Сочетание СА и РК образует ступень турбины.

Турбина является важнейшим узлом двигателя, определяющим его ресурс и надежность работы, к ней предъявляется требования.

1. Большой КПД = 0, 85—0, 92 достигается:

· оптимальным выбором числа ступеней турбины и параметров газа;

· профилированием лопаток РК и СА и по предупреждению перетекания газа по длине лопатки и срыва потока с лопаток;

· уменьшением потерь на трение путем обработки поверхности лопаток турбины;

· уменьшением протекания.

2. Необходимая мощность при min весе и габаритах достигается:

· повышением Т⁰_г перед турбиной;

· повышением эффективности конструктивных форм и технологии

изготовления элементов турбины.

3. Высокая надежность и большой ресурс, что обеспечивается:

· применением жаропрочных и жаростойких материалов:

· качеством изготовления деталей и контроль состояния в эксплуатации;

· снижением Т⁰С нагруженных деталей за счет эффективного охлаждения;

· выполнением требований инструкций по эксплуатации двигателя.

4. Простота ремонта. Это важно потому, что стоимость 25% от

Стоимости двигателя.

Осмотр нагруженных деталей в процессе эксплуатации.

 

Применяемые материалы.

Рабочие лопатки изготавливают из высококачественных жаропрочных сплавов в основном на никелевой основе и более дешевых сплавов на железной основе.

Для неохлаждаемых рабочих лопаток, работающих:

-при высоких Т⁰ _г ≤ 1100⁰К ограничивается жаропрочным сплавом ЭИ431Е;

- при Т⁰ _г ≤ 1200⁰К—сплавами ЭИ827 и ЭИ867;

- при Т⁰ _г ≤ 1250⁰К – деформируемым сплавом ЖС6—КП или литейным сплавом ЖС—К.

Литейные сплавы ЖС3, ЖС6—К обладают меньшей пластичностью и усталостной прочностью, чувствительностью к концентрации напряжений и ударным нагрузкам. По жаропрочности и жаростойкости литейные сплавы имеют некоторые преимущества перед деформируемыми.

Литейные жаропрочные сплавы применяют для изготовления охлаждаемых лопаток, т.к. в лопатке легче выполнить каналы для подвода охладителя.

Диски турбин работающие при Т⁰_гС≤ 650⁰С делают из стали ЭИ481, а диски турбин работающие при Т⁰_гС ≥ 650⁰С делают из стали ЭШ3ТБ или ЭИ427А.

Корпусы турбин изготавливают из стали ЭИ417, Х18Н9Т, болты и гайки—из стали ЭИ388

Вал турбин изготавливают из стали 18ХНВА, 40ХНМА, хорошо работающих на усталость.

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 Т₀ и 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 w₁ на входе в РК определяется из треугольника скоростей, как разность векторов с₁ и u(см рис9.3). Величина и направление относительной скорости w₁ 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 w₁ и 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 w₁ на входе до w₂ на 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 с₂определится как векторная сумма относ-ной ск-сти w₂ и 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 с₀ колеблется 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_т на 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.

 

 

 

⇐ Предыдущая1234

Поделиться: