Континуиран канал за транзиција помеѓу турбината под висок притисок и турбината со низок притисок на моторот на бајпас на авион. Мотор со гасна турбина. Фотографија. Структура. Карактеристики на турбините со низок притисок во авијацијата

Корисниот модел овозможува да се зголеми работната ефикасност на турбомлазен мотор (турбомлазен мотор) со гарантирано ладење последната фазатурбини на максимални режими(на пример, за време на полетувањето) и зголемување на ефикасноста за време на режимите на работа на крстарење. Систем за ладење на последната фаза од аксијалната турбина низок притисокМоторот со турбофан содржи довод на воздух од надворешното коло на моторот и дополнителен довод на воздух зад една од средните фази на компресорот. Системот за ладење е опремен со уред за регулирање на доводот на воздух во шуплината во непосредна близина на задната површина на турбинскиот диск од последната фаза. Контролниот уред содржи ротирачки прстен со погон. Ротациониот прстен е во контакт со крајниот ѕид на потпирачот на турбината. На крајниот ѕид на потпирачот има две дупки. Едната дупка е поврзана со прстенестата празнина на потпирачот на турбината од последната фаза, а другата е поврзана со шуплината на воздушниот колектор што се наоѓа во прстенестата празнина на потпирачот на турбината. Ротациониот прстен на контролниот уред е опремен со дупка во форма на елипса, која се наоѓа со можност за наизменична комуникација со една од двете низ дупки во крајниот ѕид на потпирачот на турбината.

Корисниот модел се однесува на системите за ладење на елементите на моторот на авионот, а поконкретно се однесува на системот за ладење на турбина со низок притисок (LPT) на турбомлазен мотор (турбомлазен мотор).

За ладење на топлите турбо компоненти млазни моторикористете воздух за ладење.

Постои познат систем за ладење за турбината на турбомлазен мотор, во кој воздухот земен од средната или последната фаза на компресорот се користи за ладење на лопатките на турбината. висок притисок(HPC) (види, на пример, „Дизајн на турбополнач TRDDF“, издавачка куќа МАИ, 1996 година, стр. 27-28). Воздухот за ладење земен од HPC има доволно висок притисок (во споредба со местото каде што се ослободува во патеката на проток на турбината), што обезбедува негово гарантирано снабдување со сите површини за ладење. Во овој поглед, оперативната ефикасност на таков систем за ладење е многу висока.

Недостатокот од користењето на таков систем за ладење е тоа што го намалува специфичниот потисок при максимални работни услови и ја намалува ефикасноста при работни услови на крстарење. Ова намалување настанува поради фактот што дел од моќноста на турбината под висок притисок, која оди да го компресира воздухот за ладење LPT, се губи и не се користи ниту за ротирање на компресорот под висок притисок (HPC) ниту за создавање на потисок на моторот. . На пример, кога брзината на протокот на воздух за ладење на лопатките на LPT е ~ 5% од брзината на протокот на воздух на влезот на HPC, а воздухот се зема од неговата последна фаза, загубата на моќност може да биде ~ 5%, што е еквивалентно на намалување во ефикасноста на турбината за иста количина.

Најблиску до тврденото техничко решение е системот за ладење на турбината на турбомлазен мотор, во кој воздухот земен од каналот на надворешното коло се користи за ладење на лопатките на турбината со низок притисок (види, на пример, „Турбомлазен мотор со погорување AL-31F“ Упатство, издавачка куќа ВВИА именувана по Н.Е. Жуковски, 1987 година, стр. 128-130). Турбината се лади во сите режими на работа на моторот. Со оваа опција за извлекување на воздухот за ладење, дополнителна моќност на турбината не се троши за нејзина компресија во HPC, па затоа, поголема количина на потенцијална енергија на протокот на гас зад турбината може да се претвори во млазницата на млазот во кинетичка енергија на издувните гасови. млаз, што, пак, ќе доведе до зголемување на потисок на моторот и неговата ефикасност.

Недостаток на користење на таков систем за ладење е намалувањето на ефикасноста на ладењето поради недоволен притисоквоздух земен од каналот на надворешното коло за воздух за ладење при режими на работа на моторот блиску до максимумот (на пример, режим на полетување). При наведените режими на работа, односот на притисокот во каналот на надворешното коло и на излезот од турбината со низок притисок кој е оптимален за ефикасноста на моторот (максимален специфичен потисок на моторот) е блиску до единството. Овој пад на притисокот, земајќи ги предвид загубите во каналите за снабдување и цевките, не е доволен за спроведување ефикасно ладењеработен нож на LPT моторот во овие режими.

Познати технички решенија имаат ограничени можности, бидејќи доведуваат до намалување на ефикасноста на моторот.

Корисниот модел се заснова на задачата за зголемување на работната ефикасност на моторот со турбофан преку гарантирање на ладење на последната фаза на турбината при максимални услови (на пример, полетување) и зголемување на ефикасноста при работни услови на крстарење.

Техничкиот резултат е зголемување на ефикасноста на моторот со турбофан.

Проблемот е решен со фактот дека системот за ладење од последната фаза на аксијалната турбина со низок притисок на турбомлазен мотор со двојно коло содржи довод на воздух од надворешното коло на моторот. Доводот на воздух комуницира преку шуплините на потпорите и прстенестата празнина на потпирачот на турбината од последната фаза, опремена со преден крајен ѕид, со шуплината во непосредна близина на задната површина на дискот на турбината и преку дискот за притисок со внатрешните шуплини на сечилата. Крајниот ѕид на потпирачот на турбината има низ дупки, а надворешната површина на куќиштето на турбината од последната фаза е направена во форма на дел внатрешна површинаканал на надворешното коло на моторот.

Она што е ново кај корисничкиот модел е тоа што системот за ладење е дополнително опремен на влезот со довод на воздух зад една од средните фази на компресорот, поврзан со цевковод со шуплив воздушен колектор на излезот. Системот за ладење е опремен со уред за регулирање на доводот на воздух во шуплината во непосредна близина на задната површина на турбината од последната фаза. Контролниот уред содржи ротационен прстен со погон. Ротациониот прстен е во контакт со крајниот ѕид на потпирачот на турбината. На крајниот ѕид на потпирачот има две дупки. Едната дупка е поврзана со прстенестата празнина на потпирачот на турбината од последната фаза, а другата е поврзана со шуплината на воздушниот колектор што се наоѓа во прстенестата празнина на потпирачот на турбината. Ротациониот прстен на контролниот уред е опремен со дупка во форма на елипса, која се наоѓа со можност за наизменична комуникација со една од двете низ дупки во крајниот ѕид на потпирачот на турбината.

Имплементацијата на системот за ладење од последната фаза на аксијалната турбина со низок притисок на турбомлазен мотор со две кола во согласност со декларираниот корисен модел обезбедува:

Дополнително напојување на системот за ладење на влезот со довод на воздух зад една од средните фази на компресорот, поврзан со цевковод со шуплив воздушен колектор на излезот, кој комуницира со шуплината, задната површина на дискот на последната фаза на турбината, обезбедува гарантирано ладење при максимални режими, вклучително и режим на полетување;

Опремувањето на системот за ладење со уред за регулирање на доводот на воздух во шуплината во непосредна близина на задната површина на дискот на последната фаза на турбината од средната фаза на компресорот или од надворешното коло обезбедува ефикасно ладење на работниот лист на LPT во сите режими на работа на моторот. Контролниот уред ви овозможува да комбинирате позитивни квалитетидвата система за ладење, односно со последователно поврзување на различни канали за снабдување со воздух за ладење, најрационално е да се обезбеди оперативност и ефикасност на системот за ладење на турбината во целиот опсег на услови за работа на моторот и со тоа да се подобрат карактеристиките на влечење, економските и ресурсите. на моторот. Така, за време на режимот на полетување, контролниот уред е поврзан на таков начин што обезбедува снабдување со воздух за ладење од средната фаза на компресорот со притисок доволен за ефективно ладење на последната фаза на турбината. Ова овозможува или, при фиксна брзина на проток на воздухот за ладење, да се зголеми работниот век на турбината и на целиот мотор како целина, или да се намали брзината на протокот на воздухот за ладење и со тоа да се зголемат карактеристиките на влечење на моторот. Воздухот во каналот за надворешно коло го нема потребното за ефективно ладење прекумерен притисок. Во режимот на крстарење, контролниот уред обезбедува снабдување со воздух за ладење од каналот на надворешното коло, додека каналот за довод на воздух од компресорот е затворен (положбата на прстенот се префрла со сигнал во зависност од брзината на ротација на низок притисок вратило на турбината на моторот n nd и температурата на стагнација на воздухот на влезот на моторот T *N). Поради фактот што воздухот за ладење не претрпува компресија во компресорот, потребната HPC моќност се намалува и слободната енергија на работната течност зад турбината се зголемува; ова доведува до зголемување на потисок и ефикасност на моторот. Покрај тоа, воздухот од каналот на надворешното коло има голем ресурс за ладење, кој или, при фиксна брзина на проток на воздух за ладење, ќе го зголеми животниот век на турбината и на целиот мотор како целина, или ќе ја намали брзината на протокот на воздухот за ладење и со што дополнително се зголемува ефикасноста на моторот.

Така, задачата поставена во корисниот модел е решена - зголемување на работната ефикасност на моторот со турбофан преку гарантирање ладење на последната фаза на турбината при максимални режими (на пример, полетување) и зголемување на ефикасноста при режими на работа на крстарење во споредба со познати аналози.

Овој корисен модел е илустриран со следново детален описсистемот за ладење и неговата работа во однос на цртежите прикажани на Сл. 1-3, каде

Слика 1 шематски прикажува надолжен пресек на последната фаза на аксијалната турбина со низок притисок на турбомлазен бајпас мотор и неговиот систем за ладење;

слика 2 - поглед А на слика 1;

на слика 3 - дел Б-Бна слика 2.

Системот за ладење на последната фаза од аксијалната турбина со низок притисок на турбомлазен мотор со двојна кола содржи (види слика 1) довод на воздух 1 од надворешното коло 2 на моторот. Доводот за воздух 1 комуницира со шуплината 3 во непосредна близина на задната површина на дискот на турбината 4 преку шуплините 5 на решетките 6 и прстенестата празнина 7 на потпирачот на турбината од последната фаза, опремен со преден крајен ѕид 8 со пропустливи отвори 9 (види Сл. 2, 3) на турбината и покрај каналите 10 во дискот 4 со внатрешни шуплини на сечилата 11.

Системот за ладење на последната фаза на аксијалната турбина со низок притисок на турбомлазен мотор со две кола дополнително содржи на влезот довод на воздух зад една од средните фази на компресорот (на слика 1, доводот за воздух и средните фази на компресорот не се прикажани). Овој довод на воздух е поврзан со цевковод 12 со шуплив воздушен колектор 13 на излезот, во непосредна близина на крајниот ѕид 8 на потпирачот на турбината со пропустливи отвори 14 (види Сл. 2, 3).

Покрај тоа, системот за ладење е опремен со уред за регулирање на доводот на воздух во шуплината 3 во непосредна близина на задната површина на дискот 4 на турбината од последната фаза. Контролниот уред е направен во форма на ротационен прстен 15 (види Сл. 1-3) со погон (погонот не е прикажан) во контакт со крајниот ѕид 8 на потпирачот на турбината, каде што дупката 9 обезбедува комуникација помеѓу празнината 3 и прстенестата шуплина 7 и дупката 14 обезбедува комуникација помеѓу шуплината 3 и шуплината 16 на воздушниот колектор 13 лоциран во прстенестата празнина 7 на потпирачот на турбината. Погонот на ротирачкиот прстен 15 може да се направи, на пример, во форма на пневматски мотор или сличен тип на погон. Ротациониот прстен 15 на контролниот уред има дупка во форма на елипса 17, која обезбедува можност за алтернативна комуникација со преку дупки 9, 14 во крајниот ѕид 8 на потпирачот на турбината.

Предложениот систем за ладење содржи довод за воздух a (на слика 1 доводот за воздух не е прикажан) зад една од средните фази на компресорот, довод за воздух 1 b од каналот за надворешно коло 2. Работата на доводот на воздух за ладење системот е опишан подолу.

Системот за ладење на последната фаза на аксијалната турбина со низок притисок на турбомлазен мотор со двојна кола работи на следниов начин. Прстенот 15 може да биде во две позиции. Кога прстенот 15 е свртен во положба I (види слика 2) (режим на полетување на моторот), воздухот a тече низ цевката 12, под влијание на разликата во притисокот, низ колекторот за воздух 13, дупка 14 во ѕидот 8 и дупката 17 во прстенот 15 во шуплината 3, во непосредна близина на задната површина на дискот 4. Во овој случај, преминот во шуплината 3 на воздухот b е блокиран со прстенот 15. Кога прстенот 15 е свртен во положба II (не е прикажано ) (режим на крстарење), дупката 17 се ротира така што дупката 14 е блокирана со прстенот 15, а воздухот b влегува во празнината 3 преку дупката 9 и дупката 17 во прстенот 15. Во овој случај, воздухот a, земен од средната фаза на компресорот, не влегува во шуплината 3.

Префрлувањето на прстенот 15 во позиција I или II се врши со сигнал во зависност од брзината на ротација n на оската на турбината со низок притисок на моторот и температурата на стагнација на воздухот на влезот на моторот T* H. При високи вредности од параметарот (режим на работа на полетување на моторот), прстенот 15 е во позиција I, при ниски вредности на параметрите (режим на крстарење) - во позиција II.

Имплементацијата на системот за ладење во согласност со наведеното техничко решение ни овозможува да обезбедиме потребно ладењепоследната фаза на турбината со низок притисок во сите режими на работа на моторот, а истовремено ја зголемува ефикасноста и економичноста на нејзиното работење.

Систем за ладење од последната фаза на аксијална турбина со низок притисок на турбомлазен бајпас мотор, кој содржи довод на воздух од надворешното коло на моторот, кој комуницира низ шуплините на потпорите и прстенестата празнина на потпирачот на турбината од последната фаза, опремен со преден крајен ѕид, со шуплина во непосредна близина на задната површина на дискот на турбината и преку притисок диск со внатрешни шуплини на лопатките, каде што крајниот ѕид на потпирачот на турбината има низ дупки, што се карактеризира со тоа што системот за ладење е дополнително опремен на влезот со довод на воздух зад една од средните фази на компресорот, поврзан со цевковод со шуплив воздушен колектор на излезот и уред за регулирање на доводот на воздух во шуплината, во непосредна близина на задната површина од последната етапа турбина, каде што контролниот уред е направен во форма на ротационен прстен со погон во контакт со крајниот ѕид на потпирачот на турбината, во крајниот ѕид на носачот се направени две дупки, каде што е поврзана една дупка. до прстенестата празнина на потпирачот на турбината од последната фаза, а другата - до шуплината на колекторот за воздух што се наоѓа во прстенестата празнина на потпирачот на турбината, ротациониот прстен на контролниот уред е опремен со дупка во форма на елипса, лоцирана со можност за наизменична комуникација со една од двете преку дупки на крајниот ѕид на потпирачот на турбината.

ДО авионски мотори ги вклучуваат сите видови топлински мотори кои се користат како погонски уреди за авиони од типот на авијација, т.е. уреди кои користат аеродинамичен квалитет за движење, маневрирање итн. во атмосферата (авиони, хеликоптери, крстосувачки ракетикласи „Б-Б“, „Б-3“, „3-Б“, „3-3“, воздушни системи итн.). Од ова произлегува голема разновидносткористени мотори - од клип до ракета.

Авионските мотори (сл. 1) се поделени во три широки класи:

  • клипот (ПД);
  • воздух-млаз (WFDвклучувајќи мотор со гасна турбина);
  • ракета (РДили РКД).

Две се предмет на подетална класификација последен час, особено класа WFD.

Од страна на принцип на компресија на воздух WFD се поделени на:

  • компресор , т.е., вклучувајќи компресор за механичка компресија на воздух;
  • некомпресор :
    • директно преку VRD ( СПВРД) со воздушна компресија само од притисок со голема брзина;
    • пулсирачки VRD ( PuVRD) со дополнителна воздушна компресија во специјални гаснодинамички уреди со периодично дејство.

Класа на ракетни мотори LREсе однесува и на типот на компресорски топлински мотори, бидејќи кај овие мотори компресирањето на работната течност (гориво) се врши во течна состојба во единици со турбопумп.

Ракетен мотор со цврсто гориво (Ракетен мотор со цврсто гориво) нема посебен уредда се компресира работната течност. Се изведува кога горивото почнува да гори во полузатворениот простор на комората за согорување, каде што се наоѓа полнењето на горивото.

Од страна на принцип на работа постои таква поделба: ПДИ PuVRDработа во циклуси периодичнидејствија, додека во WFD, мотор со гасна турбинаИ РКДсе спроведува циклус континуираноакции. Ова им дава предности во однос на релативната моќност, потисок, тежина, итн., што ја утврди, особено, изводливоста на нивната употреба во авијацијата.

Од страна на принципот на создавање на млазен потисок WFD се поделени на:

  • мотори со директна реакција;
  • мотори за индиректна реакција.

Моторите од првиот тип директно создаваат влечна сила (потисок P) - тоа е сè ракетни мотори (РКД), турбомлазен без горење и со горење ( турбомлазен моторИ ТРДФ), турбомлазен дво-коло (мотор со турбофанИ TRDDF), директно преку суперсоничен и хиперсоничен ( СПВРДИ scramjet), пулсирачки (PuVRD) и многубројни комбинирани мотори.

Мотори со гасна турбинаиндиректна реакција (мотор со гасна турбина( турбопропектор , турбофан , турбо вратило мотори - театар на операции, ТВВД, TVGTD). Во оваа смисла, класа WFDги обединува сите мотори кои создаваат потисок користејќи го принципот на воздух-дишење.

Врз основа на разгледаните типови на мотори едноставни колаголем број на комбинирани мотори , поврзувајќи ги карактеристиките и предностите на моторите разни видови, на пример класи:

  • турбо-рамџет мотори - TRDP (турбомлазен моторили мотор со турбофан + СПВРД);
  • Рамџет ракета - RPD (LREили Ракетен мотор со цврсто гориво + СПВРДили scramjet);
  • ракетно-турбина - RTD (TRD + течен ракетен мотор);

и многу други комбинации на мотори од посложени кола.

Клипни мотори (PD)

Дворед радијален 14-цилиндричен клипен мотор со ладен со воздух. Општ поглед.

Клипниот мотор (англиски) Клипниот мотор ) -

Класификација на клипни мотори.Воздухопловните клипни мотори може да се класифицираат според различни критериуми:

  • Во зависност од видот на употребеното гориво- на лесни моториили тешко гориво.
  • Според начинот на формирање смеса- за мотори со надворешно формирање смеса (карбуратор) и мотори со внатрешно формирање смеса ( директно инјектирањегориво во цилиндрите).
  • Во зависност од начинот на палење на смесата- за мотори со принудно палење и мотори со палење со компресија.
  • Во зависност од бројот на циклуси- за двотактни и четиритактни мотори.
  • Во зависност од начинот на ладење- за мотори со течно и воздушно ладење.
  • По број на цилиндри- за мотори со четири цилиндри, пет цилиндри, дванаесет цилиндри итн.
  • Во зависност од локацијата на цилиндрите- во линија (со цилиндри наредени во ред) и во форма на ѕвезда (со цилиндри распоредени во круг).

Линиските мотори за возврат се поделени на мотори со еден ред, дворедни V-облик, три реда во форма на W, четири реда во облик на H или X-форма. Ѕвездените мотори исто така се поделени на едноредни, дворедни и повеќередни.

  • Според природата на промената на моќта во зависност од промената на надморската височина- на големи надморски височини, т.е. мотори кои ја одржуваат моќноста додека авионот се издигнува до височина и мотори на мала височина чија моќност се намалува со зголемување на висината на летот.
  • Според методот на погон на пропелер- за мотори со директен погон до пропелер и мотори со менувач.

Модерните клипни мотори на авиони се радијални, четиритактни мотори кои се напојуваат со бензин. Цилиндрите на клипните мотори обично се ладат со воздух. Претходно, во авијацијата се користеа клипни мотори и цилиндри со водено ладење.

Согорувањето на горивото во клипниот мотор се врши во цилиндрите, додека топлинската енергија се претвора во механичка енергија, бидејќи под влијание на притисокот на добиените гасови клипот се движи напред. Преводното движење на клипот за возврат се претвора во ротационо движење коленесто вратиломоторот преку поврзувачка прачка, која е поврзувачка врска помеѓу цилиндерот со клипот и коленестото вратило.

Мотори со гасна турбина (GTE)

Мотор со гасна турбина - топлински мотор, дизајнирана да ја претвори енергијата на согорувањето на горивото во кинетичка енергија на млазниот тек и (или) во механичка работа на вратилото на моторот, чии главни елементи се компресорот, комората за согорување и гасна турбина.

Мотори со едно вратило и повеќе вратило

Наједноставниот мотор со гасна турбина има само една турбина, која го придвижува компресорот и во исто време е извор на корисна моќност. Ова наметнува ограничувања на режимите на работа на моторот.

Понекогаш моторот е со повеќе вратило. Во овој случај, има неколку турбини во серија, од кои секоја управува со сопственото вратило. Турбината под висок притисок (првата по комората за согорување) секогаш го придвижува компресорот на моторот, а следните можат да возат и надворешно оптоварување (пропелери на хеликоптер или брод, моќни електрични генератори итн.) и дополнителни компресори на самиот мотор, лоцирани пред главниот.

Предноста на моторот со повеќе вратило е тоа што секоја турбина работи со оптимална брзина и оптоварување. Со оптоварување управувано од вратилото на мотор со едно вратило, забрзувањето на моторот, односно способноста брзо да се врти нагоре, би било многу слабо, бидејќи турбината треба да снабдува енергија и за да му обезбеди на моторот голема количина на воздух (моќта е ограничена со количината на воздух) и да го забрза товарот. Со дизајн со две вратило, лесен ротор под висок притисок брзо стапува во функција, обезбедувајќи му на моторот воздух и на турбината со низок притисок со голема количина на гасови за забрзување. Исто така, можно е да се користи помалку моќен стартер за забрзување при стартување само на роторот со висок притисок.

Турбомлазен мотор (TRJ)

Турбомлазен мотор (англиски) Турбомлазен мотор ) е топлински мотор кој користи гасна турбина и млазен потисоксе формира кога производите од согорувањето течат од млазницата на млазот. Дел од работата на турбината се троши на компресирање и загревање на воздухот (во компресорот).

Дијаграм на турбомлазен мотор:
1. влезен уред;
2. аксијален компресор;
3. комора за согорување;
4. лопатки на турбината;
5. млазница.

Кај турбомлазен мотор, компресија на работната течност на влезот во комората за согорување и висока стапка на проток на воздух низ моторот се постигнуваат поради комбинираното дејство на протокот на воздух што доаѓа и компресорот лоциран во патеката на турбомлазен мотор веднаш по влезен уред, пред комората за согорување. Компресорот го придвижува турбина поставена на истото вратило и работи на истата работна течност, загреана во комората за согорување, од која се формира млазниот поток. Во влезниот уред, статичкиот воздушен притисок се зголемува поради сопирањето на протокот на воздух. Во компресорот, вкупниот воздушен притисок се зголемува поради механичката работа што ја врши компресорот.

Стапка на зголемување на притисокотво компресорот е еден од најважните параметри TRD, бидејќи ефективни Ефикасност на моторот. Ако за првите турбомлазни мотори оваа бројка беше 3, тогаш за модерните достигнува 40. За да се зголеми гас-динамичката стабилност на компресорите, тие се направени во две фази. Секоја од каскадите работи со сопствена брзина на ротација и е управувана од сопствена турбина. Во овој случај, вратилото од првата фаза на компресорот (низок притисок), ротирано од последната (најниска брзина) турбина, поминува внатре во шупливото вратило на компресорот од втората фаза (висок притисок). Моторните каскади се нарекуваат и ротори со низок и висок притисок.

Комората за согорување на повеќето турбомлазни мотори е во облик на прстен и вратилото на турбината-компресорот минува внатре во прстенот на комората. Кога воздухот влегува во комората за согорување, тој е поделен на 3 струи:

  • Примарен воздух- влегува низ предните отвори во комората за согорување, се кочи пред инјекторите и директно учествува во формирањето на мешавината гориво-воздух. Директно вклучен во согорувањето на горивото. Мешавината гориво-воздух во зоната на согорување на горивото во млазен мотор е блиску до стехиометриски во составот.
  • Секундарен воздух- навлегува низ страничните отвори во средишниот дел на ѕидовите на комората за согорување и служи за нивно ладење со создавање на проток на воздух со многу пониска температура отколку во зоната на согорување.
  • Терциерен воздух- навлегува преку посебни воздушни канали во излезниот дел од ѕидовите на комората за согорување и служи за изедначување на температурното поле на работната течност пред турбината.

Мешавината гас-воздух се шири и дел од нејзината енергија се претвора во турбината преку лопатките на роторот во механичка енергија на ротација на главното вратило. Оваа енергија се троши, пред сè, на работата на компресорот, а исто така се користи за возење на компонентите на моторот (пумпи за засилување на горивото, пумпи за маслоитн.) и погон на електрични генератори кои обезбедуваат енергија на различни системи на одборот.

Главниот дел од енергијата на експанзивната мешавина на гас-воздух се користи за забрзување на протокот на гас во млазницата, која тече надвор од неа, создавајќи млазен потисок.

Колку е поголема температурата на согорувањето, толку е поголема ефикасноста на моторот. За да се спречи уништување на делови од моторот, се користат легури отпорни на топлина опремени со системи за ладење и премази со топлинска бариера.

Турбомлазен мотор со горење (TRDF)

Турбомлазен мотор со горење - модификација на турбомлазен мотор, кој се користи главно на суперсонични авиони. Се разликува од турбомлазен мотор по присуството на комора за горење помеѓу турбината и млазницата. Дополнително количество гориво се доставува до оваа комора преку специјални млазници, кои се согоруваат. Процесот на согорување се организира и стабилизира со помош на преден уред кој обезбедува мешање на испаруваното гориво и главниот проток. Зголемувањето на температурата поврзано со внесот на топлина во постгорилникот ја зголемува достапната енергија на производите за согорување и, следствено, брзината на издувните гасови од млазницата на млазот. Соодветно на тоа, млазниот потисок (подгорувач) исто така се зголемува до 50%, но потрошувачката на гориво нагло се зголемува. Моторите со горење обично не се користат во комерцијалната авијација поради нивната ниска ефикасност.

Турбомлазен мотор со двојно коло (турбомлазен мотор)

Првиот што го предложи концептот на турбофан мотор во домашната индустрија за авионски мотори беше A. M. Lyulka (Врз основа на истражување спроведено од 1937 година, A. M. Lyulka поднесе апликација за пронаоѓање на бајпас турбомлазен мотор. Сертификатот на авторот беше доделен на 22 април. 1941.)

Можеме да кажеме дека од 1960-тите до денес, во индустријата за авионски мотори, постои ера на турбофан мотори. Турбофан моторите од различни типови се најчестата класа на млазни мотори што се користат во авиони, од брзи ловци-пресретнувачи со турбовентилатори со низок однос на бајпас, до џиновски комерцијални и воени транспортни авиони со турбо вентилатори со висок однос на бајпас.

Дијаграм на турбомлазен бајпас мотор:
1. компресор со низок притисок;
2. внатрешна контура;
3. излезен проток на внатрешното коло;
4. Излезен проток на надворешна јамка.

Основата двојно коло турбомлазни мотори Се заснова принципот на поврзување на дополнителна маса на воздух со турбомлазен мотор, минувајќи низ надворешното коло на моторот, што овозможува да се добијат мотори со поголема ефикасност на летот во споредба со конвенционалните турбомлазни мотори.

Откако ќе помине низ влезниот уред, воздухот влегува во компресор со низок притисок наречен вентилатор. По вентилаторот, воздухот е поделен на 2 струи. Дел од воздухот влегува во надворешното коло и, заобиколувајќи ја комората за согорување, формира млаз поток во млазницата. Другиот дел од воздухот минува низ внатрешно коло кое е целосно идентично со турбомлазниот мотор што беше дискутиран погоре, со таа разлика што последните фази на турбината во моторот со турбофан го придвижуваат вентилаторот.

Еден од најважните параметри на моторот со турбофан е односот на бајпас (m), односно односот на протокот на воздух низ надворешната јамка до протокот на воздух низ внатрешната јамка. (m = G 2 / G 1, каде што G 1 и G 2 се протокот на воздух низ внатрешните и надворешните кола, соодветно.)

Кога односот на бајпас е помал од 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоци се исфрлаат одделно, бидејќи мешањето е тешко поради значителната разлика во притисокот и брзината.

Моторот со турбофан го вклучува принципот на зголемување на ефикасноста на летот на моторот со намалување на разликата помеѓу брзината на работната течност што тече надвор од млазницата и брзината на летот. Намалувањето на потисокот, што ќе предизвика намалување на оваа разлика помеѓу брзините, се компензира со зголемување на протокот на воздух низ моторот. Последица на зголемување на протокот на воздух низ моторот е зголемување на фронталниот пресек на влезниот уред на моторот, што резултира со зголемување на дијаметарот на влезот на моторот, што доведува до зголемување на неговиот отпор. и маса. Со други зборови, колку е поголем односот на бајпас, толку е поголем дијаметарот на моторот, а сите други работи се еднакви.

Сите мотори со турбофан може да се поделат во 2 групи:

  • со мешање на тековите зад турбината;
  • без мешање.

Во мотор со турбофан со мешање на проток ( мотор со турбофан) протокот на воздух од надворешните и внатрешните кола влегува во една комора за мешање. Во комората за мешање, овие текови се мешаат и го оставаат моторот низ една млазница со една температура. Моторите со турбофан се поефикасни, но присуството на комора за мешање доведува до зголемување на големината и тежината на моторот

Моторите со турбофан, како и турбомлазните мотори, можат да бидат опремени со прилагодливи млазници и горилници. Како по правило, ова е мотор со турбофан со ниски стапки на бајпас за суперсонични воени авиони.

Воен турбофан мотор EJ200 (m=0,4)

Турбомлазен мотор со двојно коло со пламеник (TRDDF)

Турбомлазен мотор со двојно коло со пламеник - модификација на мотор со турбофан. Се одликува со присуство на комора за горење. Пронајден широка примена.

Производите на согорување што ја напуштаат турбината се мешаат со воздухот што доаѓа од надворешното коло, а потоа топлината се додава на општиот проток во постгорилникот, кој работи на истиот принцип како и во ТРДФ. Производите на согорување во овој мотор течат од една заедничка млазница. Таков мотор се нарекува мотор со две кола со заеднички последователен горилник.

TRDDF со дефлексибилен вектор на потисок (OVT).

Контрола на векторот на потисок (TCV) / Отстапување на векторот на потисок (VTD)

Специјалните ротирачки млазници, на некои мотори со турбофан (F), овозможуваат протокот на работната течност што тече надвор од млазницата да се отклони во однос на оската на моторот. OVT доведува до дополнителни загуби на потисок на моторот поради дополнителната работа потребна за вртење на протокот и ја отежнува контролата на авионот. Но, овие недостатоци се целосно компензирани со значително зголемување на способноста за маневрирање и намалување на брзината на полетување и слетување на авионот, до и вклучително вертикално полетување и слетување. OVT се користи исклучиво во воената авијација.

Мотор турбофан/турбофан со висок сооднос на бајпас

Дијаграм на турбофан мотор:
1. вентилатор;
2. заштитно облекување;
3. турбополнач;
4. излезен проток на внатрешното коло;
5. Излезен проток на надворешна јамка.

Турбофан мотор (англиски) Турбофан мотор ) е мотор со турбофан со висок сооднос на бајпас (m>2). Овде компресорот со низок притисок се претвора во вентилатор, кој се разликува од компресорот по тоа што има помалку фази и поголем дијаметар, а топлиот млаз практично не се меша со ладниот.

ВО овој типмоторите користат едностепен вентилатор со голем дијаметар, обезбедувајќи висок проток на воздух низ моторот при сите брзини на летот, вклучително и мали брзинипри полетување и слетување. Поради големиот дијаметар на вентилаторот, млазницата на надворешното коло на таквите турбофан мотори станува прилично тешка и често се скратува, со уреди за исправање (фиксирани сечила што го вртат протокот на воздухот во аксијален правец). Според тоа, повеќето турбофан мотори со висок сооднос на бајпас се без мешање на тековите.

Уред внатрешна контураТаквите мотори се слични на турбомлазен мотор, чиишто последни фази на турбината го придвижуваат вентилаторот.

Надворешна контураТаквиот турбофан мотор, по правило, е едностепен вентилатор со голем дијаметар, зад кој има апарат за исправање направен од фиксирани сечила, кои го забрзуваат протокот на воздух зад вентилаторот и го ротираат, што води кон аксијалната насока, надворешната контура завршува со млазница.

Поради фактот што љубителот на таквите мотори, по правило, има голем дијаметар, а степенот на зголемување на притисокот на воздухот во вентилаторот не е висок - млазницата на надворешното коло на таквите мотори е прилично кратка. Растојанието од влезот на моторот до излезот на надворешната контурна млазница може да биде значително помало од растојанието од влезот на моторот до излезот од внатрешната контурна млазница. Поради оваа причина, доста често млазницата на надворешното коло погрешно се смета за облека на вентилаторот.

Моторите со турбофан со висок сооднос на бајпас имаат дизајн со две или три вратила.

Предности и недостатоци.

Главната предност на таквите мотори е нивната висока ефикасност.

Недостатоци - голема тежина и димензии. Особено големиот дијаметар на вентилаторот, што доведува до значителен отпор на воздухот при летот.

Опсегот на примена на таквите мотори е комерцијални авиони на долги и средни дестинации, воени транспортни авиони.


Турбофан мотор (TVVD)

Турбофан мотор (англиски) Турбопрофен мотор ) -

Денес, авијацијата е речиси 100% составена од машини кои користат тип на електрана со гасна турбина. Со други зборови, мотори со гасна турбина. Сепак, и покрај зголемената популарност на воздушниот сообраќај сега, малкумина знаат како функционира тој контејнер за брмчење и свиркање што виси под крилата на овој или оној патнички авион.

Принцип на работа мотор со гасна турбина.

Моторот со гасна турбина, како клипен мотор во кој било автомобил, припаѓа на моторите внатрешно согорување. И двете ја претвораат хемиската енергија на горивото во топлинска енергија, преку согорување, а потоа во корисна, механичка енергија. Сепак, начинот на кој тоа се случува е малку поинаков. Во двата мотори има 4 главни процеси - внесување, компресија, проширување, издувни гасови. Оние. во секој случај, воздухот (од атмосферата) и горивото (од резервоарите) прво влегуваат во моторот, потоа воздухот се компресира и во него се вбризгува гориво, по што смесата се запали, поради што значително се шири и на крајот се пуштени во атмосферата. Од сите овие дејства, само проширувањето произведува енергија, сите други се неопходни за да се обезбеди оваа акција.

Сега која е разликата? Кај моторите со гасна турбина, сите овие процеси се случуваат постојано и истовремено, но во различни деловимотор, и во клипен мотор - на едно место, но во различни времиња и за возврат. Покрај тоа, колку е покомпресиран воздухот, толку повеќе енергија може да се добие при согорување, а денес односот на компресија на моторите со гасна турбина веќе достигна 35-40:1, т.е. Како што воздухот минува низ моторот, тој се намалува во волуменот и соодветно го зголемува притисокот за 35-40 пати. За споредба во клипни моториоваа бројка не надминува 8-9:1, во најсовремените и најнапредните примероци. Според тоа, имајќи еднаква тежина и димензии, моторот со гасна турбина е многу помоќен, а коефициентот корисна акцијанеговиот е повисок. Токму тоа е причината за широката употреба на мотори со гасни турбини во авијацијата денес.

И сега повеќе за дизајнот. Четирите процеси наведени погоре се случуваат во моторот, кој е прикажан на поедноставен дијаграм под броевите:

  • довод на воздух - 1 (довод на воздух)
  • компресија - 2 (компресор)
  • мешање и палење – 3 (комора за согорување)
  • издувни гасови - 5 (издувна млазница)
  • Мистериозниот дел број 4 се нарекува турбина. Ова е составен дел на секој мотор со гасна турбина, неговата цел е да добие енергија од гасовите што излегуваат од комората за согорување со огромни брзини и се наоѓа на истата осовина со компресорот (2), кој го придвижува во акција.

Ова создава затворен циклус. Воздухот влегува во моторот, се компресира, се меша со гориво, се запали, се насочува кон лопатките на турбината, кои отстрануваат до 80% од моќта на гасовите за да го ротираат компресорот, сè што останува ја одредува конечната моќност на моторот, која може да се користи на различни начини.

Во зависност од начинот на понатамошна употреба на оваа енергија, моторите со гасна турбина се поделени на:

  • турбомлазен
  • турбопропектор
  • турбофан
  • турбо вратило

Моторот прикажан на дијаграмот погоре е турбомлазен. Може да се каже „чиста“ гасна турбина, бидејќи гасовите, откако ќе поминат низ турбината што го ротира компресорот, со голема брзина излегуваат од моторот преку млазницата за издувни гасови и на тој начин го туркаат авионот напред. Таквите мотори сега се користат главно на борбени авиони со голема брзина.

Турбопропмоторите се разликуваат од турбомлазни мотори по тоа што имаат дополнителен делтурбина, наречена и турбина со низок притисок, која се состои од еден или повеќе редови на сечила кои ја земаат енергијата што останува по турбината на компресорот од гасовите и на тој начин го ротираат пропелерот, кој може да се наоѓа или пред или зад моторот. По вториот дел од турбината, издувните гасови всушност излегуваат од гравитацијата, практично немаат енергија, па едноставно се користат издувни цевки за нивно отстранување. Слични мотори се користат кај авиони со мала брзина и мала височина.

Турбофанмоторите имаат сличен дизајн на моторите со турбопроп, само вториот дел од турбината не ја зема целата енергија од издувните гасови, така што таквите мотори имаат и млазница за издувни гасови. Но, главната разлика е во тоа што турбината со низок притисок придвижува вентилатор, кој е затворен во куќиште. Затоа таквиот мотор се нарекува и мотор со две кола, бидејќи воздухот минува низ внатрешното коло (самиот мотор) и надворешното, што е потребно само за да се насочи струењето на воздухот што го турка моторот напред. Затоа тие имаат прилично „дебеличка“ форма. Токму овие мотори се користат кај повеќето модерни патнички авиони, бидејќи тие се најекономични при брзини што се приближуваат до брзината на звукот и ефективни кога летаат на височини над 7000-8000 m и до 12000-13000 m.

Турбо вратилоМоторите се речиси идентични по дизајн со турбопромоторите, освен што оската, која е поврзана со турбината со низок притисок, излегува од моторот и може да напојува апсолутно се. Таквите мотори се користат во хеликоптери, каде што два или три мотори управуваат со еден главен ротор и компензирачки опаш пропелер. Слично електраниСега имаат дури и тенкови - Т-80 и американскиот Абрамс.

Моторите со гасна турбина исто така се класифицирани според другизнаци:

  • по тип на влезен уред (прилагодлив, нерегулиран)
  • според типот на компресорот (аксијален, центрифугален, аксијален центрифугален)
  • според типот на патеката воздух-гас (директен проток, јамка)
  • по тип на турбина (број на фази, број на ротори итн.)
  • според типот на млазницата (прилагодлива, нерегулирана) итн.

Турбомлазен мотор со аксијален компресордоби широка употреба. При трчање моторот работиконтинуиран процес. Воздухот поминува низ дифузорот, се забавува и влегува во компресорот. Потоа влегува во комората за согорување. Горивото исто така се внесува во комората преку млазници, смесата се согорува, а производите од согорувањето се движат низ турбината. Производите на согорување во лопатките на турбината се шират и предизвикуваат нејзино ротирање. Следно, гасовите од турбината со намален притисок влегуваат во млазницата на млазот и излетуваат со голема брзина, создавајќи потисок. Максималната температура се јавува и во водата на комората за согорување.

Компресорот и турбината се наоѓаат на истото вратило. За ладење на производите за согорување, се испорачува ладен воздух. Во современите млазни мотори работна температураможе да ја надмине точката на топење на легурите на работните сечила за приближно 1000 °C. Системот за ладење на турбинските делови и изборот на топлински отпорни и топлински отпорни делови на моторот се еден од главните проблеми во дизајнирањето на млазни мотори од сите видови, вклучително и турбомлазни.

Посебна карактеристика на турбомлазни мотори со центрифугален компресор е дизајнот на компресорите. Принципот на работа на таквите мотори е сличен на моторите со аксијален компресор.

Мотор со гасна турбина. Видео.

Корисни написи на оваа тема.

Во 2006 година, раководството на Пермскиот комплекс за мотори и ОЈСЦ Територијално производство бр. - Мотор 90EU-16A.

Го прашавме Даниил СУЛИМОВ, заменик генерален дизајнер и главен проектант на единиците за енергетски гасни турбини и електрани во Авијадвигател OJSC, да ни каже за главните разлики помеѓу новиот мотор и постоечкиот PS-90AGP-2.

Главната разлика помеѓу инсталацијата GTE-16PA и постојната GTU-16PER е употребата на енергетска турбина со брзина на ротација од 3000 вртежи во минута (наместо 5300 вртежи во минута). Намалувањето на брзината на ротација овозможува да се ослободиме од скапиот менувач и да се зголеми доверливоста на постројката за гасна турбина како целина.

Технички карактеристики на моторите GTU-16PER и GTE-16PA (при ISO услови)

Оптимизација на главните параметри на енергетската турбина

Основните параметри на слободната турбина (ST): дијаметар, патека на проток, број на фази, аеродинамичка ефикасност - се оптимизирани за да се минимизираат директните оперативни трошоци.

Оперативните трошоци ги вклучуваат трошоците за купување на КТ и трошоците за одреден (прифатлив за клиентот како период на враќање) период на работа. Изборот на период на созревање кој беше сосема предвидлив за клиентот (не повеќе од 3 години) овозможи да се имплементира економски здрав дизајн.

Избор оптимална опцијаБесплатна турбина за одредена апликација како дел од GTE-16PA беше спроведена во системот на моторот како целина врз основа на споредба на директните оперативни трошоци за секоја опција.

Користејќи еднодимензионално моделирање на ST врз основа на просечниот дијаметар, беше одредено достижното ниво на ST аеродинамичка ефикасност за дискретно одреден број на етапи. Беше избран оптималниот дел за проток за оваа опција. Бројот на ножеви, земајќи го предвид нивното значително влијание врз цената, беше избран од условот да се обезбеди коефициент на аеродинамичко оптоварување на Цвајфел еднаков на еден.

Врз основа на избраната патека на проток, тежината на КТ и трошоците за производство беа проценети. Опциите за турбина во системот на моторот потоа беа споредени врз основа на директните оперативни трошоци.

При изборот на бројот на фази за ST, се земаат предвид промените во ефикасноста, стекнувањето и оперативните трошоци (трошок за гориво).

Трошоците за стекнување се зголемуваат подеднакво со зголемување на трошоците како што се зголемува бројот на фази. На ист начин се зголемува и остварената ефикасност - како резултат на намалување на аеродинамичкото оптоварување на сцената. Оперативните трошоци (компонента за гориво) паѓаат со зголемување на ефикасноста. Сепак, вкупните трошоци имаат јасен минимум со четири фази во енергетската турбина.

При пресметувањето се земало предвид како искуство сопствените случувања, како и искуството на други компании (имплементирани во специфични дизајни), што овозможи да се обезбеди објективност на проценките.

Во финалниот дизајн, со зголемување на оптоварувањето на сцената и намалување на ефикасноста на ST од максималната достижна вредност за приближно 1%, беше можно да се намалат вкупните трошоци на купувачот за речиси 20%. Ова беше постигнато со намалување на цената и цената на турбината за 26% во однос на опцијата со максимална ефикасност.

Аеродинамичен дизајн на ST

Висока аеродинамична ефикасност на новиот ST со доволно високо оптоварувањепостигнато преку користење на искуството на Aviadvigatel OJSC во развојот на турбини со низок притисок и енергетски турбини, како и употреба на повеќестепени просторни аеродинамички модели користејќи ги равенките Ојлер (без да се земе предвид вискозноста) и Навиер-Стоукс ( земајќи ја предвид вискозноста).

Споредба на параметрите на енергетските турбини GTE-16PA и Rolls-Royce TND

Споредбата на параметрите на GTE-16PA ST и најмодерниот Rolls-Royce LPT од семејството Трент (дијаграм на Смит) покажува дека во однос на аголот на ротација на протокот во сечилата (приближно 1050), новиот ST е на ниво на турбини на Rolls-Royce. Отсуството на строги ограничувања на тежината, својствени на конструкциите на авионите, овозможи малку да се намали факторот на оптоварување dH/U2 со зголемување на дијаметарот и периферната брзина. Големината на излезната брзина (типична за конструкции од земја) овозможи да се намали релативната аксијална брзина. Генерално, потенцијалот на дизајнираниот ST за остварување на ефикасност е на ниво карактеристично за фазите од семејството Трент.

Карактеристика на аеродинамиката на дизајнираниот ST е, исто така, да се обезбеди оптимална вредност на ефикасноста на турбината во режими на делумна моќност, карактеристична за работа во основниот режим.

Додека се одржува брзината на ротација, промената (намалувањето) на оптоварувањето на роторот доведува до зголемување на аголот на напад (отстапување на насоката на протокот на гас на влезот до сечилата од пресметаната вредност) на влезот во бандажи на сечилото. Се појавуваат негативни агли на напад, најзначајни во последните фази на турбината.

Дизајнот на бандажите на сечилото ST со висока отпорност на промени во аглите на напад е обезбеден со специјално профилирање на бандажите со дополнително тестирање на стабилноста на аеродинамичките загуби (2D/3D аеродинамички модели Navier-Stokes) при големи влезни агли на проток.

Аналитичките карактеристики на новиот ST покажаа, како резултат, значителна отпорност на негативни агли на напад, како и можност за користење на ST за возење генератори кои произведуваат струја со фреквенција од 60 Hz (со брзина на ротација од 3600 вртежи во минута ), односно можност за зголемување на брзината на ротација за 20 % без забележително губење на ефикасноста. Меѓутоа, во овој случај, загубите во ефикасноста се речиси неизбежни во режимите со мала моќност (што доведува до дополнително зголемување на негативните агли на напад).
Дизајнерски карактеристики на ST
За да се намали потрошувачката на материјали и тежината на ST, беа користени докажани авијациски пристапи кон дизајнот на турбините. Како резултат, масата на роторот, и покрај зголемувањето на дијаметарот и бројот на фази, се покажа дека е еднаква на масата на роторот на енергетската турбина GTU-16PER. Ова обезбеди значително обединување на преносите, исто така унифицирани систем за масло, поддршка на системот за притисок и ладење ST.
Количеството на воздух што се користи за под притисок на носачите на преносните лежишта е зголемено и квалитетот на воздухот е подобрен, вклучително и неговото чистење и ладење. Квалитетот на подмачкување на преносните лежишта исто така е подобрен со користење на филтер елементи со финост на филтрација до 6 микрони.
Со цел да се зголеми оперативната привлечност на новата единица за гасна турбина, воведен е специјално развиен систем за контрола, кој му овозможува на купувачот да користи типови турбо-експандер (воздух и гас) и хидраулично лансирање.
Карактеристиките на тежината и големината на моторот овозможуваат да се користат сериски дизајни на блок спакуваната електрана GTES-16P за нејзино поставување.
Обвивката за изолација од бучава и топлина (кога е поставена во постојани простории) ги обезбедува акустичните карактеристики на електраната со гасна турбина на нивото што го бараат санитарните стандарди.
Првиот мотор моментално е на низа специјални тестови. Моторниот генератор на гас веќе ја помина првата фаза од еквивалентни циклични тестови и ја започна втората фаза по ревизијата техничка состојба, кој ќе биде завршен во пролетта 2007 година.

Енергетската турбина како дел од мотор со целосна големина го помина првиот специјален тест, при што беа земени индикатори за 7 карактеристики на гаси други експериментални податоци.
Врз основа на резултатите од тестот, донесен е заклучок за перформансите на КТ и неговата усогласеност со декларираните параметри.
Покрај тоа, врз основа на резултатите од тестот, беа направени одредени прилагодувања на дизајнот ST, вклучително и промена во системот за ладење на куќиштето за да се намали емисијата на топлина во просториите на станицата и да се обезбеди безбедност од пожари, како и за да ги оптимизирате радијалните празнини за да ја зголемите ефикасноста, прилагодете ја аксијалната сила.
Следното тестирање на енергетската турбина е планирано за летото 2007 година.

Единица за гасна турбина GTE-16PA
во пресрет на специјалните тестови

Пронајдокот се однесува на турбини со низок притисок на мотори со гасни турбини за авијација. Турбината со низок притисок на мотор со гасна турбина вклучува ротор, статор со задна потпора, лавиринтска заптивка со внатрешни и надворешни прирабници на потпирачот на задниот статор. Заптивката на лавиринтот на турбината е направена од две нивоа. Внатрешниот слој е формиран од два запечатувачки гребени на лавиринтот насочени кон оската на турбината, а работната површина на внатрешната прирабница на лавиринтската заптивка насочена кон проточниот дел на турбината. Надворешниот слој се формира со запечатување на гребените на лавиринтот насочени кон проточниот дел на турбината, а работната површина на надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот насочена кон оската на турбината. Заптивните гребени на лавиринтот на внатрешното ниво на лавиринтската заптивка се направени со паралелни внатрешни ѕидови, меѓу кои е поставен прстен за амортизација. Надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот е направена со надворешна затворена прстенеста воздушна шуплина. Помеѓу проточниот дел на турбината и надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот има прстенест ѕид за преграда инсталиран на потпирачот на задниот статор. Работната површина на внатрешната прирабница на лавиринтската заптивка се наоѓа на таков начин што односот на внатрешниот дијаметар на излезот од патеката на протокот на турбината до дијаметарот на работната површина на внатрешната прирабница на заптивката на лавиринтот е 1,05 1,5 . Пронајдокот ја подобрува доверливоста на турбина со низок притисок на мотор со гасна турбина. 3 болен.

Цртежи за RF патент 2507401

Пронајдокот се однесува на турбини со низок притисок на мотори со гасна турбина за авијација.

Позната е турбина со низок притисок на мотор со гасна турбина со задна потпора, во која лавиринтската заптивка што ја одвојува задната празнина за празнење на турбината од патеката на проток на излезот од турбината е направена во форма на едно ниво. (С.А. Вјунов, „Дизајн и инженерство на мотори со воздухопловна гасна турбина“, Москва, „Машинска зграда“, 1981 година, стр. 209).

Недостаток на познатиот дизајн е ниска стабилностпритисок во шуплината за растоварање на турбината поради нестабилната вредност на радијалните празнини во заптивката на лавиринтот, особено при променливи работни услови на моторот.

Најблискиот дизајн до тврдиот дизајн е турбина со низок притисок на мотор со гасна турбина, вклучувајќи ротор, статор со задна потпора, лавиринтска заптивка со внатрешни и надворешни прирабници од лавиринт инсталирани на задниот потпирач на статорот (американски патент бр. 7905083, F02K 3/02, 15/03/2011).

Недостаток на познатиот дизајн, усвоен како прототип, е зголемената вредност на аксијалната сила на роторот на турбината, што ја намалува доверливоста на турбината и на моторот како целина поради малата доверливост аголно контактно лежиште, кој ја апсорбира зголемената аксијална сила на роторот на турбината.

Техничкиот резултат на тврдениот пронајдок е да се зголеми доверливоста на турбината со низок притисок на мотор со гасна турбина со намалување на аксијалната сила на роторот на турбината и обезбедување на стабилност на аксијалната сила кога работи во минливи режими.

Наведениот технички резултат се постигнува со фактот дека во турбина со низок притисок на мотор со гасна турбина, вклучувајќи ротор, статор со задна потпора, лавиринтска заптивка направена со внатрешни и надворешни прирабници инсталирани на задната потпора на статорот , турбинската лавиринтска заптивка е направена двостепена, при што внатрешниот слој на лавиринтската заптивка е формиран од два запечатувачки гребени на лавиринтот насочени кон оската на турбината, а работната површина на внатрешната прирабница на лавиринтската заптивка, насочена кон проточен дел од турбината, а надворешниот слој на заптивката на лавиринтот се формира со запечатување гребени на лавиринтот, насочени кон проточниот дел на турбината и работната површина на надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот, насочена кон оската на турбината. , а заптивните чешли на лавиринтот од внатрешното ниво на лавиринтската заптивка се направени со паралелни внатрешни ѕидови, меѓу кои е поставен прстен за придушување, а надворешната прирабница на лавиринтската заптивка е направена со надворешна затворена прстенеста воздушна шуплина, додека се поставува прстенест помеѓу проточниот дел на турбината и надворешната прирабница на лавиринтската заптивка, ѕид за преграда инсталиран на задниот потпирач на статорот, а работната површина на внатрешната прирабница на лавиринтската заптивка е поставена на таков начин што е исполнет условот:

каде што D е внатрешниот дијаметар на излезот од патеката на протокот на турбината,

Изработка на двостепена лавиринтска заптивка на излезот од турбина со низок притисок, распоредување на заптивките на таков начин што внатрешниот слој е формиран од два лавиринтски заптивни гребени насочени кон оската на турбината и работната површина на внатрешната прирабница на заптивката на лавиринтот насочен кон проточниот дел на турбината, а надворешниот слој е формиран од оние насочени кон проточниот дел. сигурна работалавиринт заптивка за време на минливи работни услови на турбината, што обезбедува стабилност на аксијалната сила што дејствува на роторот на турбината и ја зголемува нејзината доверливост.

Изработката на запечатувачките гребени на лавиринтот на внатрешниот слој на заптивката со паралелни внатрешни ѕидови, меѓу кои е инсталиран прстен за придушување, ги намалува напрегањата на вибрациите во лавиринтот и ги намалува радијалните празнини помеѓу гребените на лавиринтот и прирабниците на лавиринтот печат.

Изработката на надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот со надворешна затворена воздушна шуплина, како и поставувањето на прстенест ѕид за бариера инсталиран на задниот потпирач на статорот помеѓу проточниот дел на турбината и надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот, овозможува значително намалете ја брзината на загревање и ладење на надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот во минливи режими, приближувајќи ја на тој начин до стапката на загревање и ладење на надворешниот слој на заптивката на лавиринтот, што обезбедува стабилност на радијалните празнини помеѓу статорот и роторот во заптивката и ја зголемува доверливоста на турбината со низок притисок со одржување на стабилен притисок во празнената посттурбинска празнина.

Изборот на односот D/d=1,05 1,5 се должи на тоа што на D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

Кога D/d>1,5, доверливоста на моторот со гасна турбина се намалува поради намалувањето на аксијалната сила на растоварање што делува на роторот на турбината со низок притисок.

Слика 1 покажува надолжен пресек на турбина со низок притисок на мотор со гасна турбина.

Слика 2 го прикажува елементот I на Слика 1 во зголемен приказ.

Слика 3 го прикажува елементот II на слика 2 во зголемен приказ.

Турбината со низок притисок 1 на мотор со гасна турбина се состои од ротор 2 и статор 3 со задна потпора 4. За намалување на аксијалните сили од гасни силидејствувајќи на роторот 2 на неговиот излез, се прави релјефна празнина 6 помеѓу дискот од последната фаза 5 од роторот 2 и задната потпора 4 висок крвен притисок, кој е надуен со воздух поради средната фаза на компресорот (не е прикажан) и е одвоен од проточниот дел 7 на турбината 1 со двостепена лавиринтска заптивка, а заптивачкиот лавиринт 8 е фиксиран со навојна врска 9 на дискот од последната етапа 5 од роторот 2, а внатрешната прирабница 10 и надворешната прирабница 11 лавиринтските заптивки се фиксирани на задната потпора 4 на статорот 3. Внатрешното ниво на заптивката на лавиринтот е формирана од работната површина 12 од внатрешната прирабница 10, насочена (свртена) кон проточниот дел 7 на турбината 1 и два запечатувачки гребени 13, 14 од лавиринтот 8, насочени кон оската 15 на турбината 1 Внатрешните ѕидови 16,17, соодветно , од раковините 13, 14 се направени паралелно едни со други. Помеѓу внатрешните ѕидови 16 и 17 е инсталиран прстен за амортизација 18, помагајќи да се намалат напрегањата на вибрациите во лавиринтот 8 и да се намалат радијалните празнини 19 и 20, соодветно, помеѓу лавиринтот 8 на роторот 2 и прирабниците 10, 11. надворешното ниво на заптивката на лавиринтот е формирана од работната површина 21 на надворешната прирабница 11, насочена (свртена) кон оската 15 на турбината 1, и чешлите за заптивање 22 од лавиринтот 8, насочени кон проточниот дел 7 на турбина 1. Надворешната прирабница 11 на заптивката на лавиринтот е направена со надворешна затворена прстенеста воздушна шуплина 23, ограничена однадвор со ѕидот 24 на надворешната прирабница 11. Помеѓу ѕидот 24 од надворешната прирабница 11 од заптивката на лавиринтот и Проточниот дел 7 на турбината 1 има прстенест ѕид за преграда 25 инсталиран на задната потпора 4 на статорот 3 и ја штити надворешната прирабница 11 од протокот на гас со висока температура 26 што тече во проточниот дел 7 на турбината 1.

Работната површина 12 на внатрешната прирабница 10 на заптивката на лавиринтот е поставена на таков начин што е исполнет условот:

каде што D е внатрешниот дијаметар на проточниот дел 7 на турбината 1 (на излезот од проточниот дел 7);

d е дијаметарот на работната површина 12 на внатрешната прирабница 10 на заптивката на лавиринтот.

Уредот работи на следниов начин.

Кога работи турбината со низок притисок 1, температурната состојба на надворешната прирабница 11 на заптивката на лавиринтот може да биде под влијание на промената на температурата на протокот на гас 26 во проточниот дел 7 на турбината 1, што може значително да се промени радијалниот клиренс 19 и аксијалната сила што дејствува на роторот 2 поради промените во воздушниот притисок во празнината 6. Сепак, тоа не се случува, бидејќи внатрешната прирабница 10 од внатрешниот слој на заптивката на лавиринтот не е изложена на проток на гас 26, што придонесува за стабилноста на радијалниот јаз 20 помеѓу внатрешната прирабница 10 и лавиринтските раковини 13, 14, како и стабилноста на притисокот во шуплината 6 и стабилноста на аксијалната сила што дејствува на роторот 2 на турбината 1.

ФОРМУЛА НА ПРОНАЈДОТ

Турбина со низок притисок на мотор со гасна турбина, вклучувајќи ротор, статор со задна потпора, лавиринтска заптивка со внатрешни и надворешни прирабници инсталирани на задната потпора на статорот, која се карактеризира со тоа што лавиринтската заптивка на турбината е направена од две нивоа, додека внатрешниот слој на заптивката на лавиринтот е формиран од два запечатувачки гребени на лавиринтот, насочени кон оската на турбината, а работната површина на внатрешната прирабница на лавиринтската заптивка насочена кон проточниот дел на турбината, и надворешното ниво на заптивката на лавиринтот се формира со запечатувачки гребени на лавиринтот насочени кон проточниот дел на турбината, а работната површина на надворешната прирабница на заптивката на лавиринтот насочена кон оската на турбината, и запечатувањето. внатрешниот слој на лавиринтската заптивка се направени со паралелни внатрешни ѕидови, меѓу кои е поставен прстен за придушување, а надворешната прирабница на лавиринтската заптивка е направена со надворешна затворена прстенеста воздушна шуплина, додека помеѓу проточниот дел на турбината и надворешниот прирабница на лавиринтската заптивка има прстенест ѕид за преграда монтиран на задниот потпирач на статорот, а работната површина на внатрешната прирабница на лавиринтската заптивка е поставена на таков начин што е исполнет условот:

D/d=1,05 1,5, каде

D е внатрешниот дијаметар на излезот од патеката на протокот на турбината,

d е дијаметарот на работната површина на внатрешната прирабница на заптивката на лавиринтот.

Прочитајте исто така