Тягу, удельный расход топлива, удельный вес двигателя, габаритные размеры и ресурс.

Тягу, удельный расход топлива, удельный вес двигателя, габаритные размеры и ресурс.

У современных ГТД степень повышения давления (Пк) доходит до 27-30.

Максимальная температура газа перед турбиной у ГТД с охлаждаемым рабочими лопат-ками не превышает 1600*К.

Задача роста температуры газа (Тг) при одновременном увеличении ресурсов двигателей решаются в основном двумя путями.

1ый путь --- эффективный метод охлаждения горячих деталей (лопаток турбины).

2ой путь --- повышения надежности и долговечности двигателей (новых материалов при высоких температурах, Твыс).

Определение терминов:

Удельная тяга (мощность) — это отношение тяги к секундному массовому расходу воздуха. Чем выше удельная тяга, тем меньше удельный расход топлива, тем больше дальность и продолжительность полета.

Р_уд = Р/G_возд кг сек / кг возд.

Удельный расход топлива — отношения часового расхода топлива к тяге (мощности). Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя.

G_уд= G_{т час}/Р кг/кг тяги час

Удельный вес двигателей называетсяотношениемсухого весадвигателякегономиналь-нойтяге.

(γ _дв=G/Р кг/кг тяги).

Турбовинтовые двигатели

1 - воздушный винт; 2 - редуктор; 3 - компрессор; 4 - камера сгорания; 5 - турбина; 6 - выходное устройство

Турбореактивные двигатели

1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - газовая турбина; 5 - выходное устройство

Уравнение сохранения энергии для компрессора

(смотрим. Сеч-я 1—1 и 2—2, рис1.5)

Для сжатия воздуха к компрессору подводится внешняя работа L, поэтому L = L_к. Кроме того, здесь так же возможен отвод тепла. Во-первых, потому что при впрыске жидкости может не успеть испариться в воздухозаборнике, тогда испарение продолжается и в комп-рессоре, во-вторых, т.к. при сжатии воздух нагревается, часть тепла может отводиться че-рез корпус компрессора в окружающую среду (последним из-за малости пренебрегают).

В случае, когда отвод тепла отсутствует и Qвн = 0

ί *₁+ L_к= ί *₂,

откуда L_к= ί *₂– ί *₁= с_р(Т^*₂– Т^*₁),

Уравнение показывает, что при отсутствии теплообмена с внешней средой затраченная на валу компрессора работа идет на повышение энтальпии заторможенного потока.

где с_р— средняя теплоемкость воздуха, с_р= R R/ R-1, L_к= R R/ R-1 × (Т^*₂– Т^*₁).

Зависящий от R и R;

Для воздуха при умеренных температурах: R = 1, 4; R = 287, 3 Дж/(кг ·К); m = 0, 0404 кг ·К/Дж^{0, 5};

Для газа R = 1, 33; R = 287, 5 Дж/(кг ·К); m = 0, 0395 кг ·К/Дж^{0, 5};

ТЕМА 7 Уравнение сохранения энергии для камеры сгораня (Кн1 стр18).

Уравнение сохранения энергии для К.С. (сеч 2—2 и 3—3, рис 1.6).

В К.С. внешняя работа не подвобится и неотводится от нее, поэтому L = 0, ί *₂+ Q_вн= ί *₃или Q = ί *₃– ί *₂= с_р(Т^*₃– Т^*₂),

Т.е. подведенное внешнее тепло идет на повышение энтальпии заторможенного потока.

Уравнение сохранения энергии для турбины

(сеч-я 3—3 и 4—4, рис 1.6).

В турбине газ, расширяясь, совершает работу, поэтому L = – L_т. Кроме того, если лопатки и диск турбины охлаждается, то процесс происходит с отводом тепла (отводом тепла через горячий корпус пренебрегают).

При отсутствии теплообмена Q_вн= 0 можно написать

ί *₃– L_т = ί ₄или L_т= ί *₃– ί *₄= с_р(Т^*₃– Т^*₄),

Уравнение показывает, что работа турбины получается за счет падения энтальпии заторможенного потока.

Типы камер сгорания.

Камера сгорания ГТД подразделяют: по направлению потока воздуха и продуктов сгора-ния, по способу подачи топлива в зону сгорания и по конструкции и компоновке на двига-теле.

Трубчатая (индивидуальная) КС (рис27а, рис26) состоит из одной жаровой трубы, распо-ложенной внутри кожуха. Число трубчатых камер составляет от 6 до10. Располагаются они равномерно вокруг среднего корпуса двигателя. Все КС сообщены между собой соедини-тельными патрубками для передачи пламени от запальных устройств и выравнивания дав-ления.

Объем каждой КС небольшими, что облегчает их доводку, т.к. для этого требуется относи-тельно небольшой расход воздуха. Они хорошо компонуется с центробежным компрессо-ром, неувеличивая диаметральных размеров, не требуют разборки двигателя при замене их в условиях эксплуатации.

К недостаткам относятся: большой вес комплекта КС, большого числа уплотнений в сое-динениях, повышенные гидросопротивление и наличие кожухов. Необходимо иметь газо-сборник для выравнивания поля давлений и температур.

Кольцевая КС (рис 27б) применяется на двигателях с относительно малым расходом воз-духа. Состоит жаровая труба 3 (рис28), имеющая кольцевое сечение, наружный 2 и внут-ренний 11 корпусы, образующие проточную часть. В передней части жаровой камеры име-ются головки, где устанавливается завихрители и форсунки, число достиг 10—24 шт. и воспламенители 7.

Жаровая труба крепится внутри корпуса радиальными фиксирующими штифтами 4, обес-печивающими ее свободное радиальное расширение при нагреве. В осевом направлении жаровая труба крепится свободно, что обеспечивает осевое расширение при нагреве.

Первичный поток воздуха через завихрители, отверстия малого диаметра и специальные щели в головках подводится в зону горения, Вторичный поток воздуха подводится через несколько рядов отверстия большого диаметра в жаровой трубе и через несколько рядов мелких отверстий в местах сварки жаровой камеры, где обеспечивает охлаждение шва и другие участки.

Кольцевые КС отличается компактностью, малыми весом и диаметральным размером. При срыве пламени с одной из форсунок легко воспламеняется топливо от соседних форсунок. Нет необходимости в газосборнике, т.к. кольцевые КС обеспечивают равномерное поле температур.

Кольцевые КС имеют существенные недостатки: доводка КС затруднена, затруднены осмотр и замена жаровой трубы в условиях эксплуатации; трудно обеспечить жесткость тонкостенной оболочки при больших диаметральных размерах.

Трубчато-кольцевая КС (рис 27в) сочетает в себе положительные стороны кольцевой и трубчатой камер.

Тема 13 Элементы КС. Применяемые материалы (Кн2 стр52).

Диффузор --- это расширяющийся канал, в котором уменьшается скорость воздуха, что улучает устойчивость горения и уменьшает гидропотери. Конструктивно диффузор в кольцевых и трубчатых КС представляет профилированную литую или сварную стальную горловину. Сварные диффузоры более технологичны, имеют меньше вес и получили распространение.

Жаровые трубы предназначены для организации в них процессов горения и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. Хорошо зарекомендовали себя жаровые трубы секционного типа, представляющие собой набор узких конических колец соединенных сваркой или клепкой.

Устройства. При помощи которых создается зоны обратных токов, называется стабилиза-торами. В качестве стабилизатора применяют завихрители, представляющие собой лопатки.

Смешение вторичного потока воздуха с продуктами сгорания происходит обычно в задней части жаровой трубы. Вторичный воздух подводится через окна или патрубки, выполнен-ные в стенках жаровой трубы. Форма и размеры окон и патрубков могут быть разнообраз-ным.

Смесительные патрубки обеспечивают более глубокое проникновение вторичного воздуха в ядро потока горячих продуктов сгорания, поэтому они обычно используются в кольцевых КС.

Корпусы или кожухи собой цилиндрические или конические оболочки, внутри которых расположены жаровые трубы. Корпусы являются силовым элементом и воспринимает дополнительные силы и моменты и используется в кольцевых и трубчато-кольцевых КС.

Кожухи трубчатых КС имеют обычно подвижное телескопическое соединение с корпуса-ми компрессора и турбины.

Жаровые трубы не включают в силовую систему двигателя, т.е. крепят в корпусе КС так, что обеспечивается свободное температурное расширение при нагреве. Контролируют установку рабочих форсунок по оси жаровой трубы во избежание их перекоса и прогара жаровой камеры, контроль сварные швы при помощи рентген снимков.

Применяемые материалы.

Материалы, применяемые для изготовления отдельных деталей основных и форсажных КС, выбирают в зависимости от температуры при работе.

Для наружного кожуха, нагрев до 700⁰С, можно применять углеродистую сталь 10, при вы-соких температурах используют нержавеющую хромоникелевую сталь с титаном 1Х18Н9Т. Устойчив против окисления, обладает высокой пластичностью, допускает глубо-кую вытяжку и другие виды холодной штамповки, хорошо сваривается при сварки.

Для изготовления жаровых труб, где t=900-980⁰С достигается необходимы жароупорные материалы, удовлетворяющие следующим требованиям.

1. Качества и прочности при высоких рабочих температурах.

2. Устойчивости к газовой коррозии при высоких Т⁰С и нейтральность к продуктам сгорания.

3. Стойкость к изменений Т⁰С от максимальной до минимальной, к растрескиванию и короблению.

4. Повышенная теплопроводность для уменьшения степени перегрева отдельных учас-тков жаровой трубы.

5. Хорошая технологичность обработки.

Для жаровых труб КС работающих при Т⁰С=800⁰С применяют сталь ЭИ402(ОХ18Н12Б), ЭИ435(ХН78Т).

Для КС работающих при Т⁰С=900⁰С применяют сталь ЭИ417, ЭИ 602(ХН75МБТЮ).

Тема 14 Турбины. Назначение и основные требования (Кн2 стр55, 74).

Газовая турбина ГТД предназначена для преобразования части теплосодержания газа в механическую энергию, используемую для привода компрессора, агрегатов и воздушного винта двигателя.

Основными элементами является ротор и статор. Диск турбины с закрепленными рабочи-ми лопатками называется рабочими колесами. Сопловые лопатки связанные в кольцевой набор образуют сопловой аппарат (СА).

Стоимости двигателя.

Газовая турбина представляет собой лопаточную машину, где потенциональная энер-гия сжатого и подогретого газа преобразуется в механическую работу на валу турби-ны. Газовая турбина обладает качествами: высокая экономичность, большой мощнос-ти, малые габариты и масса, удобство эксплуатации.

На рис 9.1схема 3-хступенчатой осевой газовой турбины. Она состоит из вращающегося ротора А и неподвижного статора В.

На рис 9.2 и 9.3 следующие обозначения: сечение 0—0 на входе в СА, сечение 1—1 на вы-ходе из СА (на входе в РК) и сечение 2—2 на выходе из РК.

Тема 15 Схема и принцип действия ступени газовой турбины (Кн1 стр141).

Состояние газа на входе в СА турбины характеризуется давлением р₀ и температурой Т₀. Лопатки СА образуют криволинейные каналы, сужающиеся сечения 0—0 к сечению 1—1. Течение газа на этом участке (см рис 9.2) сопровождается падением давления р₀ и темпера-туры Т₀и соответствующим увеличением скорости. Направление потока на выходе из СА в основном определяется направлением выходных кромок лопаток и составляет с плоскостью вращения колеса угол α ₁. В СА часть потенциональной энергии газа преобразуется в кине-тическую. Одновременно в результате поворота потока обеспечивается его закрутка у входа в РК.

Относительная скорость w ₁ на входе в РК определяется из треугольника скоростей, как разность векторов с₁ и u (см рис9.3). Величина и направление относительной скорости w ₁ при заданных значениях скорости истечения газа из СА с₁ и угла вых α ₁ зависсят от окруж-ной скорости u,

Чем меньше u, тем больше w ₁и меньше β ₁ и наоборот. От величины угла β ₁ в свою очередь, зависит форма рабочих лопаток, для предотвращения срыва потока в колесе. Лопатки РК обычно также образует сужающиеся каналы. Поэтому газ продолжает в них расширяться от давления р₁ до давления р₂. При этом относительная скорость движения газа увеличивается от w ₁ на входе до w ₂на выходе, а Т_г падает от Т⁰₁ до Т⁰₂. Таким обра-зом, течение газа через СА происходит увеличения абсолютной скорости ( с ) и в лопатки РК также увеличивается относительная скорость ( w ), а также сопровождается падением давле-ния р₀ и температуры Т₀ в обоих элементах.

При обтекании газом лопаток СА и РК вследствие поворота потока на вогнутой поверхнос-ти лопаток (корытца) образуется повышенное давление, а на выпуклой (спинке) – пониженное.

На рис 9.4 показан примерный характер распределения давлений по контуру рабочей ло-патки. Такое распределение давлений объясняется тем, что при повороте потока в канале частицы газа действует Центробежные силы, стремящиеся отбросить их к вогнутой части лопаток. Равнодействующая сила давлений, действующих на поверхности лопаток, создает крутящий момент, приводящий РК во вращение.

Скорость газа в абсолютном движении за РК с₂ определится как векторная сумма относ-ной ск-сти w ₂и окружной скорости u₂ (см рис9.3). Следует отметить, что скорость с₂ зна-чительно меньше с₁. Уменьшение абсолютной скорости газа в колесе при одновременном уменьшении давления объясняется тем, что газ совершает внешнюю работу.

Треугольники ск-стей, построенные для сечений 1—1 и 2—2, обычно совмещают на одном рис и называют треугольниками ск-стей элементарной ступени турбины (рис 9.5).

Заметим, что осевая ск-сть газа в колесе может изменяться в зависимости от высоты лопа-ток и отношения плотностей на входе и навых. Она обычно увеличивается, но может оста-ваться постоянной или даже уменьшатся, т, к. газ в турбине расширяется и его плотность уменьшатся, то в общем случае высота лопаток от ступени к ступени и в пределах ступени увеличивается (см рис 9.1).

Тема 16 Основные параметры ступени турбины (Кн1 стр147).

Ступень турбины прежде всего характерезуется своей геометрией. Основными геометри-ческими размерами РК (рис9.7) явл-ся:

n D_т – наружный диаметр (по концам лопаток);

n D_вт – внутрений диаметр (по основанию лопаток);

n D_ср – средний диаметр

D_ср = D_т + D_вт/2

Отношение D_вт и D_т принято называть относительным диаметром d= D_вт/ D_т.

В теории турбины широко пользуется понятием относительной длины лопаток h /D_ср, под которой понимают отношение h к среднему диаметру D_ср, Очевидно, что d и h /D_ср между собой связаны однозначно.

Относительная длина лопаток 1-ой ступени турбины ТРД, ввиду достаточно плотности газа перед турбиной, не очень велика 1/6...1/12(d=0, 70...0, 85)

Относительная длина лопаток последней ступени турбины, ввиду падения плотности газа при его расширении, существенно больше 1/5...1/4(d=0, 65...0, 6).

Выбор относительной длины лопаток непременно связан с величиной скорости турбины. Окружная скорость ( u) является основным параметром турбины. Чем больше относитель-ная длина лопатки, тем меньше должна быть окружная скорость из прочностных сообра-жений. Для турбины ГТД на среднем радиусе изменяется от u _ср= 270...370м/с до 450...500м/с.

Другими параметрами турбины является скорость с₀ газа на входе в СА первой ступении осевая скорость с_2а на выходе из рабочих лопаток последней ступени, определяющая длину лопаток этой ступени. Значение с₀колеблется в пределах от 150 до 200м/с, а значение с_2а = 200...350м/с и более.

Помимо абсолютных значений параметров в теории турбин важное значение имеют отно-сительные параметры ступени. К ним относятся:

1. Отношение давления перед и за ступенью р^*₀ /р₂ = π _ст, называемое степенью расширения газа или степенью понижения давления. Для краткости мы будем называть ее перепадом давления ступени. Среднее значение π _ст = 1, 7...2, 2

2. Степень реактивнос ступени. Под степенью реактивности понимают отношение располагаемого телплоперепада в колесе к располагаемому теплоперепаду в ступени, т.е.

ρ = H_к /H

Для авиационных турбин на среднем радиусе ρ = 0, 3...0, 4. Это означает, что 60...70% распологаемой энергии срабатывается на лопатках СА, а 30...40% на лопатках РК.

3. Коэффициент нагрузки ступени турбины или коэффициент мощности понимают отношение эффективной работы ступени к u², т.е.

µ_т = L_т / u².

Коэффициент нагрузки харктеризует нагружность ступени турбины при заданной ск-сти.

Для турбины ТРД µ_тна среднем радиусе изменяется в пределах 1, 2...1, 8.

Тема 17 Система охлаждения лопаток газовых турбин АД (Кн1 стр 187).

Развитие авиационных ГТД идет по пути повышения t_г перед турбиной, что позволяет уве-личить тягу (мощность) на каждый килограм воздуха и уменьшить массу двигателя, а в со-четании с ростом степени повышения давления π _к^*(и степени 2хконтурности) уменьшить и удельный расход топлива.

В настоящее время на двигателях повышается t_г перед турбиной от1500К до 1800К. Увел-ичение t_г ограничивается прочностью рабочих лопаток турбины. Для сохранении необхо-димой надежности работы элементов газовой турбины идет по двум направлениям;

- Повышение жаропрочности и жаростойкости материалов,

- Разработка керамических и спеченных материалов для турбинных лопаток, которые не изменяют своих механических свойств при нагреве до 1550К. Однако их низкая пластичность, чувствительность к вибрациям, ударным нагрузкам и местным кон-центрациям напряжений пока не позволяют их применять в двигателях.

Наиболее важным направлением повышения t_г перед турбиной является охлаждение сопло-вых и рабочих лопаток, а также других наиболее нагретых и нагруженных деталей турби-ны.

Система охлаждения турбинных лопаток подразделяется на открытые и замкнутые.

В открытых системах охладитель (воздух отбираемый от компрессора) используется для отвода тепла от лопаток однократно, после чего выпускается в проточную часть турбины (рис11.1).

Открытые система охлаждения сравнительно просты по конструкции и достаточно эфек-тивны, получили распространение.

К недостаткам можно отнести большие затраты энергии на подготовку и подачу охлади-теля (воздух); ухудшение эфективности сист воздушного охлаждения.

В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкну-том контуре, включающем внутренние полости лопаток и теплообменник (рис11.2). Отби-рая тепло от горячих лопаток, теплоноситель охлаждается в теплообменнике потоком относительно холодного воздуха или топливом. В качестве теплоносителя в таких систе-мах могут используется нейтральные газы или жидкие теплоносители.

Замкнутые системы охлаждения обладают большей эфективностью охлаждения (меньше затраты на охлаждение и более глубокое охлаждение), но они более сложны по конструк-ции, менее надежны в эксплуатации и имеют большую массу.

Из всех известных способов охлаждения лопаток газовых турбин существенными преиму-ществами (прежде всего, простотой и эксплуатационной надежностью) обладает открытая система воздушного охлаждения. Она наиболее распространенной и пока единственной практически осуществимой схемой охлаждения турбин АД. Одной из основных задач явля-ется повышение интенсивности охлаждения лопаток с целью снижения расхода охлаждаю-щего воздуха.

Три способа охлаждения турбинных лопаток:

· Путем конвективного теплообмена;

· Пленочного (заградительного) охлаждения;

· Пористого охлаждения.

При конвективном охлаждении лопаток охлаждающий воздух проходит по специальным каналом внутри лопатки и выпускается в проточную часть турбины. Некоторые схемы

охлаждения рабочих лопаток показаны на рис 11.3 и 11.4

В зависимости от характера движения охлаждающего воздуха выполняются лопатки с продольными, поперечными и смешанными охлаждающими каналами. На рис11.3 охлаждающий воздух входит со стороны замковой части лопатки во все каналы и протекая по продольным каналам, выбрасывается радиальный зазор.

Достоинством продольной схемы охлаждения лопаток является простая технология изгот-ния, эффективность охлаждения высокая, однако наблюдается неравномерность температу-рного поля по высоте и по профилю лопатки (разница Т⁰_г до 200К). При этом нагретыми оказываются входная и выходная кромки.

Стремление к повышению эффективности охлаждения и снижению неравномерности тем-пературного поля лопатки привело к появлению петлевых схем (см рис 11.4, а), дефлектор-ных лопаток с поперечным течением охладителя и развитой внутренней поверхности тепло обмена, введению оребрения входной и выходной кромок и лопаток.

Наиболее эффективным является пористое охлаждения. Лопатки с такими охлаждением (рис11.6) состоит из внутреннего несущего стержня 1 с профилированными ребрами и пористой оболочки 2 образующей профильную часть. Оболочка лопатки выполняется из проницаемых материалов (пористых, многослойных перфорированных, сеток). Ребра на стержне служит для подкрепления оболочки и образуют продольные каналы, по которым проходит охлаждающий воздух.

Пористое охлаждение отличается от пленочного более мелкими размерами отверстий (пор) и меньшей упорядоченностью их расположения. Сущность пористого охлаждения заклю-чается в том, что воздух проходя через мелкие отверстия (поры или перфорации) в стенке лопатки, отбирает от него тепло и образует сплошной теплозащитный слой на ее наружной поверхности.

Наилучший результат пористой схемы охлаждения дает оболочка, выполненная из много-слойного перфорированного материала (рис 11.7). При рациональном расположении отвер-стий в слоях материала повысит эффективность охлаждения в 1, 5…1, 6 раза по сравнению с лопатками канальной конструкций.

В заключение, при длительной эксплуатации двигателя происходит засорение пор оболочки твердыми частицами пыли и продуктов сгорания, что также ухудшает надежность работы системы охлаждения.

Шероховатая поверхность лопаток вызывает снижение КПД турбины.

Тема 18 Выходные и реверсивные устройства двигателя ( Кн 2. Гл5. стр 75 ).

Выходное устройство служит для преобразования теплоперепада, оставшегося за турбиной, в кинетическую энергию, а также для отвода газа в атмосферу с наименьшими тепловыми и гидравлическими потерями и для защиты конструкции самолета от нагрева.

Выходное устройство состоит из выпускной трубы с наружным 2 (рис39) и внутренним 3 конусами и стойками 1, удлинительной трубы 4 и реактивного насадка 5.

Выпускная труба, внутри которой размещен конус-обтекатель служит для уменьшения гидравлических потерь при переходе газа от кольцевого сечения за турбиной к круговому. Реактивные сопло могут быть нерегулируемые и регулируемые, а также могут быть дозву-ковые и сверхзвуковые.

Конструкция выходного устройства должна обеспечивать минимальное гидравлическое сопротивление; элементы должны иметь жесткость, прочность, надежность, жаростой-кость и малый вес, и защиты элементов конструкции самолета от нагрева – теплоизоляцию (материалом является асбестовая ткань и алюминиевая фольга).

Выпускная труба 5 (рис 40) сварная конструкция из листовой жаропрочной стали. При помощи фланца и болтов она крепится к корпусу турбины.

Внутренний конус 8 служит для предотвращения резкого расширения газа за турбины и осуществления плавного перехода кольцевого потока за турбины в сплошной за конусом.

Для повышения жесткости конуса к его внутренней поверхности приваривают бандажи. В передней части конуса крепится специальный экран 9, уменьшающий нагрев диска турби-

ны теплом, излучаемым деталями внутреннего конуса.

Удлинительные трубы состоит из одной или нескольких секций, сварных из листовой жаропрочной стали. Диаметр трубы выбирают таким, чтобы не превышала v = 150-200 м/сек.

Сопло охлаждается воздухом, проходящим через кольцовую щель между выпускной тру-бой 5 и кожухом 4. Движение воздуха через щели происходит за счет скоростного напора или под действием эжекции газа, выходящего из сопла.

Выходное устройство ТВД является простым по конструкции. Это объясняется тем, что в многоступенчатых турбинах срабатывается почти весь теплоперепад, поэтому выходное устройство служит в основном для отвода газа из двигателя. Наружный 9 (рис42) и внутренний 7 кожухи соединены между собой 6-ю пустотелыми стойками. К фланцу 8 крепится стекатель. Вместе с газоотводящей трубой самолета эти детали образуют выход-ную часть газового тракта двигателя. Стойки 2 внутренним концом приварены к манжетам кожуха 7, а другим свободно входят в манжеты 5 кожуха 9, что обеспечивает свободу теп-ловых расширений деталей.

К наружному кожуху приварены передний фланец 3 для крепления выходного устройства к СА турбины и задний 6 для крепления газоотводящей трубы, является элементом самоле-та, наружный кожух имеет восемь штуцеров для установки термопар, замкнутая полость внутреннего кожуха суфлируется с атмосферой через срез вершины конуса стекателя.

Тема 19 Устройства для реверса и девиации тяги (Кн 2 стр 80 ).

Одним из наиболее эффективных средств уменьшения длины пробега самолетов с ГТД при посадке является специальные реверсивные устройства (реверс тяги). При помощи реверсо-ра тяги поток газа за турбиной поворачивается под углом 90⁰ —180 ⁰ выходит по направле-нию движения самолета, этом создается отрицательная тяга, которая тормозит пробег само-лета при посадке. Повышается ресурс взлетно-посадочных устройств (тормозов и покры-шек колес).

К реверс тягам предъявляется требования:

1 Величина отрицательной тяги не менее 35-40% от максимальной положительной тяги.

2 Быстрое изменение тяги от отрицательной до положительной за 1-2сек.

3 Неизменность режима раб двигателя при реверсировании.

4 Сохранение устойчивости и управляемости самолета при включении реверсов.

5 Простая и надежная и легкая конструкция реверса.

6 Небольшой нагрев поверхностей самолета выходящей струей газа.

Реверсивные устройства различают как по месту поворота потока (с поворотом в выход-ном устройстве или за ним), так и по способу отклонение потока газа (с механическим или аэромеханическим способом).

На рис 45а, б реверс тяги установлены в выходном устройстве, что уменьшает гидропотери потока газа вследствие малой его в момент поворота.

На рис 45а отклонение потока осуществляется механически закрытием заслонки 1 при одновременном передвижении отклоняющей решетки 2.

На рис 45б поток отклоняется аэродинамическим способом. Одновременно с перемещени-ем решетки 2 в рабочее положение через каналы пустотелой стойки 1 под углом к основно-му потоку направляется поток воздуха с большой скоростью, который отклоняет поток газа в сторону решетки. Воздух для реверса тяги отбирается из компрессора двигателя (2-3% от общего расхода).

На рис 45в, г показаны реверс тяги, установленные за выходным устройством. Поток газа отклоняется механическим способом: на рис 45в при помощи 2х поворотных створок 1, на рис 45г—заслонкой 1.

На рис 45д представлена схема реверс тяги с аэродинамическим отклонением. Внутри выпускной трубы радиально размещены поворотные лопатки, которые в нерабочем поло-жении устанавливаются по потоку. При включении реверса лопатки поворачиваются и нап-равляют поток к кольцам 2, которые отклоняют его на угол 140⁰—150⁰. Отклоняющие кольца в рабочем положении могут убираться в фюзеляж или гондолы двигателя. Недостатком является необходимость регулируемого сопла для сохранения постоянной t_г перед турбиной. Затруднено крепление поворотных лопаток, усложнен механизм их пово-рота.

Девиация – изменения направления тяги путем отклонение потока газа на угол меньше 90⁰ в сторону земли. При этом возникает вертикальная составляющая тяги, для снижение поса-дочную скорость и длину пробега самолета. Устройство для девиации тяги (рис 45е) пред-ставляет собой дополнительную реактивную трубу 1, установленную под углом к основной трубе 2. Устройства для девиации тяги также выполняется в виде гибкой металлической трубы, способной отклонятся на угол 90⁰.

Тема 20 Устройства для глушения шума. Применяемые материалы (Кн2 стр82).

В качестве допустимого уровня шума для самолетов при взлете можно принять междуна-родную норму, равную 100—112 дб для дневных и 100 дб для ночных полетов. Эти цифры относятся к местности, расположенной под траекторией взлета на удалении 4-5км от начала разбега самолета. Указанный предел шума недолжен превышаться. Кроме вредного физио-логического воздействия на человека, шум может вызвать усталостное разрушение конст-рукции самолета и ненормальность в работе ряда приборов.

Наибольший шум при работе ГТД возникает от выходящего из двигателя потока газа. Шум при этом создается вследствие турбулентного смещения потока с окружающим воздухом. Шум особенно велик при взлете, наборе высоты и полете с большими скоростями. Уменьшение уровня шума можно достигнуть уменьшением скорости истечения газа из сопла.

Если сравнить по уровню шума обычный ТРД с форсажной камерой со скоростью (900м/с) истечения газа, с ДТРД, где скорость истечения равна 490м/с, то первом шум будет на 18дб (16%) больше, чем во втором. Преимущества двигателя с низкой скоростью исте-чения газа могут быть решающими при выборе двигателя для самолетов ГА.

Шум от ГТД до настоящего времени уменьшают путем к реактивному соплу специальных приставок (глушители).

Элементы выходного устройства работают при t_г=750-900⁰С. Изготавливают из жаростойкой хромоникелевой стали с ниобием ЭИ402. При t_г=650-700⁰С применяют жаростойкой хромоникелевой Х18Н9Т или ЭИ417.

Список литературы

1. Казанджан П.К. Теория авиационных двигателей. 1983г.

2. Алдамжаров Б.К. Основы конструкции и прочности АД. 2003г.

3. Торчук Ф.В. Шевчук Н.В. Конструкция и ЛЭ ГТД АИ-24.1983г.

тягу, удельный расход топлива, удельный вес двигателя, габаритные размеры и ресурс.