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

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

نوشته شده در http://www.allbest.ru/

1. توضیحات طراحی

قدرت قدرت موتور توربین

1.1 AL-31F

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

1.2 توربین

خصوصیات عمومی

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

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

جدول 1.1

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

جدول 1.2

طراحی توربین فشار قوی

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

روتور توربین فشار قوی

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

استاتور توربین فشار قوی

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

طراحی توربین فشار پایین

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

روتور توربین فشار پایین

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

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

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

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

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

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

تیغه دارای قفلی از نوع شاه ماهی است.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

استاتور توربین فشار پایین

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

پشتیبانی توربین ND

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

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

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

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

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

خنک کننده توربین

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

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

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

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

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

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

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

برق در توربین جریان دارد

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

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

کانتور بیرونی

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

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

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

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

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

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

· برای جرقه زن KS.

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

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

· جریان هوا در سیلندرهای پنوماتیک نازل جت (RS).

· برای تثبیت اهرم بازخورد سیستم کنترل بر روی HPC.

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

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

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

· فیلتر سوخت؛

· کاهنده اتوماسیون KND.

· مخزن تخلیه.

· واحد احتراق، ارتباطات سیستم های شروع FC.

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

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

2. محاسبه قدرت دیسک پروانه توربین

2.1 طرح محاسبه و داده های اولیه

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

جدول 2.1

بخش I

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

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

بار کانتور طبق فرمول محاسبه می شود:

مجموع نیروهای گریز از مرکز پرهای تیغه ها،

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

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

نیروهای محاسبه شده با فرمول ها

z- تعداد تیغه ها،

ناحیه قسمت ریشه پر تیغه،

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

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

شعاع اینرسی حلقه قفل،

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

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

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

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

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

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

2.2 نتایج محاسبات

نتایج محاسبات در جدول 2.2 ارائه شده است.

جدول 2.2

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

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

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

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

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

برنج. 2.4 توزیع حاشیه ایمنی بر روی انقلاب های شکسته

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

ادبیات

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

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

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

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

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

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

7. GOST 2.105 - 95.

میزبانی شده در Allbest.ru

...

اسناد مشابه

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

پایان نامه، اضافه شده 03/12/2012


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

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


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

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


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

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


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

مقاله ترم، اضافه شده 03/08/2011


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

مقاله ترم، اضافه شده در 08/07/2013


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

تست، اضافه شده در 2010/12/24


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

پایان نامه، اضافه شده 06/07/2012


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

پایان نامه، اضافه شده 03/08/2011


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

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

اصل عملیات موتور توربین گاز.

موتور توربین گاز مانند موتور پیستونی در هر خودرویی به موتورهای احتراق داخلی اطلاق می شود. هر دوی آنها انرژی شیمیایی سوخت را با سوزاندن به گرما و سپس به مکانیکی مفید تبدیل می کنند. با این حال، چگونگی این اتفاق تا حدودی متفاوت است. در هر دو موتور، 4 فرآیند اصلی انجام می شود - اینها عبارتند از: ورودی، فشرده سازی، انبساط، اگزوز. آن ها در هر صورت ابتدا هوا (از اتمسفر) و سوخت (از مخازن) وارد موتور می شود، سپس هوا فشرده می شود و سوخت به داخل آن تزریق می شود و پس از آن مخلوط مشتعل می شود و در نتیجه به طور قابل توجهی منبسط می شود و در نهایت آزاد می شود. به جو از بین همه این اقدامات، فقط انبساط انرژی می دهد، بقیه برای اطمینان از این عمل ضروری است.

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

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

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

بنابراین، یک چرخه بسته به دست می آید. هوا وارد موتور می‌شود، فشرده می‌شود، با سوخت مخلوط می‌شود، مشتعل می‌شود، به سمت پره‌های توربین هدایت می‌شود، که تا 80٪ از توان گاز را برای چرخاندن کمپرسور حذف می‌کند، تمام آنچه که باقی می‌ماند، قدرت نهایی موتور را تعیین می‌کند، که می‌تواند در راه های زیاد.

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

• توربوجت
• توربوپراپ
• توربوفن
• توربوشفت

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

توربوپراپتفاوت موتورها با موتورهای توربوجت در این است که دارای یک بخش توربین اضافی هستند که به آن توربین کم فشار نیز می گویند که از یک یا چند ردیف پره تشکیل شده است که انرژی باقی مانده پس از توربین کمپرسور را از گازها می گیرند و بنابراین پروانه را می چرخانند. که می تواند هم در جلو و هم در پشت موتور قرار گیرد. پس از بخش دوم توربین، گازهای خروجی عملاً توسط گرانش خارج می شوند و عملاً انرژی ندارند، بنابراین فقط از لوله های اگزوز برای حذف آنها استفاده می شود. موتورهای مشابه در هواپیماهای کم سرعت و ارتفاع کم استفاده می شود.

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

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

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

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

موتور توربوجت با کمپرسور محوریکاربرد گسترده ای دریافت کرد. با روشن شدن موتور، این فرآیند پیوسته است. هوا از دیفیوزر عبور می کند، سرعت آن کاهش می یابد و وارد کمپرسور می شود. سپس وارد محفظه احتراق می شود. سوخت نیز از طریق نازل ها به محفظه می رسد، مخلوط می سوزد، محصولات احتراق از طریق توربین حرکت می کنند. محصولات حاصل از احتراق در پره های توربین منبسط شده و باعث چرخش آن می شود. علاوه بر این، گازهای توربین با فشار کاهش یافته وارد نازل جت می شوند و با سرعت زیاد خارج می شوند و نیروی رانش ایجاد می کنند. حداکثر دما نیز در آب محفظه احتراق رخ می دهد.

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

یکی از ویژگی های موتورهای توربوجت با کمپرسور گریز از مرکز طراحی کمپرسورها است. اصل کار چنین موتورهایی مشابه موتورهای دارای کمپرسور محوری است.

موتور توربین گاز. ویدئو.

مقالات مرتبط مفید

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 ) -

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

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

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

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

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

بهینه سازی پارامترهای اصلی توربین قدرت

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

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

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

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

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

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

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

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

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

طراحی آیرودینامیک ST

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

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

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

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

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

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

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

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

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