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.

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.

У 2006 році керівництвом Пермського моторобудівного комплексу та ВАТ «Територіальна генеруюча компанія № 9» (Пермська філія) підписано договір на виготовлення та постачання газотурбінної електростанції ГТЕС-16ПА на базі ГТЕ-16ПА з двигуном ПС-90ЕУ-16А.

Про основні відмінності нового двигуна від ПС-90АГП-2 ми попросили розповісти заступника генерального конструктора-головного конструктора енергетичних газотурбінних установок та електростанцій ВАТ «Авіадвигун» Данила СУЛІМОВА.

Основною відмінністю установки ГТЕ-16ПА від існуючої ГТУ-16ПЕР є застосування силової турбіни з частотою обертання 3000 об/хв (замість 5300 об/хв). Зменшення частоти обертання дає можливість відмовитися від дорогого редуктора та підвищити надійність газотурбінної установки загалом.

Технічні характеристики двигунів ГТУ-16ПЕР та ГТЕ-16ПА (в умовах ISO)

Оптимізація основних параметрів силової турбіни

Базові параметри вільної турбіни (СТ): діаметр, проточна частина, кількість ступенів, аеродинамічна ефективність – оптимізовані з метою мінімізації прямих експлуатаційних витрат.

Експлуатаційні витрати включають витрати на придбання СТ та витрати за певний (прийнятний для замовника як термін окупності) період експлуатації. Вибір цілком доступного для замовника (не більше 3 років) терміну окупності дозволив реалізувати економічно обґрунтовану конструкцію.

Вибір оптимального варіанта вільної турбіни для конкретного застосування у складі ГТЕ-16ПА проводився в системі двигуна загалом на основі порівняння прямих експлуатаційних витрат для кожного варіанта.

З використанням одномірного моделювання СТ по середньому діаметру визначався досяжний рівень аеродинамічної ефективності СТ для дискретної кількості ступенів. Вибиралася оптимальна для цього варіанта проточна частина. Кількість лопаток, враховуючи їхній значний вплив на собівартість, вибиралося з умови забезпечення коефіцієнта аеродинамічного навантаження Цвайфеля рівним одиниці.

На основі обраної проточної частини оцінювалася маса СТ та виробнича собівартість. Потім проводилося порівняння варіантів турбіни в системі двигуна за прямими експлуатаційними витратами.

При виборі кількості ступенів для СТ враховується зміна ККД, витрат на придбання та експлуатацію (вартість палива).

Вартість придбання поступово зростає зі зростанням собівартості зі збільшенням кількості щаблів. Подібним чином росте і реалізований ккд - як наслідок зниження аеродинамічного навантаження на щабель. Витрати експлуатацію (паливна складова) падають зі зростанням ккд. Однак сумарні витрати мають чіткий мінімум при чотирьох щаблях у силовій турбіні.

При розрахунках враховувався як досвід власних розробок, і досвід інших фірм (реалізований у конкретних конструкціях), який дозволив забезпечити об'єктивність оцінок.

В остаточній конструкції за рахунок збільшення навантаження на ступінь і зниження ККД СТ від максимально досяжної величини приблизно на 1% вдалося знизити сумарні витрати замовника майже на 20%. Це було досягнуто за рахунок зниження собівартості та ціни турбіни на 26% щодо варіанта з максимальним ккд.

Аеродинамічний проект СТ

Висока аеродинамічна ефективність нової СТ при досить високому навантаженні досягнута за рахунок використання досвіду ВАТ «Авіадвигун» у розробці турбін низького тиску та силових турбін, а також застосування багатоступінчастих просторових аеродинамічних моделей, що використовують рівняння Ейлера (без урахування в'язкості) і Нав'є-Стокса ).

Порівняння параметрів силових турбін ГТЕ-16ПА та ТНД Rolls-Royce

Порівняння параметрів СТ ГТЕ-16ПА та найсучасніших ТНД Rolls-Royce сімейства Trent (діаграма Сміта) показує, що за рівнем кута повороту потоку в лопатках (приблизно 1050) нова СТ знаходиться на рівні турбін Rolls-Royce. Відсутність жорсткого обмеження масою, властивого авіаційним конструкціям, дозволило дещо знизити коефіцієнт навантаження dH/U2 за рахунок збільшення діаметра і окружної швидкості. Величина вихідної швидкості (притаманна наземним конструкціям) дозволила зменшити відносну осьову швидкість. Загалом потенціал спроектованої СТ для реалізації ККД знаходиться на рівні, характерному для ступенів сімейства Trent.

Особливістю аеродинаміки спроектованої СТ є забезпечення оптимального значення ккд турбіни на режимах часткової потужності, характерних для експлуатації в базовому режимі.

При збереженні частоти обертання зміна (зниження) навантаження на СТ призводить до зростання кутів атаки (відхилення напряму перебігу газу на вході в лопатки від розрахункової величини) на вході в віночки лопатки. З'являються негативні кути атаки, найбільші в останніх щаблях турбіни.

Проектування лопаткових вінців СТ з високою стійкістю до зміни кутів атаки забезпечене спеціальним профільуванням вінців з додатковою перевіркою стабільності аеродинамічних втрат (по 2D/3D аеродинамічних моделях Нав'є-Стокса) при великих кутах потоку на вході.

Аналітичні характеристики нової СТ показали в результаті значну стійкість до негативних кутів атаки, а також можливість застосування СТ і для приводу генераторів, що виробляють струм з частотою 60 Гц (з частотою обертання 3600 об./хв), тобто можливість збільшення частоти обертання на 20 % без помітних втрат ккд. Однак у цьому випадку практично неминучі втрати ккд на режимах зниженої потужності (що призводять до додаткового збільшення негативних кутів атаки).
Особливості конструкції СТ
Для зниження матеріаломісткості та ваги СТ використовувалися перевірені авіаційні підходи до конструювання турбіни. В результаті маса ротора, незважаючи на збільшення діаметра і кількості ступенів, виявилася рівною масі ротора силової турбіни ГТУ-16ПЕР. Це забезпечило значну уніфікацію трансмісій, уніфіковано також масляну систему, систему наддуву опор та охолодження СТ.
Збільшено кількість та покращено якість повітря, що застосовується для наддуву опор трансмісійних підшипників, включаючи його очищення та охолодження. Поліпшено також якість мастила трансмісійних підшипників шляхом застосування фільтроелементів з тонкістю фільтрації до 6 мкм.
З метою підвищення експлуатаційної привабливості нової ГТЕ впроваджено спеціально розроблену систему управління, яка дозволяє замовнику скористатися турбодетандерним (повітряним та газовим) та гідравлічним типами запуску.
Масогабаритні характеристики двигуна дозволяють використовувати для його розміщення серійні конструкції блочно-комплектної електростанції ГТЕС-16П.
Шумо- та теплоізолюючий кожух (при розміщенні в капітальних приміщеннях) забезпечує акустичні характеристики ГТЕС на рівні, передбаченому санітарними нормами.
Нині перший двигун проходить серію спеціальних випробувань. Газогенератор двигуна вже пройшов перший етап еквівалентно-циклічних випробувань та розпочав другий етап після ревізії технічного стану, який завершиться навесні 2007 року.

Силова турбіна у складі повнорозмірного двигуна пройшла перше спеціальне випробування, під час якого було знято показники за 7 дросельними характеристиками та інші експериментальні дані.
За результатами випробувань зроблено висновок про працездатність СТ та її відповідність заявленим параметрам.
Крім цього за результатами випробувань у конструкцію СТ внесено деякі коригування, у тому числі змінено систему охолодження корпусів для зниження тепловиділення до приміщення станції та забезпечення пожежної безпеки, а також для оптимізації радіальних зазорів підвищення ккд, налаштування осьової сили.
Чергове випробування силової турбіни планується провести влітку 2007 року.

Газотурбінне встановлення ГТЕ-16ПА
напередодні спеціальних випробувань

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.

Винахід відноситься до турбін низького тиску газотурбінних двигунів авіаційного застосування. Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна включає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення із внутрішнім та зовнішнім фланцями на задній опорі статора. Лабіринтне ущільнення турбіни виконане двоярусним. Внутрішній ярус утворений двома ущільнювальними гребінцями лабіринту, спрямованими до осі турбіни, та робочою поверхнею внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення, спрямованої до проточної частини турбіни. Зовнішній ярус утворений ущільнювальними гребінцями лабіринту, спрямованими до проточної частини турбіни, та робочою поверхнею зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення, спрямованої до осі турбіни. Ущільнювальні гребінці лабіринту внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення виконані з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено кільце, що демпфує. Зовнішній фланець лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньою замкненою кільцевою повітряною порожниною. Між проточною частиною турбіни та зовнішнім фланцем лабіринтного ущільнення розміщена кільцева загороджувальна стінка, встановлена ​​на задній опорі статора. Робоча поверхня внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб відношення внутрішнього діаметра на виході з проточної частини турбіни до робочої поверхні діаметра внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення становило 1,05 1,5. Винахід дозволяє підвищити надійність турбіни низького тиску газотурбінного двигуна. 3 іл.

Малюнки до патенту РФ 2507401

Винахід відноситься до турбін низького тиску газотурбінних двигунів авіаційного застосування.

Відома турбіна низького тиску газотурбінного двигуна із задньою опорою, в якій лабіринтне ущільнення, що відокремлює задню розвантажувальну порожнину турбіни від проточної частини на виході з турбіни, виконано у вигляді одного ярусу. (С.А.Вьюнов, «Конструкція та проектування авіаційних газотурбінних двигунів», Москва, «Машинобудування», 1981, стор.209).

Недоліком відомої конструкції є низька стабільність тиску розвантажувальної порожнини турбіни через нестабільної величини радіальних зазорів в лабіринтному ущільненні, особливо на змінних режимах роботи двигуна.

Найбільш близькою до конструкції, що заявляється, є турбіна низького тиску газотурбінного двигуна, що включає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення з внутрішнім і зовнішнім фланцями лабіринту, встановленими на задній опорі статора (патент US № 7905083, F02K 3/02, 2.

Недоліком відомої конструкції, прийнятої за прототип, є підвищена величина осьової сили ротора турбіни, що знижує надійність турбіни і двигуна в цілому через низьку надійність радіально-упорного підшипника, що сприймає підвищену осьову сили ротора турбіни.

Технічний результат заявленого винаходу полягає у підвищенні надійності турбіни низького тиску газотурбінного двигуна за рахунок зниження величини осьової сили ротора турбіни та забезпечення стабільності осьової сили при роботі на перехідних режимах.

Зазначений технічний результат досягається тим, що в турбіні низького тиску газотурбінного двигуна, що включає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення турбіни виконано двоярусним утворений двома ущільнювальними гребінцями лабіринту, спрямованими до осі турбіни, і робочою поверхнею внутрішнього фланця лабіринту, спрямованими до проточної частини турбіни, нтного ущільнення, спрямованої до осі турбіни, причому ущільнювальні гребінці лабіринту внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення виконані з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено демпфуюче кільце, а зовнішній фланець лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньою замкненою кільцею. лабіринтного ущільнення розміщена кільцева загороджувальна стінка, встановлена ​​на задній опорі статора, а робоча поверхнею внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб дотримувалися умови:

де D - внутрішній діаметр на виході з проточної частини турбіни,

Виконання лабіринтного ущільнення на виході з турбіни низького тиску двоярусним частини турбіни ущільнювальними гребінцями лабіринту і спрямованими до осі турбіни робочими поверхнями зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення, дозволяє забезпечити надійну роботу лабіринтного ущільнення на перехідних режимах роботи турбіни, що забезпечує стабільність осьової сили, що діє на ротор турбіни, і.

Виконання ущільнювальних гребінців лабіринту внутрішнього ярусу ущільнення з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено кільце, що демпфує, забезпечує зниження вібронапружень в лабіринті і зменшення радіальних зазорів між гребінцями лабіринту і фланцями лабіринтного ущільнення.

Виконання зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення із зовнішньою замкненою повітряною порожниною, а також розміщення між проточною частиною турбіни і зовнішнім фланцем лабіринтного ущільнення кільцевої загороджувальної стінки, встановленої на задній опорі статора, дозволяє істотно знизити темп нагрівання і охолодження його таким чином до темпу нагріву та охолодження зовнішнього ярусу лабіринтного ущільнення, що забезпечує стабільність радіальних зазорів між статором і ротором в ущільненні та підвищує надійність турбіни низького тиску за рахунок підтримки стабільного тиску у розвантажувальній затурбінної порожнини.

Вибір співвідношення D/d=1,05 1,5 обумовлений тим, що за D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

При D/d>1,5 знижується надійність газотурбінного двигуна за рахунок зниження осьової розвантажувальної сили, що діє на турбіну ротор низького тиску.

На фіг.1 зображено поздовжній розріз турбіни низького тиску газотурбінного двигуна.

На фіг.2 - елемент I на фіг.1 у збільшеному вигляді.

На фіг.3 - елемент II на фіг.2 у збільшеному вигляді.

Турбіна 1 низького тиску газотурбінного двигуна складається з ротора 2 і статора 3 із задньою опорою 4. Для зменшення осьових зусиль від газових сил, що діють на ротор 2 на його виході, між диском останнього ступеня 5 ротора 2 і задньою опорою 4 виконана розвантажувальна порожнина 6 підвищеного тиску, що надувається повітрям через проміжний ступінь компресора (не показано) і відокремлена від проточної частини 7 турбіни 1 двоярусним лабіринтним ущільненням, причому лабіринт 8 ущільнення зафіксований різьбовим з'єднанням 9 на диску останнього ступеня 5ро 11 лабіринтного ущільнення закріплені на задній опорі 4 статора 3. Внутрішній ярус лабіринтного ущільнення утворений робочою поверхнею 12 внутрішнього фланця 10, спрямованої (наверненої) у бік проточної частини 7 турбіни 1, і двома ущільнювальними 1 турбіни 1. Внутрішні стінки 16,17 відповідно гребінців 13, 14 виконані паралельними між собою. Між внутрішніми стінками 16 і 17 встановлено демпфірующее кільце 18, що сприяє зниженню вібронапружин у лабіринті 10. ця 11, спрямованої (наверненої) у бік осі 15 турбіни 1, і ущільнювальними гребінцями 22 лабіринту 8, спрямованими до проточної частини 7 турбіни 1. Зовнішній фланець 11 лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньої замкнутої кільцевої повітряної порожнини 2. Між стінкою 24 зовнішнього фланця 11 лабіринтного ущільнення і проточною частиною 7 турбіни 1 розміщена кільцева загороджувальна стінка 25, встановлена ​​на задній опорі 4 статора 3 і оберігає зовнішній фланець 11 від високотемпературного газового потоку 26, протікає 7

Робоча поверхня внутрішнього фланця 12 10 лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб дотримувалося умова:

де D - внутрішній діаметр проточної частини 7 турбіни 1 (на виході із проточної частини 7);

d - діаметр робочої поверхні внутрішнього фланця 12 10 лабіринтного ущільнення.

Працює пристрій в такий спосіб.

При роботі турбіни 1 низького тиску на температурний стан зовнішнього фланця 11 лабіринтного ущільнення може впливати зміна температури газового потоку 26 в проточній частині турбіни 7 1, що могло б істотно змінити радіальний зазор 19 і діючу на ротор 2 осьову силу внаслідок зміни тиску повітря в розвантажувальній порожнини 6. Однак цього не відбувається, так як внутрішній фланець 10 внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення недоступний впливу газового потоку 26, що сприяє стабільності радіального зазору 20 між внутрішнім фланцем 10 і лабіринтними гребінцями 13, 14 і стабільності сили, що діє на ротор турбіни 2 1.

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна, що включає ротор, статор з задньою опорою, лабіринтне ущільнення з внутрішнім і зовнішнім фланцями, встановленими на задній опорі статора, що відрізняється тим, що лабіринтне ущільнення турбіни виконано двоярусним та, спрямованими до осі турбіни, і робочою поверхнею внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення, чим ущільнювальні гребінці лабіринту внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення виконані з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено демпфуюче кільце, а зовнішній фланець лабіринтного ущільнення виконаний з зовнішньої замкненої кільцевої повітряної порожниною, при цьому між проточною частиною. кільцева загороджувальна стінка, встановлена ​​на задній опорі статора, а робоча поверхня внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб дотримувалася умова:

D/d=1,05 1,5, де

D - внутрішній діаметр на виході з проточної частини турбіни,

d – діаметр робочої поверхні внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення.