W 2006 r. Przywództwo kompleksu budynku Motorowego Perm i OJSC "Spółka generujące terytorialna nr 9" (oddział Perm) podpisała umowę na produkcję i dostarczanie elektrowni turbiny gazowej GTES-16PA na podstawie GTE-16P z Silnik PS-90EU-16A.

Zostaliśmy zapytani o główne różnice nowego silnika z istniejącego PS-90AGP-2, poproszono nas o zastępcę generalnego projektanta-głównego projektanta instalacji turbiny gazu energetycznego i elektrowni OJSC Aviad Maker Daniil Sulimov.

Główną różnicą między instalacją GTE-16PA z istniejącego GTU-16PER jest stosowanie turbiny mocy o częstotliwości obrotowej 3000 obrotów na minutę (zamiast 5300 rpm). Zmniejszenie prędkości obrotowej umożliwia rezygnację z drogiej skrzyni biegów i zwiększa niezawodność jednostki turbiny gazowej jako całości.

Charakterystyka techniczna silnika GTU-16PER i GTE-16PA (w ISO)

Optymalizacja głównych parametrów turbiny mocy

Podstawowe parametry wolnej turbiny (ST): średnica, część przepływu, liczba kroków, wydajność aerodynamiczna - są zoptymalizowane w celu zminimalizowania bezpośrednich kosztów operacyjnych.

Koszty operacyjne obejmują koszty pozyskiwania sztuki i kosztów dla konkretnego (przyjęcia dla klienta jako okres pracy) okres pracy. Wybór jest dość przewidywalny dla klienta (nie więcej niż 3 lata) okres zwrotu pozwolił nam wdrożyć ekonomicznie świadomy projekt.

Wybór optymalnej wersji bezpłatnej turbiny dla określonego zastosowania w GTE-16PA została wytworzona w systemie silnika jako całości oparta na porównaniu bezpośrednich kosztów operacyjnych dla każdej opcji.

Wykorzystując jednowymiarowe modelowanie sztuki za pomocą średniej średnicy, osiągalny poziom efektywności aerodynamicznej ST dla dyskretnie określonej liczby kroków. Część protocyjna jest optymalna dla tej opcji. Liczba ostrzy, biorąc pod uwagę ich znaczący wpływ na koszt, został wybrany ze stanu dla współczynnika współczynnika aerodynamicznego obciążenia Aerodynamicznego Zweifel równy.

Na podstawie wybranej części przepływowej szacowano masę kosztów sztuki i produkcji. Następnie było porównanie wersji turbiny w systemie silnika przez bezpośrednie koszty operacyjne.

Wybierając liczbę kroków dla ST, zmiana wydajności, koszt nabywania i pracy (koszt paliwa) wzięte pod uwagę.

Koszt nabycia równomiernie wzrasta wraz ze wzrostem kosztów ze wzrostem liczby kroków. W ten sam sposób sprawność handlowa rośnie, w wyniku spadku obciążenia aerodynamicznego na etapie. Koszty eksploatacji (składnik paliwowy) spadają z zwiększeniem wydajności. Jednak całkowite koszty mają wyraźne minimum na czterech etapach turbiny mocy.

W obliczeniach uwzględniono zarówno doświadczenie własnych zmian, jak i doświadczenia innych firm (wdrożone w konkretnych strukturach), co umożliwiło zapewnienie obiektywności ocen.

W końcowej konstrukcji, ze względu na zwiększenie obciążenia na scenie i spadek wydajności CPD z maksymalnej możliwości osiągalnego o około 1%, możliwe było zmniejszenie całkowitego kosztu klienta o prawie 20%. Osiągnięto to poprzez zmniejszenie ceny kosztów i turbiny o 26% w stosunku do opcji o maksymalnej wydajności.

Aerodynamiczna konstrukcja sztuki

Wysoka skuteczność aerodynamiczna nowego św. Przy wystarczająco dużym obciążeniu została osiągnięta dzięki zastosowaniu doświadczenia OJSC Aviad Producent w rozwoju turbin niskiej ciśnienia i turbin mocy, a także stosowanie wielostronnych modeli aerodynamicznych za pomocą Eulera równania (z wyłączeniem lepkości) i navier-stokes (biorąc pod uwagę lepkość).

Porównanie parametrów mocy turbiny GTE-16PU i TTD Rolls-Royce

Porównanie parametrów Ste-16P i najnowocześniejsze TND Rolls-Royce z rodziny Trent (wykres Smith) pokazuje, że pod względem kąta przepływu przepływu w ostrzach (około 1050), nowy st jest poziom turbiny Rolls-Royce. Brak sztywnego limitu masowego specyfiki struktury lotnicze umożliwiły nieznacznie zmniejszenie współczynnika obciążenia DH / U2, zwiększając średnicę i prędkość obwodową. Wielkość prędkości wyjściowej (charakterystyka struktur gruntowych) umożliwiła zmniejszenie względnej prędkości osiowej. Ogólnie rzecz biorąc, potencjał zaprojektowanego św dla wdrożenia wydajności jest na poziomie charakterystycznym dla kroków rodziny Trent.

Funkcja aerodynamiki zaprojektowanego artykułu jest również zapewnienie optymalnej wartości wydajności turbiny w częściowych trybach mocy charakterystycznych dla operacji w trybie podstawowym.

Gdy utrzymuje się prędkość obrotu, zmiana (zmniejszenie) obciążenia w ST prowadzi do wzrostu kąta ataku (odchylenie kierunku przepływu gazu na wlocie do ostrzy z obliczonej wartości) w Wejście do koron ostrzy. Pojawiają się kąty ataku negatywnego, najważniejsze w ostatnich etapach turbiny.

Konstrukcja dostawców ostrza św z wysokiej odpornym na zmiany w rogach ataku zapewnia specjalne profilowanie koron z dodatkowym testem stabilności utraty aerodynamicznej (modele Aerodynamiczne 2D / 3D navier-Stokes) na dużych kątach przepływu wlotowych .

Charakterystyka analityczna nowego św. W wyniku znacznego odporności na negatywne narożniki ataku, a także możliwość wykorzystania sztuki i napędu generatorów generatorów o częstotliwości 60 Hz (z prędkością 3600 RPM), to znaczy możliwość zwiększenia prędkości obrotowej do 20% bez zauważalnych strat wydajności. Jednak w tym przypadku straty wydajności w zmniejszonych trybach mocy są praktycznie nieuniknione (prowadzące do dodatkowego wzrostu kątów ataku).
Cechy projektu sztuki
Aby zmniejszyć zużycie materiału i ciężar stacji, zastosowano sprawdzone podejścia lotnicze do projektu turbiny. W rezultacie masa wirnika, pomimo wzrostu średnicy i liczby etapów, zapobiegano równym masom wirnika turbiny mocy GTU-16PER. Zapewniło to znaczące zjednoczenie transmisji, układ ropyjny jest również zjednoczony, system nadzoru wsparcia i sztuki chłodzącej.
Ilość powietrza stosowanego do przełożonego łożysk przesyłowych jest zwiększona i poprawia, w tym jego czyszczenie i chłodzenie. Jakość smarów łożysk transmisyjnych jest również poprawiona za pomocą elementów filtrujących z subtelnością filtrowania do 6 mikronów.
W celu zwiększenia atrakcyjności operacyjnej nowego GTE wdrożono specjalnie opracowany system zarządzania, co pozwala klientowi korzystać z turboodender (powietrze i gaz) i hydrauliczne typy uruchamiania.
Charakterystyka masy masy silnika umożliwiają stosowanie struktur szeregowych bloków GTES-16P i kompletnej elektrowni do umieszczenia.
Obudowa hałasu i izolacyjna ciepła (po umieszczeniu w stolicy) zapewnia charakterystykę akustyczną GTES na poziomie dostarczonym przez standardy sanitarne.
Obecnie pierwszy silnik prowadzi szereg specjalnych testów. Generator gazu silnika przekazał już pierwszy etap testów równoważnych cyklicznych i rozpoczął drugi etap po audycie stanu technicznego, który zakończy się wiosną 2007 r.

Turbina mocy w pełnym rozmiarze silnika odbyła się pierwszy test specjalny, podczas którego usunięto wskaźniki 7 charakterystyki przepustnicy i innych danych eksperymentalnych.
Zgodnie z wynikami testów zakończy się wniosek na temat wykonywania sztuki i jej zgodności z zadeklarowanymi parametrami.
Ponadto na wynikach testów w projekcie sztuki dokonano pewne korekty, w tym układ chłodzenia obudów w celu zmniejszenia rozpraszania ciepła do stacji i bezpieczeństwa pożarowego, a także optymalizować promieniowe luki wydajności, konfigurowanie moc osiowa.
Planuje się odbyć kolejny test turbiny mocy w lato 2007 roku.

Instalacja turbiny gazowej GTE-16P
w przeddzień specjalnych testów

Wynalazek dotyczy turbin niskiego ciśnienia silników turbin gazowych aplikacji lotniczych. Turbina niskociśnieniowa silnika turbiny gazowej obejmuje wirnik, stojan z tylną obsługą, uszczelnienie labiryntowe z kołnierzami wewnętrznymi i zewnętrznymi na tylnej ospie stojana. Pieczęć labiryntu turbiny jest zrobiona prycz. Wewnętrzny poziom jest utworzony przez dwa labiryntowe przegrzebki uszczelniające, skierowane do osi turbiny, a powierzchnia robocza kołnierza wewnętrznego uszczelnienia labiryntu, wskazując na część przepływową turbiny. Poziom zewnętrzny jest utworzony przez labiryntowe przegrzebki uszczelniające, skierowane do bieżni turbiny, a powierzchnia robocza kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntu, wskazując osi turbiny. Przegrzebki uszczelniające labiryntu wewnętrznego poziomu uszczelnienia labiryntu są wykonane z równoległych ścian wewnętrznych, między którymi zainstalowany jest pierścień tłumiący. Kołnierz zewnętrzny uszczelnienia labiryntu jest wykonany z zewnętrznej zamkniętej jamy powietrza. Pomiędzy płynącą częścią turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelnienia labiryntu znajduje się pierścieniowa ściana barierowa zainstalowana na tylnej podporze stojana. Praca robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntu znajduje się w taki sposób, że stosunek wewnętrznej średnicy przy wylocie z części przepływowej turbiny do średnicy powierzchni roboczej wewnętrznego kołnierza labiryntu było 1.05 1.5. Wynalazek pozwala zwiększyć niezawodność turbiny niskiej ciśnienia silnika turbiny gazowej. 3 Il.

Zdjęcia do patentu patentowego 2507401

Wynalazek dotyczy turbin niskiego ciśnienia silników turbin gazowych aplikacji lotniczych.

Turbina niskociśnieniowa jest znana z tylną podporą, w której uszczelka labiryntowa oddzielająca tylną jamę nagłówka turbiny z części przepływowej na wyjściu z turbiny jest wykonana w postaci jednego poziomu. (S.A.Vunov, "Projektowanie i projektowanie silników turbin gazowych lotniczych", Moskwa, "Inżynieria mechaniczna", 1981, str.209).

Wadą znanej konstrukcji jest stabilność niskiej ciśnienia w jamie wylotowej turbiny ze względu na niestabilną wielkość szczelin promieniowych w uszczelnieniu labirynnym, zwłaszcza na zmiennych trybach pracy silnika.

Najbliżej zastrzeżonej konstrukcji jest turbina niskiej ciśnienia silnika turbiny gazowej, w tym wirnika, stojana z tylną obsługą, uszczelnienie labiryntu z wewnętrznymi i zewnętrznymi kołnierzami labiryntu zainstalowanego na tylnej podparciu stojana (patent Nr 7905083, F02K 3/02, 03.03.2011).

Wadą słynnej konstrukcji przyjętej dla prototypu jest zwiększona ilość siły osiowej wirnika turbiny, co zmniejsza niezawodność turbiny i silnika jako całości ze względu na niską wiarygodność łożyska odpornego na promieniowo, które postrzegają Zwiększona siła osiowa wirnika turbiny.

Efektem technicznym zastrzeżonego wynalazku jest zwiększenie niezawodności turbiny niskiej ciśnienia silnika turbiny gazowej, zmniejszając wielkość sił osiowej wirnika turbiny i zapewniając stabilność siły osiowej podczas pracy w trybach przejściowych.

Ten wynik techniczny jest osiągnięty przez fakt, że w turbinie niskiej ciśnienia silnika turbiny gazowej, w tym wirnika, stojana z tylną obsługą, uszczelnienie labiryntu wykonane z wewnętrznymi i zewnętrznymi kołnierzami zainstalowanymi na tylnej ospie stojana, Uszczelnienie labiryntu turbiny jest prycz, z wewnętrznym poziomem uszczelki labiryntu utworzonego przez dwa przegrzebki uszczelniające, skierowane do osi turbiny, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntu, skierowana do części przepływu turbiny, a zewnętrzny poziom uszczelki labiryntowej jest utworzone przez labiryntowe przegrzebki uszczelniające, skierowane do części przepływowej turbiny, a powierzchnia robocza kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntu, kierunkowe do osi turbiny, A zgrzebki uszczelniające labiryntu wewnętrznego poziomu uszczelnienia labiryntu są wykonane z równoległych ścian wewnętrznych, między którymi jest zainstalowany pierścień tłumiący, a zewnętrzny kołnierz uszczelki labiryntowej. Z zewnętrzną zamkniętą wgłębieniem powietrza, podczas gdy pierścieniowa ściana barierowa zamontowana na tylnej podparce stojana jest umieszczona między częścią przepływu turbiny a kołnierzem zewnętrznym uszczelnienia labiryntu, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza labiryntu Uszczelka znajduje się w taki sposób, że warunek jest przestrzegany:

gdzie d jest wewnętrzną średnicą przy wyjściu z części przepływowej turbiny,

Wdrożenie uszczelnienia labiryntu przy wyjściu z turbiny niskociśnieniowej jest dwuwaśna, mającym poziomy uszczelniające w taki sposób, że wewnętrzny poziom jest utworzony przez dwie osi uszczelniającej labirynt i skierowane do części przepływowej turbiny, Praca robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntu, a poziom zewnętrzny jest utworzony, aby być skierowany do części przepływowej. Turbiny przez labiryntowe przegrzebki uszczelniające i skierowane do osi turbiny z powierzchniami roboczymi zewnętrznym kołnierzem zewnętrznym kołnierzem zewnętrznym Uszczelnienie labiryntu umożliwia zapewnienie niezawodnego działania uszczelnienia labiryntu w trybach przejściowych turbiny, co zapewnia stabilność sił osiowej działających na wirnik turbinowy i zwiększa jego niezawodność.

Wdrożenie uszczelniające przegrzebki wewnętrznego poziomu uszczelnienia uszczelniającego z równoległymi ścianami wewnętrznymi, między którymi zainstalowany jest pierścień tłumiący, zapewnia spadek uderzeń wibracji w labiryncie i zmniejszenie szczelin promieniowych między przegrzebkami labiryntów i labiryntowe kołnierze uszczelniające.

Zewnętrzny kołnierz uszczelnienia labiryntu z zewnętrzną zamkniętą jamę powietrza, a także umiejscowienie pomiędzy płynącą częścią turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelki labirynnej ściany barierowej zainstalowanej na tylnej ospie stojana, pozwala znacząco zmniejszają tempo ogrzewania i chłodzenia kołnierza zewnętrznego uszczelnienia labiryntu w trybach przejściowych, w ten sposób, do szybkości ogrzewania i chłodzenia zewnętrznej Yarus uszczelnienia labiryntu, co zapewnia stabilność szczelin promieniowych między stojaniem a Wirnik w uszczelceniu i zwiększa niezawodność turbiny niskiej ciśnienia, utrzymując stabilne ciśnienie w jamie stabilizacji rozładowania.

Wybór stosunku d / d / d / d \u003d 1,05 1,5 wynika z faktu, że gdy D / D<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

Dzięki D / D\u003e 1.5 niezawodność silnika turbiny gazowej zmniejsza się poprzez zmniejszenie sił wyładowania osiowego działającego na rotorze turbiny niskiego ciśnienia.

Figura 1 przedstawia podłużną część dźwięcznej turbiny ciśnieniowej silnika turbiny gazowej.

Figura 2 jest elementem I na rysunku 1 w powiększonej formie.

Figura 3 jest elementem II na rysunku 2 w powiększonej formie.

Turbina niskociśnieniowa 1 silnika turbiny gazowej składa się z wirnika 2 i stojana 3 z tylną obsługą 4. Aby zmniejszyć siłę osiową z sił gazowych działających na wirnik 2 na jego wyjściu, pomiędzy dyskem ostatniego etapu 5 Rotor 2 i tylna obsługa 4, jama rozładunkowa 6 jest ukończona ciśnienie, które jest napompowane przez powietrze z powodu pośredniego etapu sprężarki (nie pokazanej) i oddzielone od płynącej części 7 turbiny 1 dwupoziomowa labirynt, a labirynowanie uszczelniające 8 jest zamocowane z gwintowanym związkiem 9 na dysku ostatniego etapu 5 wirnika 2, a kołnierz wewnętrzny 10 i zewnętrzny kołnierz 11 z zagęszczania labiryntu są zamocowane na tylnym podporze 4 stojana 3. Wewnętrzny poziom uszczelki labiryntowej jest utworzone przez powierzchnię roboczą 12 wewnętrznej kołnierza 10, kierunkowe (przekształcone) w kierunku części przepływu 7 turbiny 1, a dwie przegrzebki uszczelniające 13, 14 Labirynt 8 skierowane do osi 15 turbiny 1. Ściany wewnętrzne 16.17, odpowiednio, przegrzebki 13, 14 brane równolegle Zarówno między sobą. Pomiędzy wewnętrznymi ścianami 16 a 17 ustalono pierścień tłumiący 18, przyczyniając się do zmniejszenia etapów wibracji w labiryncie 8 i odpowiednio spadek szczelin promieniowych 19 i 20, między labiryntem 8 wirnika 2 i kołnierzy 10, 11. Poziom zewnętrzny uszczelki labiryntu jest utworzone przez powierzchnię roboczą kołnierza zewnętrznego 11, kierunkową (przekształconą) w kierunku osi 15 turbiny 1, a przegrzebki uszczelniające 22 labiryntu 8, skierowane do Część przepływu 7 turbiny 1. Kołnierz zewnętrzny 11 uszczelki labirynnej jest wykonany z zewnętrzną zamkniętą pierścieniową wnęką 23, ograniczoną z zewnętrznej strony ściany 24 kołnierza zewnętrznego 11. Między ścianą 24 kołnierza zewnętrznego 11 uszczelnienia labiryntu i płynącej części 7 turbiny 1 umieszczono pierścieniową ścianę barierową 25, zainstalowaną na tylnej podporach 4 stojana 3 i zapobiegania zewnętrznym kołnierzu 11 z przepływu gazu o wysokiej temperaturze 26 płynącej w Część przepływu 7 turbiny 1.

Powierzchnia robocza 12 kołnierza wewnętrznego 10 uszczelnienia labiryntu znajduje się w taki sposób, że warunek jest przestrzegany:

gdzie D jest średnicą wewnętrzną częścią przepływu 7 turbiny 1 (na wyjściu z części 7);

d oznacza średnicę powierzchni roboczej 12 kołnierza wewnętrznego 10 uszczelnienia labiryntu.

Urządzenie działa w następujący sposób.

Podczas pracy turbiny niskiej ciśnienia do stanu temperatury kołnierza zewnętrznego 11 z uszczelnienia labiryntu może być pod wpływem zmiany temperatury przepływu gazu 26 w części przepływowej 7 turbiny 1, co może znacząco Zmień prześwit promieniowy 19 i działając na siłą osiowej wirnika 2 ze względu na zmianę ciśnienia powietrza w zagłębieniach wylotowych 6. Jednak nie występuje, ponieważ wewnętrzny kołnierz 10 wewnętrznych poziomów uszczelnienia labiryntu nie jest dostępny do ekspozycji na strumień gazu 26, który przyczynia się do stabilności szczeliny promieniowej 20 między kołnierzem wewnętrznym 10 a przegrzebkami oczyszczalni 13, 14, a także stabilność ciśnienia w jamie 6 i stabilność osiowego Siły działające na turbiny wirnika 2 1.

ROSZCZENIE

Turbina niskiej ciśnienia silnika turbiny gazowej, która obejmuje wirnik, stojan z tylną obsługą, uszczelnienie labiryntu z wewnętrznymi i zewnętrznymi kołnierzami zainstalowanymi na tylnej podparciu stojana, znamienny tym, że uszczelka labirynująca turbiny wykonany prycz, a wewnętrzny poziom uszczelki labiryntowej jest utworzone przez dwa labiryntowe przegrzebki uszczelniające, skierowane do osi turbiny, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia uszczelnienia labiryntu, skierowana do części przepływowej turbiny i zewnętrzny poziom uszczelki labirynnej jest utworzone przez labiryntowe przegrzebki uszczelniające, skierowane do części przepływowej turbiny, a powierzchnia robocza zewnętrznego kołnierza labirynnej uszczelki wskazującą do osi turbiny, a uszczelniającym przegrzebki labiryntowi Wewnętrzny poziom uszczelki labiryntowej są wykonane z równoległych ścian wewnętrznych, między którymi zainstalowany jest pierścień tłumiący, a zewnętrzny kołnierz uszczelki labiryntowej jest wykonany z zewnętrznego zamkniętego powietrza pierścieniowego Jednocześnie, pomiędzy płynącą częścią turbiny a zewnętrznym kołnierzem uszczelki labiryntu, umieszczona jest pierścieniowa ściana barierowa na tylnej podparce stojana, a powierzchnia robocza wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntu znajduje się W taki sposób, że warunek jest przestrzegany:

D / d \u003d 1,05 1.5, gdzie

D - wewnętrzna średnica przy wyjściu z części przepływowej turbiny,

d - średnica powierzchni roboczej wewnętrznego kołnierza uszczelnienia labiryntu.

DO silniki lotnicze. Wszystkie rodzaje maszyn termalnych używanych jako sterowniki samolotów samolotów, tj. Urządzenia, które stosują aerodynamiczną jakość do poruszania się, manewru itp. W atmosferze (samoloty, helikoptery, skrzydlate rakiety "B-in" klas "B-3", " 3 w "," 3-3 ", systemy lotnicze itp.). Stąd duża różnorodność silników używanych - od tłoka do rakiety.

Silniki lotnicze (rys. 1) są podzielone na trzy obszerne klasy:

• tłok (Pd.);
• strumień powietrza (Vd. włącznie z Gtd.);
• rakieta (R & D lub Rkd.).

Dwie ostatnie stopnie podlegają bardziej szczegółowej klasyfikacji, w szczególności klasie. Vd..

Przez zasada kompresji powietrza VDD są podzielone na:

• kompresor , tj. Włączenie sprężarki do kompresji powietrza mechanicznego;
• niezwykły :
  • przepływ Vd ( SPVD.) z kompresją powietrza tylko z szybkiego ciśnienia;
  • tętniący Vd ( PUVD.) Z dodatkowym kompresją powietrza w specjalnych urządzeniach gazowo-dynamicznych okresowych działań.

Klasa silników rakietowych EDR. Odnosi się również do sprężarki maszyn termicznych, ponieważ w tych silnikach kompresja płynu roboczego (paliwa) prowadzi się w stanie ciekłym w jednostkach turbodowarzowych.

Silnik rakietowy paliwo stałe (Rdtt.) Nie ma specjalnego urządzenia do ściskania płynu roboczego. Odbywa się na początku spalania paliwa w przestrzeni półprzewodzonej komory spalania, gdzie znajduje się ładunek paliwa.

Przez zasada działania Jest taki podział: Pd. i PUVD. Pracować na cyklu okresowy działania, podczas gdy w Vd., Gtd. i Rkd. Cykl jest przeprowadzany ciągły działania. Daje im korzyści w stosunkach względnych wskaźników mocy, trakcji, masy itp, które ustalone, w szczególności wykonalność ich stosowania w lotnictwie.

Przez zasada tworzenia trakcji odrzutowej VDD są podzielone na:

• silniki reakcji bezpośredniej;
• silniki reakcja pośrednia.

Silniki pierwszego typu tworzą bezpośrednio siłę trakcyjną (trakcja r) - to wszystko silniki rakietowe. (Rkd.), turboaktywny bez płukania i szybkiej ruchomej komór ( TRD. i Traff.), turboaktywny podwójny obwód (TRDD. i TRDDF.), przepływ naddźwiękowy i hipersoniczny ( SPVD. i GPLD.), tętniący (PUVD.) i liczne Łączone silniki.

Silniki turbiny gazowej Reakcja pośrednia (Gtd.) przekazuje mocę wytwarzaną przez nich do specjalnego napędu (śruby, dynamicznika działającego, przenosząc śrubę śmigłowcą itp.), Który tworzy siłę przyczepności przy użyciu tego samego reagenta powietrza ( turbovintovye. , turbovintanoventylane. , turbovali. Silniki - TWE., TVVD., TVGTD.). W tym sensie klasa Vd. Łączy wszystkie silniki, które tworzą pragnienie zasady reaktywnej reaktywnej.

Na podstawie rodzajów typów silników prostych schematów należy rozważyć numer. Łączone silniki Podłączanie funkcji i zalety silników różnych typów, takich jak klasy:

• silniki Turbopramememochny. - TRDP. (TRD. lub TRDD. + SPVD.);
• przepływ rakietowy - Rpd. (EDR. lub Rdtt. + SPVD. lub GPLD.);
• rakieta i turbina - Rt. (TRD + EDR.);

i wiele innych kombinacji silników bardziej złożonych schematów.

Silniki tłokowe (PD)

Dwurzędowy w kształcie 14-cylindrowanego tłoka chłodzonego powietrzem silnika. Ogólny formularz.

Silnik tłoka (pol. Silnik tłoka ) -

Klasyfikacja silników tłokowych. Silniki tłokowe lotnicze mogą być klasyfikowane przez różne funkcje:

• W zależności od rodzaju stosowanego paliwa - w silnikach płucnych lub ciężkich.
• W drodze mieszania - Na silnikach z zewnętrzną tworzeniem mieszaniny (gaźnik) i silnikami z wewnętrzną tworzeniem mieszaniny (bezpośrednie wtrysk paliwa do cylindrów).
• W zależności od metody mieszanki wytapiania - na dyszach z wymuszonym zapłonem i silnikami z zapłonem z kompresji.
• W zależności od liczby zegarów - silniki dwusuwowe i cztery udarowe.
• W zależności od metody chłodzenia - na silnikach chłodzenia cieczy i powietrza.
• Według liczby cylindrów - na silnikach czterocylindrowych, pięciocylindrowy, dwywanelinders itp.
• W zależności od lokalizacji cylindrów - W rzędzie (z lokalizacją cylindrów z rzędu) i w kształcie gwiazdy (z lokalizacją cylindrów wokół okręgu).

W silnikach liniowych są podzielone na jednorazowy, dwupoziomowy w kształcie litery V, trzy rzędowo w kształcie litery W kształcie w kształcie litery W kształcie w kształcie litery H lub X. Silniki gwiazdy są również podzielone na jednorazowe, dwurzędowe i wielorzędowe.

• Z natury zmiany pojemności, w zależności od zmiany wysokości - na wysokości, tj. Silniki, które zachowują moc samolotem do wysokości i niezadowolonych silników, których moc spada wraz ze wzrostem wysokości lotu.
• Zgodnie ze sposobem napędu śruby powietrza - na silnikach z bezpośrednią transmisją do silników śrubowych i przekładni.

Nowoczesne silniki tłokowe lotnicze są silnikami czterokwiatowymi w kształcie gwiazdy działającej na benzynę. Przeprowadzono cylindry chłodzące silników tłokowych, co do zasady, powietrze. Wcześniej w lotnictwie znalazł stosowanie silników tłokowych i wodą chłodzącą cylindrów.

Spalanie paliwa w silniku tłokowym prowadzi się w cylindrach, podczas gdy energia cieplna jest przekształcana w mechaniczny, ponieważ pod działaniem ciśnienia wynikających z tego gazów, ruch translacyjny tłoka występuje. Progresywny ruch tłoka z kolei przekształca się w ruch obrotowy wału korbowego silnika przez pręt, który jest łącznikiem pomiędzy cylindrem z tłokiem a wałem korbowym.

Silniki turbiny gazowej (GTD)

Silnik turbiny gazowej - Maszyna termiczna przeznaczona do konwersji energii spalania paliwa do energii kinetycznej strumienia strumieniowego i (lub) do pracy mechanicznej na wale silnikowym, których głównymi elementami jest sprężarka, komora spalania i turbina gazowa.

Silniki stałe i multi-silnikowe

Najprostszym silnikiem turbin gazowym ma tylko jedną turbinę, która przynosi sprężarkę, a jednocześnie jest źródłem przydatnej mocy. Nakłada to limit trybów pracy silnika.

Czasami silnik jest wykonywany przez nieco. W tym przypadku istnieje kilka stałych turbin, z których każdy przynosi jego wał. Turbina wysokiego ciśnienia (pierwszy po komorze spalania) zawsze przynosi sprężarkę silnika, a następnie może prowadzić jako obciążenie zewnętrzne (śmigłowiec lub śruby pojazdów, potężne generatory elektryczne itp.) Oraz dodatkowe sprężarki samego silnika, zlokalizowane przed głównym.

Zaletą silnika multimetrowego jest to, że każda turbina działa z optymalną liczbą obrotów i obciążenia. Gdy ładunek przyniósł z wału jednego silnika, pickup silnika byłby bardzo zły, czyli możliwość szybkiej promocji, ponieważ turbina jest wymagana do zasilania zasilania i zapewnienia silnika o dużym powietrzu ( Moc jest ograniczona do ilości powietrza) i otoczyć obciążenie. Z dwoma wykresami, lekki wirnik wysokociśnieniowy szybko przechodzi do trybu, zapewniając silnik z powietrzem i turbiną niskiej ciśnienia z dużą ilością gazów do przetaktowywania. Możliwe jest również użycie mniej potężnego rozrusznika do podkręcenia podczas uruchamiania tylko wirnika wysokiego ciśnienia.

Silnik Turboaktywny (TRD)

Silnik turbojet (pol. Silnik turbojet. ) - Silnik ciepła, w którym stosuje się turbina gazowa, a reaktywny pchnięcie jest utworzone, gdy produkty spalania wygasają z dysz reaktywnej. Część działania turbiny wydana na kompresji i ogrzewanie powietrza (w sprężarce).

Schemat silnika turbojetu:
1. Urządzenie wejściowe;
2. Sprężarka osiowa;
3. Spalanie aparatu;
4. Ostrza robocze turbiny;
5. Dysza.

W silniku turbojet, kompresja płynu roboczego przy wlocie do komory spalania i wysoką wartość natężenia przepływu powietrza przez silnik jest osiągany ze względu na wspólne działanie nadchodzącego powietrza i sprężarki, natychmiast umieszczony na ścieżce TRD po urządzeniu wejściowym przed komorą spalania. Sprężarka jest napędzana przez turbinę zamontowaną z nim na jednym wale i działa na tym samym korpusie roboczym ogrzewany w komorze spalania, z której powstaje strumień strumienia. W urządzeniu wejściowym wykonywane jest statyczne ciśnienie powietrza z powodu hamowania przepływu powietrza. Sprężarka jest wzrostem całkowitego ciśnienia powietrza ze względu na prace mechaniczne wykonywane przez sprężarkę.

Stopień wzrostu ciśnienia Sprężarka jest jednym z najważniejszych parametrów TRD, ponieważ skuteczna wydajność silnika zależy od niego. Jeśli w pierwszych próbkach TRD, wskaźnik ten był 3, wówczas nowoczesny sięga 40. W celu zwiększenia stabilności dynamicznej sprężarek gazu, są wykonywane przez dwustopniowy. Każda z kaskad działa z jego prędkością obrotową i jest napędzana przez turbinę. W tym samym czasie wał pierwszej kaskady sprężarki (niskie ciśnienie) obróciło się przez ostatnie (niskie prędkości) turbiny, przechodzi wewnątrz pustego wału sprężarki drugiej kaskady (wysokie ciśnienie). Kaskady silnika są również określane jako wirniki o niskim i wysokim ciśnieniu.

Komora spalania większości trd ma kształt pierścienia i turbinę wału przebiega wewnątrz pierścienia komory. Przy wejściu do komory spalania powietrze jest podzielone na 3 strumienie:

• Pierwotne powietrze - Zapisz się przez przednie otwory w komorze spalania, jest hamowane przed dyszami i jest bezpośrednio zaangażowany w tworzenie mieszaniny paliwa i powietrza. Bezpośrednio uczestniczy bezpośrednio w spalaniu paliwa. Mieszanka paliwowo-powietrzna w strefie spalania paliwa w VDD w ich kompozycji znajduje się w pobliżu stechiometrycznej.
• Powietrze wtórne - Zarejestruj się przez boczne otwory w środkowej części ścian komory spalania i służy do ochłodzenia ich poprzez tworzenie przepływu powietrza o znacznie niższej temperaturze niż w obszarze spalania.
• Trzeciorzędne powietrze - Zarejestruj się przez specjalne kanały powietrza w części wyjściowej ścian komory spalania i służy do wyrównania temperatury temperatury grypy roboczej przed turbiną.

Mieszanina gazowa rozszerza się, a część jej energii przekształca się w turbinę przez ostrza robocze do energii mechanicznej obrotu głównego wału. Energia ta jest konsumowana, przede wszystkim na działaniu sprężarki, a także stosuje się do napędzania jednostek silnika (pompy pompowania paliwa, pompy oleju itp.) I napęd generatorów elektrycznych, które zapewniają energię różnych Systemy planszy.

Główną częścią energii rozszerzającego się mieszaniny powietrza gazowo-powietrza przechodzi do przyspieszenia strumienia gazu w dyszy, która wygasa z niego, tworząc reaktywną przyczepność.

Im wyższa temperatura spalania, tym wyższa wydajność silnika. Aby zapobiec zniszczeniu części silnikowych, stopy odporne na ciepło są stosowane wyposażone w systemy chłodzenia i powłoki termiczne.

Silnik turboiczny z popołudniową komorą (Tradf)

Silnik turboiczny z popołudniami - Modyfikacja TRD używana głównie na samolotach naddźwiękowych. Różni się od trd obecności popołudniowej komory między turbiną a dyszą bierną. Komora ta służy dodatkową ilością paliwa poprzez specjalne dysze, które jest spalone. Proces spalania jest zorganizowany i ustabilizowany za pomocą urządzenia przedniego, które zapewnia mieszanie paliwa odparowego i głównego strumienia. Zwiększenie temperatury związanej z dostawą cieplną w komorze przedtrzymującą zwiększa jednorazową energię produktów spalinowych, a zatem szybkość wygaśnięcia z dysz reaktywnych. Odpowiednio, reaktywny pchnięcie (spalenia) wzrasta do 50%, ale zużycie paliwa gwałtownie wzrasta. Silniki z komorą rzadkiej zazwyczaj nie są używane w lotnictwie komercyjnym ze względu na niską wydajność.

Dual-Circuit Turbojet Silnik (TRDD)

Pierwszy, który zaproponował koncepcję TRDD w krajowych zaangażowaniu samolotów, był Lulka (na podstawie badań przeprowadzonych z 1937 r., AM Lulleka złożyła wniosek o wynalezienie silnika Turbojet dwustronnego. Certyfikat Copyright został przyznany 22 kwietnia 1941 r. .)

Można powiedzieć, że od lat 60. i do dziś, w zaangażowaniu samolotów - ERA TRDD. TRDD różnych typów jest najczęstszą klasą WFD stosowaną na samolotach, od szybkich bojowników-przechwytujących z TRDDFSM z małym stopniem podwójnego obwodu, do olbrzymiego handlowego i wojskowego samolotu transportowego z trddem z wysokim stopniem podwójnego -obwód.

Obwód silnika dwuprzewodowego Turbojet:
1. Sprężarka o niskim ciśnieniu;
2. Obwód wewnętrzny;
3. strumień wyjściowy obwodu wewnętrznego;
4. Strumień wyjściowy obwodu zewnętrznego.

Podstawowy silniki turbojet dwóch obwodu Zasada przywiązania do TRD dodatkowej masy powietrza przechodzącego przez zewnętrzny kontur silnika, który pozwala uzyskać silniki z wyższą wydajnością lotu, w porównaniu z konwencjonalnymi TRDS.

Przechodząc przez urządzenie wejściowe, powietrze spada do sprężarki niskiego ciśnienia, zwana wentylator. Po wentylatorze powietrze jest podzielone na 2 strumienie. Część powietrza spada do zewnętrznego konturu i, pomijając komorę spalania, tworzy strumień strumieniowy do dyszy. Inna część powietrza przechodzi przez wewnętrzny kontur, całkowicie identyczny z TR1, który został wymieniony powyżej, z różnicą, że ostatnie etapy turbiny w TRDD są napędem wentylatora.

Jednym z najważniejszych parametrów TRDD jest stopień podwójnego obwodu (m), czyli stosunek przepływu powietrza przez kontur zewnętrzny do przepływu powietrza przez obwód wewnętrzny. (M \u003d g2 / g 1, gdzie przepływ powietrza G 1 i G 2 przez kontury wewnętrzne i zewnętrzne.)

Z stopniem podwójnego obwodu poniżej 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - Przepływy są rzucane oddzielnie, ponieważ ze względu na znaczną różnicę w ciśnieniach i prędkości mieszania jest trudne.

W TRDD zasada zwiększenia efektywności lotu silnika jest ustalona, \u200b\u200bze względu na zmniejszenie różnicy między szybkością wygaśnięcia płynu roboczego z dyszy i prędkości lotu. Zmniejszenie ciągu, które spowoduje spadek tej różnicy między prędkościami, zrekompensowanymi przez zwiększenie przepływu powietrza przez silnik. Konsekwencją wzrostu przepływu powietrza przez silnik jest zwiększenie powierzchni przodu urządzenia wejściowego silnika, który jest wzrost średnicy wejścia silnika, co prowadzi do wzrostu odporności na przednią szybę i masę . Innymi słowy, tym wyższy stopień podwójnego obwodu - większa średnica będzie silnikiem z innymi rzeczami jest równa.

Wszystkie trdds można podzielić na 2 grupy:

• z strumieniami mieszającymi za turbiną;
• bez mieszania.

W TRDD z strumieniem ( Trddsm.) Przepływy powietrza z zewnętrznego i wewnętrznego konturu spadają do pojedynczej komory mieszania. W komorze mieszania strumienie te są mieszane i wychodzą z silnika przez pojedynczą dyszę z pojedynczą temperaturą. TRDDSM są bardziej wydajne, jednak obecność komory mieszania prowadzi do wzrostu wymiarów i masy silnika

TRDD, jak również TRD może być wyposażony w regulowane dysze i aparaty do płukania. Z reguły jest to trddsm z małymi stopniami podwójnego układu samolotów wojskowych naddźwiękowych.

Wojskowy TRDDF EJ200 (M \u003d 0,4)

Dwupoziomowy silnik Turbojet z komorą popołudniowej (TRDDF)

Silnik turbojet dwóch obwód z popołudniami - Modyfikacja TRDD. Inny z obecnością komory poprzedniej. Znalazłem szeroką aplikację.

Produkty spalania, które opuszczają turbinę mieszane z powietrzem pochodzącym z zewnętrznego konturu, a następnie ciepło jest dostarczane do ogólnego strumienia, który działa na tej samej zasadzie, jak w Traff.. Produkty spalania w tym silniku wygasają z jednej całkowitej dyszy biernej. Taki silnik nazywa się silnik dwustronny ze wspólną komorą na czczo.

TRDDF z odbite wektor pchnięciem (OVT).

True Vector Control (DVT) / Odchylenie wektor trakcji (OVT)

Specjalne dysze obrotowe, dla niektórych TRDD (F), pozwalają odchylić przepływ fluorescencji roboczej z dyszą w stosunku do osi silnika. OVT prowadzi do dodatkowych strat ruchu silnika ze względu na zakończenie dodatkowych prac na przełomie przepływu i komplikuje kontroli powietrza. Jednak te niedociągnięcia są w pełni zrekompensowane znacznym wzrostem zwrotności i redukcji przebiegu samolotu podczas startu i biegu podczas lądowania, do pionowego startu i wyładunku włącznie. OVT jest używany wyłącznie w lotnictwie wojskowym.

TRDD z wysokim stopniem silnika dwuprzewodowego / turboptera

Schemat silnika sterowania turbo:
1. Wentylator;
2. Osłona ochronna;
3. turbosprężarka;
4. Strumień wyjściowy obwodu wewnętrznego;
5. strumień wyjściowy obwodu zewnętrznego.

Silnik Turboventio. (pol. Silnik Turbofan. ) - Jest to trdd o wysokim stopniu podwójnego obwodu (m\u003e 2). Tutaj sprężarka o niskim ciśnieniu jest przekształcana w wentylator, różniących się od sprężarki o mniejszej liczbie etapów i dużej średnicy, a gorący strumień praktycznie nie miesza się z zimnem.

W tego typu silnikach stosuje się wentylator o jednostopniowej dużej średnicy, zapewniając duży przepływ powietrza przez silnik na wszystkich prędkościach lotu, w tym niskich prędkości podczas startu i lądowania. Ze względu na dużą średnicę wentylatora dysza obwodu zewnętrznego takich trdds staje się raczej ciężkie i często występuje skrócone, z urządzeniami ukrywającymi (stałe ostrza obracające przepływ powietrza do kierunku osiowego). W związku z tym większość TRDD o wysokim stopniu obwodu - bez mieszania strumieni.

Urządzenie wewnętrzny kontur Takie silniki, takie jak urządzenie TRD, ostatnie kroki turbiny są napędem wentylatora.

Kontur na świeżym powietrzu Takie trdds, z reguły, jest wentylator jednorazowy o dużej średnicy, a następnie ukrywając urządzenie stałych ostrzy, które przyspieszają przepływ powietrza za wentylatora i obracają go, prowadząc do kierunku osiowego, obwód zewnętrzny kończy się obwodem zewnętrznym końcówki dysza.

Ze względu na fakt, że wentylator takich silników, z reguły, ma dużą średnicę, a stopień wzrostu ciśnienia powietrza w wentylatorze nie jest wysoki - dysza obwodu zewnętrznego takich silników jest dość krótka. Odległość od wejścia do silnika do kawałka dyszy obwodu zewnętrznego może być znacznie mniejsza niż odległość od wejścia do silnika do kromki dyszy obwodu wewnętrznego. Z tego powodu dość często dysza konturu zewnętrznego jest błędnie podjęta dla wentylatora.

TRDD o wysokim stopniu dwustronnego obwodu ma konstrukcję dwu- lub sztuczkową.

Zalety i wady.

Główną zaletą takich silników jest ich wysoka wydajność.

Wady - duża masa i wymiary. Szczególnie - duża średnica wentylatora, która prowadzi do znaczącej rezystancji przedniego powietrza w locie.

Zakres takich silników - dalekiego zasięgu i średnich samolotów komercyjnych, samolot transportowy wojskowy.

TurbovovoDentShest Silnik (TWVD)

Silnik turbovintantheternal. (pol. Silnik Turboproppfan. ) -

Wyślij dobrą pracę w bazie wiedzy jest proste. Użyj poniższego formularza

Studenci, studiach studentów, młodych naukowców, którzy korzystają z bazy wiedzy w swoich badaniach i pracach, będą ci bardzo wdzięczni.

Wysłane przez http://www.allbest.ru/

1. Opis konstrukcji

moc wytrzymałości silnika turbiny

1.1 al-31f

AL-31F jest dwoma obwodami silnikiem turbojetowym z mieszaniem strumieni konturowych wewnętrznych i zewnętrznych za turbiną, wspólną dla obu konturów przez najszybszą komorę i regulowaną naddźwiękową nozzą reaktywną. Kompresor o niskiej zawartości ciśnienia 3-biegowa z regulowanym urządzeniem prowadnicy wejściowej (VN), sprężarka o wysokim ciśnieniem osiowym 7-etap z regulowanymi urządzeniami VN i prowadząca pierwszych dwóch kroków. Turbiny o wysokim i niskim ciśnieniu - pojedynczy etap osiowy; Ostrza turbinowe i dysze chłodzone. Główny pierścień komory spalania. W konstrukcji silnika, stopy tytanu są szeroko stosowane (do 35% masy) i stal odpornej na ciepło.

1.2 Turbina.

Ogólne cechy

Oś turbin silnika, reaktywny, dwustopniowy, bliźniak. Pierwszym krokiem jest turbina wysokiego ciśnienia. Drugi etap jest niskim ciśnieniem. Wszystkie ostrza i tarcze turbinowe są chłodzone.

Główne parametry (N \u003d 0, M \u003d 0, tryb "maksymalny") i materiały części turbiny przedstawiono w tabeli 1.1 i 1.2.

Tabela 1.1.

Parametr
Stopień redukcji całkowitego ciśnienia gazu
Wydajność turbiny na odwróconych parametrach przepływu
Prędkość dzielnicy na obrzeżach ostrzy, m / s
Częstotliwość rotacji wirnika, RPM
Zajęty postawę
Temperatura gazu przy wejściu do turbiny
Zużycie gazu, kg / s
Loading parametr, m / s

Tabela 1.2.

Projektowanie turbiny wysokiego ciśnienia

Turbina wysokiego ciśnienia jest przeznaczona do napędzania sprężarki wysokociśnieniowej, a także jednostek silnika i samolotów zainstalowanych na napędzi dysków. Turbina konstruktywnie składa się z wirnika i stojana.

Wirnik turbiny wysokociśnieniowej

Wirnik turbiny składa się z ostrzy robotniczych, dysku i szpilki.

Blade robocze - rzucone, puste z półmetrowym przepływem powietrza chłodzącego.

W Wewnętrznej wnęce, w celu organizowania przepływu płynu chłodzącego, żeber, partycje i turbulizatory są świadczone.

W następnej serii ostrze o obwodzie chłodzącym pół metrem jest zastępowany szpatułką z schematem chłodzenia cyklon-wirowym.

W wnęce wewnętrznej wzdłuż przedniej krawędzi dokonano kanału, w którym, jak w cyklonie, prąd powietrza jest utworzony z skręcaniem. Spin powietrza wynika z jej dostawę stycznego kanału przez otwory partycji.

Od kanału powietrze jest wyrzucane przez otwory (perforacja) ściany ostrza z tyłu ostrza. To powietrze tworzy folię ochronną na powierzchni.

W centralnej części ostrza na wewnętrznych powierzchniach, dokonano kanałów, których osie przecinają się. W kanałach utworzona jest turbuizowany prąd powietrza. Turbulacja strumienia powietrza i wzrost powierzchni kontaktu zapewniają wzrost wydajności wymiany ciepła.

W obszarze krawędzi wyjściowej, turbulizatory (skoczkowie) różnych kształtów. Te turbulizatory nasili wymianę ciepła, zwiększają siłę ostrza.

Profil ostrza jest oddzielony od zamku z półką i wydłużoną nogą. Półki ostrzy, mieszanie, tworzą stożkową osłonę, która chroni blokadę ostrza przed przegrzaniem.

Rozszerzona noga, zapewniająca strumień gazu o wysokiej temperaturze z blokady i dysku, prowadzi do zmniejszenia ilości ciepła przenoszonego z części profilu do blokady i dysku. Ponadto wydłużona noga, posiadająca stosunkowo niską sztywność zginania, zapewnia zmniejszenie poziomu naprężeń wibracyjnych w profilu ostrza.

Trzynaplikowany typ "Choinka" typu zapewnia transmisję promieniowych obciążeń z ostrzy do dysku.

Ząb wykonany po lewej stronie zamka ustala ostrze przed przenoszeniem go w dół, a rowek razem z elementami mocowania zapewnia zatrzymanie ostrza przed przemieszczaniem się na strumieniu.

W części peryferyjnej pióra, w celu ułatwienia dokładności dotykania stojana, aw konsekwencji, zapobiegając zniszczeniu ostrza, próbka jest wykonana na jego końcu

Aby zmniejszyć poziom naprężeń wibracyjnych w ostrzach roboczych między nimi pod półkami, są tłumiki mającym zaprojektowany projekt. Gdy wirnik jest obracany, pod działaniem sił odśrodkowych, tłumiki są dociskane do wewnętrznych powierzchni półek wibracyjnych ostrzy. Ze względu na tarcie w miejscach kontaktowych dwóch sąsiednich półek o jednej przepustnicy, energia ostrzy rozprasza, że \u200b\u200bzapewnia spadek poziomu naprężeń wibracyjnych w ostrzach.

Dysk turbiny, a następnie obróbka. W części peryferyjnej dysku, "choinka" rowki są wykonane do mocowania 90 łopatek robotniczych, rowki do umieszczania zamków płytek osiowej mocowania ostrzy i nachylonych otworów zasilających powietrze, ostrza robocze chłodzące.

Powietrze jest wybierane z odbiornika utworzonego przez dwa kolory, lewą stronę powierzchni dysku i jednostki wirowania. Pod dolną kolumną istnieją obciążenia równoważące. Na prawej płaszczyźnie tkaniny dyskowej, uszczelnienie labiryntu i zagotowanie używane, gdy wykonane są demontaż dysku. Na etapie płyty wykonywane są otwory cylindryczne pod zawieszonym śrubami, podłączając wał, dysk i szpilkę wirnika turbiny.

Osiowa mocowanie ostrza roboczego odbywa się z zębem z lamelarowym zamkiem. Blokada płyty (jedna do dwóch łopatek) jest włożona do rowków ostrzy w trzech miejscach płyty, gdzie wykonane są cięcia, i przyspiesza na całym obwodzie ostrza zmięty koronę. Zamki płytowe zainstalowane w lokalizacji cięć na dysku, mają specjalną formę. Te zamki są zamontowane w zdeformowanym stanie, a po prostowaniu ostrzy są zawarte w rowkach. Podczas wyprostowania blokady płyty ostrza są obsługiwane przez przeciwległe końce.

Równoważenie wirnika prowadzi się wagi, zamocowane w rakietach płyty i nagrany w zamku. Ogon zamku jest wygięty na równoważący statek. Miejsce zginania jest kontrolowane na braku pęknięć przez inspekcję przez szkło powiększające. Równoważenie wirnika może być wykonywane przez przegrupowanie ostrzy, dozwolone jest cięcie końców ładunkowych. Nierównowaga rezydualna nie więcej niż 25 farm.

Dysk z wałem Kappa i KVD jest podłączony przez śruby więzienia. Głowice śrub są przymocowane od obracania się z płytkami zginać na plasterkach głowic. Od ruchu wzdłużnego śruby są utrzymywane przez wystające części głowic znajdujących się w pierścieniach wału.

PIN zapewnia krycie wirnika na łożysku wałkowym (łożysko odbudowane).

Kołnierz kodu PIN jest wyśrodkowany i podłączony do dysku turbiny. Na zewnętrznych cylindrycznych kanałach osi umieszczenia rękawów uszczelki labiryntu. Osiowa i obwodowa fiksacja labiryntu prowadzona jest przez szpilki promieniowe. Aby zapobiec pinom szpilki pod wpływem sił odśrodkowych po ich prasowaniu otwory w rękawach są podzielone.

Na zewnętrznej części trzonu utworu, poniżej labiryntów, uszczelnienie stykowe jest umieszczone stałe z nakrętką korony. Nakrętka wykonana jest przez zamek blaszkowy.

Wewnątrz koryta w paskach cylindrycznych, rękawy styk i uszczelki labiryntowe są wyśrodkowane. Tuleje są trzymane z nakrętką koronową, przykręconą do gwintów Tsazf. Nakrętka jest zanieczyszczona gięcie wąsów korodi w końcowych szczelinach szpilki.

Po prawej stronie wewnętrznej jamy korytu, pierścień zewnętrzny łożyska wałków trzymanych przez nakrętkę koronową, przykręconą do gwintów TSAZF, który jest zakończony w ten sam sposób.

Uszczelka kontaktowa jest parą składającą się ze stalowych rękawów i pierścieni grafitowych. Za gwarantowane kontaktowanie par między pierścieniami grafitowymi umieszczone są sprężyny samolotowe. Osoba zdalna jest umieszczona między rękawami stalowymi, która zapobiega końcu uszczelnienia kontaktowego końcowego.

Stojator turbiny wysokociśnieniowej

Stojator turbiny wysokociśnieniowej składa się z pierścienia zewnętrznego, bloków łopatek dyszy, pierścienia wewnętrznego, ulepszeń, uszczelki z wkładkami Tweas.

Odkryty koralik cylindryczny z kołnierzem. Pierścień znajduje się między korpusem komory spalania a obudową TTD.

W środkowej części pierścienia zewnętrznego przeprowadzono rowek, na którym centralizowano partycję rozdzielania wymiennika ciepła.

Po lewej stronie pierścienia zewnętrznego na śrubach przymocowany jest pierścień górny, który jest podpórką rury cieplnej komory spalania i zapewniając dopływ powietrza chłodzącego do wybuchu zewnętrznych półek spawodów aparatów dyszy.

Uszczelka jest instalowana po prawej stronie pierścienia zewnętrznego. Uszczelnienie składa się z pierścieniowego przekładki z ekranami, 36 wkładek sektorowych CTW i sektorów mocowania wkładek Cwed na dystans.

Cięcie pierścienia przeprowadzono na wewnętrznej średnicy wkładek TWE, w celu zmniejszenia powierzchni w dotykającym ostrza Wedd, aby zapobiec przegrzaniu obwodowej części ostrzy roboczych.

Uszczelnienie jest przymocowane na zewnętrznym pierścieniu za pomocą szpilki, w których wiercenie. Poprzez te wiertła na wstawce CWT, dostarczany jest powietrze chłodzące.

Przez otwory w wkładkach powietrze chłodzące jest rzucane do promieniowego prześwitu między wkładkami i ostrzami roboczymi.

Aby zmniejszyć przegłosy gorącego gazu między wkładkami, zainstalowane są płyty.

Podczas montażu wkładki wkładki uszczelniają są przymocowane do sektorów przekładek przy użyciu kołków. Taki łącznik umożliwia przenoszenie wkładek, aby poruszać się względem siebie i przekładki po podgrzaniu podczas pracy.

Łopatka aparatu dyszy jest łączona w 14 blokach trójfazowych. Puste bloki rzucane, z wtyczką i przylutowaną w dwóch miejscach z deflektorami z lutowaną dolną pokrywą za pomocą szpilki. Projektowanie odlewu bloków, o wysokiej sztywności, zapewnia stabilność kątów montażowych ostrzy, zmniejszenie wycieków powietrza, aw konsekwencji wzrost wydajności turbiny, dodatkowo, taki projekt jest bardziej technologicznie .

Wewnętrzna jama ostrza przez partycję jest podzielona na dwie przedziały. W każdej komorze, deflektory są umieszczane z otworami, które zapewniają płynący płyn do płynu chłodzącego na wewnętrznych ścianach ostrza. Perforacja jest wykonywana na krawędziach wlotowych ostrzy.

Na górnej półce końcowej bloku 6 otworów gwintowanych, które przykręcają śruby bloków aparatów dyszy do pierścienia zewnętrznego.

Dolna półka każdego bloku ma na ramię, wzdłuż której pierścień wewnętrzny jest wyśrodkowany przez rękaw.

Profil pióra z sąsiednimi półkami aluminiowymi. Grubość powlekania 0,02-0,08 mm.

Aby zmniejszyć przepływ gazu między blokami, ich złącza są uszczelnione płytkami wkładanymi do szczelinów końców bloków. Rowki na końcach bloków są wykonywane przez sposób elektro-erozji.

Wewnętrzny pierścień jest wykonany w postaci skorupy z rękawami i kołnierzami, do których spawana jest stożkowa membrana.

Na lewym kołnierzu pierścienia wewnętrznego ze śrubami przymocowanymi pierścieniem, na którym rura grzewcza jest oparta na i przez które zapewnia powietrze dostarczające wewnętrzne półki spawarki z aparatu dyszy.

W odpowiednich śrubach kołnierzowych urządzenie spinowe jest zapisane, który jest spawanym konstrukcją powłoki. Urządzenie spinowe jest zaprojektowane do dostarczania i chłodzenia powietrza do pracujących ostrza z powodu podkręcania i zwrotu w kierunku obrotu turbiny. Trzy profile wzmacniające są przyspawane, aby zwiększyć sztywność wewnętrznej powłoki do niego.

Przyspieszenie i spinięcie powietrza chłodzącego występują w zwężającym części urządzenia spinowego.

Przyspieszenie powietrza zapewnia spadek temperatury powietrza na ostrza chłodzące.

Spin powietrza zapewnia wyrównanie obwodowego składnika prędkości powietrza i prędkości obwodowej dysku.

Projektowanie turbiny niskiej ciśnienia

Turbina niskiej ciśnienia (TDD) jest przeznaczona do prowadzenia sprężarki niskiej ciśnienia (CBD). Konstruktywnie składa się z wirnika TND, stojana TND i wsparcie TTD.

Rotor turbiny niskiego ciśnienia

Wirnik turbiny niskiego ciśnienia składa się z dysku TDD z ostrzami roboczymi, zamocowanymi na dysku, dysku ciśnieniowym, szpilce i wał.

Blade robocze - rzucane, chłodzone promieniowym przepływem powietrza chłodzącego.

W wewnętrznej wnęce znajduje się 11 rzędów 5 sztuk w każdym kołpakach cylindrycznych - turbulizatory łączące pleców i koryt ostrza.

Półka pasma obwodowego stanowi spadek luki promieniowej, która prowadzi do wzrostu wydajności turbiny.

Ze względu na tarcie powierzchni kontaktowych półek bandażowych sąsiednich pracowników, ostrza zmniejszają poziom naprężeń wibracyjnych.

Część profilu ostrza jest oddzielona od części zamka przez półkę tworzącą granicę strumienia gazu i płyt ochronny przed przegrzaniem.

Ostrze ma typ "choinki".

Odlewanie ostrza jest wykonywane zgodnie z modelach o powierzchni, modyfikując tlenkulinę kobaltu, co poprawia strukturę materiału ze szlifowaniem ziarna z powodu tworzenia centrów krystalizacji na powierzchni ostrza.

Zewnętrzne powierzchnie pióra, bandaż i półki blokujące w celu zwiększenia odporności na ciepło są poddawane ślizganie się aluminilizacji z grubością powłoki 0,02-0.04.

Dla osiowej utrwalenia ostrzy przed przemieszczaniem się do strumienia na nim ząb spoczywa na obrzeżu dysku.

W przypadku osiowego utrwalenia ostrza przed przemieszczającym się w dół w części blokującej ostrza w obszarze półki, rowek jest wykonany, w którym pierścień rozszczepiony z zamkiem odbywa się z osiowego przemieszczenia panelu dysku. Podczas instalacji pierścienia ze względu na obecność cięcia, jest zaciśnięty i wprowadzony do rowków łopatek, a na bourge wchodzi na rowek pierścieni.

Mocowanie rozszczepionego pierścienia w stanie roboczym jest wykonany przez blokadę z uchwytami, wygiętymi na zamek i przejść przez otwory w zamku i szczeliny w podniebieniu dysku.

Dysk turbiny jest stemplowany, a następnie przetwarzanie mechaniczne. W strefie peryferyjnej do umieszczenia łopatek, rowki typu "choinka" i nachylone otwory zasilające płynu chłodzące.

Na ostrzu wykonano buty pierścieniowe, na których umieściły pokrywy labiryntów i labiryntu dysku ciśnieniowego. Utrwalenie tych części jest wykonywane przez kołki. Aby zapobiec wypadaniu z pinów otworów, są zawalone.

Potrzebny jest dysk ciśnieniowy o ostrzu, aby wspierać powietrze wchodzące na ostrza turbinowe. Aby równoważyć wirnik na dysku ciśnieniowym, obciążenia bilansujące są zamocowane z zamkami lamelarowymi.

Zasłony pierścieniowe również wykonywane na koncentrowaniu dysku. Pokrywy labiryntów są zainstalowane na lewej granicach, tyłek jest zainstalowany na prawej łapie.

TSAPF jest zaprojektowany do obsługi wirnika niskiego ciśnienia na łożyskach rolkowych i transmisji momentu obrotowego z dysku do wału.

Aby podłączyć dysk z kołkiem na nim w części peryferyjnej, wykonany jest zwiędły kołnierz, zgodnie z którym przeprowadza się centrowanie. Ponadto centrujące i transmisja ładunków przechodzą przez szpilki promieniowe utrzymywane przez labirynt.

Pierścień uszczelnienia labiryntu jest również zamocowana na styku TND.

Na obwodowej części cylindrycznej szpilki uszczelka końcowa jest umieszczona po prawej stronie, a lewica jest tuleją uszczelki kontaktowej promieniowej. Rękaw jest wyśrodkowany przez cylindryczną część koryta, w kierunku osiowym, muszelka jest stała.

Po lewej stronie szpilki na powierzchni cylindrycznej, rękawy zasilania oleju są umieszczane do łożyska, wewnętrznego pierścienia łożyska i elementu uszczelniającego. Pakiet tych części jest ciągnięty przez nakrętkę koronową, z zamkiem Lamelaru udarem. Na wewnętrznej powierzchni szpilki wykonane są automaty, zapewniając transmisję momentu obrotowego z szpilki do wału. W ciele koryta otwory doprowadzające oleju są wykonywane w łożyskach.

Po prawej stronie korytu na zewnętrznym rowku znajduje się wewnętrzny pierścień łożysk rolkowych wspornika turbiny. Nakrętka korona jest zakończona zamkiem Lamelaru.

Wałem turbiny niskiego ciśnienia składa się z 3 części podłączonych do siebie nawzajem. Prawa strona wału z jego szczelinami jest zawarta w powracających szczelinach TSARF, otrzymując moment obrotowy z niej.

Siły osiowe z szpilki na wale są przesyłane do nakrętki, zamknięte na gwintowanym trzonie wału. Nakrętka jest zakończona wyłączeniem rękawu szczelinowego. Końcowe szczeliny tulei są zawarte w końcowych szczelinach wału, a szczeliny na cylindrycznej części tulei są zawarte w wzdłużnych splendingu nakrętki. W kierunku osiowym tuleja szczelinowa jest przymocowana przez regulację i podzielone pierścienie.

Na zewnętrznej powierzchni prawej strony wału przez kołki promieniowe, labirynt jest naprawiony. Na wewnętrznej powierzchni wału z kołpami promieniowymi, płynną przepompownię oleju pompowy pompowania z podporę turbiny jest ustalona.

Po lewej stronie wału są wykonane, przenoszące moment obrotowy na czynniku chłodniczym i dalej na wirniku sprężarki niskiego ciśnienia. Na wewnętrznej powierzchni lewej części wału, rzeźbienia jest cięte, do którego nakrętka, osiowa szpilka. Śruba jest przykręcana do nakrętki, dokręcanie wirnika sprężarki niskiego ciśnienia i rotor niskociśnieniowy turbiny.

Na zewnętrznej powierzchni lewej części wału umieszczono uszczelkę stykową promieniową, rękawę zdalną i łożysko wałkowe stożkowego sprzętu. Wszystkie te części są ciągnięte przez nakrętkę korony.

Konstrukcja kompozytowa wału pozwala zwiększyć jego sztywność ze względu na zwiększoną średnicę środkowej części, a także zmniejszyć wagę - środkowa część wału wykonana jest z stopu tytanu.

Stojator turbiny niskiego ciśnienia

Stojana składa się z zewnętrznego kadłuba, bloków spawn urządzeń dyszy, wewnętrzna sprawa.

Obudowa zewnętrzna jest spawaną strukturą składającą się z stożkowej powłoki i kołnierzy, wzdłuż której organizm jest połączony z obudową turbiny wysokociśnieniowej i korpusu wsparcia. Poza korpusem jest spawana, ekran tworzy kanał zasilania powietrzem chłodzącym. Wewnątrz kieszenie są wytwarzane, dla których maszyna dyszy jest wyśrodkowana.

W obszarze prawego kołnierza, który jest zainstalowany, na którym kołki promieniowe są stałe wkładki TND z komórek.

Łopaty aparatu dyszy w celu zwiększenia sztywności w jedenastu blokach trójfazowych.

Każde ostrze jest rzucane, puste, chłodzone wewnętrznymi deflektorów. Pióro, zewnętrzne i wewnętrzne półki tworzą część przepływu. Zewnętrzne półki ostrzy mają granice, z którymi wyśrodkowane są w zewnętrznym przepływie kadłuba.

Osiowa fiksacja bloków ostrzy dyszy prowadzona jest przez pierścień podziału. Utrwalenie dzielnicy ostrzy odbywa się przez występy obudowy zawartej w szczelinach, wykonane na zewnętrznych półkach.

Zewnętrzna powierzchnia półek i profilu ostrzy w celu zwiększenia odporności na ciepło aluminiowy. Grubość warstwy ochronnej wynosi 0,02-0,08 mm.

Aby zmniejszyć przepływ gazu między blokami ostrzy, płytki uszczelniające są zainstalowane w szczelinach.

Wewnętrzne półki ostrzy kończą się kulistymi szczyptami, zgodnie z którymi koncentruje się wewnętrzna sprawa, która reprezentuje spawaną strukturę.

Na krawędziach wewnętrznej obudowy są wykonywane przez rowki, które z promieniową szczeliną wprowadź przegrzebki wewnętrznych półek łopatek dyszy. Ten promieniowy prześwit zapewnia swobodę rozszerzalności termicznej ostrzy.

Wspierać turbinę nd.

Obsługa turbiny składa się z obudowy wsparcia i obudowa łożyska.

Obudowa wsparcia jest spawaną strukturą składającą się z muszli połączonych stojakami. Stojaki i skorupy są chronione strumieniem gazu z nitowanymi ekranami. Stożkowe membrany, które obsługują obudowę łożyskową są zamocowane na kołnierze wewnętrznej powłoki wsparcia. Na tych kołnierzach, tuleja uszczelniająca labirynt jest zamocowana po lewej stronie, a po prawej stronie - ekran chroniąca podpórkę z strumienia gazu.

Na kołnierze korpusu łożyskowego tuleja do uszczelnienia stykowego jest zamocowana po lewej stronie. Kaptylarka ropy naftowej i ekran ochrony ciepła są zamocowane na odpowiednich śrubach.

W wewnętrznym nudnym ciele znajduje się łożysko rolkowe. Pomiędzy obudową a zewnętrznym pierścieniem łożyska są elastycznym pierścieniem i rękawami. W pierścieniu otwory promieniowe są wykonywane przez które wylewa się olej do wirników, co jest rozproszone energią.

Utrwalenie osiowego pierścieni jest przeprowadzane przez pokrywę przyciąganą do wspornika łożyska śrubami. W jamie pod ekranem ekranującym umieszczony pompowanie pompowania i dysz oleju z rurociągami. W obudowie łożyskowej otwory są wykonane, wiercenie oleju do tłumika i dysz.

Turbiny chłodzące

System chłodzenia turbiny jest powietrzem, otwarty, regulowany ze względu na dyskretną zmianę przepływu powietrza przepływającego przez wymiennik ciepła powietrza.

Krawędzie wejściowe spotów urządzenia dyszu turbiny wysokiego ciśnienia mają chłodzenie folii konwekcyjnej przez powietrze wtórne. Powietrze wtórne jest chłodzone półkami tego aparatu dyszy.

Tylne paski ostrzy SA, dysków i ostrzy roboczych TDD, obudowę turbiny, łopatki turbiny wentylatora i jego dysk po lewej stronie chłodzą się przez powietrze przechodzące przez wymiennik ciepła powietrze-powietrze ( Iwt).

Powietrze wtórne przez otwory w korpusie komory spalania wprowadź wymiennik ciepła, są one chłodzone na 150-220 K, a przez urządzenie zaworów przechodzi do ochłodzenia części turbin.

Powietrze drugiej pętli przez podpory wsparcia i otwory są dostarczane do dysku ciśnieniowego, który, zwiększając ciśnienie, zapewnia go w ostrzach roboczych TTD.

Obudowa turbiny na zewnątrz jest chłodzona drogą powietrzną drugiego konturu i od wewnątrz - powietrza z IWT.

Chłodzenie turbiny odbywa się we wszystkich trybach działania silnika. Obwód chłodzenia turbiny przedstawiono na rysunku 1.1.

Władza płynie w turbinie

Siły bezwładności z ostrzy robotniczych Poprzez blokady "Choinki" są przesyłane na dysk i załaduj go. Niezrównoważone siły bezwartego płyt związku przez śruby zawieszone na wirniku RWD i przez centrowanie BilCTs i kołpaków promieniowych na wirniku RWD są przesyłane do wału i osi spoczywających na łożyskach. Z łożysk, obciążenia promieniowe są przesyłane do szczegółów stojana.

Składniki osiowe sił gazowych wynikających z ostrzy roboczych TVD kosztem sił ciernych na powierzchniach kontaktów w zamku i ostrości "ząb" ostrza do dysku są przesyłane na dysku. Na dysku siły te są podsumowane z siłami osiowymi wynikającymi z spadku ciśnienia na niego i przez śruby więzienne są przesyłane do wału. Śruby więzienia z tej siły pracują nad rozciąganiem. Siła osiowa wirnika turbiny jest podsumowana z osiową.

Kontur na świeżym powietrzu

Obwód zewnętrzny został zaprojektowany dla OSPAL dla części TND przepływu powietrza, skompresowany w CBD.

Strukturalnie, zewnętrzny kontur jest dwa (przednie i tylne) obudowy profilowane, które są zewnętrzną powłoką produktu i używają również do mocowania łączności i agregatów. Zewnętrzna obudowa mieszkaniowa jest wykonana z stopu tytanu. Ciało wchodzi do schematu zasilania produktu, postrzega moment obrotowy wirników i częściową wagę obwodu wewnętrznego, a także siłą przeciążenia w ewolucji obiektu.

Przednia obudowa obwodu zewnętrznego ma poziome złącze, aby zapewnić dostęp do CW, COP i turbiny.

Profilowanie przepływu części zewnętrznego konturu jest wyposażony w montaż w przednim obwodzie obwodu zewnętrznego ekranu wewnętrznego związanego z nim przez promieniowe podnośniki, jednocześnie będąc żebrem sztywności przedniej obudowy.

Tylny obudowy konturu zewnętrznego jest powłoką cylindryczną, ograniczoną do przodu i tylnego kołnierzy. W tylnej skrzynce z zewnątrz są sztywność sztywności. Na zewnętrznych obudowie obudowy są kołnierze:

· Aby wybrać powietrze ich wewnętrznego konturu produktu przez 4 i 7 kroków QW, a także z kanału obwodu zewnętrznego dla potrzeb obiektu;

· Do urządzeń COP COP;

· W przypadku systemu Windows Inspection Windows, Windows Inspection Windows i Windows Inspekcji turbiny;

· W przypadku komunikacji i usuwania oleju do wsparcia turbiny, IMFlow jamy powietrza i oleju tylnego wspornika;

· Wlot powietrza w cylindrach pneumatycznych dyszy biernej (PC);

· Do mocowania dźwigni sterowania systemu sterowania na KVD;

· Do komunikacji zasilania paliwem w glinie, a także do komunikacji wlotu powietrza na QW w układzie paliwowym produktu.

Na ciele zewnętrznego konturu jest również przeznaczony do mocowania;

· Dystrybutor paliwa; Komunikacja elektryczna oleju olejowego zegara;

· Filtr paliwa;

· Reduktor automatyzacji CBD;

· Zbiornik spustowy;

· Kruszywo zapłonowe, komunikacja systemów uruchamiania FC;

· Przegasaj się z węzłami mocującymi dyszę i regulator liści (RSF).

W bieżącej części obwodu zewnętrznego, elementy dwustronne komunikacji systemu produktów, kompensujący rozszerzenia temperatury w kierunku osiowym obwodami zewnętrznymi i wewnętrznymi, podczas pracy produktu. Rozbudowa obudów w kierunku promieniowym jest kompensowana przez mieszanie elementów dwusuwowych, strukturalnie wykonywane zgodnie z schematem "tłokowy cylindra".

2. Obliczanie na siłę dysku turbiny

2.1 Schemat obliczeń i dane źródłowe

Graficzny obraz płyty koła operacyjnego TVD i model projektu dysku jest pokazany na rys. 2.1. Wymiary beometryczne przedstawiono w tabeli 2.1. Szczegółowe obliczenia przedstawiono w dodatku 1.

Tabela 2.1.

Sekcja I.

n - liczba obrotów płyty w bieżącym trybie wynosi 12430 obr./min. Dysk jest wykonany z materiału ID EP742. Temperatura wzdłuż promienia dysku jest nietrwagalna. - Puste obciążenie (kontur), naśladując wpływ na centrum siłach odśrodkowych ostrzy i ich połączeń blokujących (trzonek ostrzy i prognoz dysków) w trybie obliczonym.

Charakterystyka materiału dysku (gęstość, moduł elastyczności, współczynnik Poissona, współczynnik rozszerzalności liniowej, wytrzymałość długoterminową). Przy wejściu do charakterystyki materiałów zaleca się stosowanie gotowych danych z materiałów zawartych w programie archiwum.

Obliczanie obciążenia konturu jest wykonane za pomocą wzoru:

Suma sił odśrodkowych skoków ostrzy,

Suma sił odśrodkowych związków zamkowych (trzonek ostrzy i występów dysków),

Obszar obwodowej cylindrycznej powierzchni dysku, przez którą siły odśrodkowe są przesyłane na dysku i:

Siły są obliczane według formuł

z- Liczba łopatek,

Krótki przekrój przeciągania ostrza

Napięcie w części głównej ostrza ped utworzonego przez siły odśrodkowe. Obliczanie tego napięcia zostało wytworzone w sekcji 2.

Masa pierścienia utworzona przez związki zamkowe o ostrzach z dyskiem,

RADIUS OFERTIA RING OD CONNECTIONS,

sH - szybkość kątowa obrotu dysku w trybie obliczonym obliczonym przez obrężenia w następujący sposób:,

Masa pierścieni i promień są obliczane przez wzory:

Obszar powierzchni dysku obwodowej cylindrycznej jest obliczana według wzoru 4.2.

Zastępowanie początkowymi danych w formule dla powyższych parametrów, otrzymujemy:

Obliczanie dysku do wytrzymałości jest wykonane zgodnie z programem Di.exe, dostępnym w klasie komputerowej 203 działów.

Należy pamiętać, że geometryczne wymiary dysku (promieniowanie i grubość) są wprowadzane do programu di.exe w centymetrach, a obciążenie konturu jest w (Tłumaczenie).

2.2 Wyniki obliczeń

Wyniki obliczeń przedstawiono w tabeli 2.2.

Tabela 2.2.

W pierwszych kolumnach Tabela 2.2 przedstawiono dane początkowe o geometrii dysku i rozkład temperatury wzdłuż promienia dysku. W kolumnach 5-9 przedstawia wyniki obliczeń: napięcia promieniowe (RAD) i dzielnica (OCD), zapasy przez równoważne napięcie (EC. Na przykład) oraz niszczącą prędkość (cyl. SECH), a także dysk zanurzony w ramach działania rozszerzeń odśrodkowych i temperatury na różnych promieniu.

Najmniejszy margines o równoważnej wytrzymałości napięcia uzyskuje się u podstawy dysku. Dopuszczalna wartość. Warunek jest spełniony.

Najmniejszy margines trwałości do destrukcyjnych rewolucji jest również uzyskiwany na dole dysku. Dopuszczalna wartość. Warunek jest spełniony.

Figa. 2.2 Dystrybucja napięcia (szczęśliwa. I OCC.) Na promieniu dysku

Figa. 2.3 Dystrybucja zapasów bezpieczeństwa (równoważne rezerwy. Napięcie) przez promień dysku

Figa. 2.4 Dystrybucja siły obrotu Druising

Figa. 2.5 Dystrybucja temperatury, napięcie (szczęśliwe. I Occ.) Przez promień dysku

Literatura

1. Chronik D.V., Vurunov S.a. i inne. "Projektowanie i projektowanie silników turbin gazowych lotniczych". - m, inżynieria mechaniczna, 1989.

2. "silniki turbiny gazowej", A.a. Inozemtsev, v.l. Sandracky, Ojsc Aviad Maker, Perm, 2006.

3. Lebedev s.g. Projekt kursu na temat dyscypliny "Teoria i obliczanie pustych maszyn lotniczych", - M, Mai, 2009.

4. Perel L.ya., Filatov A.a. Łożyska toczne. Informator. - M, Inżynieria, 1992.

5. Program Disk-Mai opracowany w Departamencie 203 Mai, 1993.

6. Inozemtsev A.a., Nikhamkin Ma, Santraksky V.L. "Silniki turbiny gazowej. Dynamika i siła silników lotniczych i instalacji energetycznych. " - M, inżynieria mechaniczna, 2007.

7. GOST 2.105 - 95.

Wysłany na Allbest.ru.

...

Podobne dokumenty

Termogazodynamiczne obliczenia silnika, wybór i uzasadnienie parametrów. Koordynacja parametrów sprężarki i turbiny. Dynamiczne kalkulacja turbiny i profilowanie ostrzy pierwszego etapu procesu turbiny na komputerze. Obliczanie blokady ostrzy turbiny do wytrzymałości.

teza dodana 12.03.2012


Obliczanie termogazodynamiczne silnika. Koordynacja pracy sprężarki i turbiny. Dynamiczne kalkulacja turbiny osiowej na komputerze. Profilowanie opakowania turbin wysokiego ciśnienia. Opis konstrukcji silnika, obliczanie na siłę dysku turbiny.

teza, dodano 01/22/2012


Termogazadynamiczne obliczanie silnika, profilowanie ostrzy kół operacyjnych turbiny. Dynamiczne obliczenie turbiny TRDD i rozwój projektu. Rozwój stożkowego planu przetwarzania przekładni. Analiza wydajności silnika.

teza, dodano 01/22/2012


Projektowanie przepływu silnika turbiny gazowej samolotu. Obliczanie wytrzymałości ostrza roboczego, dysku turbiny, montażu mocowania i komory spalania. Proces technologiczny wytwarzania kołnierza, opisu i liczenia trybów przetwarzania dla operacji.

teza, dodano 01/22/2012


Opis konstrukcji silnika. Termogazodynamiczne obliczenie silnika podwójnego obwodu turbo. Obliczanie na siłę i odporność dysku sprężarki, kredki spalania i ostrzy pierwszego etapu sprężarki wysokiego ciśnienia.

praca kursu, dodano 03/08/2011


Obliczanie długoterminowej wytrzymałości statycznej elementów silnika turbojeta lotnictwa P-95SH. Obliczanie ostrza roboczego i dysku pierwszego etapu sprężarki niskiego ciśnienia do wytrzymałości. Uzasadnienie projektu na podstawie badań patentowych.

praca kursu, dodano 08/07/2013


Projektowanie przepływu przepływu silników turbin gazowych i cech obliczania węzłów gazowo-dynamicznych: sprężarka i turbiny. Elementy termogasodynamicznego obliczania dwupoziomowego silnika termoutwardzalnego. Sprężarki o wysokim i niskim ciśnieniu.

egzamin, dodano 12/24/2010


Obliczanie wytrzymałości elementów pierwszego etapu sprężarki wysokociśnieniowej silnika dwuznakowego turbojet z strumieniami mieszającymi dla myśliwca bojowego. Obliczanie uprawnień do obróbki zewnętrznych, wewnętrznych i końcowych obrotów.

teza, dodano 07.06.2012


Koordynacja parametrów sprężarki i turbiny i jego kalkulacji dynamicznej gazu na komputerze. Profilowanie wpływu wirnika i obliczenia na siłę. Diagram przetwarzania, prowadzenie operacji obracania, frezowania i wiercenia, analizę wydajności silnika.

teza, dodano 03/08/2011


Określenie operacji rozszerzalności (radiator jednorazowy w turbinie). Obliczanie procesu w aparacie dyszy, względną prędkość przy wejściu do RL. Obliczanie na siłę trzonu, ząb zginania. Opis turbiny napędu GTD, wybór materiału szczegółów.

Temat "Turban" jest tak trudny jak obszerny. Dlatego nie jest konieczne rozmowy o całym jej ujawnieniu. Zajmymy się, jak zawsze "wspólnym znajomym" i "oddzielnymi interesującymi chwilami" ...

Jednocześnie historia turbiny samolotu jest całkowicie krótka, w porównaniu z historią turbiny w ogóle. Oznacza więc nie robić bez pewnej teoretycznie historycznej wycieczki, której treść nie jest zgodna z lotnictwem, ale jest podstawą do zaangażowania turbiny gazowej w silnikach lotniczych.

O HUM I ROAR ...

Zacznijmy nieco niekonwencjonalne i pamiętać o "". Jest to dość powszechna fraza używana zazwyczaj tanicy autorów w mediach w opisie pracy potężnego sprzętu lotniczego. Tutaj możesz również dołączyć "Crash, gwizdek" i inne głośne definicje dla wszystkich tych samych "turbin samolotów".

Dość znane słowa dla wielu. Jednak ludzie rozumieją, że dobrze wiadomo, że w rzeczywistości wszystkie te "dźwiękowe" epitets najczęściej charakteryzują działanie silników odrzutowych w ogóle lub jego części posiadające turbiny, jako takie, niezwykle małe nastawienie (oczywiście, oczywiście wzajemny wpływ ich wspólna praca w ogólnym cyklu TRD).

Ponadto w silniku turbojetowym (tylko to obiekt entuzjastycznych recenzji), jak silnik bezpośredniej reakcji, która tworzy pragnienie za pomocą reakcji strumienia gazu, turbina jest tylko jego częścią, a do "rocka cięcia" jest raczej postawa pośrednia.

A na tych silnikach, w których w jakiś sposób, w jakiś sposób, w jakiś sposób, jest dominujący (są to silniki reakcji pośredniej i nie są na próżno turbiny gazowe) Nie ma już imponującego dźwięku lub jest tworzony przez bardzo inne części zasilania samolotu, takie jak śruba powietrza.

To znaczy, ani szum, nie dudnienia, jako taki, do turbina lotnicza. W rzeczywistości nie należy. Jednak pomimo takiego dźwięku nieskuteczne jest, jest to złożony i bardzo ważny kruszywo nowoczesnego TRD (GTD), często określając jego główne cechy wydajności. No GTD bez turbiny po prostu nie może definiować.

Dlatego rozmowa, oczywiście nie dotyczy imponujących dźwięków i nieprawidłowe wykorzystanie definicji języka rosyjskiego, ale o ciekawej jednostce i jego stosunku do lotnictwa, choć nie jest to jedyny obszar jego użycia. Jako urządzenie techniczne turbina pojawiła się na długo przed koncepcją "samolotu" (lub samolotu), a nawet bardziej równi silnika turbiny gazowej.

Historia + mała teoria ...

A nawet bardzo długo. Od tego samego czasu wymyślono mechanizmy, które zmieniają energię siły przyrody. Najbardziej proste w tym zakresie i dlatego tak zwany tak zwany jeden z pierwszych silniki obrotowe.

Ta definicja oczywiście pojawiła się tylko w naszym dniu. Jednak znaczenie go określa prostotę silnika. Naturalna energia bezpośrednio, bez żadnych urządzeń pośrednich, włącza się do mechanicznej mocy ruchu obrotowego głównego elementu mocy o takim silniku.

Turbina - typowy przedstawiciel silnika obrotowego. Biegnij naprzód, możemy powiedzieć, na przykład w silniku tłokowym spalania wewnętrznego (DVS), głównym elementem jest tłok. Wykonuje ruch wzajemny i uzyskanie obrotu wału wyjściowego, musisz mieć dodatkowy mechanizm łączący korba, który oczywiście komplikuje i przyjmuje projekt. Turbina w tym zakresie jest znacznie bardziej opłacalna.

Dla DVS typu obrotowego, jako silnik ciepła, który przy okazji jest silnik turboret, zwykle używany jest nazwa "obrotowa".

Młyn wodny turbiny.

Niektóre z najbardziej znanych i najstarszych zastosowań turbiny są duże młyny mechaniczne wykorzystywane przez osobę od niepamiętnych czasów dla różnych potrzeb biznesowych (nie tylko do szlifowania ziarna). Należą do nich AS. woda, więc ja. wiatownik Mechanizmy.

Przez długi okres starożytnej historii (pierwsze wspomnienia o 2. wieku pne) i historii średniowiecza były one w rzeczywistości jedynymi mechanizmami używanymi przez osobę do celów praktycznych. Możliwość ich stosowania ze wszystkimi prymitywnością okoliczności technicznych była prostota transformacji energii stosowanego korpusu roboczego (woda, powietrza).

Wiatrak - przykład koła turbiny.

W tych, zasadniczo rzeczywistych silnikach obrotowych, energia wody lub przepływu powietrza zamienia się w zasilanie na wale i ostatecznie użyteczne działanie. Dzieje się tak, gdy strumień współdziała z powierzchniami roboczymi, które są ostrza wodne lub wiatrak skrzydeł. Oba są zasadniczo - prototyp ostrzy współczesnych puste maszynyJakie są obecnie używane turbiny (i sprężarki, podobnie jak).

Inny rodzaj turbiny jest znany, po raz pierwszy, udokumentowany (najwyraźniej i wymyślony) starożytnego greckiego naukowca, mechanika, matematyki i przyrodnicy czapla Aleksandria ( Heron Ho Alexandreus,1 Bhd reklama) w jego traktatu "pneumatyka". Wynalazek opisany wynalazek ma nazwę aolipal to przetłumaczone z greckiego oznacza "ball ea" (Bóg wiatru, ἴἴολος - EOL (Greek), piła -piłka (lat)).

Heon Heron.

W nim piłka była wyposażona w dwie przeciwnie kierunkowe rury. Para wyszła z dysz, która dotarła do piłki na rurach z kotła poniżej i zmusiła piłkę do obracania. Akcja jest jasna z powyższego wzoru. Był tak zwany przetworzoną turbinę, obracając się na bok, odwrotną stronę wyjścia pary. Turbiny Ten typ ma specjalną nazwę - reaktywną (więcej - poniżej).

Co ciekawe, Geron nie wyobrażał sobie, że był pracownikiem w jego samochodzie. W tej epoce pary zidentyfikowano z powietrzem, świadczy to również nazwę, ponieważ eao poleca wiatr, czyli powietrze.

Eolipal reprezentował się w ogóle, pełnoprawną maszynę cieplną, która obróciła energię paliwa spalonego do energii mechanicznej obrotu na wale. Być może był jeden z pierwszych w historii maszyn termalnych. To prawda, że \u200b\u200bnadal nie ukończył "jej, ponieważ wynalazek nie popełniał przydatnej pracy.

Ealpal między innymi znanymi w czasie mechanizmów został uwzględniony w tak zwanym "teatrze automat", które miało większą popularność w następnym stuleciu i była w rzeczywistości tylko ciekawą zabawką z niezrozumiałą przyszłością.

Od momentu jego stworzenia i ogólnie z tej epoki, gdy ludzie w ich pierwszych mechanizmach stosowanych tylko "wyraźnie manifestują się" sił natury (siłę wiatru lub siłę ciężkości spadającej wody) przed Początek pewności wykorzystania energii cieplnej paliwa w nowo utworzonych maszynach cieplnych minęły nie sto lat.

Pierwszymi takimi agregatami były maszyny parowe. Te obecne okazy zostały wymyślone i zbudowane w Anglii tylko do końca XVII wieku i były używane do pompowania wody z zestawów węgla. Później pojawiły się maszyny parowe z mechanizmem tłokowym.

W przyszłości, jak rozwija się wiedza techniczna, silniki tłokowe wewnętrznego spalania różnych wzorów, bardziej zaawansowanych mechanizmów wydajności przychodzą na scenę. Zostali już wykorzystywani jako praca robocza gazu (produkty spalania) i nie wymaga leczenia uciążliwych kotłów parowych.

Turbiny Jako główne zespoły maszyn termicznych, również przekazywane w ich rozwoju podobnej ścieżce. I chociaż pewne wspomnienia o niektórych kopiach są dostępne w historii, ale zasłużyć, a także udokumentowane, w tym opatentowane, agregaty pojawiły się tylko w drugiej połowie XIX wieku.

Wszystko zaczęło się od pary ...

Korzystając z tego ciała roboczego, że prawie wszystkie podstawowe zasady urządzenia turbiny (w przyszłości i gazu) zostały opracowane, jako ważną część maszyny termicznej.

Reaktywna turbina opatentowana przez lawę.

Rozwój utalentowanego szwedzkiego inżyniera i wynalazcy były charakterystyczne dla tego planu. Gustava de Lavala. (Karl Gustaf Patrik De Laval). Jego badania były związane z ideą opracowywania nowego separatora mlecznego o zwiększonym obrotach napędowych, co umożliwiło znacząco zwiększyć wydajność.

Uzyskiwanie większej częstotliwości obrotu (obrotu) przy użyciu już tradycyjnych (jednak jedyny istniejący) silnik pary tłoka nie był możliwy ze względu na dużą bezwładność najważniejszego elementu - tłok. Zrozumienie tego, Laval postanowił spróbować odmówić użycia tłoka.

Powiedziano mu, że sama idea pochodzi od niego, gdy analizuje pracę urządzeń piaskowniowych. W 1883 r. Otrzymał swój pierwszy patent (patent angielski nr 1622) w tej dziedzinie. Opatentowane urządzenie zostało nazwane " Turbina promowa i wodna».

Była to rura w kształcie litery S, na końcach, z których przeprowadzono zwężanie dysz. Rurka została umieszczona na drążonym wale, przez którą parę służył do dysz. Zasadniczo wszystko to nie różniło się od Herona Aleonandry.

Wykonane urządzenie działało dość niezawodnie z dużym dla technologii tego czasu przez obrót - 42000 obr./min. Prędkość rotacji osiągnęła 200 m / s. Ale w tak dobrych parametrach turbina posiadał niezwykle niską wydajność. I próby zwiększenia go z istniejącą techniką nie prowadzą do niczego. Dlaczego to się stało?

——————-

Trochę teorii ... trochę więcej o cechach ....

Wspomniana wydajność (dla nowoczesnych turbin lotniczych, jest to tak zwana energia lub skuteczna wydajność) charakteryzuje wydajność wykorzystania energii wydanej (usuwane) do napędzania wału turbiny. Oznacza to, że część tej energii została spędzona przydatna na rotacji wału, a który " przeleciał do rury».

Zleciano go. Dla opisanego rodzaju turbiny o nazwie Reactive, to wyrażenie jest po prostu odpowiednie. Taki urządzenie otrzymuje ruch obrotowy na wale pod działaniem siły reakcyjnej strumienia gazowego (lub w tym przypadku par).

Turbina, jako dynamiczny samochód rozszerzający, w przeciwieństwie do maszyn masowych (tłok), wymaga nie tylko kompresji i ogrzewania grypy roboczej (gaz, para), ale także jego przyspieszenia. Tutaj rozszerzanie (wzrost określonej objętości) i spadek ciśnienia występuje ze względu na podkręcenie, w szczególności w dyszy. W silniku tłokowym wynika to ze wzrostu komory cylindra.

W rezultacie duża potencjalna energia płynu roboczego, która została utworzona w wyniku dostawy spalonego ciepła paliwa do niego, włącza się oczywiście w kinetyczne (minus różne straty, oczywiście). I kinetyczne (w turbinie biernej) przez siły reakcji jest praca mechaniczna na wale.

I tak w pełni energia kinetyczna przechodzi mechanicznie w tej sytuacji i mówi nam wydajność. Co jest wyższe, dolna energia kinetyczna ma strumień wychodzący z dyszy do środowiska. Ta pozostała energia jest nazywana " utrata wyjścia"I jest bezpośrednio proporcjonalny do kwadratu szybkości płynących strumienia (wszystko będzie prawdopodobnie pamiętać MC 2/2).

Zasada działania turbiny reaktywnej.

Tutaj mówimy o tak zwanej bezwzględnej prędkości S. W końcu pojawiające się przepływ, dokładniej, każda z jego cząstek, uczestniczy w złożonym ruchu: prosto plus obracanie. W ten sposób stawka absolutna C (stosunkowo stały układ współrzędnych) jest równy sumie prędkości obrotowej turbiny U i względnego natężenia przepływu W (prędkość względem dyszy). Ilość wektora oczywiście jest wyświetlana na rysunku.

Koło Segnero.

Minimalne straty (i maksymalna wydajność) odpowiadają minimalnej prędkości C, najlepiej, że musi być zero. I jest to możliwe tylko w przypadku równości W i U (widziane z figury). Prędkość dzielnicy (U) w tym przypadku jest nazywana optymalny.

Taka równość byłaby łatwa do zapewnienia turbin hydraulicznych (takich jak wheels Segneva.) Ponieważ szybkość wygaśnięcia cieczy z dysz dla nich (podobna prędkość W) jest stosunkowo niewielka.

Ale ta sama prędkość w gazu lub pary z powodu dużej różnicy gęstości cieczy i gazu jest znacznie większa. Tak więc, ze stosunkowo niskim ciśnieniem tylko 5 atm. Turbina hydrauliczna może dać szybkość wygaśnięcia tylko 31 m / s, a łaźnia parowa wynosi 455 m / s. Oznacza to, że okazuje się, że już przy wystarczająco niskich ciśnień (zaledwie 5 atm.) Turbina reaktywna Lavala powinna być spowodowana rozważaniami wysokiej wydajności, aby mieć prędkość koła powyżej 450 m / s.

Za poziom rozwoju był po prostu niemożliwy. Niemożliwe było stworzenie niezawodnego projektu z takimi parametrami. Zmniejsz optymalną prędkość obwodową, zmniejszając względną (W) bez sensu, ponieważ można to zrobić tylko poprzez zmniejszenie temperatury i ciśnienia, a zatem ogólną wydajność.

Aktywny turbin Laval ...

Dalsza poprawa, reaktywna turbina Laval nie była podatna. Pomimo prób podjętych, wszystko poszło w martwy koniec. Potem inżynier poszedł w inny sposób. W 1889 r. Były opatentowani inną turbinę typu, która została następnie nazywana aktywnym. Za granicą (w języku angielskim) ona teraz nazywana turbina impulsowa.to jest impuls.

Urządzenie zadeklarowane w patencie składał się z jednej lub więcej stałych dysz, przynosząc pary do łopatek wiadro, wzmocnione na obręcz ruchomych koła roboczego (lub dysku).

Aktywna jednorazowa turbina parowa opatentowana przez lawę.

Przepływ pracy w takiej turbinie ma następujący formularz. Para przyspiesza w dyszach ze wzrostem energii kinetycznej i spadku ciśnienia i spada na ostrza robocze, na ich wklęsłą częścią. W wyniku wpływu na ostrza wirnika zaczyna się rotować. Albo można również powiedzieć, że rotacja powstaje z powodu ekspozycji impulsowej na strumień. Stąd nazwa angielskiego impulsturbina.

W tym przypadku, w kanałach między pompami o praktycznie stały przekrój poprzeczny, przepływ jego prędkości (W) i ciśnienie nie zmienia się, ale zmienia kierunek, czyli włącza się na duże kąty (do 180 °). Oznacza to, że mamy przy wyjściu z dyszy i przy wejściu do kanału mięśniowego: bezwzględna prędkość C1, względna W 1, prędkość dzielnicy U.

Na wylocie odpowiednio C2, W 2 i to samo U. W tym przypadku, W 1 \u003d W2, z 2< С 1 – из-за того, что часть кинетической энергии входящего потока превращается в механическую на валу турбины (импульсное воздействие) и абсолютная скорость падает.

Zasadniczo proces ten jest pokazany na uproszczonej figurze. Również, aby uprościć wyjaśnienie procesu, zakłada się tutaj, że wektor prędkości bezwzględnych i obwodowych jest prawie równoległy, przepływ zmienia kierunek w koła roboczego o 180 °.

Przebieg pary (gaz) w krokach aktywnej turbiny.

Jeśli rozważymy prędkości w wartościach bezwzględnych, widać, że W 1 \u003d C1 - U i C2 \u003d W 2 - U. Tak, na podstawie powyższego, dla trybu optymalnego, gdy wydajność przyjmuje maksymalne wartości, i strata z prędkości wyjściowej starają się minimalizować (czyli z 2 \u003d 0) mamy od 1 \u003d 2U lub U \u003d C 1/2.

Dostajemy to dla aktywnej turbiny optymalna prędkość obwodowa Obsługa mniejsza niż szybkość wygaśnięcia dyszy, która jest taka turbina w porównaniu z dwukrotnym reaktywnym, jest mniej obciążona, a ułatwia zadanie uzyskania wyższej wydajności.

Dlatego w przyszłości Laval nadal rozwinął taki rodzaj turbiny. Jednak pomimo spadku wymaganej prędkości dzielnicy nadal pozostało wystarczająco duże, co spowodowało duże obciążenia odśrodkowe i wibracyjne.

Zasada działania aktywnej turbiny.

Konsekwencją tego stała się konstruktywna i wytrzymałość, a także problemy z wyeliminowaniem nierównowagi, często są rozwiązywane z wielką trudnością. Ponadto pozostały inne nierozwiązane czynniki pozostawały i nierozwiązane w warunkach, w wyniku czego zmniejszyły wydajność tej turbiny.

Były to na przykład niedoskonałość aerodynamiki ostrzy, powodując powiększenie straty hydrauliczne, a także efekt pulsacji poszczególnych strumieni pary. Właściwie aktywne ostrza, które postrzegają efekt tych dysz (lub dyszu) jednocześnie mogłyby być tylko kilka lub nawet jeden ostrze. Reszta poruszała się dobrze, tworząc dodatkową opór (w atmosferze parowej).

Dla takich turbiny Nie było możliwości zwiększenia mocy ze względu na wzrost temperatury i ciśnienia pary, ponieważ doprowadziło to do wzrostu prędkości obwodowej, co było absolutnie niedopuszczalne ze względu na te same problemy z projektami.

Ponadto wzrost mocy (z rosnącą prędkość obwodową) była niepoliczna z innego powodu. Konsumenci energii turbiny były niskie w porównaniu z nim urządzenia (planowano generatory elektryczne). Dlatego Lavail musiał opracować specjalne przekładnie do kinematycznego podłączenia wału turbiny z wałem konsumenckim.

Stosunek mas i wielkości aktywnej turbiny stopki i skrzyni biegów do niej.

Ze względu na dużą różnicę w obrębie tych szyb, przekładnie były niezwykle kłopotliwe i wielkości, a masa była często znacznie lepsza od samej turbiny. Zwiększenie jego zdolności spowodowałaby jeszcze większy wzrost rozmiaru takich urządzeń.

Ostatecznie aktywna turbina Laval Była to stosunkowo niski zespół (działające kopie do 350 KM), oprócz drogich (ze względu na duży kompleks ulepszeń), aw zestawie z skrzynią biegów jest również dość masywna. Wszystko to sprawiło, że jest to niewygodne i wykluczały ogromne użycie.

Ciekawy fakt, że konstruktywna zasada aktywnej turbiny Lavala była faktycznie wymyślona nie do nich. Kolejne 250 lat przed studiami w Rzymie, w 1629 r. Księga włoskiego inżyniera i architekta Giovanni Branca (Giovanni Branca) opublikowano "Le Machine" ("Maszyny").

W nim, między innymi umieszczono opis "koła parowego", zawierające wszystkie główne węzły zbudowane przez laval: kocioł parowy, rurkę do zasilania parę (dyszę), koło robocze aktywnej turbiny, a nawet a skrzynia biegów. Tak więc, na długo przed Lavalami, wszystkie te elementy były już znane, a jego zasługę było to, że zmusił ich do wszystkich, aby faktycznie pracować i zaangażować w niezwykle złożone kwestie poprawy mechanizmu jako całości.

Steam Active Turbine Giovanni Branca.

Co ciekawe, jedna z najsłynniejszych cech jego turbiny stała się projektem dyszy (była osobno wymieniona w tym samym patencie), karmienia pary na ostrzach roboczych. Tutaj dysza z zwykłej zwężenia, jak była w bakterii reaktywnej, stała się pewnie rozszerzanie. Następnie tego typu dysze zaczęły być nazywane dyszami Laval. Pozwalają na rozproszenie przepływu gazu (pary), aż naddźwiękowe z wystarczająco małymi stratami. O nich .

Dlatego główny problem, z którym walczył Laval, rozwijając swoje turbiny, a z którymi nie mogło sobie poradzić, była dużą prędkością obwodową. Jednak raczej skuteczne rozwiązanie tego problemu było już zaproponowane, a nawet dziwnie wystarczające, sam lawa.

Multistage ...

W tym samym roku (1889), kiedy opisano powyżej turbinę aktywną, opracowano aktywną turbinę z inżynierem z dwoma równoległymi rzędami ostrzy robotniczych, wzmocnione na jednym pokrętle (dysku). To był tak zwany turbina dwustopniowa.

Na ostrzach roboczych, a także w pojedynczym etapie, pary serwowano przez dyszę. Między dwoma rzędami pracowników, ostrza zainstalowano szereg ostrzy stałych, które przekierowały strumień opuszczający z pierwszych ostrzy scenicznych na ostrzach roboczych drugiego.

Jeśli używasz powyższej uproszczonej zasady określania prędkości obwodowej dla jednorazowej turbiny reaktywnej (Laval), okazuje się, że dla turbiny dwustopniowej prędkość obrotu jest mniejsza niż szybkość wygaśnięcia dyszu nie jest dłuższe dwa i cztery razy.

Zasada koła Kertisa i zmiana parametrów w nim.

Jest to najbardziej skuteczne rozwiązanie problemu niskiej optymalnej prędkości obwodowej, która sugerowana, ale nie użyła Laval i która jest aktywnie stosowana w nowoczesnych turbinach, zarówno parach, jak i gazu. Multistage ...

Oznacza to, że duża jednorazowa energia, która przychodzi do całej turbiny, może być pewne sposoby podzielone na części według liczby etapów, a każda część jest wyzwalana w oddzielnym etapie. Im mniejsza ta energia, tym mniej szybkości płynu roboczego (pary, gaz) wchodząc do ostrzy roboczych, a zatem mniej optymalnej prędkości obwodowej.

Oznacza to, że zmieniając liczbę kroków turbiny, można zmienić częstotliwość obrotu wału, a odpowiednio zmienić obciążenie. Ponadto multistageta pozwala na pracę na dużych kroplach energii turbiny, czyli, w celu zwiększenia jego mocy, a jednocześnie utrzymują wysoką wydajność.

Laval nie opatentował swojej dwuetapowej turbiny, chociaż wykonano doświadczoną kopię, więc jest to nazwa amerykańskiego inżyniera CH. RICTIS (koło (lub płyta) Curtis), która w 1896 r .

Jednak znacznie wcześniej, w 1884 r., English inżynier Karola Parsons (Karola Algernon Parsons) opracowała i opatentowała pierwszy prawdziwy prawdziwy multistAgage Steam Turbine.. Oświadczenia różnych naukowców i inżynierów o przydatności oddzielenia jednorazowej energii w krokach było dla niego wiele, ale ucierał pomysł żelaza.

Multistage Active-Reactive Parsons Turbine (demontaż).

Jednocześnie turbina Była funkcja zbliżająca się do nowoczesnych urządzeń. W nim pary rozszerzone i przyspieszone nie tylko w dyszach utworzonych przez stacjonarne ostrza, ale także częściowo w kanałach utworzonych przez specjalnie posadzone ostrza robocze.

Ten typ turbiny jest zwyczajowy, który ma być nazywany reaktywnym, chociaż nazwa jest wystarczająco określona. W rzeczywistości zajmuje pozycję pośrednią między czysto reaktywną turbiną Gerona-Laval i czysto aktywnym Branca. Ostrza robocze z powodu ich projektu łączą aktywne i reaktory w całym procesie. Dlatego taka turbina byłaby poprawna, aby zadzwonić aktywny reaktywnyCzęsto się wykonywane.

Schemat wieloetapowych parsonów turbin.

Parsons pracowały na różnych rodzajach wielostronnych turbin. Wśród jego struktur nie było tylko opisane powyżej osiowe (korpus roboczy porusza się wzdłuż osi obrotu), ale także promieniowe (pary ruchy w kierunku promieniowym). Jego trzy prędkość czysto aktywna turbina "Geron", w której stosowane są tak zwane koła Gerona (stosowana jest istota taka sama jak Elapian).

Reaktywna turbina "Geron".

W przyszłości, od początku lat XX wieku budynki turbo szybko zdobyły tempo, a Parsons były w jego awangarde. Jego wielostopniowe turbiny zostały wyposażone w naczynia morskie, po raz pierwszy (naczynia "Turbina", 1896, przemieszczenie 44 ton, prędkość 60 km / h - bezprecedensowy na ten czas), a następnie wojskowy (przykład - Dreadnight Dreadnight, 18000 ton, prędkość 40 km / H, moc instalacji Turbo wynosi 24700 KM) i pasażer (przykład - ten sam typ "Mauretanii" i "Luisania", 40000 ton, prędkości 48 km / h, moc System Turbo 70000 KM). Jednocześnie rozpoczął się stacjonarny budynek turbo, na przykład, instalując turbiny jako napędy na elektrowniach (firma Edison w Chicago).

O turbinach gazowych ...

Jednak wrócił do naszego głównego tematu - lotnictwa i zauważyliśmy jedną dość oczywistą rzeczą: taki wyraźnie wyznaczony sukces w działaniu turbin parowych może mieć na lotnictwie, szybko postępującego rozwoju w tym samym czasie, jedynie strukturalnie fundamentalne znaczenie.

Zastosowanie turbiny parowej jako siłownika na samolotach z oczywistych powodów była niezwykle wątpliwa. Turbina lotnicza. Może stać się zasadniczo podobnym, ale znacznie bardziej korzystną turbiną gazową. Jednak nie wszystko było takie proste ...

Według LEV GUMILEVSKY, autor popularny w latach 60. "Twórców silników", raz, w 1902 r. Podczas początku szybkiego rozwoju budynków turbo parowych, Karola Parsons, w rzeczywistości jednym z głównych ideologów tej sprawy, został zapytany, Ogólnie rzecz biorąc: " Czy możliwe jest "parsonize" maszyny gazowej?"(Zmierzona turbina).

Odpowiedź została wyrażona w absolutnie decydującej formie: " Myślę, że turbina gazowa nigdy nie stworzy. Nie ma na dwa sposoby. " Prorok nie udało się w proroku, ale był niewątpliwie fundament.

Zastosowanie turbiny gazowej, zwłaszcza jeśli pamiętają o tym, że korzystanie z niej w lotnictwie zamiast pary, oczywiście było uwodzicielskie, ponieważ jego pozytywne aspekty są oczywiste. Ze wszystkimi potężnymi możliwościami nie potrzebuje ogromnych, dużych urządzeń do tworzenia pary - kotłów, a także przynajmniej duże urządzenia i systemy jej chłodzenia - górniki chłodzące, stawy chłodzące itp.

Grzałka do silnika turbiny gazowej jest mała, kompaktowa, znajdująca się wewnątrz silnika i palenia bezpośrednio w przepływie powietrza. I po prostu nie ma lodówki. A raczej, co to jest, ale nie ma znaczenia, jak wirtualnie, ponieważ spalin jest odprowadzany do atmosfery, która jest lodówką. Oznacza to, że jest wszystko, czego potrzebujesz do maszyny grzewczej, ale jest to wszystkie kompaktowe i proste.

Prawda, jednostka turbiny parowej może również zrobić bez "prawdziwej lodówki" (bez kondensatora) i wytwarza parę bezpośrednio do atmosfery, ale wtedy można zapomnieć o wydajności. Przykładem tej lokomotywy parowej jest realną wydajnością około 6%, 90% energii z niego leci do rury.

Ale z takimi rzeczowymi korzyściami istnieją istotne wady, które w ogóle i stalowej glebie dla kategorycznej odpowiedzi Parsons.

Ściskanie korpusu roboczego do późniejszej realizacji cyklu roboczego włącznie. Iw turbinie ...

W cyklu roboczym jednostki turbiny parowej (cykl Renkina) praca kompresji wody jest niewielka i wymagania pompy, które ćwiczą tę funkcję, a jej gospodarka jest zatem niewielka. W cyklu GTD, gdzie powietrze jest skompresowane, praca ta jest przeciwna bardzo imponująco, a większość jednorazowej energii turbiny jest zużywana.

Zmniejsza to udział przydatnych prac, dla których można zamierzyć turbinę. Dlatego wymagania dotyczące jednostki ściskającej powietrze pod względem jego wydajności i wydajności są bardzo wysokie. Sprężarki w nowoczesnym lotnictwie GTD (głównie osiowe), a także w jednostkach stacjonarnych wraz z turbinami są złożonymi i drogimi urządzeniami. O nich .

Temperatura…

Jest to główne kłopoty turbiny gazowej, w tym lotnictwa. Faktem jest, że jeśli w instalach turbiny strażniczych temperatura płynu roboczego po procesie rozszerzeń jest w pobliżu temperatury wody chłodzącej, a następnie w turbinie gazowej osiągnie wielkość kilkuset stopni.

Oznacza to, że duża ilość energii jest wrzucona do atmosfery (jak w lodówce), co oczywiście niekorzystnie wpływa na skuteczność całego cyklu roboczego, który charakteryzuje się efektywnością cieplną: η t \u003d q 1 - q 2 / Q 1. Tutaj Q 2 to ta sama energia do atmosfery. P 1 - Energia dostarczana do procesu z nagrzewnicy (w komorze spalania).

W celu zwiększenia zwiększenia, konieczne jest zwiększenie q 1, co odpowiada wzrostowi temperatury przed turbiną (czyli w komorze spalania). Ale faktem jest, że nie zawsze jest możliwe podniesienie tej temperatury. Maksymalna wartość jest ograniczona do samej turbiny, a główny stan jest tutaj siłą. Turbina działa w bardzo trudnych warunkach, gdy wysoka temperatura jest połączona z dużymi obciążeniami odśrodkowymi.

Jest to czynnik, który zawsze ograniczył możliwości mocy i trakcji silników turbin gazowych (na wiele sposobów w zależności od temperatury) i często spowodowały komplikację i aprecjację turbin. Taka sytuacja została zachowana w naszym czasie.

W czasach Parsons, ani przemysł metalurgiczny, ani aerodynamiczny nie mogli jeszcze rozwiązać problemów tworzenia skutecznej i ekonomicznej sprężarki oraz turbiny o wysokiej temperaturze. Nie była to odpowiednia teoria i niezbędne materiały odporne na ciepło i odporne na ciepło.

A jeszcze próbowały ...

Niemniej jednak, jak zwykle tak się dzieje, byli ludzie, którzy nie boją się (albo nie mogą być rozumienia :-)) możliwe trudności. Próby stworzenia turbiny gazowej nie zatrzymała się.

Co więcej, jest interesujący, że samodzielnie działalność na Jego "Turbine" aktywności w swoim pierwszym patencie na turbinę wielostopniową zauważył możliwość jego pracy innej niż para również na produktach spalania paliwa. Tam również uważany za możliwą wersję silnika turbiny gazowej działającej na płynnym paliwie za pomocą sprężarki, komory spalania i turbiny.

Palenie pluć.

Przykłady używania turbin gazowych bez zgłoszenia do tego, każda teoria jest znana przez długi czas. Najwyraźniej więcej czapli w "teatrze pomocniczym" wykorzystał zasadę turbiny strumieniowej powietrza. Tak zwane "szaszłyki dymowe" są dobrze znane.

A w już wspomnianej książce włoskiego (inżynier, architekt, Giovanni Branca, Le Machine) Giovanni Branka ma rysunek " Koło" W nim koło turbiny obraca produkty spalania z ognia (lub paleniska). Co ciekawe, sam Branc nie budował większości swoich samochodów, ale wyrażał tylko pomysły ich stworzenia.

"Ogniste koło" Giovanni Branca.

We wszystkich tych "spalinach i ognistych kołach" nie było etapu kompresji powietrza (gazu), a sprężarka, jako taka była nieobecna. Konwersja potencjalnej energii, czyli energię termiczną spalania paliwa, w kinetycznej (przyspieszenie) do obrotu turbiny gazowej miało miejsce jedynie przez działanie ciężkości, gdy ciepłe masy wzrosły. Oznacza to, że użyto zjawiska konwekcyjnego.

Oczywiście, na przykład takie "agregaty" dla prawdziwych samochodów, nie może być używany do prowadzenia pojazdów. Jednak w 1791 r. English John Barber (John Barber) opatentował "Maszynę do bezinteresownego transportu", jednego z najważniejszych zespołów, z których była turbina gazowa. Był to pierwszy w historii oficjalnie zarejestrowany patent na turbinę gazową.

John Barber silnik z turbiną gazową.

Maszyna użyła gazu otrzymanego z drewna, węgla lub oleju ogrzewanego w specjalnych generatorach gazu (retortów), które przybyły po ochłodzeniu do sprężarki tłokowej, gdzie został skompresowany z powietrzem. Następnie mieszaninę podawano do komory spalania, a po obróceniu już produktów spalania turbina. Aby schłodzić komory spalania, zastosowano wodę i para, wynikająca z wyniku, również udałem się do turbiny.

Poziom rozwoju wówczas technologii nie pozwolił na uciestrzenie idei życia. Model aktorski maszyny fryzjerskiej z turbiną gazową zbudowano dopiero w 1972 roku przez Kraftwerk-Union AG na wystawę przemysłową Hannover.

W całym XIX wieku rozwój koncepcji turbiny gazowej pod względem powyżej powodów postępuje niezwykle powoli. Było niewiele próbek godnych uwagi. Sprężarka i wysoka temperatura pozostała niezgrabniana przeszkoda. Próbowano korzystać z wentylatora kompresji powietrza, a także stosowanie wody i powietrza, aby ostygnąć elementy konstrukcyjne.

Silnik F. Shetolz. 1 - Sprężarka osiowa, 2-osiowa turbina, 3 - wymiennik ciepła.

Przykładem niemieckiego inżyniera niemieckiego inżyniera niemieckiego inżyniera jest niemiecki inżynier, opatentowany w 1872 r. I bardzo podobny do schematu nowoczesnego GTD. W nim na tym samym wale znajdowały się wielostopniowa sprężarka osiowa i wielostopniowa turbina osiowa.

Powietrze po przejściu regeneracyjnego wymiennika ciepła podzielono na dwie części. Poszedł do komory spalania, drugi wymieszany do produktów spalania przed wejściem do ich do turbiny, zmniejszając ich temperaturę. To jest tzw powietrze wtórneI jego użycie jest recepcją, szeroko stosowaną w nowoczesnym GTD.

Silnik Galerii został przetestowany w 1900-1904, ale okazało się, że jest niezwykle nieskuteczne z powodu niskiej jakości sprężarki i niskiej temperatury przed turbiną.

Większość pierwszej połowy XX wieku turbina gazowa nie była w stanie aktywnie konkurować z parą lub stać się częścią GTD, która może być zasłużona na wymianę silnika tłoka. Jego użycie w silnikach było głównie pomocnicze. Na przykład, jak wsparcie agregatów. W silnikach tłokowych, w tym lotnictwa.

Ale od początku lat 40-tych pozycja zaczęła się szybko zmieniać. Wreszcie powstały nowe stopy odporne na ciepło, które dozwolone radykalnie podnoszą temperaturę gazu przed turbiną (do 800 ° C i wyższej), było dość ekonomiczne o wysokiej wydajności.

To nie tylko umożliwiło budowanie skutecznych silników turbin gazowych, ale także ze względu na połączenie ich władzy z względną łatwością i zwartością, stosować je na samolotach. Rozpoczęły się erę reaktywnych silników turbin gazowych i samolotów.

Turbiny w lotnictwie GTD ...

Więc ... Głównym obszarem wykorzystania turbin w lotnictwie jest GTD. Turbina tutaj tworzy ciężką pracę - obraca sprężarkę. Jednocześnie, w GTD, podobnie jak w każdym silniku termicznym, praca ekspansji jest więcej prac kompresyjnych.

A turbina jest tylko maszyną ekspansją, a na sprężarce zużywa tylko część jednorazowej energii strumienia gazu. Pozostała część (czasami nazywana go darmowa energia) Może być używany do przydatnych celów w zależności od typu i konstrukcji silnika.

Twead Makila 1a1 z bezpłatną turbiną.

Amakila 1a1 Turboward.

W przypadku silników reakcji pośrednich, takich jak (Helicopter GTD), wydano na obrót śruby powietrza. W tym przypadku turbina jest najczęściej podzielona na dwie części. Pierwszy jest sprężarka turbiny.. Druga czołowa śruba jest tak zwana bezpłatna turbina.. Obraca się niezależnie iz sprężarki turbiny tylko gazowo-dynamiczne.

W silnikach reakcji bezpośrednich (silniki strumieniowe lub VDD) turbina jest używana tylko do napędu sprężarki. Pozostała wolna energia, która w Twead obraca się wolną turbinę, jest wywołana w dyszy, obracając się do energii kinetycznej, aby uzyskać reaktywną przyczepność.

W środku znajdują się te skrajności. Są one spędzili część wolnej energii do napędzania śruby powietrza, a część część tworzy reaktywną przyczepność w urządzeniu wyjściowym (dyszy). Prawda, jej udział w ogólnym silniku szczeliny jest mały.

Schemat Single TVD Dart RDA6. Turbina na wale ogólnym silnika.

Monogram TurboPoverto Rolls-Royce Dart RDA6 Silnik.

Zgodnie z projektem TVD może być porównywalny, w którym wolna turbina nie jest podświetlona konstruktywnie i, która jest pojedynczą jednostką, sprężarką i przewodami śrubami powietrznymi. Przykładem TVD Rolls-Royce Dart RDA6, a także naszego znanego TVD AI-20.

Może być również TWE z oddzielną wolną turbiną, prowadząc śrubę i mechanicznie związaną z innymi węzłami silnikowymi (komunikacja gazowo-dynamiczna). Przykład - PW127 silnik różnych modyfikacji (samolot) lub Twid Pratt & Whitney Canada PT6A.

Pratt & Whitney Canada PT6A CEANAD PT6A Schemat.

Silnik Pratt & Whitney Canada PT6A.

PW127 Schemat TWID z bezpłatną turbiną.

Oczywiście we wszystkich rodzajach GTDS, agregaty zapewniające działanie systemów silnika i samolotów obejmują. Są to zwykle pompy, paliwo i hydro, generatory elektryczne itp. Wszystkie te urządzenia są najczęściej napędzane przez wał turbosprężarki.

O rodzajach turbin.

Typy naprawdę dużo. Tylko na przykład, niektóre nazwiska: osiowe, promieniowe, ukośne, promieniowe, obrotowe, obrotowe, itp. W lotnictwie stosuje się tylko dwa pierwsze dwa, i promieniowe - rzadko. Oba te turbiny dostały nazwiska zgodnie z naturą ruchu strumienia gazu w nich.

Promieniowy.

W promieniowym przepływa przez promień. I promieniowe turbina lotnicza.stosuje się kierunek centralowy przepływu, zapewniający wyższą wydajność (w praktyce niewiatowej istnieje odśrodkowy).

Etap turbiny promieniowej składa się z wirnika i nadal ostrza tworzące przepływ przy wejściu do niego. Ostrza są zintegrowane, aby kanały między pompami mają wąską konfigurację, to znaczy, były one dysze od siebie. Wszystkie te ostrza wraz z elementami obudowy, na których są zamontowane są nazywane aparatura dyszy.

Schemat promieniowej turbiny centripetowej (z wyjaśnieniami).

Wirnik jest wirnikiem ze specjalnie zintegrowanymi ostrzami. Promocja wirnika występuje, gdy gaz przechodzi w ciasnych kanałach między ostrzami a uderzeniem na ostrza.

Wirnik turbiny promieniowej centripetalu.

Turbiny promieniowe. Po prostu proste, ich koła robocze mają niewielką ilość ostrzy. Możliwe prędkości obwodowe turbiny promieniowej z tymi samymi naprężeniami w koła roboczemu, więcej niż osiowej, dlatego można uruchomić duże ilości energii (transferu ciepła).

Jednak te turbiny mają mała sekcja przejścia i nie zapewniają wystarczającej ilości zużycia gazu z tymi samymi rozmiarami w porównaniu z turbinami osiowymi. Innymi słowy, mają zbyt duże względne wymiary diametryczne, które komplikuje swój układ w jednym silniku.

Ponadto utworzenie wielostronnych turbin promieniowych jest trudny ze względu na duże straty hydrauliczne, które ogranicza w nich stopień ekspansji gazu. Trudno jest również przeprowadzić chłodzenie takich turbin, co zmniejsza wartość możliwych maksymalnych temperatur gazu.

Dlatego zastosowanie turbin promieniowych w lotnictwie jest ograniczony. Są one stosowane głównie w agregatach o niskiej mocy o niskim zużyciu gazu, najczęściej w mechanizmach pomocniczych i systemach lub w silnikach modelu samolotu i mały bezzałogowy samolot.

Pierwszy samolot odrzutowy Heinkel on 178.

TRD Heinkel Hes3 z turbiną promieniową.

Jednym z niewielu przykładów wykorzystania turbiny promieniowej jako węzła lotnictwa lotniczego WHD jest silnikiem pierwszego prawdziwego reaktywnego samolotu Heinkel He 178 Turboactive Heinkel Hes 3. Zdjęcie jest dobrze przeglądane elementy etapu takiej turbiny. Parametry tego silnika zapewniają możliwość korzystania z niego.

Axish. turbina lotnicza..

Jest to jedyny rodzaj turbiny używanej teraz w locie lotnictwa GTD. Głównym źródłem prac mechanicznych na wale pochodzącego z takiej turbiny w silniku pracuje koła lub bardziej precyzyjnie ostrza robocze (RL) zamontowane na tych kołach i interakcji z strumieniem gazu naładowanym energią (skompresowany i ogrzewany).

Korony nieruchomych łopatek zainstalowanych przed pracownikami organizują prawidłowy kierunek przepływu i uczestniczą w konwersji potencjalnej energii gazowej do kinetycznego, czyli rozproszone go w procesie ekspansji z spadkiem ciśnienia.

Te ostrza są kompletne z elementami obudowy, na której są zamontowane, są nazywane aparatura dyszy (CA). Urządzenie dyszy wraz z ostrzami roboczymi etap turbiny.

Istota procesu ... Podsumowanie powiedział ...

W procesie wyżej wymienionej interakcji z ostrzami roboczymi energią kinetyczną przepływu do mechanicznego, obracającego się wałka silnika. Tak więc transformacja w turbinie osiowej może wystąpić na dwa sposoby:

Przykład jednorazowej aktywnej turbiny. Pokazując zmianę parametrów ścieżek.

1. Bez zmiany ciśnienia, co oznacza wartości względnego natężenia przepływu (tylko jego zmiany kierunku - obracając przepływ) na poziomie turbiny; 2. Przy spadku ciśnienia wzrost względnego natężenia przepływu i pewna zmiana w jego kierunku w kroku.

Turbiny działające w pierwszym sposobie są nazywane aktywnym. Strumień gazu jest aktywnie (impuls) wpływa na ostrza z powodu zmian w jego kierunku, gdy są usprawnione. Z drugą metodą - turbiny odrzutowe.. Tutaj oprócz ekspozycji impulsowej, przepływ wpływa również na ostrza robocze, jest również pośrednio (proste mówienie), przy pomocy siły reaktywnej, co zwiększa mocy turbiny. Dodatkowy wpływ reaktywny osiąga się ze względu na specjalne profilowanie ostrzy robotniczych.

W sprawie koncepcji działalności i reaktywności w ogóle, dla wszystkich turbin (nie tylko lotnictwa) wymienione powyżej. Jednak w nowoczesnym lotnictwie są stosowane tylko turbiny strumieniowe osiowe.

Zmiana parametrów na etapie turbiny osiowej.

Ponieważ wpływ mocy na podwójny RL, wówczas nazywane są również takie turbiny osiowe aktywny reaktywnyByć może bardziej poprawne. Ten rodzaj turbiny jest bardziej korzystny w planie aerodynamicznym.

Stupent takich turbin zawartych na etapie takiego turbiny mają dużą krzywiznę, dzięki czemu przekrój kanału między pompą zmniejsza się z wejścia do wyjścia, to znaczy sekcja F 1 jest mniejsza niż Przekrój f 0. Uzyskuje się profil nisze reaktywnego.

Poniższe ostrza robocze za nimi są również większe niż krzywizna. Ponadto, w odniesieniu do strumienia biegowego (wektor W 1), są one zlokalizowane, aby uniknąć awarii i zapewnić prawidłowy przepływ wokół ostrza. W pewnym promieniu, promień jest również utworzony przez zwężający się kanałów międzypompowany.

Krok turbina lotnicza..

Gaz nadaje się do aparatu dyszy z kierunkiem ruchu w pobliżu osiowej i prędkości z 0 (Dosual). Ciśnienie w strumieniu p 0, Temperatura T 0. Przekazanie kanału między pompą przepływ przyspiesza prędkości 1 z obrót do kąta α 1 \u003d 20 ° C - 30 °. W tym przypadku ciśnienie i temperatura spadają odpowiednio do wartości P 1 i T1. Część potencjalnego energii strumienia zamienia się w kinetic.

Obraz ruchu strumienia gazu na etapie turbiny osiowej.

Ponieważ ostrza robocze poruszają się z prędkością obwodową U, strumień znajduje się w kanale interplikacji, przepływ jest już z względną prędkością W 1, która jest określona przez różnicę od 1 i U (wektor). Przechodząc przez kanał, przepływ współdziała z ostrzami, tworząc siły aerodynamiczne P na nich, element obwodowy, który p u i powoduje obracanie turbiny.

Ze względu na zwężenie kanału między ostrzami przepływ przyspiesza do prędkości W2 (reaktora), a także włącza swoją kolej (aktywna zasada). Absolutny natężenie przepływu C1 zmniejsza się do C2 - energia kinetyczna strumienia zamienia się w mechaniczną turbinę na wale. Presja i temperatura spadają odpowiednio do wartości P 2 i T2.

Absolutny natężenie przepływu podczas fragmentu etapu nieco zniknie od 0 do projekcji osiowej prędkości C2. W nowoczesnych turbinach projekcja ta ma wielkość 200 - 360 m / s na krok.

Krok jest profilowany, aby kątowy α2 jest zbliżony do 90 °. Różnica wynosi zwykle 5-10 °. Odbywa się tak, że wartość z 2 jest minimalna. Jest to szczególnie ważne dla ostatniego etapu turbiny (na pierwszych lub średnich etapach występuje odchylenie od kąta bezpośredniego do 25 °). Powodem tego - utrata wyjściaktóre są zaledwie od prędkości 2.

Są to bardzo straty, które kiedyś nigdy nie dały Legabustionowi podnieść wydajność pierwszej turbiny. Jeśli silnik jest strumieniem, pozostała energia może być pracowana w dyszy. Ale na przykład, dla silnika śmigłowca, który nie stosuje trakcji reaktywnej, ważne jest, aby natężenie przepływu na ostatnim etapie turbiny jest jak najmniejszy.

Tak więc, w etapie aktywnej turbiny reaktywnej rozszerzanie gazu (zmniejszenie ciśnienia i temperatury), transformacja i działanie energii (transfer ciepła) występuje nie tylko w CA, ale także w koła roboczego. Dystrybucja tych funkcji między RK a CA charakteryzuje parametr teorii silników, zwanych stopień reaktywności ρ.

Jest równy stosunku transferu ciepła w koła robocze do transferu ciepła na całym etapie. Jeśli ρ \u003d \u200b\u200b0, a następnie etap (lub całej turbiny) jest aktywny. Jeśli ρ\u003e 0, etap jest reaktywny lub bardziej dokładny dla naszej sprawy jest aktywny i reaktywny. Ponieważ profilowanie ostrzy robotniczej różni się na promieniu, wówczas parametr tego (jak również niektóre inne) jest obliczany przez średni promień (sekcja B-in na rysunku zmian parametrów w kroku).

Konfiguracja pióro ostrza roboczego aktywnej turbiny biernej.

Zmiana ciśnienia wzdłuż długości Pl aktywnej turbiny reaktywnej.

W przypadku nowoczesnego GTD stopień reaktywności turbiny mieści się w zakresie 0,3-0,4. Oznacza to, że tylko 30-40% całkowitego etapu ciepła (lub turbin) jest wyzwalane w koła roboczemu. 60-70% jest wyzwalane w aparacie dyszy.

Coś o stratach.

Jak już wspomniano, jakąkolwiek turbinę (lub jej etap) zamienia ilość energii strumieniowej w nią do pracy mechanicznej. Jednak w rzeczywistej jednostce proces ten może mieć różną wydajność. Część jednorazowej energii jest koniecznie spożywana "zmarnowana", czyli, zamienia się w straty, które należy wziąć pod uwagę i podjąć środki w celu zminimalizowania ich w celu zwiększenia skuteczności turbiny, czyli wzrost jej wydajności.

Straty wykonane są z hydraulicznego i straty na prędkości wyjściowej. Straty hydrauliczne obejmują profil i koniec. Profil - jest to faktycznie straty tarcia, jako gaz, mające pewną lepkość, współdziałają z powierzchniami turbiny.

Zazwyczaj takie straty w koła roboczego stanowią około 2-3%, aw aparacie dyszy - 3-4%. Środki redukcji strat dotyczą "tankowania" części przepływowej z szacowaną ścieżką eksperymentalną, a także prawidłowe obliczenie trójkątów prędkości dla przepływu w procesie turbiny, dokładniej mówiąc wybór najwyższego obwodowego prędkość U na danej prędkości od 1. Działania te zazwyczaj charakteryzują się parametrem U / C1. Prędkość dzielnicy na średnim promieniu w trd jest równa 270 - 370 m / s.

Hydrauliczna doskonałość części przepływowej poziomu turbiny uwzględnia taki parametr jako adiabatyczny kpd.. Czasami nazywany jest także pęcherzem, ponieważ uwzględnia straty tarcia w łopatach kroków (CA i RL). Istnieje kolejny KPD dla turbiny, który charakteryzuje go dokładnie jako agregat do produkcji mocy, czyli stopień wykorzystania jednorazowej energii do tworzenia pracy na waleniu.

To jest tzw energia (lub skuteczna) wydajność. Jest równy nastawieniu pracy na wale do jednorazowego podgrzewania. Ta wydajność uwzględnia straty w tempie wyjściowej. Zwykle stanowią one na TRD około 10-12% (w nowoczesnych TRDS z 0 \u003d 100 -180 m / s, z 1 \u003d 500-600 m / s, od 2 \u003d 200-360 m / s).

W przypadku nowoczesnych turbin GTD wielkość sprawności adiabatycznej wynosi około 0,9-0,92 dla turbin nieokreślonych. W przypadku ochłodzenia turbiny, to wydajność może być niższa o 3-4%. Wydajność energetyczna wynosi zwykle 0,78 - 0,83. Jest mniej adiabatyczne na temat wielkości straty w tempie wyjściowej.

Jeśli chodzi o straty terminalowe, jest to tak zwane " straty wątku" Część przepływu nie może być całkowicie izolowana z pozostałych części silnika ze względu na obecność obrotowych węzłów w kompleksie z stałym (obudowy + wirnik). Dlatego gaz z regionów o wysokim ciśnieniu ma tendencję do przepływu w obszarze niskiego ciśnienia. W szczególności, na przykład, z obszaru przed ostrzem roboczym do regionu za nim przez promieniowy prześwit między piórem z ostrzami a obudową turbiny.

Taki gaz nie uczestniczy w procesie konwersji energii strumieniowej w mechaniczne, ponieważ nie wchodzi w interakcje z ostrzami w tym względzie, czyli straty końcowe powstają (lub straty w szczelinie promieniowej). Stanowią one około 2-3% i niekorzystnie wpływać zarówno na adiabatyczną, jak i efektywność mocy, zmniejszają opłacalność GTD i dość zauważalne.

Jest to znane, na przykład, że wzrost promieniowej szczeliny 1 mm do 5 mm w turbinie o średnicy 1 M może prowadzić do wzrostu proporcji zużycia paliwa w silniku ponad 10%.

Oczywiste jest, że nie można pozbyć się luki promieniowej, ale próbują go zminimalizować. Jest wystarczająco trudny, ponieważ turbina lotnicza. - Agregat jest mocno załadowany. Dokładne rekordy wszystkich czynników wpływających na ilość luki jest dość trudna.

Tryby pracy silnika często się zmieniają, co oznacza wielkość odkształceń ostrzy pracowników, dyski, na których są ustalone, obudowy turbiny w wyniku zmian sił temperatury, ciśnienia i odśrodkowych.

Pieczęć labiryntu.

Tutaj konieczne jest również wziąć pod uwagę rozmiar resztkowego odkształcenia z długotrwałym działaniem silnika. Plus, ewolucja ta wykonywana przez samolot wpływa na odkształcenie wirnika, co również zmienia wielkość luk.

Zwykle prześwit szacuje się po zatrzymaniu ogrzewanego silnika. W tym przypadku cienkie ciało zewnętrzne chłodzi szybciej niż masywne dyski i wał, a zmniejszył się średnicę, uderza w ostrze. Czasami wielkość promieniowej luki jest po prostu wybrana w zakresie 1,5-3% długości pióro ostrza.

Zasada uszczelki komórkowej.

W celu uniknięcia uszkodzenia ostrzy, w przypadku dotykania ich o obudowie turbiny, często umieszcza specjalne wkładki materiału miękkiego, a nie materiałów ostrzy (na przykład, metalowa ceramika). Ponadto używane są pojedyncze uszczelnienia. Jest zazwyczaj labirynt lub uszczelki labiryntowe komórkowe.

W tym przypadku ostrza robocze są pieczone na końcach pióra i na półkach bandażowych są już umieszczone uszczelki lub kliny (dla komórek). W uszczelnieniu komórkowym, ze względu na cienkie ściany komórki, obszar styku jest bardzo mały (10 razy mniej niż zwykły labirynt), więc montaż węzła jest przeprowadzany bez przerwy. Po zakwaterowaniu rozmiar luki zapewnia około 0,2 mm.

Zastosowanie uszczelnienia komórkowego. Porównanie straty przy użyciu plastrów ocenowych (1) i gładkiego pierścienia (2).

Podobne metody uszczelnień szczelinowych są stosowane w celu zmniejszenia wycieków gazu z części przepływowej (na przykład w interdiscewaldowej przestrzeni).

Saurez ...

Są to tzw metody pasywne Zarządzanie szczelinami promieniowymi. Ponadto, na wielu GTD, rozwiniętych (i rozwiniętych) z końca lat 80., tzw " systemy aktywnej regulacji luek promieniowych"(Saurez jest aktywną metodą). Są to automatyczne systemy, a istotą ich pracy jest kontrolowanie bezwładności termicznej kadłuba (stojana) turbiny lotniczej.

Rotor i stojana (zewnętrzne ciało) turbiny różnią się od siebie przez materiał i "Masysabelność". Dlatego w trybach przejściowych rozszerzają się na różne sposoby. Na przykład, podczas przesuwania silnika z zmniejszonym sposobem działania do zwiększonej, wysokiej temperatury, cienkościennego ciała szybciej (niż masywny wirnik z dyskami)) podgrzewa i rozszerza, zwiększając promieniowy prześwit między sobą a ostrzami. Plus do tej zmiany ciśnienia w trakcie i ewolucja samolotu.

Aby tego uniknąć, automatyczny system (zwykle główny regulator typu FADEC) organizuje przepływ płynu chłodzącego na obudowie turbiny w wymaganych ilościach. Ogrzewanie obudowy jest zatem stabilizowane w wymaganych limitach, co oznacza wartość jego liniowej ekspansji, a odpowiednio, wielkość zmian szczelin promieniowych zmienia się.

Wszystko to oszczędza paliwo, co jest bardzo ważne dla nowoczesnego lotnictwa cywilnego. Najbardziej wydajny system Saurez jest stosowany w turbinach niskociśnieniowych GE90, Trent 900, a niektóre inne.

Znacznie rzadziej, jednak jest dość skuteczny dla synchronizacji znamionowej wirnika i stojana do synchronizacji płyt turbinowych (a nie kadłub). Takie systemy są stosowane w silnikach CF6-80 i PW4000.

———————-

Luki osiowe są również regulowane w turbinie. Na przykład pomiędzy krawędzi wyjściowych CA i wejścia RL, zwykle lukę w zakresie 0,1-0,4 z akordu RL na średnim promieniu ostrzy. Im mniejszy ten klirens, tym mniejsza utrata przepływu energii dla CA (do tarcia i wyrównania pola prędkości dla CA). Ale jednocześnie wibracja RL rośnie ze względu na alternatywny hit z obszarów obudowy łopatek SA na obszarach międzypacturowych.

Trochę wspólnego w projektowaniu ...

Osiowy turbiny lotnicze. Nowoczesny GTD w konstrukcyjnym planu może mieć inny forma części przepływu.

DSR \u003d (DVN + DN) / 2

1. Kształt o stałej średnicy obudowy (DN). Tutaj wewnętrzne i średnie średnice na ścieżce zmniejszają się.

Stała średnica zewnętrzna.

Taki schemat dobrze pasuje do wymiarów silnika (i kadłuba samolotowego). Ma dobrą dystrybucję prac na krokach, zwłaszcza dla dwóch ogłoszonych TRD.

Jednak w tym schemacie, tak zwany kąt narożny jest duży, który jest obrabowany stratą przepływu z wewnętrznych ścian sprawy, a w konsekwencji straty hydrauliczne.

Stała średnica wewnętrzna.

Przy projektowaniu próbuje zapobiec wielkości rogu wypowiedzenia więcej niż 20 °.

2. Kształt ze stałą średnicą wewnętrzną (DB).

Średnia średnica i średnica obudowy wzrastającej na ścieżce. Taki schemat źle pasuje do wymiarów silnika. W TRD, ze względu na "rozpad" przepływu z wewnętrznej sprawy, należy go zabezpieczyć w CA, co pociąga za sobą straty hydrauliczne.

Stała średnia średnica.

Schemat jest bardziej odpowiedni do użytku w TRDD.

3. Forma ze stałą średnicą środkową (DSR). Średnica obudowy wzrasta, wewnętrzna - zmniejsza się.

Schemat ma wady dwóch poprzednich. Ale jednocześnie obliczanie takiej turbiny jest dość proste.

Nowoczesne turbiny lotnicze są najczęściej multistage. Głównym powodem tego (jak wspomniano powyżej) - duża energia jednorazowa turbiny jako całości. Aby zapewnić optymalną kombinację prędkości obwodowej U i prędkości C1 (U / C 1 - optymalne), co oznacza, że \u200b\u200bwysoka całkowita wydajność i dobra gospodarka wymaga dystrybucji wszystkich dostępnych energii w krokach.

Przykład trójstopniowej turbiny TRD.

Jednocześnie sama prawda turbina Konstruktywnie staje się skomplikowany i suszony. Ze względu na niewielki spadek temperatury na każdym etapie (jest rozprowadzany do wszystkich kroków), większa liczba pierwszych kroków jest narażona na wysokie temperatury i często wymaga dodatkowe chłodzenie.

Czterostopniowa osiowa turbina twd.

W zależności od rodzaju silnika liczba kroków może być inny. Dla TRD zwykle do trzech, dla silników podwójnych do 5-8 kroków. Zwykle, jeśli silnik jest nieco, turbina ma kilka (w zależności od liczby wałów) kaskad, z których każda prowadzi własny montaż, a sam może być wieloetapowy (w zależności od stopnia podwójnego obwodu) .

Dwukanałowa turbina lotnicza osiowego.

Na przykład, w obcinanym silniku Rolls-Royce Trent 900, turbina ma trzy kaskady: jednostopniowy siłownik sprężarki wysokociśnieniowej, pojedynczy etap do napędzania pośredniej sprężarki i pięciokrotenowego napędu wentylatora. Wspólne dzieło kaskad i określenie wymaganej liczby kroków w kaskadach opisano w "teorii silnika" oddzielnie.

Samo turbina lotnicza.Simplessistic Mówiący jest projektem składającym się z wirnika, stojana i różnych elementów pomocniczych projektu. Stojator składa się z zewnętrznego przypadku, obudów dysze i obudowy łożysk wirnika. Wirnik jest zwykle projektem dysku, w którym dyski są podłączone do wirnika i między sobą przy użyciu różnych dodatkowych elementów i metod mocujących.

Przykład jednorazowej turbiny TRD. 1 - Wał, 2 - SA Blades, 3 - Dysk Wirniku, 4 - Ostrza robocze.

Na każdym dysku, jako podstawę wirnika znajdują się ostrza robocze. Przy projektowaniu ostrzy spróbuj wykonać mniej akord od rozważań o mniejszej szerokości obrotowej na dysku, na której są zainstalowane, co zmniejsza jej masę. Ale w tym samym czasie, aby zachować parametry turbiny, konieczne jest zwiększenie długości pióra, które może pociągać za sobą bangadation ostrzy, aby zwiększyć siłę.

Możliwe typy zamków mocujących ostrza pracowników na dysku turbiny.

Ostrze jest przymocowane do dysku związek Zamek. Takie połączenie jest jednym z najbardziej obciążonych elementów strukturalnych w GTD.Wszystkie obciążenia postrzegane przez łopatę są przesyłane na dysk przez blokadę i osiągają bardzo duże wartości, zwłaszcza dzięki różnicy materiałów, dysk i ostrza mają różne współczynniki ekspansji liniowej, a poza tym, ze względu na nierówną temperaturę, Pole temperatury jest ogrzewane na różne sposoby.

W celu oceny możliwości zmniejszenia obciążenia w zamek i zwiększeniu, tym samym niezawodność i żywotność turbiny, prace badawcze są przeprowadzane, wśród których są dość obiecujące, rozpatrywane są eksperymenty bimetaliczne łopaty. lub zastosowanie w turbinach obrotów pęcherzy.

W przypadku stosowania bimetalicznych łopatek obciążenia są zmniejszane w zamkach ich mocowania na dysku, wykonując część blokującej ostrza z materiału podobnego do materiału dysku (lub w pobliżu parametrów). Punch ostrza jest wykonany z innego metalu, po czym są one połączone z wykorzystaniem specjalnych technologii (bimetal).

Blisks, czyli koła robocze, w których ostrza są wykonane na jednej liczbie całkowitej z dysku, zazwyczaj wykluczają obecność połączenia blokującego, co oznacza, że \u200b\u200bniepotrzebne naprężenia w materiale wirnika. Ten typ węzłów jest już używany w sprężarkach nowoczesnych TRDD. Jednak kwestia naprawy jest znacznie skomplikowana i możliwości wykorzystania wysokiej temperatury i chłodzenia turbina lotnicza..

Przykład środka mocującego ostrza robotnicze na dysku za pomocą zamków "Choinki".

Najczęstszą metodą mocowania ostrzy w ciężko ładowanych dyskach turbin jest tak zwana "choinka". Jeśli ładunki mogą być również umiarkowane, można również zastosować inne typy zamków, które są prostsze w konstruktywnych warunkach, takich jak w kształcie cylindrycznej lub T.

Kontrola…

Jako warunki pracy turbina lotnicza. Niezwykle ciężki, a kwestia niezawodności, jako najważniejszy węzeł samolotów, ma najważniejszy priorytet, problem sterowania stanem elementów strukturalnych znajduje się w pierwszej kolejności. W szczególności dotyczy kontroli wewnętrznych jamów turbiny, gdzie znajdują się najbardziej załadowane elementy.

Kontrola tych ubytków jest z pewnością niemożliwa bez użycia nowoczesnego sprzętu. zdalny monitoring wizualny.. W przypadku silników turbin gazowych samolotów w tej pojemności znajdują się różne typy endoskopów (baroskopy). Nowoczesne urządzenia tego typu są dość idealne i mają wielkie możliwości.

Kontrola ścieżki trf powietrza gazowego za pomocą endoskopu Vucam XO.

Jasnym przykładem jest przenośny endoskop wideo pomiarowy Vucam Xo niemieckiej firmy Vizaar AG. Posiadanie małego rozmiaru i masy (mniej niż 1,5 kg), urządzenie to jest jednak bardzo funkcjonalne i ma imponujące możliwości zarówno inspekcji, jak i przetwarzania odebranych informacji.

Vucam Xo jest absolutnie mobilny. Cały jego zestaw znajduje się w małym plastikowym obudowie. Sektor wideo o dużej liczbie adapterów optycznych niskiej jakości ma pełnoprawną artykulację 360 °, średnica 6,0 mmi może mieć inną długość (2,2 mln; 3,3 mln; 6,6 m).

Boroskopowa kontrola silnika śmigłowca za pomocą endoskopu Vucam XO.

Kontrole Boroskopowe przy użyciu podobnych endoskopów znajdują się w przepisach regulacyjnych dla wszystkich nowoczesnych silników samolotów. Turbiny zazwyczaj badają część przepływu. Sonda endoskopowa przenika wnęki wewnętrzne turbina lotnicza. Przez specjalny porty kontrolne..

Porty kontroli boroskopowej na obudowie turbiny CFM56.

Reprezentują otwory w obudowie turbiny zamkniętej z hermetycznym korkiem drogowym (zwykle gwintowane, czasami sprężynowe). W zależności od możliwości endoskopu (długość sondy) może być konieczne przekształcenie wału silnika. Ostrza (CA i RL) pierwszego etapu turbiny można oglądać przez okna na korpusie komory spalania, a ostatni etap - przez dyszę silnikową.

Co pozwoli zwiększyć temperaturę ...

Jedną z ogólnych kierunków rozwoju GTD wszystkich schematów jest wzrost temperatury gazu przed turbiną. Umożliwia to znacząco zwiększyć pchnięcie bez zwiększania przepływu powietrza, co może prowadzić do zmniejszenia obszaru czołowego silnika i wzrost ciągu paliw.

W nowoczesnych silnikach, temperatura gazu (po palcu) przy wylocie komory spalania może osiągnąć 1650 ° C (z trendem w kierunku wzrostu), w związku z tym, w celu normalnego działania turbiny, z takimi dużymi obciążeniem termicznym, przyjęcie specjalnego, często środki bezpieczeństwa.

Pierwszy (i najwięcej przestojów tej sytuacji) - Posługiwać się materiały odporne na ciepło i ogrzewanieTakie jak stopy metali i (w perspektywie) specjalnych materiałów kompozytowych i ceramicznych, które są wykorzystywane do wykonania najbardziej obciążonymi części turbiny - dyszy i ostrza robocze, a także dysków. Najbardziej załadowane z nich są prawdopodobnie ostrza robocze.

Stopy metalowe są głównie stopami na bazie niklu (temperatury topnienia - 1455 ° C) z różnymi dodatkami stopowymi. W nowoczesnych stopach odpornych na ciepło i stopy odporne na ciepło w celu uzyskania maksymalnej cechy o wysokiej temperaturze dodano do 16 elementów różnych elementów stopowych.

Egzotyczne ...

Wśród nich, na przykład, chrom, mangan, kobalt, wolfram, aluminium, tytan, tantal, bizmut, a nawet renu lub zamiast rutenu i innych. Szczególnie obiecująca w tym planie renu (renium, stosowany w Rosji), używany teraz zamiast węglików, ale jest niezwykle drogie i rezerw. Obiecnica jest również stosowanie krzemu niobu.

Ponadto powierzchnia ostrza jest często objęta specjalnymi technologiami osłona termiczna (Powłoka antytermalna - powłoka lub telewizory barierowe termiczne) , Znacznie zmniejszając wielkość przepływu ciepła do korpusu ostrza (funkcje termobaryczne) i jego zabezpieczone przed korozją gazową (funkcje odporne na ciepło).

Przykład powłoki ochronnej termicznej. Wyświetlana jest natura zmiany temperatury w przekroju poprzecznego ostrza.

Figura (mikrofono) przedstawia warstwę ekranującą ciepła na szpatułce turbiny wysokiego ciśnienia współczesnego TRDD. Tutaj TGO (Thermally hodowany tlenek) jest tlenkiem rosnącym termicznie; Podłoże - główny materiał ostrza; Płaszcz wiązania - warstwa przejściowa. TWS obejmuje nikiel, chrom, aluminium, yttrium itp., Doświadczeni roboty są również przeprowadzane na stosowaniu powłok ceramicznych na bazie tlenku cyrkonu stabilizowanego tlenkiem cyrkonu (deweloperowaniem przez VIOM).

Na przykład…

Specjalne metale Corporation - USA zawierające co najmniej 50% niklu i 20% chromu, a także tytan, aluminium i dużo chromu, a także tytanu, aluminium i wielu innych składników dodanych w małych ilościach..

W zależności od miejsca docelowego profilu (RL, CA, koła turbin, elementów części bieżni, dysz, sprężarki itp., Jak również zastosowania nie lotnictwa), ich skład i właściwości są łączone w grupy, z których każdy obejmuje różne opcje dla stopów.

Rolls-Royce Nene Silver Turbine Blades wykonane z Nimonic 80A stop.

Niektóre z tych grup: Nimonic, Inconel, Incoloy, Udimet / Udimar, Monel i inni. Na przykład stopu Nimonic 90, zaprojektowany w 1945 r. I stosowany do produkcji elementów turbin lotniczy (głównie ostrza), dysze i części samolotów, ma kompozycję: nikiel - 54% minimum, chrom - 18-21%, kobalt - 15-21%, tytan - 2-3%, aluminium - 1-2%, mangan - 1%, cyrkon -0.15% i inne elementy stopowe (w małych ilościach). Ten stop jest nadal zrobienia tego dnia.

W Rosji (ZSRR) rozwój tego typu stopów i innych ważnych materiałów dla GTD był zaangażowany i pomyślnie zaangażowany w VIRM (All-Rosyjski Instytut Badań Badawczych Materiałów Lotniczych). W okresie powojennym Instytut opracował odkształcalne stopy (EI437B), od początku lat 60., stworzył całą serię wysokiej jakości stopów wtryskowych (o tym poniżej).

Jednak prawie wszystkie materiały metalowe odporne na ciepło są utrzymywane bez chłodzenia temperatury do około 1050 ° C.

W związku z tym:

Drugi, szeroko stosowany środek, Ta aplikacja różne systemy chłodzeniaostrza i inne elementy konstrukcyjne turbin lotniczy. Bez chłodzenia w nowoczesnym GTD jest niemożliwe bez ochłodzenia, pomimo stosowania nowych wysokotemperaturowych stopów odpornych na ciepło i specjalne sposoby tworzenia elementów.

Dwie wskazówki wyróżniają się wśród systemów chłodzenia: systemy otwarty i zamknięte. Zamknięte systemy mogą używać przymusowego cyrkulacji płynnego płynu chłodzącego w systemie ostrza - grzejnika lub użyj zasady "efektu termophy".

W tej ostatniej metodzie ruch płynu chłodzącego występuje zgodnie z działaniem sił grawitacyjnych, gdy cieplejsze warstwy są złożone chłodniejsze. Ponieważ można tu stosować chłodziwa, na przykład stopu sodu lub sodu, a stopu potasu.

Jednak zamknięte systemy z powodu dużej ilości trudnej do rozwiązania problemów w praktyce lotniczej nie są stosowane i są w badaniach eksperymentalnych.

Przybliżony schemat chłodzenia wielostronnego TRD TRD. Wyświetlono uszczelki między SA a wirnikiem. Profile A - Grille do skręcania powietrza w celu przedłużenia go.

Ale w szerokim praktycznym zastosowaniu otwarte systemy chłodzenia. Czynnik chłodniczy służy tutaj jako powietrze dostarczane normalnie pod różnymi ciśnieniem z powodu tych samych kroków sprężarki wewnątrz ostrzy turbinowych. W zależności od maksymalnej temperatury gazu, w której wskazane jest stosowanie tych systemów, można je podzielić na trzy typy: konwekcyjne, film konwekcyjny(lub bariera) i porowate.

W przypadku chłodzenia konwekcyjnego powietrze jest dostarczane wewnątrz ostrza na specjalnych kanałach i, mycie najbardziej ogrzewanych obszarów wewnątrz niego, okazuje się w strumieniu w dolnej części ciśnienia. Jednocześnie stosuje się różne schematy organizacji przepływu powietrza w łopatach zależności od kształtu kanałów, w kształcie wzdłużnego, poprzecznego lub w kształcie pętli (mieszane lub skomplikowane).

Rodzaje chłodzenia: 1 - konwekcyjne z deflektorem, 2 - film konwekcyjny, 3 - porowaty. Wech 4 - Powłoka ekranująca ciepła.

Najbardziej prosty schemat z kanałami wzdłużnymi wzdłuż pióra. Tutaj wylot powietrza jest zwykle organizowany na szczycie ostrza przez półkę bandażowej. W takim schemacie istnieje dość duża niejednorodność temperatury wzdłuż puchu ostrza - do 150-250˚, co niekorzystnie wpływa na właściwości wytrzymałości ostrza. Schemat stosuje się w silnikach o temperaturze gazowej do ≈ 1130ºС.

Inny sposób konwodowe chłodzenie (1) oznacza obecność specjalnego deflektora wewnątrz pióra (cienkościenna powłoka - włożona wewnątrz pióra), co przyczynia się do przeciążenia płynu chłodzącego najpierw do najbardziej ogrzewanych obszarów. Deflektor tworzy rodzaj dyszy, dmuchanie powietrza do przodu ostrza. Okazuje się chłodzenie atramentowe najbardziej ogrzewanej części. Następnie powietrze, pranie pozostałych powierzchni przechodzi przez podłużne wąskie otwory w RE.

Ostrze roboczego turbiny silnika CFM56.

W takim schemacie nierówność temperatury jest znacznie niższa, dodatkowo, sam deflektor, który jest wkładany do ostrza pod napięciem w kilku centrujących pasach poprzecznych, ze względu na jego elastyczność, służy jako tłumik i gasi wibracje ostrzy. Taki schemat jest stosowany w temperaturze maksymalnej gazu ≈ 1230 ° C

Tak zwany szeptowy schemat pozwala osiągnąć stosunkowo jednolite pole temperaturowe w ostrzu. Osiąga się to przez eksperymentalny wybór lokalizacji różnych żeber i kołków, przepływów powietrza prowadzącego, wewnątrz korpusu ostrza. Ten schemat umożliwia maksymalną temperaturę gazu do 1330 ° C.

Ostrza dysz są konwekcyjne chłodzone podobnie do pracowników. Są one zwykle wykonywane przez podwójne skrzydle z dodatkowymi żebonami i kołkami, aby zintensyfikować proces chłodzenia. Przednia krawędź z przodu przedniej krawędzi jest podawana do powietrza o wyższej ciśnienia niż z tyłu (z powodu różnych etapów sprężarki) i jest dostępny w różnych strefach części w celu utrzymania minimalnej niezbędnej różnicy ciśnień, aby zapewnić Wymagana prędkość ruchu powietrza w kanałach chłodzących.

Przykłady możliwych sposobów chłodzenia ostrzy robotnicze. 1 - konwekcyjny, 2 - film konwekcyjny, 3 konwekcyjny film z skomplikowanymi zapętlonymi kanałami w ostrzu.

Konwodowe chłodzenie folii (2) stosuje się w jeszcze wyższej temperaturze gazu - do 1380 ° C. W tej metodzie część powietrza chłodzącego poprzez specjalne otwory w łopie jest wytwarzane na jego zewnętrznej powierzchni, tworząc w ten sposób rodzaju ludowy filmktóry chroni szpatułkę z kontaktu z przepływem gazu gorącego gazu. Ta metoda jest stosowana zarówno dla pracowników, jak i ostrzy dyszy.

Trzecia metoda - porowate chłodzenie (3). W tym przypadku łopatki pręta mocy z kanałami wzdłużnymi są pokryte specjalnym materiałem porowatym, który umożliwia jednolite i dawkowania chłodnicy do całej powierzchni ostrza przemywane przez strumień gazu.

Jest to tak długo, jak metoda obiecująca, w praktyce masowej przy użyciu GTD nie stosowana z powodu trudności z doborem materiału porowatego i jest bardzo prawdopodobne, że szybko zatykają pory. Jednakże, w przypadku rozwiązywania tych problemów, prawdopodobnie możliwą temperaturę gazu o takim rodzaju chłodzenia może osiągnąć 1650 ° C.

Turbina i CA przypadki są również chłodzone drogą powietrzną z powodu różnych etapów sprężarki, gdy przechodzi przez wewnętrzne jamy silnika z przemywaniem części chłodzonych i kolejnej zwolnienia do części przepływowej.

Ze względu na wystarczająco duży stopień wzrostu ciśnienia w sprężarek nowoczesnych silników, sam powietrze chłodzące może mieć dość wysoką temperaturę. Dlatego środki stosuje się do zwiększenia wydajności chłodzenia w celu zmniejszenia tej temperatury.

W tym celu powietrze przed podaniem turbiny na łopatach i dyskach można pominąć przez specjalne kraty profilowe, podobne do turbin, gdzie powietrze jest skręcone w kierunku obrotu wirnika, rozszerzającego się i chłodzenia. Wartość chłodzenia może wynosić 90-160 °.

Dla tych samych chłodnic, grzejniki powietrza chłodzone przez drugi obwód można stosować. Na silniku Al-31F taka grzejnik zmniejsza temperaturę do 220 ° w locie i 150 ° na Ziemi.

Do potrzeb chłodzenia turbina lotnicza. Wystarczająca duża ilość powietrza jest zamknięta z sprężarki. Na różnych silnikach - do 15-20%. To znacznie zwiększa straty, które są brane pod uwagę przy obliczaniu termogasodynamicznym silnika. Niektóre silniki mają systemy, które zmniejszają zasilanie powietrzem do chłodzenia (lub nawet zamykania go w ogóle) przy zmniejszonych trybach pracy silnika, co ma pozytywny wpływ na wydajność.

Schemat chłodzenia 1 etap turbiny TRDD NK-56. Pokazano również uszczelki komórkowe i taśma chłodząca na trybach pracy silnika.

Przy ocenie efektywności układu chłodzenia należy również uwzględnić dodatkowe straty hydrauliczne na ostrzach z powodu zmian w kształcie, gdy powietrze chłodzące jest zwolnione. Wydajność rzeczywistej chłodzonej turbiny wynosi około 3-4% niższa niż niezabezpieczona.

Coś o produkcji ostrzy ...

Na reaktywnych silnikach pierwszej generacji ostrza turbiny były w większości produkowane metoda tłoczenia Z późniejszym przetwarzaniem długoterminowego. Jednak w latach 50. specjaliści przekonująco przekonująco, że perspektywy zwiększania poziomu ostrzy odpornych na ciepło otwierają stopy odlewnicze i nie odkształcalne. Stopniowo przeprowadzono przejście do tego nowego kierunku (w tym na zachodzie).

Obecnie produkcja wykorzystuje technologię dokładnych odlewów bez odpadów, co pozwala wykonać ostrza ze specjalnie profilowanymi wewnętrznymi jamami, które służą do pracy układu chłodzenia (tzw technologii formowana formowana).

Jest to zasadniczo jedyny sposób na uzyskanie ostrzy chłodzonych. Poprawił się również z czasem. W pierwszych etapach ostrza z domowym ziarna krystalizacjiktóry niewiarygodny dołączył do siebie, co znacznie zmniejszyło siłę i zasób produktu.

W przyszłości, przy użyciu specjalnych modyfikatorów, odlewanych ostrzy z jednorodnym, równoziarnistym, zaczęły produkować małe ziarna strukturalne. W tym celu VIM w latach 60. opracowało pierwsze seryjne stole do rzucania krajowych ogromnych stopów do rzucania ZHS6, ZHS6K, ZHS6U, VHL12U.

Ich temperatura robocza wynosiła 200 ° wyższa niż raspcreen, a następnie odkształcalna (tłoczenie) EI437A / B (XN77TU / YUR) stop. Ostrza wyprodukowane z tych materiałów działały co najmniej 500 godzin bez widocznych wizualnie oznak zniszczenia. Ten rodzaj technologii produkcyjnej jest używany i teraz. Niemniej jednak granice międzygryginowe pozostają słabym miejscem struktury ostrza i jest dla nich, że zaczyna się jego zniszczenie.

Dlatego ze wzrostem charakterystyki obciążenia pracy współczesnej turbin lotniczy (Ciśnienie, temperatura, obciążenia odśrodkowe) Wystąpił konieczność opracowania nowych technologii do produkcji ostrzy, ponieważ struktura wielokrotnej klasy ma już w dużej mierze zadowolony z opartych warunków pracy.

Przykłady struktury ostrzy materialnych odpornych na ciepło. 1 jest jednomyślnie ziarno, 2 - krystalizacja kierunkowa, 3 - pojedynczy kryształ.

Więc pojawił się " metoda krystalizacji kierunkowej" Dzięki takiej metodzie w zamarzniętym rzuceniu ostrza powstaje nie oddzielne equivosible ziarna metalu, a długie kryształy kolumnowe rozciągają się ściśle wzdłuż osi paska. Taki rodzaj struktury znacznie zwiększa opór ostrza wpływu. Wygląda jak miotła, która jest bardzo trudna do złamania, chociaż każdy z komponentów jego spitów bez problemów bez problemów.

Taka technologia została następnie poprawiona do jeszcze bardziej progresywnego " metoda odlewu monokrystalicznego"Kiedy jedno ostrze jest praktycznie jednym kryształem. Ten rodzaj łopatek jest również zainstalowany w nowoczesnym turbiny lotnicze.. W przypadku ich produkcji specjalnej, w tym tak zwane stopy zawierające renu.

W latach 70. i 80. stopy opracowano do rzucania ostrzy turbinowych z krystalizacją kierunkową: ZHS26, ZHS30, ZHS32, ZHS36, ZHS40, INCS-20, CTV-20P; W latach 90. - odporne na korozję stopy długotrwałego zasobu: ZHSS1 i ZHSS2.

Ponadto, pracując w tym kierunku, VIOM od początku 2000 r. Do chwili obecnej stworzyło wysokiej jakości stopy odporne na ciepło trzeciej generacji: VZM1 (9,3% RE), VZM2 (12% RE), ZHS55 (9% RE) ) i VZM5 (4% \u200b\u200bre). Aby przeprowadzono jeszcze większą poprawę cech w ciągu ostatnich 10 lat, przeprowadzono badania eksperymentalne, wynik, z których przeprowadzono stopy zawierające rutenium czwarty - VZHM4 i piąte pokolenia VZHM6.

Jako asystenci ...

Jak wspomniano wcześniej, tylko turbiny strumieniowe (lub aktywne) są używane w GTD. Jednak podsumowując, warto pamiętać, że wśród używanych turbin lotniczy Są aktywne. Wykonują głównie zadania wtórne i nie akceptują udziału w pracy silników filmowych.

Niemniej jednak ich rola jest często bardzo ważna. W takim przypadku mówimy o przystawki lotniczeużywane do rozpoczęcia. Istnieją różne typy urządzeń startowych używanych do promowania wirników silników turbin gazowych. Starter powietrza zajmuje wśród nich, może najbardziej widoczne miejsce.

AIR TRDD.

Ta jednostka, w rzeczywistości, mimo znaczenia funkcji, jest zasadniczo dość prosta. Głównym węzłem tutaj jest pojedyncza lub dwustopniowa turbina aktywna, która obraca się przez skrzynię biegów i napędu wirnika napędowego (w TRDD zwykle rotor niskiego ciśnienia).

Lokalizacja startera powietrza i jego robotna autostrada na TRDD,

Sama turbina jest odblokowana przez przepływ powietrza pochodzącego z źródła naziemnego lub ramion na pokładzie, lub z innego, już prowadzenia silnika samolotu. Na pewnym etapie cyklu startowego rozrusznik jest automatycznie wyłączony.

W tego rodzaju agregatach można również stosować w zależności od wymaganych parametrów wyjściowych turbiny promieniowe.. Mogą być również stosowane w systemach klimatyzacji w salonach samolotów jako element cholesterolu turbo, w którym efekt ekspansji i zmniejszenie temperatury powietrza na turbinie służy do chłodzenia powietrza wchodzącego do salonów.

Ponadto zarówno aktywne turbiny osiowe, jak i promieniowe są wykorzystywane w systemach turbodowujących silników samolotów tłokowych. Ta praktyka rozpoczęła się nawet przed zamienianiem turbiny w najważniejszy węzeł GTD i kontynuuje ten dzień.

Przykład używania turbin promieniowych i osiowych w urządzeniach pomocniczych.

Podobne systemy z wykorzystaniem turbokompresorów stosuje się w pojazdach i ogólnie w różnych systemach zasilania sprężonym powietrzem.

Tak więc turbina lotnicza i w sensie pomocniczym doskonale służy ludziom.

———————————

Cóż, być może dzisiaj. W rzeczywistości jest jeszcze wiele o tym, co można napisać pod względem dodatkowych informacji, a pod względem bardziej pełnego opisu już powiedział. Temat jest bardzo obszerny. Jednak niemożliwe jest argumentowanie ogromnego :-). Za ogólne zapoznanie się, być może wystarczające. Dziękujemy za czytanie do końca.

Do nowych spotkań ...

Na końcu obrazu "niekwestionowany" w tekście.

Przykład jednorazowej turbiny TRD.

Model Eolipale Gerona w Muzeum Kosa Cosmonautyki Kaluga.

Artykulacja wideo końca endoskopu Vucam Xo.

Wielofunkcyjny Endoskop Vucam XO ekran.

Endoskop Vucam xo.

Przykład cieplnej powłoki ochronnej na łopatach SA GP7200.

Płyty komórkowe używane do uszczelek.

Możliwe warianty elementów uszczelnienia labiryntu.

Uszczelka komórek labirynowych.