До авіаційним двигунам відносяться всі типи теплових машин, що використовуються як рушії для літальних апаратів авіаційного типу, тобто апаратів, що використовують аеродинамічна якість для переміщення, маневру і т. п. в межах атмосфери (літаки, вертольоти, крилаті ракети класів "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авіакосмічні системи та ін.). Звідси випливає велика різноманітність двигунів - від поршневих до ракетних.

Авіаційні двигуни (рис.1) поділяються на три великі класи:

• поршневі (ПД);
• повітряно-реактивні (ВРДвключаючи ВМД);
• ракетні (РДабо РкД).

Більш детальній класифікації підлягають два останні класи, особливо клас ВРД.

за принципу стиснення повітря ВРД поділяються на:

• компресорні , Т. е. включають компресор для механічного стиснення повітря;
• безкомпресорні :
  • прямоточніВРД ( СПВРД) зі стиском повітря тільки від швидкісного напору;
  • пульсуючіВРД ( ПуВРД) з додатковим стиском повітря у спеціальних газодинамічних пристроях періодичної дії.

Клас ракетних двигунів ЖРДтакож відноситься до компресорного типу теплових машин, так як у цих двигунах стиск робочого тіла (палива) здійснюється в рідкому стані в турбонасосних агрегатах.

Ракетний двигун твердого палива (РДТТ) не має спеціального пристрою для стиснення робочого тіла. Воно здійснюється на початку горіння палива в напівзамкненому просторі камери згоряння, де розташовується заряд палива.

за принципом дії існує такий поділ: ПДі ПуВРДпрацюють за циклом періодичногодії, тоді як у ВРД, ВМДі РкДздійснюється цикл безперервногодії. Це дає їм переваги щодо відносних показників потужності, тяги, маси та ін., що й визначило, зокрема, доцільність їх використання в авіації.

за принципу створення реактивної тяги ВРД поділяються на:

• двигуни прямої реакції;
• двигуни непрямої реакції.

Двигуни першого типу створюють тягове зусилля (тягу Р) безпосередньо – це все ракетні двигуни (РкД), турбореактивні без форсажу та з форсажними камерами ( ТРДі ТРДФ), турбореактивні двоконтурні (ТРДДі ТРДДФ), прямоточні надзвукові та гіперзвукові ( СПВРДі ДПВРД), пульсуючі (ПуВРД) та численні комбіновані двигуни.

Газотурбінні двигуни непрямої реакції (ВМД) передають вироблювану ними потужність спеціальному рушію (гвинту, гвинтовентилятору, гвинту вертольота, що несе і т. п.), який і створює тягове зусилля, використовуючи той же повітряно-реактивний принцип ( турбогвинтові , турбогвинтовентиляторні , турбувальні двигуни - ТВД, ТВВС, ТВГТД). У цьому сенсі клас ВРДпоєднує всі двигуни, що створюють тягу за повітряно-реактивним принципом.

На основі розглянутих типів двигунів простих схем розглядається ряд комбінованих двигунів , що поєднують особливості та переваги двигунів різних типів, наприклад, класи:

• турбопрямоткових двигунів - ТРДП (ТРДабо ТРДД + СПВРД);
• ракетно-прямоткових - РПД (ЖРДабо РДТТ + СПВРДабо ДПВРД);
• ракетно-турбінних - РТД (ТРД + ЗРД);

та багато інших комбінацій двигунів більш складних схем.

Поршневі двигуни (ПД)

Дворядний зіркоподібний 14-циліндровий поршневий двигун з повітряним охолодженням. Загальний вигляд.

Поршневий двигун (англ. Piston engine ) -

Класифікація поршневих двигунів.Авіаційні поршневі двигуни можуть бути класифіковані за різними ознаками:

• Залежно від роду застосовуваного палива- на двигуни легкого чи важкого палива.
• За способом сумішоутворення- на двигуни із зовнішнім сумішоутворенням (карбюраторні) та двигуни з внутрішнім сумішоутворенням (безпосереднє упорскування палива в циліндри).
• Залежно від способу займання суміші- на двигуни з примусовим запаленням та двигуни із запаленням від стиснення.
• Залежно від кількості тактів- на двигуни двотактні та чотиритактні.
• Залежно від способу охолодження- на двигуни рідинного та повітряного охолодження.
• За кількістю циліндрів- На двигуни чотирициліндрові, п'ятициліндрові, дванадцятициліндрові і т.д.
• Залежно від розташування циліндрів- на рядні (з розташуванням циліндрів у ряд) та зіркоподібні (з розташуванням циліндрів по колу).

Рядні двигуни у свою чергу поділяються на однорядні, дворядні V-подібні, трирядні W-подібні, чотирирядні Н-подібні або Х-подібні двигуни. Зіркоподібні двигуни також поділяються на однорядні, дворядні та багаторядні.

• За характером зміни потужності, залежно від зміни висоти- На висотні, тобто. двигуни, що зберігають потужність з підйомом літака на висоту, та невисотні двигуни, потужність яких падає зі збільшенням висоти польоту.
• За способом приводу повітряного гвинта- на двигуни з прямою передачею на гвинт та редукторні двигуни.

Сучасні авіаційні поршневі двигуни є зіркоподібними чотиритактними двигунами, що працюють на бензині. Охолодження циліндрів поршневих двигунів виконується, як правило, повітряним. Раніше в авіації знаходили застосування поршневі двигуни та з водяним охолодженням циліндрів.

Згоряння палива в поршневому двигуні здійснюється в циліндрах, при цьому теплова енергія перетворюється на механічну, так як під дією тиску газів, що утворюються відбувається поступальний рух поршня. Поступальний рух поршня у свою чергу перетворюється на обертальний рух колінчастого валу двигуна через шатун, що є сполучною ланкою між циліндром з поршнем і колінчастим валом.

Газотурбінні двигуни (ВМД)

Газотурбінний двигун - теплова машина, призначена для перетворення енергії згоряння палива на кінетичну енергію реактивного струменя та (або) у механічну роботу на валу двигуна, основними елементами якого є компресор, камера згоряння та газова турбіна.

Одновальні та багатовальні двигуни

Найпростіший газотурбінний двигун має лише одну турбіну, яка наводить компресор і водночас є джерелом корисної потужності. Це накладає обмеження на режими роботи двигуна.

Іноді двигун виконується багатовальним. У цьому випадку є кілька послідовних турбін, кожна з яких наводить свій вал. Турбіна високого тиску (перша після камери згоряння) завжди наводить компресор двигуна, а наступні можуть наводити як зовнішнє навантаження (гвинти вертольота або корабля, потужні електрогенератори і т.д.), так і додаткові компресори самого двигуна, розташовані перед основним.

Перевага багатовального двигуна в тому, що кожна турбіна працює при оптимальній кількості обертів та навантаженні. При навантаженні, що приводиться від валу одновального двигуна, була б дуже погана прийомистість двигуна, тобто здатність до швидкого розкручування, так як турбіні потрібно поставляти потужність і для забезпечення двигуна великою кількістю повітря (потужність обмежується кількістю повітря), і для розгону навантаження. При двовальній схемі легкий ротор високого тиску швидко виходить на режим, забезпечуючи двигун повітрям, а турбіну низького тиску великою кількістю газів для розгону. Також можна використовувати менш потужний стартер для розгону при пуску тільки ротора високого тиску.

Турбореактивний двигун (ТРД)

Турбореактивний двигун (англ. Turbojet engine ) – тепловий двигун, у якому використовується газова турбіна, а реактивна тяга утворюється при закінченні продуктів згоряння з реактивного сопла. Частина роботи турбіни витрачається на стиск та нагрівання повітря (у компресорі).

Схема турбореактивного двигуна:
1. вхідний пристрій;
2. осьовий компресор;
3. камера згоряння;
4. робочі лопатки турбіни;
5. сопло.

У турбореактивному двигуні стиснення робочого тіла на вході в камеру згоряння і високе значення витрати повітря через двигун досягається за рахунок спільної дії зустрічного потоку повітря і компресора, розміщеного в тракті ТРД відразу після вхідного пристрою перед камерою згоряння. Компресор приводиться в рух турбіною, змонтованою на одному валу з ним, і працює на тому самому робочому тілі, нагрітому в камері згоряння, з якого утворюється реактивний струмінь. У вхідному пристрої здійснюється зростання статичного тиску повітря рахунок гальмування повітряного потоку. У компресорі здійснюється зростання повного тиску повітря рахунок компресором механічної роботи.

Ступінь підвищення тискув компресорі одна із найважливіших параметрів ТРД, оскільки від цього залежить ефективний ККД двигуна. Якщо перших зразків ТРД цей показник становив 3, то в сучасних він досягає 40. Для підвищення газодинамічної стійкості компресорів вони виконуються двокаскадними. Кожен з каскадів працює зі своєю швидкістю обертання і рухається своєю турбіною. При цьому вал 1-го каскаду компресора (низького тиску), що обертається останньою (низькооборотною) турбіною, проходить усередині порожнистого валу компресора другого каскаду (високого тиску). Каскади двигуна так само називають роторами низького та високого тиску.

Камера згоряння більшості ТРД має кільцеву форму і вал турбіна-компресор проходить усередині кільця камери. При надходженні в камеру згоряння повітря поділяється на 3 потоки:

• Первинне повітря- надходить через фронтальні отвори в камері згоряння, гальмується перед форсунками та бере безпосередню участь у формуванні паливно-повітряної суміші. Безпосередньо бере участь у згорянні палива. Паливо-повітряна суміш у зоні згоряння палива у ВРД за своїм складом близька до стехіометричної.
• Вторинне повітря- надходить через бічні отвори в середній частині стін камери згоряння і служить для їх охолодження шляхом створення потоку повітря з набагато нижчою температурою, ніж у зоні горіння.
• Третичне повітря- Надходить через спеціальні повітряні канали у вихідній частині стінок камери згоряння і служить для вирівнювання поля температур робочого тіла перед турбіною.

Газоповітряна суміш розширюється і частина її енергії перетворюється на турбіні через робочі лопатки в механічну енергію обертання основного валу. Ця енергія витрачається, в першу чергу, на роботу компресора, а також використовується для приводу агрегатів двигуна (паливних насосів, що підкачують, масляних насосів тощо) і приводу електрогенераторів, що забезпечують енергією різні бортові системи.

Основна частина енергії газоповітряної суміші, що розширюється, йде на прискорення газового потоку в соплі, який спливає з нього, створюючи реактивну тягу.

Що температура згоряння, то вище ККД двигуна. Для попередження руйнування деталей двигуна використовують жароміцні сплави, оснащені системами охолодження та термобар'єрні покриття.

Турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДФ)

Турбореактивний двигун з форсажною камерою - модифікація ТРД, що застосовується в основному на надзвукових літаках. Відрізняється від ТРД наявністю форсажної камери між турбіною та реактивним соплом. До цієї камери подається додаткова кількість палива через спеціальні форсунки, що спалюється. Процес горіння організується та стабілізується за допомогою фронтового пристрою, що забезпечує перемішування випареного палива та основного потоку. Підвищення температури, пов'язане з підведенням тепла у форсажній камері, збільшує наявну енергію продуктів згоряння і, отже, швидкість витікання з реактивного сопла. Відповідно, зростає реактивна тяга (форсаж) до 50 %, але витрата палива різко зростає. Двигуни з форсажною камерою, як правило, не використовуються в комерційній авіації через їхню низьку економічність.

Двоконтурний турбореактивний двигун (ТРДД)

Першим, що запропонував концепцію ТРДД у вітчизняному авіадвигуні був Люлька А. М. (На основі досліджень, що проводилися з 1937, А. М. Люлька представив заявку на винахід двоконтурного турбореактивного двигуна. Авторське свідоцтво вручили 22 квітня 1941 року.)

Можна сказати, що з 1960-х і донині, в літаковому авіадвигуні - ера ТРДД. ТРДД різних типів є найбільш поширеним класом ВРД, що використовуються на літаках, від високошвидкісних винищувачів-перехоплювачів з ТРДДФсм з малим ступенем двоконтурності до гігантських комерційних і військово-транспортних літаків з ТРДД з високим ступенем двоконтурності.

Схема турбореактивного двоконтурного двигуна:
1. компресор низького тиску;
2. внутрішній контур;
3. вихідний потік внутрішнього контуру;
4. вихідний потік зовнішнього контуру.

В основу двоконтурних турбореактивних двигунів покладено принцип приєднання до ТРД додаткової маси повітря, що проходить через зовнішній контур двигуна, що дозволяє отримувати двигуни з більш високим політним ККД порівняно зі звичайними ТРД.

Пройшовши через вхідний пристрій, повітря потрапляє в компресор низького тиску, який називається вентилятором. Після вентилятора повітря поділяється на 2 потоки. Частина повітря потрапляє у зовнішній контур і, минаючи камеру згоряння, формує реактивний струмінь у соплі. Інша частина повітря проходить крізь внутрішній контур, повністю ідентичний з ТРД, про яке говорилося вище, з тією різницею, що останні щаблі турбіни в ТРД є приводом вентилятора.

Одним з найважливіших параметрів ТРДД є ступінь двоконтурності (m), тобто відношення витрати повітря через зовнішній контур до витрати повітря через внутрішній контур. (m = G 2 / G 1 де G 1 і G 2 витрата повітря через внутрішній і зовнішній контури відповідно.)

При ступені двоконтурності менше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки викидаються окремо, так як через значну різницю тисків і швидкостей змішування важко.

У ТРДД закладено принцип підвищення польотного ККД двигуна, рахунок зменшення різниці між швидкістю закінчення робочого тіла із сопла і швидкістю польоту. Зменшення тяги, що викликає зменшення цієї різниці між швидкостями, компенсується за рахунок збільшення витрати повітря через двигун. Наслідком збільшення витрати повітря через двигун є збільшення площі фронтального перерізу вхідного пристрою двигуна, наслідком чого є збільшення діаметра входу двигун, що веде до збільшення його лобового опору і маси. Іншими словами, чим вищий ступінь двоконтурності - тим більшого діаметра буде двигун за інших рівних умов.

Усі ТРДД можна розбити на 2 групи:

• зі змішуванням потоків за турбіною;
• без змішування.

У ТРДД зі змішуванням потоків ( ТРДДСМ) потоки повітря із зовнішнього та внутрішнього контуру потрапляють у єдину камеру змішування. У камері змішування ці потоки змішуються та залишають двигун через єдине сопло з єдиною температурою. ТРДДсм більш ефективні, проте наявність камери змішування призводить до збільшення габаритів та маси двигуна

ТРДД як і ТРД можуть бути забезпечені регульованими соплами та форсажними камерами. Як правило, це ТРДДсм з малими ступенями двоконтурності для надзвукових військових літаків.

Військовий ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДДФ)

Двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою - Модифікація ТРДД. Вирізняється наявністю форсажної камери. Знайшов широке застосування.

Продукти згоряння, що виходять з турбіни, змішуються з повітрям, що надходить із зовнішнього контуру, а потім до загального потоку підводиться тепло у форсажній камері, що працює за таким же принципом, як і в ТРДФ. Продукти згоряння у цьому двигуні витікають з одного загального реактивного сопла. Такий двигун називається двоконтурним двигуном із загальною форсажною камерою.

ТРДДФ з вектором тяги (ОВТ), що відхиляється.

Управління вектором тяги (УВТ) / Відхилення вектора тяги (ОВТ)

Спеціальні поворотні сопла, на деяких ТРДД(Ф), дозволяють відхиляти потік робочого тіла, що витікає з сопла, відносно осі двигуна. ОВТ призводить до додаткових втрат тяги двигуна рахунок виконання додаткової роботи з повороту потоку і ускладнюють управління літаком. Але ці недоліки повністю компенсуються значним підвищенням маневреності та скороченням розбігу літака при зльоті та пробігу при посадці, до вертикальних зльоту та посадки включно. ОВТ використовується виключно у військовій авіації.

ТРДД з високим ступенем двоконтурності / Турбовентиляторний двигун

Схема турбовентиляторного двигуна:
1. вентилятор;
2. захисний обтічник;
3. турбокомпресор;
4. вихідний потік внутрішнього контуру;
5. вихідний потік зовнішнього контуру.

Турбовентиляторний двигун (англ. Turbofan engine ) - це ТРДД з високим ступенем двоконтурності (m>2). Тут компресор низького тиску перетворюється на вентилятор, що відрізняється від компресора меншим числом ступенів і більшим діаметром, і гарячий струмінь практично не поєднується з холодним.

У цьому типі двигунів використовується одноступінчастий вентилятор великого діаметра, що забезпечує високу витрату повітря через двигун на всіх швидкостях польоту, включаючи низькі швидкості при зльоті та посадці. Через великий діаметр вентилятора сопло зовнішнього контуру таких ТРДД стає досить важким і його часто виконують укороченим, з апаратами, що спрямовують (нерухомими лопатками, що повертають повітряний потік в осьовий напрям). Відповідно, більшість ТРДД із високим ступенем двоконтурності - без змішування потоків.

Пристрій внутрішнього контурутаких двигунів подібно до пристрою ТРД, останні ступені турбіни якого є приводом вентилятора.

Зовнішній контуртаких ТРДД, як правило, являє собою одноступінчастий вентилятор великого діаметра, за яким розташовується апарат, що спрямовує, з нерухомих лопаток, які розганяють потік повітря за вентилятором і повертають його, приводячи до осьового напрямку, закінчується зовнішній контур соплом.

Через те, що вентилятор таких двигунів, як правило, має великий діаметр, і ступінь підвищення тиску повітря у вентиляторі не висока - сопло зовнішнього контуру таких двигунів досить коротке. Відстань від входу в двигун до зрізу сопла зовнішнього контуру може бути значно меншою від відстані від входу в двигун до зрізу сопла внутрішнього контуру. Тому досить часто сопло зовнішнього контуру помилково приймають за обтічник вентилятора.

ТРДД з високим ступенем двоконтурності мають дво-або тривальну конструкцію.

Гідності й недоліки.

Головною перевагою таких двигунів є їхня висока економічність.

Недоліки - велика маса та габарити. Особливо великий діаметр вентилятора, який призводить до значного лобового опору повітря в польоті.

Область застосування таких двигунів – далеко- та середньомагістральні комерційні авіалайнери, військово-транспортна авіація.

Турбовінтовентиляторний двигун (ТВВС)

Турбовінтовентиляторний двигун (англ. Turbopropfan engine ) -

Надіслати свою гарну роботу до бази знань просто. Використовуйте форму нижче

Студенти, аспіранти, молоді вчені, які використовують базу знань у своєму навчанні та роботі, будуть вам дуже вдячні.

Розміщено на http://www.allbest.ru/

Міністерство освіти та науки Російської Федерації

Федеральне агентство з освіти

Самарський державний аерокосмічний університет

імені академіка С.П. Корольова

Кафедра теорії двигунів літальних апаратів

Курсова робота

за курсом: «Теорія та розрахунок лопаткових машин»

Проектування осьової турбіниавіаційногодвигунаJT9 D20

Самара 2008

Завдання

Провести проектний розрахунок основних параметрів турбокомпресора високого тиску і побудувати меридіональний переріз турбіни високого тиску ТРДД JT9D-70A, провести термодинамічний розрахунок турбіни, кінематичний розрахунок другого ступеня турбіни і спрофілювати лопатку робочого колеса в трьох перетинах: втулковому, середньому.

Вихідні параметри турбіни відомі з термодинамічного розрахунку двигуна на злітному режимі (H = 0 і M = 0).

Таблиця 1 - Вихідні дані для проектування турбіни

Турбіна високого тиску
Параметр	Чисельне значення	Розмірність
Т * ТНД = Т * Т
Р * ТНД = Р * Т

Реферат

Курсова робота з термогазодинамічного проектування осьової турбіни JT9D20.

Пояснювальна записка: 32 стор., 1 рис., 2 табл., 3 дод., 4 джерела.

ТУРБИНА, КОМПРЕСОР, ПРОТОЧНА ЧАСТИНА, КОЛЕСО РОБОЧЕ, АПАРАТ СОПЛОВИЙ, СТУПЕНЬ, КУТ ВИХОДУ ПОТОКУ, КУТ ЕФЕКТИВНИЙ, КУТ ВСТАНОВЛЕННЯ ПРОФІЛЮ, КРОК ҐРАТИ, ШИГ

У цій роботі був проведений розрахунок діаметральних розмірів турбіни високого тиску, побудовано меридіональний переріз проточної частини, виконаний кінематичний розрахунок ступеня на середньому діаметрі і розрахунок параметрів по висоті лопатки при законі закрутки б=const з побудовою трикутників швидкостей на вході на виході з РК в трьох перерізах (втулковому, периферійному та перерізі на середньому діаметрі). Розрахований профіль лопатки робочого колеса другого ступеня з подальшим побудовою контуру профілю в решітці в трьох перерізах.

Умовні позначення

D – діаметр, м;

Відносний діаметр втулки;

h – висота лопатки, м;

F - площа перерізу, м 2;

G - масова витрата газу (повітря), кг/с;

H – висота польоту, км; напір компресора, кДж/кг;

i - питома ентальпія, кДж/кг;

k – показник ізоентропи;

l – довжина, м;

М – число Маха;

n – частота обертання, 1/хв;

Р – тиск, кПа;

Наведена швидкість;

с - швидкість потоку, м/с;

q(), (), () - газодинамічні функції від;

R - постійна газова, кДж/кгград;

L*к(т) - питома робота компресора (турбіни);

к(т) - ККД компресора (турбіни);

S - осьова ширина вінця, м;

Т – температура, К;

Призначений ресурс, год;

V – швидкість польоту, м/с;

z - число щаблів;

до, т - ступінь підвищення (зниження) повного тиску;

Коефіцієнт відновлення повного тиску повітря (газу) в елементах двигуна; розтягувальні напруги, МПа;

Коефіцієнт зміни масової витрати;

U – окружна швидкість, м/с;

Y т * = U т ср / C * т s - параметр навантаженості турбіни;

Розмір зазору, м;

U 2 т ср h твих / D ср вих - параметр напруг у лопатках турбіни, м 2 / с 2;

К тк, К тв – параметри узгодження газогенератора, турбовентилятора.

Індекси

a - осьова складова;

в - повітря перетин на вході до компресора

вент - вентилятор

взл – злітний;

вт - втулковий переріз;

г - гази перетин на виході з турбіни

до - компресор перетин на виході з компресора

кр - критичний

кс - камера згоряння

н - переріз незбуреного потоку

на - напрямний апарат;

охл – охолодження;

п – польотний параметр, периферійний діаметр;

пр - наведені параметри;

пс - підпірний ступінь

s – ізоентропічні параметри;

с - секундний переріз на виході із сопла

ср – середній параметр;

ст - параметр ступеня;

т - паливо турбіна перетин на вході в турбіну

год - вартовий

* - параметри гальмування.

Скорочення

ВД – високий тиск;

НД – низький тиск;

ВНА – вхідний напрямний апарат;

ГДФ – газодинамічні функції

ВМД - газотурбінний двигун

ККД – коефіцієнт корисної дії;

НА - спрямовуючий апарат;

РК – робоче колесо;

СА – сопловий апарат турбіни;

САУ – стандартні атмосферні умови

ТРДД – турбореактивний двоконтурний двигун.

Вступ

1. Проектний розрахунок основних параметрів турбіни високого тиску

1.1 Розрахунок геометричних та режимних параметрів турбіни ВД

1.2 Побудова меридіонального перерізу проточної частини турбіни ВД

2. Газодинамічний розрахунок турбіни ВД

2.1 Розподіл теплоперепаду сходами

2.2 Розрахунок ступеня по середньому діаметру

2.3 Розрахунок ефективної роботи ступеня з урахуванням втрат на тертя диска та у радіальному зазорі

2.4 Розрахунок параметрів потоку різних радіусах

Висновок

Список використаних джерел

Вступ

Ця робота містить спрощений варіант газодинамічного розрахунку осьової турбіни, у якому варіантний пошук оптимальних (компромісних) параметрів замінюється надійними статистичними рекомендаціями, отриманим під час систематизації матеріалів розрахунку турбін сучасних ВМД. Проектування виконується за вихідними параметрами, отриманими термогазодинамическом розрахунку двигуна.

Мета проектування осьової авіаційної турбіни полягає у визначенні основних геометричних, кінематичних та термодинамічних параметрів загалом та її окремих щаблів, які забезпечують розрахункові значення питомих та загальних параметрів двигуна. У цьому завдання проектування припускають: вибір основних геометричних параметрів проектованої турбіни при заданих параметрах робочого тіла з урахуванням цільового призначення ВМД; розподіл теплоперепаду сходами, виконання розрахунку параметрів потоку в зазорах між ступенями; розрахунок параметрів потоку в елементах проточної частини другого ступеня турбіни на середньому діаметрі; вибір закону закрутки та розрахунок зміни параметрів потоку вздовж радіуса (висоти лопатки) ступеня, що проектується; виконання профілювання робочих лопаток проектованого ступеня.

1. Проектний розрахунок основних параметрів високої турбіни

тиску

1.1 Розрахунок геометричних та режимних параметрів турбіни ВД

Геометричні параметри турбіни, які необхідно визначити, наведено малюнку 1.

Малюнок 1. - Геометрична модель осьової турбіни

1. Визначається величина відношення D ср /h 2 (h 2 - висота робочих лопаток на виході з турбіни ВД) за формулою

де е т - Параметр напруг, величина якого зазвичай розташовується в межах (13 ... 18) 10 3 м 2 / с 2 .

Приймаємо ет = 15 10 3 м 2 / с2. Тоді:

З метою одержання високого ККД бажано мати. Тому обирається нове значення. Тоді,

2. Задаючись величиною осьової швидкості газу на вході в турбіну (0 = 150 м/с), визначають наведену осьову швидкість л 0 (л 0 = 0,20 ... 0,25)

Кільцева площа на вході до СА турбіни ВД:

3. Обчислюємо кільцеву площу на виході з турбіни. Для цього попередньо оцінюють величину осьової складової швидкості на виході з турбіни. Приймаємо, що 1,5; . Тоді

4. За обраною величиною визначається висота робочої лопатки на виході з турбіни ВД:

5. Середній діаметр на виході з турбіни ВД

6. Периферійний діаметр на виході з РК:

7. Втулковий діаметр на виході з РК:

8. Форма проточної частини має вигляд: Тому:

Висота соплової лопатки на вході в турбіну оцінюється так:

9. Периферійний діаметр соплового апарату на вході в турбіну ВД:

10. Втулковий діаметр на вході в турбіну ВД:

11. Частота обертання ротора турбіни ВД:

1.2 Побудова меридіонального перерізу проточноїчастини

турбіни ВД

Наявність меридіональної форми проточної частини необхідне визначення характерних діаметрів Di у будь-якому контрольному перерізі ступеня, а не тільки у перерізах «0» та «2». Ці діаметри є основою при виконанні, наприклад, розрахунку параметрів потоку на різних радіусах проточної частини, а також проектування профілів контрольних перерізів пера лопатки.

1. Ширина вінця соплового апарату першого ступеня:

приймаємо кСА = 0,06

2. Ширина вінця робочого колеса першого ступеня:

приймаємо кРК = 0,045

3. Ширина вінця соплового апарату другого ступеня:

4. Ширина вінця робочого колеса другого ступеня:

5. Осьовий зазор між сопловим апаратом та робочим колесом зазвичай визначається із співвідношення:

Осьовий зазор між сопловим апаратом та робочим колесом першого ступеня:

6. Осьовий зазор між робочим колесом першого ступеня та сопловим апаратом другого ступеня:

7. Осьовий зазор між сопловим апаратом та робочим колесом другого ступеня:

8. Радіальний зазор між торцями пір'я лопаток і корпусом зазвичай приймається в діапазоні 08-15 мм. У нашому випадку приймаємо:

2 . Г азодинамічний розрахунок турбіни ВД

2.1 Розподіллення теплоперепаду по сходах

Термодинамічні параметри робочого тіла на вході тавиході з щаблів.

1. Знайдемо середнє значення теплоперепаду на щабель

.

Теплоперепад останнього ступеня приймають рівним:

Приймаємо:

кДж/кг

Тоді: кДж/кг

2. Визначимо ступінь реактивності (для другого ступеня)

м

; ; .

3. Визначимо параметри термодинамічного стану газу на вході до другого ступеня

; ;

; ; .

4. Обчислимо величину ізоентропічної роботи у щаблі при розширенні газу до тиску.

Приймаємо:

.

5. Визначимо параметри термодинамічного стану газу на виході з ступеня за умови ізоентропічного розширення від тиску до:

; .

6. Обчислимо ступінь зниження газу на щаблі:

.

7. Визначимо повний тиск на вході в ступінь:

,

8. Кут виходу потоку з РК приймаємо.

9. Газодинамічні функції на виході зі ступеня

; .

10. Статичний тиск за щаблем

.

11. Термодинамічні параметри потоку на виході зі ступеня за умови ізоентропічного розширення від тиску до

; .

12. Величина ізоентропічної роботи у щаблі при розширенні газу від тиску до

.

2.2 Розрахунок ступеня по середньому у діаметр у

Параметри потоку за сопловим апаратом

1. Визначимо ізоентропічну швидкість закінчення газу із СА:

.

2. Визначимо наведену ізоентропічну швидкість потоку на виході із СА:

;

3. Коефіцієнт швидкості СА приймаємо:

.

4. Газодинамічні функції потоку на виході із СА:

; .

5. Визначимо за таблицею коефіцієнт відновлення повного тиску:

.

6. Кут виходу потоку із соплових лопаток:

;

Де.

7. Кут відхилення потоку в косому зрізі СА:

.

8. Ефективний кут на виході з соплової решітки

.

9. Кут установки профілю в ґратах знаходимо за графіком залежно від.

Приймаємо: ;

;

.

10. Хорда профілю лопатки СА

.

11. Значення оптимального відносного кроку визначається за графіком залежно від:

12. Оптимальний крок решітки СА у першому наближенні

.

13. Оптимальна кількість лопаток СА

.

Приймаємо.

14. Остаточне значення оптимального кроку лопаток СА

.

15. Розмір горла каналу СА

.

16. Параметри термодинамічного стану газу на виході з СА за умови ізоентропічного розширення в сопловій решітці

; .

17. Статичний тиск у зазорі між СА та РК

.

18. Справжня швидкість газу на виході з СА

.

19. Термодинамічні параметри потоку на виході із СА

;

; .

20. Щільність газу на виході із СА

.

21. Осьова та окружна складові абсолютної швидкості потоку на виході з СА

;

.

22. Кільцева складова відносної швидкості потоку на вході в РК

.

23. Кут входу потоку в РК у відносному русі

.

24. Відносна швидкість потоку на вході до РК

.

25. Термодинамічні параметри газу на вході до РК

;

; .

26. Наведена швидкість потоку у відносному русі

.

27. Повний тиск у відносному русі повітря

.

Параметри потоку на виході з РК

28. Термодинамічні параметри потоку

;

;.

29. Ізоентропічна швидкість потоку у відносному русі

.

30. Наведена ізоентропічна швидкість потоку у відносному русі:

.

Приймаємо, т.к. відносний рух – енергоізольований рух.

31. Наведена швидкість потоку у відносному русі

Приймемо:

,

Тоді:

; .

32. За допомогою графіка визначаємо коефіцієнт відновлення повного тиску:

.

33. Кут виходу потоку з РК у відносному русі (15є<в 2 <45є)

Обчислимо:

;

.

34. Визначимо по таблиці кут відхилення потоку в косому зрізі робочих лопаток:

.

35. Ефективний кут на виході із РК

.

36. Визначимо по таблиці кут установки профілю у робочій лопатці:

Обчислимо:;

.

37. Хорда профілю лопатки РК

.

38. Значення оптимального відносного кроку грат РК визначаємо за таблицями:

.

39. Відносний крок решітки РК у першому наближенні

.

40. Оптимальна кількість лопаток РК

.

Приймаємо.

41. Остаточне значення оптимального кроку лопаток РК

.

42. Розмір горла каналу робочих лопаток

.

43. Відносна швидкість на виході з РК

44. Ентальпія та температура газу на виході з РК

; .

45. Щільність газу на виході з РК

46. ​​Осьова та окружна складові відносної швидкості на виході з РК

;

.

47. Окружна складова абсолютної швидкості потоку за РК

48. Абсолютна швидкість газу за РК

.

49. Кут виходу потоку з РК в абсолютному русі

50. Повна ентальпія газу за РК

.

2.3 Розрахунок ефективної роботи ступеня з урахуванням втрат на тертя

диска та в радіальному зазорі

Щоб визначити ефективну роботу ступеня, необхідно врахувати втрати енергії, пов'язані з витоками робочого тіла в радіальний зазор і тертям диска щаблі про газ. Для цього визначаємо:

51. Питома робота газу на лопатках РК

52. Втрати на витік, які залежать від конструктивних особливостей ступеня.

У конструкціях сучасних турбін ВМД для зниження витоків зазвичай на робочих колесах використовуються бандажі з лабіринтними ущільненнями. Витоки через такі ущільнення обчислюються за такою формулою:

Приймаємо коефіцієнт витрати лабіринтного ущільнення:

Площа зазору визначається з виразу:

Для визначення тиску спочатку знаходяться ізоентропічна наведена швидкість потоку на виході в РК на периферійному діаметрі та відповідна газодинамічна функція:

; .

Тиск на периферії

Відношення тисків на ущільненні

Приймаємо число гребінців:

Втрати на витік

53. Втрати енергії на тертя диска щаблі про газ

,

де D 1вт береться за кресленням проточної частини

54. Сумарна втрата енергії на витікання та тертя диска

55. Повна ентальпія газу на виході з РК з урахуванням втрат на витікання та тертя диска

;

56. Ентальпія газу за статичними параметрами на виході з РК з урахуванням втрат на витікання та тертя диска

57. Повний тиск газу на виході з РК з урахуванням втрат на витікання та тертя диска

58. Дійсна ефективна робота ступеня

59. Справжній к.п.д. щаблі

60. Відмінність дійсної ефективної роботи від заданої

що становить 0,78%.

2.4 Розрахунок параметрів потоку на різних радіусах

турбіна тиск лопатка колесо

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

Визначення параметрів для втулкового перерізу лопатки

1. Відносний діаметр втулки

2. Кут виходу потоку в абсолютному русі

3. Коефіцієнт швидкості

4. Абсолютна швидкість потоку на виході із СА

5. Окружна складова абсолютної швидкості

6. Осьова складова абсолютної швидкості

7. Ізоентропічна швидкість витікання газу з СА

8. Термодинамічні параметри на виході із СА

; ;

;

; .

9. Статичний тиск

.

10. Щільність газу

11. Окружна швидкість у втулковому перерізі на вході в РК

12. Кільцева складова відносної швидкості на вході в РК

13. Кут входу потоку в РК у відносному русі

.

14. Відносна швидкість у втулки

15. Термодинамічні параметри на вході до РК у відносному русі

,

,

16. Повний тиск на вході в РК у відносному русі

17. Наведена відносна швидкість на вході до РК

Параметри у периферійному перерізі

18. Відносить. діаметр периферійного перерізу

19. Кут виходу потоку із СА в абсолютному русі

20. Коефіцієнт швидкості

21. Абсолютна швидкість на виході із СА

22. Окружна та осьова складові абсолютної швидкості

23. Ізоентропічна швидкість закінчення газу з СА

24. Термодинамічні параметри потоку на виході із СА

;

, ; .

25. Статичний тиск

26. Щільність газу

27. Окружна швидкість обертання колеса на периферії

28. Окружна складова відносної швидкості на вході до РК

29. Кут входу потоку в РК у відносному русі

.

30. Відносна швидкість потоку на периферії

31. Термодинамічні параметри потоку у відносному русі на вході в РК

,

32. Повний тиск на вході в РК у відносному русі

.

33. Наведена відносна швидкість на вході до РК

Розрахунок параметрів потоку на виході з РК

34. Відносний діаметр втулки

35. Кут потоку в абсолютному русі

36. Окружна швидкість у втулковому перерізі на виході з РК

37. Статичний тиск на виході з РК

38. Термодинамічні параметри у РК

,

39. Ізоентропічна швидкість потоку на виході з РК

40. Наведена ізоентропічна швидкість

41. Швидкість потоку за РК у відносному русі.

, де

коефіцієнт швидкості.

42. Термодинамічні параметри потоку на виході із РК

;

43. Щільність газу за робочим вінцем

44. Кут виходу потоку у відносному русі

45. Окружна та осьова складові відносної швидкості потоку

46. ​​Абсолютна швидкість на виході з робочого вінця

47. Окружна складова абсолютної швидкості

48. Повна ентальпія та температура потоку на виході з РК

49. Газодинамічні функції на виході із РК

;

50. Повний тиск потоку в абсолютному русі на виході з РК

Розрахунок параметрів у периферійному перерізі на виході з РК

51. Відносний діаметр периферійного перерізу

52. Кут потоку в абсолютному русі

53. Окружна швидкість у периферійному перерізі на виході з РК

54. Статичний тиск на виході з РК

55. Термодинамічні параметри при ізоентропічному розширенні в РК

;

56. Ізоентропічна швидкість потоку на виході з РК

57. Наведена ізоентропічна швидкість

58. Швидкість потоку за РК у відносному русі

Коефіцієнт швидкості;

59. Термодинамічні параметри потоку на виході із РК

;

60. Щільність газу за робочим вінцем

61. Кут виходу потоку у відносному русі

62. Окружна та осьова складові відносної швидкості потоку

63. Абсолютна швидкість виходу із РК

64. Окружна складова абсолютної швидкості

65. Повна ентальпія та температура потоку на виході з РК

66. Газодинамічні функції на виході із РК

;

67. Повний тиск потоку в абсолютному русі на виході з РК

3. Профілювання лопатки робочого колеса

Таблиця 2. - Вихідні дані для профілювання лопаток РК

Вихідний параметр та розрахункова формула	Розмірність	Контрольні перерізи
D (за кресленням проточної частини ступеня)

Таблиця 3. - Розраховані величини для профілювання лопаток РК

Величина			Середній діаметр	Периферія

Висновок

У курсовій роботі було розраховано і побудовано проточну частину турбіни високого тиску, зроблено кінематичний розрахунок другого ступеня турбіни високого тиску на середньому діаметрі, розрахунок ефективної роботи з урахуванням втрат на тертя диска та в радіальному зазорі, розрахунок параметрів по висоті лопатки при законі закрутки б=const з побудовою трикутників швидкостей. Було виконано профільування лопатки робочого колеса у трьох перерізах.

Список використаних джерел

1. Термогазодинамічний проектування осьових турбін авіаційних ВМД за допомогою р-i-T функцій: Навч. посібник/Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткін, В.М. Матвєєв, В.С. Кузьмичів; Самар. держ. аерокосм. ун-т. – Самара, 2000. – 92. с.

2. Мамаєв Б.І., Мусаткін Н.Ф., Аронов Б.М. Газодинамічний проектування осьових турбін авіаційних ВМД: Навчальний посібник. – Куйбишев: КуАІ, 1984 – 70 с.

3. Проектний розрахунок основних параметрів турбокомпресорів авіаційних ВМД: Навч. посібник/В.С. Кузьмичов, А.А. Трофімов; КуАІ. – Куйбишев, 1990. – 72 с.

4. Термогазодинамічний розрахунок газотурбінних силових установок. / Дорофєєв В.М., Маслов В.Г., Первишин Н.В., Сватенко С.А., Фішбейн Б.Д. – М., «Машинобудування», 1973 – 144 с.

Розміщено на Allbest.ru

Подібні документи

Розрахунок параметрів потоку та побудова решіток профілів ступеня компресора та турбіни. Профілювання камери згоряння, реактивного сопла проектованого двигуна та решіток профілів робочого колеса турбіни високого тиску. Побудова профілів лопаток.

курсова робота , доданий 27.02.2012


Профілювання лопатки першого ступеня турбіни високого тиску. Розрахунок та побудова решіток профілів дозвукового осьового компресора. Профілювання решіток профілів робочого колеса по радіусу. Розрахунок та побудова решіток профілів РК турбіни на ПЕОМ.

курсова робота , доданий 04.02.2012


Визначення основних геометричних розмірів меридіонального перерізу ступеня турбіни. Розрахунок параметрів потоку в сопловому апараті ступеня на середньому діаметрі. Встановлення параметрів потоку по радіусу проточної частини під час профілювання лопаток.

курсова робота , доданий 14.11.2017


Проектування відцентрового компресора у транспортному газотурбінному двигуні: розрахунок параметрів потоку на виході, геометричних параметрів вихідного перерізу робочого колеса, профільування меридіонального відведення, оцінка максимального навантаження лопатки.

курсова робота , доданий 05.04.2010


Термогазодинамічний розрахунок двигуна, вибір та обґрунтування параметрів. Узгодження параметрів компресора та турбіни. Газодинамічний розрахунок турбіни та профільування лопаток РК першого ступеня турбіни на ЕОМ. Розрахунок замку лопатки турбіни на міцність.

дипломна робота , доданий 12.03.2012


Розрахунок та профільування елементів конструкції двигуна: робочої лопатки першого ступеня осьового компресора, турбіни. Методика розрахунку трикутників швидкостей. Порядок визначення параметрів камери згоряння геометричних параметрів проточної частини.

курсова робота , доданий 22.02.2012


Розрахунок та профільування робочої лопатки щаблі компресора, газової турбіни високого тиску, кільцевої камери згоряння та вихідного пристрою. Визначення компонентів трикутників швидкостей та геометричних параметрів решіток профілів на трьох радіусах.

курсова робота , доданий 17.02.2012


Термозодинамічний розрахунок двигуна. Узгодження роботи компресора та турбіни. Газодинамічний розрахунок осьової турбіни на ЕОМ. Профільування робочих лопаток турбіни високого тиску. Опис конструкції двигуна, розрахунок на міцність диска турбіни.

дипломна робота , доданий 22.01.2012


Вибір та обґрунтування потужності та частоти обертання газотурбінного приводу: термогазодинамічний розрахунок двигуна, тиску в компресорі, узгодження параметрів компресора та турбіни. Розрахунок та профільування решіток профілів робочого колеса турбіни.

курсова робота , доданий 26.12.2011


Профілювання лопатки першого ступеня компресора високого тиску. Комп'ютерний розрахунок лопатки турбіни. Проектування камери згоряння. Газодинамічний розрахунок сопла. Формування вихідних даних. Комп'ютерне профільування ежекторного сопла.

Двоконтурний турбореактивний двигун (ТРДД) – це «удосконалений» турбореактивний двигун, конструкція якого дає можливість зменшити витрату палива, що є головним недоліком ТРД, за рахунок покращеної роботи компресора і збільшення обсягу проходження повітряних мас через ТРДД.

Вперше конструкцію та принцип роботи ТРДД розробив авіаконструктор А.М. Люлька ще 1939 року, але тоді на його розробку не звернули особливої ​​уваги. Тільки в 50-х роках, коли турбореактивні двигуни стали масово використовуватися в авіації, а їхня «ненажерливість» стала справжньою проблемою, його праця була помічена і гідно оцінена. З того часу ТРДД постійно вдосконалюється та успішно використовується у всіх сферах авіації.

По суті, двоконтурний турбореактивний двигун - це той же ТРД, корпус якого "обволікає" ще один, зовнішній корпус. Зазор між цими корпусами формує другий контур, а перший – це внутрішня порожнина ТРД. Звичайно, маса та габарити при цьому збільшуються, але позитивний результат від використання такої конструкції виправдовує всі складнощі та додаткові витрати.

Пристрій

Перший контур вміщує компресори високого і низького тиску, камеру згоряння, турбіни високого і низького тиску і сопло. Другий контур складається з напрямного апарату та сопла. Така конструкція є базовою, але можливі деякі відхилення, наприклад, потоки внутрішнього і зовнішнього контуру можуть змішуватися і виходити через загальне сопло, або двигун може оснащуватися форсажною камерою.

Тепер коротко про кожен складовий елемент ТРДД. Компресор високого тиску (КВД) – це вал, на якому закріплені рухомі та нерухомі лопатки, що формують щабель. Рухливі лопатки при обертанні захоплюють потік повітря, стискають і направляють всередину корпусу. Повітря потрапляє на нерухомі лопатки, гальмується і додатково стискається, що підвищує його тиск і надає йому осьовий вектор руху. Таких щаблів у компресорі кілька, а від їхньої кількості безпосередньо залежить ступінь стиснення двигуна. Така сама конструкція і компресора низького тиску (КНД), який розташований перед КВД. Відмінність між ними полягає тільки в розмірах: у КНД лопатки мають більший діаметр, що перекриває собою переріз першого і другого контуру, і менша кількість ступенів (від 1 до 5).

У камері згоряння стиснене та нагріте повітря перемішується з паливом, яке впорскується форсунками, а отриманий паливний заряд спалахує і згоряє, утворюючи гази з великою кількістю енергії. Камера згоряння може бути одна, кільцева, або виконуватися з декількох труб.

Турбіна за своєю конструкцією нагадує осьовий компресор: ті ж нерухомі та рухливі лопатки на валу, тільки їх послідовність змінена. Спочатку розширені гази потрапляють на нерухомі лопатки, що вирівнюють їхній рух, а потім на рухомі, які обертають вал турбіни. У ТРДД турбін дві: одна рухає компресор високого тиску, а друга - компресор низького тиску. Працюють вони незалежно та між собою механічно не пов'язані. Вал приводу КНД зазвичай розташований усередині валу приводу КВД.

Сопло - це труба, що звужується, через яку виходять назовні відпрацьовані гази у вигляді реактивного потоку. Зазвичай кожен контур має своє сопло, але буває так, що реактивні потоки на виході потрапляють у загальну камеру змішування.

Зовнішній, або другий, контур - це порожня кільцева конструкція з направляючим апаратом, через яку проходить повітря, попередньо стиснене компресором низького тиску, минаючи камеру згоряння та турбіни. Цей потік повітря, потрапляючи на нерухомі лопаті напрямного апарату, вирівнюється і рухається до сопла, створюючи додаткову тягу за рахунок одного стиснення КНД без спалювання палива.

Форсажна камера – це труба, розміщена між турбіною низького тиску та соплом. Всередині у неї встановлені завихрювачі та паливні форсунки із запалювачами. Форсажна камера дає можливість створення додаткової тяги з допомогою спалювання палива над камері згоряння, але в виході турбіни. Відпрацьовані гази після проходження ТНД і ТВД мають високу температуру і тиску, а також значну кількість кисню, що не згорів, що надійшов з другого контуру. Через форсунки, встановлені в камері, подається паливо, яке змішується з газами, і займається. В результаті тяга на виході зростає подекуди вдвічі, щоправда, і витрата палива при цьому також зростає. ТРДД, оснащені форсажною камерою, легко впізнати по полум'ю, яке виривається з їхнього сопла під час польоту або під час запуску.

форсажна камера в розрізі, на малюнку видно завихрювачі.

Найважливішим параметром ТРДД є ступінь двоконтурності (к) - відношення кількості повітря, що пройшло через другий контур, до кількості повітря, що пройшло через перший. Чим вищий цей показник, тим економнішим буде двигун. Залежно від ступеня двоконтурності, можна виділити основні види двоконтурних турбореактивних двигунів. Якщо його значення до<2, это обычный ТРДД, если же к>2, такі двигуни називаються турбовентиляторними (ТВРД). Є також турбогвинтовентиляторні мотори, у яких значення досягає і 50-ти, і навіть більше.

Залежно від типу відведення відпрацьованих газів розрізняють ТРДД без змішування потоків та з ним. У першому випадку кожен контур має своє сопло, у другому гази на виході потрапляють у загальну камеру змішування і лише потім виходять назовні, утворюючи реактивну тягу. Двигуни зі змішуванням потоків, які встановлюються на надзвукові літаки, можуть постачати форсажну камеру, яка дозволяє збільшувати потужність тяги навіть на надзвукових швидкостях, коли тяга другого контуру практично не відіграє ролі.

Принцип роботи

Принцип роботи ТВРД ось у чому. Потік повітря захоплюється вентилятором і, частково стискаючись, прямує за двома напрямками: перший контур до компресора і другий на нерухомі лопатки. Вентилятор при цьому відіграє роль гвинта, що створює тягу, а компресора низького тиску, що збільшує кількість повітря, що проходить через двигун. У першому контурі потік стискається та нагрівається при проході через компресор високого тиску та потрапляє в камеру згоряння. Тут він поєднується з упорсненим паливом і займається, в результаті чого утворюються гази з великим запасом енергії. Потік гарячих газів, що розширюються, направляється на турбіну високого тиску і обертає її лопатки. Ця турбіна обертає компресор високого тиску, який закріплений із нею однією валу. Далі гази обертають турбіну низького тиску, що приводить в рух вентилятор, після чого потрапляють у сопло і вириваються назовні, створюючи реактивну тягу.

В цей же час у другому контурі потік повітря, захоплений і стиснутий вентилятором, потрапляє на нерухомі лопатки, що випрямляють напрямок руху так, щоб він переміщався в осьовому напрямку. При цьому повітря додатково стискається у другому контурі та виходить назовні, створюючи додаткову тягу. Також на тягу впливає спалювання кисню повітря другого контуру у форсажній камері.

Застосування

Сфера застосування двоконтурних турбореактивних двигунів є дуже широкою. Вони змогли охопити практично всю авіацію, потіснивши собою ТРД та ТВД. Головний недолік реактивних моторів - їхня неекономічність - вдалося частково перемогти, так що зараз більшість цивільних і практично всі військові літаки оснащені ТРДР. Для військової авіації, де важливі компактність, потужність і легкість моторів, використовуються ТРДД із малим ступенем двоконтурності (до<1) и форсажными камерами. На пассажирских и грузовых самолетах устанавливаются ТРДД со степенью двухконтурности к>2, що дозволяє заощадити чимало палива на дозвукових швидкостях та знизити вартість перельотів.

Двоконтурні турбореактивні двигуни з малим ступенем двоконтурності на військовому літаку.

СУ-35 із встановленими на ньому 2-ма двигунами АЛ-41Ф1С

Переваги і недоліки

Двоконтурні турбореактивні двигуни мають величезну перевагу в порівнянні з ТРД у вигляді значного скорочення витрати палива без втрат потужності. Але при цьому їх конструкція складніша, а вага набагато більша. Зрозуміло, що чим більше значення ступеня двоконтурності, тим економічніше двигун, але це значення можна збільшити лише одним способом – за рахунок збільшення діаметра другого контуру, що дасть можливість пропустити через нього більше повітря. Це і є основним недоліком ТРДР. Достатньо подивитися на деякі ТВРД, які встановлюються на великі цивільні літаки, щоб зрозуміти, як вони ускладнюють загальну конструкцію. Діаметр другого контуру може досягати декількох метрів, а з метою економії матеріалів і зниження їх маси він виконуються більш коротким, ніж перший контур. Ще один мінус великих конструкцій – високий лобовий опір під час польоту, що певною мірою знижує швидкість польоту. Використання ТРДД з метою економії палива виправдано на дозвукових швидкостях, при подоланні звукового бар'єру реактивна тяга другого контуру стає малоефективною.

Різні конструкції та використання додаткових конструктивних елементів у кожному окремому випадку дозволяє отримати потрібний варіант ТРДД. Якщо важлива економія, встановлюються турбовентиляторні двигуни з великим діаметром та високим ступенем двоконтурності. Якщо потрібен компактний і потужний двигун, використовуються звичайні ТРДД з форсажною камерою або без неї. Головне тут знайти компроміс та зрозуміти, які пріоритети мають бути у конкретної моделі. Військові винищувачі та бомбардувальники не можуть оснащуватися двигунами з триметровим діаметром, та їм це й не потрібно, адже в їхньому випадку пріоритетні не так економія, як швидкість і маневреність. Тут частіше використовуються і ТРДД з форсажними камерами (ТРДДФ) для збільшення тяги на надзвукових швидкостях або при запуску. А для цивільної авіації, де самі літаки мають великі розміри, цілком прийнятні великі та важкі мотори з високим ступенем двоконтурності.

Вперше літак із турбореактивним двигуном ( ТРД) піднявся у повітря 1939 року. З того часу пристрій двигунів літаків удосконалювалося, з'явилися різні види, але принцип роботи у них приблизно однаковий. Щоб зрозуміти, чому повітряне судно, що має таку велику масу, так легко піднімається у повітря, слід дізнатися, як працює двигун літака. ТРД рухає повітряне судно за рахунок реактивної тяги. У свою чергу, реактивна тяга є силою віддачі струменя газу, що вилітає із сопла. Тобто виходить, що турбореактивна установка штовхає літак і всіх людей, що знаходяться в салоні, за допомогою газового струменя. Реактивний струмінь, вилітаючи з сопла, відштовхується від повітря і таким чином приводить в рух повітряне судно.

Влаштування турбовентиляторного двигуна

Конструкція

Пристрій двигуна літака є досить складним. Робоча температура у таких установках досягає 1000 і більше градусів. Відповідно, всі деталі, з яких двигун складається, виготовляються із стійких до впливу високих температур та займання матеріалів. Через складність пристрою існує ціла галузь науки про ТРД.

ТРД складається з кількох основних елементів:

• вентилятор;
• компресор;
• камера згоряння;
• турбіна;
• сопло.

Перед турбіною встановлений вентилятор. З його допомогою повітря затягується в установку ззовні. У таких установках використовують вентилятори з великою кількістю лопатей певної форми. Розмір та форма лопатей забезпечують максимально ефективну та швидку подачу повітря в турбіну. Виготовляються вони із титану. Крім основної функції (затягування повітря), вентилятор вирішує ще одне важливе завдання: за його допомогою здійснюється прокачування повітря між елементами ТРД та його оболонкою. За рахунок такого прокачування забезпечується охолодження системи та запобігає руйнуванню камери згоряння.

Біля вентилятора розташовано компресор високої потужності. З його допомогою повітря надходить у камеру згоряння під високим тиском. У камері відбувається змішування повітря із паливом. Суміш, що утворюється, підпалюється. Після займання відбувається нагрівання суміші та всіх розташованих поруч елементів установки. Камера згоряння найчастіше виготовляється із кераміки. Це тим, що температура всередині камери досягає 2000 градусів і більше. Кераміка характеризується стійкістю до впливу високих температур. Після займання суміш надходить у турбіну.

Вид літакового зовні

Турбіна є пристроєм, що складається з великої кількості лопаток. На лопатки тиск тиск потік суміші, приводячи тим самим турбіну в рух. Турбіна внаслідок такого обертання змушує обертатися вал, де встановлено вентилятор. Виходить замкнута система, яка для функціонування двигуна потребує лише подачі повітря та наявності палива.

Далі суміш надходить у сопло. Це завершальний етап 1 циклу роботи двигуна. Тут формується реактивний струмінь. Такий принцип роботи двигуна літака. Вентилятор нагнітає холодне повітря в сопло, запобігаючи його руйнуванню від надміру гарячої суміші. Потік холодного повітря не дає сопла манжеті розплавитися.

У двигунах повітряних суден можуть бути встановлені різні сопла. Найбільш досконалими вважаються рухливі. Рухливе сопло здатне розширюватись і стискатися, а також регулювати кут, задаючи правильний напрямок реактивному струменю. Літаки з такими двигунами характеризуються відмінною маневреністю.

Види двигунів

Двигуни для літаків бувають різних типів:

• класичні;
• турбогвинтові;
• турбовентиляторні;
• прямоточні.

Класичніустановки працюють за принципом, описаним вище. Такі двигуни встановлюють на повітряних суднах різної модифікації. Турбогвинтовіфункціонують дещо інакше. Вони газова турбіна немає механічного зв'язку з трансмісією. Ці установки рухають за допомогою реактивної тяги лише частково. Основну частину енергії гарячої суміші цей вид установки використовує для приводу повітряного гвинта через редуктор. У такій установці замість однієї є дві турбіни. Одна з них наводить компресор, а друга гвинт. На відміну від класичних турбореактивних, гвинтові установки економічніші. Але вони не дозволяють літакам розвивати високу швидкість. Їх встановлюють на малошвидкісних повітряних суднах. ТРД дозволяють розвивати набагато більшу швидкість під час польоту.

Турбовентиляторнідвигуни є комбінованими установками, що поєднують елементи турбореактивних і турбогвинтових двигунів. Вони відрізняються від класичних великим розміром лопат вентилятора. І вентилятор, і гвинт функціонують на дозвукових швидкостях. Швидкість переміщення повітря знижується за рахунок наявності спеціального обтічника, який поміщений вентилятор. Такі двигуни економічніше витрачають паливо, ніж класичні. З іншого боку, вони характеризуються вищим ККД. Найчастіше їх встановлюють на лайнерах та літаках великої місткості.

Розмір двигуна літака щодо людського зростання

Прямоточніповітряно-реактивні установки не передбачають використання рухомих елементів. Повітря втягується природним шляхом завдяки обтічнику, встановленому на вхідному отворі. Після надходження повітря двигун працює аналогічно до класичного.

Деякі літаки літають на турбогвинтових двигунах, пристрій яких набагато простіше, ніж пристрій ТРД. Тому у багатьох виникає питання: навіщо використовувати складніші установки, якщо можна обмежитися гвинтовою? Відповідь проста: ТРД перевершують гвинтові двигуни за потужністю. Вони потужніші у десятки разів. Відповідно, ТРД видає набагато більшу тягу. Завдяки цьому забезпечується можливість піднімати у повітря великі літаки та здійснювати перельоти на високій швидкості.

Вконтакте

Винахід відноситься до галузі авіаційних газотурбінних двигунів, зокрема до вузла, розташованого між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску внутрішнього контуру двоконтурного авіаційного двигуна. Безвідривний кільцевий перехідний канал між турбіною високого тиску і турбіною низького тиску зі ступенем розширення більше 1,6 і еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора більше 12° містить перфоровані зовнішню та внутрішню стінки. Закрутка потоку, наявна за робочим колесом турбіни високого тиску, перетворена у напрямі її посилення біля стінок та ослаблення в центрі. Закрутка перетворена за рахунок профілювання ступеня турбіни високого тиску і за рахунок пристрою, що закручує, розташованого за робочим колесом турбіни високого тиску висотою 10% від висоти каналу по 5% висоти на внутрішній і зовнішній стінках каналу, або за рахунок підкручує-розкручує пристрою повної висоти. Винахід дозволяє знизити втрати у перехідному каналі між турбінами високого та низького тиску. 2 з.п. ф-ли, 6 іл.

Область техніки, до якої належить винахід

Винахід відноситься до галузі авіаційних газотурбінних двигунів, зокрема до вузла, розташованого між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску внутрішнього контуру двоконтурного авіаційного двигуна.

Рівень техніки

Авіаційні газові турбіни двоконтурних двигунів призначені для приводу компресорів. Турбіна високого тиску призначена для приводу високого тиску компресора, а турбіна низького тиску призначена для приводу компресора низького тиску і вентилятора. В авіаційних двигунах п'ятого покоління масова витрата робочого тіла через внутрішній контур у кілька разів менша від витрати через зовнішній контур. Тому турбіна низького тиску за своєю потужністю та радіальними розмірами в кілька разів перевищує турбіну високого тиску, а частота її обертання в кілька разів менша за частоту обертання турбіни високого тиску.

Така особливість сучасних авіаційних двигунів конструктивно втілюється у необхідності виконання перехідного каналу між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску, що є кільцевим дифузором.

Жорсткі обмеження за габаритними та масовими характеристиками авіаційного двигуна стосовно перехідного каналу виражаються у необхідності виконувати канал відносно короткої довжини, з високим ступенем дифузорності та явно відривним еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора. Під ступенем дифузорності розуміється відношення вихідної площі поперечного перерізу до вхідної. Для сучасних і перспективних двигунів ступінь дифузорності має значення, близьке до 2. Під еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора розуміється кут розкриття плоского дифузора, що має таку ж довжину, як і кільцевий конічний дифузор, і такий самий ступінь дифузорності. У сучасних авіаційних ВМД еквівалентний кут розкриття плоского дифузора перевищує 10°, у той час як безвідривна течія в плоскому дифузорі спостерігається тільки при куті розкриття не більше 6°.

Тому всі виконані конструкції перехідних каналів характеризуються високим коефіцієнтом втрат через відрив прикордонного шару від стінки дифузора. На малюнку 1 наведена еволюція основних параметрів перехідного каналу фірми Дженерал Електрик. На фігурі 1 горизонтальної осі відкладена ступінь дифузорності перехідного каналу, вертикальної осі еквівалентний кут розкриття плоского дифузора. З фігури 1 видно, що спочатку високі значення ефективного кута розкриття (≈12°) еволюціонують до значно нижчих значень, що пов'язано лише з високим рівнем втрат. За результатами досліджень кільцевого дифузора зі ступенем розкриття 1,6 та ефективним кутом розкриття плоского дифузора 13,5° коефіцієнт втрат змінювався в межах від 15% до 24% залежно від закону розподілу закрутки по висоті каналу.

Аналоги винаходу

Віддаленими аналогами винаходу є дифузори, описані в патентах US 2007/0089422 A1, DAS 1054791. У цих конструкціях для запобігання відриву потоку від стінки дифузора використовується відсмоктування прикордонного шару з перерізу, розташованого посередині каналу з викидом відсмоктуємо. Однак зазначені дифузори не є перехідними каналами між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску.

Короткий опис креслень

Додаткові особливості і переваги, що не є обмежуючими прикладами здійснення цього винаходу, будуть докладніше описані нижче з посиланнями на додані креслення, на яких:

фіг.1 зображує еволюцію проточної частини міжтурбінного перехідного каналу у ТРДД фірми General Electric,

фіг.2 зображує залежність втрат кінетичної енергії потоку в каналі від інтегрального параметра закрутки потоку Ф ¯ С Т у вигляді лінійної апроксимації, де = 0 - рівномірна по висоті закрутка потоку; ν=-1 - збільшується по висоті закрутка потоку; ν=1 - зменшується по висоті закрутка потоку; у=-1,36Ф ст +0,38 - апроксимаційна залежність, що відповідає коефіцієнту достовірності R=0,76,

фіг.3 зображує екстраполяцію втрат відриву в кільцевому дифузорі від величини пристінкової закрутки,

фіг.4 зображує схему перехідного каналу,

фіг.5 зображує схему перфорації,

фіг.6 зображує схему пристрою силової стійки з каналом, що підводить.

Розкриття винаходу

Завдання, на вирішення якого спрямовано даний винахід, полягає у створенні перехідного каналу зі ступенем розкриття більш ніж 1,6 і з еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора, що перевищує 12°, протягом якого було б безвідривним, а рівень втрат відповідно мінімально можливим. Пропонується можливим знизити коефіцієнт втрат із 20-30% до 5-6%.

Поставлене завдання вирішується:

1. На основі трансформації наявної закрутки за турбіною високого тиску на вході в кільцевий дифузор у напрямку її посилення на внутрішній та зовнішній стінці каналу та ослаблення в середині каналу.

2. На основі змінної довжини перфорації внутрішніх і зовнішніх стінок кільцевого дифузора, адаптованої до місцевої структури турбулентності.

3. На основі відсмоктування прикордонного шару із зони можливого відриву потоку від стінок дифузора.

У зв'язку з чим пропонується безвідривний кільцевий перехідний канал між турбіною високого тиску (ТВД) і турбіною низького тиску (ТНД) зі ступенем розширення більше 1,6 еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора більше 12°, що містить зовнішню стінку і внутрішню стінку. Зовнішня та внутрішня стінка перфоровані, а наявна за робочим колесом турбіни високого тиску (ТВД) закрутка перетворена у напрямку її посилення у стінок та ослаблення в центрі. Закрутка перетворена за рахунок профілювання ступеня турбіни високого тиску (ТВД) і за рахунок пристрою, що закручує, розташованого за робочим колесом турбіни високого тиску (ТВД) висотою 10% від висоти каналу по 5% висоти на внутрішній і зовнішній стінках каналу, або за рахунок підкручує- розкручування повної висоти.

Перетворена закрутка обмежена досягненням інтегрального параметра закрутки рівня Ф ст =0,3-0,35. Секція перфорації, розташована на відстані 0,6-0,7 довжини перехідного каналу від вхідного перерізу, з'єднана з порожниною в силових стійках, що мають щілини на 80% висоти стояків симетрично геометричної середини каналу, а щілини розташовані поблизу вхідної кромки.

Як відомо, газ рухається в дифузорі за інерцією у бік зростання тиску, а відрив (відшарування) потоку від стінок фізично обумовлений недостатньою інерційністю внутрішніх пристінних шарів прикордонного шару. Пункти 1, 2 покликані збільшити інерційність руху пристінкового потоку газу за рахунок збільшення швидкості руху, відповідно його кінетичної енергії.

Наявність закрутки в потіку газу збільшує швидкість руху, а значить і його кінетичну енергію. В результаті збільшується стійкість потоку до відриву (відшарування від стінок), а втрати знижуються. На малюнку 2 наведені результати дослідного дослідження кільцевого дифузора зі ступенем розкриття 1,6 і еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора 13,5°. По вертикальній осі представлений коефіцієнт втрат, який визначається традиційним чином: відношення втрат механічної енергії в дифузорі до кінетичної енергії газового потоку на вході дифузор. По горизонтальній осі представлений інтегральний параметр закрутки, який визначається таким чином:

Ф с т = Ф в т + Ф пер Ф. ,

де 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)

Інтегральний параметр закрутки на вході в канал, ρ - щільність, w - осьова швидкість, u - окружна швидкість, r - поточний радіус, R - радіус з внутрішньою утворюючою дифузора, Н - висота каналу, Ф вт - інтегральний параметр закрутки, розглянутий у діапазоні висот від 0% до 5% втулкового перерізу, тобто.

Ф в т = 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);

Ф пер - той самий параметр, але у діапазоні висот від 95% до 100% від втулочного перерізу, тобто.

Ф е р = 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) .

Як видно з фігури 2, втрати в перехідному каналі знижуються зі збільшенням частки пристінкової закрутки.

На малюнку 3 представлена ​​лінійна екстраполяція залежності ξ (Ф ст) до рівня втрат тертя в еквівалентному каналі постійного перерізу. У цьому випадку частку пристінкової закрутки (10% від висоти каналу) повинно припадати приблизно 30% закрутки потоку.

Як відомо, при турбулентному режимі течії в каналах безпосередньо поблизу стінки має місце ламінарний режим течії через неможливість поперечного пульсаційного руху. Товщина ламінарного підшару становить приблизно 10 μ ρ τ з т. В останньому вираженні µ - динамічна в'язкість, τ ст - напруга тертя на стінці. Як відомо, напруга тертя швидко зменшується вздовж дифузора, а в точці відриву воно взагалі дорівнює нулю. Тому товщина ламінарного підшару в перехідному каналі із суцільною стінкою стрімко наростає по ходу потоку. Відповідно збільшується товщина пристінного шару течії з малим рівнем кінетичної енергії.

Перфорація внутрішньої та зовнішньої стінок перехідного каналу уможливлює поперечний пульсаційний рух на будь-якій відстані від перфорованої стінки. Оскільки в турбулентному перебігу поздовжнє пульсаційне протягом статистично пов'язане з поперечним, то перфорація дозволяє збільшити зону власне турбулентної течії. Чим вище ступінь перфорації стінки, тим тонше ламінарний підшар, тим вище швидкість руху газу в пристіночному шарі, тим вище кінетична енергія пристінного потоку та його стійкість до відриву (відшарування від стінки).

Опис конструкції перехідного каналу між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску

Перехідний канал між турбіною високого тиску (ТВД) і турбіною низького тиску (ТНД) внутрішнього контуру двоконтурного турбореактивного двигуна (Фіг.4) є кільцевим дифузором, що має внутрішню стінку 1 і зовнішню стінку 2. Внутрішня та зовнішня стінки на стику з ТВ певні радіуси сполучення.

Через перехідний канал проходять силові стійки 3, які забезпечують мастило, суфлювання та охолодження опор роторів ТВД та ТНД. Стійки 3 мають у поперечному перерізі несиметричний аеродинамічний профіль, що забезпечує розкручування потоку в центрі каналу та підкручування потоку біля стінок каналу до рівня Ф ст =0,3-0,35.

Стінки 1 та 2 перфоровані (Фіг.5). Щоб уникнути перетікання робочого тіла в перфораціях частини перфорації 4 ізольовані один від одного поперечними стінками 5.

З секції перфорації 9, розташованої на відстані 0,6-0,7 від входу в дифузор, організований відсмоктування та видалення через підвідний канал 6 в щілини 7 стійок 3. Видалення відсмоктаної частини прикордонного шару проводиться через щілини, розташовані поблизу кромки профілю стійок в зоні мінімуму місцевого статичного тиску У каналі, що з'єднує порожнину 9 з порожниною стійок 3, встановлені мірні шайби 8, що регулюють витрату газу.

За робочим колесом ТВД 11 встановлений апарат, що підкручує 12, збільшує закрутку потоку біля стінок. Висота лопаток апарату становить 12 10% від висоти каналу на вході. При необхідності підкручує апарат 12 може бути перетворений в розкручуючий-підкручуючий апарат, розташований по всій висоті каналу. Центральна частина апарату розкручує потік, а пристіночна підкручує, так що в результаті закрутки потоку на вході дифузор становить Ф ст =0,3-0,35.

У тому випадку, якщо безвідривна течія в дифузорі досягається тільки за рахунок профілювання соплового апарату 10 і робочого колеса 11 ТВД і закручує-розкручує впливу силових стійок 3, пристрій 12, що закручує, і щілини 7 з каналом 6 відсутні.

Здійснення винаходу

Безвідривний режим течії в перехідному каналі досягається закруткою потоку в пристінкових зонах течії, розкручуванням потоку в центрі, перфорацією меридіональних утворюють перехідного каналу, відсмоктуванням прикордонного шару.

Особливості організації робочого процесу в сучасних ВМД такі, що за турбіною високого тиску має місце закрутка потоку близько 30-40 °. Високий рівень закрутки у внутрішньої та зовнішньої стінки (на відстані 5% від висоти каналу) слід зберегти, а якщо це необхідно - посилити за рахунок профілювання щаблі і якщо необхідно - за рахунок установки лопаткового апарату, що закручує, на вході в перехідний канал. Закрутку потоку на висотах від 5% від перетину втулки до 95% від того ж перерізу слід зменшити як за рахунок профілювання щаблі, так і за рахунок розкручування потоку силовими стійками, конструктивно проходять через канал. При необхідності домогтися потрібної розкрутки потоку слід установкою додаткового лопаткового апарату, що розкручує, на вході в перехідний канал. Розкручування потоку в центральній частині каналу покликане знизити радіальний градієнт статичного тиску і зменшити інтенсивність вторинних течій, що потовщують прикордонний шар і зменшують його стійкість до відриву. Величина відносної пристінкової закрутки має бути наскільки можна наближена до значення 0,3-0,35.

Оскільки установка додаткового лопаткового апарату пов'язана з появою втрат у цьому апараті, то його слід встановлювати тільки в тому випадку, якщо зменшення коефіцієнта втрат в перехідному каналі помітно перевищує величину втрат у додатковому пристрої, що закручує і розкручує. Як варіант можлива установка додаткового закручування на втулці і периферії обмеженого висотами від 5% до 10% Н (Фіг.4).

Перфорація меридіональних утворюють перехідний канал змінює режим течії в ламінарному підшарі на турбулентний. Екстраполяція логарифмічного профілю швидкості на область ламінарного підшару до відстані від твердої стінки, що дорівнює 8% товщини ламінарного підшару, дає для величини швидкості значення τ з т ρ 6,5 , що всього лише в 2 рази менше швидкості на межі ламінарного підшару, як швидкість течії власне в ламінарному підшарі (на цій відстані) в 4 рази менше, а питома кінетична енергія в 16 разів менше.

Екстраполяція логарифмічного закону розподілу швидкостей, характерного для турбулентного режиму течії на область ламінарного підшару, передбачає повну свободу для переміщення турбулентних вихорів. Така можливість існує за двох умов: 1) ступінь перфорації твердої поверхні близька до 100%;

2) турбулентні вихори всіх розмірів у цьому перерізі мають повну свободу для переміщень у поперечному напрямку.

Реально ці умови недосяжні в повному обсязі, але можна близько до них підійти. В результаті швидкість руху у перфорованої поверхні буде в рази вищою за швидкість руху на тій же відстані від стінки у суцільної поверхні. При цьому щільність розташування елементів перфорації та її структура повинні бути узгоджені з максимумом енергетичного спектра турбулентних пульсацій щодо їхнього лінійного розміру для перерізу перехідного каналу.

Щільність перфорації (ставлення площі перфорації до загальної площі) слід витримувати максимально можливою з конструктивних і жорстких міркувань.

Структура перфорації адаптована до лінійного розміру энергосодержащих вихорів місцевої турбулентності, що визначається висотою перехідного каналу та його середнім радіусом у цьому перерізі. Як модель структури перфорації може бути прийнята наступна модель:

d min = (0,2-0,5) l е (R, II);

d max =(1,5-2)l е (R, II);

d = (0,6 − 0,8) ;

d min = (0,2 − 0,3) ;

d max ¯ = (0,1 − 0,2) ;

d min – мінімальний діаметр перфорації; d=l е (R, II) - основний діаметр перфорації, рівний лінійному розміру енергоутримуючих вихорів турбулентної структури; d max – максимальний діаметр перфорації; d = S d S - частка основного розміру перфорації; S d - площа перфорації, виконана за розміром d = (l е (R, II); S - загальна площа перфорації; d min = S d min S - Частка мінімального розміру перфорації; S dmin - площа перфорації, виконана за розміром d min; d max ¯ = S d max S - Частка максимального розміру перфорації; S dmax - площа перфорації, виконана за розміром d max (Фіг.5).

Розмір энергосодержащих вихорів l э (R, II) визначається розрахунковим шляхом залежно від прийнятої моделі турбулентності.

У перехідних каналах з дуже великим ступенем розширення (n>2) і дуже великим еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора (? ≈ 0,8 , де S = S пере S , S пер - загальна площа перфорованої поверхні, S - сумарна площа меридіональних обводів) може не вистачити для організації безвідривної течії по всій довжині перехідного каналу. В цьому випадку можливий відрив на останній третині довжини дифузора слід запобігти відсмоктування прикордонного шару через частину перфорації. Видалення газу, що відсмоктується, слід організувати в центральну частину каналу через відповідні отвори в силових стоках, які розташовані поблизу вхідної кромки профілю стінок, тобто. там, де місцевий статичний тиск мінімальний. Площа частини перфорації 9, що працює на відсмоктування, і площі прохідних перерізів у стійках 7 повинні бути узгоджені між собою.

Порожнина силових стійках має щілини, розташовані поблизу вхідної кромки, вертикальна довжина яких може досягати 0,8 від висоти стійок. Щілини розташовані симетрично щодо середини каналу. Сукупність порожнин і каналів, пов'язана з перфорацією та щілинами в силових стійках, організує відсмоктування прикордонного шару в перехідному каналі.

Організація відсмоктування прикордонного шару доцільна тільки в тому випадку, якщо втрати змішування при вдуві відсмоктаного газу на вхід у перехідний канал менше величини зменшення втрат у дифузорі у зв'язку з відсмоктуванням.

Список використаної літератури

1. Гладков Ю.І. Дослідження змінної за радіусом вхідної закрутки потоку на ефективність міжтурбінних перехідних каналів ВМД [Текст]: автореферат дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук 05.07.05 / Ю.І.Гладков – Рибінська державна авіаційна технологічна академія імені П.А.Соловйова. – 2009 – 16 с.

2. Шліхтінг, Г. Теорія прикордонного шару [Текст] / Г.Шліхтінг. – М.: Наука, 1974. – 724 с.

1. Безвідривний кільцевий перехідний канал між турбіною високого тиску (ТВД) і турбіною низького тиску (ТНД) зі ступенем розширення більше 1,6 і еквівалентним кутом розкриття плоского дифузора більше 12°, що містить зовнішню стінку і внутрішню стінку, що відрізняється тим, що зовнішня внутрішня стінка перфоровані, а наявні за робочим колесом турбіни високого тиску (ТВД) закрутка перетворена в напрямку її посилення у стінок і ослаблення в центрі за рахунок профілювання ступеня турбіни високого тиску (ТВД) і за рахунок пристрою, що закручує, розташованого за робочим колесом турбіни високого тиску (ТВД) висотою 10% від висоти каналу по 5% висоти на внутрішній і зовнішній стінках каналу, або за рахунок підкручує-розкручує пристрою повної висоти.

2. Канал за п.1, який відрізняється тим, що перетворена закрутка обмежена досягненням інтегрального параметра закрутки рівня Ф ст =0,3-0,35.

3. Канал за п.1, який відрізняється тим, що секція перфорації, розташована на відстані 0,6-0,7 довжини перехідного каналу від вхідного перерізу, з'єднана з порожниною в силових стійках, що мають щілини на 80% висоти стояків симетрично геометричної середини каналу , а щілини розташовані поблизу вхідної кромки.

Схожі патенти:

Винахід відноситься до галузі енергетики, переважно для скидних систем пари теплових електричних станцій, наприклад, викидів пари при спрацьовуванні головних запобіжних клапанів котлів, продувок пароперегрівачів, розтікання котлів і котлів-утилізаторів при витратах скидається пари більше 30 т/год і ступеня нерозрахунків недорозширеного струменя n=pa/pc>1, де pa - тиск атмосферного повітря, pc - статичний тиск пари на зрізі вихлопного трубопроводу

Вихлопний пристрій турбомашини містить корпус з вхідним отвором, розташованим навколо осі обертання турбіни, дифузор, розташований у зовнішній стінці корпусу вихідний отвір та додаткову перегородку. Дифузор включає осьову та радіальну частини, утворені відповідно внутрішньої та зовнішньої трактовими стінками, розташованими всередині корпусу навколо осі обертання турбіни. Додаткова перегородка виконана всередині корпусу пристрою в площині перпендикулярної осі обертання турбіни з периметром рівним периметру паралельних їй стінок корпусу пристрою. У додатковій перегородці виконано коаксіально осі обертання турбіни отвір, діаметр якого дорівнює максимальному діаметру зовнішньої трактової стінки радіальної частини дифузора. У нижній частині додаткової перегородки виконані симетрично та «дзеркально», щодо вертикальної осі зазначеної перегородки наскрізні пази. По периметру наскрізних пазів нерухомо та герметично встановлені порожнисті короби, виконані у вигляді усічених пірамід із двома криволінійними гранями. Найменші за площею підстави зазначених усічених пірамід спрямовані у бік турбіни пристрою, простір від верхньої кромки додаткової перегородки до верхньої кромки стінки корпусу, що містить вхідний отвір пристрою, закритий плоскою герметичною стінкою. Винахід дозволяє підвищити ефективність пристрою та к.п.д. газотурбінної установки. 3 іл.

Винахід відноситься до конструкції опорних пристроїв або пристроїв вихідного пристрою турбіни. Вихідний пристрій турбіни містить порожнисті аеродинамічні профільовані стійки, розміщені за робочим колесом останнього ступеня турбіни, а також аеродинамічні профільовані контури. Контури утворені передніми та задніми лопатками, розміщеними між стійками зі зміщенням відносно один одного. Середні лінії вхідних ділянок контурів та вхідних ділянок профільованих стійок повернені в напрямку обертання робочого колеса останнього ступеня турбіни на кут 20-40° до поздовжньої осі. Середні лінії вихідних ділянок контурів спрямовані вздовж поздовжньої осі турбіни. Лопатки встановлені зі зміщенням відносно один одного на відстань 0,03÷0,15 довжини хорди передньої лопатки. По довжині хорди контуру лопатки встановлені положення суміщення фронту вихідної кромки передньої лопатки і фронту вхідної кромки задньої лопатки або зміщені щодо нього. Кількість контурів встановлених між стійками визначено залежністю, що захищається цим винаходом. Винахід дозволяє підвищити коефіцієнт корисної дії останнього ступеня турбіни, а також зменшити закрутку потоку, що виходить. 3 іл.

Винахід відноситься до вихлопних пристроїв і може використовуватися у складі газоперекачувального агрегату з газотурбінною установкою Вихлопний пристрій містить дифузор, перехідник з ребрами, що розділяють потік, і шумоглушник касетного типу, розміщений під кутом 30-60° до осі перехідника. Кожна з касет шумоглушника складається із силового каркаса, обшитого листами, порожнина між якими заповнена звукопоглинаючим матеріалом. З боку нахиленої до дифузору касети обшиті перфорованим листом, а з протилежного боку – цілісним. Винахід дозволяє підвищити ефективність зниження шуму вихідному пристрої за рахунок забезпечення рівномірного руху потоку. 2 іл.

Винахід відноситься до машинобудування і може бути використане у вихлопному тракті газоперекачувального агрегату або газотурбінної електростанції. Дифузор вихлопного тракту газотурбінної установки містить обичайку з фланцями, кожух, що охоплює обічайку та звукоізоляцію, розміщену між обічайкою та кожухом. Обичайка виконана з рухомих, телескопічно з'єднаних частин із обмежувачами переміщень. Кожух утворений еластичним матеріалом, наприклад, тканиною «Атом», закріпленим на обічайці. Винахід дозволить підвищити надійність роботи конструкції дифузора, а також зменшити його металомісткість. 3 іл.

Випускний патрубок для використання з турбіною, що включає безліч щаблів, виконаний з можливістю напряму пари з турбіни в конденсатор і містить опорний конус, що оточує ротор турбіни, що направляє та ковпак напрямної. Напрямна розташована радіально зовні опорного конуса, при цьому напрямна та опорний конус виконані з можливістю напряму текучого середовища з турбіни. Ковпак напрямної проходить від краю та задньої поверхні направляючої до турбіни і сприяє запобіганню утворення вихорів текучого середовища у випускному патрубку. Інший винахід групи відноситься до парової турбіни, що включає вказаний вище випускний патрубок. Група винаходів дозволяє збільшити продуктивність турбіни. 2 зв. та 6 з.п. ф-ли, 5 іл.

Винахід відноситься до енергетики. Частина низького тиску парової турбіни, що включає регулюючий орган на вході, групу сходів з проміжними камерами і вихлопний патрубок, з'єднаний з конденсатором, розділеним трубною системою на вхідний і вихідний об'єми, при цьому вихідний об'єм конденсатора з'єднаний з проміжною камерою, наприклад, перед останньою ступенем, за допомогою перепускної труби із клапаном. Заявляється технічне рішення засноване на особливості роботи останнього ступеня низького тиску при малих витратах пари, коли її робоче колесо не виробляє потужності, а отримує від ротора, витрачаючи на перекачування пари в бік вихлопу. При такому «компресорному» режимі роботи тиск перед останнім ступенем виявляється нижчим, ніж у конденсаторі. Це дозволяє направити в камеру перед останнім щаблем пар, охолоджений трубною системою конденсатора при протіканні з вхідного об'єму у вихідний об'єм. Заявлений винахід дозволяє підвищити надійність і економічність парової турбіни при малих витратах пари через групу ступенів частини низького тиску за рахунок зниження вентиляційного нагріву проточної частини та усунення його наслідків без використання охолоджувальних упорскування вологи, що підсилюють ерозію, і без збільшення витрати робочої пари, що скорочує відпустку. електроенергії. 1 іл.

Винахід відноситься до галузі авіаційних газотурбінних двигунів, зокрема до вузла, розташованого між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску внутрішнього контуру двоконтурного авіаційного двигуна.