توربین کم فشار موتور توربین گاز. سرعت جریان ایزنتروپیک در حرکت نسبی

این اختراع به توربین ها مربوط می شود فشار کمموتورهای توربین گاز برای کاربردهای هوانوردی توربین کم فشار موتور توربین گازشامل روتور، استاتور با پشتیبانی از پشت، مهر و موم لابیرنت با فلنج های داخلی و خارجی روی پشتیبانیاستاتور مهر و موم لابیرنت توربین در دو سطح ساخته شده است. لایه داخلی توسط دو شانه آب بندی لابیرنتی که به سمت محور توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج داخلی مهر و موم هزارتویی به سمت مسیر جریان توربین تشکیل می شود. لایه بیرونی توسط شانه های آب بندی لابیرنت که به سمت مسیر جریان توربین هدایت می شوند و سطح کار فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت به سمت محور توربین تشکیل می شود. شانه های آب بندی لابیرنت لایه داخلی مهر و موم لابیرنت با دیواره های داخلی موازی ساخته شده است که بین آنها حلقه میرایی تعبیه شده است. فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت با یک حفره هوای حلقوی بسته بیرونی ساخته شده است. بین مسیر جریان توربین و فلنج بیرونی مهر و موم لابیرنت یک دیوار مانع حلقوی وجود دارد که بر روی تکیه گاه عقب استاتور نصب شده است. سطح کار فلنج داخلی مهر و موم لابیرنت به گونه ای قرار دارد که نسبت قطر داخلی در خروجی مسیر جریان توربین به قطر سطح کارفلنج داخلی مهر و موم لابیرنت 1.05 1.5 بود. این اختراع قابلیت اطمینان توربین کم فشار موتور توربین گاز را بهبود می بخشد. 3 بیمار

نقشه های ثبت اختراع RF 2507401

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

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

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

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

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

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

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

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

مهر و موم دخمه پرپیچ و خم در خروجی توربین کم فشار دو طبقه است و طبقات آب بند را به گونه ای مرتب می کند که لایه داخلی توسط دو شانه آب بندی هزارتویی که به سمت محور توربین و سطح کار داخلی مهر و موم دخمه پرپیچ و خم هستند تشکیل می شود. فلنجی که به سمت مسیر جریان توربین هدایت می شود و لایه بیرونی به سمت مسیر جریان تشکیل می شود. عملکرد قابل اعتمادمهر و موم دخمه پرپیچ و خم در طول عملیات گذرا توربین، که پایداری نیروی محوری وارد بر روتور توربین را تضمین می کند و قابلیت اطمینان آن را افزایش می دهد.

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

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

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

هنگامی که D/d> 1.5 با کاهش نیروی تخلیه محوری وارد بر روتور توربین فشار کم، قابلیت اطمینان موتور توربین گاز را کاهش می دهد.

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

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

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

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

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

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

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

دستگاه به شرح زیر عمل می کند.

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

مطالبه

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

D/d=1.05 1.5، که در آن

D قطر داخلی در خروجی مسیر جریان توربین است،

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

3. فرآیند انبساط گاز در توربین

فصل به سوالات بعدی:
- انتصاب در TRD؛
- طرح و اصل عملیات محوری؛
- نیروی محیطی کار موثرگاز، راندمان و قدرت توربین؛
- پارامترهای اصلی تعیین کننده قدرت توربین؛
— کار گروهیتوربین ها و کمپرسورها در موتورهای توربوجت؛
- توربین های چند مرحله ای و ویژگی های عملکرد موتورهای توربین دو شفت.
- دستگاه های خروجی VRD.

گازی که انرژی پتانسیل قابل توجهی دارد از محفظه احتراق وارد توربین می شود.
یک ماشین تیغه ای است که انرژی گاز فشرده شده و گرم شده در محفظه های احتراق را به کارهای مکانیکیروی شفت در موتورهای توربوجت، از توربین برای چرخاندن روتور کمپرسور و تمام واحدهای خدماتی استفاده می شود: سوخت، روغن، پمپ های هیدرولیکو غیره.
در مقایسه با موتورهای دیگری که انرژی گاز را به کار مکانیکی تبدیل می کنند، دارای تعدادی مزیت است:
- امکان به دست آوردن قدرت بالادر یک واحد با ابعاد و وزن کوچک؛
— بازدهی بالا، که به دلیل آیرودینامیک خوب مسیر جریان و عدم وجود چرخش های تیزجریان؛
- سادگی و قابلیت اطمینان طراحی.
توربین ها بر اساس جهت حرکت جریان گاز، با توجه به تعداد مراحل و سایر ویژگی ها طبقه بندی می شوند.
در جهت جریان گاز، توربین ها می توانند شعاعی باشند , هنگامی که جریان از مرکز به سمت حاشیه در امتداد شعاع عناصر توربین و محوری حرکت می کند که در آن جریان در امتداد محور توربین حرکت می کند.
از توربین های محوری در موتورهای توربوجت استفاده می شود.
— با توجه به تعداد مراحل توربین، موتورهای توربوجت بسته به درجه انبساط گاز در توربین به صورت یک، دو یا چند مرحله ای انجام می شوند.
طبقه بندی توربین ها بر اساس معیارهای دیگر در پاراگراف بعدی در نظر گرفته شده است.

3.2. طرح و اصل عملکرد مرحله محوری

عناصر اصلی مرحله توربین دستگاه نازل (SA) و چرخ کار(RK) شکل. 26.
پره‌های SA و RK سیستمی از کانال‌ها را در مسیر جریان توربین تشکیل می‌دهند که جریان گاز از آن عبور می‌کند.
برای در نظر گرفتن اصل عملکرد یک مرحله توربین، آن را با سطح استوانه ای برش می دهیم الف - الفو آن را صاف بچرخانید. بیایید یک شبکه توربین مسطح، متشکل از یک بخش SA و RK بدست آوریم (شکل 27).
در مقطع، تیغه های SA و RK پروفیل آیرودینامیکی هستند.
گاز از محفظه احتراق سرعت مطلقجریان C 3 ، فشار P 3 و دمای T 3 وارد کانال های دستگاه نازل می شود. دستگاه نازل برای تبدیل انرژی پتانسیل فشار جریان گاز به انرژی جنبشی طراحی شده است. برای این منظور، کانال های SA در جریان باریک تر می شوند (f 3 '< f 3 , که در آن f سطح مقطع کانال است).

سرعت جریان در SA از C 3 به C 3 افزایش می یابد و فشار و دمای گاز کاهش می یابد (P 3 "<Р 3 и Т 3 "<Т 3).
با سرعت مطلق C3 "گاز وارد پره های پروانه می شود که با سرعت محیطی U می چرخد. در کانال بین تیغه ای RC، گاز با سرعت نسبی W 3" برابر با اختلاف هندسی C 3 مطلق حرکت می کند و سرعت محیطی U در ورودی RC، یعنی W 3 "= C 3" - U.
طرح سرعت در ورودی RC در شکل نشان داده شده است. 27. برای اطمینان از ورود بدون ضربه، لبه های جلویی تیغه های RC در جهت سرعت نسبی W 3 " نصب می شوند. با توجه به افزایش سرعت محیطی از پایه تیغه تا انتها و نیاز به اطمینان از ورود بدون ضربه در در تمام شعاع ها، تیغه RC در معرض "پیچش" قرار می گیرد.
در پروانه، انرژی جنبشی جریان گاز به کار مکانیکی تبدیل می شود. نرخ جریان مطلق در کانال های جمهوری قزاقستان از C 3 به C 4 کاهش می یابد.
بسته به نوع توربین، گاز در کانال های بین پره ای RC یا به انبساط ادامه می دهد (فشار از P 3 به P 4 کاهش می یابد)، یا فقط جهت حرکت را تغییر می دهد و فشار بدون تغییر باقی می ماند.
توربینی که در آن گاز در کانال های بین پره ای RC منبسط می شود نامیده می شود واکنش پذیرتوربینی که در آن فقط یک چرخش جریان در RC انجام می شود نامیده می شود فعال.
در یک توربین جت، کانال های بین پره ای باریک تر می شوند (f 4 در موتورهای توربوجت فقط از توربین های جت استفاده می شود. توربین های فعال در توربو اکسپندرها، توربوپمپ ها استفاده می شوند. کار مکانیکی روی شفت توربین به این دلیل به دست می آید که روی پره های RK که تحت تأثیر نیروهای دینامیکی گاز قرار دارند، نیروهای محیطی ایجاد می شود، یعنی نیروهایی که با جهت سرعت منطبق هستند. این نیروها باعث ایجاد گشتاور در محور توربین می شوند. در یک توربین جت، نیروی محیطی روی پره های RC به دو دلیل ایجاد می شود:

الف) یک ضربه گاز فعال مرتبط با وقوع یک نیروی آیرودینامیکی P a بر روی یک تیغه در جریان (شکل 28).

ب) در اثر نیروی راکتیو P p , ناشی از شتاب جت گاز از سرعت W 3 "به W 4> W 3". نیروهای Ra و Pp را می توان به اجزای محوری و محیطی تجزیه کرد.
اجزای محوری حاصل از نیروهای فعال Pao و Pro راکتیو برابر است
ΔР o \u003d Р аo - Р ro، توسط یاتاقان های روتور موتور درک می شود.
اجزای محیطی حاصل از P فعال اوو pp واکنشی ونیروها یک نیروی محیطی P ایجاد می کنند تو= R a تو+ Р ص تو , برای تولید گشتاور و توان خالص روی شفت توربین استفاده می شود.

3.3. نیروی ترمینال، راندمان گاز، راندمان و توان توربین

آ).تعیین بزرگی نیروی محیطی P تو.
بزرگی نیروی R تومی توان بر اساس قضیه معروف به دست آورد مکانیک فنی: "تغییر مقدار حرکت دومین جرم گاز در جهت چرخش پروانه (جهت محیطی) برابر است با ضربه دوم نیروی وارد بر همان جهت."
برای تدوین معادله تکانه، یک طرح سرعت ترکیبی برای مرحله توربین بسازید (شکل 29).

از طرح سرعت ترکیبی می توان دریافت که
W 3 "u \u003d C 3" u - u
W 4 u \u003d u - C 4 u
Δ C u \u003d C 3 "u - C 4 u
هنگام تدوین معادله تغییر تکانه، جهت چرخش (جهت سرعت محیطی u) را جهت مثبت در نظر می گیریم.
نیروی محیطی نهایی است
P u \u003d [کیلوگرم]؛
ب).عملکرد گاز کارآمد
کار نیروی محیطی 1 کیلوگرم گاز Lu برابر است با

جایی که جیجی — مصرف گاز دوم [کیلوگرم در ثانیه].
با جایگزینی مقدار تلاش محیطی، فرمول کار تلاش محیطی را به دست می آوریم

به کار انتقال 1 کیلوگرم گاز به شفت توربین، کار موثر گاز می گویند
لو - این کار کار کمترنیروی محیطی با مقدار تلفات: اصطکاک گاز، سرریز گاز در شکاف ها، اصطکاک در یاتاقان ها، تشکیل گرداب. تلفات ذکر شده اندک بوده و برای توربین های قدرتمند 2-3 درصد می باشد حداکثر قدرت. بنابراین، با دقت کافی برای اهداف عملی، اعتقاد بر این است که Le Lu. سپس کار موثر گاز است

بنابراین، هر چه گاز کارآمدتر باشد، چرخش گاز در پروانه و سرعت محیطی یا چرخش روتور توربین بیشتر است.

V).توربین K p d.

در مسیر تبدیل کار آدیاباتیک انبساط گاز در توربین به کار مکانیکی روی شفت آن تلفاتی وجود دارد. مقدار تلفات با بازده موثر توربین در نظر گرفته می شود که برابر است با نسبت کار موثر Le به کار آدیاباتیک انبساط گاز در توربین L. توسعه جهنمآن ها

راندمان توربین η تیهم تلفات داخلی (هیدرولیک) و هم تلفات انرژی را با سرعت خروجی در نظر می گیرد. تلفات با سرعت خروجی نسبی است، زیرا انرژی جنبشی که برای ایجاد نیرو در شفت توربین کمتر استفاده می شود، متعاقباً برای ایجاد استفاده می شود. رانش جتموتور
برای موتورهای توربوجت تک مرحله ای مدرن، مقدار بازده برابر است با η تی = 0,7 — 0,86.
ز).قدرت توسعه یافته توسط توربین.
توان توربین کاری است که توسط گاز به مدت یک ثانیه انجام می شود و به شفت توربین منتقل می شود.
بر اساس تعاریف، توان توربین عبارت است از;
N T =
قدرت توربین با مقدار جریان گاز وزن دوم تعیین می شود جیجی، دمای گاز در جلوی توربین T 3 * ، درجه انبساط گاز در توربین π T و بازده توربین η T . قدرت توربین هر چه بیشتر باشد، مقدار این پارامترها بیشتر است.
در موتورهای توربوجت مدرن، قدرت توسعه یافته توسط توربین به مقادیر بالایی NT = 10000-50000 اسب بخار می رسد. با. و بیشتر.
این توان عمدتاً در چرخش کمپرسور موتور و فقط 2-3٪ در درایو واحدهای سرویس مصرف می شود.

3.4. پارامترهای اصلی تعیین کننده قدرت توربین

پارامترهای اصلی تعیین کننده قدرت توربین عبارتند از:
- جریان گاز وزن دوم جیجی;
- سرعت روتور توربین n;
- دمای گاز در جلوی توربین تز*;
- درجه واکنش پذیری توربین ρ .

آ).جریان گاز وزن دوم جیجی.
مقدار دبی گاز دوم را می توان از معادله پیوستگی تعیین کرد، با توجه به اینکه معمولاً یک افت فشار بحرانی یا نزدیک به آن در دستگاه نازل تنظیم می شود.
این بدان معنی است که در یک بخش باریک (بحرانی) SA (fکر)سرعت بحرانی تنظیم شده است Skr،برابر با سرعت محلی صوت آ.معادله این حالت به صورت زیر نوشته خواهد شد:

جایی که γcrوزن مخصوص گاز در بخش بحرانی SA [kg/m3] است.
مشخص است که
، آ

از آنجایی که فشار و دمای گاز در بخش بحرانی SA Rkrو Tkrمتناسب با فشار Rzو دمای گاز Tzدر ورودی توربین می توانیم بنویسیم:
یا

.
بنابراین، در دمای ثابتگاز جلوی توربین Tzمصرف گاز جیجیتوسط فشار گاز تعیین می شود Rzدر مقابل آن خانم. افزایش فشار گاز Rzمنجر به افزایش مصرف گاز و قدرت توربین می شود.

ب).سرعت روتور توربین n.

در دمای گاز ثابت در جلوی توربین Tz* = شرکتnst، افزایش سرعت روتور توربین nمنجر به افزایش قدرت توربین می شود NT.
توضیحات به شرح ذیل می باشد. افزایش سرعت روتور توربین n(روتور موتور) منجر به افزایش مصرف هوا می شود جیVو درجه افزایش فشار هوا در کمپرسور موتور πK. افزایش دادن πKمنجر به افزایش فشار در خروجی کمپرسور Р2* و در ورودی توربین Р3*= σКСР2* می شود.
افزایش فشار Pz* از یک طرف باعث افزایش جریان گاز از طریق توربین G می شود جی،از طرفی درجه انبساط گاز در توربین افزایش می یابد π تی. بنابراین، با افزایش سرعت روتور توربین، قدرت توربین N t به دلیل افزایش مصرف گاز G افزایش می یابد. جیو درجه انبساط گاز در توربین πT .
مشخص است که در Тз*=Const توان توربین NT متناسب با تعداد دورهای توربین است. nبه توان 2.5، یعنی.
NT = f(n2.5)

V).دمای گاز جلوی توربین Tz*
در سرعت های معین و ثابت روتور توربین n= افزایش دمای گاز در جلوی توربین Tz* منجر به افزایش توان توربین NT می شود، زیرا در این حالت کار آدیاباتیک انبساط گاز در توربین انجام می شود. Lآدرشافزایش می یابد، به درجه اول، و جریان گاز از طریق توربین جیجیبه توان 1/2 کاهش می یابد.

دمای گاز در جلوی توربین توسط قدرت پره های توربین محدود می شود. در موتورهای مدرن برابر با Tz* = 1100-1300 درجه کلوین است.

ز).درجه واکنش پذیری توربین ρ .

درجه واکنش پذیری توربین، توزیع کار انبساط گاز بین دستگاه نازل و چرخ توربین را مشخص می کند.
درجه واکنش پذیری توربین، نسبت کار آدیاباتیک انبساط گاز در پروانه است. Lآدرسبه کار آدیاباتیک انبساط گاز در مرحله توربین Lنشانی
.
مقدار درجه واکنش پذیری توربین می تواند از 0 تا 1 متفاوت باشد، یعنی.
0< ρ <1.
در ρ = 0، انبساط گاز فقط در دستگاه نازل رخ می دهد، توربین کاملاً فعال است و در p = 1، توربین کاملاً واکنش پذیر است.
درجه واکنش پذیری توربین بر راندمان توربین و در نتیجه قدرت آن تأثیر می گذارد. اعتیاد η تی = f(ρ ) در شکل نشان داده شده است. 30. ماهیت وابستگی به گونه ای است که مقدار بهینه وجود دارد ρ ≈ 0.5، که در آن راندمان توربین حداکثر مقدار را می گیرد. توضیحات به شرح ذیل می باشد. درجه انبساط گاز در توربین π تی= Р3*/Р4 را می توان حاصل ضرب درجات انبساط گاز در SA در نظر گرفت π SA\u003d P3 * / Pz "در مورد میزان گسترش گاز در جمهوری قزاقستان π RK = R "3 / P4، یعنی π تی = π SA · π RK. برای درجه معینی از انبساط گاز در توربین π تیافزایش درجه فعالیت مجدد ρ به معنای افزایش در گسترش گاز در جمهوری قزاقستان، یعنی افزایش در π RK. این امر به دلیل افزایش فشار گاز در مقابل RC Rz امکان پذیر است "افزایش Rz" با

کاهش در سرعت مطلق C "3 و W C نسبی" در جلوی RK. کاهش سرعت Wc منجر به کاهش تلفات هیدرولیکی (داخلی) و در نتیجه افزایش راندمان توربین می شود. η از سوی دیگر، افزایش در گسترش گاز در جمهوری قزاقستان با افزایش درجه واکنش پذیری توربین ρ منجر به افزایش تلفات با سرعت خروجی می شود (انرژی جنبشی افزایش می یابد) که منجر به کاهش راندمان توربین می شود. η تی.

3.5. عملیات مشترک توربین و کمپرسور در TJD

از آنجایی که در سیستم TRD کمپرسور و توربین توسط یک شفت مشترک به هم متصل می شوند، کار آنها به یکدیگر وابسته است. وابستگی متقابل کار آنها، علاوه بر اتصال مکانیکی، به دلیل جریان کل هوا از کمپرسور و گاز از طریق توربین است که قدرت آنها را تعیین می کند.
توان تولید شده توسط توربین Nt توان موجود است. می تواند برابر، بیشتر یا کمتر از توان لازم برای چرخش کمپرسور NK باشد.
بسته به این، حالت های زیر عملکرد مشترک توربین و کمپرسور متمایز می شود:
1. حالت تعادل، زمانی که Nt = NK;
2. حالت شتاب (افزایش دور موتور)، زمانی که NT > NK;
3. حالت ترمز برای کاهش سرعت موتور)، زمانی که Nt< NК.
بدیهی است که با تغییر قدرت توربین می توان حالت کار موتور (کنترل موتور) را تغییر داد.
راحت ترین پارامتری که با آن می توانید قدرت توربین را تغییر دهید دمای گاز در جلوی توربین Tz * است. تغییر Tz* با تغییر مقدار سوخت Gt عرضه شده به محفظه احتراق موتور حاصل می شود.
قبلا نشان داده شده بود که توان لازم برای چرخش کمپرسور NK متناسب با دور موتور است nتا درجه سوم، یعنی
NK = f (n3)،
و توان تولید شده توسط توربین Nt، در دمای گاز معین و ثابت در مقابل آن Tz * = Const، متناسب با تعداد دور است. nبه توان 2.5، یعنی.
NT=f(n2.5).
نمودارهای ترکیبی وابستگی NK = f (n) و NT = f (n) در شکل نشان داده شده است. 31. نمودار نشان می دهد که با افزایش دور موتور، قدرت کمپرسور NK سریعتر از قدرت توربین Nt رشد می کند.

قدرت توربین با دمای گاز Tz* متناسب است.
منحنی 1 در نمودار وابستگی NT= f (n) را در Тз*max = Сonst و منحنی های 2، 3، 4... را در دماهای پایین تر اما ثابت Тз* نشان می دهد.
در نقاط تقاطع منحنی های 1، 2، 3، 4 ... با منحنی NK = f (n)، قدرت کمپرسور و توربین برابر است، یعنی. N T \u003d N K. این نقاط حالت های تعادل را تعیین می کنند. حداقل nmin و حداکثر nmax دور موتور در T3*=T3*max به دست می آید. گردش‌های کمتر از nmin یا بیشتر از nmax را می‌توان تنها با بالا بردن دما بالاتر از حداکثر مجاز T 3 * max بدست آورد. , که می تواند منجر به خرابی توربین شود.
با افزایش سرعت از nmin به nmax، دمای گاز در جلوی توربین T3* ابتدا از T3 *max به T3 *min در سرعت متوسط ​​کاهش می‌یابد (شکل 31)، و سپس دوباره به T3*max در سرعت متوسط ​​افزایش می‌یابد. n = n max این ماهیت تغییر دما T3* با شرایط عملکرد مشترک کمپرسور و توربین در سیستم TRD توضیح داده می شود و به دلیل قانون متفاوت تغییر در NK و NT با توجه به تعداد دورها است.
مقدار بالای Tz* در nmax و nmin نشان دهنده تنش حرارتی بالای موتور در این حالت ها است. بنابراین، کارکرد موتور در حداکثر سرعت nmax برای مدت زمان محدود (5-10 دقیقه) و سرعت گاز کوچک n مجاز است. میلی گرممعمولاً 1000-1500 دور در دقیقه بیشتر از nmin است.
n میلی گرم\u003d (1000-1500) دور در دقیقه + nmin.
هنگام راه اندازی موتور در محدوده دور که در آن NT است< NК раскрутка ротора турбокомпрессора производится с по-мощью пусковых двигателей (электростартеров, турбодетандеров и др.). Сначала в раскрутке ротора принимает участие только пусковой двигатель, затем в работу вступает турбина и раскрутка ротора до оборотов nمیلی گرمبه طور مشترک با موتور راه اندازی و توربین ادامه می یابد. در دور در دقیقه n میلی گرمیا چندین nmin کوچکتر، اما بزرگتر، موتور راه اندازی به طور خودکار خاموش می شود.
زمان کار مداوم در n میلی گرمهمچنین محدود است، زیرا T3 * نسبتاً بزرگ است و راندمان خنک کننده قطعات توربین در این حالت ناکافی است.
برای افزایش دور موتور بالای n میلی گرمافزایش قدرت توربین ضروری است که با افزایش عرضه سوخت به محفظه احتراق حاصل می شود. در همان زمان، دمای گاز Tz* افزایش می‌یابد، نیروی اضافی توربین Nt ظاهر می‌شود و روتور موتور تا سرعتی می‌چرخد که در آن N T = N K (منحنی‌های a و b در شکل 31). کاهش سرعت روتور با کاهش عرضه سوخت به محفظه احتراق، کاهش Tz * و Nt به دست می آید. گردش مالی به مقداری می رسد که در آن دوباره N T \u003d N K (منحنی در شکل 31).

3.6. توربین های چند مرحله ای و ویژگی های عملکرد توربین های موتورهای دو شفت
1. توربین های چند مرحله ای

قابلیت های یک توربین تک مرحله ای با حداکثر افت فشار (بحرانی) در دستگاه نازل محدود می شود، زمانی که در خروجی از آن (بخش بحرانی برش مورب) سرعت جریان به سرعت صوت می رسد. این اختلاف فشار (تقریباً 2 است) کار آدیاباتیک انبساط گاز را فراهم می کند
Lتوسعه جهنم≤ 25000-30000 کیلوگرم متر بر کیلوگرم در دمای گاز در ورودی توربین 850-960 درجه سانتیگراد و سرعت محیطی در شعاع متوسط ​​برابر با U= 350-370 متر در ثانیه.
زمانی که برای بدست آوردن توان بیشتر نیاز به افت فشار بیشتری در توربین ایجاد شود، از توربین های دو یا چند مرحله ای استفاده می شود.
یک توربین چند مرحله ای در مقایسه با توربین تک مرحله ای دارای مزایای زیر است:
الف) کاهش تلفات انرژی گاز در مسیر جریان، که به دلیل نرخ جریان کمتر به دلیل افت فشار کمتر در هر مرحله است.
ب) استفاده از اثر بازیابی حرارت. در اثر اصطکاک گاز گرما آزاد می شود که در توربین تک مرحله ای اتلاف است و در توربین چند مرحله ای در مرحله بعد تا حدی استفاده می شود.
ج) استفاده بهتر از سرعت خروجی گاز نسبت به مراحل قبلی در مراحل بعدی که باعث کاهش تلفات با سرعت خروجی و افزایش راندمان توربین می شود.
معایب توربین های چند مرحله ای عبارتند از:
الف) پیچیدگی ساختاری؛
ب) افزایش طول و وزن (البته قطر یک توربین چند مرحله ای کمتر از یک مرحله ای است).
ج) رژیم دمای بالای تیغه های مرحله اول و شرایط بدتر برای خنک سازی تیغه های مرحله دوم و بعدی.
در موتورهای توربوجت مدرن از توربین های دو و سه مرحله ای استفاده زیادی می شود.

2. ویژگی های عملکرد توربین های موتورهای دو شفت

توربین یک موتور دو شفت دو مرحله ای است اما فقط یک اتصال گاز دینامیکی بین مراحل وجود دارد. پروانه توربین مرحله اول روتور کمپرسور فشار قوی (HPR) و پروانه مرحله دوم روتور کمپرسور کم فشار (RPR) را به حرکت در می آورد. نمودار روتورهای فشار قوی و پایین در شکل نشان داده شده است. 32.
مرحله اول توربین (HPR) و مرحله دوم توربین (RND) به گونه ای طراحی شده اند که افت فشار بحرانی (یا نزدیک به آن) در دستگاه های نازل در حالت های محاسبه شده و نزدیک به آن ایجاد می شود. توزیع کار انبساط گاز بین مراحل هنگام تغییر حالت های عملکرد موتور به طور خودکار انجام می شود که این به دلایل اصلی زیر است.

آ). هنگامی که دور موتور تغییر می کند، درجه انبساط گاز در مراحل توربین در طیف خاصی از حالت ها، زمانی که افت فشار در نازل خروجی موتور نزدیک به بحرانی است، عملا ثابت می ماند، یعنی.
π توربوجت و π TRND \u003d Const، و بنابراین،
π TΣ = π TRVD · π TRND = Const;
ب). با درجه انبساط ثابت گاز در توربین، راندمان توربین بدون تغییر باقی می ماند، یعنی.
η توربوجت و η TRND = Сonst ;
V). از آنجایی که توربین کارآمد است
L این = ,
سپس Letrnd و Letrvd به ترتیب تنها با دمای گاز قبل از مرحله توربین Tz*rn d و Tz*rvd متناسب هستند. هنگام تغییر حالت کار موتور، یک تغییر متناسب در Tz * rnd و Tz * rvd وجود دارد.
بنابراین، توزیع کار مؤثر موجود بین مراحل بدون تغییر باقی می‌ماند، یعنی.
LETRND / LEТ RVD = Const.
مشخص است که گاز موتور منجر به افزایش کار مورد نیاز برای چرخش کمپرسور کم فشار (مراحل "سنگین تر") و کاهش کار مورد نیاز برای چرخش کمپرسور فشار بالا می شود (مراحل "تسهیل"). با توزیع ثابت کار موجود بین مراحل توربین، این منجر به کاهش شدیدتر سرعت HPP نسبت به HPP می شود.
ز). با دریچه گاز قابل توجه موتور، هنگامی که یک افت فشار زیر بحرانی در خروجی ایجاد می شود، نسبت انبساط کلی کاهش می یابد.
گاز در توربین π TΣ، عمدتا به دلیل سقوط است π TRND و LETRND و π TRVD تقریباً تغییر نمی کند. این منجر به کاهش شدیدتر سرعت RPR در مقایسه با HPH می شود که به عملکرد پایدار کمپرسور دو مرحله ای کمک می کند.

فشرده سازی هوا در کمپرسورهای توربوجت
1.1. الزامات کمپرسورهای توربوجت و انواع کمپرسور.
1.2. فشرده سازی هوا در کمپرسورهای گریز از مرکز
1.3. عملکرد ناپایدار کمپرسور گریز از مرکز و اقدامات برای مبارزه با آن.
1.4. فشرده سازی هوا در کمپرسورهای محوری
1.5. عملکرد ناپایدار کمپرسور محوری و مبارزه با آن.
2. سازماندهی فرآیند احتراق در محفظه های احتراق موتورهای توربوجت.
2.1 هدف از محفظه های احتراق.
2.2 الزامات اساسی برای اتاق های احتراق و ارزیابی اجرای آنها.
2.3. انواع محفظه های احتراق و آرایش آنها.
2.4. اصل عملکرد و روند کار محفظه احتراق.
2.5. وابستگی کامل و پایداری احتراق به شرایط عملیاتی.
3. فرآیند انبساط گاز در توربین.
3.2 طرح و اصل عملکرد مرحله محوری.
3.3. نیروی محیطی، راندمان گاز، راندمان و توان توربین.
3.4. پارامترهای اصلی تعیین کننده قدرت توربین
3.5 عملکرد مشترک توربین و کمپرسور در موتور توربوجت.
3.6. توربین های چند مرحله ای و ویژگی های عملکرد توربین های موتور دو شفت.

کتابچه راهنمای روشی توسط استاد p / o Zabolotny V.A. گردآوری شده است.

لطفا قبل از طرح سوال بخوانید:سوالات متداول

• به علاوه

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- برای 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 عبور می کند که کاملاً مشابه موتور توربوفن ذکر شده در بالا است، 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 کاستی ها با افزایش قابل توجه قدرت مانور و کاهش سرعت برخاست هواپیما و مسیر فرود، تا برخاست و فرود عمودی به طور کامل جبران می شود. 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 ) -

این اختراع مربوط به زمینه موتورهای توربین گاز هواپیما، به ویژه به واحدی است که بین یک توربین فشار قوی و یک توربین فشار پایین از مدار داخلی یک موتور هواپیمای بای پس قرار دارد. کانال انتقال حلقوی پیوسته بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین با نسبت انبساط بیش از 1.6 و زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 درجه شامل دیواره های بیرونی و داخلی سوراخ شده است. چرخش جریان در پشت پروانه توربین فشار قوی در جهت تقویت آن در دیواره ها و ضعیف شدن در مرکز تبدیل می شود. چرخش با پروفیل کردن مرحله توربین فشار قوی و توسط یک چرخان واقع در پشت پروانه توربین فشار قوی با ارتفاع 10٪ از ارتفاع کانال، 5٪ از ارتفاع در دیواره های داخلی و خارجی تبدیل می شود. کانال، یا توسط یک دستگاه پیچ و تاب و باز کردن تمام ارتفاع. اثر: اختراع اجازه می دهد تا تلفات در کانال انتقال بین توربین های فشار بالا و پایین کاهش یابد. 2 w.p. f-ly, 6 بیمار.

حوزه فناوری که اختراع به آن تعلق دارد

این اختراع مربوط به زمینه موتورهای توربین گاز هواپیما، به ویژه به واحدی است که بین یک توربین فشار قوی و یک توربین فشار پایین از مدار داخلی یک موتور هواپیمای بای پس قرار دارد.

مدرن

توربین های گاز هواپیما از موتورهای بای پس برای به حرکت درآوردن کمپرسورها طراحی شده اند. توربین فشار قوی برای به حرکت درآوردن کمپرسور فشار قوی و توربین فشار پایین برای به حرکت درآوردن کمپرسور فشار پایین و فن طراحی شده است. در موتورهای هواپیمای نسل پنجم، سرعت جریان جرمی سیال عامل از طریق مدار داخلی چندین برابر کمتر از سرعت جریان در مدار خارجی است. بنابراین توربین کم فشار در ابعاد قدرتی و شعاعی خود چندین برابر توربین فشار قوی و سرعت دورانی آن چندین برابر کمتر از سرعت دورانی توربین فشار قوی است.

این ویژگی موتورهای هواپیماهای مدرن از نظر ساختاری در نیاز به ایجاد یک کانال انتقال بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین که یک دیفیوزر حلقوی است، تجسم یافته است.

محدودیت‌های شدید در ویژگی‌های کلی و جرمی موتور هواپیما در رابطه با کانال انتقال در نیاز به ایجاد کانالی با طول نسبتاً کوتاه، با درجه انتشار بالا و زاویه باز کردن معادل آشکارا جداشدنی یک دیفیوزر مسطح بیان می‌شود. . درجه انتشار به عنوان نسبت سطح مقطع خروجی به ورودی درک می شود. برای موتورهای مدرن و پیشرفته، درجه انتشار مقداری نزدیک به 2 دارد. زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح، زاویه باز شدن یک دیفیوزر تخت است که طول آن با دیفیوزر مخروطی حلقوی و همان درجه انتشار است. در موتورهای توربین گازی هوانوردی مدرن، زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 10 درجه است، در حالی که یک جریان مداوم در یک دیفیوزر تخت تنها در زاویه باز شدن بیش از 6 درجه مشاهده می شود.

بنابراین، تمام طرح های کانال های انتقال به دلیل جدا شدن لایه مرزی از دیواره پخش کننده، با ضریب تلفات بالا مشخص می شوند. شکل 1 تکامل پارامترهای اصلی کانال انتقال شرکت جنرال الکتریک را نشان می دهد. در شکل 1، درجه انتشار کانال انتقال در امتداد محور افقی، و زاویه باز شدن معادل دیفیوزر تخت در امتداد محور عمودی ترسیم شده است. شکل 1 نشان می دهد که مقادیر اولیه بالای زاویه باز موثر (≈12 درجه) به مقادیر قابل توجهی پایین تر تبدیل می شود که فقط با سطح بالایی از تلفات مرتبط است. با توجه به نتایج مطالعات یک دیفیوزر حلقوی با درجه باز شدن 1.6 و زاویه باز موثر یک دیفیوزر صاف 13.5 درجه، ضریب تلفات بسته به قانون توزیع چرخش در طول کانال از 15٪ تا 24٪ متغیر است. ارتفاع .

آنالوگ های اختراع

آنالوگ های دوردست اختراع دیفیوزرهایی هستند که در اختراعات US 2007/0089422 A1, DAS 1054791 شرح داده شده است. در این طرح ها برای جلوگیری از جدا شدن جریان از دیواره دیفیوزر، مکش لایه مرزی از مقطع واقع در وسط کانال با پرتاب گاز تخلیه شده به داخل نازل. با این حال، این دیفیوزرها کانال های انتقالی بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین نیستند.

شرح مختصری از نقشه ها

تجسم‌های غیر محدود اختراع حاضر، ویژگی‌ها و مزایای اضافی آن در زیر با اشاره به نقشه‌های همراه با جزئیات بیشتر توضیح داده خواهد شد که در آنها:

شکل 1 تکامل بخش جریان کانال انتقال بین توربین را در موتور توربوفن از جنرال الکتریک نشان می دهد،

شکل 2 وابستگی تلفات انرژی جنبشی جریان در کانال را به پارامتر انتگرال چرخش جریان F ¯ C T در قالب یک تقریب خطی نشان می دهد که ν=0 چرخش یکنواخت جریان است. در ارتفاع؛ ν=-1 - چرخش جریان در ارتفاع افزایش می یابد. ν=1 - چرخش جریان در ارتفاع کاهش می یابد. y \u003d -1.36F st +0.38 - وابستگی تقریبی مربوط به ضریب قابلیت اطمینان R \u003d 0.76،

شکل 3 برون یابی تلفات جداسازی در دیفیوزر حلقوی را از مقدار چرخش دیوار نشان می دهد.

شکل 4 نموداری از کانال انتقال را نشان می دهد،

شکل 5 طرحی از سوراخ را نشان می دهد،

شکل 6 نموداری از دستگاه پاور رک با یک کانال تامین را نشان می دهد.

افشای اختراع

مشکلی که اختراع حاضر به آن معطوف است ایجاد یک کانال انتقال با درجه باز شدن بیش از 1.6 و با زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 درجه است، جریانی که در آن جدا نمی شود و سطح تلفات. ، به ترتیب، حداقل ممکن است. پیشنهاد می شود ضریب ضرر را از 20-30٪ به 5-6٪ کاهش دهید.

کار حل شد:

1. بر اساس تبدیل چرخش موجود در پشت توربین فشار قوی در ورودی به دیفیوزر حلقوی در جهت تقویت آن بر روی دیواره های داخلی و خارجی کانال و ضعیف شدن در وسط کانال.

2. بر اساس سوراخ دیواره های داخلی و خارجی دیفیوزر حلقوی، متغیر در طول، سازگار با ساختار محلی آشفتگی.

3. بر اساس مکش لایه مرزی از منطقه جدا شدن احتمالی جریان از دیواره های دیفیوزر.

در این رابطه، یک کانال انتقال حلقوی جدا نشده بین توربین فشار قوی (HPT) و توربین فشار پایین (LPT) با نسبت انبساط بیش از 1.6 و زاویه باز کردن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 پیشنهاد شده است. °، شامل یک دیوار بیرونی و یک دیوار داخلی است. دیواره های بیرونی و داخلی سوراخ شده اند و چرخش پشت پروانه توربین فشار قوی (HPT) در جهت تقویت آن در دیواره ها و ضعیف شدن در مرکز تغییر شکل می دهد. پیچش با پروفیل کردن مرحله توربین فشار قوی (HPT) و با استفاده از یک چرخان واقع در پشت پروانه توربین فشار قوی (HPT) با ارتفاع 10٪ از ارتفاع کانال، 5٪ از ارتفاع، تبدیل می شود. بر روی دیواره های داخلی و خارجی کانال و یا با چرخاندن دستگاه باز تاب در ارتفاع کامل.

پیچش تبدیل شده با دستیابی به پارامتر انتگرال پیچ به سطح F مقاله = 0.3-0.35 محدود می شود. بخش سوراخ، که در فاصله 0.6-0.7 از طول کانال انتقال از بخش ورودی قرار دارد، به حفره در رک های برق متصل می شود که دارای شکاف هایی در 80٪ ارتفاع قفسه ها به صورت متقارن به شکل هندسی هستند. وسط کانال و شکاف ها در نزدیکی لبه ورودی قرار دارند.

همانطور که مشخص است، گاز در دیفیوزر با اینرسی در جهت رشد فشار حرکت می کند و جدا شدن (شکل زدایی) جریان از دیواره ها از نظر فیزیکی به دلیل اینرسی ناکافی لایه های داخلی نزدیک دیوار لایه مرزی است. نقاط 1، 2 برای افزایش اینرسی جریان گاز نزدیک دیوار با افزایش سرعت حرکت، و بر این اساس، انرژی جنبشی آن طراحی شده‌اند.

وجود چرخش در جریان گاز نزدیک دیوار باعث افزایش سرعت حرکت و در نتیجه انرژی جنبشی آن می شود. در نتیجه مقاومت جریان در برابر جدا شدن (لایه لایه شدن از دیوارها) افزایش می یابد و تلفات کاهش می یابد. شکل 2 نتایج یک مطالعه تجربی یک دیفیوزر حلقوی با درجه آشکارسازی 1.6 و زاویه باز شدن معادل یک دیفیوزر مسطح 13.5 درجه را نشان می دهد. محور عمودی ضریب تلفات را نشان می دهد که به روش سنتی تعریف شده است: نسبت تلفات انرژی مکانیکی در دیفیوزر به انرژی جنبشی جریان گاز در ورودی دیفیوزر. محور افقی پارامتر چرخش انتگرال را نشان می دهد که به صورت زیر تعریف شده است:

F با t \u003d F در t + F p e r F.،

جایی که Ф. = 2 π ∫ R R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2)

پارامتر چرخش انتگرال در ورودی کانال، ρ چگالی، w سرعت محوری، u سرعت محیطی، r شعاع جریان، R شعاع با ژنراتیکس داخلی دیفیوزر، H ارتفاع کانال است، Ф w پارامتر چرخش یکپارچه در نظر گرفته شده در ارتفاع دامنه از 0٪ تا 5٪ از بخش آستین است، به عنوان مثال.

Ф в t \u003d 2 π ∫ R R + 0.05 H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) ;

خط Ф - همان پارامتر، اما در محدوده ارتفاع از 95٪ تا 100٪ بخش آستین، یعنی.

Фper = 2 π ∫ R + 0.95 H R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) .

همانطور که از شکل 2 مشاهده می شود، با افزایش نسبت پیچش نزدیک دیوار، تلفات در کانال انتقال کاهش می یابد.

شکل 3 یک برون یابی خطی از وابستگی ξ (Φ st) به سطح تلفات اصطکاک در یک کانال معادل با مقطع ثابت را نشان می دهد. در این مورد، چرخش نزدیک دیوار (10٪ از ارتفاع کانال) باید تقریبا 30٪ از چرخش جریان را تشکیل دهد.

همانطور که مشخص است، در مورد رژیم جریان آشفته در کانال ها، رژیم جریان آرام بلافاصله در نزدیکی دیوار به دلیل عدم امکان حرکت ضربانی عرضی اتفاق می افتد. ضخامت زیرلایه آرام تقریباً 10 μ ρ τ s t است. در آخرین عبارت μ ویسکوزیته دینامیکی است، τ st تنش اصطکاک روی دیوار است. همانطور که مشخص است، تنش اصطکاک به سرعت در امتداد دیفیوزر کاهش می یابد و در نقطه جدایی به طور کلی برابر با صفر است. بنابراین، ضخامت زیر لایه آرام در کانال انتقال با یک دیوار جامد به سرعت در طول جریان افزایش می یابد. به همین ترتیب، ضخامت لایه نزدیک دیوار جریان با سطح پایین انرژی جنبشی افزایش می یابد.

سوراخ شدن دیواره های داخلی و خارجی کانال انتقال، حرکت ضربانی عرضی را در هر فاصله ای از دیوار سوراخ شده امکان پذیر می کند. از آنجایی که در یک جریان آشفته، جریان نوسان طولی از نظر آماری با جریان عرضی مرتبط است، سوراخ شدن امکان افزایش مساحت خود جریان آشفته را فراهم می کند. هر چه درجه سوراخ شدن دیواره بالاتر باشد، لایه زیرین لایه نازک تر، سرعت گاز در لایه نزدیک دیوار بیشتر می شود، انرژی جنبشی جریان نزدیک دیوار و مقاومت آن در برابر جدا شدن (لایه لایه شدن از دیوار) بیشتر می شود.

شرح طراحی کانال انتقال بین توربین فشار قوی و توربین فشار ضعیف

کانال انتقال بین توربین فشار قوی (HPT) و توربین فشار پایین (LPT) مدار داخلی یک موتور توربوجت بای پس (شکل 4) یک دیفیوزر حلقوی است که یک دیواره داخلی 1 و یک دیواره خارجی 2 دارد. دیوارهای داخلی و خارجی در محل اتصال به HPT و LPT دارای شعاع های مشخصی هستند.

قفسه های برق 3 از کانال انتقال عبور می کنند، که روغن کاری، تهویه و خنک کننده پشتیبانی روتور HPT و LPT را فراهم می کند. قفسه 3 دارای مشخصات آیرودینامیکی نامتقارن در مقطع است که چرخش جریان را در مرکز کانال و پیچش جریان در دیواره های کانال تا سطح Ф st = 0.3-0.35 فراهم می کند.

دیوارهای 1 و 2 سوراخ شده اند (شکل 5). برای جلوگیری از سرریز شدن سیال عامل در سوراخ ها، قسمت های سوراخ 4 توسط دیواره های عرضی 5 از یکدیگر جدا می شوند.

از قسمت سوراخ 9، واقع در فاصله 0.6-0.7 از ورودی به دیفیوزر، مکش و برداشتن از طریق کانال تغذیه 6 به شکاف های 7 قفسه های 3 سازماندهی می شود. حداقل فشار استاتیک موضعی. در کانال اتصال حفره 9 با حفره پایه های 3 واشرهای اندازه گیری 8 وجود دارد که جریان گاز را تنظیم می کند.

در پشت پروانه HPT 11، یک دستگاه پیچش 12 نصب شده است که چرخش جریان را در نزدیکی دیوارها افزایش می دهد. ارتفاع تیغه های دستگاه 12 10 درصد ارتفاع کانال در ورودی است. در صورت لزوم، بیگودی 12 را می توان به یک دستگاه چرخاننده-پیچان که در امتداد تمام ارتفاع کانال قرار دارد تبدیل کرد. قسمت مرکزی دستگاه جریان را می چرخاند و دیواره نزدیک آن را می پیچد، به طوری که در نتیجه چرخش جریان در ورودی به دیفیوزر، F st = 0.3-0.35 است.

در صورتی که جریان پیوسته در دیفیوزر تنها به دلیل پروفیل شدن دستگاه نازل 10 و پروانه 11 HPT و اثر پیچش-باز شدن قفسه های برق 3، دستگاه چرخش 12 و شکاف 7 با کانال 6 غایب هستند

اجرای اختراع

رژیم جریان جدا نشده در کانال انتقال با چرخاندن جریان در نواحی جریان نزدیک دیوار، چرخاندن جریان در مرکز، سوراخ کردن ژنراتیکس نصف النهار کانال انتقال و مکش لایه مرزی به دست می‌آید.

ویژگی های سازماندهی فرآیند کار در موتورهای توربین گاز مدرن به گونه ای است که در پشت توربین فشار بالا یک چرخش جریان حدود 30-40 درجه وجود دارد. سطح بالایی از چرخش در دیواره های داخلی و خارجی (در فاصله 5٪ از ارتفاع کانال) باید حفظ شود و در صورت لزوم با پروفیل مرحله ای و در صورت لزوم با نصب یک دستگاه تیغه چرخشی در کانال انتقال تقویت شود. ورودی چرخش جریان در ارتفاعات از 5 درصد بخش آستین تا 95 درصد همان بخش باید هم با پروفیل کردن پله و هم با چرخاندن جریان با قفسه های قدرتی که به طور ساختاری از کانال عبور می کنند کاهش یابد. در صورت لزوم، برای دستیابی به ارتقاء جریان مطلوب، یک پره چرخشی اضافی در ورودی به کانال انتقال نصب کنید. اسپین آپ جریان در قسمت مرکزی کانال برای کاهش گرادیان فشار استاتیکی شعاعی و کاهش شدت جریان های ثانویه که لایه مرزی را ضخیم می کند و مقاومت آن را در برابر جدایی کاهش می دهد طراحی شده است. مقدار پیچش نسبی نزدیک دیوار باید تا حد امکان به مقدار 0.3-0.35 نزدیک باشد.

از آنجایی که نصب یک دستگاه تیغه اضافی با ظاهر تلفات در این دستگاه همراه است، تنها در صورتی باید نصب شود که کاهش ضریب تلفات در کانال انتقال به طور قابل توجهی از تلفات در دستگاه پیچ و تاب اضافی بیشتر شود. به عنوان یک گزینه، امکان نصب یک دستگاه چرخان اضافی روی آستین و حاشیه وجود دارد که با ارتفاع از 5٪ تا 10٪ H (شکل 4) محدود می شود.

سوراخ شدن ژنراتیکس نصف النهار کانال انتقال، رژیم جریان را در زیر لایه آرام به آشفته تغییر می دهد. برون یابی پروفیل سرعت لگاریتمی به ناحیه زیرلایه آرام تا فاصله ای از دیوار جامد برابر با 8 درصد ضخامت لایه زیرین آرام، مقدار سرعت τσ r ρ 6.5 را به دست می دهد که تنها 2 برابر کمتر از سرعت در مرز زیرلایه آرام، در حالی که سرعت جریان در خود زیر لایه آرام (در این فاصله) 4 برابر کمتر است و انرژی جنبشی ویژه 16 برابر کمتر است.

برون یابی قانون لگاریتمی توزیع سرعت، که مشخصه یک رژیم جریان کاملاً آشفته در ناحیه زیرلایه آرام است، آزادی کامل را برای حرکت گرداب های آشفته نشان می دهد. این امکان در دو شرط وجود دارد: 1) درجه سوراخ شدن سطح جامد نزدیک به 100٪ باشد.

2) گردابهای متلاطم در هر اندازه در یک بخش معین دارای آزادی کامل برای حرکت در جهت عرضی هستند.

در واقع، این شرایط به طور کامل دست نیافتنی است، اما در عمل امکان نزدیک شدن به آنها وجود دارد. در نتیجه سرعت حرکت در نزدیکی سطح سوراخ شده چندین برابر سرعت حرکت در همان فاصله از دیوار نزدیک سطح جامد خواهد بود. در این مورد، چگالی عناصر سوراخ و ساختار آن باید با حداکثر طیف انرژی نوسانات آشفته در رابطه با اندازه خطی آنها برای یک بخش معین از کانال انتقال سازگار باشد.

تراکم سوراخ (نسبت سطح سوراخ به کل مساحت) باید به دلایل ساختاری و صلبیت تا حد امکان بالا نگه داشته شود.

ساختار سوراخ با اندازه خطی گردابه های تلاطم محلی حاوی انرژی، که با ارتفاع کانال انتقال و شعاع متوسط ​​آن در یک بخش مشخص تعیین می شود، سازگار است. مدل زیر را می توان به عنوان مدل ساختار سوراخ در نظر گرفت:

d دقیقه \u003d (0.2-0.5) l e (R, II)؛

d max \u003d (1.5-2) l e (R, II)؛

d ¯ = (0.6 - 0.8) ;

d min ¯ = (0.2 - 0.3) ;

d max ¯ = (0.1 - 0.2) ;

d دقیقه - حداقل قطر سوراخ؛ d = l e (R, II) - قطر اصلی سوراخ برابر با اندازه خطی گردابه های حاوی انرژی ساختار آشفته است. d max - حداکثر قطر سوراخ؛ d ¯ = S d S - نسبت اندازه سوراخ اصلی. S d - ناحیه سوراخ، ساخته شده با توجه به اندازه d = (l e (R, II)؛ S - سطح سوراخ کل؛ d min ¯ = S d min S - نسبت حداقل اندازه سوراخ؛ S dmin - ناحیه سوراخ، ساخته شده به اندازه d min ; d max ¯ = S d max S - نسبت حداکثر اندازه سوراخ؛ S dmax - منطقه سوراخ، ساخته شده با توجه به اندازه d max (شکل 5).

اندازه گردابه های حاوی انرژی l e (R, II) با محاسبه، بسته به مدل تلاطم اتخاذ شده تعیین می شود.

در کانال های انتقالی با درجه انبساط بسیار بالا (n> 2) و زاویه باز معادل بسیار زیاد یک دیفیوزر مسطح (معادل α> 17 درجه)، حداکثر چرخش نزدیک دیوار قابل دستیابی (Ф st ≈0.3) و حداکثر سوراخ شدن قابل دستیابی و ساختار مناسب (S ¯ ≈ 0.8، که در آن S ¯ = S در S، S در - کل سطح سطح سوراخ شده، S - مساحت کل خطوط نصف النهار) ممکن است برای سازماندهی کافی نباشد. یک جریان پیوسته در طول کل کانال انتقال. در این حالت، باید با مکش لایه مرزی از طریق بخشی از سوراخ، از جدا شدن احتمالی در یک سوم آخر طول دیفیوزر جلوگیری کرد. حذف گاز مکیده شده باید در قسمت مرکزی کانال از طریق سوراخ های مربوطه در تخلیه برق، که در نزدیکی لبه ورودی پروفیل دیوار قرار دارد، سازماندهی شود. جایی که فشار استاتیک موضعی حداقل است. مساحت قسمت سوراخ 9 که برای مکش کار می کند و مساحت بخش های جریان در قفسه های 7 باید با یکدیگر همخوانی داشته باشند.

حفره در قفسه های برق دارای شکاف هایی است که در نزدیکی لبه ورودی قرار دارند که طول عمودی آن می تواند به 0.8 ارتفاع قفسه ها برسد. شیارها به طور متقارن نسبت به وسط کانال قرار دارند. مجموعه ای از حفره ها و کانال های مرتبط با سوراخ ها و شکاف ها در قفسه های برق مکش لایه مرزی را در کانال انتقال سازماندهی می کند.

سازماندهی مکش لایه مرزی تنها در صورتی مفید است که تلفات اختلاط در حین دمیدن گاز مکیده شده به ورودی به کانال انتقال کمتر از کاهش تلفات در دیفیوزر به دلیل مکش باشد.

فهرست ادبیات استفاده شده

1. گلادکوف یو.آی. بررسی متغیر در امتداد شعاع چرخش جریان ورودی بر بازده کانال های انتقال بین توربین GTE [متن]: چکیده پایان نامه برای درجه کاندیدای علوم فنی 05.07.05 / Yu.I.Gladkov - آکادمی فناوری هوانوردی دولتی ریبینسک به نام P.A.Soloviev. - 2009 - 16 ص.

2. Schlichting, G. نظریه لایه مرزی [متن] / G. Schlichting. - م.: ناوکا، 1974. - 724 ص.

1. یک کانال انتقال حلقوی جدا نشده بین یک توربین فشار قوی (HPT) و یک توربین فشار پایین (LPT) با نسبت انبساط بیش از 1.6 و زاویه باز کردن معادل یک دیفیوزر مسطح بیش از 12 درجه، حاوی یک دیوار بیرونی و یک دیواره داخلی است که مشخصه آن این است که دیواره بیرونی و داخلی سوراخ است و چرخش پشت پروانه توربین فشار قوی (HPT) در جهت تقویت آن در نزدیکی دیوارها و ضعیف شدن در مرکز تغییر شکل می‌دهد. به دلیل پروفیل شدن مرحله توربین فشار قوی (HPT) و به دلیل قرار گرفتن دستگاه چرخشی در پشت پروانه توربین فشار قوی (TVD) با ارتفاع 10 درصد از ارتفاع کانال، 5 درصد از ارتفاع بر روی دیواره های داخلی و خارجی کانال، یا به دلیل یک دستگاه پیچ و تاب گشایی با ارتفاع کامل.

2. کانال طبق ادعای 1 که مشخصه آن این است که پیچش تبدیل شده محدود به دستیابی به پارامتر انتگرال پیچ به سطح ماده F = 0.3-0.35 است.

3. کانال طبق ادعای 1، مشخص می شود که بخش سوراخ، واقع در فاصله 0.6-0.7 از طول کانال انتقال از بخش ورودی، به حفره در قفسه های برق دارای شکاف هایی در 80٪ متصل است. از ارتفاع قفسه ها به طور متقارن به وسط هندسی کانال، و شکاف ها در نزدیکی لبه جلو قرار دارند.

اختراعات مشابه:

این اختراع به زمینه انرژی، عمدتاً برای سیستم‌های بخار زباله نیروگاه‌های حرارتی مربوط می‌شود، به عنوان مثال، انتشار بخار در حین کارکرد دریچه‌های ایمنی اصلی دیگ‌ها، انفجار سوپرهیترها، سنگ‌زنی دیگ‌ها و دیگ‌های حرارت اتلاف در نرخ جریان بخار تخلیه. بیش از 30 تن در ساعت و درجه کم انبساط جت بخار n=pa/pc>1، که در آن pa - فشار هوای اتمسفر، pc - فشار بخار استاتیک در خروجی خط لوله اگزوز

دستگاه اگزوز توربوماشین شامل یک محفظه با ورودی واقع در اطراف محور چرخش توربین، یک دیفیوزر، یک خروجی واقع در دیواره بیرونی محفظه و یک پارتیشن اضافی است. دیفیوزر شامل قسمت های محوری و شعاعی است که به ترتیب توسط دیواره های مجرای داخلی و خارجی که در داخل محفظه حول محور چرخش توربین قرار دارند تشکیل شده است. پارتیشن اضافی در داخل محفظه دستگاه در صفحه ای عمود بر محور چرخش توربین با محیطی برابر با محیط دیوارهای محفظه دستگاه به موازات آن ساخته می شود. در پارتیشن اضافی، سوراخی به صورت هم محور به محور چرخش توربین ایجاد می شود که قطر آن برابر با حداکثر قطر دیواره مجرای بیرونی قسمت شعاعی دیفیوزر است. در قسمت پایینی پارتیشن اضافی، شیارهای متقارن و "آینه ای" نسبت به محور عمودی پارتیشن مذکور ایجاد می شود. در امتداد محیط شیارهای میانی، جعبه های توخالی ساخته شده به شکل اهرام ناقص با دو وجه منحنی به صورت بی حرکت و هرمتیک نصب شده اند. پایه‌های کوچک‌تر اهرام ناقص مذکور به سمت توربین دستگاه هدایت می‌شوند، فضایی از لبه بالایی پارتیشن اضافی تا لبه بالایی دیواره محفظه حاوی ورودی دستگاه توسط یک دیوار صاف مهر و موم شده بسته می‌شود. این اختراع باعث بهبود کارایی و کارایی دستگاه می شود. کارخانه توربین گاز 3 بیمار

این اختراع مربوط به طراحی تجهیزات پشتیبانی یا نصب برای خروجی توربین است. دستگاه خروجی توربین شامل قفسه های پروفیل آیرودینامیکی توخالی واقع در پشت پروانه آخرین مرحله توربین و همچنین خطوط پروفیل آیرودینامیکی است. خطوط به وسیله تیغه های جلو و عقب که بین قفسه ها قرار گرفته اند با فاصله نسبت به یکدیگر تشکیل می شوند. خطوط میانی مقاطع ورودی خطوط و مقاطع ورودی قفسه های پروفیل در جهت چرخش پروانه آخرین مرحله توربین با زاویه 20-40 درجه نسبت به محور طولی آن چرخانده می شوند. خطوط میانی بخش های خروجی مدارها در امتداد محور طولی توربین هدایت می شوند. تیغه ها با فاصله ای معادل 0.03÷0.15 طول وتر تیغه جلویی نسبت به یکدیگر نسبت به یکدیگر نصب می شوند. در طول وتر کانتور، تیغه ها در موقعیت تطبیق قسمت جلویی لبه انتهایی تیغه جلو و جلوی لبه انتهایی تیغه عقب نصب می شوند یا نسبت به آن جابه جا می شوند. تعداد مدارهای نصب شده بین قفسه ها با رابطه محافظت شده توسط اختراع حاضر تعیین می شود. اثر: اختراع افزایش راندمان آخرین مرحله توربین و همچنین کاهش چرخش جریان خروجی را ممکن می سازد. 3 بیمار

این اختراع مربوط به دستگاه های اگزوز است و می تواند به عنوان بخشی از یک واحد کمپرسور گاز با یک کارخانه توربین گاز استفاده شود. دستگاه اگزوز حاوی یک دیفیوزر، یک آداپتور با دنده های تقسیم کننده جریان و یک صدا خفه کن کاست است که در زاویه 30-60 درجه نسبت به محور آداپتور قرار گرفته است. هر یک از کاست های صدا خفه کن شامل یک قاب باربر است که با ورقه هایی پوشانده شده است که حفره بین آن با مواد جاذب صدا پر شده است. در سمتی که به سمت دیفیوزر تمایل دارد، کاست ها با یک ورق سوراخ پوشیده شده اند و در طرف مقابل - جامد. اثر: اختراع افزایش کارایی کاهش نویز در دستگاه خروجی را با اطمینان از حرکت جریان یکنواخت امکان پذیر می کند. 2 بیمار

این اختراع مربوط به مهندسی مکانیک است و می تواند در لوله اگزوز یک واحد کمپرسور گاز یا یک نیروگاه توربین گاز استفاده شود. دیفیوزر مسیر اگزوز کارخانه توربین گاز حاوی پوسته ای با فلنج، پوششی که پوسته را می پوشاند و عایق صوتی بین پوسته و بدنه قرار دارد. پوسته از قطعات متحرک و متصل تلسکوپی با محدود کننده های حرکت ساخته شده است. پوشش توسط یک ماده الاستیک، به عنوان مثال پارچه "اتم" که روی پوسته ثابت شده است، تشکیل شده است. این اختراع باعث بهبود قابلیت اطمینان طراحی دیفیوزر و همچنین کاهش مصرف فلز آن می شود. 3 بیمار

یک خروجی برای استفاده با یک توربین چند مرحله ای برای هدایت بخار از توربین به کندانسور پیکربندی شده است و شامل یک مخروط نگهدارنده اطراف روتور توربین، یک راهنما و یک کلاهک راهنما می باشد. راهنما به صورت شعاعی خارج از مخروط نگهدارنده قرار دارد، در حالی که راهنما و مخروط نگهدارنده برای هدایت سیال از توربین پیکربندی شده اند. درپوش راهنما از لبه و سطح عقب راهنما تا توربین امتداد یافته و به جلوگیری از تشکیل گردابه های سیال در خروجی کمک می کند. یکی دیگر از اختراعات این گروه مربوط به یک توربین بخار از جمله لوله خروجی فوق است. اثر: گروهی از اختراعات افزایش عملکرد توربین را ممکن می سازد. 2 n. و 6 z.p. f-ly, 5 بیمار.

اختراع مربوط به انرژی است. بخشی از فشار پایین توربین بخار شامل عنصر کنترل در ورودی، گروهی از مراحل با محفظه های میانی و لوله اگزوز متصل به کندانسور، که توسط یک سیستم لوله به حجم های ورودی و خروجی تقسیم می شود، در حالی که حجم خروجی کندانسور به عنوان مثال قبل از آخرین مرحله از طریق یک لوله بای پس با یک شیر به محفظه میانی متصل می شود. راه حل فنی پیشنهادی مبتنی بر عملکرد آخرین مرحله کم فشار در نرخ جریان بخار کم است، زمانی که پروانه آن نیرو تولید نمی کند، اما آن را از روتور دریافت می کند و آن را صرف پمپاژ بخار به سمت اگزوز می کند. با این حالت کار "کمپرسور" فشار قبل از آخرین مرحله کمتر از کندانسور است. این اجازه می دهد تا قبل از آخرین مرحله، بخار خنک شده توسط سیستم لوله کندانسور در حالی که از حجم ورودی به حجم خروجی جریان می یابد، به داخل محفظه هدایت شود. اختراع ادعا شده افزایش قابلیت اطمینان و کارایی یک توربین بخار در نرخ جریان بخار کم را از طریق گروهی از مراحل قسمت کم فشار با کاهش گرمایش تهویه قسمت جریان و از بین بردن پیامدهای آن بدون استفاده از خنک کننده امکان پذیر می کند. تزریق رطوبت، که فرسایش را افزایش می دهد، و بدون افزایش سرعت جریان بخار کار، که باعث کاهش تامین گرما و برق می شود. 1 بیمار

این اختراع مربوط به زمینه موتورهای توربین گاز هواپیما، به ویژه به گره ای است که بین توربین فشار قوی و توربین فشار پایین مدار داخلی یک موتور هواپیمای بای پس قرار دارد.