Model użytkowy umożliwia zwiększenie sprawności bypassowego silnika turboodrzutowego (TEF) poprzez zagwarantowanie chłodzenia ostatniego stopnia turbiny w trybach maksymalnych (np. w trybie startowym) oraz zwiększenie sprawności w trybach przelotowych. Układ chłodzenia ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia silnika turbowentylatorowego zawiera wlot powietrza z obwodu zewnętrznego silnika oraz dodatkowy wlot powietrza za jednym z pośrednich stopni sprężarki. Układ chłodzenia jest wyposażony w urządzenie do regulacji dopływu powietrza do wnęki przylegającej do tylnej powierzchni tarczy turbiny ostatniego stopnia. Urządzenie sterujące zawiera obrotowy pierścień z napędem. Pierścień obrotowy styka się ze ścianą końcową wspornika turbiny. W końcowej ścianie podpory wykonane są dwa otwory. Jeden otwór jest połączony z pierścieniową wnęką podpory turbiny ostatniego stopnia, a drugi jest połączony z wnęką kolektora powietrza, umieszczoną w pierścieniowej wnęce podpory turbiny. Obrotowy pierścień urządzenia sterującego wyposażony jest w przelotowy otwór eliptyczny umieszczony z możliwością naprzemiennej komunikacji z jednym z dwóch otworów przelotowych ściany czołowej obudowy turbiny.

Wzór użytkowy dotyczy układów chłodzenia elementów silników lotniczych, a dokładniej układu chłodzenia turbiny niskiego ciśnienia (LPT) silnika turboodrzutowego obejściowego (TRDD).

Powietrze chłodzące służy do chłodzenia gorących elementów konstrukcyjnych silników turboodrzutowych.

Dobrze znany układ chłodzenia turbiny turboodrzutowego silnika obejściowego, w którym do chłodzenia łopatek turbiny wykorzystywane jest powietrze pobierane z pośredniego lub ostatniego stopnia sprężarki wysokociśnieniowej (HPC) (patrz np. turbosprężarki TRDDF", Wydawnictwo MAI, 1996, s. 27-28). Powietrze chłodzące pobierane z HPC ma odpowiednio wysokie ciśnienie (w stosunku do miejsca jego wprowadzenia do toru przepływu turbiny), co gwarantuje jego doprowadzenie do wszystkich powierzchni chłodzących. Pod tym względem wydajność takiego układu chłodzenia jest bardzo wysoka.

Wadą stosowania takiego układu chłodzenia jest zmniejszenie ciągu właściwego w trybach maksymalnych i wydajności w trybach przelotowych. Spadek ten wynika z faktu, że część mocy turbiny wysokiego ciśnienia, która jest wykorzystywana do sprężania powietrza chłodzącego LPT, jest tracona i nie jest wykorzystywana ani do obracania sprężarki wysokiego ciśnienia (HPC), ani do wytwarzania ciągu silnika. Na przykład, jeśli natężenie przepływu łopatek chłodzących HPP wynosi ~5% natężenia przepływu powietrza na wlocie HPC, a powietrze jest pobierane z jego ostatniego stopnia, utrata mocy może wynosić ~5%, co jest równoważne zmniejszeniu sprawność turbiny o taką samą wartość.

Najbliższy deklarowanemu rozwiązaniu technicznemu jest układ chłodzenia turbiny bypassowego silnika turboodrzutowego, w którym do chłodzenia łopatek turbiny niskociśnieniowej wykorzystywane jest powietrze pobierane z kanału obiegu zewnętrznego (patrz np. -31F" Tutorial, wydawnictwo VVIA im. N.E. Żukowskiego, 1987, s. 128-130). Chłodzenie turbiny odbywa się we wszystkich trybach pracy silnika. Przy takim wariancie wyciągu powietrza chłodzącego dodatkowa moc turbiny nie jest zużywana na jego sprężanie w HPC, dzięki czemu większa ilość energii potencjalnej przepływu gazu za turbiną może zostać przetworzona w dyszy strumieniowej na energię kinetyczną strumienia spalin , co z kolei doprowadzi do wzrostu ciągu silnika i jego oszczędności.

Wadą stosowania takiego układu chłodzenia jest zmniejszenie wydajności chłodzenia z powodu niewystarczającego ciśnienia powietrza pobieranego z kanału zewnętrznego obwodu powietrza chłodzącego w trybach pracy silnika bliskich maksimum (na przykład tryb startowy). W tych trybach pracy optymalnym stosunkiem sprawności silnika (maksymalnej wartości ciągu właściwego silnika) jest stosunek ciśnień w kanale obiegu zewnętrznego i na wylocie z turbiny niskiego ciśnienia jest bliski do jednego. Taka różnica ciśnień, biorąc pod uwagę straty w kanałach zasilających i dyszach, nie jest wystarczająca do efektywnego chłodzenia łopaty roboczej silnika LPT w tych trybach.

Znane rozwiązania techniczne mają ograniczone możliwości, gdyż prowadzą do obniżenia sprawności silnika.

Model użytkowy opiera się na zadaniu zwiększenia sprawności silnika turbowentylatorowego poprzez zagwarantowanie chłodzenia ostatniego stopnia turbiny w trybach maksymalnych (np.

Rezultatem technicznym jest wzrost sprawności silnika turbowentylatorowego.

Problem rozwiązuje fakt, że układ chłodzenia ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia silnika turboodrzutowego typu bypass zawiera wlot powietrza z zewnętrznego obwodu silnika. Wlot powietrza komunikuje się poprzez wnęki zębatek i pierścieniową wnękę obudowy turbiny ostatniego stopnia, zaopatrzoną w przednią ściankę czołową, z wnęką przylegającą do tylnej powierzchni tarczy turbiny oraz poprzez tarczę dociskową z wnękami wewnętrznymi ostrzy. Ściana czołowa wspornika turbiny posiada otwory przelotowe, a zewnętrzna powierzchnia obudowy turbiny ostatniego stopnia wykonana jest w postaci części wewnętrznej powierzchni kanału zewnętrznego obrysu silnika.

Nowością w modelu użytkowym jest to, że układ chłodzenia dodatkowo wyposażony jest na wlocie we wlot powietrza za jednym z pośrednich stopni sprężarki, połączony rurociągiem z wydrążonym kolektorem powietrza na wylocie. Układ chłodzenia jest wyposażony w urządzenie do regulacji dopływu powietrza do wnęki przylegającej do tylnej powierzchni turbiny ostatniego stopnia. Urządzenie sterujące zawiera obrotowy pierścień z napędem. Pierścień obrotowy styka się ze ścianą końcową wspornika turbiny. W końcowej ścianie podpory wykonane są dwa otwory. Jeden otwór jest połączony z pierścieniową wnęką podpory turbiny ostatniego stopnia, a drugi jest połączony z wnęką kolektora powietrza, umieszczoną w pierścieniowej wnęce podpory turbiny. Obrotowy pierścień urządzenia sterującego wyposażony jest w przelotowy otwór eliptyczny umieszczony z możliwością naprzemiennej komunikacji z jednym z dwóch otworów przelotowych ściany czołowej obudowy turbiny.

Wykonanie układu chłodzenia ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia bypassowego silnika turboodrzutowego zgodnie z zastrzeganym wzorem użytkowym zapewnia:

Dodatkowe zasilanie układu chłodzenia na wlocie z wlotem powietrza za jednym ze stopni pośrednich sprężarki, połączonym rurociągiem z wydrążonym kolektorem powietrza na wylocie, komunikującym się z wnęką, tylnej powierzchni tarczy ostatni stopień turbiny, zapewnia gwarantowane chłodzenie w trybach maksymalnych, w tym w trybie startowym;

Zasilanie układu chłodzenia urządzeniem do regulacji dopływu powietrza do wnęki przylegającej do tylnej powierzchni tarczy ostatniego stopnia turbiny z pośredniego stopnia sprężarki lub z obwodu zewnętrznego zapewnia wydajne chłodzenie łopaty wirnika LPT we wszystkich trybach pracy silnika. Urządzenie sterujące pozwala łączyć pozytywne cechy obu układów chłodzenia, to znaczy łącząc szeregowo różne kanały doprowadzające powietrze chłodzące, najbardziej racjonalne jest zapewnienie sprawności i wydajności układu chłodzenia turbiny w całym zakresie pracy silnika tryby, a tym samym poprawić właściwości trakcyjne, ekonomiczne i zasobowe silnika. Zatem w trybie startowym urządzenie sterujące jest podłączone w taki sposób, że powietrze chłodzące z pośredniego stopnia sprężarki jest dostarczane pod ciśnieniem wystarczającym do skutecznego schłodzenia ostatniego stopnia turbiny. Umożliwia to albo zwiększenie żywotności turbiny i całego silnika przy stałym natężeniu przepływu powietrza chłodzącego, albo zmniejszenie natężenia przepływu powietrza chłodzącego, a tym samym zwiększenie właściwości trakcyjnych silnika. Powietrze w kanale obiegu zewnętrznego nie ma nadciśnienia niezbędnego do wydajnego chłodzenia. W trybie przelotowym urządzenie sterujące zapewnia dopływ powietrza chłodzącego z kanału obwodu zewnętrznego, podczas gdy kanał do pobierania powietrza ze sprężarki jest zablokowany (pozycja pierścienia jest przełączana sygnałem w zależności od prędkości obrotowej niskiego -ciśnienie wału turbiny silnika n nd i temperatura stagnacji powietrza na wlocie do silnika T*N). Ze względu na to, że powietrze chłodzące nie ulega sprężeniu w sprężarce, wymagana moc HPC maleje, a energia swobodna płynu roboczego za turbiną wzrasta; prowadzi to do wzrostu ciągu silnika i jego wydajności. Ponadto powietrze z kanału zewnętrznego obwodu ma duże zasoby chłodzące, co albo zwiększy żywotność turbiny i całego silnika jako całości przy stałym natężeniu przepływu powietrza chłodzącego, albo zmniejszy zużycie powietrza chłodzącego a tym samym jeszcze bardziej zwiększyć sprawność silnika.

W ten sposób rozwiązano problem postawiony we wzorze użytkowym - zwiększenie sprawności silnika turbowentylatorowego poprzez zagwarantowanie chłodzenia ostatniego stopnia turbiny w trybach maksymalnych (np.

Niniejszy wzór użytkowy objaśnia poniższy szczegółowy opis układu chłodzenia i jego działania w odniesieniu do rysunków przedstawionych na rysunkach 1-3, gdzie

figura 1 przedstawia schematycznie przekrój podłużny ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia silnika turboodrzutowego obejściowego i jej układu chłodzenia;

figura 2 - widok A na figurze 1;

rysunek 3 - przekrój B-B na rysunku 2.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia bocznikowego silnika turboodrzutowego zawiera (patrz rysunek 1) wlot powietrza 1 z obwodu zewnętrznego 2 silnika. Wlot powietrza 1 komunikuje się z wnęką 3 sąsiadującą z tylną powierzchnią tarczy 4 turbiny poprzez wnękę 5 zębatek 6 i wnękę pierścieniową 7 obudowy turbiny ostatniego stopnia wyposażonej w przednią ściankę końcową 8 otworami przelotowymi 9 (patrz rys. 2, 3) turbiny oraz kanałami 10 w tarczy 4 z wewnętrznymi wnękami łopatek 11.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego bypass zawiera dodatkowo wlot powietrza za jednym z pośrednich stopni sprężarki na wlocie (wlot powietrza i pośrednie stopnie sprężarki nie są pokazane na rysunku 1). Ten wlot powietrza jest połączony rurociągiem 12 z wydrążonym kolektorem powietrza 13 na wylocie przylegającym do ściany końcowej 8 obudowy turbiny z otworami przelotowymi 14 (patrz rys. 2, 3).

Ponadto układ chłodzenia jest wyposażony w urządzenie do regulacji dopływu powietrza do wnęki 3 sąsiadującej z tylną powierzchnią tarczy 4 turbiny ostatniego stopnia. Urządzenie sterujące wykonane jest w postaci obrotowego pierścienia 15 (patrz rys. 1-3) z napędem (napędu nie pokazano) stykającego się ze ścianą czołową 8 obudowy turbiny, gdzie otwór 9 zapewnia wnękę komunikacyjną 3 z pierścieniową wnęką 7, a otwór 14 zapewnia komunikację wnęki 3 z wnęką 16 kolektora powietrza 13 znajdującego się w pierścieniowej wnęce 7 wspornika turbiny. Napęd obrotowego pierścienia 15 może być wykonany na przykład w postaci silnika pneumatycznego lub napędu podobnego typu. Pierścień obrotowy 15 urządzenia sterującego ma eliptyczny otwór przelotowy 17, który umożliwia naprzemienne połączenie z otworami przelotowymi 9, 14 w ścianie czołowej 8 wspornika turbiny.

Proponowany układ chłodzenia zawiera wlot powietrza a (wlot powietrza nie pokazany na rysunku 1) za jednym z pośrednich stopni sprężarki, wlot powietrza 1b z kanału obiegu zewnętrznego 2. Działanie układu zasilania powietrzem chłodzącym jest Opisane poniżej.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia bocznikowego silnika turboodrzutowego działa w następujący sposób. Pierścień 15 może znajdować się w dwóch położeniach. Po obróceniu pierścienia 15 do pozycji I (patrz rys. 2) (tryb startowy silnika) powietrze przepływa przewodem 12, pod działaniem różnicy ciśnień, przez kolektor powietrza 13, otwór 14 w ściankę 8 i otwór 17 w pierścieniu 15 do wnęki 3 , przylegającej do tylnej powierzchni tarczy 4. W tym przypadku przejście do wnęki 3 powietrza b jest blokowane przez pierścień 15. Kiedy pierścień 15 jest obrócony do położenia II (nie pokazano) (tryb przelotowy), otwór 17 jest obracany tak, że otwór 14 jest blokowany przez pierścień 15, a powietrze b dostaje się do wnęki 3 przez otwór 9 i otwór 17 w pierścieniu 15. W tym przypadku powietrze a, pobrane za pośrednim stopniem sprężarki, nie dostaje się do wnęki 3.

Przełączenie pierścienia 15 w położenie I lub II odbywa się sygnałem zależnym od prędkości obrotowej n wału turbiny niskiego ciśnienia silnika oraz temperatury stagnacji powietrza na wlocie do silnika T* N. Przy dużych wartościach ​​parametru (praca silnika startowego), pierścień 15 znajduje się w pozycji I , przy niskich wartościach parametru (tryb tempomatu) - w położeniu II.

Wykonanie układu chłodzenia zgodnie z deklarowanym rozwiązaniem technicznym pozwala na zapewnienie niezbędnego chłodzenia ostatniego stopnia turbiny niskiego ciśnienia we wszystkich trybach pracy silnika, przy jednoczesnym zwiększeniu sprawności i ekonomiczności jego pracy.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia osiowej turbiny niskiego ciśnienia obejściowego silnika turboodrzutowego, zawierający wlot powietrza z zewnętrznego obrysu silnika, komunikujący się przez wnęki zębatek i pierścieniową wnękę wspornika turbiny ostatniego stopnia, wyposażonego w przednią ściankę końcową, z wnęką przylegającą do tylnej powierzchni tarczy turbiny, a przez ciśnienie w tarczę z wewnętrznymi wnękami łopatek, przy czym ściana czołowa wspornika turbiny posiada otwory przelotowe, charakteryzująca się tym, że układ chłodzenia jest dodatkowo wyposażony na wlocie we wlot powietrza za jednym ze stopni pośrednich sprężarki, połączony rurociągiem z wydrążonym kolektorem powietrza na wylocie oraz urządzenie do regulacji dopływu powietrza do wnęki przylegającej do tylna powierzchnia turbiny ostatniego stopnia, gdzie urządzenie sterujące wykonane jest w postaci obrotowego pierścienia z napędem stykającym się ze ścianą czołową obudowy turbiny, w ścianie czołowej obudowy wykonane są dwa otwory, gdzie jeden otwór jest połączony z pierścieniem z wnęką wspornika turbiny ostatniego stopnia, a drugi z wnęką kolektora powietrza umieszczoną w pierścieniowej wnęce obudowy turbiny, pierścień obrotowy urządzenia sterującego wyposażony jest w przelotowy eliptyczny otwór umieszczony z możliwością naprzemiennego komunikowania się z jednym z dwóch otworów przelotowych ściany czołowej obudowy turbiny.

Do Silniki lotnicze obejmują wszystkie typy silników cieplnych stosowanych jako urządzenia napędowe statków powietrznych typu lotniczego, tj. urządzenia wykorzystujące właściwości aerodynamiczne do poruszania się, manewrowania itp. w atmosferze (samoloty, śmigłowce, pociski manewrujące klasy „B-B”, „V-3” , „3-V”, „3-3”, systemy lotnicze itp.). Oznacza to szeroką gamę używanych silników - od tłokowych po rakietowe.

Silniki lotnicze (rys. 1) dzielą się na trzy szerokie klasy:

• tłok (PD);
• strumień powietrza (RDW włącznie z GTD);
• pocisk (R & D lub RKD).

Bardziej szczegółowej klasyfikacji podlegają dwie ostatnie klasy, w szczególności klasa RDW.

Przez zasada sprężania powietrza WRD dzielą się na:

• kompresor , tj. obejmujące sprężarkę do mechanicznego sprężania powietrza;
• bez sprężarki :
  • raz przez RDW ( SPVRD) ze sprężaniem powietrza tylko od ciśnienia prędkości;
  • tętniący RDW ( PUVRD) z dodatkową kompresją powietrza w specjalnych przerywanych urządzeniach gazodynamicznych.

Klasa silnika rakietowego LRE odnosi się również do typu sprężarki silników cieplnych, ponieważ w tych silnikach płyn roboczy (paliwo) jest sprężany w stanie ciekłym w jednostkach turbopompowych.

Silnik rakietowy na paliwo stałe (RDTT) nie ma specjalnego urządzenia do sprężania płynu roboczego. Przeprowadza się go na początku spalania paliwa w półzamkniętej przestrzeni komory spalania, w której znajduje się wsad paliwa.

Przez Zasada działania jest podział: PD oraz PUVRD pracować w cyklu czasopismo akcje, podczas RDW, GTD oraz RKD cykl jest wykonywany ciągły działania. Daje im to przewagę pod względem względnej mocy, ciągu, masy itp., Co zadecydowało w szczególności o celowości ich zastosowania w lotnictwie.

Przez zasada ciągu odrzutowego WRD dzielą się na:

• silniki reakcji bezpośredniej;
• silniki reakcji pośredniej.

Silniki pierwszego typu bezpośrednio wytwarzają siłę pociągową (ciąg P) - to wszystko silniki rakietowe (RKD), silnik turboodrzutowy bez dopalacza iz komorami dopalaczy ( TRD oraz TRDF), obejście turboodrzutowe (turbowentylator oraz TRDDF), raz przez naddźwiękowy i hipersoniczny ( SPVRD oraz odrzutowiec), tętniący (PUVRD) i liczne połączone silniki.

Silniki z turbiną gazową o reakcji pośredniej (GTD) przekazują generowaną przez nie moc do specjalnego śmigła (śmigła, śmigła, wirnika głównego helikoptera itp.), które wytwarza siłę pociągową na tej samej zasadzie strumienia powietrza ( turbośmigłowy , turbośmigłowy , turbował silniki - TVD, TVVD, TVGTD). W tym sensie klasa RDWłączy wszystkie silniki, które wytwarzają ciąg zgodnie z zasadą strumienia powietrza.

W oparciu o rozważane typy silników prostych obwodów, szereg połączone silniki , łącząc cechy i zalety silników różnych typów, na przykład klas:

• silniki turboodrzutowe - TRDP (TRD lub turbowentylator + SPVRD);
• rakieta strumieniowa - RPD (LRE lub RDTT + SPVRD lub odrzutowiec);
• turbina rakietowa - BRT (TRD + LRE);

i wiele innych kombinacji silników o bardziej złożonych schematach.

Silniki tłokowe (PD)

Dwurzędowy, 14-cylindrowy, promieniowy silnik tłokowy chłodzony powietrzem. Formularz ogólny.

silnik tłokowy (Język angielski) silnik tłokowy ) -

Klasyfikacja silników tłokowych. Samolotowe silniki tłokowe można podzielić według różnych kryteriów:

• W zależności od rodzaju stosowanego paliwa- do silników na paliwa lekkie lub ciężkie.
• Według metody mieszania- w silnikach z mieszanką zewnętrzną (gaźnik) i silnikach z mieszanką wewnętrzną (bezpośredni wtrysk paliwa do cylindrów).
• W zależności od metody zapłonu mieszanki- do silników o zapłonie iskrowym i samoczynnym.
• W zależności od liczby uderzeń- do silników dwusuwowych i czterosuwowych.
• W zależności od metody chłodzenia- do silników chłodzonych cieczą i powietrzem.
• Według liczby cylindrów- do silników czterocylindrowych, pięciocylindrowych, dwunastocylindrowych itp.
• W zależności od położenia cylindrów- rzędowy (z walcami ułożonymi w rzędzie) i gwiaździsty (z walcami ułożonymi w okrąg).

Z kolei silniki rzędowe dzielą się na jednorzędowe, dwurzędowe w kształcie litery V, trzyrzędowe w kształcie litery W, czterorzędowe w kształcie litery H lub X. Silniki osiowe są również podzielone na jednorzędowe, dwurzędowe i wielorzędowe.

• Z natury zmiana mocy w zależności od zmiany wysokości- na duże wysokości, tj. silniki, które zachowują moc, gdy samolot wznosi się na wysokość, oraz silniki na małych wysokościach, których moc maleje wraz ze wzrostem wysokości lotu.
• Metoda napędu śmigła- dla silników z bezpośrednim przełożeniem na śmigło i motoreduktorów.

Nowoczesne samolotowe silniki tłokowe to czterosuwowe silniki gwiazdowe napędzane benzyną. Cylindry silników tłokowych są zwykle chłodzone powietrzem. Wcześniej w lotnictwie stosowano również silniki tłokowe z cylindrami chłodzonymi wodą.

Spalanie paliwa w silniku tłokowym odbywa się w cylindrach, podczas gdy energia cieplna jest przekształcana w energię mechaniczną, ponieważ pod ciśnieniem powstających gazów tłok porusza się do przodu. Z kolei ruch postępowy tłoka jest zamieniany na ruch obrotowy wału korbowego silnika poprzez korbowód, który jest ogniwem łączącym cylinder z tłokiem i wałem korbowym.

Silniki z turbiną gazową (GTE)

Silnik turbiny gazowej - silnik cieplny przeznaczony do przekształcania energii spalania paliwa w energię kinetyczną strumienia i (lub) w pracę mechaniczną na wale silnika, którego głównymi elementami są sprężarka, komora spalania i turbina gazowa.

Silniki jednowałowe i wielowałowe

Najprostszy silnik z turbiną gazową ma tylko jedną turbinę, która napędza sprężarkę i jednocześnie jest źródłem mocy użytkowej. Nakłada to ograniczenia na tryby pracy silnika.

Czasami silnik jest wielowałowy. W tym przypadku jest kilka turbin połączonych szeregowo, z których każda napędza własny wał. Turbina wysokiego ciśnienia (pierwsza po komorze spalania) zawsze napędza sprężarkę silnika, a kolejne mogą napędzać zarówno obciążenie zewnętrzne (śmigła śmigłowca lub statku, potężne generatory elektryczne itp.), jak i dodatkowe sprężarki samego silnika, znajduje się przed głównym.

Zaletą silnika wielowałowego jest to, że każda turbina pracuje z optymalną prędkością i obciążeniem. Przy obciążeniu napędzanym z wału silnika jednowałowego reakcja silnika na przepustnicę, czyli zdolność do szybkiego rozkręcania się, byłaby bardzo słaba, ponieważ turbina musi dostarczać moc zarówno po to, aby zapewnić silnikowi dużej ilości powietrza (moc jest ograniczona ilością powietrza) oraz do przyspieszenia ładunku. Dzięki schematowi dwuwałowemu lekki wirnik wysokociśnieniowy szybko wchodzi w tryb, dostarczając silnikowi powietrze, a turbinę niskiego ciśnienia dużą ilość gazów do przyspieszenia. Możliwe jest również użycie słabszego rozrusznika do przyspieszenia, gdy uruchamia się tylko wirnik wysokiego ciśnienia.

Silnik turboodrzutowy (TRD)

Silnik turboodrzutowy (Język angielski) silnik turboodrzutowy ) - silnik cieplny wykorzystujący turbinę gazową, a ciąg strumienia powstaje, gdy produkty spalania wypływają z dyszy strumieniowej. Część pracy turbiny zużywana jest na sprężanie i podgrzewanie powietrza (w sprężarce).

Schemat silnika turboodrzutowego:
1. urządzenie wejściowe;
2. sprężarka osiowa;
3. komora spalania;
4. łopaty turbin;
5. dysza.

W silniku turboodrzutowym sprężanie płynu roboczego na wlocie do komory spalania i duża wartość przepływu powietrza przez silnik uzyskuje się dzięki łącznemu działaniu napływającego strumienia powietrza i sprężarki znajdującej się w przewodzie TRD bezpośrednio po urządzenie wlotowe, przed komorą spalania. Sprężarka napędzana jest przez turbinę zamontowaną z nią na tym samym wale i pracującą na tym samym płynie roboczym, podgrzewanym w komorze spalania, z której powstaje strumień strumieniowy. W urządzeniu wlotowym statyczne ciśnienie powietrza wzrasta z powodu spowolnienia przepływu powietrza. W sprężarce całkowite ciśnienie powietrza wzrasta z powodu pracy mechanicznej wykonywanej przez sprężarkę.

Stosunek ciśnień w sprężarce jest jednym z najważniejszych parametrów silnika turboodrzutowego, ponieważ od niego zależy efektywna sprawność silnika. Jeśli dla pierwszych próbek silników turboodrzutowych wskaźnik ten wynosił 3, to dla nowoczesnych osiąga 40. Aby zwiększyć stabilność gazowo-dynamiczną sprężarek, wykonuje się je w dwóch etapach. Każda z kaskad pracuje z własną prędkością i jest napędzana przez własną turbinę. W tym przypadku wał 1. stopnia sprężarki (niskie ciśnienie), obracany przez ostatnią (najniższą prędkość obrotową) turbinę, przechodzi wewnątrz wału drążonego sprężarki drugiego stopnia (wysokie ciśnienie). Stopnie silnika są również nazywane wirnikami niskiego i wysokiego ciśnienia.

Komora spalania większości silników turboodrzutowych ma kształt pierścienia, a wał turbiny-sprężarki przechodzi wewnątrz pierścienia komory. Po wejściu do komory spalania powietrze jest dzielone na 3 strumienie:

• powietrze pierwotne- wchodzi przez przednie otwory w komorze spalania, zwalnia przed wtryskiwaczami i bierze bezpośredni udział w tworzeniu mieszanki paliwowo-powietrznej. Bezpośrednio zaangażowany w spalanie paliwa. Mieszanka paliwowo-powietrzna w strefie spalania paliw w RDW ma skład zbliżony do stechiometrycznego.
• powietrze wtórne- wchodzi przez boczne otwory w środkowej części ścianek komór spalania i służy do ich schłodzenia poprzez wytworzenie strumienia powietrza o znacznie niższej temperaturze niż w strefie spalania.
• powietrze trzeciorzędowe- wchodzi przez specjalne kanały powietrzne w wylotowej części ścianek komory spalania i służy do wyrównania pola temperatur płynu roboczego przed turbiną.

Mieszanina gaz-powietrze rozpręża się, a część jej energii zamieniana jest w turbinie poprzez łopatki wirnika na energię mechaniczną obrotu wału głównego. Energia ta jest zużywana przede wszystkim na pracę sprężarki, a także jest wykorzystywana do napędzania jednostek silnikowych (pompy wspomagania paliwa, pompy oleju itp.) oraz napędzania generatorów elektrycznych, które dostarczają energię do różnych systemów pokładowych.

Główna część energii rozprężającej się mieszanki gazowo-powietrznej jest wykorzystywana do przyspieszenia przepływu gazu w dyszy, który z niej wypływa, tworząc ciąg strumienia.

Im wyższa temperatura spalania, tym wyższa sprawność silnika. Aby zapobiec zniszczeniu części silnika, stosuje się stopy żaroodporne wyposażone w układy chłodzenia i powłoki termoizolacyjne.

Silnik turboodrzutowy z dopalaczem (TRDF)

Silnik turboodrzutowy z dopalaczem - modyfikacja silnika turboodrzutowego, stosowana głównie w samolotach naddźwiękowych. Różni się od silnika turboodrzutowego obecnością dopalacza między turbiną a dyszą strumieniową. Dodatkowa ilość paliwa jest dostarczana do tej komory przez specjalne dysze, które są spalane. Proces spalania jest organizowany i stabilizowany za pomocą urządzenia czołowego, które zapewnia mieszanie odparowanego paliwa ze strumieniem głównym. Wzrost temperatury związany z doprowadzeniem ciepła do dopalacza zwiększa dostępną energię produktów spalania, a co za tym idzie prędkość spalin z dyszy strumieniowej. W związku z tym ciąg odrzutowy (dopalacz) również wzrasta do 50%, ale gwałtownie wzrasta zużycie paliwa. Silniki z dopalaczem generalnie nie są używane w lotnictwie komercyjnym ze względu na niskie zużycie paliwa.

Dwuobwodowy silnik turboodrzutowy (TRDD)

Pierwszym, który zaproponował koncepcję silnika turbowentylatorowego w krajowym przemyśle silników lotniczych był A. M. Lyulka (na podstawie badań prowadzonych od 1937 r. A. M. Lyulka złożył wniosek o wynalezienie silnika turboodrzutowego typu bypass. Certyfikat praw autorskich przyznano 22 kwietnia, 1941.)

Można powiedzieć, że od lat 60-tych do dnia dzisiejszego w przemyśle silników lotniczych trwa era silników turbowentylatorowych. Silniki turbowentylatorowe różnych typów są najpowszechniejszą klasą silników turbowentylatorowych stosowanych w samolotach, od szybkich myśliwców przechwytujących z turbowentylatorami o niskim obejściu po gigantyczne komercyjne i wojskowe samoloty transportowe z turbowentylatorami o wysokim obejściu.

Schemat silnika obejściowego turboodrzutowego:
1. sprężarka niskiego ciśnienia;
2. kontur wewnętrzny;
3. strumień wyjściowy obwodu wewnętrznego;
4. strumień wyjściowy obwodu zewnętrznego.

Podstawy ominąć silniki turboodrzutowe opracowano zasadę doprowadzenia do silnika turboodrzutowego dodatkowej masy powietrza przechodzącej przez obwód zewnętrzny silnika, co umożliwia uzyskanie silników o wyższej sprawności lotu w porównaniu z konwencjonalnymi silnikami turboodrzutowymi.

Po przejściu przez wlot powietrze dostaje się do sprężarki niskiego ciśnienia, zwanej wentylatorem. Za wentylatorem powietrze jest dzielone na 2 strumienie. Część powietrza dostaje się do obwodu zewnętrznego i omijając komorę spalania tworzy strumień strumienia w dyszy. Pozostała część powietrza przepływa przez wewnętrzny obieg całkowicie identyczny jak we wspomnianym wyżej silniku turbowentylatorowym, z tą różnicą, że ostatnimi stopniami turbiny w silniku turbowentylatorowym jest napęd wentylatora.

Jednym z najważniejszych parametrów silnika turbowentylatorowego jest współczynnik obejścia (m), czyli stosunek przepływu powietrza przez obieg zewnętrzny do przepływu powietrza przez obieg wewnętrzny. (m \u003d G 2 / G 1, gdzie G 1 i G 2 to odpowiednio przepływ powietrza przez obieg wewnętrzny i zewnętrzny.)

Gdy współczynnik obejścia jest mniejszy niż 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - strumienie są wyrzucane osobno, ponieważ mieszanie jest utrudnione ze względu na znaczną różnicę ciśnień i prędkości.

Silnik turbowentylatorowy oparty jest na zasadzie zwiększenia sprawności lotu silnika, poprzez zmniejszenie różnicy między prędkością wydechu płynu roboczego z dyszy a prędkością lotu. Zmniejszenie ciągu, które spowoduje zmniejszenie tej różnicy prędkości, jest kompensowane przez zwiększenie przepływu powietrza przez silnik. Konsekwencją wzrostu przepływu powietrza przez silnik jest zwiększenie powierzchni przedniego odcinka wlotu silnika, co skutkuje zwiększeniem średnicy wlotu silnika, co prowadzi do wzrostu jego oporu i masa. Innymi słowy, im wyższy współczynnik obejścia, tym większa średnica silnika, przy czym wszystkie inne rzeczy są równe.

Wszystkie silniki turbowentylatorowe można podzielić na 2 grupy:

• z przepływami mieszającymi za turbiną;
• bez mieszania.

W silniku turbowentylatorowym z mieszanką przepływów ( TRDDsm) przepływy powietrza z obiegów zewnętrznych i wewnętrznych wchodzą do jednej komory mieszania. W komorze mieszania strumienie te mieszają się i opuszczają silnik przez pojedynczą dyszę o tej samej temperaturze. TRDSM są bardziej wydajne, jednak obecność komory mieszania prowadzi do zwiększenia gabarytów i masy silnika

Silniki turbowentylatorowe, podobnie jak silniki turbowentylatorowe, mogą być wyposażone w regulowane dysze i dopalacze. Z reguły są to silniki turbowentylatorowe o niskim współczynniku obejścia dla naddźwiękowych samolotów wojskowych.

Wojskowy turbowentylator EJ200 (m=0,4)

Obejście silnika turboodrzutowego z dopalaczem (TRDDF)

Dwuobwodowy silnik turboodrzutowy z dopalaczem - modyfikacja silnika turbowentylatorowego. Różni się obecnością komory dopalacza. Znalazł szerokie zastosowanie.

Produkty spalania opuszczające turbinę mieszają się z powietrzem pochodzącym z obiegu zewnętrznego, a następnie ciepło dostarczane jest do ogólnego strumienia w dopalaczu, który działa na takiej samej zasadzie jak w TRDF. Produkty spalania w tym silniku wypływają z jednej wspólnej dyszy strumieniowej. Taki silnik nazywa się dwuobwodowy silnik ze wspólnym dopalaczem.

TRDDF z odchylanym wektorem ciągu (OVT).

Sterowanie wektorem ciągu (VCT) / Odchylenie wektora ciągu (VVT)

Specjalne dysze obrotowe, w niektórych silnikach turbowentylatorowych (F), umożliwiają odchylenie przepływu płynu roboczego wypływającego z dyszy względem osi silnika. OVT prowadzi do dodatkowych strat ciągu silnika z powodu dodatkowej pracy przy obracaniu strumienia i komplikuje sterowanie samolotem. Ale te niedociągnięcia są w pełni rekompensowane przez znaczny wzrost zwrotności i zmniejszenie rozbiegu samolotu do startu i lądowania, aż do pionowego startu i lądowania włącznie. OVT jest używany wyłącznie w lotnictwie wojskowym.

Silnik turbowentylatorowy / turbowentylatorowy o wysokim obejściu

Schemat silnika turbowentylatorowego:
1. wentylator;
2. owiewka ochronna;
3. turbosprężarka;
4. strumień wyjściowy obwodu wewnętrznego;
5. strumień wyjściowy obwodu zewnętrznego.

silnik turbowentylatorowy (Język angielski) silnik turbowentylatorowy ) to silnik turbowentylatorowy o wysokim współczynniku obejścia (m>2). Tutaj kompresor niskiego ciśnienia zamienia się w wentylator, który różni się od kompresora mniejszą liczbą stopni i większą średnicą, a gorący strumień praktycznie nie miesza się z zimnym.

Ten typ silnika wykorzystuje jednostopniowy wentylator o dużej średnicy, który zapewnia wysoki przepływ powietrza przez silnik przy wszystkich prędkościach lotu, w tym przy niskich prędkościach startu i lądowania. Ze względu na dużą średnicę wentylatora, dysza zewnętrznego konturu takich silników turbowentylatorowych staje się dość ciężka i często jest skracana za pomocą prostowników (stałych łopatek, które obracają strumień powietrza w kierunku osiowym). W związku z tym większość silników turbowentylatorowych o wysokim współczynniku obejścia - bez mieszania.

Urządzenie kontur wewnętrzny takie silniki są podobne do silnika turboodrzutowego, którego ostatnimi stopniami turbiny jest napęd wentylatora.

Pętla zewnętrzna Taki silnik turbowentylatorowy jest z reguły jednostopniowym wentylatorem o dużej średnicy, za którym znajduje się łopatka kierująca wykonana ze stałych łopatek, które przyspieszają przepływ powietrza za wentylatorem i obracają go, prowadząc do kierunku osiowego, kontur zewnętrzny zakończony dyszą.

Ze względu na fakt, że wentylator takich silników ma z reguły dużą średnicę, a stopień wzrostu ciśnienia powietrza w wentylatorze nie jest duży, dysza obwodu zewnętrznego takich silników jest raczej krótka. Odległość od wlotu silnika do wylotu dyszy konturu zewnętrznego może być znacznie mniejsza niż odległość od wlotu silnika do wylotu dyszy konturu wewnętrznego. Z tego powodu dość często dysza konturu zewnętrznego jest mylona z owiewką wentylatora.

Silniki turbowentylatorowe o wysokim współczynniku obejścia mają konstrukcję dwu- lub trzywałową.

Zalety i wady.

Główną zaletą takich silników jest ich wysoka sprawność.

Wady - duża waga i wymiary. Zwłaszcza - duża średnica wentylatora, która powoduje znaczny opór powietrza w locie.

Zakres takich silników to komercyjne samoloty pasażerskie dalekiego i średniego zasięgu, wojskowe lotnictwo transportowe.

Silnik turbośmigłowy (TVVD)

Silnik turbośmigłowy (Język angielski) silnik turbo propfan ) -

Dziś lotnictwo składa się prawie w 100% z maszyn, które wykorzystują elektrownię typu turbina gazowa. Innymi słowy, silniki z turbiną gazową. Jednak pomimo rosnącej obecnie popularności podróży samolotem, niewiele osób wie, jak działa ten brzęczący i gwiżdżący kontener, który wisi pod skrzydłem samolotu pasażerskiego.

Zasada działania silnik turbiny gazowej.

Silnik z turbiną gazową, podobnie jak silnik tłokowy w każdym samochodzie, odnosi się do silników spalinowych. Oba przekształcają energię chemiczną paliwa w ciepło poprzez spalanie, a następnie w użyteczną, mechaniczną. Jednak sposób, w jaki to się dzieje, jest nieco inny. W obu silnikach zachodzą 4 główne procesy - są to: dolot, sprężanie, rozprężanie, wydech. Tych. w każdym razie powietrze (z atmosfery) i paliwo (ze zbiorników) najpierw dostają się do silnika, następnie powietrze jest sprężane i wtryskiwane jest do niego paliwo, po czym mieszanina zapala się, dzięki czemu znacznie się rozszerza i ostatecznie jest uwalniana do atmosfery. Spośród wszystkich tych działań tylko ekspansja daje energię, cała reszta jest niezbędna do zapewnienia tego działania.

Jaka jest różnica. W silnikach turbinowych wszystkie te procesy zachodzą stale i jednocześnie, ale w różnych częściach silnika, aw silniku tłokowym w jednym miejscu, ale w różnych momentach i po kolei. Ponadto im bardziej sprężone powietrze, tym więcej energii można uzyskać podczas spalania, a dziś stopień sprężania silników z turbiną gazową osiągnął już 35-40:1, tj. podczas przechodzenia przez silnik powietrze zmniejsza swoją objętość i odpowiednio zwiększa swoje ciśnienie 35-40 razy. Dla porównania w silnikach tłokowych liczba ta nie przekracza 8-9: 1, w najnowocześniejszych i najbardziej zaawansowanych modelach. W związku z tym, mając taką samą wagę i wymiary, silnik z turbiną gazową jest znacznie mocniejszy, a jego wydajność jest wyższa. To jest powód tak powszechnego stosowania silników z turbiną gazową w dzisiejszym lotnictwie.

A teraz więcej o projekcie. Wymienione powyżej cztery procesy zachodzą w silniku, co obrazuje uproszczony schemat pod numerami:

• wlot powietrza - 1 (wlot powietrza)
• kompresja - 2 (sprężarka)
• mieszanie i zapłon - 3 (komora spalania)
• wydech - 5 (dysza wydechowa)
• Tajemnicza sekcja pod numerem 4 nazywa się turbiną. Jest integralną częścią każdego silnika turbinowego, jego celem jest pozyskiwanie energii z gazów, które opuszczają komorę spalania przy dużych prędkościach, i znajduje się na tym samym wale co napędzająca go sprężarka (2).

W ten sposób uzyskuje się zamknięty cykl. Powietrze dostaje się do silnika, jest sprężane, mieszane z paliwem, zapalane, kierowane do łopatek turbiny, które pobierają do 80% mocy gazu do obracania sprężarki, wszystko to decyduje o ostatecznej mocy silnika, którą można wykorzystać w wiele sposobów.

W zależności od sposobu dalszego wykorzystania tej energii silniki turbinowe dzielą się na:

• silnik turboodrzutowy
• turbośmigłowy
• turbowentylator
• turbował

Silnik pokazany na powyższym schemacie to silnik turboodrzutowy. Można powiedzieć, że jest to „czysta” turbina gazowa, ponieważ po przejściu przez turbinę, która obraca sprężarkę, gazy wydostają się z silnika przez dyszę wydechową z dużą prędkością i tym samym popychają samolot do przodu. Takie silniki są obecnie stosowane głównie w szybkich samolotach bojowych.

turbośmigłowy silniki różnią się od silników turboodrzutowych tym, że posiadają dodatkową sekcję turbiny, zwaną też turbiną niskiego ciśnienia, składającą się z jednego lub więcej rzędów łopatek, które pobierają energię pozostałą po turbinie sprężarki z gazów i tym samym obracają śrubę napędową, który może być umieszczony zarówno z przodu, jak iz tyłu silnika. Za drugą sekcją turbiny gazy spalinowe faktycznie wydostają się grawitacyjnie, nie mając praktycznie żadnej energii, więc do ich usunięcia służą właśnie rury wydechowe. Podobne silniki są używane w samolotach o małej prędkości i na małej wysokości.

Turbofany silniki mają podobny schemat z turbośmigłowymi, tylko druga sekcja turbiny nie pobiera całej energii ze spalin, więc te silniki mają również dyszę wydechową. Ale główna różnica polega na tym, że turbina niskiego ciśnienia napędza wentylator, który jest zamknięty w obudowie. Dlatego taki silnik nazywany jest również silnikiem dwuobwodowym, ponieważ powietrze przepływa przez obieg wewnętrzny (sam silnik) oraz zewnętrzny, który jest niezbędny jedynie do ukierunkowania strumienia powietrza popychającego silnik do przodu. Ponieważ mają raczej „pucołowaty” kształt. To właśnie te silniki są stosowane w większości nowoczesnych samolotów pasażerskich, ponieważ są najbardziej ekonomiczne przy prędkościach zbliżonych do prędkości dźwięku i wydajne podczas lotu na wysokościach powyżej 7000-8000m i do 12000-13000m.

Turbował silniki są prawie identyczne pod względem konstrukcji jak silniki turbośmigłowe, z wyjątkiem tego, że wał połączony z turbiną niskiego ciśnienia wychodzi z silnika i może napędzać absolutnie wszystko. Silniki takie stosowane są w śmigłowcach, gdzie dwa lub trzy silniki napędzają jeden wirnik główny i tylne śmigło kompensacyjne. Nawet czołgi T-80 i amerykańskie Abramsy mają teraz podobne elektrownie.

Silniki z turbiną gazową są również klasyfikowane według innych oznaki:

• według typu urządzenia wejściowego (regulowane, nieregulowane)
• według typu sprężarki (osiowa, odśrodkowa, osiowo-odśrodkowa)
• w zależności od rodzaju toru powietrzno-gazowego (przelotowy, pętlowy)
• według typu turbiny (liczba stopni, liczba wirników itp.)
• według rodzaju dyszy strumieniowej (regulowana, nieregulowana) itp.

Silnik turboodrzutowy ze sprężarką osiową spotkał się z szerokim zastosowaniem. Przy pracującym silniku proces jest ciągły. Powietrze przechodzi przez dyfuzor, zwalnia i wchodzi do sprężarki. Następnie trafia do komory spalania. Paliwo jest również dostarczane do komory przez dysze, mieszanka jest spalana, produkty spalania przemieszczają się przez turbinę. Produkty spalania w łopatach turbiny rozszerzają się i powodują jej obrót. Ponadto gazy z turbiny o obniżonym ciśnieniu wchodzą do dyszy strumieniowej i wybuchają z dużą prędkością, tworząc ciąg. Maksymalna temperatura występuje również w wodzie komory spalania.

Sprężarka i turbina znajdują się na tym samym wale. Zimne powietrze jest dostarczane w celu schłodzenia produktów spalania. W nowoczesnych silnikach odrzutowych temperatura pracy może przekraczać temperaturę topnienia stopów łopat wirnika o około 1000°C. Układ chłodzenia części turbiny oraz dobór żaroodpornych i żaroodpornych części silnika to jeden z głównych problemów w projektowaniu silników odrzutowych wszystkich typów, w tym turboodrzutowych.

Cechą silników turboodrzutowych ze sprężarką odśrodkową jest konstrukcja sprężarek. Zasada działania takich silników jest podobna do silników ze sprężarką osiową.

Silnik turbiny gazowej. Wideo.

Przydatne powiązane artykuły.

W 2006 roku kierownictwo Perm Engine Building Complex i OAO Territorial Generating Company nr 9 (Oddział Perm) podpisały umowę na produkcję i dostawę elektrowni z turbiną gazową GTES-16PA na bazie GTE-16PA z PS- Silnik 90EU-16A.

Poprosiliśmy Daniila SULIMOVA, zastępcę głównego projektanta i głównego projektanta Aviadvigatel JSC, aby opowiedział nam o głównych różnicach między nowym silnikiem a istniejącym PS-90AGP-2.

Główną różnicą między elektrownią GTE-16PA a istniejącą GTU-16PER jest zastosowanie turbiny napędowej o prędkości obrotowej 3000 obr./min (zamiast 5300 obr./min). Zmniejszenie prędkości obrotowej umożliwia rezygnację z drogiej przekładni i zwiększenie niezawodności całej turbiny gazowej.

Dane techniczne silników GTU-16PER i GTE-16PA (w warunkach ISO)

Optymalizacja głównych parametrów turbiny energetycznej

Podstawowe parametry turbiny swobodnej (ST): średnica, droga przepływu, liczba stopni, sprawność aerodynamiczna są optymalizowane w celu zminimalizowania bezpośrednich kosztów eksploatacji.

Koszty eksploatacji obejmują koszt zakupu ST oraz koszty za określony (akceptowalny przez klienta jako okres zwrotu) okres eksploatacji. Wybór dość widocznego dla klienta okresu zwrotu (nie więcej niż 3 lata) umożliwił wdrożenie ekonomicznie uzasadnionego projektu.

Wyboru optymalnego wariantu wolnej turbiny do konkretnego zastosowania w ramach GTE-16PA dokonano w układzie silnika jako całości na podstawie porównania bezpośrednich kosztów eksploatacji dla każdego wariantu.

Za pomocą jednowymiarowego modelowania ST wyznaczono osiągalny poziom sprawności aerodynamicznej ST na podstawie średniej średnicy dla dyskretnie określonej liczby etapów. Wybrano optymalną dla tego wariantu część przepływową. Liczbę łopat, biorąc pod uwagę ich znaczący wpływ na koszt, dobrano z warunku zapewnienia współczynnika obciążenia aerodynamicznego Zweifela równego jeden.

Na podstawie wybranej drogi przepływu oszacowano masę SP oraz koszt produkcji. Następnie porównano warianty turbin w układzie silnika pod kątem bezpośrednich kosztów eksploatacji.

Przy doborze liczby stopni dla ST brana jest pod uwagę zmiana sprawności, koszty zakupu i eksploatacji (koszt paliwa).

Koszt pozyskania rośnie równomiernie wraz ze wzrostem kosztu własnego wraz ze wzrostem liczby etapów. W podobny sposób rośnie również realizowana efektywność – w wyniku zmniejszenia obciążenia aerodynamicznego sceny. Koszty eksploatacji (składnik paliwa) spadają wraz ze wzrostem wydajności. Jednak całkowite koszty mają wyraźne minimum na czterech stopniach w turbinie energetycznej.

W obliczeniach uwzględniono zarówno doświadczenia z własnych opracowań, jak i doświadczenia innych firm (wdrożonych w konkretnych projektach), co pozwoliło zapewnić obiektywność szacunków.

W ostatecznym projekcie, poprzez zwiększenie obciążenia na stopień i zmniejszenie sprawności ST z maksymalnej osiągalnej wartości o około 1%, udało się obniżyć całkowite koszty klienta o prawie 20%. Osiągnięto to poprzez obniżenie kosztu i ceny turbiny o 26% w stosunku do wariantu o maksymalnej sprawności.

Konstrukcja aerodynamiczna ST

Wysoką sprawność aerodynamiczną nowego ST przy odpowiednio dużym obciążeniu osiągnięto dzięki wykorzystaniu doświadczenia JSC Aviadvigatel w rozwoju turbin niskiego ciśnienia i turbin energetycznych, a także zastosowaniu wieloetapowych przestrzennych modeli aerodynamicznych z wykorzystaniem równań Eulera (bez lepkości) i Naviera-Stokesa (z uwzględnieniem lepkości).

Porównanie parametrów turbin energetycznych GTE-16PA i HPP Rolls-Royce

Porównanie parametrów ST GTE-16PA i najnowocześniejszego TRD z rodziny Rolls-Royce TRD (wykres Smitha) pokazuje, że pod względem kąta obrotu strumienia w łopatach (około 1050) nowy ST plasuje się na poziom turbin Rolls-Royce'a. Brak ścisłego ograniczenia ciężaru charakterystycznego dla konstrukcji lotniczych umożliwił nieznaczne zmniejszenie współczynnika obciążenia dH/U2 poprzez zwiększenie średnicy i prędkości obwodowej. Wartość prędkości wyjściowej (typowej dla konstrukcji naziemnych) pozwoliła na zmniejszenie względnej prędkości osiowej. Generalnie potencjał zaprojektowanego ST do realizacji efektywności jest na poziomie charakterystycznym dla etapów rodziny Trent.

Specyfiką aerodynamiki projektowanego ST jest również zapewnienie optymalnej wartości sprawności turbiny przy trybach częściowej mocy typowych dla pracy w trybie podstawowym.

Przy zachowaniu prędkości obrotowej zmiana (spadek) obciążenia ST prowadzi do zwiększenia kątów natarcia (odchylenie kierunku przepływu gazu na wlocie do łopatek od wartości obliczonej) na wlocie do krawędzie ostrza. Pojawiają się ujemne kąty natarcia, największe w ostatnich stopniach turbiny.

Konstrukcja rzędów łopat ST o dużej odporności na zmiany kątów natarcia jest zapewniona przez specjalne wyprofilowanie rzędów z dodatkową weryfikacją stabilności strat aerodynamicznych (wg modeli aerodynamicznych 2D/3D Naviera-Stokesa) przy dużych kątach napływu.

W rezultacie charakterystyka analityczna nowego ST wykazała znaczną odporność na ujemne kąty natarcia, a także możliwość wykorzystania ST do napędzania generatorów wytwarzających prąd o częstotliwości 60 Hz (przy prędkości obrotowej 3600 obr./min) czyli możliwość zwiększenia prędkości obrotowej o 20% bez zauważalnej utraty wydajności. Jednak w tym przypadku utrata wydajności jest praktycznie nieunikniona w trybach małej mocy (prowadząc do dodatkowego wzrostu ujemnych kątów natarcia).
Cechy konstrukcyjne ST
Aby zmniejszyć zużycie materiałów i wagę ST, zastosowano sprawdzone podejścia lotnicze do projektowania turbin. W rezultacie masa wirnika, pomimo zwiększenia średnicy i liczby stopni, okazała się równa masie wirnika turbiny napędowej GTU-16PER. Zapewniło to znaczne ujednolicenie przekładni, ujednolicono również układ olejowy, układ ciśnieniowy podpór i układ chłodzenia ST.
Zwiększono ilość i jakość powietrza wykorzystywanego do sprężania łożysk przekładni, w tym jego czyszczenia i chłodzenia. Jakość smarowania łożysk przekładni została również poprawiona poprzez zastosowanie wkładów filtracyjnych o dokładności filtracji do 6 mikronów.
W celu zwiększenia atrakcyjności eksploatacyjnej nowego GTE wprowadzono specjalnie opracowany system sterowania, który pozwala klientowi na zastosowanie turborozprężarki (powietrznej i gazowej) oraz hydraulicznej.
Charakterystyka masy i wielkości silnika umożliwia zastosowanie do jego umieszczenia seryjnych projektów elektrowni pakietowej GTES-16P.
Obudowa dźwiękochłonna i termoizolacyjna (w przypadku umieszczenia w pomieszczeniach kapitałowych) zapewnia właściwości akustyczne GTPP na poziomie przewidzianym przez normy sanitarne.
Pierwszy silnik przechodzi obecnie serię specjalnych testów. Gazogenerator silnika przeszedł już pierwszy etap badań ekwiwalentno-cyklicznych i rozpoczął drugi etap po rewizji stanu technicznego, który zakończy się wiosną 2007 roku.

Turbina napędowa jako część pełnowymiarowego silnika przeszła pierwszy specjalny test, podczas którego pobrano 7 charakterystyk przepustnicy i inne dane eksperymentalne.
Zgodnie z wynikami testów wyciągnięto wniosek o sprawności ST i jego zgodności z deklarowanymi parametrami.
Ponadto, zgodnie z wynikami testów, w konstrukcji ST wprowadzono pewne poprawki, w tym zmianę systemu chłodzenia kadłubów w celu ograniczenia wydzielania ciepła do pomieszczenia stacji i zapewnienia bezpieczeństwa pożarowego, a także optymalizacji promieniowej luzy, aby zwiększyć wydajność, wyreguluj siłę osiową.
Kolejny test turbiny zaplanowano na lato 2007 roku.

Fabryka turbin gazowych GTE-16PA
w przededniu specjalnych testów

Wynalazek dotyczy niskociśnieniowych turbin silników turbogazowych do zastosowań lotniczych. Turbina niskiego ciśnienia silnika turbinowego zawiera wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe z kołnierzami wewnętrznymi i zewnętrznymi na tylnej podporze stojana. Uszczelnienie labiryntowe turbiny wykonane jest dwupoziomowo. Warstwę wewnętrzną tworzą dwa labiryntowe grzebienie uszczelniające skierowane w stronę osi turbiny oraz powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowana w stronę toru przepływu turbiny. Warstwę zewnętrzną tworzą grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane w stronę toru przepływu turbiny oraz powierzchnia robocza zewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego skierowana w stronę osi turbiny. Grzebienie uszczelniające labiryntu warstwy wewnętrznej uszczelnienia labiryntowego wykonane są z równoległych ścianek wewnętrznych, pomiędzy którymi osadzony jest pierścień tłumiący. Zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego jest wykonany z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową komorą powietrzną. Pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego znajduje się pierścieniowa ścianka barierowa zamontowana na tylnym wsporniku stojana. Powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego jest umieszczona w taki sposób, aby stosunek średnicy wewnętrznej na wylocie z toru przepływu turbiny do średnicy powierzchni roboczej kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego wynosił 1,05 1,5. Wynalazek poprawia niezawodność turbiny niskiego ciśnienia silnika turbogazowego. 3 chory.

Rysunki do patentu RF 2507401

Wynalazek dotyczy niskociśnieniowych turbin silników turbogazowych do zastosowań lotniczych.

Znana jest niskociśnieniowa turbina silnika turbogazowego z tylną podporą, w której uszczelnienie labiryntowe oddzielające tylną komorę wylotową turbiny od toru przepływu na wylocie z turbiny jest wykonane w postaci pojedynczej kondygnacji. (S.A. Vyunov, „Projektowanie i projektowanie lotniczych silników turbinowych”, Moskwa, „Engineering”, 1981, s. 209).

Wadą znanej konstrukcji jest mała stabilność ciśnienia we wnęce odciążającej turbiny, spowodowana niestabilną wartością szczelin promieniowych w uszczelnieniu labiryntowym, zwłaszcza przy zmiennych trybach pracy silnika.

Najbliższa zastrzeganej konstrukcji jest niskociśnieniowa turbina silnika turbogazowego, zawierająca wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe z wewnętrznymi i zewnętrznymi kołnierzami labiryntowymi zamocowanymi na tylnym wsporniku stojana (patent USA nr 7905083, F02K 3.02, 15.03.2011).

Wadą znanej konstrukcji, traktowanej jako pierwowzór, jest zwiększona wartość siły osiowej wirnika turbiny, co zmniejsza niezawodność turbiny i silnika jako całości ze względu na małą niezawodność łożyska skośnego, które dostrzega zwiększoną siłę osiową wirnika turbiny.

Efektem technicznym zastrzeganego wynalazku jest zwiększenie niezawodności turbiny niskiego ciśnienia silnika turbogazowego poprzez zmniejszenie wielkości siły osiowej wirnika turbiny oraz zapewnienie stabilności siły osiowej podczas pracy w warunkach przejściowych.

Określony efekt techniczny uzyskuje się przez to, że w turbinie niskiego ciśnienia silnika turbinowego zawierającej wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe wykonane z kołnierzy wewnętrznych i zewnętrznych zamocowanych na tylnej podporze stojana , uszczelnienie labiryntowe turbiny wykonane jest dwupoziomowo, przy czym warstwę wewnętrzną uszczelnienia labiryntowego tworzą dwa grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane do osi turbiny oraz powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego skierowana do toru przepływu turbiny, a zewnętrzną warstwę uszczelnienia labiryntowego tworzą grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane do toru przepływu turbiny oraz powierzchnię roboczą kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowaną do osi turbina oraz grzebienie uszczelniające labiryntu wewnętrznego poziomu uszczelnienia labiryntowego wykonane są z równoległymi ściankami wewnętrznymi, pomiędzy którymi osadzony jest pierścień tłumiący oraz wykonany jest zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową komorą powietrzną, natomiast pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego znajduje się pierścieniowa ściana barierowa zamontowana na tylnym wsporniku stojana, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza labiryntu plomba jest umieszczona w taki sposób, że spełniony jest warunek:

gdzie D jest średnicą wewnętrzną na wylocie z toru przepływu turbiny,

Uszczelnienie labiryntowe na wylocie z turbiny niskiego ciśnienia jest dwupoziomowe, z ułożeniem poziomów uszczelnień w taki sposób, że poziom wewnętrzny tworzą dwa wypustki uszczelnienia labiryntowego skierowane w stronę osi turbiny oraz powierzchnia robocza uszczelnienia labiryntowego wewnętrznego kołnierz skierowany w stronę toru przepływu turbiny, a warstwa zewnętrzna uformowana skierowana na tor przepływu turbiny grzebienie uszczelniające labirynt i skierowane do osi turbiny powierzchnie robocze kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntowego, pozwala na zapewnienie niezawodną pracę uszczelnienia labiryntowego w nieustalonych trybach pracy turbiny, co zapewnia stabilność siły osiowej działającej na wirnik turbiny i zwiększa jego niezawodność.

Wykonanie karbów uszczelniających labiryntu wewnętrznej warstwy uszczelnienia z równoległymi ściankami wewnętrznymi, pomiędzy którymi osadzony jest pierścień tłumiący, zmniejsza naprężenia wibracyjne w labiryncie oraz zmniejsza szczeliny promieniowe między karbami labiryntu a kołnierzami labiryntu foka.

Wykonanie zewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego z zewnętrzną zamkniętą komorą powietrzną oraz umieszczenie pierścieniowej przegrody na tylnej podporze stojana pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego może znacznie zmniejszają szybkość nagrzewania i stygnięcia zewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego w stanach przejściowych, zbliżając je tym samym do szybkości nagrzewania i stygnięcia zewnętrznej warstwy uszczelnienia labiryntowego, co zapewnia stabilność luzów promieniowych między stojana i wirnika w uszczelce oraz zwiększa niezawodność turbiny niskiego ciśnienia poprzez utrzymywanie stabilnego ciśnienia w odciążającej wnęce za turbiną.

Wybór stosunku D/d=1,05 1,5 wynika z faktu, że przy D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

Gdy D/d>1,5 zmniejsza niezawodność silnika turbogazowego poprzez zmniejszenie osiowej siły odciążającej działającej na wirnik turbiny niskiego ciśnienia.

Na rysunku 1 przedstawiono przekrój podłużny turbiny niskiego ciśnienia silnika turbogazowego.

Rysunek 2 - element I z rysunku 1 w powiększeniu.

Figura 3 - element II z figury 2 w powiększeniu.

Turbina niskiego ciśnienia 1 silnika turbiny gazowej składa się z wirnika 2 i stojana 3 z tylną podporą 4. Aby zmniejszyć siły osiowe od sił gazu działających na wirnik 2 na jego wylocie, wnęka wyładowcza 6 o zwiększonym ciśnieniu , który jest napompowany powietrzem dzięki pośredniemu stopniowi sprężarki (nie pokazano) i jest oddzielony od ścieżki przepływu 7 turbiny 1 dwupoziomowym uszczelnieniem labiryntowym, a labirynt 8 uszczelnienia jest zamocowany gwintowanym połączenie 9 na tarczy ostatniego stopnia 5 wirnika 2, a wewnętrzny kołnierz 10 i zewnętrzny kołnierz 11 uszczelnienia labiryntowego są zamocowane na tylnym wsporniku 4 stojana 3. Wewnętrzna warstwa uszczelnienia labiryntowego jest utworzona przez powierzchnię roboczą 12 kołnierza wewnętrznego 10, skierowaną (skierowaną) w stronę toru przepływu 7 turbiny 1 oraz dwa grzebienie uszczelniające 13, 14 labiryntu 8 skierowane w stronę osi 15 turbiny 1. Ściany wewnętrzne 16 17, odpowiednio, przegrzebków 13, 14 jest równoległych między sobą. Pierścień tłumiący 18 jest zainstalowany między ścianami wewnętrznymi 16 i 17, co pomaga zmniejszyć naprężenia wibracyjne w labiryncie 8 i zmniejszyć promieniowe szczeliny odpowiednio 19 i 20 między labiryntem 8 wirnika 2 a kołnierzami 10, 11. Warstwę zewnętrzną uszczelnienia labiryntowego tworzy powierzchnia robocza 21 kołnierza zewnętrznego 11, skierowana (skierowana) w stronę osi 15 turbiny 1 oraz wypustki uszczelniające 22 labiryntu 8 skierowane w stronę toru przepływu 7 turbiny 1. Zewnętrzny kołnierz 11 uszczelnienia labiryntowego jest wykonany z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową wnęką powietrzną 23 ograniczoną od zewnątrz ścianką 24 zewnętrznego kołnierza 11. Pomiędzy ścianą 24 zewnętrznego kołnierza 11 uszczelnienia labiryntowego a Na torze przepływu 7 turbiny 1 znajduje się pierścieniowa ściana barierowa 25 zamontowana na tylnej podporze 4 stojana 3 i chroniąca kołnierz zewnętrzny 11 przed strumieniem 26 gazu o wysokiej temperaturze, przepływającego w torze przepływu 7 turbiny 1.

Powierzchnia robocza 12 kołnierza wewnętrznego 10 uszczelnienia labiryntowego jest umieszczona w taki sposób, że spełniony jest warunek:

gdzie D jest wewnętrzną średnicą części przepływowej 7 turbiny 1 (na wylocie części przepływowej 7);

d jest średnicą powierzchni roboczej 12 wewnętrznego kołnierza 10 uszczelnienia labiryntowego.

Urządzenie działa w następujący sposób.

Podczas pracy turbiny niskiego ciśnienia 1 na stan temperaturowy zewnętrznego kołnierza 11 uszczelnienia labiryntowego może wpływać zmiana temperatury strumienia gazu 26 w torze przepływu 7 turbiny 1, która może znacznie zmienić luz promieniowy 19 i siła osiowa działająca na wirnik 2 w wyniku zmiany ciśnienia powietrza we wnęce odciążającej 6. Tak się jednak nie dzieje, ponieważ wewnętrzny kołnierz 10 wewnętrznego poziomu uszczelnienia labiryntowego jest niedostępny dla wpływ przepływu gazu 26, który przyczynia się do stabilności luzu promieniowego 20 pomiędzy wewnętrznym kołnierzem 10 a grzebieniami labiryntowymi 13, 14, a także stabilności ciśnienia we wnęce 6 oraz stabilności działania siły osiowej na wirniku 2 turbiny 1.

PRAWO

Turbina niskiego ciśnienia silnika turbogazowego zawierająca wirnik, stojan z tylną podporą, uszczelnienie labiryntowe z kołnierzami wewnętrznym i zewnętrznym zamocowane na tylnej podporze stojana, znamienna tym, że uszczelnienie labiryntowe turbiny jest wykonane w dwóch warstwach, przy czym warstwę wewnętrzną uszczelnienia labiryntowego tworzą dwa grzebienie uszczelnienia labiryntowego skierowane do osi turbiny oraz powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowana na ścieżkę przepływu turbiny, oraz zewnętrzną warstwę uszczelnienia labiryntowego tworzą grzebienie uszczelniające labiryntu skierowane do toru przepływu turbiny oraz powierzchnię roboczą kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntowego skierowane do osi turbiny oraz uszczelnienie skośne labiryntu warstwy wewnętrznej uszczelnienia labiryntowego wykonane są z równoległymi ściankami wewnętrznymi, pomiędzy którymi zainstalowany jest pierścień tłumiący, a zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntowego wykonany jest z zewnętrznej zamkniętej pierścieniowej listwy powietrznej tew, natomiast pomiędzy torem przepływu turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntowego znajduje się pierścieniowa ściana barierowa zamontowana na tylnym wsporniku stojana, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego znajduje się w taki sposób, że spełniony jest następujący warunek:

D/d=1,05 1,5, gdzie

D jest średnicą wewnętrzną na wylocie ścieżki przepływu turbiny,

d jest średnicą powierzchni roboczej wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntowego.