Впервые самолет с турбореактивным двигателем (ТРД ) поднялся в воздух в 1939 году. С тех пор устройство двигателей самолетов совершенствовалось, появились различные виды, но принцип работы у всех них примерно одинаковый. Чтобы понять, почему воздушное судно, имеющий столь большую массу, так легко поднимается в воздух, следует узнать, как работает двигатель самолета. ТРД приводит в движение воздушное судно за счет реактивной тяги. В свою очередь, реактивная тяга является силой отдачи струи газа, которая вылетает из сопла. То есть получается, что турбореактивная установка толкает самолет и всех находящихся в салоне людей с помощью газовой струи. Реактивная струя, вылетая из сопла, отталкивается от воздуха и таким образом, приводит в движение воздушное судно.

Устройство турбовентиляторного двигателя

Конструкция

Устройство двигателя самолета достаточно сложное. Рабочая температура в таких установках достигает 1000 и более градусов. Соответственно, все детали, из которых двигатель состоит, изготавливаются из устойчивых к воздействию высоких температур и возгоранию материалов. Из-за сложности устройства существует целая область науки о ТРД.

ТРД состоит из нескольких основных элементов:

• вентилятор;
• компрессор;
• камера сгорания;
• турбина;
• сопло.

Перед турбиной установлен вентилятор. С его помощью воздух затягивается в установку извне. В таких установках используются вентиляторы с большим количеством лопастей определенной формы. Размер и форма лопастей обеспечивают максимально эффективную и быструю подачу воздуха в турбину. Изготавливаются они из титана. Помимо основной функции (затягивания воздуха), вентилятор решает еще одну важную задачу: с его помощью осуществляется прокачка воздуха между элементами ТРД и его оболочкой. За счет такой прокачки обеспечивается охлаждение системы и предотвращается разрушение камеры сгорания.

Возле вентилятора расположен компрессор высокой мощности. С его помощью воздух поступает в камеру сгорания под высоким давлением. В камере происходит смешивание воздуха с топливом. Образующаяся смесь поджигается. После возгорания происходит нагрев смеси и всех расположенных рядом элементов установки. Камера сгорания чаще всего изготавливается из керамики. Это объясняется тем, что температура внутри камеры достигает 2000 градусов и более. А керамика характеризуется устойчивостью к воздействию высоких температур. После возгорания смесь поступает в турбину.

Вид самолетного двигателя снаружи

Турбина представляет собой устройство, состоящее из большого количества лопаток. На лопатки оказывает давление поток смеси, приводя тем самым турбину в движение. Турбина вследствие такого вращения заставляет вращаться вал, на котором установлен вентилятор. Получается замкнутая система, которая для функционирования двигателя требует только подачи воздуха и наличия топлива.

Далее смесь поступает в сопло. Это завершающий этап 1 цикла работы двигателя. Здесь формируется реактивная струя. Таков принцип работы двигателя самолета. Вентилятор нагнетает холодный воздух в сопло, предотвращая его разрушение от чрезмерно горячей смеси. Поток холодного воздуха не дает манжете сопла расплавиться.

В двигателях воздушных судов могут быть установлены различные сопла. Наиболее совершенными считаются подвижные. Подвижное сопло способно расширяться и сжиматься, а также регулировать угол, задавая правильное направление реактивной струе. Самолеты с такими двигателями характеризуются отличной маневренностью.

Виды двигателей

Двигатели для самолетов бывают различных типов:

• классические;
• турбовинтовые;
• турбовентиляторные;
• прямоточные.

Классические установки работают по принципу, описанному выше. Такие двигатели устанавливают на воздушных судах различной модификации. Турбовинтовые функционируют несколько иначе. В них газовая турбина не имеет механической связи с трансмиссией. Эти установки приводят самолет в движение с помощью реактивной тяги лишь частично. Основную часть энергии горячей смеси данный вид установки использует для привода воздушного винта через редуктор. В такой установке вместо одной присутствует 2 турбины. Одна из них приводит компрессор, а вторая – винт. В отличие от классических турбореактивных, винтовые установки более экономичны. Но они не позволяют самолетам развивать высокие скорости. Их устанавливают на малоскоростных воздушных судах. ТРД позволяют развивать гораздо большую скорость во время полета.

Турбовентиляторные двигатели представляют собой комбинированные установки, сочетающие элементы турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Они отличаются от классических большим размером лопастей вентилятора. И вентилятор, и винт функционируют на дозвуковых скоростях. Скорость перемещения воздуха понижается за счет наличия специального обтекателя, в который помещен вентилятор. Такие двигатели более экономично расходуют топливо, чем классические. Кроме того, они характеризуются более высоким КПД. Чаще всего их устанавливают на лайнерах и самолетах большой вместительности.

Размер двигателя самолета относительно человеческого роста

Прямоточные воздушно-реактивные установки не предполагают использование подвижных элементов. Воздух втягивается естественным путем благодаря обтекателю, установленному на входном отверстии. После поступления воздуха двигатель работает аналогично классическому.

Некоторые самолеты летают на турбовинтовых двигателях, устройство которых гораздо проще, чем устройство ТРД. Поэтому у многих возникает вопрос: зачем использовать более сложные установки, если можно ограничиться винтовой? Ответ прост: ТРД превосходят винтовые двигатели по мощности. Они мощнее в десятки раз. Соответственно, ТРД выдает гораздо большую тягу. Благодаря этому обеспечивается возможность поднимать в воздух большие самолеты и осуществлять перелеты на высокой скорости.

Вконтакте

Полезная модель позволяет повысить эффективность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД), путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, на взлетном режиме) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы. Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления ТРДД содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя и дополнительно заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Полезная модель относится к системам охлаждения элементов двигателей летательных аппаратов, а более точно касается системы охлаждения турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).

Для охлаждения горячих элементов конструкции турбореактивных двигателей используют охлаждающий воздух.

Известна система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины используется воздух, забираемый из промежуточной или последней ступени компрессора высокого давления (КВД) (см., например, «Конструкция турбокомпрессора ТРДДФ», Изд-во МАИ, 1996 г, стр.27-28). Отобранный из КВД охлаждающий воздух обладает достаточно высоким давлением (по сравнению с местом его выпуска в проточный тракт турбины), что обеспечивает его гарантированный подвод ко всем поверхностям охлаждения. В связи с этим эффективность работы такой системы охлаждения весьма высока.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении удельной тяги на максимальных режимах и экономичности на крейсерских режимах работы. Это снижение происходит вследствие того, что часть мощности турбины высокого давления, идущая на сжатие охлаждающего ТНД воздуха, теряется и не используется ни на вращение компрессора высокого давления (КВД), ни на создание тяги двигателя. Например, при расходе охлаждающего лопатки ТНД воздуха, составляющем ~5% от расхода воздуха на входе в КВД, и отборе воздуха из последней его ступени потери мощности могут составить ~5%, что эквивалентно снижению кпд турбины на эту же величину.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины низкого давления используется воздух, забираемый из канала наружного контура (см., например, «Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф» Учебное пособие, изд-во ВВИА им Н.Е.Жуковского, 1987 год, стр.128-130). Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. При таком варианте отбора охлаждающего воздуха не расходуется дополнительная мощность турбины на его сжатие в КВД, поэтому большее количество потенциальной энергии газового потока за турбиной может быть преобразовано в реактивном сопле в кинетическую энергию выхлопной струи, что, в свою очередь, приведет к увеличению тяги двигателя и его экономичности.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении эффективности охлаждения вследствие недостаточного давления воздуха, отобранного из канала наружного контура охлаждающего воздуха на режимах работы двигателя, близких к максимальным (например, взлетный режим). На указанных режимах работы, оптимальное для эффективности работы двигателя (максимального значения удельной тяги двигателя) соотношение давлений в канале наружного контура и на выходе из турбины низкого давления близко к единице. Такого перепада давлений с учетом потерь в подводящих каналах и патрубках недостаточно для реализации эффективного охлаждения рабочей лопатки ТНД двигателя на этих режимах.

Известные технические решения имеют ограниченные возможности, так как приводят к снижению эффективности работы двигателя.

В основу полезной модели положена задача повышения эффективности работы ТРДД путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы.

Технический результат - повышение эффективности работы ТРДД.

Поставленная задача решается тем, что система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя. Заборник воздуха сообщается через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток. Торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, а внешняя поверхность корпуса турбины последней ступени выполнена в виде части внутренней поверхности канала наружного контура двигателя.

Новым в полезной модели является то, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Выполнение системы охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя в соответствии с заявленной полезной моделью обеспечивает:

Дополнительное снабжение системы охлаждения на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, сообщающимся с полостью, задней поверхности диска последней ступени турбины, обеспечивает гарантированное охлаждение на максимальных режимах, в том числе на взлетном режиме;

Снабжение системы охлаждения устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска последней ступени турбины из промежуточной ступени компрессора или из наружного контура, обеспечивает эффективность охлаждения рабочей лопатки ТНД на всех режимах работы двигателя. Устройство регулирования позволяет совместить положительные качества обеих систем охлаждения, то есть путем последовательного подключения различных каналов подвода охлаждающего воздуха наиболее рационально обеспечить работоспособность и эффективность работы системы охлаждения турбины во всем диапазоне эксплуатационных режимов двигателя и тем самым улучшить тягово-экономические и ресурсные характеристики двигателя. Так, на взлетном режиме устройство регулирования соединено таким образом, что обеспечивается поступление охлаждающего воздуха из промежуточной ступени компрессора с давлением, достаточным для эффективного охлаждения последней ступени турбины. Это позволяет либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым повысить тяговые характеристики двигателя. Воздух в канале наружного контура не обладает необходимым для эффективного охлаждения избыточным давлением. На крейсерском режиме устройство регулирования обеспечивает поступление охлаждающего воздуха из канала наружного контура, при этом канал поступления воздуха из компрессора перекрывается (переключение положения кольца осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения вала турбины низкого давления двигателя n нд и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н). Вследствие того, что охлаждающий воздух не проходит сжатие в компрессоре, уменьшается необходимая мощность КВД и повышается свободная энергия рабочего тела за турбиной; это приводит к росту тяги двигателя и его экономичности. Кроме того воздух из канала наружного контура обладает большим хладоресурсом, что позволит либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым дополнительно повысить экономичность двигателя.

Таким образом, решена поставленная в полезной модели задача - повышение эффективности работы ТРДД, путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы по сравнению с известными аналогами.

Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием системы охлаждения и ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-3, где

на фиг.1 схематично изображен продольный разрез последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя и системы ее охлаждения;

на фиг.2 - вид А на фиг.1;

на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит (см. фиг.1) заборник 1 воздуха из наружного контура 2 двигателя. Заборник 1 воздуха сообщается с полостью 3, примыкающей к задней поверхности диска 4 турбины через полости 5 стоек 6 и кольцевую полость 7 опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой 8 со сквозными отверстиями 9 (см. фиг.2, 3) турбины, и по каналам 10 в диске 4 с внутренними полостями лопаток 11.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя дополнительно содержит на входе заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора (на фиг.1 заборник воздуха и промежуточные ступени компрессора не показаны). Данный заборник воздуха соединен трубопроводом 12 с полым воздухосборником 13 на выходе, примыкающим к торцевой стенке 8 опоры турбины со сквозными отверстиями 14 (см. фиг.2, 3).

Причем система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4 турбины последней ступени. Устройство регулирования, выполнено в виде поворотного кольца 15 (см. фиг.1-3) с приводом (привод не показан), контактирующим с торцевой стенкой 8 опоры турбины, где отверстие 9 обеспечивает сообщение полости 3 с кольцевой полостью 7, а отверстие 14 обеспечивает сообщение полости 3 с полостью 16 воздухосборника 13, расположенного в кольцевой полости 7 опоры турбины. Привод поворотного кольца 15 может быть выполнен, например, в виде пневмомотора или привода подобного типа. Поворотное кольцо 15 устройства регулирования имеет сквозное эллипсовидное отверстие 17, обеспечивающее возможность поочередного сообщения со сквозными отверстиями 9, 14 в торцевой стенке 8 опоры турбины.

Предлагаемая система охлаждения содержит заборник воздуха a (на фиг.1 заборник воздуха не показан) за одной из промежуточных ступеней компрессора, заборник 1 воздуха b из канала наружного контура 2. Работа системы подачи охлаждающего воздуха описана ниже.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом. Кольцо 15 может находиться в двух положениях. При повороте кольца 15 в положение I (см. фиг.2) (взлетный режим работы двигателя) воздух а поступает по трубе 12, под действием перепада давлений, через воздухосборник 13, отверстие 14 в стенке 8 и отверстие 17 в кольце 15 в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4. При этом проход в полость 3 воздуха b перекрыт кольцом 15. При повороте кольца 15 в положение II (не показано) (крейсерский режим), отверстие 17 поворачивается таким образом, что отверстие 14, перекрывается кольцом 15, и в полость 3 через отверстие 9 и отверстие 17 в кольце 15 поступает воздух b. В этом случае воздух a, отбираемый за промежуточной ступенью компрессора, в полость 3 не поступает.

Переключение кольца 15 в положение I или II осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения n вала турбины низкого давления двигателя и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н. При высоких значениях параметра (взлетный режим работы двигателя) кольцо 15 находится в положении I, при низких значениях параметра (крейсерский режим) - в положении II.

Выполнение системы охлаждения в соответствии с заявленным техническим решением позволяет обеспечить необходимое охлаждение последней ступени турбины низкого давления на всех режимах работы двигателя, одновременно повышая эффективность и экономичность его работы.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащая заборник воздуха из наружного контура двигателя, сообщающийся через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток, где торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, отличающаяся тем, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, и устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени, где устройство регулирования выполнено в виде поворотного кольца с приводом, контактирующим с торцевой стенкой опоры турбины, в торцевой стенке опоры выполнены два отверстия, где одно отверстие соединено с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины, поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

0

Воздушно-реактивные двигатели по способу предварительного сжатия воздуха перед поступлением в камеру сгорания разделяются на компрессорные и бескомпрессорные. В бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателях используется скоростной напор воздушного потока. В компрессорных двигателях воздух сжимается компрессором. Компрессорным воздушно-реактивным двигателем является турбореактивный двигатель (ТРД). В группу, получившую название смешанных или комбинированных двигателей, входят турбовинтовые двигатели (ТВД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Однако конструкция и принцип работы этих двигателей во многом схожи с турбореактивными двигателями. Часто все типы указанных двигателей объединяют под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД). В качестве топлива в газотурбинных двигателях используется керосин.

Турбореактивные двигатели

Конструктивные схемы. Турбореактивный двигатель (рис. 100) состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором.

Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные (рис. 101) и осевые (см. рис. 100).

В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.

В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.

Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.

Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные (рис. 102, а), дисковые (рис. 102, б) и барабаннодисковые (рис. 102, в).

Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.

В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени.

Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат, устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.

Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми (рис. 103), кольцевыми (рис. 104), трубчато-кольцевыми (рис. 105).

Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы - завихрители и форсунки.

Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.

Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор (рис. 106). Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка (рис. 107).

Выпускное устройство (рис. 108) состоит из выпускной трубы, внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.

Принцип работы. В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.

В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатками быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.

Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте. Эффективность процесса сжатия воздуха в компрессоре

характеризуется величиной степени повышения давления π к, которая представляет собой отношение давления воздуха на выходе из компрессора р 2 к давлению атмосферного воздуха р H

Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25-35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.

Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.

Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450-500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.

В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором - реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.

Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 550-650 м/сек (в земных условиях).

Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть - на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).

Турбовинтовые двигатели

Устройство и принцип действия. Для современных самолетов,

обладающих большой грузоподъемностью я дальностью полета, нужны двигатели, которые могли бы развить необходимые тяги при минимальном удельном весе. Этим требованиям удовлетворяют турбореактивные двигатели. Однако они неэкономичны по сравнению с винтомоторными установками на небольших скоростях полета. В связи с этим некоторые типы самолетов, предназначенные для полетов с относительно невысокими скоростями и с большой дальностыо, требуют постановки двигателей, которые сочетали бы в себе преимущества ТРД с преимуществами винтомоторной установки на малых скоростях полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигатели (ТВД).

Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный авиационный двигатель, в котором турбина развивает мощность, большую потребной для вращения компрессора, и этот избыток мощности используется для вращения воздушного винта. Принципиальная схема ТВД показана на рис. 109.

Как видно из схемы, турбовинтовой двигатель состоит из тех же узлов и агрегатов, что и турбореактивный. Однако в отличие от ТРД на турбовинтовом двигателе дополнительно смонтированы воздушный винт и редуктор. Для получения максимальной мощности двигателя турбина должна развивать большие обороты (до 20000 об/мин). Если с этой же скоростью будет вращаться воздушный винт, то коэффициент полезного действия последнего будет крайне низким, так как наибольшего значения к. п. д. винта на расчетных режимах полета достигает при 750-1 500 об/мин.

Для уменьшения оборотов воздушного винта по сравнению с оборотами газовой турбины в турбовинтовом двигателе устанавливается редуктор. На двигателях большой мощности иногда используют два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем работу обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор.

В некоторых турбовинтовых двигателях компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт - другой. Это создает благоприятные условия для регулирования двигателя.

Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и лишь незначительно за счет реакции газовой струи.

В турбовинтовых двигателях применяются многоступенчатые турбины (число ступеней от 2 до 6), что диктуется необходимостью срабатывать на турбине ТВД большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, применение многоступенчатой турбины позволяет снизить ее обороты и, следовательно, габариты и вес редуктора.

Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД. Так же, как и в ТРД, воздушный поток, предварительно сжатый во входном устройстве, подвергается основному сжатию в компрессоре и далее поступает в камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образовавшиеся в результате сгорания топливовоздушной смеси газы обладают высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где, почти полностью расширяясь, производят работу, которая затем передается компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа практически равно атмосферному.

В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, получаемая только за счет реакции вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10-20% суммарной силы тяги.

Двухконтурные турбореактивные двигатели

Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших дозвуковых скоростях полета привело к созданию двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД).

В отличие от ТРД обычной схемы в ДТРД газовая турбина приводит во вращение (помимо компрессора и ряда вспомогательных агрегатов) низконапорный компрессор, называемый иначе вентилятором второго контура. Привод вентилятора второго контура ДТРД может осуществляться и от отдельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора. Простейшая схема ДТРД представлена на рис. 110.

Первый (внутренний) контур ДТРД представляет собой схему обычного ТРД. Вторым (внешним) контуром является кольцевой канал с расположенным в нем вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигатели называют иногда турбовентиляторными.

Работа ДТРД происходит следующим образом. Набегающий на двигатель воздушный поток поступает в воздухозаборник и далее одна часть воздуха проходит через компрессор высокого давления первого контура, другая - через лопатки вентилятора (компрессора низкого давления) второго контура. Так как схема первого контура представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процесс в этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Действие вентилятора второго контура подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом канале.

ДТРД могут найти применение и на сверхзвуковых летательных аппаратах, но в этом случае для увеличения их тяги необходимо предусматривать сжигание топлива во втором контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ДТРД иногда осуществляется сжигание дополнительного топлива либо в воздушном потоке второго контура, либо за турбиной первого контура.

При сжигании дополнительного топлива во втором контуре необходимо увеличивать площадь его реактивного сопла для сохранения неизменными режимов работы обоих контуров. При несоблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор второго контура уменьшится вследствие повышения температуры газа между вентилятором и реактивным соплом второго контура. Это повлечет за собой снижение потребной мощности для вращения вентилятора. Тогда, чтобы сохранить прежние числа оборотов двигателя, придется в первом контуре снизить температуру газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяги в первом контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточным, а в некоторых случаях суммарная тяга форсированного двигателя может оказаться меньше суммарной тяги обычного ДТРД. Кроме того, форсирование тяги связано с большими удельными расходами топлива. Все эти обстоятельства ограничивают применение данного способа увеличения тяги. Однако форсирование тяги ДТРД может найти широкое применение при сверхзвуковых скоростях полета.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Турбина

Турбина предназначена для привода компрессора и вспомогательных агрегатов двигателя. Турбина двигателя - осевая, реактивная, двухступенчатая, охлаждаемая, двухроторная.

Узел турбины включает последовательно расположенные одноступенчатые осевые турбины высокого и низкого давления, а также опору турбины. Опора - элемент силовой схемы двигателя.

Турбина высокого давления

СА ТВД состоит из наружного кольца, внутреннего кольца, крышки, аппарата закрутки, блоков сопловых лопаток, лабиринтных уплотнений, уплотнений стыков сопловых лопаток, проставок с сотовыми вставками и крепёжных деталей.

Наружное кольцо имеет фланец для соединений с фланцем обода соплового аппарата ТНД и корпуса ВВТ. Кольцо телескопически соединено с корпусом ВВТ и имеет полость для подвода вторичного воздуха из ОКС на охлаждение наружных полок сопловых лопаток.

Внутреннее кольцо имеет фланец для соединения с крышкой и внутренним корпусом ОКС.

СА ТВД имеет сорок пять лопаток, объединенные в пятнадцать литых трёхлопаточных блоков. Блочная конструкция лопаток СА позволяет уменьшить число стыков и перетекания газа.

Сопловая лопатка - пустотелая, охлаждаемая двуполостная. Каждая лопатка имеет перо, наружную и внутреннюю полки, образующие с пером и полками соседних лопаток проточную часть СА ТВД.

Ротор ТВД предназначен для преобразования энергии газового потока в механическую работу на валу ротора. Ротор состоит из диска, цапфы с лабиринтными и маслоуплотнительными кольцами. Диск имеет девяносто три паза для крепления рабочих лопаток ТВД в “ёлочных” замках, отверстия для призонных болтов стягивающих диск, цапфу и вал ТВД, а также наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.

Рабочая лопатка ТВД - литая, полая, охлаждаемая. Во внутренней полости лопатки для организации процесса охлаждения имеются продольная перегородка, турбулизирующие штырьки и рёбра. Хвостовик лопатки имеет удлинённую ножку и замок “ёлочного” типа. В хвостовике имеются каналы для подвода охлаждающего воздуха к перу лопатки, а в выходной кромке - щель для выхода воздуха.

В хвостовике цапфы размещены масляное уплотнение и обойма радиального роликового подшипника задней опоры ротора высокого давления.

Турбина низкого давления

СА ТНД состоит из обода, блоков сопловых лопаток, внутреннего кольца, диафрагмы, сотовых вставок.

Обод имеет фланец для соединения с корпусом ВВТ и наружным кольцом ТВД, а также фланец для соединения с корпусом опоры турбины.

СА ТНД имеет пятьдесят одну лопатку спаянные в двенадцать четырёхлопаточные блоки и один трёхлопаточный блок. Сопловая лопатка - литая, полая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют с пером и полками соседних лопаток проточную часть СА.

Во внутренней части полости пера лопатки размещён перфорированный дефлектор. На внутренней поверхности пера имеется поперечные рёбра и турбулизирующие штырьки.

Диафрагма предназначена для разделения полостей между рабочими колёсами ТВД и ТНД.

Ротор ТНД состоит из диска с рабочими лопатками, цапфы, вала и напорного диска.

Диск ТНД имеет пятьдесят девять паза для крепления рабочих лопаток и наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к ним.

Рабочая лопатка ТНД - литая, полая, охлаждаемая. На периферийной части лопатка имеет бандажную полку с гребешком лабиринтного уплотнения, обеспечивающим уплотнение радиального зазора между статором и ротором.

От осевых перемещений в диске лопатки зафиксированы разрезным кольцом со вставкой, которая, в свою очередь, зафиксирована штифтом на ободе диска.

Цапфа имеет в передней части внутренние шлицы, для передачи крутящего момента на вал ТНД. На наружной поверхности передней части цапфы установлена внутренняя обойма роликового подшипника задней опоры ТВД, лабиринт и набор уплотнительных колец, образующей вместе с крышкой, установленной в цапфе, переднее уплотнение масляной полости опоры ТВД.

На цилиндрическом поясе в задней части установлен набор уплотнительных колец, образующих вместе с крышкой уплотнение масляной полости опоры ТНД.

Вал ТНД состоит из трёх частей. Соединение частей вала между собой - вильчатое. Крутящий момент в местах соединения передаётся радиальными штифтами. В задней части вала имеется откачивающий маслонасос опоры турбины.

В передней части ТНД имеются шлицы, передающие крутящий момент на ротор компрессора низкого давления через рессору.

Напорный диск предназначен для создания дополнительного подпора и обеспечивает увеличение давление охлаждающего воздуха на входе в рабочие лопатки ТНД.

Опора турбины включает в себя корпус опоры и корпус подшипника. Корпус опоры состоит из наружного корпуса и внутреннего кольца, соединённых силовыми стойками и образующие силовую схему опоры турбины. В состав опоры входят также экран с обтекателями, пеногасящая сетка и крепёжные детали. Внутри стоек размещены трубопроводы подвода и откачки масла, суфлирования масляных полостей и слива масла. Через полости стоек подводится воздух на охлаждение ТНД и отводится воздух из предмасляной полости опоры. Стойки закрыты обтекателями. На корпусе подшипника установленымаслооткачивающий насос и масляный коллектор. Между наружной обоймой роликоподшипника ротора ТНД и корпусом подшипника размещён упруго-масляный демпфер.

На опоре турбины закреплён конус-обтекатель, профиль которого обеспечивает вход газа в форсажную камеру сгорания с минимальными потерями.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королева

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

Курсовая работа

по курсу: «Теория и расчет лопаточных машин»

Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT 9 D 20

Самара 2008

Задание

Произвести проектный расчет основных параметров турбокомпрессора высокого давления и построить меридиональное сечение турбины высокого давления ТРДД JT9D-70A, произвести термодинамический расчет турбины, кинематический расчет второй ступени турбины и спрофилировать лопатку рабочего колеса в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном сечениях.

Исходные параметры турбины известны из термодинамического расчета двигателя на взлетном режиме (H П =0 и M П =0).

Таблица 1. - Исходные данные для проектирования турбины

Турбина высокого давления
Параметр	Численное значение	Размерность
Т*ТНД = Т*Т
Р*ТНД = Р*Т

Реферат

Курсовая работа по термогазодинамическому проектированию осевой турбины JT9D20.

Пояснительная записка: 32 стр., 1 рис., 2 табл., 3 прил., 4 источника.

ТУРБИНА, КОМПРЕССОР, ПРОТОЧНАЯ ЧАСТЬ, КОЛЕСО РАБОЧЕЕ, АППАРАТ СОПЛОВОЙ, СТУПЕНЬ, УГОЛ ВЫХОДА ПОТОКА, УГОЛ ЭФФЕКТИВНЫЙ, УГОЛ УСТАНОВКИ ПРОФИЛЯ, ШАГ РЕШЕТКИ, ШИРИНА РЕШЕТКИ

В данной курсовой работе был произведен расчет диаметральных размеров турбины высокого давления, построено меридиональное сечение проточной части, выполнен кинематический расчет ступени на среднем диаметре и расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей на входе на выходе из РК в трех сечениях (втулочном, периферийном и сечении на среднем диаметре). Рассчитан профиль лопатки рабочего колеса второй ступени с последующим построение контура профиля в решетке в трех сечениях.

Условные обозначения

D - диаметр, м;

Относительный диаметр втулки;

h - высота лопатки, м;

F - площадь сечения, м 2 ;

G - массовый расход газа (воздуха), кг/с;

H - высота полета, км; напор компрессора, кДж/кг;

i - удельная энтальпия, кДж/кг;

k - показатель изоэнтропы;

l - длина, м;

М - число Маха;

n - частота вращения, 1/мин;

Р - давление, кПа;

Приведенная скорость;

с - скорость потока, м/с;

q(), (), () - газодинамические функции от;

R - газовая постоянная, кДж/кгград;

L * к(т) - удельная работа компрессора (турбины);

к(т) - КПД компрессора (турбины);

S - осевая ширина венца, м;

Т - температура, К;

Назначенный ресурс, ч;

V - скорость полета, м/с;

z - число ступеней;

к, т - степень повышения (понижения) полного давления;

Коэффициент восстановления полного давления воздуха (газа) в элементах двигателя; растягивающие напряжения, МПа;

Коэффициент изменения массового расхода;

U - окружная скорость, м/с;

Y т * =U т ср /C * т s - параметр нагруженности турбины;

Величина зазора, м;

U 2 т ср h т вых /D ср вых - параметр напряжений в лопатках турбины, м 2 /с 2 ;

К тк, К тв - параметры согласования газогенератора, турбовентилятора.

Индексы

a - осевая составляющая;

в - воздух сечение на входе в компрессор

вент - вентилятор

взл - взлетный;

вт - втулочное сечение;

г - газы сечение на выходе из турбины

к - компрессор сечение на выходе из компрессора

кр - критический

кс - камера сгорания

н - сечение невозмущенного потока

на - направляющий аппарат;

охл - охлаждение;

п - полетный параметр, периферийный диаметр;

пр - приведенные параметры;

пс - подпорная ступень

s - изоэнтропические параметры;

с - секундный сечение на выходе из сопла

ср - средний параметр;

ст - параметр ступени;

т - топливо турбина сечение на входе в турбину

ч - часовой

* - параметры торможения.

Сокращения

ВД - высокое давление;

НД - низкое давление;

ВНА - входной направляющий аппарат;

ГДФ - газодинамические функции

ГТД - газотурбинный двигатель

КПД - коэффициент полезного действия;

НА - направляющий аппарат;

РК - рабочее колесо;

СА - сопловой аппарат турбины;

САУ - стандартные атмосферные условия

ТРДД - турбореактивный двухконтурный двигатель.

Введение

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

1.2 Построение меридионального сечения проточной части турбины ВД

2. Газодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распределение теплоперепада по ступеням

2.2 Расчёт ступени по среднему диаметру

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

Заключение

Список использованных источников

Введение

Данная работа содержит упрощенный вариант газодинамического расчета осевой турбины, при котором вариантный поиск оптимальных (компромиссных) параметров заменяется надежными статистическими рекомендациями, полученным при систематизации материалов по расчету турбин современных ГТД. Проектирование выполняется по исходным параметрам, полученным в термогазодинамическом расчете двигателя.

Цель проектирования осевой авиационной турбины состоит в определении основных геометрических, кинематических и термодинамических параметров в целом и ее отдельных ступеней, которые обеспечивают расчетные значения удельных и общих параметров двигателя. В этой связи задачи проектирования предполагают: выбор основных геометрических параметров проектируемой турбины при заданных параметрах рабочего тела с учетом целевого назначения ГТД; распределение теплоперепада по ступеням, выполнение расчета параметров потока в зазорах между ступенями; расчет параметров потока в элементах проточной части второй ступени турбины на среднем диаметре; выбор закона закрутки и расчет изменения параметров потока вдоль радиуса (высоты лопатки) проектируемой ступени; выполнение профилирования рабочих лопаток проектируемой ступени.

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого

давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

Геометрические параметры турбины, которые необходимо определить, приведены на рисунке 1.

Рисунок 1. - Геометрическая модель осевой турбины

1. Определяется величина отношения D ср /h 2 (h 2 - высота рабочих лопаток на выходе из турбины ВД) по формуле

где е т - параметр напряжений, величина которого обычно располагается в пределах (13…18) 10 3 м 2 /с 2 .

Принимаем е т =15 10 3 м 2 /с 2 . Тогда:

С целью получения высокого КПД желательно иметь. Поэтому выбирается новое значение. Тогда,

2. Задаваясь величиной осевой скорости газа на входе в турбину (С 0 =150 м/с), определяют приведенную осевую скорость л 0 (л 0 =0,20…0,25)

Кольцевая площадь на входе в СА турбины ВД:

3. Вычисляем кольцевую площадь на выходе из турбины. Для этого предварительно оценивают величину осевой составляющей скорости на выходе из турбины. Принимаем, что /= 1,5; . Тогда

4. По выбранной величине, определяется высота рабочей лопатки на выходе из турбины ВД:

5. Средний диаметр на выходе из турбины ВД

6. Периферийный диаметр на выходе из РК:

7. Втулочный диаметр на выходе из РК:

8. Форма проточной части имеет вид: Поэтому:

Высота сопловой лопатки на входе в турбину оценивается следующим образом:

9. Периферийный диаметр соплового аппарата на входе в турбину ВД:

10. Втулочный диаметр на входе в турбину ВД:

11. Частота вращения ротора турбины ВД:

1.2 Построение меридионального сечения проточной части

турбины ВД

Наличие меридиональной формы проточной части необходимо для определения характерных диаметров Di в любом контрольном сечении ступени, а не только в сечениях «0» и «2». Эти диаметры служат основой при выполнении, например, расчета параметров потока на различных радиусах проточной части, а также проектирования профилей контрольных сечений пера лопатки.

1. Ширина венца соплового аппарата первой ступени:

принимаем кСА = 0,06

2. Ширина венца рабочего колеса первой ступени:

принимаем кРК = 0,045

3. Ширина венца соплового аппарата второй ступени:

4. Ширина венца рабочего колеса второй ступени:

5. Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом обычно определяется из соотношения:

Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом первой ступени:

6. Осевой зазор между рабочим колесом первой ступени и сопловым аппаратом второй ступени:

7. Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом второй ступени:

8. Радиальный зазор между торцами перьев лопаток и корпусом обычно принимается в диапазоне 0,8…1,5 мм. В нашем случае принимаем:

2 . Г азодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распреде ление теплоперепада по ступеням

Термодинамические параметры рабочего тела на входе и выходе из ступеней.

1. Найдем среднее значение теплоперепада на ступень

.

Теплоперепад последней ступени принимают равным:

Принимаем:

кДж/кг

Тогда: кДж/кг

2. Определим степень реактивности (для второй ступени)

м

; ; .

3. Определим параметры термодинамического состояния газа на входе во вторую ступень

; ;

; ; .

4. Вычислим величину изоэнтропической работы в ступени при расширении газа до давления.

Принимаем:

.

5. Определим параметры термодинамического состояния газа на выходе из ступени при условии изоэнтропического расширения от давления до:

; .

6. Вычислим степень понижения газа в ступени:

.

7. Определим полное давление на входе в ступень:

,

8. Угол выхода потока из РК принимаем.

9. Газодинамические функции на выходе из ступени

; .

10. Статическое давление за ступенью

.

11. Термодинамические параметры потока на выходе из ступени при условии изоэнтропического расширения от давления до

; .

12. Величина изоэнтропической работы в ступени при расширении газа от давления до

.

2.2 Расчёт ступени по среднем у диаметр у

Параметры потока за сопловым аппаратом

1. Определим изоэнтропическую скорость истечения газа из СА:

.

2. Определим приведенную изоэнтропическую скорость потока на выходе из СА:

;

3. Коэффициент скорости СА принимаем:

.

4. Газодинамические функции потока на выходе из СА:

; .

5. Определим по таблице коэффициент восстановления полного давления:

.

6. Угол выхода потока из сопловых лопаток:

;

Где.

7. Угол отклонения потока в косом срезе СА:

.

8. Эффективный угол на выходе из сопловой решетки

.

9. Угол установки профиля в решетке находим по графику в зависимости от.

Принимаем: ;

;

.

10. Хорда профиля лопатки СА

.

11. Значение оптимального относительного шага определяется по графику в зависимости от и:

12. Оптимальный шаг решетки СА в первом приближении

.

13. Оптимальное число лопаток СА

.

Принимаем.

14. Окончательное значение оптимального шага лопаток СА

.

15. Величина горла канала СА

.

16. Параметры термодинамического состояния газа на выходе из СА при условии изоэнтропического расширения в сопловой решетке

; .

17. Статическое давление в зазоре между СА и РК

.

18. Действительная скорость газа на выходе из СА

.

19. Термодинамические параметры потока на выходе из СА

;

; .

20. Плотность газа на выходе из СА

.

21. Осевая и окружная составляющие абсолютной скорости потока на выходе из СА

;

.

22. Окружная составляющая относительной скорости потока на входе в РК

.

23. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

24. Относительная скорость потока на входе в РК

.

25. Термодинамические параметры газа на входе в РК

;

; .

26. Приведенная скорость потока в относительном движении

.

27. Полное давление в относительном движении воздуха

.

Параметры потока на выходе из РК

28. Термодинамические параметры потока

;

;.

29. Изоэнтропическая скорость потока в относительном движении

.

30. Приведенная изоэнтропическая скорость потока в относительном движении:

.

Принимаем, т.к. относительное движение - энергоизолированное движение.

31. Приведенная скорость потока в относительном движении

Примем:

,

Тогда:

; .

32. С помощью графика определяем коэффициент восстановления полного давления:

.

33. Угол выхода потока из РК в относительном движении (15є<в 2 <45є)

Вычислим:

;

.

34. Определим по таблице угол отклонения потока в косом срезе рабочих лопаток:

.

35. Эффективный угол на выходе из РК

.

36. Определим по таблице угол установки профиля в рабочей лопатке:

Вычислим:;

.

37. Хорда профиля лопатки РК

.

38. Значение оптимального относительного шага решетки РК определяем по таблицам:

.

39. Относительный шаг решетки РК в первом приближении

.

40. Оптимальное число лопаток РК

.

Принимаем.

41. Окончательное значение оптимального шага лопаток РК

.

42. Величина горла канала рабочих лопаток

.

43. Относительная скорость на выходе из РК

44. Энтальпия и температура газа на выходе из РК

; .

45. Плотность газа на выходе из РК

46. Осевая и окружная составляющие относительной скорости на выходе из РК

;

.

47. Окружная составляющая абсолютной скорости потока за РК

48. Абсолютная скорость газа за РК

.

49. Угол выхода потока из РК в абсолютном движении

50. Полная энтальпия газа за РК

.

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение

диска и в радиальном зазоре

Чтобы определить эффективную работу ступени, необходимо учесть потери энергии, связанные с утечками рабочего тела в радиальный зазор и трением диска ступени о газ. Для этого определяем:

51. Удельная работа газа на лопатках РК

52. Потери на утечку, которые зависят от конструктивных особенностей ступени.

В конструкциях современных турбин ГТД для снижения утечек обычно на рабочих колесах применяются бандажи с лабиринтными уплотнениями. Утечки через такие уплотнения вычисляются по формуле:

Принимаем коэффициент расхода лабиринтного уплотнения:

Площадь зазора определяется из выражения:

Для определения давления сначала находятся изоэнтропическая приведенная скорость потока на выходе в РК на периферийном диаметре и соответствующая газодинамическая функция:

; .

Давление на периферии

Отношение давлений на уплотнении

Принимаем число гребешков:

Потери на утечки

53. Потери энергии на трение диска ступени о газ

,

где D 1вт берется по чертежу проточной части

54. Суммарная потеря энергии на утечки и трение диска

55. Полная энтальпия газа на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

;

56. Энтальпия газа по статическим параметрам на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

57. Полное давление газа на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

58. Действительная эффективная работа ступени

59. Действительный к.п.д. ступени

60. Отличие действительной эффективной работы от заданной

что составляет 0,78%.

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

турбина давление лопатка колесо

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

Определение параметров для втулочного сечения лопатки

1. Относительный диаметр втулки

2. Угол выхода потока в абсолютном движении

3. Коэффициент скорости

4. Абсолютная скорость потока на выходе из СА

5. Окружная составляющая абсолютной скорости

6. Осевая составляющая абсолютной скорости

7. Изоэнтропическая скорость истечения газа из СА

8. Термодинамические параметры на выходе из СА

; ;

;

; .

9. Статическое давление

.

10. Плотность газа

11. Окружная скорость во втулочном сечении на входе в РК

12. Окружная составляющая относительной скорости на входе в РК

13. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

14. Относительная скорость у втулки

15. Термодинамические параметры на входе в РК в относительном движении

,

,

16. Полное давление на входе в РК в относительном движении

17. Приведенная относительная скорость на входе в РК

Параметры в периферийном сечении

18. Относит. диаметр периферийного сечения

19. Угол выхода потока из СА в абсолютном движении

20. Коэффициент скорости

21. Абсолютная скорость на выходе из СА

22. Окружная и осевая составляющие абсолютной скорости

23. Изоэнтропическая скорость истечения газа из СА

24. Термодинамические параметры потока на выходе из СА

;

, ; .

25. Статическое давление

26. Плотность газа

27. Окружная скорость вращения колеса на периферии

28. Окружная составляющая относительной скорости на входе в РК

29. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

30. Относительная скорость потока на периферии

31. Термодинамические параметры потока в относительном движении на входе в РК

,

32. Полное давление на входе в РК в относительном движении

.

33. Приведенная относительная скорость на входе в РК

Расчет параметров потока на выходе из РК

34. Относительный диаметр втулки

35. Угол потока в абсолютном движении

36. Окружная скорость во втулочном сечении на выходе из РК

37. Статическое давление на выходе из РК

38. Термодинамические параметры в РК

,

39. Изоэнтропическая скорость потока на выходе из РК

40. Приведенная изоэнтропическая скорость

41. Скорость потока за РК в относительном движении.

, где

коэффициент скорости.

42. Термодинамические параметры потока на выходе из РК

;

43. Плотность газа за рабочим венцом

44. Угол выхода потока в относительном движении

45. Окружная и осевая составляющие относительной скорости потока

46. Абсолютная скорость на выходе из рабочего венца

47. Окружная составляющая абсолютной скорости

48. Полная энтальпия и температура потока на выходе из РК

49. Газодинамические функции на выходе из РК

;

50. Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК

Расчет параметров в периферийном сечении на выходе из РК

51. Относительный диаметр периферийного сечения

52. Угол потока в абсолютном движении

53. Окружная скорость в периферийном сечении на выходе из РК

54. Статическое давление на выходе из РК

55. Термодинамические параметры при изоэнтропическом расширении в РК

;

56. Изоэнтропическая скорость потока на выходе из РК

57. Приведенная изоэнтропическая скорость

58. Скорость потока за РК в относительном движении

Коэффициент скорости;

59. Термодинамические параметры потока на выходе из РК

;

60. Плотность газа за рабочим венцом

61. Угол выхода потока в относительном движении

62. Окружная и осевая составляющие относительной скорости потока

63. Абсолютная скорость выхода из РК

64. Окружная составляющая абсолютной скорости

65. Полная энтальпия и температура потока на выходе из РК

66. Газодинамические функции на выходе из РК

;

67. Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК

3. Профилирование лопатки рабочего колеса

Таблица 2. - Исходные данные для профилирования лопаток РК

Исходный параметр и расчетная формула	Размерность	Контрольные сечения
D (по чертежу проточной части ступени)

Таблица 3. - Рассчитанные величины для профилирования лопаток РК

Величина			Средний диаметр	Периферия

Заключение

В курсовой работе была рассчитана и построена проточная часть турбины высокого давления, произведен кинематический расчет второй ступени турбины высокого давления на среднем диаметре, расчет эффективной работы с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре, расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей. Было выполнено профилирование лопатки рабочего колеса в трех сечениях.

Список использованных источников

1. Термогазодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД с помощью р-i-T функций: Учеб. пособие / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев, В.С. Кузьмичев; Самар. гос. аэрокосм. ун-т. - Самара, 2000. - 92. с.

2. Мамаев Б.И., Мусаткин Н.Ф., Аронов Б.М. Газодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД: Учебное пособие. - Куйбышев: КуАИ, 1984 - 70 с.

3. Проектный расчет основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД: Учеб. пособие / В.С. Кузьмичев, А.А. Трофимов; КуАИ. - Куйбышев, 1990. - 72 с.

4. Термогазодинамический расчет газотурбинных силовых установок. / Дорофеев В.М., Маслов В.Г., Первышин Н.В., Сватенко С.А., Фишбейн Б.Д. - М., «Машиностроение», 1973 - 144 с.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины. Профилирование камеры сгорания, реактивного сопла проектируемого двигателя и решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления. Построение профилей лопаток.

курсовая работа , добавлен 27.02.2012


Профилирование лопатки первой ступени турбины высокого давления. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. Профилирование решеток профилей рабочего колеса по радиусу. Расчет и построение решеток профилей РК турбины на ПЭВМ.

курсовая работа , добавлен 04.02.2012


Определение основных геометрических размеров меридионального сечения ступени турбины. Расчет параметров потока в сопловом аппарате ступени на среднем диаметре. Установление параметров потока по радиусу проточной части при профилировании лопаток.

курсовая работа , добавлен 14.11.2017


Проектирование центробежного компрессора в транспортном газотурбинном двигателе: расчет параметров потока на выходе, геометрических параметров выходного сечения рабочего колеса, профилирование меридионального отвода, оценка максимальной нагрузки лопатки.

курсовая работа , добавлен 05.04.2010


Термогазодинамический расчет двигателя, выбор и обоснование параметров. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет турбины и профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ. Расчет замка лопатки турбины на прочность.

дипломная работа , добавлен 12.03.2012


Расчет и профилирование элементов конструкции двигателя: рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора, турбины. Методика расчета треугольников скоростей. Порядок определения параметров камеры сгорания, геометрических параметров проточной части.

курсовая работа , добавлен 22.02.2012


Расчёт и профилирование рабочей лопатки ступени компрессора, газовой турбины высокого давления, кольцевой камеры сгорания и выходного устройства. Определение компонентов треугольников скоростей и геометрических параметры решеток профилей на трех радиусах.

курсовая работа , добавлен 17.02.2012


Термогазодинамический расчет двигателя. Согласование работы компрессора и турбины. Газодинамический расчет осевой турбины на ЭВМ. Профилирование рабочих лопаток турбины высокого давления. Описание конструкции двигателя, расчет на прочность диска турбины.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Выбор и обоснование мощности и частоты вращения газотурбинного привода: термогазодинамический расчет двигателя, давления в компрессоре, согласование параметров компрессора и турбины. Расчет и профилирование решеток профилей рабочего колеса турбины.

курсовая работа , добавлен 26.12.2011


Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления. Компьютерный расчет лопатки турбины. Проектирование камеры сгорания. Газодинамический расчет сопла. Формирование исходных данных. Компьютерное профилирование эжекторного сопла.