У 2006 році керівництвом Пермського моторобудівного комплексу та ВАТ «Територіальна генеруюча компанія № 9» (Пермська філія) підписано договір на виготовлення та постачання газотурбінної електростанції ГТЕС-16ПА на базі ГТЕ-16ПА з двигуном ПС-90ЕУ-16А.

Про основні відмінності нового двигуна від ПС-90АГП-2 ми попросили розповісти заступника генерального конструктора-головного конструктора енергетичних газотурбінних установок та електростанцій ВАТ «Авіадвигун» Данила СУЛІМОВА.

Основною відмінністю установки ГТЕ-16ПА від існуючої ГТУ-16ПЕР є застосування силової турбіни з частотою обертання 3000 об/хв (замість 5300 об/хв). Зменшення частоти обертання дає можливість відмовитися від дорогого редуктора та підвищити надійність газотурбінної установки загалом.

Технічні характеристики двигунів ГТУ-16ПЕР та ГТЕ-16ПА (в умовах ISO)

Оптимізація основних параметрів силової турбіни

Базові параметри вільної турбіни (СТ): діаметр, проточна частина, кількість ступенів, аеродинамічна ефективність – оптимізовані з метою мінімізації прямих експлуатаційних витрат.

Експлуатаційні витрати включають витрати на придбання СТ та витрати за певний (прийнятний для замовника як термін окупності) період експлуатації. Вибір цілком доступного для замовника (не більше 3 років) терміну окупності дозволив реалізувати економічно обґрунтовану конструкцію.

Вибір оптимального варіанта вільної турбіни для конкретного застосування у складі ГТЕ-16ПА проводився в системі двигуна загалом на основі порівняння прямих експлуатаційних витрат для кожного варіанта.

З використанням одномірного моделювання СТ по середньому діаметру визначався досяжний рівень аеродинамічної ефективності СТ для дискретної кількості ступенів. Вибиралася оптимальна для цього варіанта проточна частина. Кількість лопаток, враховуючи їхній значний вплив на собівартість, вибиралося з умови забезпечення коефіцієнта аеродинамічного навантаження Цвайфеля рівним одиниці.

На основі обраної проточної частини оцінювалася маса СТ та виробнича собівартість. Потім проводилося порівняння варіантів турбіни в системі двигуна за прямими експлуатаційними витратами.

При виборі кількості ступенів для СТ враховується зміна ККД, витрат на придбання та експлуатацію (вартість палива).

Вартість придбання поступово зростає зі зростанням собівартості зі збільшенням кількості щаблів. Подібним чином росте і реалізований ккд - як наслідок зниження аеродинамічного навантаження на щабель. Витрати експлуатацію (паливна складова) падають зі зростанням ккд. Однак сумарні витрати мають чіткий мінімум при чотирьох щаблях у силовій турбіні.

При розрахунках враховувався як досвід власних розробок, і досвід інших фірм (реалізований у конкретних конструкціях), який дозволив забезпечити об'єктивність оцінок.

В остаточній конструкції за рахунок збільшення навантаження на ступінь і зниження ККД СТ від максимально досяжної величини приблизно на 1% вдалося знизити сумарні витрати замовника майже на 20%. Це було досягнуто за рахунок зниження собівартості та ціни турбіни на 26% щодо варіанта з максимальним ккд.

Аеродинамічний проект СТ

Висока аеродинамічна ефективність нової СТ при досить високому навантаженні досягнута за рахунок використання досвіду ВАТ «Авіадвигун» у розробці турбін низького тиску та силових турбін, а також застосування багатоступінчастих просторових аеродинамічних моделей, що використовують рівняння Ейлера (без урахування в'язкості) і Нав'є-Стокса ).

Порівняння параметрів силових турбін ГТЕ-16ПА та ТНД Rolls-Royce

Порівняння параметрів СТ ГТЕ-16ПА та найсучасніших ТНД Rolls-Royce сімейства Trent (діаграма Сміта) показує, що за рівнем кута повороту потоку в лопатках (приблизно 1050) нова СТ знаходиться на рівні турбін Rolls-Royce. Відсутність жорсткого обмеження масою, властивого авіаційним конструкціям, дозволило дещо знизити коефіцієнт навантаження dH/U2 за рахунок збільшення діаметра і окружної швидкості. Величина вихідної швидкості (притаманна наземним конструкціям) дозволила зменшити відносну осьову швидкість. Загалом потенціал спроектованої СТ для реалізації ККД знаходиться на рівні, характерному для ступенів сімейства Trent.

Особливістю аеродинаміки спроектованої СТ є забезпечення оптимального значення ккд турбіни на режимах часткової потужності, характерних для експлуатації в базовому режимі.

При збереженні частоти обертання зміна (зниження) навантаження на СТ призводить до зростання кутів атаки (відхилення напряму перебігу газу на вході в лопатки від розрахункової величини) на вході в віночки лопатки. З'являються негативні кути атаки, найбільші в останніх щаблях турбіни.

Проектування лопаткових вінців СТ з високою стійкістю до зміни кутів атаки забезпечене спеціальним профільуванням вінців з додатковою перевіркою стабільності аеродинамічних втрат (по 2D/3D аеродинамічних моделях Нав'є-Стокса) при великих кутах потоку на вході.

Аналітичні характеристики нової СТ показали в результаті значну стійкість до негативних кутів атаки, а також можливість застосування СТ і для приводу генераторів, що виробляють струм з частотою 60 Гц (з частотою обертання 3600 об./хв), тобто можливість збільшення частоти обертання на 20 % без помітних втрат ккд. Однак у цьому випадку практично неминучі втрати ккд на режимах зниженої потужності (що призводять до додаткового збільшення негативних кутів атаки).
Особливості конструкції СТ
Для зниження матеріаломісткості та ваги СТ використовувалися перевірені авіаційні підходи до конструювання турбіни. В результаті маса ротора, незважаючи на збільшення діаметра і кількості ступенів, виявилася рівною масі ротора силової турбіни ГТУ-16ПЕР. Це забезпечило значну уніфікацію трансмісій, уніфіковано також масляну систему, систему наддуву опор та охолодження СТ.
Збільшено кількість та покращено якість повітря, що застосовується для наддуву опор трансмісійних підшипників, включаючи його очищення та охолодження. Поліпшено також якість мастила трансмісійних підшипників шляхом застосування фільтроелементів з тонкістю фільтрації до 6 мкм.
З метою підвищення експлуатаційної привабливості нової ГТЕ впроваджено спеціально розроблену систему управління, яка дозволяє замовнику скористатися турбодетандерним (повітряним та газовим) та гідравлічним типами запуску.
Масогабаритні характеристики двигуна дозволяють використовувати для його розміщення серійні конструкції блочно-комплектної електростанції ГТЕС-16П.
Шумо- та теплоізолюючий кожух (при розміщенні в капітальних приміщеннях) забезпечує акустичні характеристики ГТЕС на рівні, передбаченому санітарними нормами.
Нині перший двигун проходить серію спеціальних випробувань. Газогенератор двигуна вже пройшов перший етап еквівалентно-циклічних випробувань та розпочав другий етап після ревізії технічного стану, який завершиться навесні 2007 року.

Силова турбіна у складі повнорозмірного двигуна пройшла перше спеціальне випробування, під час якого було знято показники за 7 дросельними характеристиками та інші експериментальні дані.
За результатами випробувань зроблено висновок про працездатність СТ та її відповідність заявленим параметрам.
Крім цього за результатами випробувань у конструкцію СТ внесено деякі коригування, у тому числі змінено систему охолодження корпусів для зниження тепловиділення до приміщення станції та забезпечення пожежної безпеки, а також для оптимізації радіальних зазорів підвищення ккд, налаштування осьової сили.
Чергове випробування силової турбіни планується провести влітку 2007 року.

Газотурбінне встановлення ГТЕ-16ПА
напередодні спеціальних випробувань

Винахід відноситься до турбін низького тиску газотурбінних двигунів авіаційного застосування. Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна включає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення із внутрішнім та зовнішнім фланцями на задній опорі статора. Лабіринтне ущільнення турбіни виконане двоярусним. Внутрішній ярус утворений двома ущільнювальними гребінцями лабіринту, спрямованими до осі турбіни, та робочою поверхнею внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення, спрямованої до проточної частини турбіни. Зовнішній ярус утворений ущільнювальними гребінцями лабіринту, спрямованими до проточної частини турбіни, та робочою поверхнею зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення, спрямованої до осі турбіни. Ущільнювальні гребінці лабіринту внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення виконані з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено кільце, що демпфує. Зовнішній фланець лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньою замкненою кільцевою повітряною порожниною. Між проточною частиною турбіни та зовнішнім фланцем лабіринтного ущільнення розміщена кільцева загороджувальна стінка, встановлена ​​на задній опорі статора. Робоча поверхня внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб відношення внутрішнього діаметра на виході з проточної частини турбіни до робочої поверхні діаметра внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення становило 1,05 1,5. Винахід дозволяє підвищити надійність турбіни низького тиску газотурбінного двигуна. 3 іл.

Малюнки до патенту РФ 2507401

Винахід відноситься до турбін низького тиску газотурбінних двигунів авіаційного застосування.

Відома турбіна низького тиску газотурбінного двигуна із задньою опорою, в якій лабіринтне ущільнення, що відокремлює задню розвантажувальну порожнину турбіни від проточної частини на виході з турбіни, виконано у вигляді одного ярусу. (С.А.Вьюнов, «Конструкція та проектування авіаційних газотурбінних двигунів», Москва, «Машинобудування», 1981, стор.209).

Недоліком відомої конструкції є низька стабільність тиску розвантажувальної порожнини турбіни через нестабільної величини радіальних зазорів в лабіринтному ущільненні, особливо на змінних режимах роботи двигуна.

Найбільш близькою до конструкції, що заявляється, є турбіна низького тиску газотурбінного двигуна, що включає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення з внутрішнім і зовнішнім фланцями лабіринту, встановленими на задній опорі статора (патент US № 7905083, F02K 3/02, 2.

Недоліком відомої конструкції, прийнятої за прототип, є підвищена величина осьової сили ротора турбіни, що знижує надійність турбіни і двигуна в цілому через низьку надійність радіально-упорного підшипника, що сприймає підвищену осьову сили ротора турбіни.

Технічний результат заявленого винаходу полягає у підвищенні надійності турбіни низького тиску газотурбінного двигуна за рахунок зниження величини осьової сили ротора турбіни та забезпечення стабільності осьової сили при роботі на перехідних режимах.

Зазначений технічний результат досягається тим, що в турбіні низького тиску газотурбінного двигуна, що включає ротор, статор із задньою опорою, лабіринтне ущільнення турбіни виконано двоярусним утворений двома ущільнювальними гребінцями лабіринту, спрямованими до осі турбіни, спрямованими до проточної частини турбіни, а зовнішній ярус лабіринтного ущільнення до осі турбіни, причому ущільнювальні гребінці лабіринту внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення виконані з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено кільце, що демпфує, а зовнішній фланець лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньою замкненою кільцевою повітряною порожниною, при цьому між проточною частиною турбіни і зовнішнім фланцем лабіринтного ущільнення розміщена кільцева загороджувальна стінка, встановлена ​​на задній опорі статора, а робоча поверхнею внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб

де D - внутрішній діаметр на виході з проточної частини турбіни,

Виконання лабіринтного ущільнення на виході з турбіни низького тиску двоярусним турбіни ущільнювальними гребінцями лабіринту і спрямованими до осі турбіни робочими поверхнями зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення, дозволяє забезпечити надійну роботу лабіринтного ущільнення на перехідних режимах роботи турбіни, що забезпечує стабільність осьової сили, що діє на ротор турбіни, і.

Виконання ущільнювальних гребінців лабіринту внутрішнього ярусу ущільнення з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено кільце, що демпфує, забезпечує зниження вібронапружень в лабіринті і зменшення радіальних зазорів між гребінцями лабіринту і фланцями лабіринтного ущільнення.

Виконання зовнішнього фланця лабіринтного ущільнення із зовнішньою замкненою повітряною порожниною, а також розміщення між проточною частиною турбіни і зовнішнім фланцем лабіринтного ущільнення кільцевої загороджувальної стінки, встановленої на задній опорі статора, дозволяє істотно знизити темп нагрівання і охолодження таким чином до темпу нагріву та охолодження зовнішнього ярусу лабіринтного ущільнення, що забезпечує стабільність радіальних зазорів між статором і ротором в ущільненні та підвищує надійність турбіни низького тиску за рахунок підтримки стабільного тиску у розвантажувальній затурбінної порожнини.

Вибір співвідношення D/d=1,05 1,5 обумовлений тим, що за D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

При D/d>1,5 знижується надійність газотурбінного двигуна за рахунок зниження осьової розвантажувальної сили, що діє на турбіну ротор низького тиску.

На фіг.1 зображено поздовжній розріз турбіни низького тиску газотурбінного двигуна.

На фіг.2 - елемент I на фіг.1 у збільшеному вигляді.

На фіг.3 - елемент II на фіг.2 у збільшеному вигляді.

Турбіна 1 низького тиску газотурбінного двигуна складається з ротора 2 і статора 3 із задньою опорою 4. Для зменшення осьових зусиль від газових сил, що діють на ротор 2 на його виході, між диском останнього ступеня 5 ротора 2 і задньою опорою 4 виконана розвантажувальна порожнина 6 підвищеного тиску, що надувається повітрям через проміжний ступінь компресора (не показано) і відокремлена від проточної частини 7 турбіни 1 двоярусним лабіринтним ущільненням, причому лабіринт 8 ущільнення зафіксований різьбовим з'єднанням 9 на диску останнього ступеня 5ро 11 лабіринтного ущільнення закріплені на задній опорі 4 статору 3, 1. Внутрішні стінки 16,17 відповідно гребінців 13, 14 виконані паралел ними між собою. Між внутрішніми стінками 16 і 17 встановлено демпфірующее кільце 18, що сприяє зниженню вібронапружин в лабіринті 1 спрямованої (наверненої) у бік осі 15 турбіни 1, і ущільнювальними гребінцями 22 лабіринту 8, спрямованими до проточної частини 7 турбіни 1. Зовнішній фланець 11 лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньої замкнутої кільцевої повітряної порожнини 2. Між стінкою 24 зовнішнього фланця 11 лабіринтного ущільнення і проточною частиною 7 турбіни 1 розміщена кільцева загороджувальна стінка 25, встановлена ​​на задній опорі 4 статора 3 і оберігає зовнішній фланець 11 від високотемпературного газового потоку 26, протікає 7

Робоча поверхня внутрішнього фланця 12 10 лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб дотримувалося умова:

де D - внутрішній діаметр проточної частини 7 турбіни 1 (на виході із проточної частини 7);

d - діаметр робочої поверхні внутрішнього фланця 12 10 лабіринтного ущільнення.

Працює пристрій в такий спосіб.

При роботі турбіни 1 низького тиску на температурний стан зовнішнього фланця 11 лабіринтного ущільнення може впливати зміна температури газового потоку 26 в проточній частині турбіни 7 1, що могло б істотно змінити радіальний зазор 19 і діючу на ротор 2 осьову силу внаслідок зміни тиску повітря в розвантажувальній порожнини 6. Однак цього не відбувається, так як внутрішній фланець 10 внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення недоступний впливу газового потоку 26, що сприяє стабільності радіального зазору 20 між внутрішнім фланцем 10 і лабіринтними гребінцями 13, 14 і стабільності сили, що діє на ротор турбіни 2 1.

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна, що включає ротор, статор з задньою опорою, лабіринтне ущільнення з внутрішнім і зовнішнім фланцями, встановленими на задній опорі статора, відрізняється тим, що лабіринтне ущільнення турбіни спрямованими до осі турбіни, і робочою поверхнею внутрішнього фланця площини гребінці лабіринту внутрішнього ярусу лабіринтного ущільнення виконані з паралельними внутрішніми стінками, між якими встановлено кільце, що демпфує, а зовнішній фланець лабіринтного ущільнення виконаний із зовнішньої замкненої кільцевої повітряної смуг тию, при цьому між проточною частиною турбіни і зовнішнім фланцем лабіринтного ущільнення розміщена кільцева загороджувальна стінка, встановлена ​​на задній опорі статора, а робоча поверхня внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення розташована таким чином, щоб дотримувалася умова:

D/d=1,05 1,5, де

D - внутрішній діаметр на виході з проточної частини турбіни,

d – діаметр робочої поверхні внутрішнього фланця лабіринтного ущільнення.

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

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

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

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

за принципу стиснення повітря ВРД поділяються на:

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

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

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

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

за принципу створення реактивної тяги ВРД поділяються на:

• двигуни прямої реакції;
• двигуни непрямої реакції.

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

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

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

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

та багато інших комбінацій двигунів більш складних схем.

Поршневі двигуни (ПД)

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

Поршневий двигун (англ. Piston engine ) -

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

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

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

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

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

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

Газотурбінні двигуни (ВМД)

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

Одновальні та багатовальні двигуни

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

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

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

Турбореактивний двигун (ТРД)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДФ)

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

Двоконтурний турбореактивний двигун (ТРДД)

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

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

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

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

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

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

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

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

Усі ТРДД можна розбити на 2 групи:

• зі змішуванням потоків за турбіною;
• без змішування.

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

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

Військовий ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДДФ)

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

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

ТРДДФ з вектором тяги (ОВТ), що відхиляється.

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

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

ТРДД з високим ступенем двоконтурності / Турбовентиляторний двигун

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

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

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

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

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

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

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

Достоїнства і недоліки.

Головною перевагою таких двигунів є їхня висока економічність.

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

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

Турбовінтовентиляторний двигун (ТВВС)

Турбовінтовентиляторний двигун (англ. Turbopropfan engine ) -

Надіслати свою гарну роботу до бази знань просто. Використовуйте форму нижче

Студенти, аспіранти, молоді вчені, які використовують базу знань у своєму навчанні та роботі, будуть вам дуже вдячні.

Розміщено на http://www.allbest.ru/

1. Опис конструкції

турбіна двигун міцність силовий

1.1 АЛ-31Ф

АЛ-31Ф - двоконтурний двовальний турбореактивний двигун зі змішуванням потоків внутрішнього та зовнішнього контурів за турбіною, загальною для обох контурів форсажною камерою та регульованим надзвуковим всережимним реактивним соплом. Компресор низького тиску осьовий 3-ступінчастий з регульованим вхідним напрямним апаратом (ВНА), компресор високого тиску осьовий 7-ступінчастий з регульованим ВНА та направляючими апаратами перших двох ступенів. Турбіни високого та низького тиску - осьові одноступінчасті; лопатки турбін та соплових апаратів охолоджувані. Основна камера згоряння кільцева. У конструкції двигуна широко застосовуються титанові сплави (до 35% маси) та жароміцні сталі.

1.2 Турбіна

загальні характеристики

Турбіна двигуна осьова, реактивна, двоступінчаста, двовальна. Перший ступінь – турбіна високого тиску. Другий ступінь – низького тиску. Всі лопатки та диски турбіни охолоджувані.

Основні параметри (Н=0, М=0, режим «Максимальний») та матеріали деталей турбіни наведені у таблицях 1.1 та 1.2.

Таблиця 1.1

Параметр
Ступінь зниження повного тиску газу
ККД турбіни за загальмованими параметрами потоку
Окружна швидкість на периферії лопаток, м/с
Частота обертання ротора, об/хв
Втулкове відношення
Температура газу на вході в турбіну
Витрата газу, кг/сек
Параметр навантаженості, м/с

Таблиця 1.2

Конструкція турбіни високого тиску

Турбіна високого тиску призначена для приводу компресора високого тиску, а також рухових та літакових агрегатів, встановлених на коробках приводів. Турбіна конструктивно складається з ротора та статора.

Ротор турбіни високого тиску

Ротор турбіни складається з робочих лопаток, диска та цапфи.

Робоча лопатка - лита, порожня з напівпетльовим перебігом повітря, що охолоджує.

У внутрішній порожнині, з метою організації перебігу охолоджуючого повітря, передбачені ребра, перегородки та турбулізатори.

На наступних серіях лопатка з напівпетльової схемою охолодження замінюється лопаткою з циклонно-вихровою схемою охолодження.

У внутрішній порожнині вздовж передньої кромки виконаний канал, в якому, як у циклоні, формується перебіг повітря із закруткою. Закрутка повітря відбувається внаслідок його тангенціального підведення канал через отвори перегородки.

З каналу повітря викидається через отвори (перфорацію) стінки лопатки на спинку лопатки. Це повітря створює на поверхні захисну плівку.

У центральній частині лопатки на внутрішніх поверхнях виконані канали, осі яких перетинаються. У каналах формується турбулізований перебіг повітря. Турбулізація струменя повітря та збільшення площі контакту забезпечують збільшення ефективності теплообміну.

У районі вихідної кромки виконані турбулізатори (перемички) різної форми. Ці турбулізатори інтенсифікують теплообмін, збільшують міцність лопатки.

Профільна частина лопатки відокремлена від замку полицею та подовженою ніжкою. Полиці лопаток, стикуючись, утворюють конічну оболонку, що захищає замкову частину лопатки від перегріву.

Подовжена ніжка, забезпечуючи віддалення високотемпературного газового потоку від замка та диска, призводить до зниження кількості тепла, що передається від профільної частини до замка та диска. Крім того, подовжена ніжка, маючи відносно низьку згинальну жорсткість, забезпечує зниження рівня вібраційних напруг у профільній частині лопатки.

Тризубий замок типу «Ялинка» забезпечує передачу радіальних навантажень із лопаток на диск.

Зуб, виконаний у лівій частині замку, фіксує лопатку від переміщення її потоком, а паз разом з елементами фіксації забезпечує утримання лопатки від переміщення проти потоку.

На периферійній частині пера, з метою полегшення приробітку при торканні статора і, отже, запобігання руйнуванню лопатки, на її торці зроблена вибірка

Для зниження рівня вібраційних напруг у робочих лопатках між ними під полицями розміщують демпфери, що мають коробчасту конструкцію. При обертанні ротора під дією відцентрових сил демпфери притискаються до внутрішніх поверхонь полиць лопаток, що вібрують. За рахунок тертя в місцях контакту двох сусідніх полиць об один демпфер енергія коливань лопаток буде розсіюватися, що забезпечує зниження рівня вібраційних напруг в лопатках.

Диск турбіни штампований з подальшою механічною обробкою. У периферійній частині диска виконані пази типу «Ялинка» для кріплення 90 робочих лопаток, канавки для розміщення пластинчастих замків осьової фіксації лопаток і отвори похилу підведення повітря, що охолоджує робочі лопатки.

Повітря відбирається з ресивера, утвореного двома буртиками, лівою бічною поверхнею диска та апаратом закрутки. Під нижнім буртиком розміщено балансувальні вантажі. На правій площині полотна диска виконані буртик лабіринтного ущільнення та буртик, що використовується при демонтажі диска. На ступінчастій частині диска виконані циліндричні отвори під призонні болти, що з'єднують вал, диск і цапфу ротора турбіни.

Осьова фіксація робочої лопатки здійснюється зубом із пластинчастим замком. Пластинчастий замок (один на дві лопатки) вставляється в пази лопаток у трьох місцях диска, де зроблені вирізи, і розганяється по всьому колу лопаткового вінця. Пластинчасті замки, що встановлюються у місці розташування вирізів у диску, мають особливу форму. Ці замки монтуються в деформованому стані, а після випрямлення входять у пази лопаток. При випрямленні пластинчастого замка лопатки підтримують із протилежних торців.

Балансування ротора здійснюється грузиками, що закріплюються у проточці буртика диска та зафіксованими в замку. Хвостик замку загинається на балансувальний вантаж. Місце відгину контролюється відсутність тріщин шляхом огляду через лупу. Врівноваження ротора можна виконувати перестановкою лопаток, допускається підрізування торців вантажів. Залишковий дисбаланс трохи більше 25 гсм.

Диск із цапфою та валом КВД з'єднаний призонними болтами. Головки болтів фіксуються від повороту пластинами, що загинаються на зрізи головок. Від поздовжнього переміщення болти утримуються виступаючими частинами головок, що входять у кільцевий паз валу.

Цапфа забезпечує спирання ротора на роликовий підшипник (міжроторний підшипник).

Фланцем цапфа центрується та з'єднується з диском турбіни. На зовнішніх циліндричних проточках цапфи розміщення втулки лабіринтних ущільнень. Осьова та окружна фіксація лабіринтів здійснюється радіальними штифтами. Для запобігання випаданню штифтів під впливом відцентрових сил після їх запресування отвори у втулках розвальцьовуються.

На зовнішній частині хвостовика цапфи нижче лабіринтів розміщено контактне ущільнення, зафіксоване корончастою гайкою. Гайка законтрена пластинчастим замком.

Усередині цапфи в циліндричних поясках центрується втулки контактного та лабіринтного ущільнень. Втулки утримуються корончастою гайкою, вкрученою в різьблення цапфи. Гайка контриться відгином вусиків коронки в торцеві прорізи цапфи.

У правій частині внутрішньої порожнини цапфи розмішено зовнішнє кільце роликового підшипника, що утримується корончастою гайкою, вкрученою в різьблення цапфи, яка аналогічно контриться.

Контактне ущільнення є парою, що складається зі сталевих втулок і графітових кілець. Для гарантованого контактування пар між графітовими кільцями розміщено пласкі пружини. Між сталевими втулками розміщують дистанційну втулку, що запобігає перетисканню контактного торцевого ущільнення.

Статор турбіни високого тиску

Статор турбіни високого тиску складається із зовнішнього кільця, блоків соплових лопаток, внутрішнього кільця, апаратом закрутки, ущільнення із вставками ТВД.

Зовнішнє кільце-циліндрична оболонка з фланцем. Кільце розташоване між корпусом камери згоряння та корпусом ТНД.

У середній частині зовнішнього кільця виконана проточка, по якій відцентрована розділова перегородка теплообмінника.

У лівій частині зовнішнього кільця на гвинтах приєднано верхнє кільце, що є опорою жарової труби камери згоряння і забезпечує підведення охолоджуючого повітря на обдування зовнішніх полиць лопаток соплового апарату.

У правій частині зовнішнього кільця встановлюється ущільнення. Ущільнення складається з кільцевої проставки з екранами, 36 секторних вставок ТВД та секторів кріплення вставок ТВД на проставку.

На внутрішньому діаметрі вставок ТВД виконана кільцева нарізка для зменшення площі поверхні при дотику робочих лопаток ТВД для запобігання перегріву периферійної частини робочих лопаток.

Ущільнення кріпиться на зовнішньому кільці за допомогою штифтів, у яких виконані свердління. Через ці свердління на вставки ТВД подається повітря, що охолоджує.

Через отвори у вставках повітря, що охолоджує, викидається в радіальний зазор між вставками і робочими лопатками.

Для зменшення перетікання гарячого газу між вставками встановлено пластини.

При складанні ущільнення вставки ТВД кріпляться на проставці секторами за допомогою штифтів. Таке кріплення дозволяє вставкам ТВД переміщатися щодо один одного та проставки при нагріванні в процесі роботи.

Лопатки соплового апарату об'єднані у 14 трилопаткових блоків. Лопаткові блоки литі, із вставними та припаяними у двох місцях дефлекторами із припаяною нижньою кришкою із цапфою. Лита конструкція блоків, володіючи високою жорсткістю, забезпечує стабільність кутів установки лопаток, зниження витоків повітря і, отже, підвищення ККД турбіни, крім того, така конструкція більш технологічна.

Внутрішня порожнина лопатки перегородкою поділена на два відсіки. У кожному відсіку розміщені дефлектори з отворами, що забезпечують струменеве натікання повітря, що охолоджує, на внутрішні стінки лопатки. На вхідних кромках лопаток виконано перфорацію.

У верхній полиці блоку виконані 6 різьбових отворів, в які вкручуються гвинти кріплення блоків соплових апаратів до зовнішнього кільця.

Нижня полиця кожного блоку лопаток має цапфу, через яку через втулку центрується внутрішнє кільце.

Профіль пера з прилеглими поверхнями полиць алюмосиліціруется. Товщина покриття 0,02-0,08мм.

Для зниження перетікання газу між блоками їх стики ущільнені пластинами, вставленими в прорізі торців блоків. Канавки у торцях блоків виконуються електроерозійним способом.

Внутрішнє кільце виконане у вигляді оболонки з втулками та фланцями, до якої приварена конічна діафрагма.

На лівому фланці внутрішнього кільця гвинтами приєднано кільце, на яке спирається жарова труба і через яке забезпечується підведення повітря, що обдуває внутрішні полиці лопаток соплового апарату.

У правому фланці гвинтами закріплений апарат закрутки, що є зварною оболонковою конструкцією. Апарат закрутки призначений для подачі та охолодження повітря, що йде до робочих лопаток за рахунок розгону та закрутки у напрямку обертання турбіни. Для підвищення жорсткості внутрішньої оболонки до неї приварені три підкріплювальні профілі.

Розгін і закрутка охолоджуючого повітря відбуваються в частині апарату закрутки, що звужується.

Розгін повітря забезпечує зниження температури повітря, що йде на охолодження робочих лопаток.

Закрутка повітря забезпечує вирівнювання окружної складової швидкості повітря та окружної швидкості диска.

Конструкція турбіни низького тиску

Турбіна низького тиску (ТНД) призначена для приводу низького тиску компресора (КНД). Конструктивно складається з ротора ТНД, статора ТНД та опори ТНД.

Ротор турбіни низького тиску

Ротор турбіни низького тиску складається з диска ТНД із робочими лопатками, закріпленими на диску, напірного диска, цапфи та валу.

Робоча лопатка - лита, що охолоджується з радіальним перебігом повітря, що охолоджує.

У внутрішній порожнині розміщено 11 рядів по 5 штук у кожному циліндричних штирьках - турбулізаторах, що з'єднують спинку та корито лопатки.

Периферійна бандажна полиця забезпечує зменшення радіального зазору, що призводить до підвищення ККД турбіни.

За рахунок тертя контактних поверхонь бандажних полиць сусідніх робочих лопаток відбувається зниження рівня вібраційних напруг.

Профільна частина лопатки відокремлена від замкової частини полицею, яка формує межу газового потоку і захищає диск від перегріву.

Лопатка має замок типу "ялинка".

Виливка лопатки виконується по моделях, що виплавляються з поверхневим, модифікуванням алюмінатом кобальту, що покращує структуру матеріалу подрібненням зерен за рахунок формування центрів кристалізації на поверхні лопатки.

Зовнішні поверхні пера, бандажної та замкової полиць з метою підвищення жаростійкості піддаються шлікерному алюмосицилювання з товщиною покриття 0,02-0,04.

Для осьової фіксації лопаток від переміщення проти потоку на ній виконаний зуб, що упирається в обід диска.

Для осьової фіксації лопатки від переміщення по потоку в замковій частині лопатки в районі полиці виконаний паз, який входить розрізне кільце з замком, що утримується від осьового переміщення буртиком диска. При монтажі кільце рахунок наявності вирізу, обтискається і вводиться в пази лопаток, а бурт диска входить в паз кільця.

Закріплення кільця розрізу в робочому стані виконано замком з фіксаторами, відгинаються на замок і проходять через отвори в замку і прорізи в буртику диска.

Диск турбіни - штампований, із наступною механічною обробкою. У периферійній зоні для розміщення лопаток виконані пази типу «Ялинка» та похилі отвори підведення охолоджуючого повітря.

На полотні диска виконані кільцеві буртики, на яких розміщені кришки лабіринтів та напірний диск-лабіринт. Фіксацію цих деталей здійснено штифтами. Для запобігання випаданню штифтів отвори розвальцьовуються.

Напірний диск, що має лопатки, потрібен для підтискання повітря, що надходить на охолодження лопаток турбіни. Для балансування ротора на напірному диску закріплені пластинчастими фіксаторами балансувальні вантажі.

На маточині диска також виконані кільцеві буртики. На лівому буртику встановлені кришки лабіринтів, на правому буртику встановлюється цапфа.

Цапфа призначена для спирання ротора низького тиску на роликовий підшипник і передачі моменту, що крутить, від диска на вал.

Для з'єднання диска з цапфою на ній у периферійній частині виконаний фланцевий вильчастий, по якому здійснюється центрування. Крім того, центрування та передача навантажень йдуть за радіальними штифтами, що утримуються від випадання лабіринтом.

На цапфі ТНД також закріплено кільце лабіринтного ущільнення.

На периферійній циліндричній частині цапфи праворуч розміщено торцеве контактне ущільнення, а ліворуч - втулка радіально-торцевого контактного ущільнення. Втулка відцентрована по циліндричній частині цапфи, в осьовому напрямку зафіксована відгинання гребінця.

У лівій частині цапфи на циліндричній поверхні розміщені втулки підведення олії до підшипника, внутрішнє кільце підшипника та деталі ущільнення. Пакет цих деталей стягнутий корончастою гайкою, законтреною пластинчастим замком. На внутрішній поверхні цапфи виконані шліци, що забезпечують передачу моменту, що крутить, від цапфи на вал. У тілі цапфи виконані отвори підведення олії до підшипників.

У правій частині цапфи на зовнішній проточці гайкою закріплено внутрішнє кільце роликового підшипника опори турбіни. Корончата гайка закінчена пластинчастим замком.

Вал турбіни низького тиску складається з 3-х частин, з'єднаних один з одним радіальними штифтами. Права частина валу своїми шліцами входить у шліци у відповідь цапфи, отримуючи від неї крутний момент.

Осьові сили з цапфи на вал передаються гайкою, навернутою на різьбовий хвостовик валу. Гайка законтрена від відвертання шліцевою втулкою. Торцеві шліци втулки входять у торцеві прорізи вала, а шліци на циліндричній частині втулки входять у поздовжні шліци гайки. В осьовому напрямку шліцева втулка зафіксована регулювальним та розрізним кільцями.

На зовнішній поверхні правої частини валу радіальними штифтами закріплено лабіринт. На внутрішній поверхні валу радіальними штифтами закріплена шліцева втулка приводу насоса відкачування олії від опори турбіни.

У лівій частині валу виконані шліци, що передають крутний момент на ресору і далі на ротор низького тиску компресора. На внутрішній поверхні лівої частини валу нарізане різьблення, в яке повернута гайка, законтрена осьовим штифтом. У гайку повертається болт, що стягує ротор компресора низького тиску та ротор турбіни низького тиску.

На зовнішній поверхні лівої частини валу розміщено радіально-торцеве контактне ущільнення, дистанційна втулка та роликовий підшипник конічної шестерні. Всі ці деталі стягнуті корончастою гайкою.

Складова конструкція валу дозволяє підвищити його твердість за рахунок збільшеного діаметра середньої частини, а також знизити вагу - середня частина валу виконана з титанового сплаву.

Статор турбіни низького тиску

Статор складається з зовнішнього корпусу, блоків лопаток соплового апарату, внутрішнього корпусу.

Зовнішній корпус - зварна конструкція, що складається з конічної оболонки та фланців, якими корпус стикується з корпусом турбіни високого тиску і корпусом опори. Зовні до корпусу приварено екран, що утворює канал підведення охолоджуючого повітря. Усередині виконані буртики, якими центрується сопловий апарат.

У районі правого фланця встановлено буртик, на якому встановлено і радіальними штифтами зафіксовано вставки ТНД із стільниками.

Лопатки соплового апарату з метою збільшення жорсткості одинадцять трилапаткових блоків.

Кожна лопатка - лита, пустотіла, що охолоджується з внутрішніми дефлекторами. Перо, зовнішня та внутрішні полиці утворюють проточну частину. Зовнішні полиці лопатки мають буртики, якими центруються по проточках зовнішнього корпусу.

Осьова фіксація блоків соплових лопаток здійснюється розрізним кільцем. Окружна фіксація лопаток здійснюється виступами корпусу, що входять у прорізи, виконані у зовнішніх полицях.

Зовнішня поверхня полиць та профільної частини лопаток з метою підвищення жаростійкості алюмосицилюється. Товщина захисного шару 002-008 мм.

Для зниження перетікання газу між блоками лопаток у прорізі встановлюються ущільнювальні пластини.

Внутрішні полиці лопаток закінчуються сферичними цапфами, якими центрується внутрішній корпус, що представляє зварну конструкцію.

У ребрах внутрішнього корпусу виконані проточки, які з радіальним зазором входять до гребінців внутрішніх полиць соплових лопаток. Цей радіальний проміжок забезпечує свободу теплового розширення лопаток.

Опора турбіни НД

Опора турбіни складається з корпусу опорита корпуси підшипника.

Корпус опори є зварною конструкцією, що складається з оболонок, з'єднаних стійками. Стійки та оболонки захищені від газового потоку клепаними екранами. На фланцях внутрішньої оболонки опори закріплено конічні діафрагми, що підтримують корпус підшипника. На цих фланцях ліворуч закріплено втулку лабіринтного ущільнення, а праворуч - екран, що захищає опору від газового потоку.

На фланцях корпусу підшипника зліва закріплено втулку контактного ущільнення. Справа гвинтами закріплені кришка масляної порожнини та теплозахисний екран.

У внутрішній розточці корпусу поміщений роликовий підшипник. Між корпусом та зовнішнім кільцем підшипника знаходяться пружне кільце та втулки. У кільці виконані радіальні отвори, через які при коливаннях роторів прокачується олія, на що розсіюється енергія.

Осьова фіксація кілець здійснюється кришкою, притягнутою до опори підшипника гвинтами. У порожнині під теплозахисним екраном розміщений масляний насос, що відкачує, і форсунки масляної з трубопроводами. У корпусі підшипника виконані отвори, що підводять олію до демпфера та форсунками.

Охолодження турбіни

Система охолодження турбіни - повітряна, відкрита, регульована рахунок дискретного зміни витрати повітря, що йде через воздухо-воздушный теплообмінник.

Вхідні кромки лопаток соплового апарату турбіни високого тиску мають конвективно-плівкове охолодження вторинним повітрям. Вторинним повітрям охолоджуються полиці цього соплового апарату.

Задні смужки лопаток СА, диск та робочі лопатки ТНД, корпуси турбін, лопатки СА турбіни вентилятора та її диск з лівого боку охолоджуються повітрям, що проходить через повітряно-повітряний теплообмінник (ВВТ).

Вторинне повітря через отвори в корпусі камери згоряння надходять у теплообмінник, там охолоджуються на - 150-220 К і через клапанний апарат йде на охолодження деталей турбін.

Повітря другого контуру через стійки опори та отвори підводиться до напірного диска, який збільшуючи тиск забезпечує подачу його в робочі лопатки ТНД.

Корпус турбіни зовні охолоджується повітрям другого контуру, а зсередини повітрям з ОВТ.

Охолодження турбіни здійснюється на всіх режимах роботи двигуна. Схема охолодження турбіни представлена ​​рис 1.1.

Силові потоки у турбіні

Інерційні сили з робочих лопатокчерез замки типу "Ялинка" передаються на диск і навантажують його. Неврівноважені інерційні сили облапачених дисків через призонні болти на роторі ТВД і через центрирующие буртики та радіальні штифти на роторі ТВД передаються на вал і цапфи, що спираються на підшипники. З підшипників радіальні навантаження передаються деталі статора.

Осьові складові газових сил, що виникають на робочих лопатках ТВД, за рахунок сил тертя поверхнями контактів у замку та упором «зубом» лопатки в диск передаються на диск. На диску ці сили підсумовуються з осьовими силами, що виникають через перепад тиску на ньому і через призонні болти передаються на вал. Призонні болти від цієї сили працюють на розтягування. Осьова сила ротора турбіни підсумовується з осьової.

Зовнішній контур

Зовнішній контур призначений для перепуску ТНД частини потоку повітря, стиснутого в КНД.

Конструктивно зовнішній контур є два (передній і задній) профільованих корпуси, що є зовнішньою оболонкою виробу і використовуються також для кріплення комунікацій і агрегатів. Корпуси зовнішнього корпусу виготовлені із титанового сплаву. Корпус входить у силову схему виробу, сприймає крутний момент роторів і частково вагу внутрішнього контуру, і навіть зусилля навантажень при еволюціях об'єкта.

Передній корпус зовнішнього контуру має горизонтальний роз'єм для забезпечення доступу до КВД, КС та турбіни.

Профілювання проточної частини зовнішнього контуру забезпечене установкою в передньому корпусі зовнішнього контуру внутрішнього екрану, пов'язаного з ним радіальним стрінгерів, що одночасно є ребрами жорсткості переднього корпусу.

Задній корпус зовнішнього контуру є циліндричною оболонкою, обмеженою переднім і заднім фланцями. На задньому корпусі із зовнішнього боку розташовані стрінгери жорсткості. На корпусах зовнішнього корпусу розташовані фланці:

· Для відбору повітря їх внутрішнього контуру виробу за 4 та 7 щаблями КВД, а також з каналу зовнішнього контуру для потреб об'єкта;

· Для запальних пристроїв КС;

· Для вікон огляду лопаток КВД, вікон огляду КС та вікон огляду турбіни;

· Для комунікацій підведення та відведення олії до опори турбіни, суфлювання повітряної та масляної порожнини задньої опори;

· Відбору повітря в пневмоциліндри реактивного сопла (РС);

· Для кріплення важеля зворотного зв'язку системи управління НА КВС;

· Для комунікацій підведення палива в КС, а також для комунікацій відбору повітря за КВС у паливну систему виробу.

На корпусі зовнішнього контуру також спроектовані боби для кріплення:

· розподільника палива; паливо-олійних теплообмінників маслобака;

· Паливного фільтра;

· Редуктора автоматики КНД;

· Зливного бачка;

· Агрегата запалення, комунікацій систем запуску ФК;

· Шпангоути з вузлами кріплення регулятора сопла та форсажу (РСФ).

У проточній частині зовнішнього контуру встановлено двошарнірні елементи комунікацій системи виробу, що компенсують температурні розширення в осьовому напрямку корпусів зовнішнього та внутрішнього контурів при роботі виробу. Розширення корпусів у радіальному напрямку компенсується перемішуванням двошарнірних елементів, конструктивно виконаних за схемою "поршень-циліндр".

2. Розрахунок на міцність диска робочого колеса турбіни

2.1 Розрахункова схема та вихідні дані

Графічне зображення диска робочого колеса ТВД і розрахункової моделі диска показано на рис.2.1.Геометрические розміри представлені таблиці 2.1. Детальний розрахунок подано у Додатку 1.

Таблиця 2.1

Перетин i

n - число оборотів диска на розрахунковому режимі дорівнює 12430 об/хв. Диск виконаний з матеріалу ЕП742-ІД. Температура радіусу диска непостійна. - лопаткове (контурне) навантаження, що імітує дію на диск відцентрових сил лопаток та їх замкових з'єднань (хвостовиків лопаток та виступів диска) на розрахунковому режимі.

Характеристики матеріалу диска (щільність, модуль пружності, коефіцієнт Пуассона, коефіцієнт лінійного розширення, тривала міцність). При введенні параметрів матеріалів рекомендується користуватися готовими даними з включеного в програму архіву матеріалів.

Розрахунок контурного навантаження провадиться за формулою:

Сума відцентрових сил пір'я лопаток,

Сума відцентрових сил замкових з'єднань (хвостовиків лопаток та виступів дисків),

Площа периферійної циліндричної поверхні диска, через яку передаються на диск відцентрові сили та:

Сили розраховуються за формулами

z- число лопаток,

Площа кореневого перерізу пера лопатки,

Напруга в кореневому перерізі пера лопатки, що створюється відцентровими силами. Розрахунок цієї напруги був зроблений у розділі 2.

Маса кільця, утвореного замковими з'єднаннями лопаток з диском,

Радіус інерції кільця замкових з'єднань,

щ - кутова швидкість обертання диска на розрахунковому режимі, що розраховується через оберти наступним чином: ,

Маса кільця та радіус розраховуються за формулами:

Площа периферійної циліндричної поверхні диска розраховується за такою формулою 4.2.

Підставляючи вихідні дані у формулу для зазначених вище параметрів, отримаємо:

Розрахунок диска на міцність здійснюється за програмою DI.EXE, яка є в комп'ютерному класі 203 кафедри.

Слід мати на увазі, що геометричні розміри диска (радіуси та товщини) вводяться в програму DI.EXE в сантиметрах, а контурне навантаження - (переклад).

2.2 Результати розрахунку

Результати розрахунку представлені у таблиці 2.2.

Таблиця 2.2

У перших стовпцях таблиці 2.2 представлені вихідні дані з геометрії диска та розподілу температури за радіусом диска. У стовпцях 5-9 представлені результати розрахунку: напруги радіальні (рад.) та окружні (окр.), запаси по еквівалентному напрузі (екв. напр.) та руйнівним оборотам (цил. січ.), а також подовження диска під дією відцентрових сил та температурних розширеннях на різних радіусах.

Найменший запас міцності за еквівалентною напругою отримано на підставі диска. Припустиме значення . Умова міцності виконується.

Найменший запас міцності за руйнуючими оборотами отримано так само на підставі диска. Допустиме значення. Умова міцності виконується.

Рис. 2.2 Розподіл напруги (рад. та окр.) по радіусу диска

Рис. 2.3 Розподіл запасу міцності (запаси по еквів. напрузі) по радіусу диска

Рис. 2.4 Розподіл запасу міцності за руйнівними оборотами

Рис. 2.5 Розподіл температури, напруги (рад. та окр.) по радіусу диска

Література

1. Хронін Д.В., Вьюнов С.А. та ін. «Конструкція та проектування авіаційних газотурбінних двигунів». – М, Машинобудування, 1989.

2. «Газотурбінні двигуни», А.А. Іноземців, В.Л. Сандрацький, ВАТ «Авіадвигун», м. Перм, 2006р.

3. Лебедєв С.Г. Курсовий проект з дисципліни «Теорія та розрахунок авіаційних лопаткових машин», – М, МАІ, 2009.

4. Перель Л.Я., Філатов А.А. Підшипники кочення. Довідник – М, Машинобудування, 1992.

5. Програма DISK-MAI, розроблена на кафедрі 203 МАІ, 1993.

6. Іноземців А.А., Ніхамкін М.А., Сандрацький В.Л. «Газотурбінні двигуни. Динаміка та міцність авіаційних двигунів та енергетичних установок». – М, Машинобудування, 2007.

7. ГОСТ 2.105 – 95.

Розміщено на Allbest.ru

...

Подібні документи

Термогазодинамічний розрахунок двигуна, вибір та обґрунтування параметрів. Узгодження параметрів компресора та турбіни. Газодинамічний розрахунок турбіни та профільування лопаток РК першого ступеня турбіни на ЕОМ. Розрахунок замку лопатки турбіни на міцність.

дипломна робота , доданий 12.03.2012


Термозодинамічний розрахунок двигуна. Узгодження роботи компресора та турбіни. Газодинамічний розрахунок осьової турбіни на ЕОМ. Профільування робочих лопаток турбіни високого тиску. Опис конструкції двигуна, розрахунок на міцність диска турбіни.

дипломна робота , доданий 22.01.2012


Термозадинамічний розрахунок двигуна, профільування лопаток робочих коліс першого ступеня турбіни. Газодинамічний розрахунок турбіни ТРДД та розробка її конструкції. Розробка плану обробки конічної шестерні. Аналіз економічності двигуна.

дипломна робота , доданий 22.01.2012


Проектування проточної частини газотурбінного авіаційного двигуна. Розрахунок на міцність робочої лопатки, диска турбіни, вузла кріплення та камери згоряння. Технологічний процес виготовлення фланця, опис та підрахунок режимів обробки для операцій.

дипломна робота , доданий 22.01.2012


Опис конструкції двигуна. Термозодинамічний розрахунок турбореактивного двоконтурного двигуна. Розрахунок на міцність та стійкість диска компресора, корпусів камери згоряння та замка лопатки першого ступеня компресора високого тиску.

курсова робота , доданий 08.03.2011


Розрахунок на тривалу статичну міцність елементів авіаційного турбореактивного двигуна р-95Ш. Розрахунок робочої лопатки та диска першого ступеня компресора низького тиску на міцність. Обгрунтування конструкції виходячи з патентного дослідження.

курсова робота , доданий 07.08.2013


Проектування робочого процесу газотурбінних двигунів та особливості газодинамічного розрахунку вузлів: компресора та турбіни. Елементи термогазодинамічного розрахунку двовального термореактивного двигуна Компресори високого та низького тиску.

контрольна робота , доданий 24.12.2010


Розрахунок на міцність елементів першого ступеня компресора високого тиску турбореактивного двоконтурного двигуна зі змішуванням потоків для бойового винищувача. Розрахунок припусків на обробку для зовнішніх, внутрішніх та торцевих поверхонь обертання.

дипломна робота , доданий 07.06.2012


Узгодження параметрів компресора та турбіни та її газодинамічний розрахунок на ЕОМ. Профілювання лопатки робочого колеса та розрахунок його на міцність. Схема процесу, проведення токарної, фрезерної та свердлильної операцій, аналіз економічності двигуна.

дипломна робота , доданий 08.03.2011


Визначення роботи розширення (теплоперепад, що розташований в турбіні). Розрахунок процесу в сопловому апараті, відносна швидкість при вході до РЛ. Розрахунок на міцність хвостовика, вигин зуба. Опис турбіни приводного ВМД, вибір матеріалу деталей.

«Турбінна» тема настільки ж складна, як і велика. Тому про її повне розкриття говорити, звичайно, не доводиться. Займемося, як завжди, «спільним знайомством» та «окремими цікавими моментами».

У цьому історія турбіни авіаційної дуже коротка проти історією турбіни взагалі. Значить не обійтися без якогось теоретично-історичного екскурсу, зміст якого здебільшого до авіації не відноситься, але є базою для розповіді про використання газової турбіни в авіаційних двигунах.

Про гул і гуркіт…

Почнемо дещо нетрадиційно та згадаємо про « ». Це досить поширене словосполучення, що використовується зазвичай недосвідченими авторами у ЗМІ при описі роботи потужної авіаційної техніки. Сюди ж можна приєднати «гуркіт, свист» та інші гучні визначення для тих самих «літакових турбін».

Досить звичні слова для багатьох. Однак, людям, які розуміють добре відомо, що насправді всі ці «звукові» епітети найчастіше характеризують роботу реактивних двигунів в цілому або його частин, що мають до турбін, як таких, вкрай мале відношення (за винятком, звичайно, взаємовпливу при їхній спільній роботі у загальному циклі ТРД).

Більше того, в турбореактивному двигуні (якраз такі є об'єктом захоплених відгуків), як двигуні прямої реакції, що створює тягу шляхом використання реакції газового струменя, турбіна всього лише його частина і до «гуркотіння реву» має скоріше непряме відношення.

А на тих двигунах, де вона, як вузол, грає, певною мірою, чільну роль (це двигуни непрямої реакції, і вони не даремно звуться газотурбінними), вже немає настільки вражаючого звуку, або він створюється зовсім іншими частинами силової установки літального апарату, наприклад, повітряним гвинтом.

Тобто ні гул, ні гуркіт, як такі, до авіаційної турбінинасправді не належать. Однак, незважаючи на таку звукову неефективність, вона є складним та дуже важливим агрегатом сучасного ТРД (ВМД), що найчастіше визначає його головні експлуатаційні характеристики. Жоден ВМД без турбіни просто за визначенням не може обійтися.

Тому й розмова, звичайно, не про вражаючі звуки та некоректне використання визначень російської мови, а про цікавий агрегат і його ставлення до авіації, хоча це й далеко не єдина сфера його застосування. Як технічний пристрій турбіна з'явилася задовго до виникнення самого поняття «літальний апарат» (або аероплан) і особливо газотурбінного двигуна для нього.

Історія + трохи теорії.

І навіть задовго. З тих пір, коли були винайдені механізми, що перетворюють енергію сил природи на корисну дію. Найбільш простими в цьому плані і тому одними з перших стали так звані ротаційні двигуни.

Саме це визначення, звісно, ​​з'явилося лише у наші дні. Однак, сенс його якраз і визначає простоту двигуна. Природна енергія безпосередньо, без будь-яких проміжних пристроїв перетворюється на механічну потужність обертального руху основного силового елемента такого двигуна – валу.

Турбіна- Типовий представник ротаційного двигуна. Забігаючи наперед, можна сказати, що, наприклад, у поршневому двигуні внутрішнього згоряння (ДВС) основний елемент – це поршень. Він здійснює зворотно-поступальний рух, і для отримання обертання вихідного валу потрібно мати додатковий кривошипно-шатунний механізм, що, природно, ускладнює та ускладнює конструкцію. Турбіна в цьому плані значно вигідніша.

Для ДВС ротаційного типу, як теплового двигуна, яким, до речі, є і турбореактивний двигун, використовується зазвичай назва «роторний».

Турбінне колесо водяного млина

Одними з найвідоміших і найдавніших застосувань турбіни є великі механічні млини, які використовуються людиною з давніх-давен для різних господарських потреб (не тільки для помелу зерна). До них ставляться як водяні, так і вітрянімеханізми.

Протягом тривалого періоду давньої історії (перші згадки приблизно з 2-го століття до н.е.) та історії середньовіччя це були фактично єдині механізми, які використовуються людиною для практичних цілей. Можливість їх застосування при всій примітивності технічних обставин полягала у простоті трансформації енергії робочого тіла, що використовується (води, повітря).

Вітряк - приклад турбінного колеса.

У цих, по суті, справжніх ротаційних двигунах енергія водяного або повітряного потоку перетворюється на потужність на валу і, зрештою, корисну роботу. Відбувається це при взаємодії потоку з робочими поверхнями, якими є лопатки водяного колесаабо крила вітряка. І те, й інше, по суті – прообраз лопаток сучасних лопаткових машин, Якими і є використовуються нині турбіни (і компресори, до речі, теж).

Відомий ще один тип турбіни, вперше документально згаданий (мабуть і винайдений) давньогрецьким вченим, механіком, математиком і натуралістом Героном Олександрійським ( Heron ho Alexandreus,1 -е століття н.е.) у його трактаті «Пневматика». Описаний ним винахід отримав назву еоліпіл , що у перекладі з грецької означає «куля Еола» (бог вітру, Αἴολος – Еол (грец.), pila –кулю (лат.)).

Еоліпіл Герона.

У ньому куля була забезпечена двома протилежно спрямованими трубками-соплами. З сопел виходила пара, що надходила в кулю трубами з розташованого нижче котла і змушувала тим самим кулю обертатися. Дія зрозуміла з наведеного малюнка. Це була так звана звернена турбіна, що обертається у бік, зворотній стороні виходу пари. Турбінитакого типу мають спеціальну назву – реактивні (детальніше – нижче).

Цікаво, що сам Герон навряд чи уявляв, що є робочим тілом у його машині. У ту епоху пари ототожнювали з повітрям, про це свідчить навіть назва, адже Еол наказує вітром, тобто повітрям.

Еоліпіл представляв із себе, загалом, повноцінну теплову машину, що перетворювала енергію палива, що спалюється, в механічну енергію обертання на валу. Можливо, це була одна з перших в історії теплових машин. Правда повноцінність її була все ж таки «не повною», оскільки корисної роботи винахід не робив.

Еоліпіл серед інших відомих на той час механізмів входив до комплекту так званого «театру автоматів», що мав велику популярність у наступні століття, і був фактично просто цікавою іграшкою з незрозумілим майбутнім.

Від моменту його створення і взагалі від тієї епохи, коли люди у своїх перших механізмах використовували тільки сили природи, що «явно проявляють себе» (сила вітру або сила тяжкості падаючої води) до початку впевненого використання теплової енергії палива в новостворених теплових машинах пройшла не одна сотня років.

Першими такими агрегатами стали парові машини. Справжні екземпляри, що діють, були винайдені і побудовані в Англії тільки до кінця 17-го століття і використовувалися для відкачування води з вугільних копалень. Пізніше з'явилися парові машини із поршневим механізмом.

Надалі, з розвитком технічних знань, «на сцену вийшли» поршневі двигуни внутрішнього згоряння різних конструкцій, досконаліші і які мають більш високим ККД механізми. Вони вже використовували як робоче тіло газ (продукти згоряння) і не вимагали для його підігріву громіздких парових котлів.

Турбінияк головні вузли теплових машин, також пройшли у своєму розвитку схожий шлях. І хоча окремі згадки про деякі примірники є в історії, але заслуговують на увагу і до того ж документально зазначені, в тому числі і запатентовані, агрегати з'явилися тільки в другій половині 19-го століття.

Почалося все з пари.

Саме з використанням цього робочого тіла були відпрацьовані практично всі базові принципи влаштування турбіни (надалі і газової), як важливої ​​частини теплової машини.

Реактивна турбіна запатентована Лавалем.

Досить характерними в цьому плані стали розробки талановитого шведського інженера та винахідника Густава де Лаваля(Karl Gustaf Patrik de Laval). Його тодішні дослідження пов'язані з ідеєю розробки нового молочного сепаратора з підвищеними оборотами приводу, що дозволяло значно підвищити продуктивність.

Отримати більшу частоту обертання (обороти) шляхом використання вже традиційного тоді (втім і єдиного) поршневого парового двигуна не уявлялося можливим через велику інерційність найголовнішого елемента - поршня. Розуміючи це, Лаваль вирішив спробувати відмовитись від використання поршня.

Розповідають, що сама ідея виникла у нього під час спостереження за роботою піскоструминних апаратів. У 1883 році він отримав свій перший патент (англійський патент №1622) у цій галузі. Запатентований пристрій носив назву « Турбіна, що працює пором та водою».

Воно являло собою S-подібну трубку, на кінцях якої були виконані сопла, що звужуються. Трубка була насаджена на порожнистий вал, через який до сопла подавався пар. Принципово це нічим не відрізнялося від еоліпіла Герона Олександрійського.

Виготовлений пристрій працював досить надійно з великими для тогочасної техніки оборотами – 42000 об/хв. Швидкість обертання сягала 200 м/с. Але за таких хороших параметрів турбінамала надзвичайно низький ККД. І спроби його збільшення за існуючого рівня техніки ні до чого не привели. Чому так вийшло?

——————-

Трохи теорії ... Трохи докладніше про особливості ....

Згаданий ККД (для сучасних авіаційних турбін це так званий потужнісний або ефективний ККД) характеризує ефективність використання витраченої енергії (наявної) для приведення в рух валу турбіни. Тобто яка частина цієї енергії була витрачена корисно на обертання валу, а яка « вилетіла в трубу».

Саме вилетіла. Для описаного типу турбіни, званого реактивним, цей вираз якраз підходить. Такий пристрій отримує обертальний рух на валу під дією сили реакції струменя газу, що виходить (або в даному випадку пара).

Турбіна, як динамічна розширювальна машина, на відміну об'ємних машин (поршневих) вимагає своєї роботи як стиснення і нагрівання робочого тіла (газу, пари), а й його розгону. Тут розширення (збільшення питомого обсягу) та падіння тиску відбувається внаслідок розгону, зокрема у соплі. У поршневому двигуні це має місце через збільшення об'єму циліндра камери.

У результаті та велика потенційна енергія робочого тіла, яка утворилася в результаті підведення до нього теплової енергії згорілого палива, перетворюється на кінетичну (мінус різні втрати, звичайно). А кінетична (в реактивній турбіні) за допомогою сил реакції – у механічну роботу на валу.

І ось про те, наскільки повно кінетична енергія перетворюється на механічну в цій ситуації і говорить нам ККД. Чим він вищий, тим меншою кінетичною енергією має потік, що виходить із сопла в навколишнє середовище. Ця енергія, що залишилася, називається « втратами з вихідною швидкістю», і вона прямо пропорційна квадрату швидкості потоку, що виходить (усі напевно пам'ятають mС 2 /2).

Принцип роботи реактивної турбіни

Тут йдеться про так звану абсолютну швидкість С. Адже вихідний потік, точніше кажучи кожна його частка, бере участь у складному русі: прямолінійний плюс обертальний. Таким чином, абсолютна швидкість (відносно нерухомої системи координат) дорівнює сумі швидкості обертання турбіни U і відносної швидкості потоку W (швидкість щодо сопла). Сума, звичайно, векторна, показана на малюнку.

Сегнерове колесо.

Мінімальні втрати (і максимальний ККД) відповідають мінімальній швидкості С, в ідеалі вона повинна дорівнювати нулю. А це можливо лише у разі рівності W та U (видно з малюнка). Окружна швидкість (U) у разі називається оптимальною.

Таку рівність нескладно було б забезпечити на гідравлічних турбінах (типу сегнерові колеса), оскільки швидкість закінчення рідини із сопел для них (аналогічна швидкості W) відносно невелика.

Але ця сама швидкість W для газу або пари через велику різницю щільностей рідини і газу значно більша. Так, за відносно невеликого тиску всього 5 атм. гідравлічна турбіна може дати швидкість закінчення всього 31 м/с, а парова - 455 м/с. Тобто виходить, що вже за досить низьких тисків (всього 5 атм.) реактивна турбіна Лаваля повинна була з міркувань забезпечення високого ККД мати окружну швидкість вище 450 м/с.

Для тодішнього рівня розвитку техніки це просто неможливо. Не можна було створити надійну конструкцію з такими параметрами. Зменшувати оптимальну окружну швидкість шляхом зменшення відносної (W) теж сенсу не мало, так як це можна зробити лише зменшуючи температуру і тиск, а значить і загальну ефективність.

Активна турбіна Лаваля.

Подальшому вдосконаленню реактивна турбіна Лаваля не піддавалася. Незважаючи на спроби, справи зайшли в глухий кут. Тоді інженер пішов іншим шляхом. У 1889 році ним була запатентована турбіна іншого типу, яка згодом отримала назву активної. За кордоном (англійською) вона зараз носить назву impulse turbineтобто імпульсна.

Заявлений у патенті пристрій складався з одного або декількох нерухомих сопел, що підводять пар до ковшеподібних лопаток, укріплених на обід рухомого робочого турбінного колеса (або диска).

Активна одноступенева парова турбіна, запатентована Лавалем.

Робочий процес у такій турбіні має такий вигляд. Пара розганяється в соплах зі зростанням кінетичної енергії та падінням тиску і потрапляє на робочі лопатки, на їхню увігнуту частину. Внаслідок дії на лопатки робочого колеса воно починає обертатися. Або ще можна сказати, що обертання виникає через імпульсну дію струменя. Звідси й англійська назва impulseturbine.

При цьому в міжлопаткових каналах, що мають практично постійний поперечний переріз, потік свою швидкість (W) і тиск не змінює, але змінює напрямок, тобто розгортається великі кути (аж до 180°). Тобто маємо при виході із сопла і на вході в міжлопатковий канал: абсолютна швидкість 1 відносна W 1 окружна швидкість U.

На виході відповідно З 2 W 2 і така ж U. При цьому W 1 = W 2 З 2< С 1 – из-за того, что часть кинетической энергии входящего потока превращается в механическую на валу турбины (импульсное воздействие) и абсолютная скорость падает.

Принципово цей процес показаний на спрощеному малюнку. Також для спрощення пояснення процесу тут прийнято, що вектори абсолютних та окружних швидкостей практично паралельні, потік змінює напрямок у робочому колесі на 180 °.

Перебіг пари (газу) у щаблі активної турбіни.

Якщо розглядати швидкості в абсолютних величинах, то видно, що W 1 = С 1 - U, а C 2 = W 2 - U. Таким чином, виходячи зі сказаного, для оптимального режиму, коли ККД набуває максимальних значень, і втрати з вихідної швидкості прагнуть до мінімуму (тобто З 2 =0) маємо З 1 =2U чи U=C 1 /2.

Отримуємо, що для активної турбіни оптимальна окружна швидкістьвдвічі менше швидкості закінчення із сопла, тобто така турбіна в порівнянні з реактивною вдвічі менш навантажена і завдання отримання вищого ККД полегшується.

Тому Лаваль продовжував розвивати саме такий тип турбіни. Однак, незважаючи на зниження необхідної окружної швидкості, вона все ж таки залишалася досить великою, що спричинило за собою настільки ж великі відцентрові та вібраційні навантаження.

Принцип роботи активної турбіни

Наслідком цього стали конструктивні та міцнісні проблеми, а також проблеми усунення дисбалансу, які вирішуються часто з великими труднощами. Крім того, залишалися й інші невирішені та нерозв'язні в тодішніх умовах фактори, що в результаті знизили ККД цієї турбіни.

До них належали, наприклад, недосконалість аеродинаміки лопаток, що викликає збільшені гідравлічні втратиа також пульсаційний вплив окремих струменів пари. Фактично активними лопатками, що сприймають дію цих струменів (або струменя) одномоментно могли бути лише кілька або навіть одна лопатка. Інші у своїй рухалися вхолосту, створюючи додатковий опір (у паровий атмосфері).

У такої турбінине було можливостей до збільшення потужності за рахунок зростання температури та тиску пари, так як це призвело б до зростання окружної швидкості, що було абсолютно неприйнятно через ті ж конструктивні проблеми.

Крім того, зростання потужності (зі зростанням окружної швидкості) було недоцільним ще й з іншої причини. Споживачами енергії турбіни були малооборотисті проти неї пристрої (планувалися до цього електрогенератори). Тому Лавал довелося розробляти спеціальні редуктори для кінематичного з'єднання валу турбіни з валом споживача.

Співвідношення мас та розмірів активної турбіни Лаваля та редуктора до неї.

Через велику різницю в оборотах цих валів редуктори були вкрай громіздкі і за розмірами і масою часто значно перевершували саму турбіну. Збільшення її потужності спричинило б за собою ще більше зростання розмірів таких пристроїв.

В підсумку активна турбіна Лаваляявляла собою відносно малопотужний агрегат (працюючі екземпляри до 350 к.с.), до того ж дорогий (через великий комплекс удосконалень), а в комплекті з редуктором ще й досить громіздкий. Усе це робило його неконкурентним і виключало масове застосування.

Цікавим є факт того, що конструктивний принцип активної турбіни Лаваля насправді був винайдений не ним. Ще за 250 років до появи його досліджень у Римі в 1629 році була опублікована книга італійського інженера та архітектора Джованні Бранка (Giovanni Branca) під назвою "Le Machine" ("Машини").

У ній серед інших механізмів було вміщено опис «парового колеса», що містив усі основні вузли, побудовані Лавалем: паровий котел, трубка для подачі пари (сопло), робоче колесо активної турбіни і навіть редуктор. Таким чином задовго до Лаваля всі ці елементи вже були відомі, і його заслуга полягала в тому, що він змусив їх разом реально працювати і займався вкрай складними питаннями вдосконалення механізму в цілому.

Парова активна турбіна Джованні Бранка.

Цікаво, що однією з найбільш відомих особливостей його турбіни стала конструкція сопла (вона окремо згадувалася в тому ж патенті), що подає пари на робочі лопатки. Тут сопло зі звичайного, що звужується, як було в реактивній турбіні, стало звужувально-розширюваним. Згодом такого типу сопла стали називатися соплами Лаваля. Вони дозволяють розігнати потік газу (пара) до надзвуку з досить малими втратами. Про них .

Таким чином, головною проблемою, з якою боровся Лаваль, розробляючи свої турбіни і з якою так і не зміг упоратися, була велика окружна швидкість. Проте досить дієве вирішення цієї проблеми було вже запропоновано і навіть, хоч як це дивно, самим Лавалем.

Багатоступінчастість.

У тому року (1889 р.), коли було запатентовано вищеописана активна турбіна, інженером розробили активна турбіна з двома паралельними рядами робочих лопаток, укріплених одному робочому колесі (диску). Це була так звана двоступінчаста турбіна.

На робочі лопатки так само, як і в одноступінчастій, через сопло подавалась пара. Між двома рядами робочих лопаток було встановлено ряд лопаток нерухомих, які перенаправляли потік, що виходить із лопаток першого ступеня на робочі лопатки другого.

Якщо використовувати запропонований вище спрощений принцип визначення окружної швидкості для одноступінчастої реактивної турбіни (Лаваля), то з'ясується, що для двоступінчастої турбіни швидкість обертання менша за швидкість закінчення із сопла вже не в два, а в чотири рази.

Принцип колеса Кертіса та зміна параметрів у ньому.

Це і є те дієве вирішення проблеми низької оптимальної окружної швидкості, яке запропонував, але не використовував Лаваль і яке активно застосовується в сучасних турбінах, як парових, так і газових. Багатоступінчастість.

Вона означає, що велика енергія, що припадає на всю турбіну може бути певним чином поділена на частини за кількістю ступенів, і кожна така частина спрацьовується в окремому ступені. Чим менша ця енергія, тим менша швидкість робочого тіла (пара, газу) вступника на робочі лопатки і, отже, менша оптимальна окружна швидкість.

Тобто, змінюючи кількість щаблів турбіни, можна змінювати частоту обертання її валу і, відповідно, міняти навантаження на нього. Крім того, багатоступінчастість дозволяє спрацьовувати на турбіні великі перепади енергії, тобто збільшувати її потужність, і при цьому зберігати високі показники ККД.

Лаваль свою двоступінчасту турбіну не запатентував, хоча досвідчений екземпляр і був виготовлений, тому вона носить ім'я американського інженера Ч.Кертіса (колесо (або диск Кертіса)), який у 1896 році отримав патент на аналогічний пристрій.

Проте, вже набагато раніше, у 1884 році, англійський інженер Чарлз Парсонс (Charles Algernon Parsons) розробив та запатентував першу справжню багатоступінчасту парову турбіну. Висловлювань різних вчених та інженерів з приводу корисності поділу наявної енергії по сходах було багато і до нього, але він перший втілив ідею в «залізо».

Багатоступінчаста активно-реактивна турбіна Парсонса (розібрана).

При цьому його турбінамала особливість, що наближала її до сучасних пристроїв. У ній пар розширювався і розганявся у соплах, утворених нерухомими лопатками, а й у каналах, утворених спеціально спрофільованими робочими лопатками.

Такого типу турбіну прийнято називати реактивною, хоча назва ця досить умовна. Насправді вона займає проміжне положення між суто реактивною турбіною Герона-Лаваля і суто активною Лаваля-Бранка. Робочі лопатки завдяки своїй конструкції поєднують активний та реактивний принципи у загальному процесі. Тому таку турбіну правильніше було б називати. активно-реактивноїщо часто і робиться.

Схема багатоступінчастої турбіни Парсонса.

Парсонс працював над різними типами багатоступеневих турбін. Серед його конструкцій були не тільки вищеописані осьові (робоче тіло переміщається вздовж осі обертання), а й радіальні (пар переміщається в радіальному напрямку). Досить добре відома його триступенева чисто активна турбіна «Герон», в якій застосовані так звані колеса Герона (суть та сама, що й у еоліпіла).

Реактивна турбіна "Герон".

Надалі з початку 1900-х років парове турбобудування швидко набирало темпи і Парсонс був у його авангарді. Його багатоступінчастими турбінами оснащувалися морські судна, спочатку досвідчені (судно «Турбінія», 1896 рік, водотоннажність 44 т, швидкість 60км/ч – небачена на той час), потім військові (приклад – броненосець «Дредноут», 18000 т, швидкість 40 км/ год, потужність турбоустановки 24700 к.с.) та пасажирські (приклад – однотипні «Мавританія» та «Лузітанія», 40000 т, швидкість 48 км/год, потужність турбоустановки 70000 к.с.). Одночасно з цим почалося і стаціонарне турбобудування, наприклад, шляхом встановлення турбін як приводів на електростанціях («Компанія Едісона» в Чикаго).

Про газові турбіни…

Однак, повернемося до нашої основної теми - авіаційної і відзначимо одну досить очевидну річ: такий успіх, що явно позначився, в експлуатації парових турбін міг мати для авіації, що швидко прогресує своєму розвитку саме в той же час, тільки конструктивно-принципове значення.

Застосування парової турбіни як силова установка на літальних апаратах зі зрозумілих причин було вкрай сумнівним. Авіаційною турбіноюмогла стати тільки принципово аналогічна, але набагато вигідніша газова турбіна. Однак, не все було так просто.

За словами Льва Гумілевського, автора популярної в 60-х книжки «Творці двигунів», одного разу, в 1902 році, в період початку бурхливого розвитку парового турбобудування, Чарлзу Парсонсу, фактично одному з головних тодішніх ідеологів цієї справи, було задано взагалі-то , жартівливе питання: « Чи можна "парсонізувати" газову машину?»(малася на увазі турбіна).

Відповідь була висловлена ​​в абсолютно рішучій формі: « Я вважаю, що газову турбіну ніколи створити не вдасться. Про це не може бути двох думок.» Пророком інженеру стати не вдалося, але підстави так говорити в нього, безперечно, були.

Використання газової турбіни, особливо якщо мати на увазі застосування її в авіації замість парової, звичайно було спокусливим, тому що позитивні сторони її очевидні. При всіх своїх потужних можливостях вона для роботи не потребує величезних, громіздких пристроїв створення пари - котлів і також не менших великих пристроїв і систем його охолодження -конденсаторах, градирнях, ставках охолодження і т.п.

Нагрівачем для газотурбінного двигуна служить невелика, компактна, розташована всередині двигуна і паливо, що спалює прямо в потоці повітря. А холодильника в нього просто нема. Або вірніше сказати, що він є, але існує віртуально, тому що відпрацьований газ відводиться в атмосферу, яка і є холодильником. Тобто є все необхідне для теплової машини, але при цьому компактно і просто.

Щоправда, паротурбінна установка теж може обійтися без «реального холодильника» (без конденсатора) і випускати пари прямо в атмосферу, але тоді про економічність можна забути. Приклад тому паровоз – реальний ККД близько 6%, 90% енергії у нього вилітає у трубу.

Але за таких відчутних плюсів є й суттєві недоліки, які, загалом, і стали ґрунтом для категоричної відповіді Парсонса.

Стиснення робочого тіла для подальшого здійснення робочого циклу, в т.ч. і в турбіні.

У робочому циклі паротурбінної установки (цикл Ренкіна) робота стиснення води невелика і вимоги до насосу, що здійснює цю функцію, і його економічності тому також невеликі. У циклі ж ВМД, де стискається повітря, ця робота навпаки дуже велика, і на неї витрачається більша частина турбіни, що розташовується.

Це зменшує частку корисної роботи, на яку може бути призначена турбіна. Тому вимоги до агрегату стиснення повітря у плані його ефективності та економічності дуже високі. Компресори в сучасних авіаційних ВМД (в основному осьові) так само, як і в стаціонарних агрегатах поряд з турбінами являють собою складні та дорогі пристрої. Про них .

Температура…

Це головне лихо для газової турбіни, зокрема авіаційної. Справа в тому, що якщо в паротурбінній установці температура робочого тіла після процесу розширення близька до температури охолоджувальної води, то в газовій турбіні вона досягає величини кількох сотень градусів.

Це означає, що в атмосферу (як у холодильник) викидається велика кількість енергії, що, звісно, ​​негативно позначається на ефективності всього робочого циклу, що характеризується термічним ККД: η т = Q 1 – Q 2 / Q 1 . Тут Q 2 - та сама енергія, що відводиться в атмосферу. Q 1 – енергія, що підводиться в процес від нагрівача (в камері згоряння).

Для того, щоб цей ККД підвищити, потрібно збільшити Q1, що рівнозначно збільшенню температури перед турбіною (тобто в камері згоряння). Але в тому й річ, що підняти цю температуру можна далеко не завжди. Максимальна величина її лімітується самою турбіною і головною умовою стає міцність. Турбіна працює у дуже важких умовах, коли висока температура поєднується з великими відцентровими навантаженнями.

Саме цей фактор завжди обмежував потужнісні та тягові можливості газотурбінних двигунів (багато в чому залежать від температури) і часто ставав причиною ускладнення та подорожчання турбін. Така ситуація збереглася і в наш час.

А за часів Парсонса ні металургійна промисловість, ні аеродинамічна наука поки що не могли забезпечити вирішення проблем створення ефективного та економічного компресора та високотемпературної турбіни. Не було як відповідної теорії, так і необхідних жаростійких і жаростійких матеріалів.

І все-таки спроби були…

Тим не менш, як зазвичай це буває, знайшлися люди, які не бояться (або, можливо, не розуміють:-)) можливих труднощів. Спроби створення газової турбіни не припинялися.

Причому цікаво, що і сам Парсонс на зорі своєї «турбінної» діяльності у своєму першому патенті на багатоступінчасту турбіну відзначив можливість її роботи, окрім пари, також і на продуктах згоряння палива. Там же розглядався можливий варіант газотурбінного двигуна, що працює на рідкому паливі з компресором, камерою згоряння та турбіною.

Димовий крутив.

Приклади використання газових турбін без підведення під це будь-якої теорії відомі давно. Мабуть, ще Герон у «театрі автоматів» використав принцип повітряної реактивної турбіни. Досить широко відомі так звані димові вертелі.

А у вже згаданій книзі італійця (інженер, архітектор, Giovanni Branca, Le Machine) Джованні Бранка є малюнок « Вогняного колеса». У ньому турбінне колесо обертається продуктами згоряння від багаття (або осередку). Цікаво, що сам Бранка більшу частину своїх машин не будував, а лише висловлював ідеї їх створення.

"Вогняне колесо" Джованні Бранка.

У всіх цих «димових та вогняних колесах» не було стадії стиснення повітря (газу), і компресор як такий був відсутній. Перетворення потенційної енергії, тобто підведеної теплової енергії згоряння палива, на кінетичну (розгін) для обертання газової турбіни відбувався тільки за рахунок дії сили тяжіння, коли теплі маси піднімалися вгору. Тобто використовувалося явище конвекції.

Звичайно, такі агрегати для реальних машин, наприклад, для приводу транспортних засобів використані бути не могли. Однак у 1791 році англієць Джон Барбер (John Barber) запатентував «машину для безкіньових перевезень», одним із найважливіших вузлів якої стала газова турбіна. Це був перший в історії офіційно зареєстрований патент на газову турбіну.

Двигун Джона Барбера із газовою турбіною.

Машина використовувала газ, що отримується з деревини, вугілля або нафти, що нагріваються у спеціальних газогенераторах (ретортах), який після охолодження надходив до поршневого компресора, де стискався разом з повітрям. Далі суміш подавалася в камеру згоряння, і після вже продукти згоряння обертали турбіну. Для охолодження камер згоряння використовувалася вода, і пара, що виходила в результаті, також прямував на турбіну.

Рівень розвитку тогочасних технологій не дозволив втілити ідею у життя. Діюча модель машини Барбера з газовою турбіною була побудована лише у 1972 році фірмою Kraftwerk-Union AG для Ганноверської промислової виставки.

Протягом усього 19 століття розвиток концепції газової турбіни з вищеописаних причин просувалося вкрай повільно. Зразків, які заслуговують на увагу було мало. Компресор і висока температура залишалися непереборним каменем спотикання. Були спроби використання вентилятора для стиснення повітря, а також застосування води та повітря для охолодження елементів конструкції.

Двигун Ф.Штольце. 1 - осьовий компресор; 2 - осьова турбіна; 3 - теплообмінник.

Відомий приклад газотурбінного двигуна німецького інженера Франца Штольце, запатентований у 1872 році та дуже схожого за схемою на сучасні ВМД. У ньому багатоступінчастий осьовий компресор та багатоступінчаста осьова турбіна розташовувалися на одному валу.

Повітря після проходження регенеративного теплообмінника ділилося на дві частини. Одна надходила до камери згоряння, друга підмішувалася до продуктів згоряння перед надходженням їх у турбіну, знижуючи їхню температуру. Це так званий вторинне повітря, та її використання – прийом, широко застосовуваний у сучасний ВМД.

Двигун Штольце випробовувався в 1900-1904 роках, проте виявився вкрай неефективним через низьку якість компресора і невисоку температуру перед турбіною.

Більшу частину першої половини 20 століття газова турбіна так і не змогла активно конкурувати з паровою або стати частиною ВМД, який зміг би гідно замінити поршневий ДВС. Застосування її на двигунах було переважно допоміжним. Наприклад, як агрегатів наддувуу поршневих двигунах, у тому числі й авіаційних.

Але з початку 40-х становище почало швидко змінюватися. Нарешті, були створені нові жароміцні сплави, що дозволили радикально підняти температуру газу перед турбіною (до 800?С і вище), з'явилися досить економічні з високим ККД.

Це не тільки дозволило будувати ефективні газотурбінні двигуни, але і завдяки поєднанню їх потужності з відносною легкістю і компактністю застосовувати їх на літальних апаратах. Почалася епоха реактивної авіації та авіаційних газотурбінних двигунів.

Турбіни в авіаційних ВМД.

Отже… Основна сфера застосування турбін в авіації – це ВМД. Турбіна тут робить важку роботу — обертає компресор. При цьому в ВМД, як і у будь-якому тепловому двигуні, робота розширення більша за роботу стиснення.

А турбіна якраз і є розширювальна машина, і на компресор вона витрачає тільки частину енергії газового потоку. Частина, що залишилася (іноді її називають вільною енергією) може бути використана в корисних цілях в залежності від типу та конструкції двигуна.

Схема ТвАД Мakila 1a1 із вільною турбіною.

Турбо двигун AMAKILA 1A1.

Для двигунів непрямої реакції, таких, як (вертолітний ВМД), вона витрачається на обертання повітряного гвинта. У цьому випадку турбіна найчастіше розділена на дві частини. Перша – це турбіна компресора. Друга, що приводить гвинт, це так звана вільна турбіна. Вона обертається самостійно і з турбіною компресора пов'язана лише газодинамічно.

У двигунах прямої реакції (реактивні двигуни чи ВРД) турбіна використовується лише приводу компресора. вільна енергія, Що Залишилася, яка в ТвАД обертає вільну турбіну, спрацьовується в соплі, перетворюючись на кінетичну енергію для отримання реактивної тяги.

Посередині між цими крайнощами розташовуються. У них частина вільної енергії витрачається для приводу повітряного гвинта і деяка частина формує реактивну тягу у вихідному пристрої (соплі). Правда, частка її в загальній тязі двигуна невелика.

Схема одновального ТВД DART RDA6. Турбін на загальному валу двигуна.

Турбогвинтовий одновальний двигун Rolls-Royce DART RDa6.

За конструкцією ТВД можуть бути одновальними, в яких вільна турбіна не виділена конструктивно і, будучи одним агрегатом, наводить відразу компресор і повітряний гвинт. Приклад ТВД Rolls-Royce DART RDa6, а також наш відомий ТВД АІ-20.

Можуть бути також ТВД з окремою вільною турбіною, що приводить гвинт і механічно не пов'язаною з рештою вузлів двигуна (газодинамічний зв'язок). Приклад - двигун PW127 різних модифікацій (літаки), або ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A.

Схема ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A з вільною турбіною.

Двигун Pratt & Whitney Canada PT6A.

Схема ТВД PW127 із вільною турбіною.

Звичайно ж, у всіх типах ВМД до корисного навантаження відносяться і агрегати, що забезпечують роботу двигуна та літакових систем. Це зазвичай насоси, паливні та гідро-, електрогенератори тощо. Всі ці пристрої наводяться найчастіше від валу турбокомпресора.

Про типи турбін.

Типів насправді є чимало. Тільки для прикладу деякі назви: осьові, радіальні, діагональні, радіально-осьові, поворотно-лопатеві та ін. В авіації використовуються лише перші дві, причому радіальна – досить рідко. Обидві ці турбіни отримали назви відповідно до характеру руху газового потоку в них.

Радіальна.

У радіальній він тече радіусом. Причому в радіальній авіаційної турбінивикористовується доцентровий напрямок потоку, що забезпечує вищий ККД (у неавіаційній практиці є і відцентровий).

Ступінь радіальної турбіни складається з робочого колеса та нерухомих лопаток, що формують потік на вході до нього. Лопатки спрофільовані так, щоб міжлопаткові канали мали конфігурацію, що звужується, тобто являли собою сопла. Всі ці лопатки разом з елементами корпусу, на яких вони змонтовані, називаються сопловим апаратом.

Схема радіальної доцентрової турбіни (з поясненнями).

Робоче колесо є крильчаткою зі спеціально спрофільованими лопатками. Розкручування робочого колеса відбувається при проходженні газу в каналах, що звужуються, між лопатками і дії на лопатки.

Робоче колесо радіальної доцентрової турбіни.

Радіальні турбінидосить прості, їх робочі колеса мають невелику кількість лопаток. Можливі окружні швидкості радіальної турбіни при однакових напругах у робочому колесі, більші, ніж у осьової, тому на ній можуть спрацьовуватися більші кількості енергії (теплоперепади).

Однак, ці турбіни мають мале прохідний переріз і не забезпечують достатню витрату газу при однакових розмірах порівняно з осьовими турбінами. Іншими словами, вони мають надто великі відносні діаметральні розміри, що ускладнює їх компонування в єдиному двигуні.

Крім того утруднено створення багатоступінчастих радіальних турбін через великі гідравлічні втрати, що обмежує ступінь розширення газу в них. Також утруднено здійснення охолодження таких турбін, що знижує величину можливих максимальних температур газу.

Тому застосування радіальних турбін в авіації обмежене. Вони, в основному, використовуються в малопотужних агрегатах з невеликою витратою газу, найчастіше у допоміжних механізмах і системах або двигунах авіамоделей і невеликих безпілотних літаків.

Перший реактивний літак Heinkel He 178

ТРД Heinkel HeS3 із радіальною турбіною.

Один з небагатьох прикладів використання радіальної турбіни як вузла маршового авіаційного ВРД - двигун першого справжнього реактивного літака Heinkel He 178 турбореактивний Heinkel HeS 3 . На фото добре проглядаються елементи щаблі такої турбіни. Параметри цього двигуна цілком відповідали можливості її використання.

Осьова авіаційна турбіна.

Це єдиний тип турбіни, що застосовується зараз у маршевих авіаційних ВМД. Головним джерелом механічної роботи на валу, що отримується від такої турбіни в двигуні є робочі колеса або точніше робочі лопатки (РЛ), встановлені на цих колесах і взаємодіють з енергетично зарядженим газовим потоком (стислим і нагрітим).

Вінці нерухомих лопаток, встановлених перед робітниками, організують правильний напрямок потоку та беруть участь у перетворенні потенційної енергії газу на кінетичну, тобто розганяють його в процесі розширення з падінням тиску.

Ці лопатки у комплекті з елементами корпусу, на яких вони змонтовані, називаються сопловим апаратом(СА). Сопловий апарат у комплекті з робочими лопатками складає ступінь турбіни.

Суть процесу… Узагальнення сказаного…

У процесі вищезгаданої взаємодії з робочими лопатками відбувається перетворення кінетичної енергії потоку в механічну, що обертає вал двигуна. Таке перетворення в осьовій турбіні може відбуватися двома способами:

Приклад активної одноступеневої турбіни. Показано зміну параметрів тракту.

1. Без зміни тиску, а значить і величини відносної швидкості потоку (відчутно змінюється лише її напрямок – поворот потоку) у ступені турбіни; 2. З падінням тиску, зростанням відносної швидкості потоку та деякою зміною її напрямку в щаблі.

Турбіни, що працюють за першим способом називаються активними. Газовий потік активно (імпульсно) впливає на лопатки через зміну свого напрямку при їх обтіканні. При другому способі – реактивні турбіни. Тут, крім імпульсного впливу, потік впливає на робочі лопатки ще й опосередковано (спрощено кажучи), за допомогою реактивної сили, що збільшує потужність турбіни. Додаткова реактивна дія досягається за рахунок спеціального профілювання робочих лопаток.

Про поняття активності та реактивності загалом, для всіх турбін (не лише авіаційних) згадувалося вище. Однак у сучасних авіаційних ВМД використовуються тільки осьові реактивні турбіни.

Зміна параметрів у щаблі осьової газової турбіни.

Так як силова дія на РЛ подвійна, то такі осьові турбіни ще називають активно-реактивними, Що мабуть правильніше. Такого типу турбіна вигідніші в аеродинамічному плані.

Нерухомі лопатки соплового апарату, що входять до складу ступеня такої турбіни, мають велику кривизну, завдяки чому поперечний переріз міжлопаткового каналу зменшується від входу до виходу, тобто переріз f 1 менше перерізу f 0 . Виходить профіль реактивного сопла, що звужується.

Наступні за ними робочі лопатки мають велику кривизну. Крім того по відношенню до потоку, що набігає (вектор W 1) вони розташовані так, щоб уникнути його зриву і забезпечити правильне обтікання лопатки. На певних радіусах РЛ також утворюють звужуються міжлопаткові канали.

Робота ступеня авіаційної турбіни.

Газ підходить до соплового апарату з напрямком руху, близьким до осьового та швидкістю 0 (дозвукова). Тиск у потоці Р 0 температура Т 0 . Проходячи міжлопатковий канал потік розганяється до швидкості 1 з поворотом до кута α 1 = 20-30°. При цьому тиск і температура падають до величин Р1 та Т1 відповідно. Частина потенційної енергії потоку перетворюється на кінетичну.

Картина руху газового потоку в щаблі осьової турбіни.

Так як робочі лопатки переміщуються з окружною швидкістю U, то міжлопатковий канал РЛ потік входить вже з відносною швидкістю W 1 яка визначається різницею З 1 і U (векторно). Проходячи каналом, потік взаємодіє з лопатками, створюючи ними аеродинамічні сили Р, окружна складова якої Р u і змушує турбіну обертатися.

Через звуження каналу між лопатками потік розганяється до швидкості W 2 (реактивний принцип), при цьому відбувається її поворот (активний принцип). Абсолютна швидкість потоку 1 зменшується до 2 - кінетична енергія потоку перетворюється на механічну на валу турбіни. Тиск і температура падають до величин Р2 і Т2 відповідно.

Абсолютна швидкість потоку при проходженні ступеня дещо збільшується від 0 до осьової проекції швидкості 2 . У сучасних турбінах ця проекція має величину 200 - 360 м/с для щаблі.

Ступінь профільується так, щоб кут 2 був близький до 90°. Відмінність зазвичай становить 5-10 °. Це робиться для того, щоб величина 2 була мінімальною. Особливо це важливо для останнього ступеня турбіни (на першому або середньому ступені допускається відхилення від прямого кута до 25°). Причина цього – втрати з вихідною швидкістю, які якраз і залежать від величини швидкості 2 .

Це ті самі втрати, які свого часу так і не дали Лавалю можливості підняти ККД своєї першої турбіни. Якщо двигун реактивний, то енергія, що залишилася, може бути спрацьована в соплі. А ось, наприклад, для вертолітного двигуна, який не використовує реактивну тягу, важливо, щоб швидкість потоку за останнім щаблем турбіни була якнайменша.

Таким чином у щаблі активно-реактивної турбіни розширення газу (зниження тиску і температури), перетворення та спрацьовування енергії (теплоперепаду) відбувається не тільки в СА, а й у робочому колесі. Розподіл цих функцій між РК та СА характеризує параметр теорії двигунів, званий ступенем реактивності ρ.

Він дорівнює відношенню теплоперепаду в робочому колесі до теплоперепаду в усьому ступені. Якщо ρ = 0, то ступінь (чи вся турбіна) активна. Якщо ж ρ > 0, то ступінь реактивний або точніше для нашого випадку активно-реактивний. Так як профільування робочих лопаток змінюється по радіусу, то цей параметр (як і деякі інші) обчислюється по середньому радіусу (перетин В-В на малюнку зміни параметрів в ступені).

Конфігурація пера робочої лопатки активно-реактивної турбіни.

Зміна тиску за довжиною пера РЛ активно-реактивної турбіни.

Для сучасних ВМД ступінь реактивності турбін перебуває у межах 0,3-0,4. Це означає, що лише 30-40% загального теплоперепаду щаблі (або турбіни) спрацьовується у робочому колесі. 60-70% спрацьовується у сопловому апараті.

Дещо про втрати.

Як уже було сказано, будь-яка турбіна (або її ступінь) перетворює підведену до неї енергію потоку на механічну роботу. Однак, в реальному агрегаті цей процес може мати різну ефективність. Частина енергії, що розташовується, обов'язково витрачається «марно», тобто перетворюється на втрати, які треба враховувати і вживати заходів до їх мінімізації для підвищення ефективності роботи турбіни, тобто збільшення її ККД.

Втрати складаються з гідравлічних та втрат із вихідною швидкістю. Гідравлічні втрати включають профільні і кінцеві. Профільні - це, по суті, втрати на тертя, оскільки газ, володіючи певною в'язкістю, взаємодіє з поверхнями турбіни.

Зазвичай такі втрати у робочому колесі становлять близько 2-3%, а сопловому апараті — 3-4%. Заходи зменшення втрат полягають у «облагорожуванні» проточної частини розрахунковим і експериментальним шляхом, і навіть коректного розрахунку трикутників швидкостей для потоку у щаблі турбіни, точніше кажучи вибору найвигіднішої окружної швидкості U при заданої швидкості З 1 . Ці дії зазвичай характеризуються параметром U/C1. Окружна швидкість середньому радіусі в ТРД дорівнює 270 – 370 м/с.

Гідравлічна досконалість проточної частини ступеня турбіни враховує такий параметр, як адіабатичний ККД. Іноді його ще називають лопатковим, тому що він враховує втрати на тертя в лопатках щаблі (СА та РЛ). Є ще один ККД для турбіни, що характеризує її саме як агрегат для отримання потужності, тобто ступінь використання енергії для створення роботи на валу.

Це так званий потужнісний (або ефективний) ККД. Він дорівнює відношенню роботи на валу до теплоперепаду, що розташовується. Цей ККД враховує втрати з вихідною швидкістю. Вони зазвичай становлять для ТРД близько 10-12% (у сучасних ТРД 0 = 100 -180 м/с, 1 = 500-600 м/с, 2 = 200-360 м/с).

Для турбін сучасних ВМД величина адіабатичного ККД становить близько 0,9 - 0,92 для турбін, що не охолоджуються. Якщо турбіна охолоджується, то цей ККД може бути нижчим на 3-4%. Потужний ККД дорівнює зазвичай 0,78 - 0,83. Він менший за адіабатичний на величину втрат з вихідною швидкістю.

Щодо кінцевих втрат, то це так звані « втрати на перетікання». Проточну частину неможливо абсолютно ізолювати від інших частин двигуна через присутність вузлів, що обертаються, в комплексі з нерухомими (корпуса + ротор). Тому газ із областей із підвищеним тиском прагне перетекти в області зі зниженим тиском. Зокрема, наприклад, з області перед робочою лопаткою в область за нею через зазор радіальний між пером лопатки і корпусом турбіни.

Такий газ не бере участі в процесі перетворення енергії потоку на механічну, тому що не взаємодіє з лопатками в цьому плані, тобто виникають кінцеві втрати (або втрати у радіальному зазорі). Вони становлять близько 2-3% і негативно впливають як на адіабатичний, так і на потужний ККД, зменшують економічність ВМД, причому досить відчутно.

Відомо, наприклад, збільшення радіального зазору з 1 мм до 5 мм в турбіні діаметром 1 м, може призвести до збільшення питомої витрати палива в двигуні більш, ніж на 10%.

Зрозуміло, що зовсім позбутися радіального проміжку неможливо, але його намагаються мінімізувати. Це досить важко, тому що авіаційна турбіна- Агрегат сильно навантажений. Точний облік всіх чинників, які впливають величину зазору досить важкий.

Режими роботи двигуна часто змінюються, а значить змінюється величина деформацій робочих лопаток, дисків, на яких вони закріплені, корпусів турбіни внаслідок зміни величин температури, тиску та відцентрових сил.

Лабіринтне ущільнення.

Тут необхідно враховувати величину залишкової деформації при тривалої експлуатації двигуна. Плюс до цього еволюції, що їх виконує літак, впливають на деформацію ротора, що теж змінює величину зазорів.

Зазвичай зазор оцінюється після зупинки прогрітого двигуна. У цьому випадку тонкий зовнішній корпус остигає швидше за масивні диски і вал і, зменшуючись в діаметрі, зачіпає за лопатки. Іноді величина радіального зазору просто вибирається в межах 1,5-3% від довжини пера лопатки.

Принцип стільникового ущільнення.

Для того, щоб уникнути пошкодження лопаток, у разі торкання їх корпусу турбіни, в ньому часто розміщують спеціальні вставки з матеріалу більш м'якого, ніж матеріал лопаток (наприклад, металокераміка). Крім того, використовуються безконтактні ущільнення. Зазвичай це лабіринтні або стільникові лабіринтні ущільнення.

В цьому випадку робочі лопатки бандажуються на кінцях пера і на бандажних полицях вже розміщуються ущільнення або клини (для сот). У стільникових ущільненнях через тонкі стінки стільників площа контакту дуже мала (в 10 разів менше звичайного лабіринту), тому збірка вузла ведеться без зазору. Після підробітку величина зазору забезпечується близько 0,2 мм.

Застосування стільникового ущільнення. Порівняння втрат при використанні стільників (1) і гладкого кільця (2).

Аналогічні способи ущільнень зазорів використовуються для зменшення витоку газу з проточної частини (наприклад, міждисковий простір).

САУРЗ…

Це так звані пасивні методикерування радіальним зазором. Крім цього на багатьох ВМД, розроблених (і розроблюваних) з кінця 80-х років, встановлюються так звані « системи активного регулювання радіальних зазорів»(САУРЗ – активний метод). Це автоматичні системи, і суть їхньої роботи полягає в управлінні тепловою інерційністю корпусу (статора) авіаційної турбіни.

Ротор і статор (зовнішній корпус) турбіни відрізняються один від одного за матеріалом та «масивністю». Тому на перехідних режимах вони розширюються по-різному. Наприклад, при переході двигуна зі зниженого режиму роботи на підвищений, високотемпературний, тонкостінний корпус швидше (ніж масивний ротор з дисками) прогрівається і розширюється, збільшуючи радіальний зазор між собою і лопатками. Плюс до цього зміни тиску в тракті та еволюції літака.

Щоб цього уникнути, автоматична система (зазвичай головний регулятор типу FADEC) організує подачу повітря, що охолоджує, на корпус турбіни в необхідних кількостях. Нагрів корпусу, таким чином, стабілізується в необхідних межах, а отже, змінюється величина його лінійного розширення і, відповідно, величина радіальних зазорів.

Все це дозволяє заощаджувати паливо, що є дуже важливим для сучасної цивільної авіації. Найбільш ефективно системи САУРЗ застосовуються в турбінах низького тиску на ТВРД типу GE90, Trent 900 та деяких інших.

Значно рідше, проте досить ефективно для синхронізації темпів прогріву ротора та статора застосовується примусове обдування дисків турбіни (а не корпусу). Такі системи застосовуються на двигунах CF6-80 та PW4000.

———————-

У турбіні регламентуються також і осьові зазори. Наприклад, між вихідними кромками СА і вхідними РЛ зазвичай зазор в межах 0,1-0,4 від хорди РЛ на середньому радіусі лопаток. Чим менший цей зазор, тим менше втрати енергії потоку за СА (на тертя та вирівнювання поля швидкостей за СА). Але при цьому зростає вібрація РЛ через поперемінне влучення з областей за корпусами лопаток СА в міжлопаткові області.

Трохи спільного про конструкцію.

Осьові авіаційні турбінисучасних ВМД у конструктивному плані можуть мати різну форму проточної частини.

Dср = (Dвн + Dн) /2

1. Форма із постійним діаметром корпусу (Dн).Тут внутрішній і середній діаметри трактом зменшуються.

Постійний зовнішній діаметр.

Така схема добре вписується у габарити двигуна (і фюзеляжу літака). Має хороший розподіл роботи по сходах, особливо для двовальних ТРД.

Однак, у цій схемі великий так званий кут розтруба, що загрожує відривом потоку від внутрішніх стінок корпусу і, отже, гідравлічними втратами.

Постійний внутрішній діаметр.

Під час проектування намагаються не допускати величину кута розтруба більше 20°.

2. Форма із постійним внутрішнім діаметром(Dв).

Середній діаметр і діаметр корпусу збільшуються трактом. Така схема погано вписується у габарити двигуна. У ТРД через «розбіг» потоку від внутрішнього корпусу, необхідно його довертати на СА, що тягне за собою гідравлічні втрати.

Постійний середній діаметр.

Схема доцільніша до застосування в ТРДД.

3. Форма з постійним середнім діаметром (DСР).Діаметр корпусу збільшується, внутрішній зменшується.

Схема має недоліки двох попередніх. Але при цьому розрахунок такої турбіни є досить простим.

Сучасні авіаційні турбіни найчастіше багатоступінчасті. Головна причина тому (як говорилося вище) – велика наявна енергія турбіни загалом. Для забезпечення оптимального поєднання окружної швидкості U та швидкості С 1 (U/C 1 – оптимальне), а значить високого загального ККД та хорошої економічності необхідний розподіл усієї наявної енергії по сходах.

Приклад триступеневої турбіни ТРД.

При цьому, щоправда, сама турбінаконструктивно ускладнюється та ускладнюється. Через невеликий температурний перепад на кожному ступені (він розподілений на всі ступені) більша кількість перших ступенів піддається дії високих температур і часто вимагає додаткового охолодження.

Чотириступінчаста осьова турбіна ТВД.

Залежно від типу двигуна кількість щаблів може бути різною. Для ТРД зазвичай до трьох, для двоконтурних двигунів до 5-8 ступенів. Зазвичай, якщо двигун багатовальний, то турбіна має кілька (за кількістю валів) каскадів, кожен з яких наводить свій агрегат і сам може бути багатоступінчастим (залежно від ступеня двоконтурності).

Двохвальна осьова авіаційна турбіна.

Наприклад, у тривальному двигуні Rolls-Royce Trent 900 турбіна має три каскади: одноступінчастий для приводу компресора високого тиску, одноступінчастий для приводу проміжного компресора і п'ятиступінчастий для приводу вентилятора. Спільна робота каскадів та визначення необхідного числа щаблів у каскадах описується в «теорії двигунів» окремо.

Сама авіаційна турбіна, спрощено кажучи, є конструкцією, що складається з ротора, статора і різних допоміжних елементів конструкції. Статор складається із зовнішнього корпусу, корпусів соплових апаратівта корпусів підшипників ротора. Ротор зазвичай представляє собою дискову конструкцію в якому диски з'єднані з ротором і між собою з використанням різних додаткових елементів і способів кріплення.

Приклад одноступінчастої турбіни ТРД. 1 – вал, 2 – лопатки СА, 3 – диск робочого колеса, 4 – робочі лопатки.

На кожному диску, як основі робочого колеса, розташовані робочі лопатки . При конструюванні лопатки намагаються виконувати з меншою хордою з міркування меншої ширини обода диска, на якому вони встановлені, що зменшує його масу. Але при цьому для збереження параметрів турбіни доводиться збільшувати довжину пера, що може спричинити бандажування лопаток для збільшення міцності.

Можливі типи замків кріплення робочих лопаток у диску турбіни.

Лопатка кріпиться в диску за допомогою замкового з'єднання. Таке з'єднання - це одне з найбільш навантажених елементів конструкції в ВМД.Всі навантаження, що сприймаються лопаткою, передаються на диск через замок і досягають дуже великих значень, тим більше, що через різницю матеріалів, диск і лопатки мають різні коефіцієнти лінійного розширення, та до того ж через нерівномірність поля температур нагріваються по-різному.

З метою оцінки можливості зменшення навантаження у замковому з'єднанні та збільшення, тим самим, надійності та терміну служби турбіни, проводяться дослідницькі роботи, серед яких досить перспективними вважаються експерименти з біметалевим лопаткамабо застосування в турбінах робочих коліс-блисків.

При використанні біметалічних лопаток зменшуються навантаження в замках їхнього кріплення на диску за рахунок виготовлення замкової частини лопатки з матеріалу, аналогічного матеріалу диска (або близького за параметрами). Перо лопатки виготовляється з іншого металу, після чого вони з'єднуються із застосуванням спецтехнологій (виходить біметал).

Блиски, тобто робочі колеса, в яких лопатки виконані за одне ціле з диском, взагалі виключають наявність замкового з'єднання, а значить і зайвих напруг у матеріалі робочого колеса. Такого типу вузли вже застосовують у компресорах сучасних ТРДД. Однак, для них значно ускладнюється питання ремонту та зменшуються можливості високотемпературного використання та охолодження в авіаційної турбіни.

Приклад кріплення робочих лопаток у диску за допомогою замків "ялинка".

Найбільш поширений спосіб кріплення лопаток у важко навантажених дисках турбін - це так звана "ялинка". Якщо ж помірні навантаження, то можуть бути застосовані і інші типи замків, які більш прості в конструктивному відношенні, наприклад циліндричні або Т-подібні.

Контроль...

Оскільки умови роботи авіаційної турбіниВкрай важкі, а питання надійності, як найважливішого вузла літального апарату має першорядний пріоритет, проблема контролю стану елементів конструкції стоїть у наземній експлуатації на першому місці. Особливо це стосується контролю внутрішніх порожнин турбіни, де і розташовуються найбільш навантажені елементи.

Огляд цих порожнин звичайно неможливий без використання сучасної апаратури дистанційного візуального контролю. Для авіаційних газотурбінних двигунів у цій якості виступають різного виду ендоскопи (бороскопи). Сучасні пристрої такого типу досить досконалі і мають великі можливості.

Огляд газоповітряного тракту ТВРД ендоскопом Vucam XO.

Яскравим прикладом може бути портативний вимірювальний відеоендоскоп Vucam XO німецької компанії ViZaar AG. Володіючи невеликими розмірами і масою (менше 1,5 кг), цей апарат тим не менш дуже функціональний і має значні можливості як огляду, так і обробки інформації, що отримується.

Vucam XO абсолютно мобільний. Весь його комплект розташовується у невеликому пластмасовому кейсі. Відеозонд з великою кількістю легкозмінних оптичних адаптерів має повноцінну артикуляцію в 360°, діаметром 6,0 мм може мати різну довжину (2,2м; 3,3м; 6,6м).

Бороскопічний огляд двигуна гелікоптера за допомогою ендоскопа Vucam XO.

Бороскопічні перевірки з використанням подібних ендоскопів передбачені регламентними правилами для всіх сучасних авіадвигунів. У турбінах зазвичай оглядається проточна частина. Зонд ендоскопа проникає у внутрішні порожнини. авіаційної турбіничерез спеціальні контрольні порти.

Порти бороскопічного контролю на корпусі турбіни CFM56 ТВРД.

Вони являють собою отвори в корпусі турбіни, закриті герметичними пробками (зазвичай різьбовими, іноді пружними). Залежно від можливостей ендоскопа (довжина зонда) може знадобитися прокручування валу двигуна. Лопатки (СА і РЛ) першого ступеня турбіни можуть оглядатися через вікна на корпусі камери згоряння, а останнього ступеня через сопло двигуна.

Що дозволить підняти температуру.

Один із генеральних напрямів розвитку ВМД усіх схем – збільшення температури газу перед турбіною. Це дозволяє відчутно збільшувати тягу без збільшення витрати повітря, що може призвести до зменшення лобової площі двигуна та зростання питомої лобової тяги.

У сучасних двигунах температура газу (після факела) на виході з камери згоряння може досягати 1650 ° С (з тенденцією до зростання), тому для нормальної роботи турбіни при настільки великих термічних навантаженнях необхідне вживання спеціальних, часто запобіжних заходів.

Перше (і найпростіше цієї ситуації)- Використання жаростійких та жаростійких матеріалів, як металевих сплавів, так і (у перспективі) спеціальних композитних та керамічних матеріалів, які використовуються для виготовлення найнавантаженіших деталей турбіни – соплових та робочих лопаток, а також дисків. Найнавантаженіші з них – це, мабуть, робочі лопатки.

Металеві сплави - це в основному сплави на основі нікелю (температура плавлення - 1455 ° С) з різними легуючими добавками. У сучасні жароміцні та жаростійкі сплави для отримання максимальних високотемпературних характеристик додають до 16 найменувань різних легуючих елементів.

Хімічна екзотика.

Серед них, наприклад, хром, марганець, кобальт, вольфрам, алюміній, титан, тантал, вісмут і навіть реній або замість нього рутенів та інші. Особливо перспективний у плані рений (Re – рений, застосовується у Росії), використовуваний зараз замість карбідів, але він надзвичайно дорогий і запаси його невеликі. Також перспективним вважається використання силіциду ніобію.

Крім того, поверхня лопатки часто покривається нанесеним за особливою технологією спеціальним. теплозахисним шаром(антитермальне покриття - thermal-barrier coating або ТВС) що значно зменшує величину теплопотоку в тіло лопатки (термобар'єрні функції) і захищає її від газової корозії (жаростійкі функції).

Приклад термозахисного покриття. Показано характер зміни температури перетину лопатки.

На малюнку (мікрофото) показаний теплозахисний шар лопатки турбіни високого тиску сучасного ТРДД. Тут TGO (Thermally Grown Oxide) - оксид, що термічно росте; Substrate - Основний матеріал лопатки; Bond coat – перехідний шар. До складу ТВС зараз входять нікель, хром, алюміній, ітрій та ін. Також проводяться досвідчені роботи з використання керамічних покриттів на основі оксиду цирконію, стабілізованого оксидом цирконію (розробки ВІАМ).

Для прикладу…

Досить широкою популярністю в двигунобудуванні, починаючи з післявоєнного періоду і в даний час користуються жароміцні нікелеві сплави компанії Special Metals Corporation – США, що містять не менше 50% нікелю та 20% хрому, а також титан, алюміній та чимало інших складових, що додаються у невеликих кількостях .

Залежно від профільного призначення (РЛ, СА, диски турбін, елементи проточної частини, сопла, компресора та ін, а також неавіаційні області застосування), свого складу та властивостей вони об'єднані в групи, кожна з яких включає різні варіанти сплавів.

Лопатки турбіни двигуна Rolls-Royce Nene, виготовлені із сплаву Nimonic 80A.

Деякі з цих груп: Nimonic, Inconel, Incoloy, Udimet/Udimar, Monel та інші. Наприклад, сплав Nimonic 90, розроблений ще в 1945 році і застосовувався для виготовлення елементів авіаційних турбін(в основному лопатки), сопел та частин літальних апаратів, має склад: нікель – 54%мінімум, хром – 18-21%, кобальт – 15-21%, титан – 2-3%, алюміній – 1-2%, марганець - 1%, цирконій -0,15% та інші легуючі елементи (у малих кількостях). Цей сплав виробляється і донині.

У Росії (СРСР) розробкою такого типу сплавів та інших важливих матеріалів для ВМД займався та успішно займається ВІАМ (Всеросійський науково-дослідний інститут авіаційних матеріалів). У повоєнний час інститут розробляв сплави, що деформуються (типу ЕІ437Б), з початку 60-х створив цілу серію високоякісних ливарних сплавів (про це нижче).

Однак, практично всі жароміцні металеві матеріали витримують без охолодження температури приблизно до 1050°С.

Тому:

Другий, широко використовуваний захід,це застосування різних систем охолодженнялопаток та інших конструктивних елементів авіаційних турбін. Без охолодження в сучасних ВМД обійтися поки не можна, незважаючи на застосування нових високотемпературних жароміцних сплавів та спеціальних способів виготовлення елементів.

Серед систем охолодження виділяють два напрями: відкритіі замкнуті. Замкнуті системи можуть використовувати примусову циркуляцію рідкого теплоносія в системі лопатки — радіатор або використовувати принцип термосифонного ефекту.

В останньому способі рух теплоносія відбувається під дією гравітаційних сил, коли тепліші шари витісняють холодніші. Як теплоносій тут може бути використаний, наприклад, натрій або сплав натрію та калію.

Однак, замкнуті системи через велику кількість проблем, що важко вирішувати в авіаційній практиці, не застосовуються і знаходяться в стадії експериментальних досліджень.

Зразкова схема охолодження багатоступінчастої турбіни ТРД. Показано ущільнення між СА та ротором. А - решітка профілів для закрутки повітря з його попереднього охолодження.

Натомість у широкому практичному застосуванні знаходяться відкриті системи охолодження. Холодоагентом тут служить повітря, що подається зазвичай під різним тиском через різні ж ступені компресора всередину лопаток турбіни. Залежно від максимальної величини температури газу, за якої доцільно застосування цих систем, їх можна розділити на три види: конвективний , конвективно-плівковий(або загороджувальний) та пористий.

При конвективному охолодженні повітря подається всередину лопатки спеціальними каналами і, омиваючи в ній найбільш нагріті ділянки, виходить назовні в потік області з нижчим тиском. При цьому можуть бути використані різні схеми організації течії повітря в лопатках залежно від форми каналів для нього: поздовжня, поперечна або петлеподібна (змішана або ускладнена).

Типи охолодження: 1 – конвективний з дефлектором, 2 – конвективно-плівковий, 3 – пористий. Лопатка 4 – теплозахисне покриття.

Найбільш проста схема з поздовжніми каналами вздовж пера. Тут вихід повітря організується зазвичай, у верхній частині лопатки через бандажну полицю. У такій схемі має місце досить велика нерівномірність температури вздовж пера лопатки – до 150-250˚, що несприятливо впливає на властивості міцності лопатки. Схема використовується на двигунах з температурою газу до 1130ºС.

Ще один спосіб конвективного охолодження(1) передбачає наявність усередині пера спеціального дефлектора (тонкостінна оболонка – вставляється всередину пера), який сприяє підведенню повітря, що охолоджує, спочатку на найбільш нагріті ділянки. Дефлектор утворює свого роду сопло, що видує повітря в передню частину лопатки. Виходить струменеве охолодження найбільш нагрітої частини. Далі повітря, омиваючи інші поверхні, виходить через поздовжні вузькі отвори в пер.

Робоча лопатка турбіни двигуна CFM56.

У такій схемі температурна нерівномірність значно нижча, крім того, сам дефлектор, який вставляється в лопатку під натягом по кількох центруючих поперечних поясках, завдяки своїй пружності служить в ролі демпфера і гасить коливання лопаток. Така схема використовується при максимальній температурі газу 1230°С.

Так звана напівпетльова схема дозволяє досягти відносно рівномірного поля температур у лопатці. Це досягається експериментальним підбором розташування різних ребер та штирьків, що спрямовують потоки повітря, всередині тіла лопатки. Ця схема припускає максимальну температуру газу до 1330°С.

Соплові лопатки конвективно охолоджуються аналогічно робочим. Вони зазвичай виконуються двопорожнинними з додатковими ребрами та штирями для інтенсифікації процесу охолодження. У передню порожнину біля передньої кромки подається повітря більш високого тиску, ніж у задню (через різні ступені компресора) і випускається в різні зони тракту з метою підтримки мінімально необхідної різниці тисків для забезпечення необхідної швидкості руху повітря в каналах охолодження.

Приклади можливих способів охолодження робочих лопаток. 1 - конвективний, 2 - конвективно-плівковий, 3 конвективно-плівковий з ускладненими петлевими каналами в лопатці.

Конвективно-плівкове охолодження (2) застосовується за ще більш високої температури газу – до 1380°С. При цьому способі частина охолоджуючого повітря через спеціальні отвори в лопатці випускається на її зовнішню поверхню, створюючи тим самим своєрідну загороджувальну плівкуяка захищає лопатку від зіткнення з гарячим потоком газу. Цей спосіб використовується як робочих, так соплових лопаток.

Третій спосіб – пористе охолодження (3). В цьому випадку силовий стрижень лопатки з поздовжніми каналами покривається спеціальним пористим матеріалом, який дозволяє здійснити рівномірний та дозований випуск охолоджувача на всю поверхню лопатки, що омивається газовим потоком.

Це поки що перспективний спосіб, що в масовій практиці використання ВМД не застосовується через складнощі з підбором пористого матеріалу і великою ймовірністю досить швидкого засмічення пір. Однак, у разі вирішення цих проблем імовірно, можлива температура газу при такому типі охолодження може досягати 1650°С.

Диски турбіни і корпусу СА також охолоджуються повітрям через різні ступені компресора при його проходженні по внутрішніх порожнинах двигуна з омиванням деталей, що охолоджуються, і подальшим випуском в проточну частину.

Через досить великий ступінь підвищення тиску в компресорах сучасних двигунів саме повітря, що охолоджує, може мати досить високу температуру. Тому підвищення ефективності охолодження застосовують заходи щодо попередньому зниження цієї температури.

Для цього повітря перед подачею в турбіну на лопатки і диски може пропускатися через спеціальні решітки профілів, аналогічні СА турбіни, де повітря підкручується в напрямку обертання робочого колеса, розширюючись і охолоджуючись при цьому. Величина охолодження може становити 90-160°.

Для такого ж охолодження можуть бути використані повітряно-повітряні радіатори, що охолоджуються повітрям другого контуру. На двигуні АЛ-31Ф такий радіатор дає зниження температури до 220 в польоті і 150 на землі.

На потреби охолодження авіаційної турбінивід компресора забирається досить багато повітря. На різних двигунах – до 15-20%. Це суттєво збільшує втрати, що враховуються при термогазодинамічному розрахунку двигуна. На деяких двигунах встановлені системи, що знижують подачу повітря на охолодження (або закривають її взагалі) при знижених режимах роботи двигуна, що позитивно впливає на економічність.

Схема охолодження 1-го ступеня турбіни ТРДД НК-56. Показано також стільникові ущільнення та стрічку відключення охолодження на знижених режимах роботи двигуна.

При оцінці ефективності системи охолодження зазвичай враховується додаткові гідравлічні втрати на лопатках внаслідок зміни їх форми при випуску охолоджуючого повітря. ККД реальної турбіни, що охолоджується, приблизно на 3-4% нижче, ніж неохолоджуваної.

Дещо про виготовлення лопаток.

На реактивних двигунах першого покоління турбінні лопатки переважно виготовлялися. методом штампуванняз подальшою тривалою обробкою. Однак у 50-х роках фахівці ВІАМ переконливо довели, що перспективу підвищення рівня жароміцності лопаток відкривають саме ливарні, а не деформовані сплави. Поступово було здійснено перехід цього новий напрям (зокрема і Заході).

В даний час у виробництві використовується технологія точного безвідходного лиття, що дозволяє виконувати лопатки із спеціально профільованими внутрішніми порожнинами, які використовуються для роботи системи охолодження (так звана технологія лиття за виплавлюваними моделями).

Це, по суті, єдиний зараз спосіб отримання охолоджуваних лопаток. Він також удосконалювався з часом. На перших етапах при ливарній технології виготовляли лопатки з різнорозмірними. зернами кристалізації, які ненадійно зчіплялися між собою, що значно зменшувало міцність та ресурс виробу.

Надалі, із застосуванням спеціальних модифікаторів, почали виготовляти литі лопатки, що охолоджуються, з однорідними, рівновісними, дрібними структурними зернами. Для цього ВІАМ у 60-х роках розробив перші серійні вітчизняні жароміцні сплави для лиття ЖС6, ЖС6К, ЖС6У, ВЖЛ12У.

Їхня робоча температура була на 200° вище, ніж у поширеного тоді деформованого (штампування) сплаву ЕІ437А/Б (ХН77ТЮ/ЮР). Лопатки, що виготовляються з цих матеріалів, працювали мінімум по 500 годин без візуально видимих ​​ознакою руйнування. Такого типу технологія виготовлення використовується і зараз. Проте межзеренные кордону залишаються слабким місцем структури лопатки, і саме з них починається її руйнація.

Тому зі зростанням навантажувальних характеристик роботи сучасних авіаційних турбін(Тиск, температура, відцентрові навантаження) з'явилася необхідність розробки нових технологій виготовлення лопаток, тому що багатозеренна структура вже багато в чому не задовольняла умов експлуатації.

Приклади структури жароміцного матеріалу робочих лопаток. 1 - рівноосна зернистість, 2 - спрямована кристалізація, 3 - монокристал.

Так з'явився метод спрямованої кристалізації». При такому методі в застигаючому виливку лопатки утворюються не окремі рівноосні зерна металу, а довгі стовпчасті кристали, витягнуті строго вздовж осі лопатки. Подібного роду структура значно збільшує опір лопатки зламу. Це схоже на віник, який зламати дуже важко, хоча кожен із його прутиків ламається без проблем.

Така технологія була згодом доопрацьована до ще більш прогресивного. методу монокристалічного лиття», коли одна лопатка є практично одним цілим кристалом. Цього типу лопатки зараз також встановлюються у сучасних авіаційних турбінах. Для виготовлення використовуються спеціальні, зокрема звані ренийсодержащие сплави.

У 70-х і 80-х роках у ВІАМ були розроблені сплави для лиття турбінних лопаток з спрямованою кристалізацією: ЖС26, ЖС30, ЖС32, ЖС36, ЖС40, ВКЛС-20, ВКЛС-20Р; а 90-х – корозійно-стійкі сплави тривалого ресурсу: ЖСКС1 і ЖСКС2.

Далі, працюючи в цьому напрямі, ВІАМ з початку 2000 року по теперішній час створив високоренієві жароміцні сплави третього покоління: ВЖМ1 (9,3% Re), ВЖМ2 (12% Re), ЖС55 (9% Re) та ВЖМ5 (4% ​​Re ). Для ще більшого вдосконалення характеристик за останні 10 років були проведені експериментальні дослідження, результатом яких стали реній-рутенійовмісні сплави четвертого – ВЖМ4 та п'ятого поколінь ВЖМ6.

Як помічники…

Як говорилося раніше, в ВМД застосовуються лише реактивні (чи активно-реактивні) турбіни. Однак, у висновку варто згадати, що серед використовуваних авіаційних турбінє та активні. Вони переважно виконують другорядні завдання і в роботі маршових двигунів участі не беруть.

Проте роль їх часто буває дуже важлива. У цьому випадку мова про повітряних стартерах, що використовуються для запуску. Існують різні види стартерних пристроїв, які застосовуються для розкручування роторів газотурбінних двигунів. Повітряний стартер посідає серед них, мабуть, чільне місце.

Повітряний стартер ТРДД.

Агрегат цей, насправді, незважаючи на важливість функцій, досить простий. Основним вузлом тут є одно-або двоступінчаста активна турбіна, яка обертає через редуктор і коробку приводів ротор двигуна (звичайно в ТРДД ротор низького тиску).

Розташування повітряного стартера та його робочої магістралі на ТРДД,

Сама турбіна розкручується потоком повітря, що надходить від наземного джерела, або бортовий ЗСУ, або іншого, вже запущеного двигуна літака. На певному етапі циклу запуску стартер автоматично відключається.

У подібних агрегатах залежно від необхідних вихідних параметрів можуть також використовуватися і радіальні турбіни. Вони можуть застосовуватися в системах кондиціонування повітря в салонах літаків як елемент турбохолодильника, в якому ефект розширення і зниження температури повітря на турбіні використовується для охолодження повітря, що надходить в салони.

Крім того, як активні осьові, так і радіальні турбіни застосовуються в системах турбонаддуву поршневих авіаційних двигунів. Така практика почалася ще до перетворення турбіни на найважливіший вузол ВМД і продовжується до сьогодні.

Приклад використання радіальної та осьової турбін у допоміжних пристроях.

Аналогічні системи з використанням турбокомпресорів знаходять застосування в автомобілях і взагалі різних системах подачі стисненого повітря.

Таким чином авіаційна турбіна і в допоміжному сенсі добре служить людям.

———————————

Ну ось, мабуть, і все сьогодні. Насправді тут ще багато про що можна написати і щодо додаткових відомостей, і щодо більш повного опису вже сказаного. Адже тема дуже велика. Проте, не можна осягнути неосяжне:-). Для загального ознайомлення, мабуть, достатньо. Дякую, що дочитали до кінця.

До нової зустрічі…

На завершення картинки, які «не вмістилися» в текст.

Приклад одноступінчастої турбіни ТРД.

Модель еоліпіла Герона у Калузькому музеї космонавтики.

Артикуляція відеозонду ендоскопа Vucam XO.

Екран багатофункціонального ендоскопу Vucam XO.

Ендоскоп Vucam XO.

Приклад термозахисного покриття на лопатках двигуна СА GP7200.

Стільникові пластини, що використовуються для ущільнень.

Можливі варіанти елементів лабіринтного ущільнення.

Лабіринтне стільникове ущільнення.