلیل است که آنها شکل نسبتاً "چاق" دارند. این موتورها هستند که در اکثر هواپیماهای مدرن مورد استفاده قرار می گیرند، زیرا آنها در سرعت های نزدیک به سرعت صوت مقرون به صرفه ترین هستند و هنگام پرواز در ارتفاعات بالای 7000-8000 متر و حداکثر 12000-13000 متر مؤثر هستند.

توربوشفتموتورها از نظر طراحی تقریباً شبیه به توربوپراپ هستند، با این تفاوت که شفت که به توربین کم فشار متصل است، از موتور خارج می شود و می تواند مطلقاً هر چیزی را تامین کند. چنین موتورهایی در هلیکوپترها استفاده می شود، جایی که دو یا سه موتور یک روتور اصلی و یک پروانه دم جبران کننده را به حرکت در می آورند. حتی تانک هایی مانند T-80 و آبرامز آمریکایی هم اکنون نیروگاه های مشابهی دارند.

موتورهای توربین گاز نیز بر اساس موارد دیگر طبقه بندی می شوندنشانه ها:

• بر اساس نوع دستگاه ورودی (قابل تنظیم، تنظیم نشده)
• بر اساس نوع کمپرسور (اکسیال، گریز از مرکز، گریز از مرکز محوری)
• بر اساس نوع مسیر هوا-گاز (جریان مستقیم، حلقه)
• بر اساس نوع توربین (تعداد مراحل، تعداد روتورها و غیره)
• بر اساس نوع نازل جت (قابل تنظیم، تنظیم نشده) و غیره

موتور توربوجت با کمپرسور محوریمورد استفاده گسترده قرار گرفته است. هنگامی که موتور در حال کار است، یک فرآیند مداوم رخ می دهد. هوا از دیفیوزر عبور می کند، کند شده و وارد کمپرسور می شود. سپس وارد محفظه احتراق می شود. سوخت همچنین از طریق نازل ها به محفظه وارد می شود، مخلوط می سوزد و محصولات احتراق از طریق توربین حرکت می کنند. محصولات احتراق در پره های توربین منبسط شده و باعث چرخش آن می شود. در مرحله بعد، گازهای توربین با فشار کاهش یافته وارد نازل جت می شوند و با سرعت زیاد به بیرون می ریزند و نیروی رانش ایجاد می کنند. حداکثر دما نیز در آب محفظه احتراق رخ می دهد.

کمپرسور و توربین روی یک محور قرار دارند. هوای سرد برای خنک کردن محصولات احتراق عرضه می شود. در موتورهای جت مدرن، دمای کار می تواند تقریباً 1000 درجه سانتیگراد از نقطه ذوب آلیاژهای تیغه روتور تجاوز کند. سیستم خنک کننده قطعات توربین و انتخاب قطعات موتور مقاوم در برابر حرارت و مقاوم در برابر حرارت یکی از مشکلات اصلی در طراحی انواع موتورهای جت از جمله توربوجت می باشد.

ویژگی خاص موتورهای توربوجت با کمپرسور گریز از مرکز، طراحی کمپرسورها است. اصل عملکرد چنین موتورهایی مشابه موتورهای دارای کمپرسور محوری است.

موتور توربین گاز. ویدئو.

مقالات مفید در این زمینه

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 پشت توربین، یک محفظه پس سوز مشترک در 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 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 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-گرداب 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 مماسی 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 کرده 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 هنگام اتصال، پوسته مخروطی شکلی را تشکیل 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 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 باقیمانده 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 به نخ های خرطوم 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، بلوک های تیغه های نازل، یک حلقه داخلی، یک دستگاه چرخش 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.

در قسمت میانی حلقه بیرونی یک شیار 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 نصب 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 تا در حین کار گرم شوند نسبت به یکدیگر و اسپیسر حرکت کنند.

تیغه های دستگاه نازل در 14 بلوک سه تیغه ای ترکیب شده اند. بلوک‌های تیغه ریخته‌گری می‌شوند، با انحراف‌کننده‌هایی که در دو مکان با پوشش پایین لحیم‌شده با یک بند درج شده و لحیم می‌شوند. طراحی ریخته‌گری بلوک‌ها با داشتن استحکام بالا، پایداری زوایای پره‌ها را تضمین می‌کند، نشت هوا را کاهش می‌دهد و در نتیجه راندمان توربین را افزایش می‌دهد، علاوه بر این، این طراحی از نظر فناوری پیشرفته‌تر 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 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 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. روکش‌های لابیرنت روی شانه چپ نصب می‌شوند و یک بند در شانه راست نصب می‌شود.

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 می شود که در امتداد آن وسط انجام می شود. علاوه بر این، مرکز و انتقال بار از طریق پین‌های شعاعی انجام می‌شود، 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 یک 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 کردن 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 بر روی 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 در آن پیچ می شود و با یک پین محوری قفل می شود. یک پیچ به مهره پیچ می شود و روتور کمپرسور کم فشار و روتور توربین کم فشار را سفت می کند.

در سطح بیرونی قسمت چپ شفت یک مهر و موم تماسی انتهای شعاعی، یک آستین فاصله‌گیر و یک بلبرینگ چرخ 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 پوشش 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 هزارتویی 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.

لبه های ورودی پره های دستگاه نازل توربین فشار بالا دارای خنک کننده 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 روتورآنها از طریق قفل های استخوان 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 کاری 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 تاسیسات.

· 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، تخلیه 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 بالا.

· 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 تیغه 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 بخش 203 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 گازی 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 گازی. 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 ترمو-گاز-دینامیک 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 قسمت 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.

در سال 2006، مدیریت مجتمع موتورسازی پرم و شرکت مولد سرزمینی OJSC 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 واحدهای توربین گازی قدرت و نیروگاه‌ها در Aviadvigatel OJSC خواستیم تا در مورد تفاوت‌های اصلی بین موتور جدید و PS-90AGP-2 موجود به ما بگوید.

تفاوت اصلی نصب GTE-16PA با 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 این امکان را فراهم می کند که از یک گیربکس گران قیمت صرف نظر کرده و قابلیت اطمینان واحد توربین گاز را به طور کلی افزایش دهد.

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

بهینه سازی پارامترهای اصلی توربین قدرت

پارامترهای اساسی یک توربین آزاد (ST): قطر، مسیر جریان، تعداد مراحل، راندمان آیرودینامیکی - بهینه‌سازی شده‌اند تا هزینه‌های عملیاتی مستقیم را به حداقل برسانند.

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

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

با استفاده از مدل سازی تک بعدی ST بر اساس قطر متوسط، سطح قابل دستیابی بازده آیرودینامیکی ST برای تعداد مشخصی از مراحل تعیین شد. قسمت جریان بهینه برای این گزینه 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 CT و هزینه تولید برآورد شد. سپس گزینه های توربین در سیستم موتور بر اساس هزینه های عملیاتی مستقیم مقایسه شد.

هنگام انتخاب تعداد مراحل برای ST، تغییرات در راندمان، اکتساب و هزینه های عملیاتی (هزینه سوخت) در نظر گرفته می شود.

هزینه اکتساب با افزایش هزینه و با افزایش تعداد مراحل، به طور یکنواخت افزایش می یابد. به همین ترتیب، راندمان تحقق یافته افزایش می یابد - در نتیجه کاهش بار آیرودینامیکی روی صحنه. هزینه های عملیاتی (جزء سوخت) با افزایش بازده کاهش می یابد. با این حال، هزینه های کل دارای حداقل مشخصی با چهار مرحله در توربین قدرت است.

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

در طراحی نهایی، با افزایش بار روی صحنه و کاهش بازده ST از حداکثر مقدار قابل دستیابی به میزان تقریبی 1%، امکان کاهش تقریباً 20 درصدی هزینه های کل مشتری فراهم شد. این امر با کاهش 26 درصدی هزینه و قیمت توربین نسبت به گزینه با حداکثر کارایی به دست آمد.

طراحی آیرودینامیکی ST

راندمان آیرودینامیکی بالای ST جدید در بار به اندازه کافی بالا با استفاده از تجربه Aviadvigatel OJSC 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 (بدون در نظر گرفتن ویسکوزیته) و Navier-Stokes (با در نظر گرفتن ویسکوزیته).

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

مقایسه پارامترهای GTE-16PA ST و مدرن ترین رولزرویس LPT خانواده ترنت (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 محدودیت‌های وزنی سخت‌گیرانه در ساختار هواپیما باعث شد تا با افزایش قطر و سرعت محیطی، ضریب بار dH/U2 کمی کاهش یابد. بزرگی سرعت خروجی (معمولی سازه های زمینی) کاهش سرعت محوری نسبی را ممکن می سازد. به طور کلی، پتانسیل ST طراحی شده برای تحقق کارایی در سطح مشخصه مراحل خانواده ترنت است.

یکی از ویژگی های آیرودینامیک ST طراحی شده همچنین اطمینان از مقدار بهینه بازده توربین در حالت های قدرت جزئی، مشخصه عملکرد در حالت پایه است.

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

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

ویژگی های تحلیلی ST جدید در نتیجه مقاومت قابل توجهی در برابر زوایای حمله منفی و همچنین امکان استفاده از ST برای هدایت ژنراتورهایی که جریانی با فرکانس 60 هرتز (با سرعت چرخش 3600 دور در دقیقه) تولید می کنند، نشان داده است. ) یعنی امکان افزایش 20 درصدی سرعت چرخش بدون کاهش کارایی محسوس. با این حال، در این مورد، از دست دادن کارایی در حالت های کم مصرف (که منجر به افزایش اضافی در زوایای حمله منفی می شود) تقریباً اجتناب ناپذیر است.
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 یکپارچگی قابل توجهی از انتقال را تضمین کرد؛ سیستم روغن، سیستم فشار پشتیبانی و خنک کننده ST نیز یکپارچه شد.
مقدار هوای مورد استفاده برای تحت فشار قرار دادن تکیه گاه های یاتاقان انتقال افزایش یافته و کیفیت هوا از جمله تمیز کردن و خنک کردن آن بهبود 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 واحد توربین گازی جدید، سیستم کنترلی توسعه یافته ویژه ای معرفی شده است که به مشتری امکان استفاده از انواع توربو انبساط دهنده (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 بلوکی GTES-16P برای قرار دادن آن استفاده شود.
پوشش عایق صدا و حرارت (هنگامی که در محل دائمی قرار می گیرد) ویژگی های صوتی نیروگاه توربین گاز را در سطح مورد نیاز استانداردهای بهداشتی تضمین می کند.
موتور اول در حال حاضر تحت یک سری آزمایشات ویژه قرار دارد. ژنراتور گاز موتور قبلاً مرحله اول آزمایش چرخه ای معادل را پشت سر گذاشته و مرحله دوم را پس از بازنگری در شرایط فنی آغاز کرده است که در بهار سال 2007 تکمیل می شود.

توربین قدرت به عنوان بخشی از یک موتور با اندازه کامل اولین آزمایش ویژه را گذراند که در طی آن شاخص های 7 ویژگی دریچه گاز و سایر داده های تجربی گرفته شد.
بر اساس نتایج آزمایش، نتیجه گیری در مورد عملکرد CT و انطباق آن با پارامترهای اعلام شده انجام شد.
علاوه بر این، بر اساس نتایج آزمایش، برخی تنظیمات در طراحی ST انجام شد، از جمله تغییر سیستم خنک‌کننده محفظه برای کاهش تولید گرما در محوطه ایستگاه و اطمینان از ایمنی آتش‌سوزی، و همچنین بهینه‌سازی فاصله‌های شعاعی برای افزایش کارایی و تنظیم نیروی محوری
آزمایش بعدی توربین قدرت برای تابستان 2007 برنامه ریزی شده است.

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

مدل سودمند افزایش کارایی موتور توربوفن (موتور توربوجت) را با اطمینان از خنک شدن تضمینی آخرین مرحله توربین در حداکثر شرایط (به عنوان مثال حالت برخاستن) و افزایش راندمان در حالت های عملیاتی کروز امکان پذیر می کند. سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین محوری کم فشار موتور توربوفن شامل یک ورودی هوا از مدار خارجی موتور و یک ورودی هوای اضافی در پشت یکی از مراحل میانی کمپرسور است. سیستم خنک کننده مجهز به دستگاهی برای تنظیم جریان هوا به داخل حفره مجاور سطح عقب دیسک توربین مرحله آخر است. دستگاه کنترل شامل یک حلقه چرخشی با یک درایو است. حلقه دوار با دیواره انتهایی تکیه گاه توربین در تماس است. در دیواره انتهایی تکیه گاه دو سوراخ وجود دارد. یک سوراخ به حفره حلقوی تکیه گاه توربین مرحله آخر و دیگری به حفره کلکتور هوا واقع در حفره حلقوی تکیه گاه توربین متصل است. حلقه چرخشی دستگاه کنترل مجهز به یک سوراخ بیضی شکل است که با امکان ارتباط متناوب با یکی از این دو سوراخ در دیواره انتهایی تکیه گاه توربین قرار دارد.

مدل کاربردی مربوط به سیستم های خنک کننده برای عناصر موتور هواپیما است و به طور دقیق تر به سیستم خنک کننده یک توربین کم فشار (LPT) یک موتور توربوجت (موتور توربوجت) مربوط می شود.

هوای خنک کننده برای خنک کردن اجزای ساختاری گرم موتورهای توربوجت استفاده می شود.

یک سیستم خنک کننده شناخته شده برای توربین یک موتور توربوجت وجود دارد که در آن هوای گرفته شده از مرحله میانی یا آخرین مرحله یک کمپرسور فشار قوی (HPC) برای خنک کردن پره های توربین استفاده می شود (برای مثال، به «طراحی یک توربوشارژر توربوجت، انتشارات MAI، 1996، صفحه 27-28). هوای خنک کننده گرفته شده از HPC دارای فشار به اندازه کافی بالا است (در مقایسه با مکانی که در مسیر جریان توربین رها می شود) که تامین تضمین شده آن را به تمام سطوح خنک کننده تضمین می کند. از این نظر، راندمان عملیاتی چنین سیستم خنک کننده ای بسیار بالا است.

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

نزدیکترین راه حل فنی ادعا شده، سیستم خنک کننده توربین یک موتور توربوجت است که در آن از هوای گرفته شده از کانال مدار خارجی برای خنک کردن پره های توربین کم فشار استفاده می شود (برای مثال، به موتور توربوجت با کتابچه راهنمای آموزشی پس سوز AL-31F، انتشارات VVIA به نام N.E. Zhukovsky، 1987، صفحات 128-130). توربین در تمام حالت های کار موتور خنک می شود. با این گزینه برای استخراج هوای خنک کننده، نیروی اضافی توربین برای فشرده سازی 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 اگزوز تبدیل کرد. جت، که به نوبه خود منجر به افزایش رانش موتور و کارایی آن می شود.

عیب استفاده از چنین سیستم خنک کننده ای این است که راندمان خنک کننده به دلیل فشار هوای ناکافی گرفته شده از کانال مدار هوای خنک کننده خارجی در شرایط کاری موتور نزدیک به حداکثر (به عنوان مثال، حالت برخاستن) کاهش می یابد. در حالت های عملیاتی نشان داده شده، نسبت فشار در کانال مدار خارجی و در خروجی توربین کم فشار که برای راندمان کارکرد موتور بهینه است (حداکثر نیروی رانش ویژه موتور) نزدیک به واحد است. این افت فشار با در نظر گرفتن تلفات در کانال های تامین و لوله ها برای اجرای خنک کننده موثر تیغه کاری 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 سودمند مبتنی بر وظیفه افزایش راندمان عملکرد یک موتور توربوفن با تضمین خنک‌سازی آخرین مرحله توربین در حالت‌های حداکثر (به عنوان مثال، برخاستن) و افزایش راندمان در حالت‌های عملیاتی 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 یک موتور توربوجت دو مداره حاوی ورودی هوا از مدار خارجی موتور است. ورودی هوا از طریق حفره های پایه ها و حفره حلقوی تکیه گاه توربین مرحله آخر، مجهز به دیواره انتهایی جلویی، 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 مدار خارجی موتور ساخته شده است.

چیزی که در مدل کاربردی جدید است 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. سیستم خنک کننده مجهز به دستگاهی برای تنظیم جریان هوا به داخل حفره مجاور سطح پشتی توربین مرحله آخر است. دستگاه کنترل شامل یک حلقه چرخشی با یک درایو است. حلقه دوار با دیواره انتهایی تکیه گاه توربین در تماس است. در دیواره انتهایی تکیه گاه دو سوراخ وجود دارد. یک سوراخ به حفره حلقوی تکیه گاه توربین مرحله آخر و دیگری به حفره کلکتور هوا واقع در حفره حلقوی تکیه گاه توربین متصل است. حلقه چرخشی دستگاه کنترل مجهز به یک سوراخ بیضی شکل است که با امکان ارتباط متناوب با یکی از این دو سوراخ در دیواره انتهایی تکیه گاه توربین قرار دارد.

اجرای سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین کم فشار محوری موتور دو مداره توربوجت مطابق با مدل کاربردی اعلام شده تضمین می کند:

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

تجهیز سیستم خنک کننده به وسیله ای برای تنظیم جریان هوا به داخل حفره مجاور سطح پشتی دیسک آخرین مرحله توربین از مرحله میانی کمپرسور یا از مدار خارجی، خنک کننده کارآمد تیغه کار LPT را تضمین می کند. در تمام حالت های کار موتور دستگاه کنترل ترکیب ویژگی های مثبت هر دو سیستم خنک کننده را امکان پذیر می کند، یعنی با اتصال متوالی کانال های مختلف تامین هوای خنک کننده، اطمینان از عملکرد و کارایی سیستم خنک کننده توربین در کل محدوده عملکرد موتور منطقی تر است. شرایط و در نتیجه بهبود کشش، ویژگی های اقتصادی و منابع موتور. بنابراین، در حالت تیک آف، دستگاه کنترل به گونه ای متصل می شود که تامین هوای خنک کننده از مرحله میانی کمپرسور را با فشار کافی برای خنک کردن موثر آخرین مرحله توربین تضمین می کند. این اجازه می دهد تا در یک نرخ جریان هوای خنک کننده ثابت، عمر مفید توربین و کل موتور به طور کلی افزایش یابد یا سرعت جریان هوای خنک کننده کاهش یابد و در نتیجه ویژگی های کشش موتور افزایش یابد. هوا در مجرای مدار خارجی فشار اضافی لازم برای خنک سازی موثر را ندارد. در حالت کروز، دستگاه کنترل از تامین هوای خنک کننده از کانال مدار خارجی اطمینان حاصل می کند، در حالی که کانال تامین هوا از کمپرسور بسته است (موقعیت حلقه بسته به سرعت چرخش فشار کم توسط یک سیگنال تغییر می کند. شافت توربین 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 منجر به افزایش رانش و راندمان موتور می شود. علاوه بر این، هوا از کانال مدار خارجی دارای منبع خنک کننده بزرگی است که یا با سرعت جریان هوای خنک کننده ثابت، عمر توربین و کل موتور را افزایش می دهد یا سرعت جریان هوای خنک کننده را کاهش می دهد. در نتیجه راندمان موتور را بیشتر می کند.

بنابراین، وظیفه مطرح شده در مدل کاربردی حل شده است - افزایش راندمان عملیاتی موتور توربوفن با اطمینان از خنک شدن تضمینی آخرین مرحله توربین در حداکثر شرایط (به عنوان مثال، برخاستن) و افزایش راندمان در شرایط عملیاتی کروز در مقایسه. با آنالوگ های شناخته شده

این مدل کاربردی با شرح مفصل زیر از سیستم خنک کننده و عملکرد آن با ارجاع به نقشه های ارائه شده در شکل های 1-3 نشان داده شده است.

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

شکل 2 - نمای A در شکل 1؛

شکل 3 - بخش BB در شکل 2.

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

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

علاوه بر این، سیستم خنک کننده مجهز به دستگاهی برای تنظیم جریان هوا به داخل حفره 3 مجاور سطح پشتی دیسک 4 توربین مرحله آخر 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 ارتباط بین حفره 3 و را فراهم می کند. حفره حلقوی 7 و سوراخ 14 ارتباط بین حفره 3 و 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 نوع درایو مشابه ساخت. حلقه چرخشی 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 (در شکل 1 ورودی هوا نشان داده نشده است) در پشت یکی از مراحل میانی کمپرسور، یک ورودی هوا 1 b از کانال مدار خارجی 2 است. عملکرد منبع هوای خنک کننده سیستم در زیر توضیح داده شده است.

سیستم خنک کننده آخرین مرحله توربین محوری کم فشار موتور توربوجت دو مداره 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 از کار موتور)، هوا a از طریق لوله 12، تحت تأثیر اختلاف فشار، از طریق جمع کننده هوا 13، سوراخ 14 در دیوار 8 جریان می یابد. و سوراخ 17 در حلقه 15 در حفره 3، مجاور سطح پشتی دیسک 4. در این حالت، مسیر عبور هوای b به داخل حفره 3 توسط حلقه 15 مسدود می شود. هنگامی که حلقه 15 به موقعیت II تبدیل می شود (نشان داده نشده است. ) (حالت کروز)، سوراخ 17 به گونه ای می چرخد ​​که سوراخ 14 توسط حلقه 15 مسدود می شود و هوای b از طریق سوراخ 9 و سوراخ 17 در حلقه 15 وارد حفره 3 می شود. در این حالت هوای a که از مرحله میانی کمپرسور گرفته شده است وارد حفره 3 نمی شود.

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

اجرای سیستم خنک کننده مطابق با راهکار فنی بیان شده، امکان تامین سرمایش لازم آخرین مرحله توربین کم فشار را در تمامی حالت های کارکرد موتور و در عین حال افزایش همزمان راندمان و صرفه جویی در عملکرد آن را ممکن می سازد.

سیستم خنک کننده آخرین مرحله یک توربین محوری کم فشار موتور بای پس توربوجت، حاوی ورودی هوا از مدار بیرونی موتور، ارتباط از طریق حفره های پایه ها و حفره حلقوی تکیه گاه توربین مرحله آخر، مجهز با یک دیوار انتهایی جلویی، با یک حفره در مجاورت سطح پشتی دیسک توربین، و از طریق یک فشار، یک دیسک با حفره های داخلی پره ها، جایی که دیواره انتهایی تکیه گاه توربین دارای سوراخ هایی است، که مشخصه آن سیستم خنک کننده است. 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 جریان هوا به حفره در مجاورت سطح عقب. از آخرین مرحله توربین، که در آن 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 که در آن یک سوراخ به هم متصل است. به حفره حلقوی تکیه گاه توربین مرحله آخر، و دیگری - به حفره کلکتور هوا واقع در حفره حلقوی تکیه گاه توربین، حلقه چرخشی دستگاه کنترل مجهز به یک سوراخ بیضی شکل است که قرار دارد. 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 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 یک 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 بزرگنمایی 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 مهر و موم دخمه پرپیچ و خم دو لایه، و هزارتوی مهر و موم 8 با اتصال رزوه ای 9 روی دیسک آخرین مرحله 5 روتور 2 و فلنج داخلی 10 و فلنج خارجی 11 مهر و موم دخمه پرپیچ و خم ثابت می شود. 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 می شود که به سمت محور توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به سمت قسمت جریانی 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.