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

0

Повітряно-реактивні двигуни за способом попереднього стиснення повітря перед надходженням до камери згоряння поділяються на компресорні та безкомпресорні. У безкомпресорних повітряно-реактивних двигунах використовується швидкісний тиск повітряного потоку. У компресорних двигунах повітря стискується компресором. Компресорним повітряно-реактивним двигуном є турбореактивний двигун (ТРД). До групи, що отримала назву змішаних або комбінованих двигунів, входять турбогвинтові двигуни (ТВД) та двоконтурні турбореактивні двигуни (ДТРД). Однак конструкція і принцип роботи цих двигунів багато в чому схожі на турбореактивні двигуни. Часто всі типи зазначених двигунів поєднують під загальною назвою газотурбінних двигунів (ВМД). Як паливо в газотурбінних двигунах використовується гас.

Турбореактивні двигуни

Конструктивні схеми.Турбореактивний двигун (рис. 100) складається з вхідного пристрою, компресора, камери згоряння, газової турбіни та вихідного пристрою.

Вхідний пристрій призначений для підведення повітря до компресора двигуна. Залежно від розташування двигуна на літаку, воно може входити в конструкцію літака або в конструкцію двигуна. Вхідний пристрій сприяє підвищенню тиску повітря перед компресором.

Подальше підвищення тиску повітря відбувається у компресорі. У турбореактивних двигунах застосовуються відцентрові компресори (рис. 101) і осьові (див. рис. 100).

В осьовому компресорі при обертанні ротора робочі лопатки, впливаючи на повітря, закручують його і змушують рухатися вздовж осі у бік виходу з компресора.

У відцентровому компресорі під час обертання робочого колеса повітря захоплюється лопатками і під впливом відцентрових сил рухається до периферії. Найбільш широке застосування у сучасній авіації знайшли двигуни з осьовим компресором.

Осьовий компресор включає ротор (що обертається частина) і статор (нерухома частина), до якого кріпиться вхідний пристрій. Іноді у вхідних пристроях встановлюються захисні сітки, що запобігають потраплянню в компресор сторонніх предметів, які можуть призвести до пошкодження лопаток.

Ротор компресора складається з кількох рядів профільованих робочих лопаток, розташованих по колу і послідовно чергуються вздовж осі обертання. Ротори поділяють на барабанні (рис. 102 а), дискові (рис. 102 б) і барабаннодискові (рис. 102 в).

Статор компресора складається з кільцевого набору профільованих лопаток, закріплених у корпусі. Ряд нерухомих лопаток, званих спрямляющим апаратом, разом із низкою робочих лопаток називається щаблем компресора.

У сучасних авіаційних турбореактивних двигунах застосовуються багатоступінчасті компресори, що збільшують ефективність процесу стиснення повітря. Щаблі компресора узгоджуються між собою таким чином, щоб повітря на виході з одного ступеня плавно обтікало лопатки наступного ступеня.

Потрібний напрямок повітря в наступний щабель забезпечує спрямовуючий апарат. Для цієї ж мети служить і напрямний апарат, що встановлюється перед компресором. У деяких конструкціях двигунів напрямний апарат може бути відсутнім.

Одним із основних елементів турбореактивного двигуна є камера згоряння, розташована за компресором. У конструктивному відношенні камери згоряння виконуються трубчастими (рис. 103), кільцевими (рис. 104), трубчасто-кільцевими (рис. 105).

Трубчаста (індивідуальна) камера згоряння складається із жарової труби та зовнішнього кожуха, з'єднаних між собою склянками підвіски. У передній частині камери згоряння встановлюються паливні форсунки та завихрювач, що служить для стабілізації полум'я. На жарової трубі є отвори для підведення повітря, що запобігає перегріву жарової труби. Підпалювання паливо-повітряної суміші в жарових трубах здійснюється спеціальними запальними пристроями, які встановлюються на окремих камерах. Між собою жарові труби з'єднуються патрубками, які забезпечують підпалювання суміші у всіх камерах.

Кільцева камера згоряння виконується у формі кільцевої порожнини, утвореної зовнішнім та внутрішнім кожухами камери. У передній частині кільцевого каналу встановлюється кільцева жарова труба, а в носовій частині жарової труби - завихрювачі та форсунки.

Трубчасто-кільцева камера згоряння складається із зовнішнього та внутрішнього кожухів, що утворюють кільцевий простір, усередині якого розміщуються індивідуальні жарові труби.

Для приводу компресора ТРД є газова турбіна. У сучасних двигунах газові турбіни виконуються осьовими. Газові турбіни можуть бути одноступінчастими та багатоступінчастими (до шести ступенів). До основних вузлів турбіни відносяться соплові (напрямні) апарати та робочі колеса, що складаються з дисків і розташованих на їх ободах робочих лопаток. Робочі колеса кріпляться до валу турбіни і утворюють разом із ним ротор (рис. 106). Соплові апарати розміщуються перед робочими лопатками кожного диска. Сукупність нерухомого соплового апарату та диска з робочими лопатками називається ступенем турбіни. Робочі лопатки кріпляться до диску турбіни за допомогою ялинкового замку (рис. 107).

Випускний пристрій (рис. 108) складається з випускної труби, внутрішнього конуса, стійки та реактивного сопла. У деяких випадках з умов компонування двигуна на літаку між випускною трубою та реактивним соплом встановлюється подовжувальна труба. Реактивні сопла можуть бути з регульованим та нерегульованим вихідним перерізом.

Принцип роботи.На відміну від поршневого двигуна, робочий процес у газотурбінних двигунах не розділений на окремі такти, а протікає безперервно.

Принцип роботи турбореактивного двигуна ось у чому. У польоті повітряний потік, що набігає на двигун, проходить через вхідний пристрій компресор. У вхідному пристрої відбувається попереднє стиснення повітря і часткове перетворення кінетичної енергії повітряного потоку, що рухається, в потенційну енергію тиску. Більше значному стиску повітря піддається в компресорі. У турбореактивних двигунах з осьовим компресором при швидкому обертанні ротора лопатки компресора, подібно до лопатям вентилятора, проганяють повітря у бік камери згоряння. У встановлених за робочими колесами кожного ступеня компресора спрямовують апаратах внаслідок дифузорної форми міжлопаткових каналів відбувається перетворення придбаної в колесі кінетичної енергії потоку потенційну енергію тиску.

У двигунах з відцентровим компресором стиск повітря відбувається за рахунок впливу відцентрової сили. Повітря, входячи в компресор, підхоплюється лопатками крильчатки, що швидко обертається і під дією відцентрової сили відкидається від центру до кола колеса компресора. Чим швидше обертається крильчатка, тим більший тиск створюється компресором.

Завдяки компресору ТРД можуть створювати тягу під час роботи дома. Ефективність процесу стиснення повітря у компресорі

характеризується величиною ступеня підвищення тиску π до, яка є відношенням тиску повітря на виході з компресора р 2 до тиску атмосферного повітря р H

Повітря, стиснене у вхідному пристрої та компресорі, далі надходить у камеру згоряння, поділяючись на два потоки. Одна частина повітря (первинне повітря), що становить 25-35% від загальної витрати повітря, прямує безпосередньо в жарову трубу, де відбувається основний процес згоряння. Інша частина повітря (вторинне повітря) обтікає зовнішні порожнини камери згоряння, охолоджуючи останню, і на виході з камери поєднується з продуктами згоряння, зменшуючи температуру газоповітряного потоку до величини, що визначається жароміцністю лопаток турбіни. Незначна частина вторинного повітря через бічні отвори жарової труби проникає у зону горіння.

Таким чином, в камері згоряння відбувається утворення паливо-повітряної суміші шляхом розпилювання палива через форсунки та змішування його з первинним повітрям, горіння суміші та змішування продуктів згоряння з вторинним повітрям. При запуску двигуна запалювання суміші здійснюється спеціальним запальним пристроєм, а при подальшій роботі двигуна паливо-повітряна суміш підпалюється вже наявним факелом полум'я.

Газовий потік, що утворився в камері згоряння, що володіє високою температурою і тиском, спрямовується на турбіну через звужується сопловий апарат. У каналах соплового апарату швидкість газу різко зростає до 450-500 м/сек і відбувається часткове перетворення теплової (потенційної) енергії на кінетичну. Гази із соплового апарату потрапляють на лопатки турбіни, де кінетична енергія газу перетворюється на механічну роботу обертання турбіни. Лопатки турбіни, обертаючись разом із дисками, обертають вал двигуна і тим самим забезпечується робота компресора.

У робочих лопатках турбіни може відбуватися або лише процес перетворення кінетичної енергії газу в механічну роботу обертання турбіни, або ще подальше розширення газу зі збільшенням його швидкості. У першому випадку газова турбіна називається активною, у другому – реактивною. У другому випадку лопатки турбіни, крім активної дії газового струменя, що набігає, відчувають і реактивну дію за рахунок прискорення газового потоку.

Остаточне розширення газу відбувається у вихідному пристрої двигуна (реактивному соплі). Тут тиск газового потоку зменшується, а швидкість зростає до 550-650 м/с (у земних умовах).

Таким чином, потенційна енергія продуктів згоряння в двигуні перетворюється на кінетичну енергію в процесі розширення (в турбіні та вихідному соплі). Частина кінетичної енергії при цьому йде на обертання турбіни, яка обертає компресор, інша частина - на прискорення газового потоку (на створення реактивної тяги).

Турбогвинтові двигуни

Пристрій та принцип дії.Для сучасних літаків,

які мають велику вантажопідйомність і дальність польоту, потрібні двигуни, які могли б розвинути необхідні тяги при мінімальній питомій вазі. Цим вимогам задовольняють турбореактивні двигуни. Однак вони неекономічні порівняно з гвинтомоторними установками на невеликих швидкостях польоту. У зв'язку з цим деякі типи літаків, призначені для польотів з відносно невисокими швидкостями і з великою далекостио, вимагають постановки двигунів, які поєднували б переваги ТРД з перевагами гвинтомоторної установки на малих швидкостях польоту. До таких двигунів відносяться турбогвинтові двигуни (ТВД).

Турбовинтовим двигуном називається газотурбінний авіаційний двигун, в якому турбіна розвиває потужність, велику для обертання компресора, і цей надлишок потужності використовується для обертання повітряного гвинта. Принципова схема ТВД показано на рис. 109.

Як видно зі схеми, турбогвинтовий двигун складається з тих же вузлів та агрегатів, що й турбореактивний. Однак на відміну від ТРД на турбогвинтовому двигуні додатково змонтовано повітряний гвинт та редуктор. Для отримання максимальної потужності двигуна турбіна повинна розвивати великі оберти (до 20 000 об/хв). Якщо з цією ж швидкістю обертатиметься повітряний гвинт, то коефіцієнт корисної дії останнього буде вкрай низьким, так як найбільшого значення к. п. д. гвинта на розрахункових режимах польоту досягає при 750-1500 об/хв.

Для зменшення оборотів повітряного гвинта в порівнянні з оборотами газової турбіни в двигуні турбогвинти встановлюється редуктор. На двигунах великої потужності іноді використовують два гвинти, що обертаються на протилежні сторони, причому роботу обох повітряних гвинтів забезпечує один редуктор.

У деяких турбогвинтових двигунах компресор обертається однією турбіною, а повітряний гвинт - іншою. Це створює сприятливі умови регулювання двигуна.

Тяга у ТВД створюється головним чином повітряним гвинтом (до 90%) і лише трохи за рахунок реакції газового струменя.

У турбогвинтових двигунах застосовуються багатоступінчасті турбіни (кількість ступенів від 2 до 6), що диктується необхідністю спрацьовувати на турбіні ТВД більші теплоперепади, ніж на турбіні ТРД. Крім того, застосування багатоступінчастої турбіни дозволяє знизити її оберти і, отже, габарити та вагу редуктора.

Призначення основних елементів ТВД нічим не відрізняється від призначення тих елементів ТРД. Робочий процес ТВД також аналогічний робочому процесу ТРД. Так само, як і в ТРД, повітряний потік, попередньо стиснутий у вхідному пристрої, піддається основному стиску в компресорі і далі надходить в камеру згоряння, яку одночасно через форсунки впорскується паливо. Гази, що утворилися в результаті згоряння паливоповітряної суміші, мають високу потенційну енергію. Вони прямують у газову турбіну, де, майже повністю розширюючись, виконують роботу, яка потім передається компресору, повітряному гвинту та приводам агрегатів. За турбіною тиск газу практично дорівнює атмосферному.

У сучасних турбогвинтових двигунах сила тяги, що отримується тільки за рахунок реакції газового струменя, що витікає з двигуна, становить 10-20% сумарної сили тяги.

Двоконтурні турбореактивні двигуни

Прагнення підвищити тяговий коефіцієнт корисної дії ТРД на високих дозвукових швидкостях польоту призвело до створення двоконтурних турбореактивних двигунів (ДТРД).

На відміну від ТРД звичайної схеми в ДТРД газова турбіна обертає (крім компресора і ряду допоміжних агрегатів) низьконапірний компресор, званий інакше вентилятором другого контуру. Привід вентилятора другого контуру ДТРД може здійснюватися і від окремої турбіни, розташованої за турбіною компресора. Найпростіша схема ДТРД представлена ​​на рис. 110.

Перший (внутрішній) контур ДТРД є схемою звичайного ТРД. Другим (зовнішнім) контуром є кільцевий канал із розташованим у ньому вентилятором. Тому двоконтурні турбореактивні двигуни називають іноді турбовентиляторними.

Робота ДТРД відбувається в такий спосіб. Повітряний потік, що набігає на двигун, надходить у повітрозабірник і далі одна частина повітря проходить через компресор високого тиску першого контуру, інша - через лопатки вентилятора (компресора низького тиску) другого контуру. Так як схема першого контуру є звичайною схемою ТРД, то і робочий процес в цьому контурі аналогічний робочому процесу в ТРД. Дія вентилятора другого контуру подібна до дії багатолопатевого повітряного гвинта, що обертається в кільцевому каналі.

ДТРД можуть знайти застосування і на надзвукових літальних апаратах, але в цьому випадку для збільшення їхньої тяги необхідно передбачати спалювання палива в другому контурі. Для швидкого збільшення (форсування) тяги ДТРД іноді здійснюється спалювання додаткового палива або повітряному потоці другого контуру, або за турбіною першого контуру.

При спалюванні додаткового палива у другому контурі необхідно збільшувати площу його реактивного сопла для збереження незмінних режимів роботи обох контурів. При недотриманні цієї умови витрата повітря через вентилятор другого контуру зменшиться внаслідок підвищення температури газу між вентилятором та реактивним соплом другого контуру. Це спричинить зниження потрібної потужності для обертання вентилятора. Тоді, щоб зберегти попередні числа обертів двигуна, доведеться в першому контурі знизити температуру газу перед турбіною, а це призведе до зменшення тяги в першому контурі. Підвищення сумарної тяги буде недостатнім, а в деяких випадках сумарна тяга форсованого двигуна може виявитися меншою за сумарну тягу звичайного ДТРД. Крім того, форсування тяги пов'язане з великими питомими витратами палива. Всі ці обставини обмежують застосування способу збільшення тяги. Однак, форсування тяги ДТРД може знайти широке застосування при надзвукових швидкостях польоту.

Використовувана література: "Основи авіації" Автори: Г.А. Нікітін, Є.А. Баканів

Корисна модель дозволяє підвищити ефективність роботи турбореактивного двоконтурного двигуна (ТРДД) шляхом гарантованого охолодження останнього ступеня турбіни на максимальних режимах (наприклад, на злітному режимі) і підвищення економічності на крейсерських режимах роботи. Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску ТРДД містить забірник повітря із зовнішнього контуру двигуна і додатково забірник повітря за одним із проміжних щаблів компресора. Система охолодження має пристрій регулювання подачі повітря в порожнину, що примикає до задньої поверхні диска турбіни останнього ступеня. Пристрій регулювання містить кільце поворотне з приводом. Поворотне кільце контактує з торцевою стінкою опори турбіни. У торцевій стінці опори виконані два отвори. Один отвір з'єднується з кільцевою порожниною опори турбіни останнього ступеня, а інше - з порожниною повітрозбірника, розташованого в кільцевій порожнині опори турбіни. Поворотне кільце пристрою регулювання забезпечене наскрізним отвором еліпсоподібним, розташованим з можливістю почергового повідомлення з одним з двох наскрізних отворів торцевої стінки опори турбіни.

Корисна модель відноситься до систем охолодження елементів двигунів літальних апаратів, а точніше стосується системи охолодження турбіни низького тиску (ТНД) двоконтурного турбореактивного двигуна (ТРДД).

Для охолодження гарячих елементів конструкції турбореактивних двигунів використовують повітря, що охолоджує.

Відома система охолодження турбіни турбореактивного двоконтурного двигуна, в якій для охолодження лопаток турбіни використовується повітря, що забирається з проміжної або останньої ступені компресора високого тиску (КВД) (див., наприклад, «Конструкція турбокомпресора ТРДДФ», Вид-во МАІ, .27-28). Відібраний з КВД охолоджувальне повітря має досить високий тиск (у порівнянні з місцем його випуску в проточний тракт турбіни), що забезпечує його гарантоване підведення до всіх поверхонь охолодження. У зв'язку з цим ефективність роботи такої системи охолодження дуже висока.

Недолік застосування такої системи охолодження полягає у зниженні питомої тяги на максимальних режимах та економічності на крейсерських режимах роботи. Це зниження відбувається внаслідок того, що частина потужності турбіни високого тиску, що йде на стиснення охолодного повітря, втрачається і не використовується ні на обертання компресора високого тиску (КВД), ні на створення тяги двигуна. Наприклад, при витраті охолоджуючого лопатки ТНД повітря, що становить ~5% від витрати повітря на вході в КВД, і відборі повітря з останнього його ступеня втрати потужності можуть становити ~5%, що еквівалентно зниження кКД турбіни на цю ж величину.

Найбільш близьким до технічного рішення, що заявляється, є система охолодження турбіни турбореактивного двоконтурного двигуна, в якій для охолодження лопаток турбіни низького тиску використовується повітря, що забирається з каналу зовнішнього контуру (див., наприклад, «Турбореактивний двоконтурний двигун з форсажною камерою АЛ-3 изд-во ВВИА їм Н.Е.Жуковського, 1987 рік, стор.128-130). Охолодження турбіни здійснюється на всіх режимах роботи двигуна. При такому варіанті відбору охолоджуючого повітря не витрачається додаткова потужність турбіни на його стиск у КВД, тому більша кількість потенційної енергії газового потоку за турбіною може бути перетворена в реактивному сопі в кінетичну енергію вихлопного струменя, що, у свою чергу, призведе до збільшення тяги двигуна його економічності.

Недоліком застосування такої системи охолодження є зниження ефективності охолодження внаслідок недостатнього тиску повітря, відібраного з каналу зовнішнього контуру охолоджуючого повітря на режимах роботи двигуна, близьких до максимальних (наприклад, злітний режим). На зазначених режимах роботи оптимальне для ефективності роботи двигуна (максимального значення питомої тяги двигуна) співвідношення тисків в каналі зовнішнього контуру і на виході з турбіни низького тиску близько до одиниці. Такого перепаду тисків з урахуванням втрат у каналах, що підводять, і патрубках недостатньо для реалізації ефективного охолодження робочої лопатки ТНД двигуна на цих режимах.

Відомі технічні рішення мають обмежені можливості, тому що призводять до зниження ефективності роботи двигуна.

В основу корисної моделі покладено завдання підвищення ефективності роботи ТРДД шляхом гарантованого охолодження останнього ступеня турбіни на максимальних режимах (наприклад, злітному) та підвищення економічності на крейсерських режимах роботи.

Технічний результат – підвищення ефективності роботи ТРДД.

Поставлене завдання вирішується тим, що система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна містить забірник повітря із зовнішнього контуру двигуна. Забірник повітря повідомляється через порожнини стійок і кільцеву порожнину опори турбіни останнього ступеня, з передньою торцевою стінкою, з порожниною, що примикає до задньої поверхні диска турбіни, і через напірний диск з внутрішніми порожнинами лопаток. Торцева стінка опори турбіни має наскрізні отвори, а зовнішня поверхня корпусу турбіни останнього ступеня виконана у вигляді частини внутрішньої поверхні каналу зовнішнього контуру двигуна.

Новим у корисній моделі є те, що система охолодження додатково забезпечена на вході забірником повітря за одним з проміжних щаблів компресора, з'єднаного трубопроводом з порожнистим повітрозбірником на виході. Система охолодження забезпечена пристроєм регулювання подачі повітря в порожнину, що примикає до задньої поверхні турбіни останнього ступеня. Пристрій регулювання містить кільце поворотне з приводом. Поворотне кільце контактує з торцевою стінкою опори турбіни. У торцевій стінці опори виконані два отвори. Один отвір з'єднується з кільцевою порожниною опори турбіни останнього ступеня, а інше - з порожниною повітрозбірника, розташованого в кільцевій порожнині опори турбіни. Поворотне кільце пристрою регулювання забезпечене наскрізним отвором еліпсоподібним, розташованим з можливістю почергового повідомлення з одним з двох наскрізних отворів торцевої стінки опори турбіни.

Виконання системи охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна відповідно до заявленої корисної моделі забезпечує:

Додаткове постачання системи охолодження на вході забірником повітря за одним із проміжних щаблів компресора, з'єднаного трубопроводом з порожнистим повітрозбірником на виході, що сполучається з порожниною, задньої поверхні диска останнього ступеня турбіни, забезпечує гарантоване охолодження на максимальних режимах, у тому числі на злітному режимі;

Постачання системи охолодження пристроєм регулювання подачі повітря в порожнину, що примикає до задньої поверхні диска останнього ступеня турбіни з проміжного ступеня компресора або зовнішнього контуру, забезпечує ефективність охолодження робочої лопатки ТНД на всіх режимах роботи двигуна. Пристрій регулювання дозволяє поєднати позитивні якості обох систем охолодження, тобто шляхом послідовного підключення різних каналів підведення охолоджуючого повітря найбільш раціонально забезпечити працездатність та ефективність роботи системи охолодження турбіни у всьому діапазоні експлуатаційних режимів двигуна і тим самим покращити тягово-економічні та ресурсні характеристики двигуна. Так, на злітному режимі пристрій регулювання з'єднаний таким чином, що забезпечується надходження охолоджуючого повітря з проміжного ступеня компресора з тиском, достатнім для ефективного охолодження останнього ступеня турбіни. Це дозволяє або при фіксованій витраті охолодного повітря підвищити ресурс турбіни і всього двигуна в цілому, або зменшити витрату охолодного повітря і тим самим підвищити тягові характеристики двигуна. Повітря в каналі зовнішнього контуру не має необхідного для ефективного охолодження надлишковим тиском. На крейсерському режимі пристрій регулювання забезпечує надходження охолоджуючого повітря з зовнішнього контуру каналу, при цьому канал надходження повітря з компресора перекривається (перемикання положення кільця здійснюється за сигналом в залежності від частоти обертання валу турбіни низького тиску двигуна n нд і температури гальмування повітря на вході в двигун T * Н). Внаслідок того, що повітря, що охолоджує, не проходить стиск в компресорі, зменшується необхідна потужність КВД і підвищується вільна енергія робочого тіла за турбіною; це призводить до зростання тяги двигуна та його економічності. Крім того повітря з каналу зовнішнього контуру має великий холодоресурс, що дозволить або при фіксованій витраті охолоджуючого повітря підвищити ресурс турбіни і всього двигуна в цілому, або зменшити витрату повітря, що охолоджує, і тим самим додатково підвищити економічність двигуна.

Таким чином, вирішено поставлене в корисній моделі завдання - підвищення ефективності роботи ТРДД шляхом гарантованого охолодження останнього ступеня турбіни на максимальних режимах (наприклад, злітному) та підвищення економічності на крейсерських режимах роботи порівняно з відомими аналогами.

Дана корисна модель пояснюється наступним докладним описом системи охолодження та її роботи з посиланням на креслення, представлені на фіг.1-3, де

на фіг.1 схематично зображено поздовжній розріз останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна та системи її охолодження;

на фіг.2 - вид А на фіг.1;

на фіг.3 - переріз Б-Б на фіг.2.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна містить (див. фіг.1) забірник 1 повітря із зовнішнього контуру 2 двигуна. Забірник 1 повітря повідомляється з порожниною 3, що примикає до задньої поверхні диска 4 турбіни через порожнини 5 стійок 6 і кільцеву порожнину 7 опори турбіни останнього ступеня, з передньою торцевою стінкою 8 з наскрізними отворами 9 (див. фіг.2, 3) турбіни, і каналами 10 в диску 4 з внутрішніми порожнинами лопаток 11.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна додатково містить на вході забірник повітря за одним з проміжних ступенів компресора (на фіг.1 забірник повітря і проміжні щаблі компресора не показані). Даний забірник повітря з'єднаний трубопроводом 12 з порожнистим повітрозбірником 13 на виході, що примикає до торцевої стінки 8 опори турбіни з наскрізними отворами 14 (див. фіг.2, 3).

Причому система охолодження забезпечена пристроєм регулювання подачі повітря в порожнину 3, що примикає до задньої поверхні диска 4 турбіни останнього ступеня. Пристрій регулювання, виконано у вигляді поворотного кільця 15 (див. фіг.1-3) з приводом (привод не показаний), що контактує з торцевою стінкою 8 опори турбіни, де отвір 9 забезпечує повідомлення порожнини 3 з кільцевою порожниною 7, а отвір 14 забезпечує повідомлення порожнини 3 з порожниною 16 повітрозбірника 13, розташованого в кільцевій порожнині опори 7 турбіни. Привід поворотного кільця 15 може бути виконаний, наприклад, як пневмомотора або приводу подібного типу. Поворотне кільце пристрою 15 регулювання має наскрізний еліпсоподібний отвір 17, що забезпечує можливість почергового повідомлення з наскрізними отворами 9, 14 в торцевій стінці 8 опори турбіни.

Пропонована система охолодження містить забірник повітря a (на фіг.1 забірник повітря не показаний) за одним з проміжних ступенів компресора, забірник 1 повітря b з зовнішнього каналу контуру 2. Робота системи подачі охолоджуючого повітря описана нижче.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна працює наступним чином. Кільце 15 може перебувати у двох положеннях. При повороті кільця 15 положення I (див. фіг.2) (злітний режим роботи двигуна) повітря а надходить по трубі 12, під дією перепаду тисків, через повітрозбірник 13, отвір 14 в стінці 8 і отвір 17 в кільці 15 в порожнину 3 , що примикає до задньої поверхні диска 4. При цьому прохід в порожнину 3 повітря b перекритий кільцем 15. При повороті кільця 15 положення II (не показано) (крейсерський режим), отвір 17 повертається таким чином, що отвір 14, перекривається кільцем 15, і в порожнину через 3 отвір 9 і отвір 17 в кільці 15 надходить повітря b. У цьому випадку повітря a, що відбирається за проміжним ступенем компресора, порожнину 3 не надходить.

Перемикання кільця 15 у положення I або II здійснюється за сигналом в залежності від частоти обертання n валу турбіни низького тиску двигуна і температури гальмування повітря на вході в двигун T* Н. При високих значеннях параметра (злітний режим роботи двигуна) кільце 15 знаходиться в положенні I , при низьких значеннях параметра (крейсерський режим) – у положенні II.

Виконання системи охолодження відповідно до заявленого технічного рішення дозволяє забезпечити необхідне охолодження останнього ступеня турбіни низького тиску на всіх режимах роботи двигуна, одночасно підвищуючи ефективність і економічність його роботи.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна, що містить забірник повітря із зовнішнього контуру двигуна, сполучений через порожнини стійок і кільцеву порожнину опори турбіни останнього ступеня, забезпечену передньою торцевою стінкою, з порожниною, що примикає до задньої поверхні диск з внутрішніми порожнинами лопаток, де торцева стінка опори турбіни має наскрізні отвори, що відрізняється тим, що система охолодження додатково забезпечена на вході забірником повітря за одним з проміжних ступенів компресора, з'єднаного трубопроводом з порожнистим повітрозбірником на виході, та пристроєм регулювання подачі повітря в підлогу примикає до задньої поверхні турбіни останнього ступеня, де пристрій регулювання виконано у вигляді поворотного кільця з приводом, що контактує з торцевою стінкою опори турбіни, в торцевій стінці опори виконані два отвори, де один отвір з'єднаний з кільцевою порожниною опори турбіни останнього ступеня порожниною повітрозбірника, розташованого в кільцевій порожнині опори турбіни, поворотне кільце пристрою регулювання забезпечене наскрізним отвором еліпсоподібним, розташованим з можливістю почергового повідомлення з одним з двох наскрізних отворів торцевої стінки опори турбіни.

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/

1. Опис конструкції

турбіна двигун міцність силовий

1.1 АЛ-31Ф

АЛ-31Ф - двоконтурний двовальний турбореактивний двигун зі змішуванням потоків внутрішнього та зовнішнього контурів за турбіною, загальною для обох контурів форсажною камерою та регульованим надзвуковим всережимним реактивним соплом. Компресор низького тиску осьовий 3-ступінчастий з регульованим вхідним напрямним апаратом (ВНА), компресор високого тиску осьовий 7-ступінчастий з регульованим ВНА та направляючими апаратами перших двох ступенів. Турбіни високого та низького тиску - осьові одноступінчасті; лопатки турбін та соплових апаратів охолоджувані. Основна камера згоряння кільцева. У конструкції двигуна широко застосовуються титанові сплави (до 35% маси) та жароміцні сталі.

1.2 Турбіна

загальні характеристики

Турбіна двигуна осьова, реактивна, двоступінчаста, двовальна. Перший ступінь – турбіна високого тиску. Другий ступінь – низького тиску. Всі лопатки та диски турбіни охолоджувані.

Основні параметри (Н=0, М=0, режим «Максимальний») та матеріали деталей турбіни наведені у таблицях 1.1 та 1.2.

Таблиця 1.1

Параметр
Ступінь зниження повного тиску газу
ККД турбіни за загальмованими параметрами потоку
Окружна швидкість на периферії лопаток, м/с
Частота обертання ротора, об/хв
Втулкове відношення
Температура газу на вході в турбіну
Витрата газу, кг/сек
Параметр навантаженості, м/с

Таблиця 1.2

Конструкція турбіни високого тиску

Турбіна високого тиску призначена для приводу компресора високого тиску, а також рухових та літакових агрегатів, встановлених на коробках приводів. Турбіна конструктивно складається з ротора та статора.

Ротор турбіни високого тиску

Ротор турбіни складається з робочих лопаток, диска та цапфи.

Робоча лопатка - лита, порожня з напівпетльовим перебігом повітря, що охолоджує.

У внутрішній порожнині, з метою організації перебігу охолоджуючого повітря, передбачені ребра, перегородки та турбулізатори.

На наступних серіях лопатка з напівпетльової схемою охолодження замінюється лопаткою з циклонно-вихровою схемою охолодження.

У внутрішній порожнині вздовж передньої кромки виконаний канал, в якому, як у циклоні, формується перебіг повітря із закруткою. Закрутка повітря відбувається внаслідок його тангенціального підведення канал через отвори перегородки.

З каналу повітря викидається через отвори (перфорацію) стінки лопатки на спинку лопатки. Це повітря створює на поверхні захисну плівку.

У центральній частині лопатки на внутрішніх поверхнях виконані канали, осі яких перетинаються. У каналах формується турбулізований перебіг повітря. Турбулізація струменя повітря та збільшення площі контакту забезпечують збільшення ефективності теплообміну.

У районі вихідної кромки виконані турбулізатори (перемички) різної форми. Ці турбулізатори інтенсифікують теплообмін, збільшують міцність лопатки.

Профільна частина лопатки відокремлена від замку полицею та подовженою ніжкою. Полиці лопаток, стикуючись, утворюють конічну оболонку, що захищає замкову частину лопатки від перегріву.

Подовжена ніжка, забезпечуючи віддалення високотемпературного газового потоку від замка та диска, призводить до зниження кількості тепла, що передається від профільної частини до замка та диска. Крім того, подовжена ніжка, маючи відносно низьку згинальну жорсткість, забезпечує зниження рівня вібраційних напруг у профільній частині лопатки.

Тризубий замок типу «Ялинка» забезпечує передачу радіальних навантажень із лопаток на диск.

Зуб, виконаний у лівій частині замку, фіксує лопатку від переміщення її потоком, а паз разом з елементами фіксації забезпечує утримання лопатки від переміщення проти потоку.

На периферійній частині пера, з метою полегшення приробітку при торканні статора і, отже, запобігання руйнуванню лопатки, на її торці зроблена вибірка

Для зниження рівня вібраційних напруг у робочих лопатках між ними під полицями розміщують демпфери, що мають коробчасту конструкцію. При обертанні ротора під дією відцентрових сил демпфери притискаються до внутрішніх поверхонь полиць лопаток, що вібрують. За рахунок тертя в місцях контакту двох сусідніх полиць об один демпфер енергія коливань лопаток буде розсіюватися, що забезпечує зниження рівня вібраційних напруг в лопатках.

Диск турбіни штампований з подальшою механічною обробкою. У периферійній частині диска виконані пази типу «Ялинка» для кріплення 90 робочих лопаток, канавки для розміщення пластинчастих замків осьової фіксації лопаток і отвори похилу підведення повітря, що охолоджує робочі лопатки.

Повітря відбирається з ресивера, утвореного двома буртиками, лівою бічною поверхнею диска та апаратом закрутки. Під нижнім буртиком розміщено балансувальні вантажі. На правій площині полотна диска виконані буртик лабіринтного ущільнення та буртик, що використовується при демонтажі диска. На ступінчастій частині диска виконані циліндричні отвори під призонні болти, що з'єднують вал, диск і цапфу ротора турбіни.

Осьова фіксація робочої лопатки здійснюється зубом із пластинчастим замком. Пластинчастий замок (один на дві лопатки) вставляється в пази лопаток у трьох місцях диска, де зроблені вирізи, і розганяється по всьому колу лопаткового вінця. Пластинчасті замки, що встановлюються у місці розташування вирізів у диску, мають особливу форму. Ці замки монтуються в деформованому стані, а після випрямлення входять у пази лопаток. При випрямленні пластинчастого замка лопатки підтримують із протилежних торців.

Балансування ротора здійснюється грузиками, що закріплюються у проточці буртика диска та зафіксованими в замку. Хвостик замку загинається на балансувальний вантаж. Місце відгину контролюється відсутність тріщин шляхом огляду через лупу. Врівноваження ротора можна виконувати перестановкою лопаток, допускається підрізування торців вантажів. Залишковий дисбаланс трохи більше 25 гсм.

Диск із цапфою та валом КВД з'єднаний призонними болтами. Головки болтів фіксуються від повороту пластинами, що загинаються на зрізи головок. Від поздовжнього переміщення болти утримуються виступаючими частинами головок, що входять у кільцевий паз валу.

Цапфа забезпечує спирання ротора на роликовий підшипник (міжроторний підшипник).

Фланцем цапфа центрується та з'єднується з диском турбіни. На зовнішніх циліндричних проточках цапфи розміщення втулки лабіринтних ущільнень. Осьова та окружна фіксація лабіринтів здійснюється радіальними штифтами. Для запобігання випаданню штифтів під впливом відцентрових сил після їх запресування отвори у втулках розвальцьовуються.

На зовнішній частині хвостовика цапфи нижче лабіринтів розміщено контактне ущільнення, зафіксоване корончастою гайкою. Гайка законтрена пластинчастим замком.

Усередині цапфи в циліндричних поясках центрується втулки контактного та лабіринтного ущільнень. Втулки утримуються корончастою гайкою, вкрученою в різьблення цапфи. Гайка контриться відгином вусиків коронки в торцеві прорізи цапфи.

У правій частині внутрішньої порожнини цапфи розмішено зовнішнє кільце роликового підшипника, що утримується корончастою гайкою, вкрученою в різьблення цапфи, яка аналогічно контриться.

Контактне ущільнення є парою, що складається зі сталевих втулок і графітових кілець. Для гарантованого контактування пар між графітовими кільцями розміщено пласкі пружини. Між сталевими втулками розміщують дистанційну втулку, що запобігає перетисканню контактного торцевого ущільнення.

Статор турбіни високого тиску

Статор турбіни високого тиску складається із зовнішнього кільця, блоків соплових лопаток, внутрішнього кільця, апаратом закрутки, ущільнення із вставками ТВД.

Зовнішнє кільце-циліндрична оболонка з фланцем. Кільце розташоване між корпусом камери згоряння та корпусом ТНД.

У середній частині зовнішнього кільця виконана проточка, по якій відцентрована розділова перегородка теплообмінника.

У лівій частині зовнішнього кільця на гвинтах приєднано верхнє кільце, що є опорою жарової труби камери згоряння і забезпечує підведення охолоджуючого повітря на обдування зовнішніх полиць лопаток соплового апарату.

У правій частині зовнішнього кільця встановлюється ущільнення. Ущільнення складається з кільцевої проставки з екранами, 36 секторних вставок ТВД та секторів кріплення вставок ТВД на проставку.

На внутрішньому діаметрі вставок ТВД виконана кільцева нарізка для зменшення площі поверхні при дотику робочих лопаток ТВД для запобігання перегріву периферійної частини робочих лопаток.

Ущільнення кріпиться на зовнішньому кільці за допомогою штифтів, у яких виконані свердління. Через ці свердління на вставки ТВД подається повітря, що охолоджує.

Через отвори у вставках повітря, що охолоджує, викидається в радіальний зазор між вставками і робочими лопатками.

Для зменшення перетікання гарячого газу між вставками встановлено пластини.

При складанні ущільнення вставки ТВД кріпляться на проставці секторами за допомогою штифтів. Таке кріплення дозволяє вставкам ТВД переміщатися щодо один одного та проставки при нагріванні в процесі роботи.

Лопатки соплового апарату об'єднані у 14 трилопаткових блоків. Лопаткові блоки литі, із вставними та припаяними у двох місцях дефлекторами із припаяною нижньою кришкою із цапфою. Лита конструкція блоків, володіючи високою жорсткістю, забезпечує стабільність кутів установки лопаток, зниження витоків повітря і, отже, підвищення ККД турбіни, крім того, така конструкція більш технологічна.

Внутрішня порожнина лопатки перегородкою поділена на два відсіки. У кожному відсіку розміщені дефлектори з отворами, що забезпечують струменеве натікання повітря, що охолоджує, на внутрішні стінки лопатки. На вхідних кромках лопаток виконано перфорацію.

У верхній полиці блоку виконані 6 різьбових отворів, в які вкручуються гвинти кріплення блоків соплових апаратів до зовнішнього кільця.

Нижня полиця кожного блоку лопаток має цапфу, через яку через втулку центрується внутрішнє кільце.

Профіль пера з прилеглими поверхнями полиць алюмосиліціруется. Товщина покриття 0,02-0,08мм.

Для зниження перетікання газу між блоками їх стики ущільнені пластинами, вставленими в прорізі торців блоків. Канавки у торцях блоків виконуються електроерозійним способом.

Внутрішнє кільце виконане у вигляді оболонки з втулками та фланцями, до якої приварена конічна діафрагма.

На лівому фланці внутрішнього кільця гвинтами приєднано кільце, на яке спирається жарова труба і через яке забезпечується підведення повітря, що обдуває внутрішні полиці лопаток соплового апарату.

У правому фланці гвинтами закріплений апарат закрутки, що є зварною оболонковою конструкцією. Апарат закрутки призначений для подачі та охолодження повітря, що йде до робочих лопаток за рахунок розгону та закрутки у напрямку обертання турбіни. Для підвищення жорсткості внутрішньої оболонки до неї приварені три підкріплювальні профілі.

Розгін і закрутка охолоджуючого повітря відбуваються в частині апарату закрутки, що звужується.

Розгін повітря забезпечує зниження температури повітря, що йде на охолодження робочих лопаток.

Закрутка повітря забезпечує вирівнювання окружної складової швидкості повітря та окружної швидкості диска.

Конструкція турбіни низького тиску

Турбіна низького тиску (ТНД) призначена для приводу низького тиску компресора (КНД). Конструктивно складається з ротора ТНД, статора ТНД та опори ТНД.

Ротор турбіни низького тиску

Ротор турбіни низького тиску складається з диска ТНД із робочими лопатками, закріпленими на диску, напірного диска, цапфи та валу.

Робоча лопатка - лита, що охолоджується з радіальним перебігом повітря, що охолоджує.

У внутрішній порожнині розміщено 11 рядів по 5 штук у кожному циліндричних штирьках - турбулізаторах, що з'єднують спинку та корито лопатки.

Периферійна бандажна полиця забезпечує зменшення радіального зазору, що призводить до підвищення ККД турбіни.

За рахунок тертя контактних поверхонь бандажних полиць сусідніх робочих лопаток відбувається зниження рівня вібраційних напруг.

Профільна частина лопатки відокремлена від замкової частини полицею, яка формує межу газового потоку і захищає диск від перегріву.

Лопатка має замок типу "ялинка".

Виливка лопатки виконується по моделях, що виплавляються з поверхневим, модифікуванням алюмінатом кобальту, що покращує структуру матеріалу подрібненням зерен за рахунок формування центрів кристалізації на поверхні лопатки.

Зовнішні поверхні пера, бандажної та замкової полиць з метою підвищення жаростійкості піддаються шлікерному алюмосицилювання з товщиною покриття 0,02-0,04.

Для осьової фіксації лопаток від переміщення проти потоку на ній виконаний зуб, що упирається в обід диска.

Для осьової фіксації лопатки від переміщення по потоку в замковій частині лопатки в районі полиці виконаний паз, який входить розрізне кільце з замком, що утримується від осьового переміщення буртиком диска. При монтажі кільце рахунок наявності вирізу, обтискається і вводиться в пази лопаток, а бурт диска входить в паз кільця.

Закріплення кільця розрізу в робочому стані виконано замком з фіксаторами, відгинаються на замок і проходять через отвори в замку і прорізи в буртику диска.

Диск турбіни - штампований, із наступною механічною обробкою. У периферійній зоні для розміщення лопаток виконані пази типу «Ялинка» та похилі отвори підведення охолоджуючого повітря.

На полотні диска виконані кільцеві буртики, на яких розміщені кришки лабіринтів та напірний диск-лабіринт. Фіксацію цих деталей здійснено штифтами. Для запобігання випаданню штифтів отвори розвальцьовуються.

Напірний диск, що має лопатки, потрібен для підтискання повітря, що надходить на охолодження лопаток турбіни. Для балансування ротора на напірному диску закріплені пластинчастими фіксаторами балансувальні вантажі.

На маточині диска також виконані кільцеві буртики. На лівому буртику встановлені кришки лабіринтів, на правому буртику встановлюється цапфа.

Цапфа призначена для спирання ротора низького тиску на роликовий підшипник і передачі моменту, що крутить, від диска на вал.

Для з'єднання диска з цапфою на ній у периферійній частині виконаний фланцевий вильчастий, по якому здійснюється центрування. Крім того, центрування та передача навантажень йдуть за радіальними штифтами, що утримуються від випадання лабіринтом.

На цапфі ТНД також закріплено кільце лабіринтного ущільнення.

На периферійній циліндричній частині цапфи праворуч розміщено торцеве контактне ущільнення, а ліворуч - втулка радіально-торцевого контактного ущільнення. Втулка відцентрована по циліндричній частині цапфи, в осьовому напрямку зафіксована відгинання гребінця.

У лівій частині цапфи на циліндричній поверхні розміщені втулки підведення олії до підшипника, внутрішнє кільце підшипника та деталі ущільнення. Пакет цих деталей стягнутий корончастою гайкою, законтреною пластинчастим замком. На внутрішній поверхні цапфи виконані шліци, що забезпечують передачу моменту, що крутить, від цапфи на вал. У тілі цапфи виконані отвори підведення олії до підшипників.

У правій частині цапфи на зовнішній проточці гайкою закріплено внутрішнє кільце роликового підшипника опори турбіни. Корончата гайка закінчена пластинчастим замком.

Вал турбіни низького тиску складається з 3-х частин, з'єднаних один з одним радіальними штифтами. Права частина валу своїми шліцами входить у шліци у відповідь цапфи, отримуючи від неї крутний момент.

Осьові сили з цапфи на вал передаються гайкою, навернутою на різьбовий хвостовик валу. Гайка законтрена від відвертання шліцевою втулкою. Торцеві шліци втулки входять у торцеві прорізи вала, а шліци на циліндричній частині втулки входять у поздовжні шліци гайки. В осьовому напрямку шліцева втулка зафіксована регулювальним та розрізним кільцями.

На зовнішній поверхні правої частини валу радіальними штифтами закріплено лабіринт. На внутрішній поверхні валу радіальними штифтами закріплена шліцева втулка приводу насоса відкачування олії від опори турбіни.

У лівій частині валу виконані шліци, що передають крутний момент на ресору і далі на ротор низького тиску компресора. На внутрішній поверхні лівої частини валу нарізане різьблення, в яке повернута гайка, законтрена осьовим штифтом. У гайку повертається болт, що стягує ротор компресора низького тиску та ротор турбіни низького тиску.

На зовнішній поверхні лівої частини валу розміщено радіально-торцеве контактне ущільнення, дистанційна втулка та роликовий підшипник конічної шестерні. Всі ці деталі стягнуті корончастою гайкою.

Складова конструкція валу дозволяє підвищити його твердість за рахунок збільшеного діаметра середньої частини, а також знизити вагу - середня частина валу виконана з титанового сплаву.

Статор турбіни низького тиску

Статор складається з зовнішнього корпусу, блоків лопаток соплового апарату, внутрішнього корпусу.

Зовнішній корпус - зварна конструкція, що складається з конічної оболонки та фланців, якими корпус стикується з корпусом турбіни високого тиску і корпусом опори. Зовні до корпусу приварено екран, що утворює канал підведення охолоджуючого повітря. Усередині виконані буртики, якими центрується сопловий апарат.

У районі правого фланця встановлено буртик, на якому встановлено і радіальними штифтами зафіксовано вставки ТНД із стільниками.

Лопатки соплового апарату з метою збільшення жорсткості одинадцять трилапаткових блоків.

Кожна лопатка - лита, пустотіла, що охолоджується з внутрішніми дефлекторами. Перо, зовнішня та внутрішні полиці утворюють проточну частину. Зовнішні полиці лопатки мають буртики, якими центруються по проточках зовнішнього корпусу.

Осьова фіксація блоків соплових лопаток здійснюється розрізним кільцем. Окружна фіксація лопаток здійснюється виступами корпусу, що входять у прорізи, виконані у зовнішніх полицях.

Зовнішня поверхня полиць та профільної частини лопаток з метою підвищення жаростійкості алюмосицилюється. Товщина захисного шару 002-008 мм.

Для зниження перетікання газу між блоками лопаток у прорізі встановлюються ущільнювальні пластини.

Внутрішні полиці лопаток закінчуються сферичними цапфами, якими центрується внутрішній корпус, що представляє зварну конструкцію.

У ребрах внутрішнього корпусу виконані проточки, які з радіальним зазором входять до гребінців внутрішніх полиць соплових лопаток. Цей радіальний проміжок забезпечує свободу теплового розширення лопаток.

Опора турбіни НД

Опора турбіни складається з корпусу опорита корпуси підшипника.

Корпус опори є зварною конструкцією, що складається з оболонок, з'єднаних стійками. Стійки та оболонки захищені від газового потоку клепаними екранами. На фланцях внутрішньої оболонки опори закріплено конічні діафрагми, що підтримують корпус підшипника. На цих фланцях ліворуч закріплено втулку лабіринтного ущільнення, а праворуч - екран, що захищає опору від газового потоку.

На фланцях корпусу підшипника зліва закріплено втулку контактного ущільнення. Справа гвинтами закріплені кришка масляної порожнини та теплозахисний екран.

У внутрішній розточці корпусу поміщений роликовий підшипник. Між корпусом та зовнішнім кільцем підшипника знаходяться пружне кільце та втулки. У кільці виконані радіальні отвори, через які при коливаннях роторів прокачується олія, на що розсіюється енергія.

Осьова фіксація кілець здійснюється кришкою, притягнутою до опори підшипника гвинтами. У порожнині під теплозахисним екраном розміщений масляний насос, що відкачує, і форсунки масляної з трубопроводами. У корпусі підшипника виконані отвори, що підводять олію до демпфера та форсунками.

Охолодження турбіни

Система охолодження турбіни - повітряна, відкрита, регульована рахунок дискретного зміни витрати повітря, що йде через воздухо-воздушный теплообмінник.

Вхідні кромки лопаток соплового апарату турбіни високого тиску мають конвективно-плівкове охолодження вторинним повітрям. Вторинним повітрям охолоджуються полиці цього соплового апарату.

Задні смужки лопаток СА, диск та робочі лопатки ТНД, корпуси турбін, лопатки СА турбіни вентилятора та її диск з лівого боку охолоджуються повітрям, що проходить через повітряно-повітряний теплообмінник (ВВТ).

Вторинне повітря через отвори в корпусі камери згоряння надходять у теплообмінник, там охолоджуються на - 150-220 К і через клапанний апарат йде на охолодження деталей турбін.

Повітря другого контуру через стійки опори та отвори підводиться до напірного диска, який збільшуючи тиск забезпечує подачу його в робочі лопатки ТНД.

Корпус турбіни зовні охолоджується повітрям другого контуру, а зсередини повітрям з ОВТ.

Охолодження турбіни здійснюється на всіх режимах роботи двигуна. Схема охолодження турбіни представлена ​​рис 1.1.

Силові потоки у турбіні

Інерційні сили з робочих лопатокчерез замки типу "Ялинка" передаються на диск і навантажують його. Неврівноважені інерційні сили облапачених дисків через призонні болти на роторі ТВД і через центрирующие буртики та радіальні штифти на роторі ТВД передаються на вал і цапфи, що спираються на підшипники. З підшипників радіальні навантаження передаються деталі статора.

Осьові складові газових сил, що виникають на робочих лопатках ТВД, за рахунок сил тертя поверхнями контактів у замку та упором «зубом» лопатки в диск передаються на диск. На диску ці сили підсумовуються з осьовими силами, що виникають через перепад тиску на ньому і через призонні болти передаються на вал. Призонні болти від цієї сили працюють на розтягування. Осьова сила ротора турбіни підсумовується з осьової.

Зовнішній контур

Зовнішній контур призначений для перепуску ТНД частини потоку повітря, стиснутого в КНД.

Конструктивно зовнішній контур є два (передній і задній) профільованих корпуси, що є зовнішньою оболонкою виробу і використовуються також для кріплення комунікацій і агрегатів. Корпуси зовнішнього корпусу виготовлені із титанового сплаву. Корпус входить у силову схему виробу, сприймає крутний момент роторів і частково вагу внутрішнього контуру, і навіть зусилля навантажень при еволюціях об'єкта.

Передній корпус зовнішнього контуру має горизонтальний роз'єм для забезпечення доступу до КВД, КС та турбіни.

Профілювання проточної частини зовнішнього контуру забезпечене установкою в передньому корпусі зовнішнього контуру внутрішнього екрану, пов'язаного з ним радіальним стрінгерів, що одночасно є ребрами жорсткості переднього корпусу.

Задній корпус зовнішнього контуру є циліндричною оболонкою, обмеженою переднім і заднім фланцями. На задньому корпусі із зовнішнього боку розташовані стрінгери жорсткості. На корпусах зовнішнього корпусу розташовані фланці:

· Для відбору повітря їх внутрішнього контуру виробу за 4 та 7 щаблями КВД, а також з каналу зовнішнього контуру для потреб об'єкта;

· Для запальних пристроїв КС;

· Для вікон огляду лопаток КВД, вікон огляду КС та вікон огляду турбіни;

· Для комунікацій підведення та відведення олії до опори турбіни, суфлювання повітряної та масляної порожнини задньої опори;

· Відбору повітря в пневмоциліндри реактивного сопла (РС);

· Для кріплення важеля зворотного зв'язку системи управління НА КВС;

· Для комунікацій підведення палива в КС, а також для комунікацій відбору повітря за КВС у паливну систему виробу.

На корпусі зовнішнього контуру також спроектовані боби для кріплення:

· розподільника палива; паливо-олійних теплообмінників маслобака;

· Паливного фільтра;

· Редуктора автоматики КНД;

· Зливного бачка;

· Агрегата запалення, комунікацій систем запуску ФК;

· Шпангоути з вузлами кріплення регулятора сопла та форсажу (РСФ).

У проточній частині зовнішнього контуру встановлено двошарнірні елементи комунікацій системи виробу, що компенсують температурні розширення в осьовому напрямку корпусів зовнішнього та внутрішнього контурів при роботі виробу. Розширення корпусів у радіальному напрямку компенсується перемішуванням двошарнірних елементів, конструктивно виконаних за схемою "поршень-циліндр".

2. Розрахунок на міцність диска робочого колеса турбіни

2.1 Розрахункова схема та вихідні дані

Графічне зображення диска робочого колеса ТВД і розрахункової моделі диска показано на рис.2.1.Геометрические розміри представлені таблиці 2.1. Детальний розрахунок подано у Додатку 1.

Таблиця 2.1

Перетин i

n - число оборотів диска на розрахунковому режимі дорівнює 12430 об/хв. Диск виконаний з матеріалу ЕП742-ІД. Температура радіусу диска непостійна. - лопаткове (контурне) навантаження, що імітує дію на диск відцентрових сил лопаток та їх замкових з'єднань (хвостовиків лопаток та виступів диска) на розрахунковому режимі.

Характеристики матеріалу диска (щільність, модуль пружності, коефіцієнт Пуассона, коефіцієнт лінійного розширення, тривала міцність). При введенні параметрів матеріалів рекомендується користуватися готовими даними з включеного в програму архіву матеріалів.

Розрахунок контурного навантаження провадиться за формулою:

Сума відцентрових сил пір'я лопаток,

Сума відцентрових сил замкових з'єднань (хвостовиків лопаток та виступів дисків),

Площа периферійної циліндричної поверхні диска, через яку передаються на диск відцентрові сили та:

Сили розраховуються за формулами

z- число лопаток,

Площа кореневого перерізу пера лопатки,

Напруга в кореневому перерізі пера лопатки, що створюється відцентровими силами. Розрахунок цієї напруги був зроблений у розділі 2.

Маса кільця, утвореного замковими з'єднаннями лопаток з диском,

Радіус інерції кільця замкових з'єднань,

щ - кутова швидкість обертання диска на розрахунковому режимі, що розраховується через оберти наступним чином: ,

Маса кільця та радіус розраховуються за формулами:

Площа периферійної циліндричної поверхні диска розраховується за такою формулою 4.2.

Підставляючи вихідні дані у формулу для зазначених вище параметрів, отримаємо:

Розрахунок диска на міцність здійснюється за програмою DI.EXE, яка є в комп'ютерному класі 203 кафедри.

Слід мати на увазі, що геометричні розміри диска (радіуси та товщини) вводяться в програму DI.EXE в сантиметрах, а контурне навантаження - (переклад).

2.2 Результати розрахунку

Результати розрахунку представлені у таблиці 2.2.

Таблиця 2.2

У перших стовпцях таблиці 2.2 представлені вихідні дані з геометрії диска та розподілу температури за радіусом диска. У стовпцях 5-9 представлені результати розрахунку: напруги радіальні (рад.) та окружні (окр.), запаси по еквівалентному напрузі (екв. напр.) та руйнівним оборотам (цил. січ.), а також подовження диска під дією відцентрових сил та температурних розширеннях на різних радіусах.

Найменший запас міцності за еквівалентною напругою отримано на підставі диска. Допустиме значення . Умова міцності виконується.

Найменший запас міцності за руйнуючими оборотами отримано так само на підставі диска. Допустиме значення. Умова міцності виконується.

Мал. 2.2 Розподіл напруги (рад. та окр.) по радіусу диска

Мал. 2.3 Розподіл запасу міцності (запаси по еквів. напрузі) по радіусу диска

Мал. 2.4 Розподіл запасу міцності за руйнівними оборотами

Мал. 2.5 Розподіл температури, напруги (рад. та окр.) по радіусу диска

Література

1. Хронін Д.В., Вьюнов С.А. та ін. «Конструкція та проектування авіаційних газотурбінних двигунів». – М, Машинобудування, 1989.

2. «Газотурбінні двигуни», А.А. Іноземців, В.Л. Сандрацький, ВАТ «Авіадвигун», м. Перм, 2006р.

3. Лебедєв С.Г. Курсовий проект з дисципліни «Теорія та розрахунок авіаційних лопаткових машин», – М, МАІ, 2009.

4. Перель Л.Я., Філатов А.А. Підшипники кочення. Довідник – М, Машинобудування, 1992.

5. Програма DISK-MAI, розроблена на кафедрі 203 МАІ, 1993.

6. Іноземців А.А., Ніхамкін М.А., Сандрацький В.Л. «Газотурбінні двигуни. Динаміка та міцність авіаційних двигунів та енергетичних установок». – М, Машинобудування, 2007.

7. ГОСТ 2.105 – 95.

Розміщено на Allbest.ru

...

Подібні документи

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


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


Термозадинамічний розрахунок двигуна, профільування лопаток робочих коліс першого ступеня турбіни. Газодинамічний розрахунок турбіни ТРДД та розробка її конструкції. Розробка плану обробки конічної шестерні. Аналіз економічності двигуна.

дипломна робота , доданий 22.01.2012


Проектування проточної частини газотурбінного авіаційного двигуна. Розрахунок на міцність робочої лопатки, диска турбіни, вузла кріплення та камери згоряння. Технологічний процес виготовлення фланця, опис та підрахунок режимів обробки для операцій.

дипломна робота , доданий 22.01.2012


Опис конструкції двигуна. Термозодинамічний розрахунок турбореактивного двоконтурного двигуна. Розрахунок на міцність та стійкість диска компресора, корпусів камери згоряння та замка лопатки першого ступеня компресора високого тиску.

курсова робота , доданий 08.03.2011


Розрахунок на тривалу статичну міцність елементів авіаційного турбореактивного двигуна р-95Ш. Розрахунок робочої лопатки та диска першого ступеня компресора низького тиску на міцність. Обгрунтування конструкції виходячи з патентного дослідження.

курсова робота , доданий 07.08.2013


Проектування робочого процесу газотурбінних двигунів та особливості газодинамічного розрахунку вузлів: компресора та турбіни. Елементи термогазодинамічного розрахунку двовального термореактивного двигуна Компресори високого та низького тиску.

контрольна робота , доданий 24.12.2010


Розрахунок на міцність елементів першого ступеня компресора високого тиску турбореактивного двоконтурного двигуна зі змішуванням потоків для бойового винищувача. Розрахунок припусків на обробку для зовнішніх, внутрішніх та торцевих поверхонь обертання.

дипломна робота , доданий 07.06.2012


Узгодження параметрів компресора та турбіни та її газодинамічний розрахунок на ЕОМ. Профілювання лопатки робочого колеса та розрахунок його на міцність. Схема процесу, проведення токарної, фрезерної та свердлильної операцій, аналіз економічності двигуна.

дипломна робота , доданий 08.03.2011


Визначення роботи розширення (теплоперепад, що розташований в турбіні). Розрахунок процесу в сопловому апараті, відносна швидкість при вході до РЛ. Розрахунок на міцність хвостовика, вигин зуба. Опис турбіни приводного ВМД, вибір матеріалу деталей.