Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна Ізоентропічна швидкість потоку у відносному русі

Винахід відноситься до турбін низького тискугазотурбінних двигунів авіаційного застосування Турбіна низького тиску газотурбінного двигунавключає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення із внутрішнім та зовнішнім фланцями на задній опорістатора. 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 діаметру робочої поверхнівнутрішнього 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 та двигуна загалом через низьку надійність радіально-упорного підшипника, що сприймає підвищену осьову силу 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 та спрямованими до осі турбіни робочими поверхнями зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення, що дозволяє забезпечити надійну роботулабіринтного ущільнення на перехідних режимах роботи турбіни, що забезпечує стабільність осьової сили, що діє на ротор турбіни, та підвищує її надійність.

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 нагрівання та охолодження зовнішнього ярусу лабіринтного ущільнення, що забезпечує стабільність радіальних зазорів між статором та ротором у ущільненні та підвищує надійність турбіни низького тиску за рахунок підтримки стабільного тискуу розвантажувальній затурбінній порожнині.

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, яка надувається повітрям через проміжний щабель 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 5 ротора 2, а внутрішній фланець 10 внутрішньої флан 10 і зовнішній фланець 11 , і двома ущільнювальними гребінцями 13, лабіринту 14 8, спрямованими до осі 15 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 замкненої кільцевої повітряної порожниною 2 зовнішньої сторонистінкою 24 зовнішнього фланця 11. 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 6 1.

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.

3. ПРОЦЕС РОЗШИРЕННЯ ГАЗУ В ТУРБІНІ

У розділі розглядаються наступні питання:
- Призначення в ТРД;
- Схема і принцип дії осьової;
- окружне зусилля, ефективна роботагазу, ккд та потужність турбіни;
- Основні параметри, що визначають потужність турбіни;
— спільна роботатурбіни та компресора в ТРД;
- багатоступінчасті турбіни та особливості роботи турбін двовальних двигунів;
- Вихідні пристрої ВРД.

Газ, що має значну потенційну енергію, з камери згоряння надходить я турбіну.
являє собою лопаткову машину, що перетворює енергію стисненого і нагрітого в камерах згоряння газу механічну роботуна валу. У ТРД турбіна служить для обертання ротора компресора і всіх обслуговуючих агрегатів: паливних, масляних, гідравлічних насосівта ін.
У порівнянні з іншими двигунами, що перетворюють енергію газу на механічну роботу, має ряд переваг:
- Можливість отримання великих потужностейв одному агрегаті при малих габаритах та вазі;
— високий ккд, що обумовлено гарною аеродинамікою проточної частини та відсутністю крутих поворотівпотоку;
- Простота і надійність конструкції.
Турбіни класифікують за напрямом руху потоку газу, за кількістю щаблів та інших ознак.
У напрямку руху потоку газу турбіни можуть бути радіальними , коли потік рухається від центру до периферії вздовж радіусу елементів турбін, і осьовими, у яких потік рухається вздовж осі турбіни.
У ТРД застосовуються осьові турбіни.
-За кількістю ступенів турбіни ТРД виконуються одне, двох або багато ступінчастими залежно від величини ступеня розширення газу в турбіні.
Класифікація турбін за іншими ознаками розглядається в наступному параграфі.

3.2. СХЕМА І ПРИНЦИП ДІЇ СТУПЕНІ ОСЄВОЇ

Основними елементами ступеня турбіни є сопло-вий апарат (СА) і робоче колесо(РК) рис. 26.
Лопатки СА і РК утворюють систему каналів проточної частини турбіни, якими протікає потік газу.
Для розгляду принципу дії ступеня турбіни розсічемо її циліндричною поверхнею а-аі розгорнемо її на площину. Отримаємо площинні турбінні грати, що складається з перерізу СА і РК (рис. 27).
У поперечному перерізі лопатки СА і РК являють собою аеродинамічні профілі.
Газ з камери згоряння з абсолютною швидкістюпотоку З 3 тиском Р 3 і температурою Т 3 надходить в канали соп-лового апарату. Сопловий апарат призначений для перетворення потенційної енергії тиску газового потоку в кінетичну енергію. З цією метою канали СА виконані звужуються по потоку (f 3< f 3 , де f - Площа перерізу каналу).

Швидкість потоку в СА збільшується від 3 до 3 ", а тиск і температура газу падають (Р 3 "<Р 3 и Т 3 "<Т 3).
З абсолютною швидкістю С3" газ надходить на лопатки робочого колеса, що обертається з окружною швидкістю U. У міжлопатковому каналі РК газ рухається з відносною швидкістю W 3 ", що дорівнює на вході в РК геометричної різниці абсолютної С 3 "і окружної швидкості U , тобто W 3 "= C 3 "- U.
План швидкостей на вході до РК показаний на рис. 27. Для забезпечення ненаголошеного входу передні кромки лопаток РК встановлюються за напрямом відносної швидкості W 3 ". У зв'язку зі збільшенням окружної швидкості від основи лопатки до кінця і необхідністю забезпечення ненаголошеного входу на всіх радіусах, лопатка РК піддається «крутці».
У робочому колесі кінетична енергія газового потоку перетворюється на механічну роботу. Абсолютна швидкість потоку зменшується в каналах РК від 3 " до 4 .
Залежно від типу турбіни газ у міжлопаткових каналах РК або продовжує розширюватися (тиск падає від Р 3 "до Р 4), або тільки змінює напрямок руху, а тиск залишається незмінним.
Турбіна, в якій відбувається розширення газу в міжлопаткових каналах РК, називається реактивною.Турбіна, в якій здійснюється тільки поворот потоку в РК, називається активної.
У реактивній турбіні міжлопаткові канали виконані такими, що звужуються (f 4 У ТРД застосовуються лише реактивні турбіни. Активні турбіни використовуються в турбодетандерах, турбонасосах. Механічна робота на валу турбіни виходить за рахунок того, що на лопатках РК, що знаходяться під дією газодинамічних сил, створюються окружні зусилля, тобто сили, що збігаються з напрямом швидкості. Ці сили створюють крутний момент на валу турбіни. У реактивній турбіні окружне зусилля на лопатках РК виникає з двох причин:

а) активного імпульсу газу, пов'язаного з виникненням на лопатці, що знаходиться в потоці, аеродинамічної сили Ра (рис. 28);

б) за рахунок реактивної сили Р р , що виникає при розгоні газового струменя від швидкості W 3 "до W 4 > W 3 ". Сили Ра і Рр можна розкласти на осьову та окружну складові.
Результуюча осьових складових активної Р ао та реактивної Р ро сил, рівна
ΔР о = Р ао - Р ро, сприймається підшипниками ротора двигуна.
Результуюча ж окружних складових активної Р аїта реактивної Рр ісил створює окружне зусилля Р u= Р а u+ Р p u , використовується для отримання крутного моменту та корисної потужності на валу турбіни.

3.3. ОКРУЖНЕ ЗУСИЛЛЯ, ЕФЕКТИВНА РОБОТА ГАЗУ, ККД І ПОТУЖНІСТЬ ТУРБИНИ

а).Визначення величини окружного зусилля Р u.
Величину сили Р uможна отримати на підставі відомої теореми технічної механіки: «Зміна кількості руху секундної маси газу в напрямку обертання робочого колеса (окружному напрямку) дорівнює секундному імпульсу сили, що діє в цьому ж напрямку».
Для складання рівняння кількості руху побудований суміщений план швидкостей ступеня турбіни (рис. 29).

З поєднаного плану швидкостей видно, що
W 3"u = З 3"u - u
W 4 u = u - З 4 u
Δ С u = С 3"u - С 4 u
При складанні рівняння зміни кількості руху позитивним напрямом вважаємо напрямок обертання (напрямок окружної швидкості u).
Остаточне зусилля дорівнює
Р u = [кг];
б).Ефективна робота газу.
Робота окружного зусилля 1 кг газу Lu дорівнює

де Gг - секундна витрата газу [кГ/сек].
Підставивши величину окружного зусилля, отримавши формулу роботи окружного зусилля

Робота 1 кг газу, передана на вал турбіни, називається ефективною роботою газу
Lе - Ця робота менше роботиокружного зусилля на величину втрат: тертя газу, перетікання газу в зазорах, тертя в підшипниках, виховання. Перераховані втрати невеликі і становлять у потужних турбін 2-3% від загальної потужності. Тому з достатньою для практичних цілей точністю вважають, що Le Lu. Тоді ефективна робота газу дорівнює

Таким чином, ефективна робота газу тим більше, чим більше закрутка газу в робочому колесі та окружна швидкість або обороти ротора турбіни,

в).К п д турбіни.

На шляху перетворення адіабатичної роботи розширення газу в турбіні в механічну роботу на її валу є втрати. Величина втрат враховується ефективним ккд турбіни, який дорівнює відношенню ефективної роботи Le до адіабатичної роботи розширення газу в турбіні L пекло розштобто.

Ефективний ккд турбіни η Tвраховує як внутрішні (гідравлічні) втрати, і втрати енергії з вихідною швидкістю . Втрата з вихідною швидкістю є відносною, так як кінетична енергія, недовикористана для створення потужності на валу турбіни, в подальшому використовується для створення реактивної тягидвигуна.
У сучасних одноступінчастих ТРД величина ккд дорівнює η T = 0,7 — 0,86.
г).Потужність, що розвивається турбіною.
Потужність турбіни - це робота, що здійснюється газом протягом однієї секунди і передана на вал турбіни.
З визначень потужність турбіни дорівнює;
N T =
Потужність турбіни визначається величинами секундної вагової витрати газу Gг, температури газу перед турбіною Т 3 *, ступенем розширення газу в турбіні π T і ккд турбіни η T . Потужність турбіни тим більша, чим більша величина зазначених параметрів.
У сучасних ТРД потужність, що розвивається турбіною, досягає великих значень NT = 10000-50000 л. с. и більше.
Ця потужність витрачається в основному на обертання компресора двигуна і тільки 2-3% на привід обслуговуючих агрегатів.

3.4. ОСНОВНІ ПАРАМЕТРИ, ВИЗНАЧАЮЧІ ПОТУЖНІСТЬ ТУРБИНИ

Основними параметрами, що визначають потужність турбіни є:
- секундна вагова витрата газу Gг;
- обороти ротора турбіни n;
- Температура газу перед турбіною Тз *;
- Ступінь реактивності турбіни ρ .

а).Секундна вагова витрата газу Gм.
Величину секундної витрати газу можна визначити з рівняння нерозривності враховуючи, що в сопловому апараті зазвичай встановлюється критичний перепад тисків або близький до нього.
Це означає, що у вузькому (критичному) перерізі СА (fкр)встановлюється критична швидкість Скр,дорівнює місцевій швидкості звуку а.Рівняння для цього випадку запишеться у вигляді:

де γкр-Питома вага газу в критичному перерізі СА [кГ/м3].
Відомо що
, а

Так як тиск і температура газу в критичному перерізі СА Ркрі Ткрпропорційні тиску Рзі температурі газу Тзна вході в турбіну, то можна написати:
або

.
Таким чином, при постійній температурігазу перед турбіною Тзвитрата газу Gгвизначається величиною тиску газу Рзперед нею. Збільшення тиску газу Рзведе до збільшення витрати газу та потужності турбіни;

б).Оберти ротора турбіни n.

При постійній температурі газу перед турбіною Тз * = Зnstзбільшення оборотів ротора турбіни nведе до збільшення потужності турбіни NT.
Це наступним. Збільшення оборотів рото-ра турбіни n(Ротора двигуна) веде до збільшення витрат повітря Gвта ступеня підвищення тиску повітря в компресорі двигуна πК. Збільшення πКпризводить до збільшення тиску на виході з компресора Р2* та на вході а турбіну Р3*= σКСР2*.
Збільшення тиску Рз*, з одного боку, збільшує витрати газу через турбіну G г,з іншого боку, збільшується ступінь розширення газу в турбіні. π Т. Таким чином, при збільшенні оборотів ротора турбіни потужність турбіни N т зростає через збільшення витрати газу G гта ступеня розширення газу в турбіні πТ .
Відомо, що при Тз * = Const потужність турбіни NT, пропорційна числу оборотів турбіни nв степени2,5, тобто.
NT = f(n2,5)

в).Температура газу перед турбіною Тз*
При заданих та постійних оборотах ротора турбіни n= Const збільшення температури газів перед турбіною Тз* веде до збільшення потужності турбіни NT, так як при цьому адіабатична робота розширення газу в турбіні Lадресшзбільшується, в першому ступені, а витрата газу через турбіну Gгзменшується у ступені 1/2.

Величина температури газу перед турбіною обмежується міцністю лопаток турбіни. У сучасних двигунах вона дорівнює Тз * = 1100-1300 ° До.

г).Ступінь реактивності турбіни ρ .

Ступінь реактивності турбіни характеризує розподіл роботи розширення газу між сопловим апаратом і робочим колесом турбіни.
Ступенем реактивності турбіни називається відношення адіабатичної роботи розширення газу в робочому колесі. Lадркдо адіабатичної роботи розширення газу в ступені турбіни Lадрес.
.
Розмір ступеня реактивності турбіни може змінюватися від 0 до 1, тобто.
0< ρ <1.
При ρ = 0 розширення газу відбувається лише в сопло-вом апараті, турбіна чисто активна, а при р = 1 турбіна чисто реактивна.
Розмір ступеня реактивності турбіни впливає ккд турбіни, отже, і його потужність. Залежність η T = f(ρ ) показано на рис. 30. Характер залежності такий, що є оптимальна величина ρ ≈ 0,5, при якій ккд турбіни набуває максимального значення. Пояснюється це наступним. Ступінь розширення газу в турбіні π Т= Р3*/Р4 можна як твір ступенів розширення газу СА π СА=Р3*/Рз" на ступінь розширення газу в РК π РК = Р"3 / Р4, тобто. π Т = π СА · π РК. При заданому ступені розширення газу в турбіні π Tзбільшення ступеня реактивності ρ означає збільшення розширення газу в РК, тобто збільшення π РК. Це можливо за рахунок збільшення тиску газу перед РК Рз ". Збільшення Рз" супроводжується

зменшенням абсолютної З" 3 і відносної W з "швидкостей перед РК. Зменшення швидкості W з " призводить до зменшення гідравлічних (внутрішніх) втрат, а отже, до збільшення ккд турбіни η т. З іншого боку, збільшення розширення газу в РК зі збільшенням ступеня реактивності турбіни ρ веде до збільшення втрат з вихідною швидкістю (збільшується кінетична енергія), що призводить до зменшення ккд турбіни η т.

3.5. СПІЛЬНА РОБОТА ТУРБИНИ І КОМПРЕСОРА В ТРД

Оскільки у системі ТРД компресор і турбіна з'єднані загальним валом, їх робота взаємозалежна. Взаємозалежність їх роботи, крім механічного зв'язку, обумовлена ​​загальним витратою повітря через компресор і газу через турбіну, що визначають їх потужності.
Потужність, що розвивається турбіною Nт, є потужністю, що розташовується. Вона може бути рівна, більше або менше потребної потужності для обертання компресора NК;
Залежно від цього розрізняють такі режими спільної роботи турбіни та компресора:
1. Рівноважний режим, коли Nт = NК;
2. Режим розгону (збільшення оборотів двигуна), коли NТ > NК;
3. Режим гальмування (зменшення обертів двигуна), коли Nт< NК.
Очевидно, що змінити режим роботи двигуна (керувати двигуном) можна шляхом зміни потужності турбіни.
Найбільш зручним параметром, за допомогою якого можна змінювати потужність турбіни є температура газу перед турбіною Тз *. Зміна Тз досягається зміною кількості палива Gт, що подається в камеру згоряння двигуна.
Раніше було показано, що потужність, потрібна для обертання компресора NК пропорційна числу оборотів двигуна nтретього ступеня, тобто.
NК = f(n3),
а потужність, що розвивається турбіною Nт, при заданій і постійній температурі газів перед нею Тз * = Const, пропорційна числу оборотів nступенем 2,5, тобто.
NT = f (n2,5).
Поєднані графіки залежностей NК = f(n) та NT=f(n) показані на рис. 31. З графіка видно, що зі збільшенням кількості оборотів двигуна потужність компресора NК зростає швидше, ніж потужність турбіни Nт.

Потужність турбіни пропорційна температурі газів Тз*.
Крива 1 на графіку показує залежність NT = f (n) при Тз * max = Соnst, а криві 2, 3, 4 ... при менших, але постійних температурах Тз *.
У точках перетину кривих 1, 2, 3, 4... з кривою NК = f(n) потужності компресора та турбіни рівні, тобто. N T = N К. Ці точки визначають рівноважні режими. Мінімальні nmin та максимальні nmax обертання двигуна досягаються у Т3*=Т3*max. Оберти менші nmin або великі nmax можуть бути отримані тільки шляхом підвищення температури вище гранично-допустимої Т 3*ma x , що може призвести до виходу з турбіни.
При збільшенні оборотів від nmin до nmax температура газу перед турбіною Т3 * спочатку зменшується від Т 3 * max до Т 3 * min на середніх оборотах (рис. 31), а потім знову збільшується до Т3 * max при n = nmax. Такий характер зміни температури Т3* пояснюється умовами спільної роботи компресора та турбіни в системі ТРД та обумовлений різним законом зміни NК та NT за кількістю оборотів.
Високе значення Тз* на nmax та nmin свідчить про велику теплонапруженість двигуна на цих режимах. Тому робота двигуна на максимальних оборотах nmax допускається обмежений час (5-10 хв), а обороти малого газу n мгзазвичай на 1000-1500 об/хв перевищують nmin тобто.
n мг= (1000-1500) об / хв + nmin.
При запуску двигуна на ділянці оборотів, де NT< NК раскрутка ротора турбокомпрессора производится с по-мощью пусковых двигателей (электростартеров, турбодетандеров и др.). Сначала в раскрутке ротора принимает участие только пусковой двигатель, затем в работу вступает турбина и раскрутка ротора до оборотов nмгпродовжується спільно пусковим двигуном і турбіною. На оборотах n мгабо кілька менших, але більших nmin пусковий двигун автоматично вимикається.
Час безперервної роботи на n мгтакож обмежується, так як Т3 * відносно велика, а ефективність охолодження деталей турбіни на цьому режимі недостатня.
Для збільшення оборотів двигуна вище n мгНеобхідно збільшити потужність турбіни, що досягається збільшенням подачі палива в камеру згоряння. При цьому зростає температура газу Тз*, з'являється надлишок потужності турбіни Nт і відбувається розкручування ротора двигуна до оборотів, на яких N T = N (криві а і б на рис. 31). Зменшення оборотів ротора досягається зменшенням подачі палива в камеру згоряння, зменшенням Тз * і Nт. Оберти падають до величини, на якій знову N T = N К (крива на рис. 31).

3.6. Багатоступеневі турбіни й ОСОБЛИВОСТІ РОБОТИ ТУРБІН ДВОХВАЛЬНИХ ДВИГУНІВ
1. Багатоступінчасті турбіни

Можливості одноступінчастої турбіни обмежуються максимальним (критичним) перепадом тиску в сопло-вом апараті, коли на виході з нього (критичне перетин косого зрізу) швидкість потоку досягає швидкості звуку. Цей перепад тиску (він дорівнює приблизно 2) забезпечує отримання адіабатичної роботи розширення газу
Lпекло розш≤ 25000-30000 кг · м / кг при температурі газу на вході в турбіну 850 - 9б0 ° C і окружної швидкості на середньому радіусі, що дорівнює U=350-370м/сек.
Коли в турбіні потрібно спрацювати більший перепад тиску з метою отримання більшої величини потужності, застосовують двох або багатоступінчасті турбіни.
Багатоступінчаста турбіна в порівнянні з одноступінчастою має такі переваги:
а) менші втрати енергії газу в проточній частині, що обумовлено меншими швидкостями потоку внаслідок менших перепадів тисків у кожному ступені;
б) використання ефекту повернення тепла. Внаслідок тертя газу виділяється тепло, яке в одноступінчастій турбіні є втратою, а в багатоступінчастій частково використовується в наступному ступені;
в) краще використання вихідної швидкості газу з попередніх в наступних щаблях, що знижує втрати з вихідною швидкістю і підвищує ккд турбіни.
Недоліками багатоступеневих турбін є:
а) Конструктивна складність;
б) Збільшення довжини та ваги (правда, в діаметрі багатоступінчаста турбіна менше одноступінчастої);
в) Високий температурний режим лопаток першої ступі-ни і гірше умови охолодження лопаток другої і наступних щаблів.
У сучасних ТРД стала вельми поширеною отримали двох і триступінчасті турбіни.

2. Особливості роботи турбін двовальних двигунів

Турбіна двовального двигуна двоступінчаста, але між ступенями є лише газодинамічний зв'язок. Робоче колесо турбіни першого ступеня приводить у обертання ротор компресора високого тиску (РВД), а робоче колесо другого ступеня ротор компресора низького тиску (РНД). Схема роторів високого і низького тиску показані на рис. 32.
Перший ступінь турбіни (РВД) і другий ступінь турбіни (РНД) виконані так, щоб на розрахунковому і близькому від нього режимах в соплових апаратах встановлювалися критичні (або близькі до нього) перепади тисків. Розподіл роботи розширення газу між ступенями при зміні режимів роботи двигуна відбувається автоматично. Це обумовлено наступними основними причинами.

а). При зміні оборотів двигуна ступеня розширення газу на сходах турбіни в деякому діапазоні режимів, коли перепад тиску у вихідному соплі двигуна близький до критичного, залишаються практично постійними, тобто.
π ТРВД та π ТРНД = Соnst, а отже,
π TΣ = π ТРВД · π ТРНД = Const;
б). За сталості ступеня розширення газу турбіні залишається незмінним і ккд турбіни, тобто.
η ТРВД та η ТРНД = Соnst ;
в). Оскільки ефективна робота турбіни
L ЕТ = ,
то Lэтрнд і Lэтрвд пропорційні лише температурі газу перед ступенем турбіни Тз * рн д і Тз * рвд відповідно. При зміні режиму роботи двигуна відбувається пропорційна зміна Тз*рнд та Тз*РВД.
Тому розподіл наявної ефективної роботи між ступенями залишається незмінним, тобто.
ЕТТРНД / ЕТ РВС = Const .
Відомо, що дроселювання двигуна призводить до збільшення потрібної роботи для обертання компресора низького тиску (ступеня «затягуються») та зменшення потрібної роботи для обертання компресора високого тиску (ступеня «полегшуються»). При незмінному розподілі наявної роботи між ступенями турбіни це веде до більш інтенсивного зниження оборотів РНД, ніж РВС;
г). При значному дроселюванні двигуна, коли на виході встановлюється докритичний перепад тиску, відбувається зниження загального ступеня розширення
газу в турбіні π TΣ, головним чином, за рахунок падіння π ТРНД та ЛЕТРНД, а π ТРВС майже не змінюється. Це призводить до ще інтенсивнішого падіння оборотів РНД у порівнянні з РВС, що сприяє забезпеченню сталої роботи двокаскадного компресора.

Стиснення повітря у компресорах ТРД.
1.1. Вимоги до компресорів ТРД і типи компресорів.
1.2. Стиснення повітря у відцентрових компресорах.
1.3. Нестійка робота відцентрового компресора та заходи боротьби з нею.
1.4. Стиснення повітря в осьових компресорах.
1.5. Нестійка робота осьового компресора та боротьба з нею.
2. Організація процесу горіння у камерах згоряння ТРД.
2.1 Призначення камер згоряння.
2.2 Основні вимоги до камер згоряння та оцінка їх виконання.
2.3. Типи камер згоряння та їх пристрій.
2.4. Принцип дії та робочий процес камери згоряння.
2.5. Залежність повноти та стійкості згоряння від умов експлуатації.
3. Процес розширення газу турбіні.
3.2 Схема та принцип дії ступеня осьової.
3.3.Кільцеве зусилля, ефективна робота газу, ККД і потужність турбіни.
3.4. Основні параметри, що визначають потужність турбіни
3.5 Спільна робота турбіни та компресора в ТРД.
3.6. Багатоступінчасті турбіни та особливості роботи турбін двовальних двигунів.

Методичний посібник склав майстер п/о Заболотний В.О.

Перш ніж поставити запитання прочитайте: FAQ

• Далі

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

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

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

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

за принципу стиснення повітря ВРД поділяються на:

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

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

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

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

за принципу створення реактивної тяги ВРД поділяються на:

• двигуни прямої реакції;
• двигуни непрямої реакції.

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

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

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

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

та багато інших комбінацій двигунів більш складних схем.

Поршневі двигуни (ПД)

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

Поршневий двигун (англ. Piston engine ) -

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

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

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

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

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

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

Газотурбінні двигуни (ВМД)

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

Одновальні та багатовальні двигуни

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

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

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

Турбореактивний двигун (ТРД)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДФ)

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

Двоконтурний турбореактивний двигун (ТРДД)

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

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

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

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

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

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

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

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

Усі ТРДД можна розбити на 2 групи:

• зі змішуванням потоків за турбіною;
• без змішування.

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

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

Військовий ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДДФ)

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

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

ТРДДФ з вектором тяги (ОВТ), що відхиляється.

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

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

ТРДД з високим ступенем двоконтурності / Турбовентиляторний двигун

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

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

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

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

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

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

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

Гідності й недоліки.

Головною перевагою таких двигунів є їхня висока економічність.

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

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

Турбовінтовентиляторний двигун (ТВВС)

Турбовінтовентиляторний двигун (англ. Turbopropfan engine ) -

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

Область техніки, до якої належить винахід

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

Рівень техніки

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

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

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

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

Аналоги винаходу

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

Короткий опис креслень

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

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

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

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

фіг.4 зображує схему перехідного каналу,

фіг.5 зображує схему перфорації,

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

Розкриття винаходу

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

Поставлене завдання вирішується:

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

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

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

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

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

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

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

Ф с т = Ф в т + Ф пер Ф. ,

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

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

Ф в т = 2 π ∫ R R + 0,05 H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2);

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

Ф е р = 2 π ∫ R + 0,95 H R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) .

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Здійснення винаходу

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

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

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

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

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

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

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

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

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

d min = (0,2-0,5) l е (R, II);

d max =(1,5-2)l е (R, II);

d = (0,6 − 0,8) ;

d min = (0,2 − 0,3) ;

d max ¯ = (0,1 − 0,2) ;

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

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

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

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

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

Список використаної літератури

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

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

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

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

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

Схожі патенти:

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

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

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

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

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

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

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

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