به موتورهای هواپیما شامل انواع موتورهای حرارتی مورد استفاده به عنوان پیشرانه برای هواپیماهای نوع هوانوردی، یعنی دستگاه هایی که از کیفیت آیرودینامیکی برای حرکت، مانور و غیره در جو استفاده می کنند (هواپیما، هلیکوپتر، موشک های کروز کلاس های "B-B"، "V-3" ، "3-V"، "3-3"، سیستم های هوافضا و غیره). این به معنای طیف گسترده ای از موتورهای مورد استفاده - از پیستون تا موشک است.

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

• پیستون (PD);
• هوا جت (WFDشامل GTD);
• موشک (RDیا RKD).

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

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

• کمپرسور ، یعنی شامل یک کمپرسور برای فشرده سازی مکانیکی هوا.
• بدون کمپرسور :
  • یک بار از طریق WFD ( SPVRD) با فشرده سازی هوا فقط از فشار سرعت؛
  • ضربان دار WFD ( PUVRD) با فشرده سازی هوای اضافی در دستگاه های ویژه گاز دینامیکی متناوب.

کلاس موتور موشک LREهمچنین به نوع کمپرسور موتورهای حرارتی اشاره دارد، زیرا در این موتورها سیال کار (سوخت) به صورت مایع در واحدهای توربو پمپ فشرده می شود.

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

توسط اصول کارکرد، اصول جراحی، اصول عملکرد یک تقسیم بندی وجود دارد: PDو PUVRDدر یک چرخه کار کنید دوره ایاقدامات، در حالی که WFD, GTDو RKDچرخه انجام می شود مداوماقدامات. این به آنها مزایایی از نظر قدرت نسبی، رانش، وزن و غیره می دهد که به ویژه مصلحت استفاده از آنها را در هوانوردی تعیین می کند.

توسط اصل رانش جت WRD ها به دو دسته تقسیم می شوند:

• موتورهای واکنش مستقیم;
• موتورهای واکنش غیر مستقیم.

موتورهای نوع اول مستقیماً نیروی کششی (تراست P) ایجاد می کنند - همین موتورهای موشکی (RKD), توربوجت بدون پس سوز و با محفظه های پس سوز ( TRDو TRDF), بای پس توربوجت (توربوفنو TRDDF), یک بار از طریق مافوق صوت و مافوق صوت ( SPVRDو اسکرام جت), ضربان دار (PUVRD) و متعدد موتورهای ترکیبی.

موتورهای توربین گاز واکنش غیر مستقیم (GTDقدرت تولید شده توسط آنها را به یک ملخ مخصوص (پروانه، پروفن، روتور اصلی هلیکوپتر و غیره) منتقل می کند که با استفاده از همان اصل جت هوا، تلاش کششی ایجاد می کند. توربوپراپ , توربوپروپفن , توربوشفت موتورها - TVD, TVVD, TVGTD). از این نظر کلاس WFDتمام موتورهایی که نیروی رانش را بر اساس اصل جت هوا ایجاد می کنند ترکیب می کند.

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

• موتورهای توربو جت - TRDP (TRDیا توربوفن + SPVRD);
• راکت-رمجت - RPD (LREیا RDTT + SPVRDیا اسکرام جت);
• راکت توربین - RTD (TRD + LRE);

و بسیاری از ترکیبات دیگر از موتورهای طرح های پیچیده تر.

موتورهای پیستونی (PD)

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

موتور پیستونی (انگلیسی) موتور پیستونی ) -

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

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

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

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

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

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

موتورهای توربین گازی (GTE)

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

موتورهای تک شفت و چند شفت

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

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

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

موتور توربوجت (TRD)

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

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

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

نسبت فشاردر کمپرسور یکی از مهمترین پارامترهای موتور توربوجت است، زیرا راندمان موثر موتور به آن بستگی دارد. اگر برای اولین نمونه های موتورهای توربوجت این شاخص 3 بود، سپس برای نمونه های مدرن به 40 می رسد. برای افزایش پایداری دینامیک گاز کمپرسورها، آنها در دو مرحله ساخته می شوند. هر یک از آبشارها با سرعت خاص خود کار می کنند و توسط توربین خود رانده می شوند. در این حالت، شفت مرحله 1 کمپرسور (کم فشار) که توسط آخرین (کمترین سرعت) توربین چرخانده شده است، از داخل شفت توخالی کمپرسور مرحله دوم (فشار بالا) عبور می کند. به مراحل موتور روتور فشار پایین و بالا نیز گفته می شود.

محفظه احتراق اکثر موتورهای توربوجت شکل حلقوی دارد و محور توربین کمپرسور از داخل حلقه محفظه عبور می کند. پس از ورود به محفظه احتراق، هوا به 3 جریان تقسیم می شود:

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

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

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

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

موتور توربوجت با پس سوز (TRDF)

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

موتور توربوجت دو مدار (TRDD)

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

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

طرح یک موتور بای پس توربوجت:
1. کمپرسور فشار کم;
2. کانتور داخلی;
3. جریان خروجی مدار داخلی.
4. جریان خروجی مدار بیرونی.

مبانی دور زدن موتورهای توربوجت اصل اتصال یک جرم اضافی هوا به موتور توربوجت که از مدار خارجی موتور عبور می کند ایجاد شد، که امکان دستیابی به موتورهایی با راندمان پرواز بالاتر در مقایسه با موتورهای توربوجت معمولی را فراهم می کند.

هوا پس از عبور از ورودی، وارد کمپرسور کم فشار به نام فن می شود. پس از فن، هوا به 2 جریان تقسیم می شود. بخشی از هوا وارد مدار بیرونی می شود و با دور زدن محفظه احتراق، یک جریان جت در نازل تشکیل می دهد. قسمت دیگر هوا از مدار داخلی کاملاً مشابه موتور توربوفن که در بالا ذکر شد عبور می کند، با این تفاوت که آخرین مراحل توربین در موتور توربوفن، محرک فن است.

یکی از مهمترین پارامترهای موتور توربوفن نسبت بای پس (m) است، یعنی نسبت جریان هوا از مدار خارجی به جریان هوا از مدار داخلی. (m \u003d G 2 / G 1 ، که در آن G 1 و G 2 به ترتیب جریان هوا از طریق مدارهای داخلی و خارجی هستند.)

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

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

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

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

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

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

توربوفن نظامی EJ200 (m=0.4)

موتور بای پس توربوجت با پس سوز (TRDDF)

موتور توربوجت دو مداره با پس سوز - اصلاح موتور توربوفن. در حضور محفظه پس سوز متفاوت است. کاربرد گسترده ای پیدا کرده است.

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

TRDDF با بردار رانش قابل انحراف (OVT).

کنترل بردار رانش (VCT) / انحراف بردار رانش (VVT)

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

توربوفن بای پس بالا / موتور توربوفن

طرح موتور توربوفن:
1. فن
2. فیرینگ محافظ;
3. توربوشارژر;
4. جریان خروجی مدار داخلی.
5. جریان خروجی مدار بیرونی.

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

این نوع موتورها از یک فن تک مرحله ای با قطر زیاد استفاده می کند که جریان هوای بالایی را در تمام سرعت های پروازی از جمله سرعت های برخاست و فرود پایین در موتور ایجاد می کند. به دلیل قطر زیاد فن، نازل کانتور بیرونی چنین موتورهای توربوفن بسیار سنگین می شود و اغلب با صاف کننده ها کوتاه می شود (پره های ثابت که جریان هوا را در جهت محوری می چرخانند). بر این اساس، اکثر موتورهای توربوفن با نسبت بای پس بالا - بدون اختلاط.

دستگاه کانتور داخلیچنین موتورهایی شبیه موتورهای توربوجت هستند که آخرین مراحل توربین آن درایو فن است.

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

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

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

مزایا و معایب.

مزیت اصلی چنین موتورهایی راندمان بالای آنهاست.

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

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

موتور توربوپراپن (TVVD)

موتور توربوپراپن (انگلیسی) موتور توربو پروفن ) -

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

دستگاه موتور توربوفن

طرح

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

TRD از چند عنصر اصلی تشکیل شده است:

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

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

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

نمای موتور هواپیما از بیرون

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

سپس مخلوط وارد نازل می شود. این مرحله نهایی چرخه موتور 1 است. اینجاست که جریان جت تشکیل می شود. موتور هواپیما اینگونه کار می کند. فن هوای سرد را وارد نازل می کند و مانع از بین رفتن آن توسط یک مخلوط بسیار داغ می شود. جریان هوای سرد مانع از ذوب شدن یقه نازل می شود.

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

انواع موتور

موتورهای هواپیما انواع مختلفی دارند:

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

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

توربوفن هاموتورها واحدهای ترکیبی هستند که عناصر موتورهای توربوجت و توربوپراپ را ترکیب می کنند. آنها در اندازه بزرگ پره های فن با کلاسیک ها متفاوت هستند. فن و پروانه هر دو با سرعت های زیر صوت کار می کنند. سرعت حرکت هوا به دلیل وجود فیرینگ مخصوص که فن در آن قرار می گیرد کاهش می یابد. چنین موتورهایی نسبت به موتورهای کلاسیک مصرف سوخت اقتصادی بیشتری دارند. علاوه بر این، آنها با کارایی بالاتر مشخص می شوند. اغلب آنها بر روی لاینرها و هواپیماهای با ظرفیت بالا نصب می شوند.

اندازه موتور هواپیما نسبت به قد انسان

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

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

در تماس با

0

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

موتورهای توربوجت

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

موتورهای توربوپراپ

دستگاه و اصل کار.برای هواپیماهای مدرن

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

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

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

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

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

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

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

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

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

دور زدن موتورهای توربوجت

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

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

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

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

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

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

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

موضوع "توربین" به همان اندازه که گسترده است پیچیده است. بنابراین البته لازم نیست در مورد افشای کامل آن صحبت شود. بیایید مثل همیشه به "آشنایی عمومی" و "لحظه های جذاب جدا" بپردازیم ...

در عین حال تاریخچه توربین هوانوردی در مقایسه با تاریخچه توربین به طور کلی بسیار کوتاه است. این بدان معنی است که نمی توان بدون برخی انحرافات نظری و تاریخی انجام داد، که محتوای آن در بیشتر موارد مربوط به هوانوردی نیست، بلکه مبنای داستانی در مورد استفاده از توربین گاز در موتورهای هواپیما است.

در مورد زمزمه و غرش ...

بیایید تا حدودی غیر متعارف شروع کنیم و "" را به خاطر بسپاریم. این یک عبارت نسبتاً رایج است که توسط نویسندگان معمولاً بی تجربه در رسانه ها هنگام توصیف عملکرد هواپیماهای قدرتمند استفاده می شود. در اینجا همچنین می توانید "غرش، سوت" و سایر تعاریف بلند را برای همه همان "توربین های هواپیما" اضافه کنید.

کلماتی کاملا آشنا برای خیلی ها با این حال، افرادی که درک می کنند به خوبی می دانند که در واقع همه این القاب "صدا" اغلب عملکرد موتورهای جت را به عنوان یک کل یا قطعات آن مشخص می کنند که ارتباط بسیار کمی با توربین ها دارند (البته به استثنای موارد زیر. تأثیر متقابل در طول کار مشترک آنها) در چرخه کلی موتور توربوجت).

علاوه بر این، در یک موتور توربوجت (که دقیقاً مورد بررسی های تحسین آمیز قرار گرفته است)، به عنوان یک موتور واکنش مستقیم که با استفاده از واکنش جت گاز نیروی رانش ایجاد می کند، توربین تنها بخشی از آن است و به طور غیرمستقیم با غرش خروشان».

و در موتورهایی که مانند یک گره، به نوعی نقش غالب را ایفا می کند (اینها موتورهای واکنش غیر مستقیم هستند و به آنها می گویند توربین گازی) دیگر چنین صدای چشمگیری وجود ندارد یا توسط قسمت های کاملاً متفاوت نیروگاه هواپیما مثلاً یک پروانه ایجاد می شود.

این است که، نه سر و صدا و نه غرش، به عنوان چنین، به توربین هوانوردیواقعا اعمال نمی شود با این حال، با وجود چنین ناکارآمدی صدا، این یک واحد پیچیده و بسیار مهم از یک موتور توربوجت مدرن (GTE) است که اغلب ویژگی های عملیاتی اصلی آن را تعیین می کند. هیچ یک از موتورهای توربین گازی به سادگی نمی توانند بدون توربین کار کنند.

بنابراین، گفتگو، البته، در مورد صداهای چشمگیر و استفاده نادرست از تعاریف زبان روسی نیست، بلکه در مورد یک واحد جالب و ارتباط آن با هوانوردی است، اگرچه این از تنها حوزه آن دور است. کاربرد. به عنوان یک وسیله فنی، توربین مدتها قبل از ظهور مفهوم "هواپیما" (یا هواپیما) و حتی بیشتر از آن یک موتور توربین گاز برای آن ظاهر شد.

تاریخ + چند نظریه ...

و حتی برای مدت بسیار طولانی. از زمان اختراع مکانیسم هایی که انرژی نیروهای طبیعت را به عمل مفید تبدیل می کند. ساده ترین در این زمینه و بنابراین یکی از اولین کسانی که ظاهر شد به اصطلاح بودند موتورهای دوار

خود این تعریف البته فقط در روزهای ما ظاهر شد. با این حال، معنای آن فقط سادگی موتور را تعیین می کند. انرژی طبیعی به طور مستقیم و بدون هیچ وسیله واسطه ای به قدرت مکانیکی حرکت چرخشی عنصر اصلی قدرت چنین موتور - شفت تبدیل می شود.

توربین- نماینده معمولی یک موتور دوار. با نگاهی به آینده، می توان گفت که برای مثال، در یک موتور احتراق داخلی پیستونی (ICE)، عنصر اصلی پیستون است. این یک حرکت رفت و برگشتی انجام می دهد و برای به دست آوردن چرخش شفت خروجی، نیاز به یک مکانیسم میل لنگ اضافی است که به طور طبیعی ساختار را پیچیده و سنگین تر می کند. توربین در این زمینه بسیار سودآورتر است.

برای یک موتور احتراق داخلی نوع دوار، به عنوان یک موتور حرارتی، که اتفاقاً یک موتور توربوجت است، معمولاً از نام "دوار" استفاده می شود.

چرخ توربین آسیاب آبی

یکی از معروف‌ترین و قدیمی‌ترین کاربردهای توربین، آسیاب‌های مکانیکی بزرگ است که بشر از زمان‌های بسیار قدیم برای نیازهای مختلف خانه (نه فقط برای آسیاب غلات) مورد استفاده قرار می‌گرفت. با آنها رفتار می شود اب، و آسیاب های بادیمکانیسم ها

در طول دوره طولانی تاریخ باستان (اولین ذکر مربوط به قرن دوم قبل از میلاد است) و تاریخ قرون وسطی، اینها در واقع تنها مکانیسم هایی بودند که توسط انسان برای اهداف عملی استفاده می شد. امکان استفاده از آنها، علیرغم بدوی بودن شرایط فنی، در سادگی تبدیل انرژی سیال کار مورد استفاده (آب، هوا) بود.

آسیاب بادی نمونه ای از چرخ توربین است.

در واقع در این موتورهای دوار واقعی، انرژی جریان آب یا هوا به نیروی شفت و در نهایت کار مفید تبدیل می شود. این زمانی اتفاق می‌افتد که جریان با سطوح کار تعامل می‌کند تیغه های چرخ آبیا بال های آسیاب بادی. هر دو در واقع نمونه اولیه تیغه های مدرن هستند ماشین های تیغه ای، که در حال حاضر از توربین ها (و کمپرسورها) استفاده می شود.

نوع دیگری از توربین ها شناخته شده است که برای اولین بار توسط دانشمند یونان باستان، مکانیک، ریاضیدان و طبیعت شناس هرون اسکندریه ثبت شد (ظاهراً اختراع شد). هرون هو الکساندرئوس،1 - قرن بعد از میلاد) در رساله پنوماتیک خود. اختراعی که او توصیف کرد نام داشت aeolipil که در یونانی به معنای "توپ ایول" (خدای باد، Αἴολος - Eol (یونانی) است. پیلا-توپ (لات)).

Aeolipil Heron.

در آن، توپ مجهز به دو لوله نازل با جهت مخالف بود. بخار از نازل ها خارج می شد که از طریق لوله هایی از دیگ بخار واقع در زیر وارد توپ می شد و در نتیجه توپ را مجبور به چرخش می کرد. عمل از شکل مشخص است. این یک توربین به اصطلاح معکوس بود که در جهت مخالف خروجی بخار می چرخید. توربین هااز این نوع نام خاصی دارند - واکنشی (جزئیات بیشتر - در زیر).

جالب است که خود هرون به سختی تصور می کرد که بدنه کار در ماشینش چیست. در آن دوران بخار را با هوا می شناختند، حتی نامش هم گواه این موضوع است، زیرا ائول به باد، یعنی هوا فرمان می دهد.

Eolipil به طور کلی یک موتور حرارتی تمام عیار بود که انرژی سوخت سوخته را به انرژی مکانیکی چرخش روی شفت تبدیل می کرد. شاید یکی از اولین موتورهای حرارتی در تاریخ باشد. درست است ، سودمندی آن هنوز "کامل نبود" ، زیرا اختراع کار مفیدی انجام نداد.

Eolipil، در میان سایر مکانیسم های شناخته شده در آن زمان، بخشی از به اصطلاح "تئاتر خودکار" بود که در قرن های بعدی بسیار محبوب بود و در واقع فقط یک اسباب بازی جالب با آینده ای غیرقابل درک بود.

از لحظه ایجاد آن و به طور کلی از دورانی که مردم در اولین مکانیسم های خود فقط از نیروهای طبیعت (نیروی باد یا گرانش آب در حال سقوط) "به وضوح خودنمایی می کردند" تا شروع استفاده مطمئن از انرژی حرارتی سوخت استفاده می کردند. موتورهای حرارتی تازه ایجاد شده، بیش از صد سال گذشته.

اولین چنین واحدهایی موتورهای بخار بودند. نمونه های واقعی کار فقط در اواخر قرن هفدهم در انگلستان اختراع و ساخته شد و برای پمپاژ آب از معادن زغال سنگ استفاده شد. بعداً موتورهای بخار با مکانیزم پیستونی ظاهر شدند.

در آینده، با توسعه دانش فنی، موتورهای احتراق داخلی پیستونی با طرح های مختلف، مکانیزم های پیشرفته تر و کارآمدتر "وارد مرحله" شدند. آنها قبلاً از گاز (محصولات احتراق) به عنوان سیال کار استفاده می کردند و برای گرم کردن آن به دیگ بخار حجیم نیاز نداشتند.

توربین هابه عنوان اجزای اصلی موتورهای حرارتی نیز مسیر مشابهی را در توسعه خود طی کردند. و اگرچه موارد جداگانه ای در تاریخ ذکر شده است، اما واحدهای مستحق توجه و علاوه بر این، مستند، از جمله ثبت اختراع، تنها در نیمه دوم قرن نوزدهم ظاهر شدند.

همه چیز از یک زوج شروع شد ...

با استفاده از این سیال کار بود که تقریباً تمام اصول اولیه طراحی توربین (بعداً توربین گاز) به عنوان بخش مهمی از موتور حرارتی کار شد.

توربین جت ثبت اختراع لاوال.

کاملاً مشخصه در این زمینه پیشرفت های یک مهندس و مخترع سوئدی با استعداد بود گوستاو دو لاوال(کارل گوستاف پاتریک د لاوال). تحقیقات او در آن زمان با ایده توسعه یک جداکننده شیر جدید با افزایش سرعت درایو مرتبط بود که باعث افزایش قابل توجه بهره وری می شد.

به دلیل اینرسی زیاد مهمترین عنصر - پیستون، با استفاده از موتور بخار متقابل سنتی (اما تنها موجود) سرعت چرخش بالاتر (انقلاب) به دست آمد. با درک این موضوع، لاوال تصمیم گرفت تا استفاده از پیستون را کنار بگذارد.

گفته می شود که این ایده خود هنگام مشاهده کار سندبلسترها به ذهنش خطور کرده است. در سال 1883 اولین حق ثبت اختراع خود (اختراع انگلیسی شماره 1622) را در این زمینه دریافت کرد. دستگاه ثبت شده به نام " توربین با بخار و آب کار می کند».

این یک لوله S شکل بود که در انتهای آن نازل های مخروطی ساخته می شد. لوله بر روی یک محور توخالی نصب شده بود که از طریق آن بخار به نازل ها می رسید. در اصل، همه اینها به هیچ وجه با ائولیپیل هرون اسکندریه تفاوتی نداشت.

دستگاه تولید شده با چرخش های بالا برای فناوری آن زمان کاملاً قابل اعتماد کار می کرد - 42000 دور در دقیقه. سرعت چرخش به 200 متر بر ثانیه رسید. اما با چنین پارامترهای خوبی توربینراندمان بسیار پایینی داشت. و تلاش برای افزایش آن با وضعیت موجود هنر به چیزی منجر نشد. چرا این اتفاق افتاد؟

——————-

کمی تئوری ... کمی بیشتر در مورد ویژگی ها ....

ضریب کارایی ذکر شده (برای توربین های هواپیمای مدرن، به اصطلاح قدرت یا ضریب بازده موثر است) کارایی استفاده از انرژی مصرف شده (موجود) برای به حرکت درآوردن شفت توربین را مشخص می کند. یعنی چه بخشی از این انرژی به طور مفید صرف چرخش شفت شد و چه چیزی از لوله پایین رفت».

فقط بلند شد. برای نوع توربین توصیف شده، که واکنشی نامیده می شود، این عبارت درست است. چنین وسیله ای تحت تأثیر نیروی واکنش جت گاز خروجی (یا در این مورد بخار) حرکت چرخشی روی شفت دریافت می کند.

یک توربین، به عنوان یک ماشین انبساط دینامیکی، بر خلاف ماشین های حجمی (ماشین های رفت و برگشتی)، برای عملکرد خود نه تنها به فشرده سازی و گرمایش سیال عامل (گاز، بخار)، بلکه به شتاب آن نیز نیاز دارد. در اینجا، انبساط (افزایش حجم خاص) و افت فشار به دلیل شتاب، به ویژه در نازل رخ می دهد. در موتور پیستونی، این به دلیل افزایش حجم محفظه سیلندر است.

در نتیجه، آن انرژی پتانسیل زیاد سیال عامل، که در نتیجه تامین انرژی حرارتی سوخت سوخته به آن شکل گرفته است، به انرژی جنبشی (البته منهای تلفات مختلف) تبدیل می شود. و جنبشی (در یک توربین جت) از طریق نیروهای واکنش - به کار مکانیکی روی شفت.

و این در مورد این است که انرژی جنبشی به طور کامل در این موقعیت مکانیکی می شود و کارایی را به ما می گوید. هر چه بیشتر باشد، جریان خروجی از نازل به محیط دارای انرژی جنبشی کمتری است. این انرژی باقیمانده نامیده می شود از دست دادن با سرعت خروجی"، و مستقیماً با مربع سرعت جریان خروجی متناسب است (احتمالاً همه mС 2 / 2 را به خاطر می آورند).

اصل عملکرد یک توربین جت.

در اینجا ما در مورد سرعت مطلق C صحبت می کنیم. به هر حال، جریان خروجی، به طور دقیق تر، هر یک از ذرات آن، در یک حرکت پیچیده شرکت می کند: مستطیل به علاوه چرخشی. بنابراین، سرعت مطلق C (نسبت به یک سیستم مختصات ثابت) برابر است با مجموع سرعت چرخش توربین U و سرعت جریان نسبی W (سرعت نسبت به نازل). مجموع البته بردار است که در شکل نشان داده شده است.

چرخ سگنر.

حداقل تلفات (و حداکثر بازده) با حداقل سرعت C مطابقت دارد، در حالت ایده آل، باید برابر با صفر باشد. و این فقط در صورتی امکان پذیر است که W و U برابر باشند (از شکل قابل مشاهده است). سرعت محیطی (U) در این حالت نامیده می شود بهینه.

اطمینان از چنین برابری در توربین های هیدرولیک (مانند چرخ سگنراز آنجایی که سرعت خروج سیال از نازل ها برای آنها (مشابه سرعت W) نسبتا کم است.

اما همان سرعت W برای گاز یا بخار به دلیل تفاوت زیاد در چگالی مایع و گاز بسیار بیشتر است. بنابراین، در یک فشار نسبتا کم تنها 5 اتمسفر. یک توربین هیدرولیک می تواند سرعت اگزوز تنها 31 متر بر ثانیه و یک توربین بخار 455 متر بر ثانیه داشته باشد. یعنی، معلوم می شود که حتی در فشارهای به اندازه کافی کم (فقط 5 اتمسفر)، توربین جت لاوال باید به دلایل راندمان بالا، سرعت محیطی بالای 450 متر در ثانیه داشته باشد.

برای سطح توسعه فناوری آن زمان، این به سادگی غیرممکن بود. ساخت یک طراحی قابل اعتماد با چنین پارامترهایی غیرممکن بود. کاهش سرعت محیطی بهینه با کاهش نسبی (W) نیز منطقی نبود، زیرا این کار فقط با کاهش دما و فشار و در نتیجه بازده کلی امکان پذیر است.

توربین فعال لاوال ...

توربین جت لاوال تسلیم پیشرفت بیشتر نشد. با وجود تلاش های صورت گرفته، همه چیز به بن بست رسید. سپس مهندس راه دیگری را در پیش گرفت. در سال 1889، او یک نوع توربین متفاوت را به ثبت رساند که بعداً نام فعال را دریافت کرد. در خارج از کشور (به انگلیسی) اکنون این نام را یدک می کشد توربین ضربه ای، یعنی تکانشی.

دستگاه ادعا شده در پتنت شامل یک یا چند نازل ثابت بود که بخار را به تیغه های سطلی شکلی که روی لبه یک چرخ توربین متحرک (یا دیسک) نصب شده بود می رساند.

توربین بخار تک مرحله ای فعال که توسط لاوال ثبت شده است.

روند کار در چنین توربین به شرح زیر است. بخار با افزایش انرژی جنبشی و کاهش فشار در نازل ها شتاب می گیرد و روی پره های روتور، در قسمت مقعر آنها می افتد. در اثر ضربه به تیغه های پروانه شروع به چرخش می کند. یا می توانید بگویید که چرخش به دلیل عمل تکانشی جت رخ می دهد. از این رو نام انگلیسی است تکانهتوربین

در عین حال، در کانال های بین پره ای که مقطع عملاً ثابتی دارند، جریان سرعت (W) و فشار خود را تغییر نمی دهد، بلکه جهت را تغییر می دهد، یعنی در زوایای بزرگ (تا 180 درجه) می چرخد. یعنی در خروجی از نازل و در ورودی کانال بین تیغه ای داریم: سرعت مطلق C 1، W 1 نسبی، سرعت محیطی U.

در خروجی، به ترتیب، C 2، W 2، و همان U. در این مورد، W 1 \u003d W 2، C 2< С 1 – из-за того, что часть кинетической энергии входящего потока превращается в механическую на валу турбины (импульсное воздействие) и абсолютная скорость падает.

در اصل، این فرآیند در یک شکل ساده نشان داده شده است. همچنین، برای ساده‌تر شدن توضیح فرآیند، در اینجا فرض می‌شود که بردارهای سرعت مطلق و محیطی عملاً موازی هستند، جریان در پروانه 180 درجه تغییر جهت می‌دهد.

جریان بخار (گاز) در مرحله یک توربین فعال.

اگر سرعت ها را به صورت مطلق در نظر بگیریم، می توان دید که W 1 \u003d C 1 - U و C 2 \u003d W 2 - U. بنابراین، بر اساس موارد فوق، برای حالت بهینه، زمانی که راندمان طول می کشد. حداکثر مقادیر و تلفات از سرعت خروجی به حداقل می رسد (یعنی C 2 = 0) ما C 1 = 2U یا U = C 1 / 2 داریم.

ما آن را برای یک توربین فعال دریافت می کنیم سرعت محیطی بهینهنیمی از سرعت خروجی از نازل، یعنی چنین توربینی نصف یک توربین جت بارگیری می شود و کار به دست آوردن راندمان بالاتر تسهیل می شود.

بنابراین، در آینده، لاوال به توسعه فقط این نوع توربین ادامه داد. با این حال، علیرغم کاهش سرعت محیطی مورد نیاز، همچنان به اندازه کافی بزرگ باقی ماند که مستلزم بارهای گریز از مرکز و ارتعاش به همان اندازه بود.

اصل عملکرد یک توربین فعال.

این منجر به مشکلات ساختاری و استحکامی و همچنین مشکلات از بین بردن عدم تعادل شد که اغلب با مشکلات زیادی حل می شد. علاوه بر این عوامل حل نشده و غیرقابل حل دیگری نیز در شرایط آن زمان وجود داشت که در نهایت باعث کاهش راندمان این توربین شد.

این موارد شامل، برای مثال، نقص آیرودینامیک تیغه ها، باعث افزایش می شود تلفات هیدرولیکیو همچنین اثر ضربانی جت های بخار منفرد. در واقع، تنها چند یا حتی یک تیغه می‌توانند تیغه‌های فعالی باشند که عملکرد این جت‌ها (یا جت‌ها) را به طور همزمان درک کنند. بقیه در همان زمان بیکار حرکت کردند و مقاومت بیشتری ایجاد کردند (در فضای بخار).

چنین توربین هاهیچ راهی برای افزایش قدرت به دلیل افزایش دما و فشار بخار وجود نداشت، زیرا این امر منجر به افزایش سرعت محیطی می شود که به دلیل تمام مشکلات طراحی یکسان کاملاً غیرقابل قبول بود.

علاوه بر این، افزایش قدرت (با افزایش سرعت محیطی) به دلیل دیگری نامناسب بود. مصرف کنندگان انرژی توربین در مقایسه با آن دستگاه های کم سرعت بودند (ژنراتورهای الکتریکی برای این کار برنامه ریزی شده بودند). بنابراین، لاوال مجبور شد گیربکس های ویژه ای را برای اتصال سینماتیکی شفت توربین با شفت مصرف کننده ایجاد کند.

نسبت جرم ها و ابعاد توربین لاوال فعال و گیربکس به آن.

به دلیل تفاوت زیاد در سرعت این شفت ها، گیربکس ها بسیار حجیم بودند و اغلب از نظر اندازه و وزن به طور قابل توجهی از خود توربین فراتر می رفتند. افزایش قدرت آن باعث افزایش حتی بیشتر در اندازه چنین دستگاه هایی می شود.

در نهایت توربین فعال لاوالاین یک واحد نسبتا کم مصرف (نمونه های کار تا 350 اسب بخار) بود، علاوه بر این، گران بود (به دلیل مجموعه ای از پیشرفت ها)، و با یک جعبه دنده کامل، همچنین بسیار حجیم بود. همه اینها آن را غیررقابتی کرد و کاربرد انبوه را حذف کرد.

یک واقعیت عجیب این است که اصل سازنده توربین فعال لاوال در واقع توسط او اختراع نشده است. حتی 250 سال قبل از ظهور تحقیقات او در رم در سال 1629، کتابی از مهندس و معمار ایتالیایی جیووانی برانکا تحت عنوان "Le Machine" ("ماشین ها") منتشر شد.

در آن، در میان مکانیسم های دیگر، شرحی از "چرخ بخار" قرار داده شد که شامل تمام اجزای اصلی ساخته شده توسط لاوال است: یک دیگ بخار، یک لوله تامین بخار (نازل)، یک پروانه توربین فعال و حتی یک جعبه دنده. بنابراین، مدتها قبل از لاوال، همه این عناصر از قبل شناخته شده بودند و شایستگی او در این واقعیت بود که او همه آنها را واقعاً با هم کار کرد و با مسائل بسیار پیچیده بهبود مکانیسم به عنوان یک کل سروکار داشت.

توربین بخار فعال جووانی برانکا.

جالب اینجاست که یکی از معروف ترین ویژگی های توربین او طراحی نازل (به طور جداگانه در همان ثبت اختراع ذکر شده است) بود که بخار را به پره های روتور می رساند. در اینجا، نازل از یک نازل معمولی باریک، همانطور که در یک توربین جت بود، تبدیل شد باریک شدن-بسط. متعاقباً این نوع نازل نازل لاوال نام گرفت. آنها امکان تسریع جریان گاز (بخار) به سرعت مافوق صوت را با تلفات به اندازه کافی کوچک فراهم می کنند. در مورد آنها.

بنابراین، مشکل اصلی که لاوال هنگام توسعه توربین های خود با آن دست و پنجه نرم می کرد و نتوانست با آن کنار بیاید، سرعت بالای محیطی بود. با این حال، یک راه حل نسبتا موثر برای این مشکل قبلاً و حتی، به اندازه کافی عجیب، توسط خود لاوال پیشنهاد شده است.

چند مرحله ای….

در همان سال (1889)، زمانی که توربین فعال فوق الذکر ثبت اختراع شد، یک مهندس یک توربین فعال با دو ردیف موازی پره های روتور که بر روی یک پروانه (دیسک) نصب شده بودند، توسعه داد. این به اصطلاح بود توربین دو مرحله ای.

بخار از طریق نازل به تیغه های کار، مانند یک مرحله تک مرحله ای، عرضه می شد. بین دو ردیف پره های روتور، یک ردیف تیغه ثابت تعبیه شده بود که جریان را از پره های مرحله اول به سمت پره های روتور دوم هدایت می کرد.

اگر از اصل ساده شده پیشنهاد شده در بالا برای تعیین سرعت محیطی برای یک توربین جت تک مرحله ای (لاوال) استفاده کنیم، معلوم می شود که برای یک توربین دو مرحله ای، سرعت چرخش کمتر از سرعت خروجی از نازل است. نه با دو، بلکه چهار بار.

اصل چرخ کرتیس و تغییر پارامترها در آن.

این مؤثرترین راه حل برای مشکل سرعت محیطی بهینه کم است که پیشنهاد شد اما توسط لاوال استفاده نشد و به طور فعال در توربین های مدرن چه بخار و چه گاز استفاده می شود. چند مرحله ای…

این بدان معناست که انرژی زیاد موجود برای کل توربین را می توان به نحوی بر حسب تعداد مراحل به قطعات تقسیم کرد و هر یک از این قطعات در یک مرحله جداگانه کار می شود. هر چه این انرژی کمتر باشد، سرعت ورود سیال عامل (بخار، گاز) به پره های روتور و در نتیجه سرعت محیطی بهینه کمتر می شود.

یعنی با تغییر تعداد مراحل توربین می توان فرکانس چرخش شفت آن را تغییر داد و بر این اساس بار روی آن را تغییر داد. علاوه بر این، چند مرحله ای به شما امکان می دهد تا بر روی توربین تفاوت های زیادی در انرژی کار کنید، یعنی قدرت آن را افزایش دهید و در عین حال نرخ های بازده بالایی را حفظ کنید.

لاوال توربین دو مرحله‌ای خود را ثبت اختراع نکرد، اگرچه نمونه اولیه آن ساخته شد، بنابراین نام مهندس آمریکایی C. Curtis (چرخ (یا دیسک) کورتیس) را دارد که در سال 1896 حق اختراع دستگاه مشابهی را دریافت کرد.

با این حال، خیلی زودتر، در سال 1884، مهندس انگلیسی، چارلز آلجرنون پارسونز، اولین نمونه واقعی را توسعه داد و به ثبت رساند. توربین بخار چند مرحله ای. اظهارات بسیاری توسط دانشمندان و مهندسان مختلف در مورد مفید بودن تقسیم انرژی موجود به مراحل قبل از او وجود داشت، اما او اولین کسی بود که این ایده را به "آهن" ترجمه کرد.

توربین جت فعال چند مرحله ای پارسونز (جداسازی شده).

در عین حال او توربینویژگی ای داشت که آن را به دستگاه های مدرن نزدیک می کرد. در آن، بخار نه تنها در نازل های تشکیل شده توسط تیغه های ثابت، بلکه تا حدی در کانال های تشکیل شده توسط تیغه های روتور با شکل خاص، منبسط و شتاب می گیرد.

مرسوم است که این نوع توربین را واکنشی می نامند، اگرچه نام آن نسبتاً دلخواه است. در واقع، یک موقعیت میانی بین توربین کاملاً واکنشی Heron-Laval و Laval-Branca کاملاً فعال را اشغال می کند. تیغه های روتور به دلیل طراحی خود، اصول فعال و واکنشی را در فرآیند کلی ترکیب می کنند. بنابراین، نامگذاری چنین توربین صحیح تر است فعال - واکنشیکه اغلب انجام می شود.

نمودار یک توربین چند مرحله ای پارسونز.

پارسونز روی انواع مختلف توربین های چند مرحله ای کار می کرد. در میان طرح های او نه تنها محوری که در بالا توضیح داده شد (سیال عامل در امتداد محور چرخش حرکت می کند)، بلکه شعاعی (بخار در جهت شعاعی حرکت می کند). توربین سه مرحله ای کاملاً فعال او "Heron" که در آن از چرخ های به اصطلاح Heron استفاده شده است کاملاً شناخته شده است (ماهیت همان aeolipil است).

توربین جت "هرون".

بعدها، از اوایل دهه 1900، ساخت توربین بخار به سرعت شتاب گرفت و پارسونز در خط مقدم آن قرار گرفت. توربین های چند مرحله ای آن مجهز به کشتی های دریایی بودند، ابتدا آزمایشی (کشتی "Turbinia"، 1896، جابجایی 44 تن، سرعت 60 کیلومتر در ساعت - برای آن زمان بی سابقه)، سپس به کشتی های نظامی (به عنوان مثال، کشتی جنگی "Dreadnought"، 18000 تن، سرعت 40 کیلومتر در ساعت) ساعت، قدرت توربین 24700 اسب بخار) و مسافر (به عنوان مثال - همان نوع "موریتانیا" و "لوسیتانیا"، 40000 تن، سرعت 48 کیلومتر در ساعت، قدرت توربین 70،000 اسب بخار). در همان زمان، ساخت توربین های ثابت آغاز شد، به عنوان مثال، با نصب توربین ها به عنوان محرک در نیروگاه ها (شرکت ادیسون در شیکاگو).

در مورد توربین های گازی ...

با این حال، اجازه دهید به موضوع اصلی خود - هوانوردی بازگردیم و به یک چیز نسبتاً واضح توجه کنیم: چنین موفقیت آشکاری در بهره برداری از توربین های بخار فقط می تواند اهمیت سازنده و اساسی برای هوانوردی داشته باشد که در همان زمان به سرعت در حال پیشرفت در توسعه خود بود. .

استفاده از توربین بخار به عنوان نیروگاه در هواپیما، به دلایل واضح، بسیار مشکوک بود. توربین هوانوردیفقط یک توربین گازی اساسا مشابه، اما بسیار سودآورتر می تواند تبدیل شود. با این حال، به این راحتی ها نبود...

به گفته لو گومیلوفسکی، نویسنده کتاب محبوب "سازندگان موتور" در دهه 60، یک بار در سال 1902، در آغاز توسعه سریع ساختمان توربین بخار، چارلز پارسونز، در واقع یکی از ایدئولوژیست های اصلی آن زمان بود. کسب و کار، به طور کلی، یک سوال شوخی پرسیده شد: آیا می توان موتور گازی را "پارسونیز" کرد؟” (توربین ضمنی).

پاسخ به شکلی کاملاً قاطع بیان شد: من فکر می کنم که یک توربین گاز هرگز ایجاد نخواهد شد. دو راه در مورد آن وجود ندارد" مهندس نتوانست پیامبر شود، اما مطمئناً دلیلی برای گفتن آن داشت.

استفاده از توربین گاز مخصوصاً اگر منظور استفاده از آن در هوانوردی به جای بخار باشد، البته وسوسه انگیز بود، زیرا جنبه های مثبت آن مشهود است. با تمام توانمندی های خود، برای کار کردن نیازی به دستگاه های بزرگ و حجیم برای ایجاد بخار - دیگ های بخار و همچنین دستگاه ها و سیستم های نه چندان بزرگ خنک کننده - کندانسورها، برج های خنک کننده، حوض های خنک کننده و ... ندارد.

بخاری برای یک موتور توربین گازی یک بخاری کوچک و فشرده است که در داخل موتور قرار دارد و سوخت را مستقیماً در جریان هوا می سوزاند. او حتی یک یخچال هم ندارد. یا بهتر است بگوییم وجود دارد، اما به صورت مجازی وجود دارد، زیرا گاز خروجی به اتمسفر که همان یخچال است، تخلیه می شود. یعنی همه چیزهایی که برای یک موتور حرارتی نیاز دارید وجود دارد، اما در عین حال همه چیز جمع و جور و ساده است.

درست است که یک کارخانه توربین بخار می تواند بدون "یخچال واقعی" (بدون کندانسور) نیز کار کند و بخار را مستقیماً در جو آزاد کند، اما پس از آن می توانید کارایی را فراموش کنید. نمونه ای از این یک لوکوموتیو بخار است - راندمان واقعی حدود 6٪ است، 90٪ انرژی آن به لوله پرواز می کند.

اما با چنین امتیازات ملموس، اشکالات قابل توجهی نیز وجود دارد که به طور کلی مبنای پاسخ قاطع پارسونز شد.

فشرده سازی سیال کار برای اجرای بعدی چرخه کاری، از جمله. و در توربین ...

در چرخه عملیاتی یک نیروگاه توربین بخار (چرخه رانکین)، کار فشرده سازی آب کم است و بنابراین تقاضا برای پمپی که این کار را انجام می دهد و راندمان آن نیز کم است. در چرخه GTE که هوا فشرده می شود، برعکس، این کار بسیار چشمگیر است و بیشتر انرژی موجود توربین صرف آن می شود.

این امر میزان کار مفیدی را که می توان از توربین برای آن استفاده کرد کاهش می دهد. بنابراین الزامات واحد تراکم هوا از نظر کارایی و صرفه جویی بسیار بالاست. کمپرسورها در موتورهای توربین گازی هواپیماهای مدرن (عمدتاً محوری) و همچنین در واحدهای ثابت همراه با توربین ها، دستگاه های پیچیده و گران قیمتی هستند. در مورد آنها.

درجه حرارت…

این مشکل اصلی توربین های گازی از جمله هواپیماها است. واقعیت این است که اگر در یک کارخانه توربین بخار دمای سیال کار پس از فرآیند انبساط نزدیک به دمای آب خنک کننده باشد، در توربین گاز به مقدار چند صد درجه می رسد.

این بدان معنی است که مقدار زیادی انرژی به اتمسفر ساطع می شود (مانند یخچال) که البته بر راندمان کل چرخه عملیاتی تأثیر منفی می گذارد که با راندمان حرارتی مشخص می شود: η t \u003d Q 1 - Q 2 / س 1. در اینجا Q 2 همان انرژی تخلیه شده در جو است. Q 1 - انرژی تامین شده به فرآیند از بخاری (در محفظه احتراق).

برای افزایش این راندمان باید Q 1 را افزایش داد که معادل افزایش دمای جلوی توربین (یعنی در محفظه احتراق) است. اما واقعیت این است که افزایش این دما همیشه امکان پذیر نیست. حداکثر مقدار آن توسط خود توربین محدود می شود و قدرت در اینجا شرط اصلی می شود. توربین در شرایط بسیار دشواری کار می کند، زمانی که دمای بالا با بارهای گریز از مرکز بالا ترکیب می شود.

این عامل است که همیشه توان و قابلیت های رانش موتورهای توربین گازی را محدود کرده است (تا حد زیادی به دما بستگی دارد) و اغلب دلیلی برای پیچیدگی و هزینه توربین ها شده است. این وضعیت در زمان ما نیز ادامه داشته است.

و در زمان پارسونز، نه صنعت متالورژی و نه علم آیرودینامیک هنوز نمی توانستند راه حلی برای مشکلات ایجاد یک کمپرسور کارآمد و اقتصادی و توربین با دمای بالا ارائه دهند. نه تئوری مناسبی وجود داشت و نه مواد مقاوم در برابر حرارت و مقاوم در برابر حرارت لازم.

و با این حال تلاش هایی صورت گرفته است ...

با این وجود، همانطور که معمولاً اتفاق می‌افتد، افرادی بودند که از مشکلات احتمالی نمی‌ترسند (یا شاید هم نمی‌دانند :-). تلاش برای ایجاد یک توربین گاز متوقف نشد.

علاوه بر این، جالب است که خود پارسونز در طلوع فعالیت "توربین" خود، در اولین ثبت اختراع خود برای یک توربین چند مرحله ای، به امکان عملکرد آن، علاوه بر بخار، روی محصولات احتراق سوخت نیز اشاره کرد. نوع احتمالی موتور توربین گازی که با سوخت مایع با کمپرسور، محفظه احتراق و توربین کار می کند نیز در آنجا در نظر گرفته شد.

تف دود.

نمونه هایی از استفاده از توربین های گازی بدون ارائه هیچ نظریه ای برای مدت طولانی شناخته شده است. ظاهراً حتی هرون در "تئاتر اتوماتا" از اصل یک توربین جت هوا استفاده می کرد. به اصطلاح "سیخ دودی" به طور گسترده ای شناخته شده است.

و در کتاب ذکر شده توسط ایتالیایی (مهندس، معمار، جیووانی برانکا، لو ماشین) جیووانی برانکا یک نقاشی وجود دارد. چرخ آتش". در آن، چرخ توربین توسط محصولات احتراق حاصل از آتش (یا کوره) می چرخد. جالب اینجاست که خود برانکا بیشتر ماشین هایش را نساخته و فقط ایده هایی را برای خلق آنها بیان کرده است.

چرخ آتش نوشته جیووانی برانکا.

در تمام این «چرخ‌های دود و آتش» مرحله فشرده‌سازی هوا (گاز) وجود نداشت و کمپرسوری به این شکل وجود نداشت. تبدیل انرژی پتانسیل، یعنی انرژی حرارتی عرضه شده از احتراق سوخت، به جنبشی (شتاب) برای چرخش یک توربین گاز تنها به دلیل عمل گرانش هنگامی که توده های گرم بالا می روند، رخ می دهد. یعنی از پدیده همرفت استفاده شد.

البته، برای مثال، چنین "واحدهایی" برای ماشین های واقعی نمی توانند برای رانندگی وسایل نقلیه استفاده شوند. با این حال، در سال 1791، جان باربر انگلیسی "ماشین حمل و نقل بدون اسب" را به ثبت رساند که یکی از مهمترین اجزای آن یک توربین گاز بود. این اولین ثبت اختراع رسمی توربین گاز در تاریخ بود.

موتور توربین گاز جان باربر.

این دستگاه از گاز به دست آمده از چوب، زغال سنگ یا نفت استفاده می کرد که در ژنراتورهای گاز مخصوص (retort) گرم می شد، که پس از خنک شدن، وارد کمپرسور رفت و برگشتی می شد و در آنجا با هوا فشرده می شد. سپس مخلوط وارد محفظه احتراق شد و پس از آن محصولات احتراق چرخانده شدند. توربین. از آب برای خنک کردن محفظه های احتراق استفاده شد و بخار حاصل نیز به توربین فرستاده شد.

سطح توسعه فناوری های آن زمان اجازه نمی داد این ایده به زندگی بیفتد. مدل کار دستگاه باربر با توربین گاز تنها در سال 1972 توسط Kraftwerk-Union AG برای نمایشگاه صنعتی هانوفر ساخته شد.

در طول قرن نوزدهم، به دلایلی که در بالا توضیح داده شد، توسعه مفهوم توربین گاز بسیار کند بود. نمونه های کمی در خور توجه بود. کمپرسور و گرما همچنان یک مانع غیرقابل حل باقی ماندند. تلاش هایی برای استفاده از فن برای فشرده سازی هوا و همچنین استفاده از آب و هوا برای خنک کردن عناصر ساختاری صورت گرفته است.

موتور F. Stolze. 1 - کمپرسور محوری، 2 - توربین محوری، 3 - مبدل حرارتی.

نمونه ای از موتور توربین گاز توسط مهندس آلمانی فرانتس استولز که در سال 1872 ثبت اختراع شد و از نظر طراحی بسیار شبیه به موتورهای توربین گاز مدرن است، شناخته شده است. در آن، یک کمپرسور محوری چند مرحله‌ای و یک توربین محوری چند مرحله‌ای روی یک شفت قرار داشتند.

هوا پس از عبور از مبدل حرارتی احیا کننده به دو قسمت تقسیم شد. یکی وارد محفظه احتراق شد، دومی با محصولات احتراق قبل از ورود به توربین مخلوط شد و دمای آنها کاهش یافت. این به اصطلاح هوای ثانویهو استفاده از آن تکنیکی است که به طور گسترده در موتورهای توربین گاز مدرن استفاده می شود.

موتور Stolze در سالهای 1900-1904 آزمایش شد، اما به دلیل کیفیت پایین کمپرسور و دمای پایین در جلوی توربین، بسیار ناکارآمد بود.

در اکثر نیمه اول قرن بیستم، توربین گاز قادر به رقابت فعال با توربین بخار یا تبدیل شدن به بخشی از موتور توربین گاز نبود، که می تواند به اندازه کافی جایگزین موتور احتراق داخلی رفت و برگشتی شود. استفاده از آن در موتورها عمدتاً کمکی بود. به عنوان مثال، به عنوان واحدهای تحت فشاردر موتورهای پیستونی، از جمله موتورهای هوانوردی.

اما از آغاز دهه 1940، وضعیت به سرعت شروع به تغییر کرد. در نهایت آلیاژهای جدید مقاوم در برابر حرارت ایجاد شد که امکان افزایش شدید دمای گاز در جلوی توربین (تا 800 درجه سانتیگراد و بالاتر) را فراهم کرد و آلیاژهای کاملاً اقتصادی با راندمان بالا ظاهر شدند.

این امر نه تنها ساخت موتورهای توربین گازی کارآمد را ممکن ساخت، بلکه به دلیل ترکیب قدرت آنها با سبکی و فشرده بودن نسبی، استفاده از آنها در هواپیماها را نیز ممکن ساخت. عصر هواپیماهای جت و موتورهای توربین گازی هواپیما آغاز شد.

توربین در موتورهای توربین گاز هواپیما ...

بنابراین ... زمینه اصلی کاربرد توربین ها در هوانوردی، موتورهای توربین گازی است. توربین در اینجا کار سخت را انجام می دهد - کمپرسور را می چرخاند. در عین حال، در یک موتور توربین گاز، مانند هر موتور حرارتی، کار انبساط بیشتر از کار تراکم است.

و توربین فقط یک ماشین انبساط است و تنها بخشی از انرژی موجود جریان گاز را برای کمپرسور مصرف می کند. باقی مانده (گاهی اوقات به عنوان انرژی آزاد) بسته به نوع و طراحی موتور می تواند برای اهداف مفید استفاده شود.

طرح TVAD Makila 1a1 با یک توربین رایگان.

موتور توربوشفت AMAKILA 1A1.

برای موتورهای واکنش غیر مستقیم مانند ( هلیکوپتر GTE ) صرف چرخش پروانه می شود. در این حالت، توربین اغلب به دو قسمت تقسیم می شود. اولی است توربین کمپرسور. دومی که پیچ را به حرکت در می آورد، به اصطلاح است توربین آزاد. به طور مستقل می چرخد ​​و فقط به صورت گاز دینامیکی به توربین کمپرسور متصل می شود.

در موتورهای واکنش مستقیم (موتورهای جت یا VRE) از توربین فقط برای به حرکت درآوردن کمپرسور استفاده می شود. انرژی آزاد باقیمانده که یک توربین آزاد را در TVAD می‌چرخاند، در نازل مصرف می‌شود و به انرژی جنبشی تبدیل می‌شود تا نیروی رانش جت به دست آید.

در وسط بین این افراط قرار دارد. مقداری از انرژی آزاد آنها برای به حرکت درآوردن پروانه استفاده می شود و مقداری از آن نیروی رانش جت را در دستگاه خروجی (نازل) تشکیل می دهد. درست است، سهم آن در کل رانش موتور کم است.

طرح یک تئاتر تک شفت DART RDa6. توربین روی یک محور مشترک موتور.

موتور توربوپراپ تک شفت رولزرویس DART RDa6.

بر اساس طراحی، HPT ها می توانند تک شفت باشند، که در آن توربین آزاد از نظر ساختاری تخصیص داده نمی شود و به عنوان یک واحد، هم کمپرسور و هم پروانه را به طور همزمان به حرکت در می آورد. نمونه ای از Rolls-Royce DART RDa6 TVD، و همچنین تلویزیون AI-20 معروف ما.

همچنین ممکن است یک TVD با یک توربین آزاد مجزا وجود داشته باشد که پروانه را به حرکت در می آورد و به صورت مکانیکی به بقیه اجزای موتور متصل نیست (اتصال دینامیک گاز). به عنوان مثال موتور PW127 با تغییرات مختلف (هواپیما) یا تئاتر PT6A Pratt & Whitney Canada است.

طرح تئاتر PT6A Pratt & Whitney Canada با یک توربین رایگان.

موتور پرت اند ویتنی کانادا PT6A.

طرح یک TVD PW127 با یک توربین آزاد.

البته در انواع موتورهای توربین گاز، محموله شامل واحدهایی نیز می شود که عملکرد موتور و سیستم های هواپیما را تضمین می کند. اینها معمولاً پمپ ها، سوخت و ژنراتورهای آبی، الکتریکی و غیره هستند. همه این دستگاه ها اغلب از محور توربوشارژر هدایت می شوند.

در مورد انواع توربین.

در واقع چند نوع وجود دارد. فقط به عنوان مثال، برخی از نام ها: محوری، شعاعی، مورب، شعاعی محوری، چرخشی تیغه و غیره. در هوانوردی فقط دو مورد اول استفاده می شود و شعاعی کاملاً نادر است. هر دوی این توربین ها مطابق با ماهیت حرکت جریان گاز در آنها نامگذاری شدند.

شعاعی.

در شعاعی در امتداد شعاع جریان دارد. علاوه بر این، در شعاعی توربین هوانوردیجهت جریان گریز از مرکز استفاده می شود که راندمان بالاتری را فراهم می کند (در عمل غیر هوایی، گریز از مرکز نیز وجود دارد).

مرحله یک توربین شعاعی شامل یک پروانه و پره های ثابت است که جریان را در ورودی آن تشکیل می دهند. تیغه ها به گونه ای پروفیل شده اند که کانال های بین تیغه ای دارای پیکربندی مخروطی هستند، یعنی نازل هستند. همه این تیغه ها به همراه عناصر بدنه ای که بر روی آنها سوار می شوند نامیده می شوند دستگاه نازل.

طرح یک توربین مرکز شعاعی (با توضیحات).

پروانه پروانه ای است با تیغه های پروفیل مخصوص. چرخش پروانه زمانی اتفاق می افتد که گاز از کانال های باریک بین تیغه ها عبور کرده و بر روی تیغه ها عمل کند.

پروانه یک توربین مرکز شعاعی.

توربین های شعاعیبسیار ساده هستند، پروانه های آنها دارای تعداد کمی پره است. سرعت های محیطی ممکن توربین شعاعی در تنش های یکسان در پروانه بیشتر از یک توربین محوری است، بنابراین می توان مقادیر بیشتری انرژی (افت گرما) روی آن تولید کرد.

با این حال، این توربین ها دارای مساحت جریان کمی هستند و جریان گاز کافی برای اندازه یکسان را در مقایسه با توربین های محوری فراهم نمی کنند. به عبارت دیگر، آنها دارای ابعاد قطری نسبی بیش از حد بزرگ هستند که ترتیب آنها را در یک موتور منفرد پیچیده می کند.

علاوه بر این، ایجاد توربین های شعاعی چند مرحله ای به دلیل تلفات هیدرولیکی زیاد دشوار است که درجه انبساط گاز را در آنها محدود می کند. همچنین خنک کردن چنین توربین هایی دشوار است که حداکثر دمای گاز ممکن را کاهش می دهد.

بنابراین استفاده از توربین های شعاعی در هوانوردی محدود است. آنها عمدتاً در واحدهای کم مصرف با مصرف گاز کم، اغلب در مکانیسم ها و سیستم های کمکی یا در موتورهای هواپیماهای مدل و هواپیماهای بدون سرنشین کوچک استفاده می شوند.

اولین هواپیمای جت Heinkel He 178.

TRD Heinkel HeS3 با توربین شعاعی.

یکی از معدود نمونه های استفاده از توربین شعاعی به عنوان موتور اصلی جت هوا، موتور اولین هواپیمای جت واقعی، Heinkel He 178 توربوجت Heinkel HeS 3 است. عکس به وضوح عناصر مرحله چنین توربینی را نشان می دهد. پارامترهای این موتور کاملاً با امکان استفاده از آن مطابقت داشت.

محوری توربین هوانوردی.

این تنها نوع توربین است که در حال حاضر در موتورهای توربین گازی هوانوردی پایدار استفاده می شود. منبع اصلی کار مکانیکی روی شفت به دست آمده از چنین توربین در موتور، پروانه ها یا به طور دقیق تر، تیغه های روتور (RL) هستند که بر روی این چرخ ها نصب شده و با یک جریان گاز دارای بار انرژی (فشرده و گرم شده) در تعامل هستند.

لبه های تیغه های ثابت نصب شده در جلوی کارگران جهت صحیح جریان را سازماندهی می کنند و در تبدیل انرژی پتانسیل گاز به انرژی جنبشی شرکت می کنند، یعنی در فرآیند انبساط با افت فشار آن را تسریع می کنند. .

این تیغه ها به همراه عناصر بدنه ای که روی آنها نصب شده اند، نامیده می شوند دستگاه نازل(SA). دستگاه نازل کامل با تیغه های کار می باشد مرحله توربین.

اصل فرآیند ... تعمیم آنچه گفته شد ...

در فرآیند برهمکنش فوق با پره های روتور، انرژی جنبشی جریان به انرژی مکانیکی تبدیل می شود که محور موتور را می چرخاند، چنین تبدیلی در یک توربین محوری به دو صورت می تواند رخ دهد:

نمونه ای از یک توربین فعال تک مرحله ای. تغییر پارامترها در طول مسیر نشان داده شده است.

1. بدون تغییر فشار، و از این رو، بزرگی نرخ جریان نسبی (فقط جهت آن به طور قابل توجهی تغییر می کند - چرخش جریان) در مرحله توربین. 2. با افت فشار، سرعت نسبی جریان افزایش می یابد و مقداری در جهت آن در مرحله تغییر می کند.

توربین هایی که طبق روش اول کار می کنند فعال نامیده می شوند. جریان گاز به طور فعال (تکانشی) بر روی تیغه ها به دلیل تغییر جهت آن هنگام جریان در اطراف آنها عمل می کند. به روش دوم - توربین های جت. در اینجا، علاوه بر اثر ضربه ای، جریان به طور غیرمستقیم (به بیان ساده)، با کمک یک نیروی واکنشی بر پره های روتور نیز تأثیر می گذارد که باعث افزایش قدرت توربین می شود. عمل واکنشی اضافی به دلیل مشخصات خاص تیغه های روتور به دست می آید.

مفاهیم فعالیت و واکنش پذیری به طور کلی، برای همه توربین ها (نه تنها هوانوردی) در بالا ذکر شد. با این حال، موتورهای توربین گازی هواپیماهای مدرن فقط از توربین های جت محوری استفاده می کنند.

تغییر پارامترها در مرحله یک توربین گاز محوری.

از آنجایی که اثر نیرو بر رادار دو برابر است، چنین توربین های محوری نیز نامیده می شوند فعال - واکنشیکه شاید درست تر باشد این نوع توربین از نظر آیرودینامیک مزیت بیشتری دارد.

پره های ثابت دستگاه نازل موجود در مرحله چنین توربین دارای انحنای زیادی هستند که به همین دلیل سطح مقطع کانال بین تیغه ای از ورودی به خروجی کاهش می یابد، یعنی مقطع f 1 کمتر از مقطع f 0 است. . نمایه یک نازل جت مخروطی به نظر می رسد.

تیغه های کاری به دنبال آنها نیز دارای انحنای زیادی هستند. علاوه بر این، با توجه به جریان مقابل (بردار W 1)، آنها به گونه ای قرار گرفته اند که از سکون آن جلوگیری کرده و از جریان صحیح در اطراف تیغه اطمینان حاصل کنند. در شعاع های معین، RL نیز کانال های بین کتفی باریک را تشکیل می دهد.

مرحله کار توربین هوانوردی.

گاز با جهت حرکت نزدیک به محوری و سرعت C 0 (مادون صوت) به دستگاه نازل نزدیک می شود. فشار در جریان Р 0 , دما Т 0 . با عبور از کانال بین تیغه ای، جریان با چرخش به زاویه α 1 = 20-30 درجه به سرعت C 1 شتاب می گیرد. در این حالت فشار و دما به ترتیب به مقادیر P 1 و T 1 می رسد. بخشی از انرژی پتانسیل جریان به انرژی جنبشی تبدیل می شود.

الگوی حرکت جریان گاز در مرحله یک توربین محوری.

از آنجایی که تیغه های کار با سرعت محیطی U حرکت می کنند، جریان از قبل با سرعت نسبی W 1 وارد کانال بین تیغه ای RL می شود که با تفاوت بین C 1 و U (بردار) تعیین می شود. با عبور از کانال، جریان با پره‌ها تعامل می‌کند و نیروهای آیرودینامیکی P را روی آنها ایجاد می‌کند که جزء محیطی آن Pu باعث چرخش توربین می‌شود.

به دلیل باریک شدن کانال بین تیغه ها، جریان به سرعت W 2 (اصل واکنشی) شتاب می گیرد و در عین حال چرخش می کند (اصل فعال). سرعت جریان مطلق C 1 به C 2 کاهش می یابد - انرژی جنبشی جریان به انرژی مکانیکی روی شفت توربین تبدیل می شود. فشار و دما به ترتیب به P 2 و T 2 کاهش می یابد.

نرخ جریان مطلق در طول گذر از مرحله کمی از C 0 به طرح محوری سرعت C 2 افزایش می یابد. در توربین های مدرن، این پروجکشن دارای مقدار 200-360 متر بر ثانیه برای یک استیج است.

پله به گونه ای پروفیل شده است که زاویه α 2 نزدیک به 90 درجه باشد. تفاوت معمولاً 5-10 درجه است. این کار به گونه ای انجام می شود که مقدار C 2 حداقل باشد. این به ویژه برای آخرین مرحله توربین مهم است (در مراحل اول یا میانی، انحراف از زاویه راست تا 25 درجه مجاز است). دلیل آن این است از دست دادن با سرعت خروجی، که فقط به بزرگی سرعت C 2 بستگی دارد.

اینها همان تلفاتی است که زمانی به لاوال فرصت نداد تا راندمان اولین توربین خود را افزایش دهد. اگر موتور راکتیو باشد، انرژی باقیمانده را می توان در نازل تولید کرد. اما، به عنوان مثال، برای موتور هلیکوپتری که از نیروی محرکه جت استفاده نمی کند، مهم است که سرعت جریان پشت آخرین مرحله توربین تا حد امکان کم باشد.

بنابراین، در مرحله یک توربین جت فعال، انبساط گاز (کاهش فشار و دما)، تبدیل انرژی و عملیات (افت گرما) نه تنها در SA، بلکه در پروانه نیز رخ می دهد. توزیع این توابع بین RC و SA مشخص کننده پارامتر تئوری موتورها است که نامیده می شود درجه واکنش ρ.

برابر است با نسبت افت حرارت در پروانه به افت حرارت در کل مرحله. اگر ρ = 0، مرحله (یا کل توربین) فعال است. اگر ρ > 0 باشد، آنگاه مرحله واکنشی یا، به طور دقیق تر، برای مورد ما، فعال-واکنشی است. از آنجایی که مشخصات پره های روتور در امتداد شعاع متفاوت است، این پارامتر (و همچنین برخی دیگر) با توجه به شعاع متوسط ​​(بخش В-В در شکل تغییر پارامترها در مرحله) محاسبه می شود.

پیکربندی قلم تیغه کاری یک توربین جت فعال.

تغییر فشار در طول قلم رادار یک توربین جت فعال.

برای موتورهای توربین گاز مدرن، درجه واکنش پذیری توربین ها در محدوده 0.3-0.4 است. این بدان معنی است که تنها 30-40٪ از کل افت حرارتی مرحله (یا توربین) در پروانه تخلیه می شود. 60-70٪ در دستگاه نازل کار می شود.

چیزی در مورد ضرر و زیان

همانطور که قبلاً ذکر شد، هر توربین (یا مرحله آن) انرژی جریان عرضه شده به آن را به کار مکانیکی تبدیل می کند. با این حال، در یک واحد واقعی، این فرآیند ممکن است کارایی متفاوتی داشته باشد. بخشی از انرژی موجود الزاماً هدر می رود، یعنی تبدیل به تلفات می شود که باید به این تلفات توجه کرد و برای به حداقل رساندن آن ها تدابیری اتخاذ کرد تا راندمان توربین افزایش یابد، یعنی راندمان آن افزایش یابد.

تلفات از هیدرولیک و از دست دادن با سرعت خروجی. تلفات هیدرولیک شامل تلفات پروفیل و انتهایی است. پروفیل در واقع تلفات اصطکاک است، زیرا گاز با داشتن ویسکوزیته مشخص با سطوح توربین در تعامل است.

به طور معمول، چنین تلفاتی در پروانه حدود 2-3٪ و در دستگاه نازل - 3-4٪ است. اقدامات برای کاهش تلفات عبارتند از: "محاسبه" مسیر جریان با محاسبه و آزمایش، و همچنین محاسبه صحیح مثلث های سرعت برای جریان در مرحله توربین، به طور دقیق تر، انتخاب سودمندترین سرعت محیطی U در یک زمان معین. سرعت C 1 . این اقدامات معمولاً با پارامتر U/C 1 مشخص می شوند. سرعت محیطی در شعاع متوسط ​​در موتور توربوجت 270 - 370 متر بر ثانیه است.

کمال هیدرولیکی قسمت جریان مرحله توربین پارامتری را در نظر می گیرد بازده آدیاباتیک. گاهی اوقات به آن تیغه ای نیز می گویند، زیرا تلفات اصطکاک در تیغه های مرحله (SA و RL) را در نظر می گیرد. عامل کارایی دیگری برای توربین وجود دارد که آن را دقیقاً به عنوان واحدی برای تولید نیرو مشخص می کند ، یعنی میزان استفاده از انرژی موجود برای ایجاد کار روی شفت.

این به اصطلاح راندمان قدرت (یا موثر).. برابر است با نسبت کار روی شفت به افت حرارت موجود. این بازده تلفات را با سرعت خروجی در نظر می گیرد. آنها معمولاً حدود 10-12٪ را برای موتورهای توربوجت تشکیل می دهند (در موتورهای توربوجت مدرن C 0 = 100-180 m / s، C 1 = 500-600 m / s، C 2 = 200-360 m / s).

برای توربین های موتورهای توربین گازی مدرن، مقدار بازده آدیاباتیک حدود 0.9 - 0.92 برای توربین های خنک نشده است. اگر توربین خنک شود، این راندمان می تواند 3-4٪ کمتر شود. راندمان برق معمولاً 0.78 - 0.83 است. از نظر میزان تلفات با سرعت خروجی کمتر از آدیاباتیک است.

در مورد ضررهای نهایی، اینها به اصطلاح " تلفات نشت". قسمت جریان به دلیل وجود مجموعه های دوار در ترکیب با قطعات ثابت (کاسینگ + روتور) نمی تواند به طور کامل از بقیه موتور جدا شود. بنابراین، گاز از مناطق پرفشار تمایل دارد به مناطق کم فشار جریان یابد. به طور خاص، به عنوان مثال، از ناحیه جلوی تیغه کار به ناحیه پشت آن از طریق شکاف شعاعی بین ایرفویل پره و محفظه توربین.

چنین گازی در فرآیند تبدیل انرژی جریان به انرژی مکانیکی شرکت نمی کند، زیرا از این نظر با تیغه ها برهمکنش نمی کند، یعنی تلفات انتهایی وجود دارد (یا از دست دادن فاصله شعاعی). آنها حدود 2-3٪ را تشکیل می دهند و بر راندمان آدیاباتیک و توان تأثیر منفی می گذارند، راندمان موتور توربین گاز را کاهش می دهند و کاملاً قابل توجه است.

به عنوان مثال، مشخص است که افزایش فاصله شعاعی از 1 میلی متر به 5 میلی متر در توربین با قطر 1 متر می تواند منجر به افزایش مصرف سوخت ویژه در موتور تا بیش از 10٪ شود.

واضح است که خلاص شدن از شر فاصله شعاعی غیرممکن است، اما آنها سعی می کنند آن را به حداقل برسانند. به اندازه کافی سخت است زیرا توربین هوانوردی- دستگاه به شدت بارگذاری شده است. در نظر گرفتن دقیق همه عوامل موثر بر اندازه شکاف بسیار دشوار است.

حالت های کار موتور اغلب تغییر می کند، به این معنی که تغییر شکل پره های روتور، دیسک هایی که روی آنها ثابت شده اند و محفظه های توربین در نتیجه تغییر دما، فشار و نیروهای گریز از مرکز تغییر می کنند.

مهر دخمه پرپیچ و خم.

در اینجا لازم است مقدار تغییر شکل باقیمانده در طول کار طولانی مدت موتور را در نظر بگیریم. به علاوه، تحولات انجام شده توسط هواپیما بر تغییر شکل روتور تأثیر می‌گذارد که اندازه شکاف‌ها را نیز تغییر می‌دهد.

معمولاً پس از خاموش شدن موتور گرم، فاصله بررسی می شود. در این حالت، پوشش بیرونی نازک سریعتر از دیسک های عظیم و شفت سرد می شود و با کاهش قطر، تیغه ها را لمس می کند. گاهی اوقات مقدار فاصله شعاعی به سادگی در محدوده 1.5-3٪ از طول ایرفویل تیغه انتخاب می شود.

اصل آب بندی لانه زنبوری.

به منظور جلوگیری از آسیب دیدن پره ها، در صورت تماس با محفظه توربین، اغلب درج های مخصوصی از موادی که نرم تر از مواد پره ها هستند در آن قرار می دهند (مثلاً سرمات). علاوه بر این، از مهر و موم های غیر تماسی استفاده می شود. اینها معمولاً هزارتویی یا مهر و موم لابیرنت لانه زنبوری.

در این حالت، تیغه های کار در انتهای ایرفویل پوشانده می شوند و مهر و موم یا گوه ها (برای لانه زنبوری) از قبل روی قفسه های کفن قرار می گیرند. در مهر و موم های لانه زنبوری، به دلیل نازک بودن دیواره های لانه زنبوری، سطح تماس بسیار کوچک است (10 برابر کوچکتر از هزارتوی معمولی)، بنابراین مونتاژ مونتاژ بدون شکاف انجام می شود. پس از اجرا، فاصله حدود 0.2 میلی متر است.

کاربرد مهر و موم لانه زنبوری. مقایسه تلفات هنگام استفاده از لانه زنبوری (1) و یک حلقه صاف (2).

روش های مشابهی برای آب بندی شکاف برای کاهش نشت گاز از مسیر جریان (به عنوان مثال به فضای بین دیسک) استفاده می شود.

ساورز…

اینها به اصطلاح هستند روش های غیرفعالکنترل فاصله شعاعی علاوه بر این، در بسیاری از موتورهای توربین گازی توسعه یافته (و در حال توسعه) از اواخر دهه 80، به اصطلاح " سیستم های تنظیم فعال فاصله های شعاعی» (SAURZ - روش فعال). اینها سیستم های خودکار هستند و ماهیت کار آنها کنترل اینرسی حرارتی محفظه (استاتور) یک توربین هواپیما است.

روتور و استاتور (پوشش بیرونی) توربین از نظر ماده و "جرم" با یکدیگر متفاوت هستند. بنابراین در رژیم های گذرا به طرق مختلف گسترش می یابند. برای مثال، هنگامی که موتور از حالت کارکرد کم‌شده به حالت افزایش‌یافته تغییر می‌کند، محفظه دیواره نازک با دمای بالا گرم می‌شود و سریع‌تر منبسط می‌شود (نسبت به یک روتور عظیم با دیسک)، و فاصله شعاعی بین خود و تیغه‌ها افزایش می‌یابد. . به علاوه، تغییرات فشار در مسیر و تکامل هواپیما.

برای جلوگیری از این امر، یک سیستم خودکار (معمولاً تنظیم کننده اصلی نوع FADEC) تأمین هوای خنک کننده به محفظه توربین را در مقادیر مورد نیاز سازماندهی می کند. بنابراین گرمایش محفظه در محدوده های مورد نیاز تثبیت می شود، به این معنی که مقدار انبساط خطی آن و بر این اساس، مقدار فاصله های شعاعی تغییر می کند.

همه اینها باعث صرفه جویی در سوخت می شود که برای هوانوردی مدرن مدرن بسیار مهم است. سیستم های SAURZ به طور موثر در توربین های کم فشار در موتورهای توربوجت GE90، Trent 900 و برخی از انواع دیگر استفاده می شود.

دمیدن اجباری دیسک های توربین (به جای محفظه) برای همگام سازی نرخ گرمایش روتور و استاتور بسیار کمتر، اما کاملاً مؤثر است. چنین سیستم هایی در موتورهای CF6-80 و PW4000 استفاده می شود.

———————-

در توربین، فاصله های محوری نیز تنظیم می شود. به عنوان مثال، بین لبه های خروجی SA و ورودی RL، معمولاً یک شکاف بین 0.1-0.4 وتر RL در شعاع متوسط ​​تیغه ها وجود دارد. هرچه این شکاف کوچکتر باشد، اتلاف انرژی جریان در پشت SA کمتر است (برای اصطکاک و یکسان سازی میدان سرعت در پشت SA). اما در عین حال لرزش RL به دلیل ضربه متناوب از نواحی پشت بدنه تیغه های SA به نواحی بین تیغه ای افزایش می یابد.

کمی در مورد طراحی ...

محوری توربین های هوانوردیموتورهای توربین گاز مدرن در یک طرح سازنده می توانند متفاوت باشند شکل مسیر جریان

داو = (Din+Dn) /2

1. فرم با قطر بدنه ثابت (Dn).در اینجا قطر داخلی و متوسط ​​در طول مسیر کاهش می یابد.

قطر خارجی ثابت

چنین طرحی به خوبی با ابعاد موتور (و بدنه هواپیما) مطابقت دارد. توزیع کار در مرحله به خصوص برای موتورهای توربوجت دو شفت خوب است.

با این حال، در این طرح، به اصطلاح زاویه زنگ بزرگ است که مملو از جدا شدن جریان از دیواره های داخلی محفظه و در نتیجه تلفات هیدرولیکی است.

قطر داخلی ثابت

هنگام طراحی سعی می کنند زاویه سوکت بیش از 20 درجه نباشد.

2. فرم با قطر داخلی ثابت (Dv).

قطر متوسط ​​و قطر بدنه در طول مسیر افزایش می یابد. چنین طرحی به خوبی با ابعاد موتور مطابقت ندارد. در یک موتور توربوجت، به دلیل "روند شدن" جریان از محفظه داخلی، لازم است آن را روی SA روشن کنید، که مستلزم تلفات هیدرولیکی است.

قطر متوسط ​​ثابت.

این طرح برای استفاده در موتورهای توربوفن مناسب تر است.

3. فرم با قطر متوسط ​​ثابت (Dav).قطر بدن افزایش می یابد، قطر داخلی کاهش می یابد.

این طرح دارای معایب دو مورد قبلی است. اما در عین حال، محاسبه چنین توربینی بسیار ساده است.

توربین های هواپیمای مدرن اغلب چند مرحله ای هستند. دلیل اصلی این امر (همانطور که در بالا ذکر شد) انرژی قابل دسترس زیاد توربین به عنوان یک کل است. برای اطمینان از ترکیب بهینه سرعت محیطی U و سرعت C 1 (U / C 1 - بهینه)، و در نتیجه راندمان کلی بالا و اقتصاد خوب، لازم است تمام انرژی موجود به صورت مرحله‌ای توزیع شود.

نمونه ای از توربین توربوجت سه مرحله ای.

با این حال، در همان زمان، او توربیناز نظر ساختاری پیچیده تر و سنگین تر است. با توجه به اختلاف دمای کم در هر مرحله (گسترش در تمام مراحل)، بیشتر مراحل اول در معرض دماهای بالا هستند و اغلب نیاز به خنک کننده اضافی.

توربین محوری چهار مرحله ای TVD.

بسته به نوع موتور، تعداد مراحل ممکن است متفاوت باشد. برای موتورهای توربوجت، معمولا تا سه، برای موتورهای بای پس تا 5-8 پله. معمولاً اگر موتور چند شفت باشد، توربین دارای چندین آبشار (با توجه به تعداد شفت) است که هر کدام واحد خود را به حرکت در می آورد و خود می تواند چند مرحله ای باشد (بسته به درجه بای پس).

توربین هواپیمای محوری دو شفت.

به عنوان مثال، در موتور سه شفت رولزرویس ترنت 900، توربین دارای سه مرحله است: یک مرحله برای راندن کمپرسور فشار قوی، یک مرحله برای حرکت کمپرسور میانی و پنج مرحله برای به حرکت درآوردن فن. عملکرد مشترک آبشارها و تعیین تعداد مراحل مورد نیاز در آبشارها به طور جداگانه در "تئوری موتور" توضیح داده شده است.

خودش توربین هوانوردیبه بیان ساده، سازه ای متشکل از روتور، استاتور و عناصر سازه ای کمکی مختلف است. استاتور از یک محفظه بیرونی، محفظه ها تشکیل شده است دستگاه های نازلو محفظه های بلبرینگ روتور. روتور معمولاً یک ساختار دیسکی است که در آن دیسک ها با استفاده از عناصر اضافی مختلف و روش های بست به روتور و به یکدیگر متصل می شوند.

نمونه ای از توربین توربوجت تک مرحله ای. 1 - شفت، 2 - تیغه SA، 3 - دیسک پروانه، 4 - تیغه های روتور.

بر روی هر دیسک، به عنوان پایه پروانه، تیغه های کار وجود دارد. هنگام طراحی تیغه ها به دلیل عرض کمتر لبه دیسکی که روی آن نصب می شود سعی می کنند با وتر کوچکتری اجرا کنند که باعث کاهش جرم آن می شود. اما در عین حال، برای حفظ پارامترهای توربین، افزایش طول پر ضروری است که ممکن است مستلزم پوشاندن پره ها برای افزایش استحکام باشد.

انواع قفل های احتمالی برای بستن تیغه های کار در دیسک توربین.

تیغه به دیسک با اتصال قفل. چنین اتصالی یکی از پربارترین عناصر ساختاری در موتورهای توربین گازی است.تمام بارهای درک شده توسط تیغه از طریق قفل به دیسک منتقل می شود و به مقادیر بسیار زیادی می رسد، به ویژه اینکه به دلیل اختلاف مواد، دیسک و تیغه ها دارای ضرایب انبساط خطی متفاوتی هستند و علاوه بر این، به دلیل ناهمواری میدان دما، آنها به طور متفاوتی گرم می شوند.

به منظور ارزیابی امکان کاهش بار در اینترلاک و در نتیجه افزایش قابلیت اطمینان و عمر مفید توربین، کارهای تحقیقاتی در حال انجام است که از جمله آنها آزمایشاتی بر روی تیغه های دو فلزییا کاربرد در توربین های پروانه ای بلیسک.

هنگام استفاده از تیغه های دو فلزی، به دلیل ساخت قسمت قفل تیغه از ماده ای مشابه با مواد دیسک (یا بسته شدن در پارامترها) بارهای قفل های بست آنها روی دیسک کاهش می یابد. پر تیغه از فلز دیگری ساخته شده است، پس از آن آنها با استفاده از فن آوری های خاص متصل می شوند (بی متال به دست می آید).

بلیکس ها، یعنی پروانه هایی که در آنها تیغه ها به صورت یک تکه با دیسک ساخته می شوند، به طور کلی از وجود اتصال قفل و در نتیجه تنش های غیر ضروری در مواد پروانه جلوگیری می کنند. واحدهایی از این نوع در حال حاضر در کمپرسورهای توربوفن مدرن استفاده می شوند. با این حال، برای آنها، موضوع تعمیر بسیار پیچیده تر است و امکان استفاده در دمای بالا و خنک کننده در توربین هوانوردی.

نمونه ای از بستن تیغه های کار در دیسک با استفاده از قفل های شاه ماهی.

رایج ترین روش بستن تیغه ها در دیسک های توربین با بار زیاد، اصطلاحاً استخوان ماهی است. اگر بارها متوسط ​​باشند، می توان از انواع دیگری از قفل ها که از نظر ساختاری ساده تر هستند، به عنوان مثال، استوانه ای یا T شکل استفاده کرد.

کنترل…

از آنجایی که شرایط کار توربین هوانوردیبسیار سنگین است و موضوع قابلیت اطمینان به عنوان مهمترین واحد هواپیما در اولویت قرار دارد، پس مشکل نظارت بر وضعیت عناصر سازه در درجه اول در عملیات زمینی قرار دارد. به طور خاص، این مربوط به کنترل حفره های داخلی توربین است، جایی که بیشترین بارگذاری عناصر در آن قرار دارد.

بررسی این حفره ها البته بدون استفاده از تجهیزات مدرن غیرممکن است. کنترل بصری از راه دور. برای موتورهای توربین گازی هواپیما، انواع مختلف آندوسکوپ (بورسکوپ) با این ظرفیت عمل می کنند. دستگاه های مدرن از این نوع کاملاً کامل هستند و قابلیت های بسیار خوبی دارند.

بازرسی مجرای گاز-هوای موتور توربوجت با استفاده از آندوسکوپ Vucam XO.

یک مثال واضح آندوسکوپ ویدئویی اندازه گیری قابل حمل Vucam XO شرکت آلمانی ViZaar AG است. این دستگاه با وجود اندازه و وزن کوچک (کمتر از 1.5 کیلوگرم) بسیار کاربردی است و قابلیت های چشمگیری هم برای بازرسی و هم برای پردازش اطلاعات دریافتی دارد.

Vucam XO کاملاً متحرک است. کل مجموعه در یک جعبه پلاستیکی کوچک قرار گرفته است. کاوشگر ویدئویی با تعداد زیادی آداپتور نوری به راحتی قابل تعویض دارای مفصل بندی کامل 360 درجه، قطر 6.0 میلی متر است و می تواند طول های مختلفی داشته باشد (2.2 متر؛ 3.3 متر؛ 6.6 متر).

بازرسی بورسکوپیک موتور هلیکوپتر با استفاده از آندوسکوپ Vucam XO.

بررسی‌های بورسکوپی با استفاده از چنین آندوسکوپ‌هایی در مقررات برای همه موتورهای هواپیمای مدرن پیش‌بینی شده است. در توربین ها معمولا مسیر جریان بررسی می شود. پروب آندوسکوپ به داخل حفره های داخلی نفوذ می کند توربین هوانوردیاز طریق ویژه پورت های کنترل.

پورت های کنترل بورسکوپی روی محفظه توربین توربوجت CFM56.

آنها سوراخ هایی در محفظه توربین هستند که با شاخه های مهر و موم شده (معمولاً رزوه ای، گاهی اوقات فنری) بسته می شوند. بسته به قابلیت های آندوسکوپ (طول پروب)، ممکن است نیاز به چرخاندن شفت موتور باشد. پره های (SA و RL) مرحله اول توربین از طریق پنجره های روی محفظه محفظه احتراق و پره های مرحله آخر از طریق نازل موتور قابل مشاهده هستند.

این باعث افزایش دما می شود ...

یکی از جهت گیری های کلی برای توسعه موتورهای توربین گاز از همه طرح ها، افزایش دمای گاز در جلوی توربین است. این امکان افزایش قابل توجه رانش را بدون افزایش مصرف هوا فراهم می کند که می تواند منجر به کاهش ناحیه جلویی موتور و افزایش رانش جلویی خاص شود.

در موتورهای مدرن، دمای گاز (بعد از مشعل) در خروجی از محفظه احتراق می تواند به 1650 درجه سانتیگراد (با تمایل به افزایش) برسد، بنابراین، برای عملکرد عادی توربین در چنین بارهای حرارتی بالا، لازم است اقدامات ویژه و اغلب محافظتی را انجام دهید.

اولین (و ساده ترین این وضعیت)- استفاده مواد مقاوم در برابر حرارت و مقاوم در برابر حرارت، هم آلیاژهای فلزی و هم (در آینده) مواد کامپوزیتی و سرامیکی ویژه که برای تولید پر بارترین قطعات توربین - پره های نازل و روتور و همچنین دیسک ها استفاده می شود. پر بارترین آنها، شاید تیغه های کار باشد.

آلیاژهای فلزی عمدتاً آلیاژهای مبتنی بر نیکل (نقطه ذوب - 1455 درجه سانتیگراد) با مواد افزودنی آلیاژی مختلف هستند. تا 16 نوع از عناصر آلیاژی مختلف به آلیاژهای مدرن مقاوم در برابر حرارت و مقاوم در برابر حرارت اضافه می شود تا حداکثر ویژگی های درجه حرارت بالا را به دست آورند.

شیمیایی عجیب و غریب ...

در میان آنها، به عنوان مثال، کروم، منگنز، کبالت، تنگستن، آلومینیوم، تیتانیوم، تانتالیم، بیسموت و حتی رنیم یا به جای روتنیم و دیگران. به ویژه در این زمینه امیدوارکننده رنیم است (Re-rhenium، مورد استفاده در روسیه)، که اکنون به جای کاربیدها استفاده می شود، اما بسیار گران است و ذخایر آن کم است. استفاده از سیلیسید نیوبیوم نیز امیدوار کننده در نظر گرفته می شود.

علاوه بر این، سطح تیغه اغلب با یک پوشش خاص که با استفاده از یک فناوری خاص اعمال می شود، پوشانده می شود. لایه محافظ حرارتی(پوشش ضد حرارت - پوشش مانع حرارتی یا TVS) ، که میزان جریان گرما را به بدنه تیغه کاهش می دهد (عملکردهای سد حرارتی) و از خوردگی گاز محافظت می کند (عملکردهای مقاوم در برابر حرارت).

نمونه ای از پوشش محافظ حرارتی. ماهیت تغییر دما در سطح مقطع تیغه نشان داده شده است.

شکل (میکرو عکس) یک لایه محافظ حرارتی بر روی تیغه توربین پرفشار یک موتور توربوفن مدرن را نشان می دهد. در اینجا TGO (اکسید رشد کرده حرارتی) یک اکسید در حال رشد حرارتی است. بستر - ماده اصلی تیغه؛ کت باند - لایه انتقال. ترکیب مجموعه های سوخت اکنون شامل نیکل، کروم، آلومینیوم، ایتریم و غیره است. کارهای آزمایشی نیز بر روی استفاده از پوشش های سرامیکی مبتنی بر اکسید زیرکونیوم تثبیت شده توسط اکسید زیرکونیوم (توسعه توسط VIAM) در حال انجام است.

مثلا…

آلیاژهای نیکل مقاوم در برابر حرارت از شرکت Special Metals - ایالات متحده آمریکا، که از دوران پس از جنگ شروع شده و در حال حاضر مورد استفاده قرار می‌گیرند، در موتورسازی کاملاً شناخته شده‌اند که حاوی حداقل 50 درصد نیکل و 20 درصد کروم، و همچنین تیتانیوم، آلومینیوم و بسیاری دیگر هستند. اجزای اضافه شده در مقادیر کم. .

بسته به هدف پروفیل (RL، SA، دیسک های توربین، عناصر مسیر جریان، نازل ها، کمپرسورها و غیره، و همچنین کاربردهای غیرهوایی)، ترکیب و خواص آنها، در گروه هایی ترکیب می شوند که هر یک شامل می شود. انواع مختلف آلیاژها

تیغه های توربین رولزرویس ننه ساخته شده از آلیاژ Nimonic 80A.

برخی از این گروه ها Nimonic، Inconel، Incoloy، Udimet/Udimar، Monel و غیره هستند. به عنوان مثال، آلیاژ Nimonic 90 که در سال 1945 توسعه یافت و برای ساخت عناصر استفاده شد توربین های هواپیما(عمدتاً تیغه ها)، نازل ها و قطعات هواپیما، دارای ترکیبی است: نیکل - 54٪ حداقل، کروم - 18-21٪، کبالت - 15-21٪، تیتانیوم - 2-3٪، آلومینیوم - 1-2٪، منگنز. - 1٪، زیرکونیوم -0.15٪ و سایر عناصر آلیاژی (در مقادیر کم). این آلیاژ تا به امروز تولید می شود.

در روسیه (اتحادیه جماهیر شوروی)، VIAM (موسسه تحقیقاتی تمام روسیه مواد هوانوردی) این نوع آلیاژها و سایر مواد مهم را برای موتورهای توربین گازی با موفقیت توسعه داده و دارد. در دوره پس از جنگ، مؤسسه آلیاژهای تغییر شکل پذیر (نوع EI437B) را توسعه داد، از ابتدای دهه 60، مجموعه ای کامل از آلیاژهای ریخته گری با کیفیت بالا را ایجاد کرد (در این مورد در زیر بیشتر می شود).

با این حال، تقریباً تمام مواد فلزی مقاوم در برابر حرارت می توانند تا حدود ≈ 1050 درجه سانتی گراد را بدون خنک شدن تحمل کنند.

از همین رو:

دومین معیار پرکاربرداین نرم افزار سیستم های خنک کننده مختلفتیغه ها و سایر عناصر ساختاری توربین های هواپیما. با وجود استفاده از آلیاژهای جدید مقاوم در برابر حرارت و روش های خاص برای ساخت عناصر، هنوز نمی توان بدون خنک کننده در موتورهای توربین گاز مدرن انجام داد.

در بین سیستم های خنک کننده، دو حوزه وجود دارد: سیستم ها باز کنو بسته. سیستم های بسته می توانند از گردش اجباری سیال انتقال حرارت در سیستم تیغه-رادیاتور استفاده کنند یا از اصل "اثر ترموسیفون" استفاده کنند.

در روش دوم، حرکت مایع خنک کننده تحت تأثیر نیروهای گرانشی رخ می دهد، زمانی که لایه های گرمتر لایه های سردتر را جابجا می کنند. برای مثال در اینجا می توان از سدیم یا آلیاژی از سدیم و پتاسیم به عنوان حامل گرما استفاده کرد.

با این حال، سیستم های بسته در عمل هوانوردی به دلیل تعداد زیاد مشکلاتی که حل آنها دشوار است و در مرحله تحقیقات تجربی هستند، استفاده نمی شود.

طرح خنک کننده تقریبی برای یک توربین توربوجت چند مرحله ای. مهر و موم بین SA و روتور نشان داده شده است. الف - شبکه ای از پروفیل برای چرخاندن هوا به منظور پیش خنک شدن آن.

اما در کاربرد عملی گسترده هستند سیستم های خنک کننده باز. مبرد در اینجا هوا است که معمولاً با توجه به مراحل مختلف کمپرسور در داخل پره های توربین، در فشارهای متفاوتی تامین می شود. بسته به حداکثر دمای گازی که در آن استفاده از این سیستم ها توصیه می شود، آنها را می توان به سه نوع تقسیم کرد: همرفتی، فیلم همرفتی(یا رگبار) و متخلخل.

با خنک کننده همرفتی، هوا از طریق کانال های مخصوص در داخل تیغه تامین می شود و با شستن گرم ترین مناطق داخل آن، در مناطقی با فشار کمتر به جریان می رود. در این مورد، بسته به شکل کانال های آن، می توان از طرح های مختلفی برای سازماندهی جریان هوا در تیغه ها استفاده کرد: طولی، عرضی یا حلقه ای (مخلوط یا پیچیده).

انواع خنک کننده: 1 - همرفتی با منحرف کننده، 2 - فیلم همرفتی، 3 - متخلخل. تیغه 4 - پوشش محافظ حرارتی.

ساده ترین طرح با کانال های طولی در امتداد پر. در اینجا، خروجی هوا معمولاً در قسمت بالایی تیغه از طریق قفسه کفن سازماندهی می شود. در چنین طرحی، عدم یکنواختی دمای نسبتاً زیادی در امتداد ایرفویل تیغه وجود دارد - تا 150-250 درجه، که بر خواص مقاومتی تیغه تأثیر منفی می گذارد. این طرح در موتورهایی با دمای گاز تا ≈ 1130ºС استفاده می شود.

یک راه دیگر خنک کننده همرفتی(1) دلالت بر وجود یک منحرف کننده ویژه در داخل پر دارد (یک پوسته جدار نازک در داخل پر قرار داده شده است) که به تامین هوای خنک کننده ابتدا به گرم ترین مناطق کمک می کند. دفلکتور نوعی نازل را تشکیل می دهد که هوا را به جلوی تیغه می دمد. به نظر می رسد خنک کننده جت گرم ترین قسمت است. علاوه بر این، هوا، با شستن بقیه سطح، از سوراخ های باریک طولی در قلم خارج می شود.

تیغه توربین موتور CFM56.

در چنین طرحی، ناهمواری دما بسیار کمتر است، علاوه بر این، خود منحرف کننده که در امتداد چندین تسمه عرضی متمرکز به تیغه وارد می شود، به دلیل خاصیت ارتجاعی، به عنوان دمپر عمل می کند و ارتعاشات تیغه ها را کاهش می دهد. این طرح در حداکثر دمای گاز ≈ 1230 درجه سانتیگراد استفاده می شود.

طرح موسوم به نیم حلقه امکان دستیابی به یک میدان دمایی نسبتا یکنواخت را در تیغه فراهم می کند. این امر با انتخاب تجربی محل دنده ها و پین های مختلف که جریان هوا را در داخل بدنه تیغه هدایت می کنند به دست می آید. این مدار حداکثر دمای گاز را تا 1330 درجه سانتی گراد اجازه می دهد.

تیغه های نازل همانند کارگران به صورت همرفتی خنک می شوند. آنها معمولاً به صورت دو حفره با دنده ها و پین های اضافی برای تشدید فرآیند خنک سازی ساخته می شوند. هوای با فشار بالاتر به حفره جلویی در لبه جلویی نسبت به حفره عقب (به دلیل مراحل مختلف کمپرسور) وارد می شود و به مناطق مختلف لوله رها می شود تا حداقل اختلاف فشار لازم برای اطمینان از سرعت هوای مورد نیاز در داخل دستگاه حفظ شود. کانال های خنک کننده

نمونه هایی از روش های ممکن برای خنک کردن پره های روتور. 1 - همرفتی، 2 - فیلم همرفتی، 3 - فیلم همرفتی با کانال های حلقه پیچیده در تیغه.

خنک کننده فیلم همرفتی (2) در دمای گاز حتی بالاتر - تا 1380 درجه سانتیگراد استفاده می شود. با این روش بخشی از هوای خنک کننده از طریق سوراخ های مخصوص تیغه به سطح بیرونی آن رها می شود و در نتیجه نوعی فیلم مانع، که تیغه را از تماس با جریان گاز داغ محافظت می کند. این روش هم برای تیغه های کاری و هم برای تیغه های نازل استفاده می شود.

راه سوم خنک کننده متخلخل است (3). در این حالت، میله قدرت تیغه با کانال های طولی با یک ماده متخلخل ویژه پوشانده شده است، که امکان آزادسازی یکنواخت و دوز خنک کننده را به کل سطح تیغه، شسته شده توسط جریان گاز، ممکن می سازد.

این هنوز یک روش امیدوارکننده است که در عمل انبوه استفاده از موتورهای توربین گازی به دلیل مشکلات انتخاب مواد متخلخل و احتمال زیاد مسدود شدن نسبتاً سریع منافذ استفاده نمی شود. با این حال، اگر این مشکلات حل شود، دمای احتمالی گاز با این نوع خنک کننده می تواند به 1650 درجه سانتیگراد برسد.

دیسک‌های توربین و محفظه‌های CA نیز به دلیل مراحل مختلف کمپرسور هنگام عبور از حفره‌های داخلی موتور با شستشوی قطعات خنک‌شده و رهاسازی بعدی در مسیر جریان، توسط هوا خنک می‌شوند.

با توجه به نسبت فشار نسبتاً بالا در کمپرسورهای موتورهای مدرن، خود هوای خنک کننده می تواند دمای نسبتاً بالایی داشته باشد. بنابراین، برای بهبود راندمان خنک کننده، اقداماتی برای کاهش این دما از قبل انجام می شود.

برای انجام این کار می توان هوا را قبل از وارد شدن به توربین روی پره ها و دیسک ها از توری های مخصوص پروفیل مشابه توربین SA عبور داد که در آن هوا در جهت چرخش پروانه، منبسط و خنک می شود. همزمان. مقدار خنک کننده می تواند 90-160 درجه باشد.

برای همین سرمایش می توان از رادیاتورهای هوا به هوا که توسط هوای ثانویه خنک می شوند استفاده کرد. در موتور AL-31F، چنین رادیاتوری دما را به 220 درجه در پرواز و 150 درجه در زمین کاهش می دهد.

برای نیازهای خنک کننده توربین هوانوردیمقدار کافی هوا از کمپرسور گرفته می شود. در موتورهای مختلف - تا 15-20٪. این به طور قابل توجهی تلفاتی را که در محاسبه ترموگازدینامیک موتور در نظر گرفته می شود افزایش می دهد. برخی از موتورها دارای سیستم‌هایی هستند که در شرایط کم کارکرد موتور، هوای خنک‌کننده را کاهش می‌دهند (یا کلاً آن را می‌بندند)، که تأثیر مثبتی بر راندمان دارد.

طرح خنک کننده مرحله 1 موتور توربوفن NK-56. همچنین مهر و موم لانه زنبوری و یک نوار برش خنک کننده در حالت های کارکرد موتور کاهش یافته نشان داده شده است.

هنگام ارزیابی کارایی سیستم خنک کننده، معمولاً تلفات هیدرولیکی اضافی روی تیغه ها به دلیل تغییر شکل آنها در هنگام انتشار هوای خنک کننده در نظر گرفته می شود. راندمان یک توربین خنک شده واقعی حدود 3-4 درصد کمتر از یک توربین خنک نشده است.

چیزی در مورد ساخت تیغه ...

در موتورهای جت نسل اول، پره های توربین عمدتاً ساخته می شدند روش مهر زنیبه دنبال پردازش طولانی با این حال، در دهه 1950، متخصصان VIAM به طور قانع کننده ای ثابت کردند که این آلیاژهای ریخته گری بوده و نه آلیاژهای فرفورژه، چشم انداز افزایش سطح مقاومت حرارتی تیغه ها را باز می کند. به تدریج، گذار به این جهت جدید (از جمله در غرب) انجام شد.

در حال حاضر از فناوری ریخته‌گری دقیق بدون ضایعات در تولید استفاده می‌شود که امکان تولید تیغه‌هایی با حفره‌های داخلی پروفیل شده ویژه را فراهم می‌کند که برای عملکرد سیستم خنک‌کننده (به اصطلاح فناوری) استفاده می‌شود. ریخته گری سرمایه گذاری).

این در واقع تنها راه در حال حاضر برای به دست آوردن تیغه های خنک شده است. همچنین با گذشت زمان بهبود یافت. در مراحل اولیه با استفاده از فناوری قالب گیری تزریقی، تیغه هایی با اندازه های مختلف تولید شد. دانه های کریستالیزاسیون، که به طور نامطمئنی با یکدیگر قفل شده بودند که به طور قابل توجهی استحکام و عمر مفید محصول را کاهش داد.

بعداً با استفاده از اصلاح‌کننده‌های خاص شروع به تولید تیغه‌های سرد شده ریخته‌گری با دانه‌های ساختاری یکنواخت، هم محور و ریز کردند. برای این منظور، در دهه 1960، VIAM اولین آلیاژهای خانگی مقاوم در برابر حرارت را برای ریخته‌گری ZhS6، ZhS6K، ZhS6U، VZhL12U توسعه داد.

دمای عملیاتی آنها 200 درجه بالاتر از آلیاژ قابل تغییر شکل ( آهنگری) EI437A/B (KhN77TYu/YuR) بود که در آن زمان رایج بود. تیغه های ساخته شده از این مواد حداقل 500 ساعت بدون علائم خرابی قابل مشاهده بوده اند. این نوع فناوری ساخت هنوز هم امروزه مورد استفاده قرار می گیرد. با این وجود، مرزهای دانه ها نقطه ضعف ساختار تیغه باقی می مانند و در امتداد آنها است که تخریب آن آغاز می شود.

بنابراین، با رشد ویژگی های بار کار مدرن توربین های هواپیما(فشار، دما، بارهای گریز از مرکز)، توسعه فناوری های جدید برای ساخت تیغه ها ضروری شد، زیرا ساختار چند دانه ای دیگر از بسیاری جهات شرایط عملیاتی سنگین را برآورده نمی کند.

نمونه هایی از ساختار مواد مقاوم در برابر حرارت تیغه های روتور. 1 - اندازه دانه هم محور، 2 - تبلور جهت دار، 3 - تک کریستال.

بدین ترتیب ظاهر شد " روش تبلور جهت دار". با این روش، نه دانه های فلزی هم محور منفرد در ریخته گری سخت شدن تیغه، بلکه کریستال های ستونی بلندی که به شدت در امتداد محور تیغه کشیده شده اند، تشکیل می شود. این نوع ساختار به طور قابل توجهی مقاومت در برابر شکست تیغه را افزایش می دهد. مانند جارویی است که شکستن آن بسیار سخت است، هرچند هر یک از شاخه های تشکیل دهنده آن بدون مشکل می شکند.

این فناوری متعاقباً به یک فناوری حتی پیشرفته تر تبدیل شد. روش ریخته گری تک کریستالوقتی یک تیغه عملاً یک کریستال کامل است. این نوع تیغه در حال حاضر در مدرن نیز نصب می شود توربین های هوانوردی. برای ساخت آنها از آلیاژهای ویژه از جمله آلیاژهای به اصطلاح حاوی رنیم استفاده می شود.

در دهه 70 و 80، VIAM آلیاژهایی را برای ریخته گری پره های توربین با تبلور جهت دار توسعه داد: ZhS26، ZhS30، ZhS32، ZhS36، ZhS40، VKLS-20، VKLS-20R. و در دهه 90 - آلیاژهای مقاوم در برابر خوردگی با عمر طولانی: ZhSKS1 و ZhSKS2.

علاوه بر این، با کار در این راستا، VIAM از ابتدای سال 2000 تا به امروز آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت با رنیم بالا از نسل سوم ایجاد کرده است: VZhM1 (9.3٪ Re)، VZhM2 (12٪ Re)، ZhS55 (9٪ Re) و VZhM5 (4٪ Re ). برای بهبود بیشتر ویژگی ها در 10 سال گذشته، مطالعات تجربی انجام شده است که منجر به آلیاژهای حاوی رنیوم-روتنیوم از نسل چهارم - VZhM4 و پنجم VZhM6 شد.

به عنوان دستیار ...

همانطور که قبلا ذکر شد، در موتورهای توربین گازی فقط از توربین های راکتیو (یا فعال- واکنشی) استفاده می شود. با این حال، در پایان، شایان ذکر است که در میان موارد استفاده شده است توربین های هواپیمافعال نیز وجود دارد. آنها عمدتاً وظایف ثانویه را انجام می دهند و در عملکرد موتورهای اصلی شرکت نمی کنند.

و با این حال نقش آنها اغلب بسیار مهم است. در این مورد، در مورد استارت های هوابرای اجرا استفاده می شود . انواع مختلفی از دستگاه های استارت برای چرخاندن روتورهای موتورهای توربین گازی استفاده می شود. استارت هوا شاید برجسته ترین مکان را در میان آنها اشغال کند.

توربوفن استارت هوا.

این واحد، در واقع، با وجود اهمیت توابع، اساساً بسیار ساده است. واحد اصلی در اینجا یک توربین فعال یک یا دو مرحله ای است که روتور موتور را از طریق جعبه دنده و جعبه محرک (معمولاً روتور کم فشار در موتورهای توربوفن) می چرخاند.

محل استارت هوا و خط کار آن روی موتور توربوفن،

خود توربین توسط جریانی از هوا که از یک منبع زمینی، یا یک APU داخلی یا از موتور هواپیمای دیگری که از قبل در حال کار است، می‌چرخد. در یک نقطه مشخص از چرخه استارت، استارت به طور خودکار قطع می شود.

در چنین واحدهایی بسته به پارامترهای خروجی مورد نیاز می توان از آن نیز استفاده کرد توربین های شعاعی. همچنین می توان از آنها در سیستم های تهویه مطبوع در کابین هواپیما به عنوان عنصری از یک توربو کولر استفاده کرد که در آن از اثر انبساط و کاهش دمای هوا بر روی توربین برای خنک کردن هوای ورودی به کابین استفاده می شود.

علاوه بر این، هر دو توربین محوری و شعاعی فعال در سیستم های توربوشارژ موتورهای هواپیمای رفت و برگشتی استفاده می شوند. این عمل حتی قبل از تبدیل شدن توربین به مهمترین واحد GTE آغاز شد و تا امروز ادامه دارد.

نمونه ای از استفاده از توربین های شعاعی و محوری در دستگاه های کمکی.

سیستم های مشابه با استفاده از توربوشارژر در خودروها و به طور کلی در سیستم های مختلف تامین هوای فشرده استفاده می شود.

بنابراین، توربین هوانوردی از نظر کمکی به خوبی به مردم خدمت می کند.

———————————

خب، این احتمالاً برای امروز تمام است. در واقع، هم از نظر اطلاعات تکمیلی و هم از نظر توصیف کاملتر آنچه قبلاً گفته شد، هنوز چیزهای زیادی برای نوشتن وجود دارد. موضوع بسیار گسترده است. با این حال، درک بی نهایت غیرممکن است :-). برای یک آشنایی کلی شاید کافی باشد. ممنون که تا آخر خواندید.

تا اینکه دوباره همدیگر را ببینیم…

در انتهای تصویر، "بی جا" در متن.

نمونه ای از توربین توربوجت تک مرحله ای.

مدل آئولیپیل هرون در موزه کیهان‌شناسی کالوگا.

مفصل بندی پروب ویدئویی آندوسکوپ Vucam XO.

صفحه نمایش آندوسکوپ چند منظوره Vucam XO.

آندوسکوپ Vucam XO.

نمونه ای از پوشش محافظ حرارتی روی تیغه های CA موتور GP7200.

صفحات لانه زنبوری که برای مهر و موم استفاده می شود.

انواع احتمالی عناصر مهر و موم لابیرنت.

مهر لانه زنبوری هزارتو.

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

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

نوشته شده در http://www.allbest.ru/

وزارت آموزش و پرورش و علوم فدراسیون روسیه

آژانس فدرال آموزش

دانشگاه هوافضای دولتی سامارا

به نام آکادمیسین S.P. ملکه

گروه تئوری موتورهای هواپیما

کار دوره

در درس: "تئوری و محاسبه ماشین های تیغه ای"

طراحی توربین محوریهواپیماییموتورJT9 D20

سامارا 2008

ورزش

انجام یک محاسبه طراحی پارامترهای اصلی توربوشارژر فشار قوی و ساخت بخش نصف النهاری از توربین فشار قوی موتور توربوفن JT9D-70A، انجام محاسبه ترمودینامیکی توربین، محاسبه سینماتیکی مرحله دوم توربین، و پروفیل تیغه پروانه را در سه بخش آستین، میانی و محیطی نمایان می کند.

پارامترهای اولیه توربین از محاسبات ترمودینامیکی موتور در حالت تیک آف (H P = 0 و M P = 0) مشخص می شود.

جدول 1. داده های اولیه برای طراحی توربین

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

انشا

دوره آموزشی طراحی ترموگازدینامیک توربین محوری JT9D20.

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

توربین، کمپرسور، قسمت جریان، چرخ کار، دستگاه نازل، مرحله، زاویه خروجی جریان، زاویه موثر، زاویه تنظیم نمایه، گودال شبکه، عرض شبکه

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

کنوانسیون ها

D - قطر، متر؛

قطر بوش نسبی؛

h - ارتفاع تیغه، متر؛

F - سطح مقطع، متر 2؛

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

H - ارتفاع پرواز، کیلومتر؛ سر کمپرسور، کیلوژول بر کیلوگرم؛

i - آنتالپی خاص، kJ/kg؛

k شاخص ایزنتروپیک است.

l - طول، متر؛

M - عدد ماخ؛

n - سرعت، 1/min.

Р - فشار، کیلو پاسکال؛

کاهش سرعت؛

s - سرعت جریان، m/s.

q()، ()، () - توابع دینامیکی گاز از;

R - ثابت گاز، kJ/kggrad.

L * k(t) - کار خاص کمپرسور (توربین)؛

k(t) - کارایی کمپرسور (توربین)؛

S - عرض محوری تاج، متر؛

T - دما، K؛

منبع اختصاص یافته، h;

V - سرعت پرواز، متر بر ثانیه؛

z - تعداد مراحل؛

k، t - درجه افزایش (کاهش) فشار کل.

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

عامل تغییر جریان جرم؛

U - سرعت محیطی، متر بر ثانیه؛

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

اندازه شکاف، متر؛

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

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

شاخص ها

الف - جزء محوری؛

ج - بخش هوا در ورودی کمپرسور

دریچه - پنکه

vzl - برخاستن؛

w - بخش بوش؛

د - بخش گازها در خروجی توربین

k - بخش کمپرسور در خروجی کمپرسور

kr - انتقادی

ks - محفظه احتراق

n - مقطع جریان دست نخورده

روشن - دستگاه راهنما؛

خنک - خنک کننده؛

n - پارامتر پرواز، قطر محیطی؛

pr - پارامترهای داده شده؛

ps - مرحله نگهداری

s - پارامترهای ایزنتروپیک؛

ج - بخش دوم در خروجی نازل

cp - پارامتر میانگین.

st - پارامتر مرحله؛

t - بخش سوخت توربین در ورودی توربین

h - ساعتی

* - پارامترهای ترمز.

اختصارات

HP - فشار بالا؛

LP - فشار کم؛

VNA - پره راهنمای ورودی؛

GDF - توابع دینامیکی گاز

GTE - موتور توربین گاز

بهره وری - ضریب کارایی;

روشن - پره راهنما؛

RK - پروانه؛

SA - دستگاه نازل توربین؛

SAU - شرایط جوی استاندارد

موتور توربوفن - موتور بای پس توربوجت.

معرفی

1. محاسبه طراحی پارامترهای اصلی توربین فشار قوی

1.1 محاسبه پارامترهای هندسی و عملکردی توربین HP

1.2 ساخت بخش نصف النهار مسیر جریان توربین HP

2. محاسبه دینامیک گاز توربین HP

2.1 توزیع افت حرارت بر اساس مراحل

2.2 محاسبه گام با قطر متوسط

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

2.4 محاسبه پارامترهای جریان در شعاع های مختلف

نتیجه

فهرست منابع استفاده شده

معرفی

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

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

1. محاسبه طراحی پارامترهای اصلی توربین بالا

فشار

1.1 محاسبه پارامترهای هندسی و رژیم توربین های HP

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

شکل 1. - مدل هندسی یک توربین محوری

1. مقدار نسبت D cf / h 2 (h 2 - ارتفاع پره های روتور در خروجی توربین HP) با فرمول تعیین می شود.

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

ما e t \u003d 15 10 3 m 2 / s 2 را می پذیریم. سپس:

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

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

ناحیه حلقوی در ورودی به SA توربین HP:

3. مساحت حلقوی در خروجی توربین را محاسبه کنید. برای انجام این کار، مقدار مولفه سرعت محوری در خروجی توربین به طور اولیه تخمین زده می شود. ما قبول داریم که /= 1.5; . سپس

4. با توجه به مقدار انتخاب شده، ارتفاع تیغه کار در خروجی توربین HP تعیین می شود:

5. قطر متوسط ​​در خروجی توربین HP

6. قطر محیطی در خروجی شیر:

7. قطر آستین در خروجی شیر:

8. شکل قسمت جریان به نظر می رسد: بنابراین:

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

9. قطر محیطی دستگاه نازل در ورودی توربین HP:

10. قطر آستین در ورودی توربین HP:

11. سرعت روتور توربین HP:

1.2 ساخت بخش نصف النهار جریانقطعات

توربین های HP

وجود شکل نصف النهار مسیر جریان برای تعیین قطرهای مشخصه ضروری استدی در هر بخش کنترل مرحله، و نه تنها در بخش های "0" و "2". این قطرها به عنوان مبنایی برای انجام، به عنوان مثال، محاسبه پارامترهای جریان در شعاع های مختلف مسیر جریان، و همچنین طراحی بخش های کنترل ایرفویل تیغه عمل می کنند.

1. عرض تاج دستگاه نازل مرحله اول:

kSA = 0.06 را قبول کنید

2. عرض حلقه پروانه مرحله اول:

قبول kRK = 0.045

3. عرض تاج دستگاه نازل مرحله دوم:

4. عرض حلقه پروانه مرحله دوم:

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

فاصله محوری بین دستگاه نازل و پروانه مرحله اول:

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

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

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

2 . جی محاسبه آزودینامیک توربین VD

2.1 توزیعکاهش افت حرارت با مراحل

پارامترهای ترمودینامیکی سیال عامل در ورودی وخروج از پله ها

1. مقدار متوسط ​​افت حرارت در هر مرحله را بیابید

.

افت حرارت آخرین مرحله برابر است با:

تایید کنید:

کیلوژول بر کیلوگرم

سپس: کیلوژول بر کیلوگرم

2. تعیین درجه واکنش (برای مرحله دوم)

متر

; ; .

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

; ;

; ; .

4. مقدار کار ایزنتروپیک را در مرحله ای که گاز تا فشار منبسط می شود، محاسبه کنید.

تایید کنید:

.

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

; .

6. محاسبه میزان کاهش گاز در مرحله:

.

7. فشار کل در ورودی مرحله را تعیین کنید:

,

8. زاویه خروج جریان از RC را می پذیریم.

9. توابع دینامیک گاز در خروجی از صحنه

; .

10. فشار استاتیک در پایین دست

.

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

; .

12. ارزش کار ایزنتروپیک در مرحله ای که گاز از فشار به منبسط می شود

.

2.2 محاسبه مرحله بر اساس میانگین در قطر در

پارامترهای جریان پشت نازل

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

.

2. سرعت جریان ایزنتروپیک کاهش یافته در خروجی SA را تعیین کنید:

;

3. ضریب سرعت CA پذیرفته می شود:

.

4. توابع دینامیک گاز جریان در خروجی SA:

; .

5. ضریب بازیابی فشار کل را از جدول تعیین کنید:

.

6. زاویه خروج جریان از تیغه های نازل:

;

جایی که.

7. زاویه انحراف جریان در مقطع مایل SA:

.

8. زاویه موثر در خروجی آرایه نازل

.

9. زاویه نصب پروفیل در شبکه با توجه به نمودار، بسته به.

تایید کنید: ؛

;

.

10. آکورد پروفیل تیغه SA

.

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

12. فاصله شبکه SA بهینه در تقریب اول

.

13. تعداد بهینه تیغه SA

.

ما می پذیریم.

14. مقدار نهایی گام بهینه تیغه های SA

.

15. اندازه گلو کانال SA

.

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

; .

17. فشار استاتیک در شکاف بین SA و RK

.

18. سرعت واقعی گاز در خروجی SA

.

19. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی SA

;

; .

20. چگالی گاز در خروجی SA

.

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

;

.

22. جزء محیطی سرعت جریان نسبی در ورودی AC

.

23. زاویه ورود جریان به RC در حرکت نسبی

.

24. سرعت جریان نسبی در ورودی به AC

.

25. پارامترهای ترمودینامیکی گاز در ورودی AC

;

; .

26. کاهش سرعت جریان در حرکت نسبی

.

27. فشار کل در حرکت نسبی هوا

.

پارامترهای جریان در خروجی RC

28. پارامترهای جریان ترمودینامیکی

;

;.

29. سرعت جریان ایزنتروپیک در حرکت نسبی

.

30. کاهش سرعت جریان ایزنتروپیک در حرکت نسبی:

.

قبول می کنیم، چون حرکت نسبی حرکت ایزوله از انرژی است.

31. کاهش سرعت جریان در حرکت نسبی

بپذیریم:

,

سپس:

; .

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

.

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

بیایید محاسبه کنیم:

;

.

34. از جدول زاویه انحراف جریان در قسمت مایل پره های روتور را تعیین می کنیم:

.

35. زاویه موثر در خروجی DC

.

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

بیایید محاسبه کنیم:;

.

37. آکورد پروفیل تیغه RK

.

38. مقدار فاصله شبکه نسبی بهینه جمهوری قزاقستان از جداول تعیین می شود:

.

39. گام نسبی شبکه RK در تقریب اول

.

40. تعداد بهینه تیغه RK

.

ما می پذیریم.

41. مقدار نهایی گام بهینه تیغه های جمهوری قزاقستان

.

42. اندازه گلو کانال تیغه های کار

.

43. سرعت نسبی در خروج از جمهوری قزاقستان

44. آنتالپی و دمای گاز در خروجی RC

; .

45. چگالی گاز در خروجی RC

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

;

.

47. جزء محیطی سرعت جریان مطلق در پشت RC

48. سرعت گاز مطلق در پشت RK

.

49. زاویه خروج جریان از RC در حرکت مطلق

50. آنتالپی کل گاز در پشت RC

.

2.3 محاسبه عملکرد موثر مرحله با در نظر گرفتن تلفات اصطکاک

دیسک و در فاصله شعاعی

برای تعیین عملکرد مؤثر استیج، لازم است تلفات انرژی مربوط به نشت سیال کار به فضای خالی شعاعی و اصطکاک دیسک مرحله در برابر گاز در نظر گرفته شود. برای این تعریف می کنیم:

51. کار خاص گاز بر روی تیغه های جمهوری قزاقستان

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

در طراحی های توربین های مدرن GTE معمولاً از بانداژهایی با مهر و موم های لابیرنتی بر روی پروانه ها برای کاهش نشتی استفاده می شود. نشت از طریق چنین مهر و موم با فرمول محاسبه می شود:

ما ضریب جریان مهر و موم لابیرنت را می پذیریم:

مساحت شکاف از عبارت زیر تعیین می شود:

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

; .

فشار محیطی

نسبت فشار آب بندی

ما تعداد گوش ماهی را می پذیریم:

از دست دادن نشت

53. اتلاف انرژی در اثر اصطکاک دیسک مرحله روی گاز

,

که در آن D 1w مطابق ترسیم قسمت جریان گرفته شده است

54. اتلاف کل انرژی در اثر نشت و اصطکاک دیسک

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

;

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

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

58. عملیات موثر واقعی یک مرحله

59. کارایی واقعی مراحل

60. تفاوت بین اثر واقعی و اثر داده شده

که 0.78 درصد است.

2.4 محاسبه پارامترها جریان در شعاع های مختلف

چرخ پره فشار توربین

در مقادیر D cf / h l< 12 по высоте лопатки возникает переменность параметров потока, определяемая влиянием центробежных сил и изменением окружной скорости. В этом случае для снижения потерь энергии лопатки необходимо выполнять закрученными. Применение закона закрутки dб/dr = 0 позволяет повысить технологическое качество лопаток. Применение закона б 1 =const позволяет выполнять сопловые венцы с б 1л =const, а закон б 2 =const позволяет улучшить технологичность лопаток соплового венца последующей ступени.

تعیین پارامترهای بخش اسپیگوت تیغه

1. قطر بوش نسبی

2. زاویه خروج جریان در حرکت مطلق

3. نسبت سرعت

4. دبی مطلق در خروجی SA

5. جزء محیطی سرعت مطلق

6. جزء محوری سرعت مطلق

7. سرعت ایزنتروپیک خروج گاز از SA

8. پارامترهای ترمودینامیکی در خروجی SA

; ;

;

; .

9. فشار استاتیک

.

10. چگالی گاز

11. سرعت محیطی در قسمت آستین در ورودی RC

12. مولفه محیطی سرعت نسبی در ورودی DC

13. زاویه ورود جریان به RC در حرکت نسبی

.

14. سرعت نسبی در هاب

15. پارامترهای ترمودینامیکی در ورودی RC در حرکت نسبی

,

,

16. فشار کل در ورودی به شیر در حرکت نسبی

17. کاهش سرعت نسبی در ورودی RC

پارامترها در بخش محیطی

18. مربوط می شود. قطر بخش محیطی

19. زاویه خروج جریان از SA در حرکت مطلق

20. نسبت سرعت

21. سرعت مطلق در خروجی SA

22. مولفه های محیطی و محوری سرعت مطلق

23. سرعت ایزنتروپیک خروج گاز از SA

24. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی SA

;

, ; .

25. فشار استاتیک

26. چگالی گاز

27. سرعت محیطی چرخش چرخ در حاشیه

28. مولفه محیطی سرعت نسبی در ورودی RC

29. زاویه ورود جریان به RC در حرکت نسبی

.

30. سرعت جریان نسبی در حاشیه

31. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در حرکت نسبی در ورودی AC

,

32. فشار کل در ورودی به CV در حرکت نسبی

.

33. کاهش سرعت نسبی در ورودی RC

محاسبه پارامترهای جریان در خروجی RC

34. قطر بوش نسبی

35. زاویه جریان در حرکت مطلق

36. سرعت محیطی در قسمت آستین در خروجی شیر

37. فشار استاتیک در خروجی شیر

38. پارامترهای ترمودینامیکی در RK

,

39. سرعت جریان ایزنتروپیک در خروجی RC

40. کاهش سرعت ایزنتروپیک

41. سرعت جریان در پشت RK در حرکت نسبی.

، جایی که

فاکتور سرعت

42. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی RC

;

43. چگالی گاز در پشت تاج کاری

44. زاویه خروج جریان در حرکت نسبی

45. مولفه های محیطی و محوری سرعت جریان نسبی

46. ​​سرعت مطلق در خروجی تاج کار

47. جزء محیطی سرعت مطلق

48. کل آنتالپی و دمای جریان در خروجی AC

49. عملکردهای دینامیکی گاز در خروجی RC

;

50. فشار کل جریان در حرکت مطلق در خروجی شیر

محاسبه پارامترها در بخش محیطی در خروجی RC

51. قطر نسبی بخش محیطی

52. زاویه جریان در حرکت مطلق

53. سرعت محیطی در قسمت جانبی در خروجی RC

54. فشار استاتیک در خروجی شیر

55. پارامترهای ترمودینامیکی در طول انبساط ایزنتروپیک در جمهوری قزاقستان

;

56. سرعت جریان ایزنتروپیک در خروجی RC

57. کاهش سرعت ایزنتروپیک

58. سرعت جریان در پشت RK در حرکت نسبی

نسبت سرعت؛

59. پارامترهای ترمودینامیکی جریان در خروجی RC

;

60. تراکم گاز پشت تاج کار

61. زاویه خروجی جریان در حرکت نسبی

62. مولفه های محیطی و محوری سرعت جریان نسبی

63. سرعت خروج مطلق از RK

64. جزء محیطی سرعت مطلق

65. کل آنتالپی و دمای جریان در خروجی AC

66. عملکردهای دینامیکی گاز در خروجی RC

;

67. فشار کل جریان در حرکت مطلق در خروجی شیر

3. پروفایل تیغه پروانه

جدول 2. - داده های اولیه برای پروفایل تیغه های RV

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

جدول 3. - مقادیر محاسبه شده برای پروفایل تیغه ها RK

ارزش			قطر متوسط	حاشیه

نتیجه

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

فهرست منابع استفاده شده

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

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

3. محاسبه طراحی پارامترهای اصلی توربوشارژرهای GTE هواپیما: Proc. کمک هزینه / V.S. کوزمیچف، A.A. تروفیموف; KuAI. - کویبیشف، 1990. - 72 ص.

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

میزبانی شده در Allbest.ru

اسناد مشابه

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

مقاله ترم، اضافه شده در 2012/02/27


پروفیل پره های مرحله اول یک توربین فشار قوی. محاسبه و ساخت پروفیل های شبکه یک کمپرسور محوری مادون صوت. پروفایل شبکه های پروفیل پروانه در امتداد شعاع. محاسبه و ساخت پروفیل های شبکه توربین RK در رایانه شخصی.

مقاله ترم، اضافه شده 02/04/2012


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

مقاله ترم، اضافه شده در 1396/11/14


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

مقاله ترم، اضافه شده 04/05/2010


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

پایان نامه، اضافه شده 03/12/2012


محاسبه و پروفیل عناصر طراحی موتور: پره های کار مرحله اول یک کمپرسور محوری، توربین. روش محاسبه مثلث سرعت روش تعیین پارامترهای محفظه احتراق، پارامترهای هندسی مسیر جریان.

مقاله ترم، اضافه شده در 2012/02/22


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

مقاله ترم، اضافه شده در 2012/02/17


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

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


انتخاب و اثبات قدرت و سرعت چرخش درایو توربین گاز: محاسبه ترموگازدینامیک موتور، فشار در کمپرسور، تطبیق پارامترهای کمپرسور و توربین. محاسبه و پروفیل پروفیل شبکه پروانه توربین.

مقاله ترم، اضافه شده در 2011/12/26


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