Turbina niskiego ciśnienia silnika turbiny gazowej. Izentropowa prędkość przepływu w ruchu względnym

Wynalazek dotyczy turbin niskie ciśnienie silniki z turbiną gazową do zastosowań lotniczych. Turbina niskiego ciśnienia silnik turbiny gazowej zawiera wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe z kołnierzami wewnętrznymi i zewnętrznymi Tylne wsparcie stojan. Uszczelnienie labiryntowe turbiny wykonane jest dwupoziomowo. Warstwę wewnętrzną tworzą dwa labiryntowe grzebienie uszczelniające skierowane w stronę osi turbiny oraz powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowana w stronę toru przepływu turbiny. Warstwę zewnętrzną tworzą grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane w stronę toru przepływu turbiny oraz powierzchnia robocza zewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego skierowana w stronę osi turbiny. Grzebienie uszczelniające labiryntu warstwy wewnętrznej uszczelnienia labiryntowego wykonane są z równoległych ścianek wewnętrznych, pomiędzy którymi osadzony jest pierścień tłumiący. Zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego jest wykonany z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową komorą powietrzną. Pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego znajduje się pierścieniowa ścianka barierowa zamontowana na tylnym wsporniku stojana. Powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego jest umieszczona w taki sposób, aby stosunek średnicy wewnętrznej na wylocie toru przepływu turbiny do średnicy powierzchnia robocza wewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego wynosił 1,05 1,5. Wynalazek poprawia niezawodność turbiny niskiego ciśnienia silnika turbogazowego. 3 chory.

Rysunki do patentu RF 2507401

Wynalazek dotyczy niskociśnieniowych turbin silników turbogazowych do zastosowań lotniczych.

Znana jest niskociśnieniowa turbina silnika turbogazowego z tylną podporą, w której uszczelnienie labiryntowe oddzielające tylną komorę wylotową turbiny od toru przepływu na wylocie z turbiny jest wykonane w postaci pojedynczej kondygnacji. (S.A. Vyunov, „Projektowanie i projektowanie lotniczych silników turbinowych”, Moskwa, „Engineering”, 1981, s. 209).

Wadą znanej konstrukcji jest mała stabilność ciśnienia we wnęce odciążającej turbiny, spowodowana niestabilną wartością szczelin promieniowych w uszczelnieniu labiryntowym, zwłaszcza przy zmiennych trybach pracy silnika.

Najbliższa zastrzeganej konstrukcji jest niskociśnieniowa turbina silnika turbogazowego, zawierająca wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe z wewnętrznymi i zewnętrznymi kołnierzami labiryntowymi zamocowanymi na tylnym wsporniku stojana (patent USA nr 7905083, F02K 3.02, 15.03.2011).

Wadą znanej konstrukcji, przyjętej jako prototyp, jest zwiększona wartość siły osiowej wirnika turbiny, co zmniejsza niezawodność turbiny i silnika jako całości z powodu niskiej niezawodności. łożysko skośne, dostrzegając zwiększoną siłę osiową wirnika turbiny.

Efektem technicznym zastrzeganego wynalazku jest zwiększenie niezawodności turbiny niskiego ciśnienia silnika turbogazowego poprzez zmniejszenie wielkości siły osiowej wirnika turbiny oraz zapewnienie stabilności siły osiowej podczas pracy w warunkach przejściowych.

Określony efekt techniczny uzyskuje się przez to, że w turbinie niskiego ciśnienia silnika turbinowego zawierającej wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe wykonane z kołnierzy wewnętrznych i zewnętrznych zamocowanych na tylnej podporze stojana , uszczelnienie labiryntowe turbiny wykonane jest dwupoziomowo, przy czym warstwę wewnętrzną uszczelnienia labiryntowego tworzą dwa grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane do osi turbiny oraz powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego skierowana do toru przepływu turbiny, a zewnętrzną warstwę uszczelnienia labiryntowego tworzą grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane do toru przepływu turbiny oraz powierzchnię roboczą kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowaną do osi turbina i grzebienie uszczelniające labiryntu warstwy wewnętrznej uszczelnienia labiryntowego wykonane są z równoległymi ściankami wewnętrznymi, pomiędzy którymi osadzony jest pierścień tłumiący, a zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego wykonany jest z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową komorą powietrzną , natomiast pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego znajduje się pierścieniowa ściana barierowa zamontowana na tylnym wsporniku stojana, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego jest umieszczona w taki sposób, że że spełniony jest następujący warunek:

gdzie D jest średnicą wewnętrzną na wylocie z toru przepływu turbiny,

Uszczelnienie labiryntowe na wylocie z turbiny niskiego ciśnienia jest dwupoziomowe, z ułożeniem poziomów uszczelnień w taki sposób, że poziom wewnętrzny tworzą dwa wypustki uszczelnienia labiryntowego skierowane w stronę osi turbiny oraz powierzchnia robocza uszczelnienia labiryntowego wewnętrznego kołnierz skierowany w stronę toru przepływu turbiny, a warstwa zewnętrzna uformowana jest skierowana w kierunku toru przepływu turbiny grzebienie uszczelniające labirynt i powierzchnie robocze kołnierza zewnętrznego labiryntu skierowane w stronę osi turbiny, pozwala na zapewnienie niezawodne działanie uszczelnienie labiryntowe podczas przejściowej pracy turbiny, co zapewnia stabilność siły osiowej działającej na wirnik turbiny i zwiększa jej niezawodność.

Wykonanie karbów uszczelniających labiryntu wewnętrznej warstwy uszczelnienia z równoległymi ściankami wewnętrznymi, pomiędzy którymi osadzony jest pierścień tłumiący, zmniejsza naprężenia wibracyjne w labiryncie oraz zmniejsza szczeliny promieniowe między karbami labiryntu a kołnierzami labiryntu foka.

Wykonanie zewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego z zewnętrzną zamkniętą komorą powietrzną oraz umieszczenie pierścieniowej przegrody na tylnej podporze stojana pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego może znacznie zmniejszają szybkość nagrzewania i stygnięcia zewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego w stanach przejściowych, zbliżając je tym samym do szybkości nagrzewania i stygnięcia zewnętrznej warstwy uszczelnienia labiryntowego, co zapewnia stabilność luzów promieniowych między stojana i wirnika w uszczelce oraz zwiększa niezawodność turbiny niskiego ciśnienia poprzez konserwację stabilne ciśnienie w komorze rozładunkowej za turbiną.

Wybór stosunku D/d=1,05 1,5 wynika z faktu, że przy D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

Gdy D/d>1,5 zmniejsza niezawodność silnika turbogazowego poprzez zmniejszenie osiowej siły odciążającej działającej na wirnik turbiny niskiego ciśnienia.

Na rysunku 1 przedstawiono przekrój podłużny turbiny niskiego ciśnienia silnika turbogazowego.

Rysunek 2 - element I z rysunku 1 w powiększeniu.

Figura 3 - element II z figury 2 w powiększeniu.

Turbina niskiego ciśnienia 1 silnika turbogazowego składa się z wirnika 2 i stojana 3 z tylną podporą 4. Aby zmniejszyć siły osiowe od sił gazowych działających na wirnik 2 na jego wylocie, między tarczą ostatni krok 5 wirnika 2 i tylnego wspornika 4, wykonana jest wnęka rozładunkowa 6 wysokie ciśnienie krwi, który jest napompowany powietrzem ze względu na pośredni stopień sprężarki (nie pokazano) i jest oddzielony od ścieżki przepływu 7 turbiny 1 dwupoziomowym uszczelnieniem labiryntowym, a labirynt 8 uszczelnienia jest zamocowany połączenie gwintowane 9 na tarczy ostatniego stopnia 5 wirnika 2, a wewnętrzny kołnierz 10 i zewnętrzny kołnierz 11 uszczelnienia labiryntowego są zamocowane na tylnym wsporniku 4 stojana 3. Wewnętrzna warstwa uszczelnienia labiryntowego jest utworzona przez powierzchnia robocza 12 kołnierza wewnętrznego 10 skierowana (zwrócona) w stronę toru przepływu 7 turbiny 1 oraz dwa grzebienie uszczelniające 13, 14 labiryntu 8 skierowane w stronę osi 15 turbiny 1. Ścianki wewnętrzne 16, 17, odpowiednio, grzebieni 13, 14 są wykonane równolegle do siebie. Pierścień tłumiący 18 jest zainstalowany między ścianami wewnętrznymi 16 i 17, co pomaga zmniejszyć naprężenia wibracyjne w labiryncie 8 i zmniejszyć promieniowe szczeliny odpowiednio 19 i 20 między labiryntem 8 wirnika 2 a kołnierzami 10, 11. Warstwę zewnętrzną uszczelnienia labiryntowego tworzy powierzchnia robocza 21 kołnierza zewnętrznego 11, skierowana (zwrócona) w stronę osi 15 turbiny 1 oraz wypustki uszczelniające 22 labiryntu 8 skierowane na drogę przepływu 7 turbina 1. Zewnętrzny kołnierz 11 uszczelnienia labiryntowego wykonany jest z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową komorą powietrzną 23, ograniczoną pozaściana 24 kołnierza zewnętrznego 11. Pomiędzy ścianą 24 kołnierza zewnętrznego 11 uszczelnienia labiryntowego a torem przepływu 7 turbiny 1 znajduje się pierścieniowa ściana barierowa 25 zamontowana na tylnym wsporniku 4 stojana 3 i chroniąca kołnierz zewnętrzny 11 ze strumienia gazu wysokotemperaturowego 26 płynącego w ścieżce przepływu 7 turbiny 1.

Powierzchnia robocza 12 kołnierza wewnętrznego 10 uszczelnienia labiryntowego jest umieszczona w taki sposób, że spełniony jest warunek:

gdzie D jest wewnętrzną średnicą części przepływowej 7 turbiny 1 (na wylocie części przepływowej 7);

d jest średnicą powierzchni roboczej 12 wewnętrznego kołnierza 10 uszczelnienia labiryntowego.

Urządzenie działa w następujący sposób.

Podczas pracy turbiny niskiego ciśnienia 1 na stan temperaturowy zewnętrznego kołnierza 11 uszczelnienia labiryntowego może wpływać zmiana temperatury strumienia gazu 26 w torze przepływu 7 turbiny 1, która może znacznie zmienić luz promieniowy 19 i siła osiowa działająca na wirnik 2 w wyniku zmiany ciśnienia powietrza we wnęce odciążającej 6. Tak się jednak nie dzieje, ponieważ wewnętrzny kołnierz 10 wewnętrznego poziomu uszczelnienia labiryntowego jest niedostępny dla wpływ przepływu gazu 26, który przyczynia się do stabilności luzu promieniowego 20 pomiędzy wewnętrznym kołnierzem 10 a grzebieniami labiryntowymi 13, 14, a także stabilności ciśnienia we wnęce 6 oraz stabilności działania siły osiowej na wirniku 2 turbiny 1.

PRAWO

Turbina niskiego ciśnienia silnika turbogazowego zawierająca wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe z kołnierzami wewnętrznym i zewnętrznym zamocowane na tylnej podporze stojana, znamienna tym, że uszczelnienie labiryntowe turbiny jest wykonane w dwóch warstwach, przy czym warstwę wewnętrzną uszczelnienia labiryntowego tworzą dwa grzebienie uszczelnienia labiryntowego skierowane do osi turbiny oraz powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowana na ścieżkę przepływu turbiny, oraz zewnętrzną warstwę uszczelnienia labiryntowego tworzą grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane do toru przepływu turbiny oraz powierzchnię roboczą kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowane do osi turbiny oraz uszczelnienie skośne labiryntu warstwy wewnętrznej uszczelnienia labiryntowego wykonane są z równoległymi ściankami wewnętrznymi, pomiędzy którymi zainstalowany jest pierścień tłumiący, a zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego wykonany jest z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową komorą powietrzną, natomiast pomiędzy drogą przepływu na turbinie i kołnierzu zewnętrznym uszczelnienia labiryntowego na tylnej podporze stojana zamontowana jest pierścieniowa ścianka barierowa, a powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego jest usytuowana w taki sposób, że spełniony jest warunek:

D/d=1,05 1,5, gdzie

D jest średnicą wewnętrzną na wylocie ścieżki przepływu turbiny,

d jest średnicą powierzchni roboczej wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego.

3. PROCES ROZPRĘŻANIA GAZU W TURBINIE

Rozdział dotyczy następne pytania:
- Powołanie w TRD;
- schemat i zasada działania osiowego;
- siła obwodowa efektywna praca gaz, sprawność i moc turbiny;
- główne parametry określające moc turbiny;
— Praca w zespole turbiny i sprężarki w silnikach turboodrzutowych;
- turbiny wielostopniowe i cechy działania silników turbinowych dwuwałowych;
- Urządzenia wyjścia VRD.

Gaz, który ma znaczną energię potencjalną, dostaje się do turbiny z komory spalania.
to maszyna łopatkowa przetwarzająca energię gazu sprężonego i ogrzanego w komorach spalania Praca mechaniczna na wale. W silniku turboodrzutowym turbina służy do obracania wirnika sprężarki oraz wszystkich jednostek serwisowych: paliwa, oleju, pompy hydrauliczne itd.
W porównaniu z innymi silnikami przetwarzającymi energię gazu na pracę mechaniczną ma szereg zalet:
- możliwość uzyskania duża moc w jednym urządzeniu o niewielkich wymiarach i wadze;
— wysoka wydajność, co wynika z dobrej aerodynamiki toru przepływu i braku ostre zakręty przepływ;
- prostota i niezawodność konstrukcji.
Turbiny są klasyfikowane zgodnie z kierunkiem ruchu przepływu gazu, liczbą stopni i innymi cechami.
W kierunku przepływu gazu turbiny mogą być promieniowe , gdy przepływ porusza się od środka do obwodu wzdłuż promienia elementów turbiny, oraz osiowy, w którym przepływ porusza się wzdłuż osi turbiny.
Turbiny osiowe są stosowane w silnikach turboodrzutowych.
— W zależności od liczby stopni turbiny silniki turboodrzutowe wykonywane są jako jednostopniowe, dwustopniowe lub wielostopniowe, w zależności od stopnia rozprężenia gazu w turbinie.
Klasyfikacja turbin według innych kryteriów jest omówiona w następnym akapicie.

3.2. SCHEMAT I ZASADA DZIAŁANIA STOPNIA OSIOWEGO

Głównymi elementami stopnia turbiny są aparat dyszowy (SA) i Koło robocze(RK) ryc. 26.
Łopatki SA i RK tworzą w ścieżce przepływu turbiny układ kanałów, przez które przepływa strumień gazu.
Aby rozważyć zasadę działania stopnia turbiny, przecinamy go cylindryczną powierzchnią a - a i obróć go na płasko. Weźmy płaską siatkę turbiny, składającą się z sekcji SA i RK (ryc. 27).
W przekroju łopaty SA i RK są profilami aerodynamicznymi.
Gaz z komory spalania absolutna prędkość przepływ C 3 , ciśnienie P 3 i temperatura T 3 wchodzą do kanałów aparatu dyszowego. Aparat dyszy jest przeznaczony do przekształcania energii potencjalnej ciśnienia przepływu gazu w energię kinetyczną. W tym celu kanały SA zwężają się w przepływie (f 3 ΄< f 3 , gdzie f jest polem przekroju poprzecznego kanału).

Natężenie przepływu w SA wzrasta od C 3 do C 3 ", a ciśnienie i temperatura gazu spadają (P 3 "<Р 3 и Т 3 "<Т 3).
Z prędkością bezwzględną C3 "gaz wchodzi do łopatek wirnika obracających się z prędkością obwodową U. W kanale międzyłopatkowym RC gaz porusza się ze względną prędkością W 3" równą różnicy geometrycznej bezwzględnej C 3 "i prędkość obwodowa U na wejściu do RC , tj. W 3 "= C 3" - U.
Plan prędkości przy wjeździe do RC pokazano na ryc. 27. Aby zapewnić bezwstrząsowe wejście, krawędzie natarcia ostrzy RC są instalowane w kierunku prędkości względnej W 3 ". Ze względu na wzrost prędkości obwodowej od podstawy ostrza do końca i konieczność zapewnienia bezwstrząsowego wejścia na wszystkich promieniach ostrze RC podlega „skręceniu”.
W wirniku energia kinetyczna przepływu gazu jest zamieniana na pracę mechaniczną. Bezwzględne natężenie przepływu spada w kanałach Republiki Kazachstanu z C 3 "do C 4 .
W zależności od rodzaju turbiny gaz w kanałach międzyłopatkowych RC albo nadal się rozszerza (ciśnienie spada z P 3 "do P 4), albo tylko zmienia kierunek ruchu, a ciśnienie pozostaje niezmienione.
Nazywa się turbinę, w której gaz rozpręża się w kanałach międzyłopatkowych RC reaktywny. Nazywa się turbinę, w której odbywa się tylko obrót przepływu w RC aktywny.
W turbinie odrzutowej kanały międzyłopatkowe są zwężające się (f 4 W silnikach turboodrzutowych stosuje się wyłącznie turbiny odrzutowe. Aktywne turbiny są stosowane w turborozprężarkach, turbopompach. Pracę mechaniczną na wale turbiny uzyskuje się dzięki temu, że na łopatkach RK, na które działają siły gazodynamiczne, powstają siły obwodowe, to znaczy siły, które pokrywają się z kierunkiem prędkości. Siły te wytwarzają moment obrotowy na wale turbiny. W turbinie odrzutowej siła obwodowa działająca na łopatki RV powstaje z dwóch powodów:

a) aktywny impuls gazowy związany z występowaniem siły aerodynamicznej P a na łopatce w przepływie (ryc. 28);

b) ze względu na siłę reakcji P p , powstających podczas rozpędzania strugi gazu od prędkości W 3 "do W 4 > W 3". Siły Ra i Pp można rozłożyć na składowe osiowe i obwodowe.
Otrzymane składowe osiowe sił czynnych P ao i reaktywnych P ro są równe
ΔР o \u003d Р аo - Р ro jest postrzegane przez łożyska wirnika silnika.
Powstałe składowe obwodowe aktywnego P ai i reaktywny PP I siły tworzą siłę obwodową P u= R za u+ Р s u , wykorzystywane do wytwarzania momentu obrotowego i mocy netto na wale turbiny.

3.3. SIŁA ZACISKOWA, WYDAJNOŚĆ GAZU, WYDAJNOŚĆ I MOC TURBINY

A). Wyznaczanie wielkości siły obwodowej P u.
Wielkość siły R u można otrzymać na podstawie dobrze znanego twierdzenia mechanika techniczna: „Zmiana wielkości ruchu drugiej masy gazu w kierunku obrotu wirnika (kierunku obwodowym) jest równa drugiemu impulsowi siły działającej w tym samym kierunku”.
Aby skompilować równanie pędu, zbuduj połączony plan prędkości dla stopnia turbiny (ryc. 29).

Z połączonego planu prędkości można to zobaczyć
W 3 "u \u003d C 3" u - u
W 4 u \u003d u - do 4 u
Δ do u \u003d do 3 "u - do 4 u
Przy układaniu równania na zmianę pędu przyjmujemy, że kierunek obrotu (kierunek prędkości obwodowej u) jest dodatni.
Końcowa siła obwodowa wynosi
P u \u003d [kg];
B). Wydajna praca na gazie.
Praca siły obwodowej 1 kg gazu Lu jest równa

Gdzie GG — drugie zużycie gazu [kg/s].
Podstawiając wartość siły obwodowej, otrzymujemy wzór na pracę siły obwodowej

Pracę 1 kg gazu przeniesioną na wał turbiny nazywamy efektywną pracą gazu
Le - Ta praca mniej pracy siła obwodowa o wielkość strat: tarcie gazu, przelewanie się gazu w szczelinach, tarcie w łożyskach, powstawanie wirów. Wymienione straty są niewielkie i dla mocnych turbin wynoszą 2-3%. całkowita moc. Dlatego z wystarczającą dokładnością do celów praktycznych uważa się, że Le Lu. Wtedy efektywna praca gazu wynosi

Im wydajniejsza praca gazu, tym większe zawirowanie gazu w wirniku i prędkość obwodowa lub obroty wirnika turbiny,

V). Turbina Kp d.

Występują straty na sposobie zamiany adiabatycznej pracy rozprężania gazu w turbinie na pracę mechaniczną na jej wale. Wielkość strat uwzględniana jest przez efektywną sprawność turbiny, która jest równa stosunkowi pracy efektywnej Le do adiabatycznej pracy rozprężania gazu w turbinie L piekło eksp te.

Sprawność turbiny η T uwzględnia zarówno straty wewnętrzne (hydrauliczne), jak i straty energii wraz z prędkością wyjściową. Strata związana z prędkością wyjściową jest względna, ponieważ energia kinetyczna, niewykorzystana w niewystarczającym stopniu do wytworzenia mocy na wale turbiny, jest następnie wykorzystywana do ciąg odrzutowy silnik.
W przypadku nowoczesnych jednostopniowych silników turboodrzutowych wartość sprawności jest równa η T = 0,7 — 0,86.
G). Moc wytwarzana przez turbinę.
Moc turbiny to praca wykonywana przez gaz przez jedną sekundę i przenoszona na wał turbiny.
Z definicji moc turbiny wynosi;
N T =
Moc turbiny jest określana przez wartość drugiego strumienia wagowego gazu GG, temperatura gazu przed turbiną T 3 *, stopień rozprężenia gazu w turbinie π T oraz sprawność turbiny η T . Moc turbiny jest tym większa, im większa jest wartość tych parametrów.
W nowoczesnych silnikach turboodrzutowych moc rozwijana przez turbinę osiąga wysokie wartości NT = 10 000-50 000 KM. Z. i więcej.
Ta moc jest wydawana głównie na obrót sprężarki silnika, a tylko 2-3% na napęd jednostek serwisowych.

3.4. GŁÓWNE PARAMETRY OKREŚLAJĄCE MOC TURBINY

Głównymi parametrami decydującymi o mocy turbiny są:
— przepływ gazu drugiego ciężaru GG;
- prędkość wirnika turbiny N;
— temperatura gazu przed turbiną Tz*;
— stopień reaktywności turbiny ρ .

A). Przepływ gazu drugiego ciężaru GG.
Wartość drugiego natężenia przepływu gazu można wyznaczyć z równania ciągłości, biorąc pod uwagę, że w aparacie dyszy jest zwykle ustawiony krytyczny spadek ciśnienia lub bliski temu.
Oznacza to, że w wąskim (krytycznym) odcinku SA (Fkr) prędkość krytyczna jest ustawiona Skr, równa lokalnej prędkości dźwięku A. Równanie dla tego przypadku zostanie zapisane jako:

Gdzie γkr to ciężar właściwy gazu w krytycznej sekcji SA [kg/m3].
Wiadomo, że
, A

Od ciśnienia i temperatury gazu w krytycznej części SA Rkr I Tkr proporcjonalna do ciśnienia Rz i temperatura gazu Tz na wlocie do turbiny możemy napisać:
Lub

.
Tym samym o godz stała temperatura gaz przed turbiną Tz zużycie gazu GG określone przez ciśnienie gazu Rz przed nią. Zwiększenie ciśnienia gazu Rz prowadzi do wzrostu zużycia gazu i mocy turbiny;

B). Prędkość wirnika turbiny N.

Przy stałej temperaturze gazu przed turbiną Tz* = Spnst, wzrost prędkości obrotowej wirnika turbiny N prowadzi do wzrostu mocy turbiny NT.
Jest to wyjaśnione w następujący sposób. Zwiększenie prędkości obrotowej wirnika turbiny N(wirnik silnika) prowadzi do wzrostu zużycia powietrza GV oraz stopień wzrostu ciśnienia powietrza w sprężarce silnika π K. Zwiększyć π K prowadzi do wzrostu ciśnienia na wylocie ze sprężarki Р2* i na wlocie do turbiny Р3*= σКСР2*.
Wzrost ciśnienia Pz* z jednej strony zwiększa przepływ gazu przez turbinę G G, z drugiej strony zwiększa się stopień rozprężenia gazu w turbinie π T. Zatem wraz ze wzrostem prędkości wirnika turbiny moc turbiny N t wzrasta z powodu wzrostu zużycia gazu G G i stopień rozprężenia gazu w turbinie πT .
Wiadomo, że przy Тз*=Const moc turbiny NT jest proporcjonalna do liczby obrotów turbiny N do potęgi 2,5, tj.
NT = f(n2,5)

V). Temperatura gazu przed turbiną Tz*
Przy zadanych i stałych prędkościach obrotowych wirnika turbiny N= Const wzrost temperatury gazu przed turbiną Tz* prowadzi do wzrostu mocy turbiny NT , ponieważ w tym przypadku adiabatyczna praca rozprężania gazu w turbinie Ładrasz wzrasta do pierwszego stopnia, a przepływ gazu przez turbinę GG maleje do potęgi 1/2.

Temperatura gazu przed turbiną jest ograniczona wytrzymałością łopatek turbiny. W nowoczesnych silnikach jest równa Tz* = 1100-1300°K.

G). Stopień reaktywności turbiny ρ .

Stopień reaktywności turbiny charakteryzuje rozkład pracy rozprężania gazu pomiędzy aparatem dyszowym a kołem turbiny.
Stopień reaktywności turbiny jest stosunkiem adiabatycznej pracy rozprężania gazu w wirniku Ładres adiabatycznej pracy rozprężania gazu w stopniu turbiny Ładres
.
Wartość stopnia reaktywności turbiny może zmieniać się od 0 do 1, tj.
0< ρ <1.
Na ρ = 0, rozprężanie gazu następuje tylko w aparacie dyszowym, turbina jest czysto aktywna, a przy p = 1 turbina jest czysto reaktywna.
Stopień reaktywności turbiny wpływa na sprawność turbiny, a co za tym idzie na jej moc. Uzależnienie η T = F(ρ ) pokazano na ryc. 30. Charakter zależności polega na tym, że istnieje optymalna wartość ρ ≈ 0,5, przy której sprawność turbiny przyjmuje wartość maksymalną. Jest to wyjaśnione w następujący sposób. Stopień rozprężenia gazu w turbinie π T= Р3*/Р4 można uznać za iloczyn stopni rozprężenia gazu w SA π SA\u003d P3 * / Pz "w sprawie stopnia ekspansji gazu w Republice Kazachstanu π RK = R „3 / P4, tj. π T = π SA · π RK. Dla danego stopnia rozprężenia gazu w turbinie π T wzrost stopnia reaktywności ρ oznacza wzrost ekspansji gazu w Republice Kazachstanu, tj π RK. Jest to możliwe dzięki wzrostowi ciśnienia gazu przed RC Rz. „Wzrostowi Rz” towarzyszy

spadek bezwzględnych prędkości C „3 i względnych W C” przed RK. Zmniejszenie prędkości Wc” prowadzi do zmniejszenia strat hydraulicznych (wewnętrznych), a w konsekwencji do wzrostu sprawności turbiny η m. Z drugiej strony wzrost ekspansji gazu w Republice Kazachstanu wraz ze wzrostem stopnia reaktywności turbiny ρ prowadzi do wzrostu strat wraz z prędkością wyjściową (wzrost energii kinetycznej), co prowadzi do spadku sprawności turbiny η T.

3.5. WSPÓLNA PRACA TURBINY I SPRĘŻARKI W TJD

Ponieważ w systemie TRD sprężarka i turbina są połączone wspólnym wałem, ich praca jest współzależna. Współzależność ich pracy, oprócz mechanicznego połączenia, wynika z całkowitego przepływu powietrza przez sprężarkę i gazu przez turbinę, które decydują o ich mocy.
Moc wytwarzana przez turbinę Nt jest mocą dostępną. Może być równa, większa lub mniejsza niż moc wymagana do obrotu sprężarki NK;
W zależności od tego wyróżnia się następujące tryby wspólnej pracy turbiny i sprężarki:
1. Tryb równowagi, gdy Nt = NК;
2. Tryb przyspieszania (zwiększanie obrotów silnika), gdy NT > NK;
3. Tryb hamowania w celu zmniejszenia prędkości obrotowej silnika), gdy Nt< NК.
Oczywiste jest, że zmiana trybu pracy silnika (sterowanie silnikiem) jest możliwa poprzez zmianę mocy turbiny.
Najwygodniejszym parametrem za pomocą którego można zmienić moc turbiny jest temperatura gazu przed turbiną Tz*. Zmianę Tz* uzyskuje się poprzez zmianę ilości paliwa Gt dostarczanego do komory spalania silnika.
Wcześniej wykazano, że moc potrzebna do obrócenia sprężarki NK jest proporcjonalna do prędkości obrotowej silnika N do trzeciego stopnia, tj.
NK = fa (n3),
a moc rozwijana przez turbinę Nt, przy danej i stałej temperaturze gazu przed nią Tz * = Const, jest proporcjonalna do liczby obrotów N do potęgi 2,5, tj.
NT=f(n2,5).
Połączone wykresy zależności NК = f (n) i NT = f (n) pokazano na ryc. Rys. 31. Z wykresu wynika, że ​​wraz ze wzrostem prędkości obrotowej silnika moc sprężarki NK rośnie szybciej niż moc turbiny Nt.

Moc turbiny jest proporcjonalna do temperatury gazu Tz*.
Krzywa 1 na wykresie przedstawia zależność NT= f (n) przy Тз*max = Сonst, a krzywe 2, 3, 4... przy niższych, ale stałych temperaturach Тз*.
W punktach przecięcia krzywych 1, 2, 3, 4... z krzywą NK = f (n) moce sprężarki i turbiny są sobie równe, tj. N T \u003d N K. Punkty te określają tryby równowagi. Minimalne nmin i maksymalne nmax obroty silnika są osiągane przy Т3*=Т3*max. Obroty mniejsze niż nmin lub większe niż nmax można uzyskać tylko podnosząc temperaturę powyżej maksymalnej dopuszczalnej T 3 * max , co może doprowadzić do awarii turbiny.
Wraz ze wzrostem prędkości obrotowej od nmin do nmax temperatura gazu przed turbiną T3* najpierw spada od T3*max do T3*min przy średnich obrotach (rys. 31), a następnie ponownie wzrasta do T3*max przy n = nmaks. Taki charakter zmiany temperatury Т3* tłumaczy się warunkami wspólnej pracy sprężarki i turbiny w układzie TRD i wynika z odmiennego prawa zmian NK i NT w zależności od liczby obrotów.
Wysoka wartość Tz* przy nmax i nmin wskazuje na duże obciążenie cieplne silnika w tych trybach. Dlatego praca silnika z maksymalną prędkością obrotową nmax jest dozwolona przez ograniczony czas (5-10 minut), a prędkość obrotowa małego gazu n mg zwykle 1000-1500 obr./min przekracza nmin, tj.
N mg\u003d (1000-1500) obr./min + nmin.
Podczas uruchamiania silnika w zakresie obrotów, w którym NT< 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 nmg trwa łącznie z rozruchem silnika i turbiny. przy obr./min mg lub kilku mniejszych, ale większych nmin, rozrusznik jest automatycznie wyłączany.
Czas ciągłej pracy o n mg jest również ograniczona, ponieważ T3* jest stosunkowo duża, a wydajność chłodzenia części turbiny w tym trybie jest niewystarczająca.
Aby zwiększyć prędkość obrotową silnika powyżej n mg konieczne jest zwiększenie mocy turbiny, co osiąga się poprzez zwiększenie dopływu paliwa do komory spalania. Jednocześnie wzrasta temperatura gazu Tz*, pojawia się nadwyżka mocy turbiny Nt, a wirnik silnika rozpędza się do prędkości, przy której N T = N K (krzywe aib na rys. 31). Zmniejszenie prędkości wirnika uzyskuje się poprzez zmniejszenie dopływu paliwa do komory spalania, zmniejszenie Tz* i Nt. Obroty spadają do wartości, przy której ponownie N T \u003d N K (krzywa na ryc. 31).

3.6. TURBINY WIELOSTOPNIOWE I CECHY PRACY TURBIN SILNIKÓW DWUWAŁOWYCH
1. Turbiny wielostopniowe

Możliwości turbiny jednostopniowej są ograniczone maksymalnym (krytycznym) spadkiem ciśnienia w aparacie dyszowym, gdy na wyjściu z niej (krytyczny odcinek skośnego cięcia) prędkość przepływu osiąga prędkość dźwięku. Ta różnica ciśnień (wynosi około 2) zapewnia adiabatyczną pracę rozprężania gazu
Łpiekło eksp≤ 25 000–30 000 kg m/kg przy temperaturze gazu na wlocie do turbiny 850–960 °C i prędkości obwodowej przy średnim promieniu równym u=350—370m/sek.
Gdy w celu uzyskania większej mocy konieczne jest wygenerowanie większego spadku ciśnienia w turbinie, stosuje się turbiny dwustopniowe lub wielostopniowe.
Turbina wielostopniowa w porównaniu z jednostopniową ma następujące zalety:
a) mniejsze straty energii gazu w ścieżce przepływu, co wynika z mniejszych natężeń przepływu z uwagi na mniejsze spadki ciśnienia w poszczególnych stopniach;
b) wykorzystanie efektu odzysku ciepła. W wyniku tarcia gazu uwalniane jest ciepło, które w turbinie jednostopniowej jest stratą, aw turbinie wielostopniowej jest częściowo wykorzystywane w kolejnym stopniu;
c) lepsze wykorzystanie prędkości wyjściowej gazu z poprzednich w kolejnych stopniach, co zmniejsza straty wraz z prędkością wyjściową i zwiększa sprawność turbiny.
Wady turbin wielostopniowych to:
a) złożoność strukturalna;
b) Wzrost długości i masy (jednak średnica turbiny wielostopniowej jest mniejsza niż turbiny jednostopniowej);
c) Reżim wysokiej temperatury łopatek pierwszego stopnia i gorsze warunki chłodzenia łopatek drugiego i kolejnych stopni.
W nowoczesnych silnikach turboodrzutowych szeroko stosowane są turbiny dwu- i trzystopniowe.

2. Cechy działania turbin silników dwuwałowych

Turbina silnika dwuwałowego jest dwustopniowa, ale między stopniami występuje tylko dynamiczne połączenie gazowe. Wirnik turbiny pierwszego stopnia napędza wirnik sprężarki wysokiego ciśnienia (HPR), a wirnik drugiego stopnia napędza wirnik sprężarki niskiego ciśnienia (RPR). Schemat wirników wysokiego i niskiego ciśnienia pokazano na ryc. 32.
Pierwszy stopień turbiny (HPR) i drugi stopień turbiny (RND) są zaprojektowane w taki sposób, że krytyczne (lub bliskie) spadki ciśnienia są ustalane w urządzeniach dyszowych w obliczonych i bliskich trybach. Rozkład pracy rozprężania gazu między etapami przy zmianie trybów pracy silnika następuje automatycznie, co wynika z następujących głównych przyczyn.

A). Przy zmianie prędkości obrotowej silnika stopień rozprężenia gazu na stopniach turbiny w pewnym zakresie trybów, gdy spadek ciśnienia w króćcu wylotowym silnika jest bliski wartości krytycznej, pozostaje praktycznie stały, tj.
π turboodrzutowy i π TRND \u003d Const, a zatem
π TΣ = π TRWD · π TRND = stała;
B). Przy stałym stopniu rozprężenia gazu w turbinie sprawność turbiny pozostaje niezmieniona, tj.
η turboodrzutowy i η TRND = konst ;
V). Od sprawnej pracy turbiny
Ł TEN = ,
wtedy Letrnd i Letrvd są proporcjonalne tylko do temperatury gazu przed stopniem turbiny odpowiednio Tz*rnd i Tz*rvd. Podczas zmiany trybu pracy silnika następuje proporcjonalna zmiana Tz * rnd i Tz * rvd.
W związku z tym rozkład dostępnej efektywnej pracy pomiędzy etapami pozostaje niezmieniony, tj.
LETRND / LEТ RVD = Const .
Wiadomo, że dławienie silnika prowadzi do zwiększenia pracy potrzebnej do obrócenia sprężarki niskiego ciśnienia (stopnie „cięższe”) i zmniejszenia pracy wymaganej do obrócenia sprężarki wysokiego ciśnienia (stopnie „ułatwienia”). Przy stałym rozkładzie dostępnej pracy między stopniami turbiny prowadzi to do bardziej intensywnego zmniejszenia prędkości HPP niż HPP;
G). Przy znacznym dławieniu silnika, gdy na wylocie ustala się podkrytyczny spadek ciśnienia, ogólny współczynnik rozszerzalności maleje
gaz w turbinie π TΣ, głównie z powodu upadku π TRND i LETRND oraz π TRVD prawie się nie zmienia. Prowadzi to do jeszcze intensywniejszego spadku prędkości obrotowej RPR w porównaniu z HPH, co przyczynia się do stabilnej pracy sprężarki dwustopniowej.

Sprężanie powietrza w sprężarkach turboodrzutowych.
1.1. Wymagania dla sprężarek turboodrzutowych i rodzaje sprężarek.
1.2. Sprężanie powietrza w sprężarkach odśrodkowych.
1.3. Niestabilna praca sprężarki odśrodkowej i środki do jej zwalczania.
1.4. Sprężanie powietrza w sprężarkach osiowych.
1.5. Niestabilna praca sprężarki osiowej i walka z nią.
2. Organizacja procesu spalania w komorach spalania silników turboodrzutowych.
2.1 Przeznaczenie komór spalania.
2.2 Podstawowe wymagania dla komór spalania i ocena ich wykonania.
2.3. Rodzaje komór spalania i ich rozmieszczenie.
2.4. Zasada działania i przebieg pracy komory spalania.
2.5. Zależność zupełności i stabilności spalania od warunków eksploatacji.
3. Proces rozprężania gazu w turbinie.
3.2 Schemat i zasada działania stopnia osiowego.
3.3 Siła obwodowa, sprawność gazowa, sprawność i moc turbiny.
3.4. Główne parametry określające moc turbiny
3.5 Wspólna praca turbiny i sprężarki w silniku turboodrzutowym.
3.6. Turbiny wielostopniowe i cechy eksploatacyjne turbin silników dwuwałowych.

Podręcznik metodyczny został opracowany przez mistrza p / o Zabolotny V.A.

Przeczytaj zanim zadasz pytanie: Często zadawane pytania

• Dalej

DO Silniki lotnicze obejmują wszystkie typy silników cieplnych stosowanych jako urządzenia napędowe statków powietrznych typu lotniczego, tj. urządzenia wykorzystujące właściwości aerodynamiczne do poruszania się, manewrowania itp. w atmosferze (samoloty, śmigłowce, pociski manewrujące klasy „B-B”, „V-3” , „3-V”, „3-3”, systemy lotnicze itp.). Oznacza to szeroką gamę używanych silników - od tłokowych po rakietowe.

Silniki lotnicze (rys. 1) dzielą się na trzy szerokie klasy:

• tłok (PD);
• strumień powietrza (RDW w tym GTD);
• pocisk (R & D Lub RKD).

Bardziej szczegółowej klasyfikacji podlegają dwie ostatnie klasy, w szczególności klasa RDW.

Przez zasada sprężania powietrza WRD dzielą się na:

• kompresor , tj. obejmujące sprężarkę do mechanicznego sprężania powietrza;
• bez sprężarki :
  • raz przez RDW ( SPVRD) ze sprężaniem powietrza tylko od ciśnienia prędkości;
  • tętniący RDW ( PUVRD) z dodatkową kompresją powietrza w specjalnych przerywanych urządzeniach gazodynamicznych.

Klasa silnika rakietowego LRE odnosi się również do typu sprężarki silników cieplnych, ponieważ w tych silnikach płyn roboczy (paliwo) jest sprężany w stanie ciekłym w jednostkach turbopompowych.

Silnik rakietowy na paliwo stałe (RDTT) nie ma specjalnego urządzenia do sprężania płynu roboczego. Przeprowadza się go na początku spalania paliwa w półzamkniętej przestrzeni komory spalania, w której znajduje się wsad paliwa.

Przez Zasada działania jest podział: PD I PUVRD pracować w cyklu czasopismo akcje, podczas RDW, GTD I RKD cykl jest wykonywany ciągły działania. Daje im to przewagę pod względem względnej mocy, ciągu, masy itp., Co w szczególności decydowało o celowości ich zastosowania w lotnictwie.

Przez zasada ciągu odrzutowego WRD dzielą się na:

• silniki reakcji bezpośredniej;
• silniki reakcji pośredniej.

Silniki pierwszego typu bezpośrednio wytwarzają siłę pociągową (ciąg P) - to wszystko silniki rakietowe (RKD), silnik turboodrzutowy bez dopalacza iz komorami dopalaczy ( TRD I TRDF), obejście turboodrzutowe (turbowentylator I TRDDF), raz przez naddźwiękowy i hipersoniczny ( SPVRD I odrzutowiec), tętniący (PUVRD) i liczne połączone silniki.

Silniki z turbiną gazową o reakcji pośredniej (GTD) przekazują generowaną przez nie moc do specjalnego śmigła (śmigła, śmigła, wirnika głównego helikoptera itp.), które wytwarza siłę pociągową na tej samej zasadzie strumienia powietrza ( turbośmigłowy , turbośmigłowy , turbował silniki - TVD, TVVD, TVGTD). W tym sensie klasa RDWłączy wszystkie silniki, które wytwarzają ciąg zgodnie z zasadą strumienia powietrza.

W oparciu o rozważane typy silników prostych obwodów, szereg połączone silniki , łącząc cechy i zalety silników różnych typów, na przykład klas:

• silniki turboodrzutowe - TRDP (TRD Lub turbowentylator + SPVRD);
• rakieta strumieniowa - RPD (LRE Lub RDTT + SPVRD Lub odrzutowiec);
• turbina rakietowa - BRT (TRD + LRE);

i wiele innych kombinacji silników o bardziej złożonych schematach.

Silniki tłokowe (PD)

Dwurzędowy, 14-cylindrowy, promieniowy silnik tłokowy chłodzony powietrzem. Formularz ogólny.

silnik tłokowy (Język angielski) silnik tłokowy ) -

Klasyfikacja silników tłokowych. Samolotowe silniki tłokowe można podzielić według różnych kryteriów:

• W zależności od rodzaju stosowanego paliwa- do silników na paliwa lekkie lub ciężkie.
• Według metody mieszania- w silnikach z mieszanką zewnętrzną (gaźnik) i silnikach z mieszanką wewnętrzną (bezpośredni wtrysk paliwa do cylindrów).
• W zależności od metody zapłonu mieszanki- do silników o zapłonie iskrowym i samoczynnym.
• W zależności od liczby uderzeń- do silników dwusuwowych i czterosuwowych.
• W zależności od metody chłodzenia- do silników chłodzonych cieczą i powietrzem.
• Według liczby cylindrów- do silników czterocylindrowych, pięciocylindrowych, dwunastocylindrowych itp.
• W zależności od położenia cylindrów- rzędowy (z walcami ułożonymi w rzędzie) i gwiaździsty (z walcami ułożonymi w okrąg).

Z kolei silniki rzędowe dzielą się na jednorzędowe, dwurzędowe w kształcie litery V, trzyrzędowe w kształcie litery W, czterorzędowe w kształcie litery H lub X. Silniki osiowe są również podzielone na jednorzędowe, dwurzędowe i wielorzędowe.

• Z natury zmiana mocy w zależności od zmiany wysokości- na duże wysokości, tj. silniki, które zachowują moc, gdy samolot wznosi się na wysokość, oraz silniki na małych wysokościach, których moc maleje wraz ze wzrostem wysokości lotu.
• Metoda napędu śmigła- dla silników z bezpośrednim przełożeniem na śmigło i motoreduktorów.

Nowoczesne samolotowe silniki tłokowe to czterosuwowe silniki gwiazdowe napędzane benzyną. Cylindry silników tłokowych są zwykle chłodzone powietrzem. Wcześniej w lotnictwie stosowano również silniki tłokowe z cylindrami chłodzonymi wodą.

Spalanie paliwa w silniku tłokowym odbywa się w cylindrach, podczas gdy energia cieplna jest przekształcana w energię mechaniczną, ponieważ pod ciśnieniem powstających gazów tłok porusza się do przodu. Z kolei ruch postępowy tłoka jest zamieniany na ruch obrotowy wału korbowego silnika poprzez korbowód, który jest ogniwem łączącym cylinder z tłokiem i wałem korbowym.

Silniki z turbiną gazową (GTE)

Silnik turbiny gazowej - silnik cieplny przeznaczony do przekształcania energii spalania paliwa w energię kinetyczną strumienia i (lub) w pracę mechaniczną na wale silnika, którego głównymi elementami są sprężarka, komora spalania i turbina gazowa.

Silniki jednowałowe i wielowałowe

Najprostszy silnik z turbiną gazową ma tylko jedną turbinę, która napędza sprężarkę i jednocześnie jest źródłem mocy użytkowej. Nakłada to ograniczenia na tryby pracy silnika.

Czasami silnik jest wielowałowy. W tym przypadku jest kilka turbin połączonych szeregowo, z których każda napędza własny wał. Turbina wysokiego ciśnienia (pierwsza po komorze spalania) zawsze napędza sprężarkę silnika, a kolejne mogą napędzać zarówno obciążenie zewnętrzne (śmigła śmigłowca lub statku, potężne generatory elektryczne itp.), jak i dodatkowe sprężarki samego silnika, znajduje się przed głównym.

Zaletą silnika wielowałowego jest to, że każda turbina pracuje z optymalną prędkością i obciążeniem. Przy obciążeniu napędzanym z wału silnika jednowałowego reakcja silnika na przepustnicę, czyli zdolność do szybkiego rozkręcania się, byłaby bardzo słaba, ponieważ turbina musi dostarczać moc zarówno po to, aby zapewnić silnikowi dużej ilości powietrza (moc jest ograniczona ilością powietrza) oraz do przyspieszenia ładunku. Dzięki schematowi dwuwałowemu lekki wirnik wysokociśnieniowy szybko wchodzi w tryb, dostarczając silnikowi powietrze, a turbinę niskiego ciśnienia dużą ilość gazów do przyspieszenia. Możliwe jest również użycie słabszego rozrusznika do przyspieszenia, gdy uruchamia się tylko wirnik wysokiego ciśnienia.

Silnik turboodrzutowy (TRD)

Silnik turboodrzutowy (Język angielski) silnik turboodrzutowy ) - silnik cieplny wykorzystujący turbinę gazową, a ciąg strumienia powstaje, gdy produkty spalania wypływają z dyszy strumieniowej. Część pracy turbiny zużywana jest na sprężanie i podgrzewanie powietrza (w sprężarce).

Schemat silnika turboodrzutowego:
1. urządzenie wejściowe;
2. sprężarka osiowa;
3. komora spalania;
4. łopaty turbin;
5. dysza.

W silniku turboodrzutowym sprężanie płynu roboczego na wlocie do komory spalania i duża wartość przepływu powietrza przez silnik uzyskuje się dzięki łącznemu działaniu napływającego strumienia powietrza i sprężarki znajdującej się w przewodzie TRD bezpośrednio po urządzenie wlotowe, przed komorą spalania. Sprężarka napędzana jest przez turbinę zamontowaną z nią na tym samym wale i pracującą na tym samym płynie roboczym, podgrzewanym w komorze spalania, z której powstaje strumień strumieniowy. W urządzeniu wlotowym statyczne ciśnienie powietrza wzrasta z powodu spowolnienia przepływu powietrza. W sprężarce całkowite ciśnienie powietrza wzrasta z powodu pracy mechanicznej wykonywanej przez sprężarkę.

Stosunek ciśnień w sprężarce jest jednym z najważniejszych parametrów silnika turboodrzutowego, ponieważ od niego zależy efektywna sprawność silnika. Jeśli dla pierwszych próbek silników turboodrzutowych wskaźnik ten wynosił 3, to dla nowoczesnych osiąga 40. Aby zwiększyć stabilność gazowo-dynamiczną sprężarek, wykonuje się je w dwóch etapach. Każda z kaskad pracuje z własną prędkością i jest napędzana przez własną turbinę. W tym przypadku wał 1. stopnia sprężarki (niskie ciśnienie), obracany przez ostatnią (najniższą prędkość obrotową) turbinę, przechodzi wewnątrz wału drążonego sprężarki drugiego stopnia (wysokie ciśnienie). Stopnie silnika są również nazywane wirnikami niskiego i wysokiego ciśnienia.

Komora spalania większości silników turboodrzutowych ma kształt pierścienia, a wał turbiny-sprężarki przechodzi wewnątrz pierścienia komory. Po wejściu do komory spalania powietrze jest dzielone na 3 strumienie:

• powietrze pierwotne- wchodzi przez przednie otwory w komorze spalania, zwalnia przed wtryskiwaczami i bierze bezpośredni udział w tworzeniu mieszanki paliwowo-powietrznej. Bezpośrednio zaangażowany w spalanie paliwa. Mieszanka paliwowo-powietrzna w strefie spalania paliw w RDW ma skład zbliżony do stechiometrycznego.
• powietrze wtórne- wchodzi przez boczne otwory w środkowej części ścianek komór spalania i służy do ich schłodzenia poprzez wytworzenie strumienia powietrza o znacznie niższej temperaturze niż w strefie spalania.
• powietrze trzeciorzędowe- wchodzi przez specjalne kanały powietrzne w wylotowej części ścianek komory spalania i służy do wyrównania pola temperatur płynu roboczego przed turbiną.

Mieszanina gaz-powietrze rozpręża się, a część jej energii zamieniana jest w turbinie poprzez łopatki wirnika na energię mechaniczną obrotu wału głównego. Energia ta jest zużywana przede wszystkim na pracę sprężarki, a także jest wykorzystywana do napędzania jednostek silnikowych (pompy wspomagania paliwa, pompy oleju itp.) oraz napędzania generatorów elektrycznych, które dostarczają energię do różnych systemów pokładowych.

Główna część energii rozprężającej się mieszanki gazowo-powietrznej jest wykorzystywana do przyspieszenia przepływu gazu w dyszy, który z niej wypływa, tworząc ciąg strumienia.

Im wyższa temperatura spalania, tym wyższa sprawność silnika. Aby zapobiec zniszczeniu części silnika, stosuje się stopy żaroodporne wyposażone w układy chłodzenia i powłoki termoizolacyjne.

Silnik turboodrzutowy z dopalaczem (TRDF)

Silnik turboodrzutowy z dopalaczem - modyfikacja silnika turboodrzutowego, stosowana głównie w samolotach naddźwiękowych. Różni się od silnika turboodrzutowego obecnością dopalacza między turbiną a dyszą strumieniową. Dodatkowa ilość paliwa jest dostarczana do tej komory przez specjalne dysze, które są spalane. Proces spalania jest organizowany i stabilizowany za pomocą urządzenia czołowego, które zapewnia mieszanie odparowanego paliwa ze strumieniem głównym. Wzrost temperatury związany z doprowadzeniem ciepła do dopalacza zwiększa dostępną energię produktów spalania, a co za tym idzie prędkość spalin z dyszy strumieniowej. W związku z tym ciąg odrzutowy (dopalacz) również wzrasta do 50%, ale gwałtownie wzrasta zużycie paliwa. Silniki z dopalaczem generalnie nie są używane w lotnictwie komercyjnym ze względu na niskie zużycie paliwa.

Dwuobwodowy silnik turboodrzutowy (TRDD)

Pierwszym, który zaproponował koncepcję silnika turbowentylatorowego w krajowym przemyśle silników lotniczych był A. M. Lyulka (na podstawie badań prowadzonych od 1937 r. A. M. Lyulka złożył wniosek o wynalezienie silnika turboodrzutowego typu bypass. Certyfikat praw autorskich przyznano 22 kwietnia, 1941.)

Można powiedzieć, że od lat 60-tych do dnia dzisiejszego w przemyśle silników lotniczych trwa era silników turbowentylatorowych. Silniki turbowentylatorowe różnych typów są najpowszechniejszą klasą silników turbowentylatorowych stosowanych w samolotach, od szybkich myśliwców przechwytujących z turbowentylatorami o niskim obejściu po gigantyczne komercyjne i wojskowe samoloty transportowe z turbowentylatorami o wysokim obejściu.

Schemat silnika obejściowego turboodrzutowego:
1. sprężarka niskiego ciśnienia;
2. kontur wewnętrzny;
3. strumień wyjściowy obwodu wewnętrznego;
4. strumień wyjściowy obwodu zewnętrznego.

Podstawy ominąć silniki turboodrzutowe opracowano zasadę doprowadzenia do silnika turboodrzutowego dodatkowej masy powietrza przechodzącej przez obwód zewnętrzny silnika, co umożliwia uzyskanie silników o wyższej sprawności lotu w porównaniu z konwencjonalnymi silnikami turboodrzutowymi.

Po przejściu przez wlot powietrze dostaje się do sprężarki niskiego ciśnienia, zwanej wentylatorem. Za wentylatorem powietrze jest dzielone na 2 strumienie. Część powietrza dostaje się do obwodu zewnętrznego i omijając komorę spalania tworzy strumień strumienia w dyszy. Pozostała część powietrza przepływa przez wewnętrzny obieg całkowicie identyczny jak we wspomnianym wyżej silniku turbowentylatorowym, z tą różnicą, że ostatnimi stopniami turbiny w silniku turbowentylatorowym jest napęd wentylatora.

Jednym z najważniejszych parametrów silnika turbowentylatorowego jest współczynnik obejścia (m), czyli stosunek przepływu powietrza przez obieg zewnętrzny do przepływu powietrza przez obieg wewnętrzny. (m \u003d G 2 / G 1, gdzie G 1 i G 2 to odpowiednio przepływ powietrza przez obieg wewnętrzny i zewnętrzny.)

Gdy współczynnik obejścia jest mniejszy niż 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - strumienie są wyrzucane osobno, ponieważ mieszanie jest utrudnione ze względu na znaczną różnicę ciśnień i prędkości.

Silnik turbowentylatorowy oparty jest na zasadzie zwiększenia sprawności lotu silnika, poprzez zmniejszenie różnicy między prędkością wydechu płynu roboczego z dyszy a prędkością lotu. Zmniejszenie ciągu, które spowoduje zmniejszenie tej różnicy prędkości, jest kompensowane przez zwiększenie przepływu powietrza przez silnik. Konsekwencją wzrostu przepływu powietrza przez silnik jest zwiększenie powierzchni przedniego odcinka wlotu silnika, co skutkuje zwiększeniem średnicy wlotu silnika, co prowadzi do wzrostu jego oporu i masa. Innymi słowy, im wyższy współczynnik obejścia, tym większa średnica silnika, przy czym wszystkie inne rzeczy są równe.

Wszystkie silniki turbowentylatorowe można podzielić na 2 grupy:

• z przepływami mieszającymi za turbiną;
• bez mieszania.

W silniku turbowentylatorowym z mieszanką przepływów ( TRDDsm) przepływy powietrza z obiegów zewnętrznych i wewnętrznych wchodzą do jednej komory mieszania. W komorze mieszania strumienie te mieszają się i opuszczają silnik przez pojedynczą dyszę o tej samej temperaturze. TRDSM są bardziej wydajne, jednak obecność komory mieszania prowadzi do zwiększenia gabarytów i masy silnika

Silniki turbowentylatorowe, podobnie jak silniki turbowentylatorowe, mogą być wyposażone w regulowane dysze i dopalacze. Z reguły są to silniki turbowentylatorowe o niskim współczynniku obejścia dla naddźwiękowych samolotów wojskowych.

Wojskowy turbowentylator EJ200 (m=0,4)

Obejście silnika turboodrzutowego z dopalaczem (TRDDF)

Dwuobwodowy silnik turboodrzutowy z dopalaczem - modyfikacja silnika turbowentylatorowego. Różni się obecnością komory dopalacza. Znalazł szerokie zastosowanie.

Produkty spalania opuszczające turbinę mieszają się z powietrzem pochodzącym z obiegu zewnętrznego, a następnie ciepło dostarczane jest do ogólnego strumienia w dopalaczu, który działa na takiej samej zasadzie jak w TRDF. Produkty spalania w tym silniku wypływają z jednej wspólnej dyszy strumieniowej. Taki silnik nazywa się dwuobwodowy silnik ze wspólnym dopalaczem.

TRDDF z odchylanym wektorem ciągu (OVT).

Sterowanie wektorem ciągu (VCT) / Odchylenie wektora ciągu (VVT)

Specjalne dysze obrotowe, w niektórych silnikach turbowentylatorowych (F), umożliwiają odchylenie przepływu płynu roboczego wypływającego z dyszy względem osi silnika. OVT prowadzi do dodatkowych strat ciągu silnika z powodu dodatkowej pracy przy obracaniu strumienia i komplikuje sterowanie samolotem. Ale te niedociągnięcia są w pełni rekompensowane przez znaczny wzrost zwrotności i zmniejszenie rozbiegu samolotu do startu i lądowania, aż do pionowego startu i lądowania włącznie. OVT jest używany wyłącznie w lotnictwie wojskowym.

Silnik turbowentylatorowy / turbowentylatorowy o wysokim obejściu

Schemat silnika turbowentylatorowego:
1. wentylator;
2. owiewka ochronna;
3. turbosprężarka;
4. strumień wyjściowy obwodu wewnętrznego;
5. strumień wyjściowy obwodu zewnętrznego.

silnik turbowentylatorowy (Język angielski) silnik turbowentylatorowy ) to silnik turbowentylatorowy o wysokim współczynniku obejścia (m>2). Tutaj kompresor niskiego ciśnienia zamienia się w wentylator, który różni się od kompresora mniejszą liczbą stopni i większą średnicą, a gorący strumień praktycznie nie miesza się z zimnym.

Ten typ silnika wykorzystuje jednostopniowy wentylator o dużej średnicy, który zapewnia wysoki przepływ powietrza przez silnik przy wszystkich prędkościach lotu, w tym przy niskich prędkościach startu i lądowania. Ze względu na dużą średnicę wentylatora, dysza zewnętrznego konturu takich silników turbowentylatorowych staje się dość ciężka i często jest skracana za pomocą prostowników (stałych łopatek, które obracają strumień powietrza w kierunku osiowym). W związku z tym większość silników turbowentylatorowych o wysokim współczynniku obejścia - bez mieszania.

Urządzenie kontur wewnętrzny takie silniki są podobne do silnika turboodrzutowego, którego ostatnimi stopniami turbiny jest napęd wentylatora.

Pętla zewnętrzna Taki silnik turbowentylatorowy jest z reguły jednostopniowym wentylatorem o dużej średnicy, za którym znajduje się łopatka kierująca wykonana ze stałych łopatek, które przyspieszają przepływ powietrza za wentylatorem i obracają go, prowadząc do kierunku osiowego, kontur zewnętrzny zakończony dyszą.

Ze względu na fakt, że wentylator takich silników ma z reguły dużą średnicę, a stopień wzrostu ciśnienia powietrza w wentylatorze nie jest duży, dysza obwodu zewnętrznego takich silników jest raczej krótka. Odległość od wlotu silnika do wylotu dyszy konturu zewnętrznego może być znacznie mniejsza niż odległość od wlotu silnika do wylotu dyszy konturu wewnętrznego. Z tego powodu dość często dysza konturu zewnętrznego jest mylona z owiewką wentylatora.

Silniki turbowentylatorowe o wysokim współczynniku obejścia mają konstrukcję dwu- lub trzywałową.

Zalety i wady.

Główną zaletą takich silników jest ich wysoka sprawność.

Wady - duża waga i wymiary. Zwłaszcza - duża średnica wentylatora, która powoduje znaczny opór powietrza w locie.

Zakres takich silników to komercyjne samoloty pasażerskie dalekiego i średniego zasięgu, wojskowe lotnictwo transportowe.

Silnik turbośmigłowy (TVVD)

Silnik turbośmigłowy (Język angielski) silnik turbo propfan ) -

[0001] Wynalazek dotyczy dziedziny lotniczych silników turbinowych, a w szczególności jednostki usytuowanej pomiędzy turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia obwodu wewnętrznego silnika samolotu obejściowego. Ciągły pierścieniowy kanał przejściowy między turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia o współczynniku rozszerzalności większym niż 1,6 i równoważnym kącie otwarcia płaskiego dyfuzora większym niż 12° zawiera perforowane ściany zewnętrzne i wewnętrzne. Zawirowanie przepływu za wirnikiem turbiny wysokiego ciśnienia jest przekształcane w kierunku jego wzmocnienia przy ściankach i osłabienia w środku. Zawirowanie jest przekształcane poprzez profilowanie stopnia turbiny wysokiego ciśnienia oraz zawirowywacz umieszczony za wirnikiem turbiny wysokiego ciśnienia o wysokości 10% wysokości kanału, 5% wysokości na wewnętrznej i zewnętrznej ściance kanału lub za pomocą urządzenia do skręcania i rozkręcania na pełnej wysokości. EFEKT: wynalazek pozwala na zmniejszenie strat w kanale przejściowym pomiędzy turbinami wysokiego i niskiego ciśnienia. 2 wp. f-ly, 6 chorych.

Dziedzina technologii, do której należy wynalazek

[0001] Wynalazek dotyczy dziedziny lotniczych silników turbinowych, a w szczególności jednostki usytuowanej pomiędzy turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia obwodu wewnętrznego silnika samolotu obejściowego.

Stan techniki

Lotnicze turbiny gazowe silników obejściowych przeznaczone są do napędzania sprężarek. Turbina wysokiego ciśnienia jest przeznaczona do napędzania sprężarki wysokiego ciśnienia, a turbina niskiego ciśnienia jest przeznaczona do napędzania sprężarki niskiego ciśnienia i wentylatora. W silnikach lotniczych piątej generacji masowe natężenie przepływu płynu roboczego przez obwód wewnętrzny jest kilkakrotnie mniejsze niż natężenie przepływu przez obwód zewnętrzny. Dlatego turbina niskiego ciśnienia w swojej mocy i wymiarach promieniowych jest kilkakrotnie większa niż turbina wysokiego ciśnienia, a jej prędkość obrotowa jest kilkakrotnie mniejsza niż prędkość obrotowa turbiny wysokiego ciśnienia.

Ta cecha nowoczesnych silników lotniczych jest konstrukcyjnie ucieleśniona w potrzebie wykonania kanału przejściowego pomiędzy turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia, którym jest pierścieniowy dyfuzor.

Poważne ograniczenia charakterystyki ogólnej i masowej silnika lotniczego w stosunku do kanału przejściowego wyrażają się w potrzebie wykonania kanału o stosunkowo krótkiej długości, o dużym stopniu rozproszenia i wyraźnie odłączanym równoważnym kącie otwarcia płaskiego dyfuzora . Stopień rozproszenia rozumiany jest jako stosunek pola przekroju wyjściowego do wejściowego. Dla nowoczesnych i zaawansowanych silników stopień rozproszenia przyjmuje wartość bliską 2. Przez równoważny kąt otwarcia dyfuzora płaskiego rozumie się kąt otwarcia dyfuzora płaskiego o tej samej długości co dyfuzor stożkowy pierścieniowy i takim samym stopniu rozproszenia . We współczesnych lotniczych silnikach turbinowych równoważny kąt otwarcia dyfuzora płaskiego przekracza 10°, podczas gdy ciągły przepływ w dyfuzorze płaskim obserwuje się dopiero przy kącie otwarcia nie większym niż 6°.

Dlatego wszystkie konstrukcje kanałów przejściowych charakteryzują się wysokim współczynnikiem stratności, wynikającym z oddzielenia warstwy granicznej od ścianki dyfuzora. Na rysunku 1 przedstawiono ewolucję głównych parametrów kanału przejściowego firmy General Electric. Na rysunku 1 stopień rozproszenia kanału przejściowego jest wykreślony wzdłuż osi poziomej, a równoważny kąt otwarcia płaskiego dyfuzora jest wykreślony wzdłuż osi pionowej. Z rysunku 1 wynika, że ​​początkowo wysokie wartości efektywnego kąta otwarcia (≈12°) ewoluują do znacznie niższych wartości, co wiąże się jedynie z wysokim poziomem strat. Zgodnie z wynikami badań dyfuzora pierścieniowego o stopniu otwarcia 1,6 i efektywnym kącie otwarcia dyfuzora płaskiego 13,5°, współczynnik strat wahał się od 15% do 24% w zależności od prawa rozkładu wiru wzdłuż kanału wysokość .

Analogi wynalazku

Dalekimi analogami wynalazku są dyfuzory opisane w patentach US 2007/0089422 A1, DAS 1054791. W konstrukcjach tych, aby zapobiec oderwaniu się strumienia od ścianki dyfuzora, stosuje się zasysanie warstwy przyściennej z odcinka znajdującego się w środek kanału z wyrzutem spalin do dyszy. Dyfuzory te nie są jednak kanałami przejściowymi między turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia.

Krótki opis rysunków

Nieograniczające przykłady wykonania niniejszego wynalazku, jego dodatkowe cechy i zalety zostaną opisane bardziej szczegółowo poniżej w odniesieniu do załączonych rysunków, na których:

na rysunku 1 przedstawiono ewolucję części przepływowej kanału przejścia międzyturbinowego w silniku turbowentylatorowym firmy General Electric,

rysunek 2 przedstawia zależność strat energii kinetycznej przepływu w kanale od całkowego parametru zawirowania przepływu F ¯ CT T w postaci przybliżenia liniowego, gdzie ν=0 jest zawirowaniem jednorodnego przepływu na wysokość; ν=-1 - wzrost wiru przepływu; ν=1 - wir przepływu o malejącej wysokości; y \u003d -1,36F st +0,38 - zależność aproksymacji odpowiadająca współczynnikowi niezawodności R \u003d 0,76,

rysunek 3 przedstawia ekstrapolację strat separacyjnych w dyfuzorze pierścieniowym z wartości zawirowania ścianki,

figura 4 przedstawia schemat kanału przejściowego,

ryc. 5 przedstawia schemat perforacji,

Ryc. 6 przedstawia schemat urządzenia szafy zasilającej wraz z kanałem zasilającym.

Ujawnienie wynalazku

Problemem, na który nakierowany jest niniejszy wynalazek, jest stworzenie kanału przejściowego o stopniu otwarcia większym niż 1,6 i równoważnym kącie otwarcia dyfuzora płaskiego przekraczającym 12°, w którym przepływ byłby nierozdzielony, a poziom strat , odpowiednio, jest minimalnie możliwe. Proponuje się obniżenie współczynnika strat z 20-30% do 5-6%.

Zadanie zostało rozwiązane:

1. Na podstawie przekształcenia istniejącego wiru za turbiną wysokiego ciśnienia na wlocie do dyfuzora pierścieniowego w kierunku jego wzmocnienia na ściankach wewnętrznych i zewnętrznych kanału oraz osłabienia w środku kanału.

2. Oparty na perforacji wewnętrznej i zewnętrznej ścianki dyfuzora pierścieniowego o zmiennej długości, dostosowanej do lokalnej struktury turbulencji.

3. Na podstawie zasysania warstwy przyściennej ze strefy możliwego oddzielenia przepływu od ścianek dyfuzora.

W związku z tym proponuje się nierozdzielony pierścieniowy kanał przejściowy między turbiną wysokiego ciśnienia (HPT) a turbiną niskiego ciśnienia (LPT) o współczynniku rozszerzalności większym niż 1,6 i równoważnym kącie otwarcia płaskiego dyfuzora większym niż 12 °, zawierające ścianę zewnętrzną i ścianę wewnętrzną. Ściany zewnętrzne i wewnętrzne są perforowane, a wirowanie za wirnikiem turbiny wysokiego ciśnienia (WPW) jest przekształcane w kierunku jego wzmocnienia przy ścianach i osłabienia w środku. Skręcenie jest przekształcane poprzez profilowanie stopnia turbiny wysokiego ciśnienia (WPW) oraz za pomocą zawirowywacza umieszczonego za wirnikiem turbiny wysokiego ciśnienia (WPW) o wysokości 10% wysokości kanału, 5% wysokości na wewnętrznej i zewnętrznej ściance kanału lub przez odkręcenie urządzenia odkręcającego o pełną wysokość.

Przekonwertowany skręt jest ograniczony przez osiągnięcie całkowego parametru skrętu do poziomu F artykułu =0,3-0,35. Sekcja perforacji, znajdująca się w odległości 0,6-0,7 długości kanału przejściowego od sekcji wlotowej, jest połączona z wnęką w szafach zasilających, które posiadają szczeliny na 80% wysokości szaf, symetrycznie do geometrycznego środku kanału, a szczeliny znajdują się w pobliżu krawędzi wlotu.

Jak wiadomo, gaz porusza się w dyfuzorze na zasadzie bezwładności w kierunku wzrostu ciśnienia, a oddzielenie (rozwarstwienie) strumienia od ścianek jest fizycznie spowodowane niedostateczną bezwładnością wewnętrznych warstw przyściennych warstwy przyściennej. Punkty 1, 2 mają na celu zwiększenie bezwładności przepływu gazu przy ścianie poprzez zwiększenie prędkości ruchu i odpowiednio jego energii kinetycznej.

Obecność wirowania w przepływie gazu przyściennego zwiększa prędkość ruchu, a co za tym idzie jego energię kinetyczną. W efekcie wzrastają opory przepływu na oderwanie (rozwarstwienie od ścianek), a straty maleją. Rysunek 2 przedstawia wyniki badań eksperymentalnych dyfuzora pierścieniowego o stopniu ujawnienia 1,6 i równoważnym kącie otwarcia dyfuzora płaskiego 13,5°. Na osi pionowej przedstawiono współczynnik strat, definiowany tradycyjnie: stosunek strat energii mechanicznej w dyfuzorze do energii kinetycznej przepływu gazu na wlocie do dyfuzora. Oś pozioma reprezentuje całkowy parametr wirowania zdefiniowany w następujący sposób:

F. z t \u003d F. w t + F p e r F.,

gdzie Ф. = 2 π ∫ R R + H ρ w u r 2 re r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r re r (R + H 2)

Całkowy parametr wirowania na wlocie kanału, ρ to gęstość, w to prędkość osiowa, u to prędkość obwodowa, r to promień prądu, R to promień z wewnętrzną tworzącą dyfuzora, H to wysokość kanału, Ф w jest całkowym parametrem wirowania rozpatrywanym w zakresie wysokości od 0% do 5% przekroju tulei, tj.

Ф в t \u003d 2 π ∫ R R + 0,05 H. ρ w u r 2 re r 2 π ∫ R R + H. ρ w 2 r re r (R + H 2) ;

Ф pas - ten sam parametr, ale w zakresie wysokości od 95% do 100% przekroju rękawa, tj.

Фper = 2 π ∫ R + 0,95 H. R + H. ρ w u r 2 re r 2 π ∫ R R + H. ρ w 2 r re r (R + H. 2) .

Jak widać na rysunku 2, straty w kanale przejściowym zmniejszają się wraz ze wzrostem udziału skrętu przyściennego.

Na rysunku 3 przedstawiono liniową ekstrapolację zależności ξ (Ф st) na poziom strat tarcia w równoważnym kanale o stałym przekroju. W takim przypadku zawirowanie przyścienne (10% wysokości kanału) powinno stanowić około 30% zawirowania przepływu.

Jak wiadomo, w przypadku przepływu turbulentnego w kanałach bezpośrednio przy ścianie następuje przepływ laminarny ze względu na brak możliwości poprzecznego ruchu pulsacyjnego. Grubość warstwy laminarnej wynosi około 10 μ ρ τ s t. W ostatnim wyrażeniu μ to lepkość dynamiczna, τ st to naprężenie tarcia na ściance. Jak wiadomo, naprężenie tarcia wzdłuż dyfuzora szybko maleje, aw punkcie rozdzielenia jest na ogół równe zeru. W związku z tym grubość laminarnej podwarstwy w kanale przejściowym z litą ścianą gwałtownie wzrasta wzdłuż przepływu. Odpowiednio zwiększa się grubość warstwy przyściennej przepływu o niskim poziomie energii kinetycznej.

Perforacja ścianki wewnętrznej i zewnętrznej kanału przejściowego umożliwia poprzeczny ruch pulsacyjny w dowolnej odległości od ścianki perforowanej. Ponieważ w przepływie turbulentnym wzdłużny przepływ fluktuacyjny jest statystycznie związany z przepływem poprzecznym, perforacja umożliwia zwiększenie powierzchni samego przepływu turbulentnego. Im wyższy stopień perforacji ścianki, im cieńsza warstwa laminarna, tym większa prędkość gazu w warstwie przyściennej, tym większa energia kinetyczna przepływu przyściennego i jego odporność na oderwanie (delaminacja od ścianki).

Opis konstrukcji kanału przejściowego pomiędzy turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia

Kanałem przejściowym między turbiną wysokiego ciśnienia (HPT) a turbiną niskiego ciśnienia (LPT) obwodu wewnętrznego obejściowego silnika turboodrzutowego (rysunek 4) jest pierścieniowy dyfuzor posiadający ścianę wewnętrzną 1 i ścianę zewnętrzną 2. ściany wewnętrzne i zewnętrzne na styku z HPT i LPT mają określone promienie.

Przez kanał przejściowy przechodzą zębatki zasilające 3, które zapewniają smarowanie, wentylację i chłodzenie podpór wirników HPT i LPT. Zębatki 3 mają asymetryczny profil aerodynamiczny w przekroju poprzecznym, który zapewnia spiętrzenie przepływu w środku kanału i skręcenie przepływu na ściankach kanału do poziomu Ф st = 0,3-0,35.

Ściany 1 i 2 są perforowane (rysunek 5). Aby uniknąć przelewania się płynu roboczego w perforacjach, części perforacji 4 są odizolowane od siebie poprzecznymi ścianami 5.

Z sekcji perforacji 9, znajdującej się w odległości 0,6-0,7 od wejścia do dyfuzora, organizowane jest zasysanie i usuwanie przez kanał zasilający 6 do szczelin 7 stojaków 3. minimalne lokalne ciśnienie statyczne. W kanale łączącym wnękę 9 z wnęką słupków 3 znajdują się podkładki pomiarowe 8 regulujące przepływ gazu.

Za wirnikiem HPT 11 zainstalowane jest urządzenie skręcające 12, które zwiększa zawirowanie przepływu w pobliżu ścian. Wysokość łopatek urządzenia 12 wynosi 10% wysokości kanału na wlocie. W razie potrzeby lokówkę 12 można przekształcić w urządzenie odkręcająco-skręcające umieszczone na całej wysokości kanału. Centralna część urządzenia obraca przepływ, a przyścienna go skręca, tak że w wyniku zawirowania przepływu na wlocie do dyfuzora wynosi Ф st = 0,3-0,35.

W przypadku, gdy ciągły przepływ w dyfuzorze jest osiągany tylko dzięki wyprofilowaniu urządzenia dyszowego 10 i wirnika 11 HPT oraz efektowi skręcania-odwijania zębatek zasilających 3, urządzenia wirującego 12 i szczeliny 7 z kanał 6 jest nieobecny.

Wdrożenie wynalazku

Reżim przepływu nieseparowanego w kanale przejściowym uzyskuje się poprzez zawirowanie przepływu w strefach przepływu przyściennego, zawirowanie przepływu w środku, perforację tworzącej południkowej kanału przejściowego i zasysanie warstwy granicznej.

Cechy organizacji procesu pracy w nowoczesnych silnikach z turbiną gazową są takie, że za turbiną wysokiego ciśnienia występuje wir przepływu o wartości około 30-40 °. Należy utrzymać wysoki poziom zawirowania na ścianach wewnętrznych i zewnętrznych (w odległości 5% wysokości kanału), aw razie potrzeby wzmocnić poprzez profilowanie schodkowe oraz w razie potrzeby poprzez zainstalowanie aparatu wirującego w kanale przejściowym wlot. Zawirowania przepływu na wysokościach od 5% odcinka tulei do 95% tego samego odcinka należy ograniczyć zarówno poprzez wyprofilowanie stopnia, jak i zawirowanie przepływu ze stojakami zasilającymi przechodzącymi konstrukcyjnie przez kanał. W razie potrzeby, aby osiągnąć pożądane zwiększenie przepływu, należy zainstalować dodatkową łopatkę wirującą na wlocie do kanału przejściowego. Zawirowanie przepływu w centralnej części kanału ma na celu zmniejszenie radialnego gradientu ciśnienia statycznego oraz zmniejszenie intensywności przepływów wtórnych, które pogrubiają warstwę przyścienną i zmniejszają jej odporność na separację. Wartość względnego skręcenia przyściennego powinna być jak najbliższa wartości 0,3-0,35.

Ponieważ zamontowanie dodatkowego aparatu łopatkowego wiąże się z pojawieniem się strat w tym aparacie, należy go montować tylko wtedy, gdy spadek współczynnika strat w kanale przejściowym znacznie przewyższa stratę w dodatkowym urządzeniu skręcającym i rozkręcającym. Opcjonalnie istnieje możliwość zainstalowania dodatkowego urządzenia skręcającego na tulei i obwodzie, ograniczone wysokościami od 5% do 10% H (rysunek 4).

Perforacja tworzącej południkowej kanału przejściowego zmienia reżim przepływu w warstwie laminarnej na turbulentny. Ekstrapolacja logarytmicznego profilu prędkości na obszar podwarstwy laminarnej do odległości od ściany litej równej 8% grubości podwarstwy laminarnej daje wartość prędkości τ с r ρ 6,5, która jest tylko 2 razy mniejsza od prędkość na granicy podwarstwy laminarnej, podczas gdy prędkość przepływu w samej podwarstwie laminarnej (w tej odległości) jest 4 razy mniejsza, a właściwa energia kinetyczna 16 razy mniejsza.

Ekstrapolacja logarytmicznego prawa rozkładu prędkości, charakterystycznego dla czysto turbulentnego reżimu przepływu, na obszar podwarstwy laminarnej sugeruje całkowitą swobodę ruchu wirów turbulentnych. Możliwość taka istnieje pod dwoma warunkami: 1) stopień perforacji powierzchni ciała stałego jest bliski 100%;

2) wiry turbulentne dowolnej wielkości na danym odcinku mają pełną swobodę ruchu w kierunku poprzecznym.

W rzeczywistości warunki te są w pełni nieosiągalne, jednak w praktyce możliwe jest zbliżenie się do nich. W rezultacie prędkość poruszania się w pobliżu powierzchni perforowanej będzie kilkukrotnie większa niż prędkość poruszania się w tej samej odległości od ściany w pobliżu powierzchni litej. W tym przypadku gęstość elementów perforacji oraz jej struktura musi być zgodna z maksymalnym widmem energii fluktuacji turbulentnych w stosunku do ich wielkości liniowej dla danego odcinka kanału przejściowego.

Gęstość perforacji (stosunek powierzchni perforacji do powierzchni całkowitej) powinna być jak największa ze względów konstrukcyjnych i związanych ze sztywnością.

Struktura perforacji jest dostosowana do wielkości liniowej zawierających energię lokalnych wirów turbulencyjnych, która jest określona przez wysokość kanału przejściowego i jego średni promień na danym odcinku. Za model struktury perforacji można przyjąć następujący model:

d min \u003d (0,2-0,5) l e (R, II);

d max \u003d (1,5-2) l e (R, II);

re¯ = (0,6 - 0,8) ;

re min ¯ = (0,2 − 0,3) ;

re max ¯ = (0,1 − 0,2) ;

d min - minimalna średnica perforacji; d=l e (R, II) - główna średnica perforacji, równa liniowemu rozmiarowi wirów zawierających energię struktury turbulentnej; d max - maksymalna średnica perforacji; d ¯ = S d S - udział wielkości głównej perforacji; S d - powierzchnia perforacji, wykonana według wymiaru d=(l e (R, II); S - całkowita powierzchnia perforacji; d min ¯ = S d min S - udział minimalnej wielkości perforacji; S dmin - powierzchnia perforacji, wykonana na wymiar d min ; re maks ¯ = S d maks S - udział maksymalnego rozmiaru perforacji; S dmax - obszar perforacji wykonany według wymiaru d max (Rys.5).

Wielkość wirów zawierających energię l e (R, II) określa się obliczeniowo w zależności od przyjętego modelu turbulencji.

W kanałach przejściowych o bardzo dużym stopniu rozprężenia (n>2) i bardzo dużym równoważnym kącie otwarcia dyfuzora płaskiego (α równoważnik >17°) maksymalne osiągalne zawirowanie przyścienne (Ф st ≈0,3) i maksymalne osiągalna i odpowiednio ustrukturyzowana perforacja (S¯ ≈ 0,8, gdzie S¯ = S na S, S na - całkowita powierzchnia perforowanej powierzchni, S - całkowita powierzchnia konturów południkowych) może nie wystarczyć do uporządkowania ciągły przepływ na całej długości kanału przejściowego. W takim przypadku należy zapobiec ewentualnemu oderwaniu się dyfuzora w ostatniej jednej trzeciej długości dyfuzora poprzez zasysanie warstwy granicznej przez część perforacji. Odprowadzenie zasysanego gazu należy zorganizować w centralnej części kanału poprzez odpowiednie otwory w drenach energetycznych, które znajdują się w pobliżu krawędzi wlotowej profilu ściennego, tj. gdzie lokalne ciśnienie statyczne jest minimalne. Powierzchnia części perforacji 9, pracującej dla zasysania, oraz powierzchnia sekcji przepływowych w stojakach 7 muszą być ze sobą zgodne.

Wnęka w szafach zasilających posiada szczeliny znajdujące się w pobliżu krawędzi wejściowej, których pionowa długość może sięgać 0,8 wysokości szaf. Szczeliny są rozmieszczone symetrycznie względem środka kanału. Zespół wnęk i kanałów związanych z perforacjami i szczelinami w szafach zasilających organizuje zasysanie warstwy granicznej w kanale przejściowym.

Organizacja odsysania warstwy przyściennej jest celowa tylko wtedy, gdy strata mieszania podczas wdmuchiwania zasysanego gazu do wlotu do kanału przejściowego jest mniejsza niż zmniejszenie strat w dyfuzorze na skutek ssania.

Spis wykorzystanej literatury

1. Gladkov Yu.I. Badanie zmiennej wzdłuż promienia zawirowania przepływu wlotowego na sprawność kanałów przejściowych międzyturbinowych GTE [Tekst]: streszczenie rozprawy doktorskiej na stopień kandydata nauk technicznych 05.07.05 / Yu.I.Gladkov - Rybińska Państwowa Akademia Technologiczna Lotnictwa im. PASołowiewa. - 2009 - 16 str.

2. Schlichting, G. Teoria warstwy granicznej [Tekst] / G. Schlichting. - M.: Nauka, 1974. - 724 s.

1. Nierozdzielny pierścieniowy kanał przejściowy między turbiną wysokiego ciśnienia (WPW) a turbiną niskiego ciśnienia (LPT) o stopniu rozprężania większym niż 1,6 i równoważnym kącie otwarcia dyfuzora płaskiego większym niż 12°, zawierający ścianę zewnętrzną i ścianę wewnętrzną, znamienny tym, że ściana zewnętrzna i wewnętrzna są perforowane, a wirowanie za wirnikiem turbiny wysokiego ciśnienia (WPW) jest przekształcane w kierunku jego wzmocnienia przy ścianach i osłabienia w środku dzięki wyprofilowaniu stopnia turbiny wysokiego ciśnienia (WPW) oraz dzięki urządzeniu zawirowującemu umieszczonemu za wirnikiem turbiny wysokiego ciśnienia (TVD) na wysokości 10% wysokości kanału, 5% wysokości na wewnętrznej i zewnętrznej ścianki kanału lub dzięki urządzeniu skręcająco-rozkręcającemu o pełnej wysokości.

2. Kanał według zastrzeżenia 1, znamienny tym, że przekształcone skręcenie jest ograniczone do osiągnięcia całkowego parametru skręcenia do poziomu artykułu F = 0,3-0,35.

3. Kanał według zastrzeżenia 1, znamienny tym, że odcinek perforacji, znajdujący się w odległości 0,6-0,7 długości kanału przejściowego od odcinka wlotowego, jest połączony z wnęką w szafach zasilających posiadających szczeliny na 80% wysokości regałów symetrycznie do geometrycznego środka kanału, a szczeliny znajdują się w pobliżu krawędzi natarcia.

Podobne patenty:

Wynalazek dotyczy dziedziny energetyki, głównie dla układów pary odpadowej elektrowni cieplnych, na przykład emisji pary podczas pracy głównych zaworów bezpieczeństwa kotłów, przedmuchów przegrzewaczy, rozdrabniania kotłów i kotłów odzysknicowych przy wydatnych natężeniach przepływu pary powyżej 30 t/h oraz stopień niedorozprężenia strumienia pary nierozprężonej n=pa/pc>1, gdzie pa - ciśnienie atmosferyczne powietrza, pc - ciśnienie statyczne pary na wylocie z rurociągu wylotowego

Urządzenie wydechowe maszyny wirnikowej składa się z obudowy z wlotem umieszczonym wokół osi obrotu turbiny, dyfuzora, wylotu umieszczonego w zewnętrznej ścianie obudowy oraz dodatkowej przegrody. Dyfuzor zawiera część osiową i promieniową utworzoną odpowiednio przez wewnętrzną i zewnętrzną ściankę kanału umieszczonego wewnątrz obudowy wokół osi obrotu turbiny. Dodatkowa przegroda wykonana jest wewnątrz obudowy urządzenia w płaszczyźnie prostopadłej do osi obrotu turbiny, o obwodzie równym obwodowi równoległych do niej ścianek obudowy urządzenia. W przegrodzie dodatkowej wykonany jest współosiowy do osi obrotu turbiny otwór, którego średnica jest równa maksymalnej średnicy zewnętrznej ścianki kanału części promieniowej dyfuzora. W dolnej części dodatkowej przegrody wykonane są rowki przelotowe symetrycznie i „lustrzanie” względem pionowej osi tej przegrody. Wzdłuż obwodu rowków przelotowych nieruchomo i hermetycznie instalowane są wydrążone skrzynki wykonane w formie ściętych piramid o dwóch krzywoliniowych powierzchniach. Mniejsze podstawy wspomnianych ściętych ostrosłupów skierowane są w stronę turbiny urządzenia, przestrzeń od górnej krawędzi dodatkowej przegrody do górnej krawędzi ściany obudowy zawierającej wlot urządzenia jest zamknięta uszczelnioną płaską ścianą. Wynalazek poprawia sprawność urządzenia i wydajność. zakład turbin gazowych. 3 chory.

Wynalazek dotyczy konstrukcji urządzeń podtrzymujących lub mocujących wylot turbiny. Urządzenie wylotowe turbiny zawiera wydrążone aerodynamiczne profilowane zębatki umieszczone za wirnikiem ostatniego stopnia turbiny, a także aerodynamiczne profilowane kontury. Kontury są tworzone przez przednie i tylne ostrza umieszczone między zębatkami z przesunięciem względem siebie. Linie środkowe odcinków wejściowych konturów i odcinków wejściowych profilowanych zębatek są obrócone w kierunku obrotu wirnika ostatniego stopnia turbiny pod kątem 20-40° do jego osi wzdłużnej. Linie środkowe odcinków wylotowych obwodów są skierowane wzdłuż osi podłużnej turbiny. Łopaty montowane są z przesunięciem względem siebie o odległość równą 0,03÷0,15 długości cięciwy przedniej łopaty. Na długości cięciwy konturowej łopatki są zamontowane w pozycji zbieżnej z przednią krawędzią spływu łopaty przedniej i przednią krawędzią spływu łopaty tylnej lub są względem niej przesunięte. Liczba obwodów zainstalowanych pomiędzy szafami typu rack jest określona przez związek chroniony przez niniejszy wynalazek. EFEKT: wynalazek umożliwia zwiększenie sprawności ostatniego stopnia turbiny, a także zmniejszenie zawirowań wypływającego strumienia. 3 chory.

Wynalazek dotyczy urządzeń wydechowych i może być stosowany jako część zespołu sprężarki gazu z turbiną gazową. Urządzenie wydechowe zawiera dyfuzor, adapter z żeberkami rozdzielającymi przepływ oraz tłumik kasetowy umieszczony pod kątem 30-60° do osi adaptera. Każda z kaset tłumika składa się z ramy zasilającej osłoniętej arkuszami, wnęka pomiędzy którymi jest wypełniona materiałem dźwiękochłonnym. Od strony nachylonej do klosza kasety osłonięte są blachą perforowaną, a po przeciwnej stronie pełną. EFEKT: wynalazek umożliwia zwiększenie skuteczności redukcji szumów w urządzeniu wyjściowym poprzez zapewnienie równomiernego ruchu przepływu. 2 chory.

Wynalazek dotyczy inżynierii mechanicznej i może być stosowany w przewodzie wydechowym zespołu sprężarki gazu lub elektrowni z turbiną gazową. Dyfuzor ciągu spalin turbiny gazowej zawiera płaszcz wraz z kołnierzami, obudowę okrywającą płaszcz oraz izolację akustyczną umieszczoną pomiędzy płaszczem a obudową. Skorupa zbudowana jest z ruchomych, połączonych teleskopowo części z ogranicznikami ruchu. Poszycie tworzy elastyczny materiał, na przykład tkanina „Atom”, przymocowany do skorupy. Wynalazek poprawi niezawodność konstrukcji dyfuzora, a także zmniejszy jego zużycie metalu. 3 chory.

Wylot do stosowania z turbiną wielostopniową jest skonfigurowany do kierowania pary z turbiny do skraplacza i zawiera stożek podtrzymujący otaczający wirnik turbiny, prowadnicę i nasadkę prowadzącą. Prowadnica jest umieszczona promieniowo na zewnątrz stożka podtrzymującego, podczas gdy prowadnica i stożek podtrzymujący są skonfigurowane do kierowania płynu z turbiny. Nasadka prowadząca rozciąga się od krawędzi i tylnej powierzchni prowadnicy do turbiny i pomaga zapobiegać tworzeniu się wirów płynu na wylocie. Kolejny wynalazek z tej grupy dotyczy turbiny parowej, w tym powyższej rury wylotowej. EFEKT: zespół wynalazków umożliwia zwiększenie wydajności turbiny. 2 przyp. i 6 zp. f-ly, 5 chorych.

Wynalazek dotyczy energii. Część niskiego ciśnienia turbiny parowej, w tym element sterujący na wlocie, grupa stopni z komorami pośrednimi oraz rura wydechowa połączona ze skraplaczem, podzielona systemem rur na objętości wlotową i wylotową, natomiast objętość wylotowa skraplacz jest podłączony do komory pośredniej, na przykład przed ostatnim stopniem, przez rurę obejściową z zaworem. Zaproponowane rozwiązanie techniczne opiera się na pracy ostatniego stopnia niskociśnieniowego przy małych natężeniach przepływu pary, gdy jego wirnik nie generuje mocy, lecz odbiera ją z wirnika, wydatkując ją na przetłaczanie pary w kierunku wylotu. Przy tym trybie pracy „sprężarki” ciśnienie przed ostatnim stopniem jest niższe niż w skraplaczu. Pozwala to na kierowanie do komory przed ostatnim stopniem pary ochładzanej przez układ rur skraplacza podczas przepływu z jej objętości wlotowej do objętości wylotowej. Zastrzegany wynalazek umożliwia zwiększenie niezawodności i sprawności turbiny parowej przy małych natężeniach przepływu pary przez grupę stopni części niskociśnieniowej poprzez zmniejszenie nagrzewania wentylacyjnego części przepływowej i wyeliminowanie jego skutków bez stosowania chłodzenia zastrzyki wilgoci, które zwiększają erozję i bez zwiększania natężenia przepływu pary roboczej, co zmniejsza dopływ ciepła i energii elektrycznej. 1 chory.

Wynalazek dotyczy dziedziny lotniczych silników turbinowych, a w szczególności węzła zlokalizowanego pomiędzy turbiną wysokiego ciśnienia a turbiną niskiego ciśnienia obwodu wewnętrznego obejściowego silnika lotniczego