Im Jahr 2006 unterzeichneten die Geschäftsführung des Perm Engine-Building Complex und OJSC Territorial Generating Company No. 90EU-16A-Motor.

Wir haben Daniil Sulimov, stellvertretender Generalkonstrukteur - Chefkonstrukteur von Power Gas Turbine Units and Power Plants von Aviadvigatel OJSC, gebeten, uns die Hauptunterschiede zwischen dem neuen Motor und dem bestehenden PS-90AGP-2 mitzuteilen.

Der Hauptunterschied der GTE-16PA-Einheit zur bestehenden GTU-16PER ist die Verwendung einer Leistungsturbine mit einer Drehzahl von 3000 U/min (statt 5300 U/min). Durch die Reduzierung der Drehzahl kann auf das teure Getriebe verzichtet und die Zuverlässigkeit der Gasturbinenanlage insgesamt erhöht werden.

Technische Eigenschaften der Motoren GTU-16PER und GTE-16PA (unter ISO-Bedingungen)

Optimierung der Hauptparameter der Leistungsturbine

Grundparameter einer freien Turbine (ST): Durchmesser, Strömungsweg, Stufenzahl, aerodynamischer Wirkungsgrad - optimiert um Geraden zu minimieren Betriebskosten.

Die Betriebskosten umfassen die Kosten für den Kauf eines PT und die Kosten für einen bestimmten (für den Kunden als Amortisationszeitraum akzeptablen) Betriebszeitraum. Durch die Wahl einer für den Kunden gut vorhersehbaren Amortisationszeit (maximal 3 Jahre) konnte eine wirtschaftlich sinnvolle Konstruktion realisiert werden.

Auswahl Die beste Option Im Triebwerkssystem als Ganzes wurde auf Basis eines Vergleichs der direkten Betriebskosten für jede Option eine freie Turbine für eine spezifische Anwendung als Teil des GTE-16PA erstellt.

Durch eindimensionale Modellierung des ST durch den mittleren Durchmesser wurde der erreichbare aerodynamische Wirkungsgrad des ST für eine diskret vorgegebene Stufenzahl bestimmt. Das Optimale wurde ausgewählt für diese Option Strömungspfad. Die Anzahl der Blätter wurde unter Berücksichtigung ihres erheblichen Einflusses auf die Anschaffungskosten unter der Bedingung gewählt, dass der aerodynamische Lastfaktor von Zweifel gleich eins ist.

Auf Basis des gewählten Fließweges wurden das Gewicht des MT und die Produktionskosten abgeschätzt. Anschließend wurden die Turbinenoptionen im Triebwerkssystem hinsichtlich der direkten Betriebskosten verglichen.

Bei der Wahl der Stufenzahl für ST werden Wirkungsgradveränderungen, Anschaffungs- und Betriebskosten (Kraftstoffkosten) berücksichtigt.

Die Anschaffungskosten steigen stetig mit dem Wachstum des Einstandspreises mit der Erhöhung der Schrittzahl. In gleicher Weise wächst der realisierte Wirkungsgrad – durch eine Verringerung der aerodynamischen Belastung der Bühne. Die Betriebskosten (Kraftstoffanteil) sinken mit steigender Effizienz. Die Gesamtkosten haben jedoch mit vier Stufen in einer Leistungsturbine ein deutliches Minimum.

Berechnet als Erfahrung eigene Entwicklungen und die Erfahrung anderer Firmen (umgesetzt in konkreten Entwürfen), die es ermöglichten, die Objektivität der Schätzungen zu gewährleisten.

Im finalen Design konnten durch die Erhöhung der Belastung der Bühne und die Reduzierung des ST-Wirkungsgrades vom maximal erreichbaren Wert um ca. 1 % die Gesamtkosten des Kunden um fast 20 % gesenkt werden. Dies wurde erreicht, indem die Kosten und der Preis der Turbine gegenüber der Option mit dem maximalen Wirkungsgrad um 26 % gesenkt wurden.

Aerodynamisches Design von ST

Hohe aerodynamische Effizienz des neuen ST bei ausreichendem hohe Belastung erreicht durch die Nutzung der Erfahrung von Aviadvigatel OJSC bei der Entwicklung von Turbinen niedriger Druck und Kraftturbinen sowie die Anwendung mehrstufiger räumlicher aerodynamischer Modelle unter Verwendung der Euler- (ohne Viskosität) und Navier-Stokes-Gleichungen (mit Viskosität).

Vergleich der Parameter der Leistungsturbinen GTE-16PA und LPT Rolls-Royce

Der Vergleich der Parameter der ST GTE-16PA mit den modernsten Rolls-Royce-Kraftstoffpumpen der Trent-Familie (Smith-Diagramm) zeigt, dass die neue ST hinsichtlich des Anströmwinkels in den Schaufeln (ca Niveau von Rolls-Royce-Turbinen. Das Fehlen einer starren Gewichtsbegrenzung von Flugzeugstrukturen ermöglichte es, den Lastfaktor dH / U2 aufgrund einer Erhöhung des Durchmessers und der Umfangsgeschwindigkeit etwas zu reduzieren. Die Größe der Austrittsgeschwindigkeit (inhärent in Bodenstrukturen) ermöglichte es, die relative axiale Geschwindigkeit zu reduzieren. Im Allgemeinen liegt das Potenzial des entworfenen ST zur Umsetzung der Effizienz auf dem Niveau, das für die Stufen der Trent-Familie charakteristisch ist.

Das Aerodynamik-Merkmal des designten ST ist auch die Bereitstellung optimaler Wirkungsgradwerte Turbinen im für den Grundbetrieb typischen Teilleistungsmodus.

Bei Beibehaltung der Drehzahl führt eine Änderung (Abnahme) der Belastung am ST zu einer Vergrößerung der Anstellwinkel (Abweichung der Gasströmungsrichtung am Eintritt in die Schaufeln vom berechneten Wert) am Eintritt in die Messerreihen. Negative Anstellwinkel treten auf, am stärksten in den letzten Stufen der Turbine.

Das Design der ST-Schaufelfelgen mit hoher Widerstandsfähigkeit gegen Anstellwinkeländerungen wird durch eine spezielle Profilierung der Felgen mit zusätzliche Verifizierung Stabilität der aerodynamischen Verluste (2D / 3D aerodynamische Modelle Navier-Stokes) bei großen Strömungswinkeln am Einlass.

Als Ergebnis zeigten die analytischen Eigenschaften des neuen ST eine signifikante Beständigkeit gegenüber negativen Anstellwinkeln sowie die Möglichkeit, den ST auch zum Antrieb von Generatoren zu verwenden, die einen Strom mit einer Frequenz von 60 Hz erzeugen (mit einer Rotationsfrequenz von 3600 U/min), d. h. die Möglichkeit, die Rotationsfrequenz um 20 % zu erhöhen, ohne dass der Wirkungsgrad merklich eingebüßt wird. Allerdings sind in diesem Fall Effizienzverluste bei Betriebsarten mit reduzierter Leistung praktisch unvermeidlich (was zu einer zusätzlichen Erhöhung der negative Winkel Anschläge).
ST-Designmerkmale
Um den Materialverbrauch und das Gewicht der ST zu reduzieren, wurden bewährte luftfahrttechnische Ansätze bei der Auslegung der Turbine verwendet. Als Ergebnis stellte sich heraus, dass die Rotormasse trotz der Vergrößerung des Durchmessers und der Anzahl der Stufen gleich der Rotormasse der GTU-16PER-Kraftturbine war. Dies führte zu einer signifikanten Vereinheitlichung der Übertragungen, auch vereinheitlicht Ölsystem, unterstützen Druckaufbau und Kühlsystem ST.
Die Menge und Qualität der Luft, die verwendet wird, um Getriebelagerhalterungen unter Druck zu setzen, einschließlich Reinigung und Kühlung, wurde erhöht. Auch die Schmierqualität der Getriebelager wurde durch den Einsatz von Filterelementen mit einer Filterfeinheit von bis zu 6 µm verbessert.
Um die Betriebsattraktivität des neuen GTE zu erhöhen, wurde ein eigens entwickeltes Steuerungssystem eingeführt, das dem Kunden den Einsatz eines Turboexpanders (Luft und Gas) ermöglicht und Hydrauliktypen Start.
Die Masse- und Größeneigenschaften des Motors ermöglichen es, für seine Platzierung Seriendesigns des GTES-16P-Block-Komplettkraftwerks zu verwenden.
Schall- und wärmeisolierendes Gehäuse (bei Aufstellung in Hauptgebäuden) gewährleistet die akustischen Eigenschaften des GTPP auf dem von den Hygienestandards vorgeschriebenen Niveau.
Der erste Motor durchläuft derzeit eine Reihe von Sondertests. Der Gasgenerator des Motors hat bereits die erste Stufe der äquivalenten Zyklenprüfungen bestanden und die zweite Stufe nach der Überarbeitung begonnen. technischer Zustand, die im Frühjahr 2007 endet.

Die Arbeitsturbine als Teil eines Full-Size-Triebwerks hat den ersten Sondertest bestanden, bei dem Indikatoren von 7 gemessen wurden Drosselcharakteristik und andere experimentelle Daten.
Anhand der Testergebnisse wurde eine Aussage über die ST-Funktionsfähigkeit und deren Einhaltung der deklarierten Parameter getroffen.
Darüber hinaus wurden den Testergebnissen zufolge einige Anpassungen am ST-Design vorgenommen, darunter die Änderungen am Kühlsystem der Gebäude, um die Wärmeabgabe in den Stationsraum zu reduzieren und Brandschutz, sowie zur Optimierung des Radialspiels zur Steigerung des Wirkungsgrades, die Axialkraft anpassen.
Der nächste Test der Turbine ist für Sommer 2007 geplant.

Gasturbineneinheit GTE-16PA
am Vorabend von Sonderprüfungen

Heute besteht die Luftfahrt zu fast 100 % aus Maschinen, die ein Kraftwerk vom Typ Gasturbine verwenden. Mit anderen Worten - Gasturbinentriebwerke... Doch trotz der wachsenden Popularität des Flugverkehrs wissen nur wenige, wie der summende und pfeifende Container funktioniert, der unter den Flügeln des einen oder anderen Verkehrsflugzeugs hängt.

Arbeitsprinzip Gasturbinentriebwerk.

Ein Gasturbinentriebwerk gehört wie ein Kolbenmotor in jedem Auto zu den Motoren Verbrennungs... Beide wandeln die chemische Energie des Brennstoffs durch Verbrennung in thermische Energie und dann in nutzbare, mechanische Energie um. Dies geschieht jedoch etwas anders. In beiden Motoren finden 4 Hauptprozesse statt - diese sind: Ansaugen, Verdichten, Expansion, Auspuff. Jene. in jedem Fall gelangen zuerst Luft (aus der Atmosphäre) und Kraftstoff (aus den Tanks) in den Motor, dann wird die Luft komprimiert und Kraftstoff eingespritzt, wonach sich das Gemisch entzündet, wodurch es sich stark ausdehnt und als Ergebnis wird in die Atmosphäre abgegeben. Von all diesen Aktionen gibt nur die Expansion Energie ab, der Rest ist notwendig, um diese Aktion zu gewährleisten.

Was ist jetzt der Unterschied. In Gasturbinentriebwerken laufen all diese Prozesse ständig und gleichzeitig ab, jedoch in verschiedenen Teilen des Triebwerks und in einem Kolbenmotor - an einem Ort, aber zu unterschiedlichen Zeiten und der Reihe nach. Darüber hinaus kann bei der Verbrennung umso mehr Energie gewonnen werden, je komprimierter die Luft ist, und heute beträgt das Verdichtungsverhältnis von Gasturbinentriebwerken bereits 35-40:1, d.h. Beim Durchströmen des Motors nimmt das Volumen der Luft ab und erhöht dementsprechend ihren Druck um das 35-40-fache. Zum Vergleich in Kolbenmotoren diese Zahl überschreitet 8-9: 1 in den modernsten und perfektesten Mustern nicht. Dementsprechend ist das Gasturbinentriebwerk bei gleichem Gewicht und gleichen Abmessungen viel leistungsstärker, und der Koeffizient nützliche Aktion er hat höher. Genau dies ist der Grund für den heute so verbreiteten Einsatz von Gasturbinentriebwerken in der Luftfahrt.

Und nun mehr zum Design. Die vier oben genannten Prozesse laufen im Motor ab, der in einem vereinfachten Diagramm unter den Nummern dargestellt ist:

• Lufteinlass - 1 (Lufteinlass)
• Kompression - 2 (Kompressor)
• Mischen und Zünden - 3 (Brennkammer)
• Auspuff - 5 (Auspuffdüse)
• Die mysteriöse Sektion Nummer 4 wird Turbine genannt. Dies ist ein wesentlicher Bestandteil jedes Gasturbinentriebwerks, dient der Energiegewinnung aus Gasen, die die Brennkammer mit hoher Geschwindigkeit verlassen, und befindet sich auf derselben Welle wie der Verdichter (2), der ihn antreibt.

Somit wird ein geschlossener Kreislauf erhalten. Luft tritt in das Triebwerk ein, verdichtet sich, vermischt sich mit Kraftstoff, entzündet sich, wird zu den Turbinenschaufeln geleitet, die bis zu 80% der Gasleistung entziehen, um den Kompressor zu drehen, alles was übrig bleibt und die endgültige Triebwerksleistung bestimmt, die in verschiedene Wege.

Je nach Art der weiteren Nutzung dieser Energie werden Gasturbinentriebwerke unterteilt in:

• Turbojet
• Turboprop
• Turbofan
• Turbowelle

Der im obigen Diagramm gezeigte Motor ist Turbojet... "saubere" Gasturbine kann man sagen, denn die Gase verlassen nach dem Passieren der Turbine, die den Verdichter dreht, mit hoher Geschwindigkeit das Triebwerk durch die Auspuffdüse und schieben so das Flugzeug nach vorne. Solche Triebwerke werden heute hauptsächlich in Hochgeschwindigkeits-Kampfflugzeugen eingesetzt.

Turboprop Triebwerke unterscheiden sich von Turbojets dadurch, dass sie zusätzlicher Abschnitt Turbine, auch Niederdruckturbine genannt, bestehend aus einer oder mehreren Schaufelreihen, die den Gasen die nach der Verdichterturbine verbleibende Energie entziehen und damit rotieren Luftpropeller, die sich sowohl vor als auch hinter dem Motor befinden können. Nach dem zweiten Abschnitt der Turbine verlassen die Abgase tatsächlich durch die Schwerkraft und haben praktisch keine Energie, daher werden sie einfach verwendet, um sie zu entfernen. Auspuffrohre... Diese Motoren werden in Flugzeugen mit niedriger Geschwindigkeit und geringer Höhe verwendet.

Turbofan Motoren haben einen ähnlichen Aufbau wie Turboprop, nur der zweite Teil der Turbine nimmt nicht die gesamte Energie aus den Abgasen auf, daher haben solche Motoren auch eine Abgasdüse. Der Hauptunterschied besteht jedoch darin, dass eine Niederdruckturbine einen Ventilator antreibt, der in einem Gehäuse eingeschlossen ist. Daher wird ein solcher Motor auch als Zweikreismotor bezeichnet, da Luft durch einen internen Kreislauf (den Motor selbst) und einen externen Kreislauf strömt, der nur zum Lenken des Luftstroms benötigt wird, der den Motor nach vorne drückt. Daher haben sie eine eher "pralle" Form. Es sind diese Triebwerke, die in den meisten modernen Verkehrsflugzeugen verwendet werden, da sie bei Geschwindigkeiten nahe der Schallgeschwindigkeit am wirtschaftlichsten und bei Flughöhen über 7000-8000 m und bis zu 12000-13000 m effizient sind.

Turbowelle die Triebwerke sind fast baugleich mit dem Turboprop, nur dass die Welle, die mit der Niederdruckturbine verbunden ist, aus dem Triebwerk austritt und absolut alles antreiben kann. Solche Triebwerke werden in Helikoptern verwendet, wo zwei oder drei Triebwerke einen einzigen Hauptrotor und einen kompensierenden Heckpropeller antreiben. Ähnlich Kraftwerke jetzt haben sie sogar Panzer - den T-80 und den amerikanischen Abrams.

Gasturbinenmotoren werden auch nach anderen klassifiziert, wenn Zeichen:

• Typ Eingabegerät(einstellbar, ungeregelt)
• nach Verdichtertyp (axial, zentrifugal, zentrifugal)
• nach Art des Luft-Gas-Pfades (direkte Strömung, Schleife)
• nach Turbinentyp (Anzahl der Stufen, Anzahl der Rotoren usw.)
• durch die Art der Strahldüse (einstellbar, nicht einstellbar) usw.

Turbojet-Triebwerk mit Axialverdichter hat weite Verbreitung gefunden. Beim Laufen Motor geht kontinuierlicher Prozess. Die Luft strömt durch den Diffusor, wird abgebremst und gelangt in den Kompressor. Dann gelangt es in den Brennraum. Durch die Düsen wird der Kammer auch Brennstoff zugeführt, das Gemisch wird verbrannt, die Verbrennungsprodukte bewegen sich durch die Turbine. Die Verbrennungsprodukte in den Turbinenschaufeln expandieren und treiben sie in Rotation. Darüber hinaus treten Gase aus der Turbine mit reduziertem Druck in die Strahldüse ein und entweichen mit enormer Geschwindigkeit nach außen, wodurch Schub erzeugt wird. Die maximale Temperatur tritt auch am Wasser in der Brennkammer auf.

Verdichter und Turbine befinden sich auf derselben Welle. Um die Verbrennungsprodukte zu kühlen, kalte Luft... In modernen Strahltriebwerken Arbeitstemperatur kann die Schmelztemperatur der Legierungen der Rotorblätter um ca. 1000°C überschreiten. Das Kühlsystem von Turbinenteilen und die Auswahl hitzebeständiger und hitzebeständiger Triebwerksteile sind eines der Hauptprobleme bei der Konstruktion. Düsentriebwerke aller Art, einschließlich Turbojets.

Besonderheit Turbojet-Triebwerke mit Radialverdichter ist die Bauart der Verdichter. Das Funktionsprinzip solcher Motoren ähnelt dem von Motoren mit Axialverdichter.

Gasturbinentriebwerk. Video.

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Ministerium für Bildung und Wissenschaft der Russischen Föderation

Bundeszentrale für Bildung

Samara State Aerospace University

benannt nach dem Akademiker S.P. Königin

Institut für Theorie der Flugtriebwerke

Kursarbeit

im Kurs: "Theorie und Berechnung von Blattmaschinen"

Axiales TurbinendesignLuftfahrtMotorJT9 D20

Samara 2008

Übung

Erstellen Sie eine Konstruktionsberechnung der Hauptparameter des Turboladers hoher Druck und konstruieren einen meridionalen Abschnitt des Hochdruckturbinentriebwerks JT9D-70A, führen eine thermodynamische Berechnung der Turbine durch, führen eine kinematische Berechnung der zweiten Turbinenstufe durch und profilieren die Laufradschaufel in drei Abschnitten: Hülsen-, Mittel- und Umfangsabschnitte.

Die Anfangsparameter der Turbine sind aus der thermodynamischen Berechnung des Triebwerks im Startmodus bekannt (H P = 0 und M P = 0).

Tabelle 1. - Ausgangsdaten für die Turbinenauslegung

abstrakt

Kursarbeit zum thermogasdynamischen Design der Axialturbine JT9D20.

Erläuterung: 32 Seiten, 1 Abbildung, 2 Tabellen, 3 Anhänge, 4 Quellen.

TURBINE, KOMPRESSOR, DURCHFLUSSTEIL, BETRIEBSRAD, DÜSENEINRICHTUNG, STUFE, DURCHFLUSSAUSLASSWINKEL, EFFIZIENZWINKEL, PROFILWINKEL, GITTERNEIGUNG, GITTERBREITE

In diesem Seminararbeit die diametralen Abmessungen der Hochdruckturbine wurden berechnet, der Meridianschnitt des Strömungsweges konstruiert, die kinematische Berechnung der Stufe beim mittleren Durchmesser und die Berechnung der Parameter entlang der Schaufelhöhe mit dem Drallgesetz b = const mit der Konstruktion von Geschwindigkeitsdreiecken am Eintritt am Austritt aus der RK in drei Abschnitten (Buchse, Umfang und Querschnitt am mittleren Durchmesser). Das Profil der Laufradschaufel der zweiten Stufe wurde berechnet, gefolgt von der Konstruktion der Profilkontur im Gitter in drei Abschnitten.

Symbole

D - Durchmesser, m;

Relativer Durchmesser der Buchse;

h ist die Höhe der Klinge, m;

F - Querschnittsfläche, m 2;

G - Massenstrom Gas (Luft), kg / s;

H - Flughöhe, km; Kompressorkopf, kJ / kg;

i - spezifische Enthalpie, kJ / kg;

k - isentropischer Exponent;

l - Länge, m;

M ist die Mach-Zahl;

n - Rotationsfrequenz, 1 / min;

Р - Druck, kPa;

Reduzierte Geschwindigkeit;

s — Durchfluss, m / s;

q (), (), () - gasdynamische Funktionen von;

R - Gaskonstante, kJ / kggrad;

L * k (t) - spezifische Arbeit des Kompressors (Turbine);

k (t) - Wirkungsgrad des Verdichters (Turbine);

S ist die axiale Breite der Krone, m;

T Temperatur, K ist;

Zugewiesene Ressource, h;

V — Fluggeschwindigkeit, m / s;

z die Anzahl der Schritte ist;

k, t - der Grad der Zunahme (Abnahme) des Gesamtdrucks;

Wiederherstellungskoeffizient des Gesamtdrucks von Luft (Gas) in den Motorelementen; Zugspannungen, MPa;

Änderung des Massendurchflusses;

U - Umfangsgeschwindigkeit, m / s;

Y t * = U t cf / C * t s - Parameter der Turbinenbelastung;

Die Größe der Lücke, m;

U 2 t avg h t out / D avg out - der Spannungsparameter in den Turbinenschaufeln, m 2 / s 2;

K tk, K tv - Parameter der Koordination des Gasgenerators, Turbofan.

Indizes

a - axiale Komponente;

c - Luftquerschnitt am Verdichtereintritt

entlüften - Lüfter

Start - Start;

Wt - Ärmelabschnitt;

g - Gasquerschnitt am Austritt der Turbine

k - Verdichterquerschnitt am Ausgang des Verdichters

cr - kritisch

ks - Brennkammer

n - Abschnitt der ungestörten Strömung

auf - Führungsvorrichtung;

kühlen - kühlen;

n - Flugparameter, Umfangsdurchmesser;

pr - die angegebenen Parameter;

ps - Halteschritt

s - isentropische Parameter;

s - zweiter Abschnitt am Austritt aus der Düse

cf - Durchschnittsparameter;

st - Schrittparameter;

t - Brennstoffturbinenabschnitt am Turbineneintritt

h - Stunde

* - Bremsparameter.

Abkürzungen

HP - Hochdruck;

ND - niedriger Druck;

VNA - Einlassleitschaufel;

GDF - Gasdynamische Funktionen

GTE - Gasturbinentriebwerk

Effizienz - Effizienzkoeffizient;

HA - Führungsvorrichtung;

RK - Laufrad;

CA - Turbinendüse;

ACS - atmosphärische Standardbedingungen

Turbojet-Triebwerk - Turbojet-Bypass-Triebwerk.

Einführung

1. Auslegungsberechnung der Hauptparameter der Hochdruckturbine

1.1 Berechnung der geometrischen und Betriebsparameter der HD-Turbine

1.2 Aufbau des Meridianschnitts des Strömungsweges der HD-Turbine

2. Gasdynamische Berechnung der HD-Turbine

2.1 Verteilung des Wärmeabfalls in Stufen

2.2 Berechnung der Stufe durch den mittleren Durchmesser

2.3 Berechnung effektive Arbeit Stufen unter Berücksichtigung von Reibungsverlusten der Scheibe und in der Radialluft

2.4 Berechnung von Strömungsparametern bei verschiedenen Radien

Abschluss

Liste der verwendeten Quellen

Einführung

Diese Arbeit enthält eine vereinfachte Version der gasdynamischen Berechnung einer Axialturbine, bei der eine Variantensuche nach optimalen (Kompromiss-)Parametern durch belastbare statistische Empfehlungen aus der Systematisierung von Werkstoffen zur Berechnung moderner GTE-Turbinen ersetzt wird. Die Auslegung erfolgt nach den bei der thermogasdynamischen Berechnung des Motors erhaltenen Ausgangsparametern.

Der Zweck des axialen Designs Flugzeugturbine besteht darin, die grundlegenden geometrischen, kinematischen und thermodynamischen Parameter als Ganzes und ihre einzelnen Stufen zu bestimmen, die die berechneten Werte der spezifischen und allgemeine Parameter Motor. Die Gestaltungsaufgaben implizieren in dieser Hinsicht: die Wahl der Haupt geometrische Parameter die ausgelegte Turbine mit den gegebenen Parametern des Arbeitsfluids unter Berücksichtigung des vorgesehenen Zwecks des Gasturbinentriebwerks; Verteilung des Wärmeabfalls über die Stufen, Berechnung von Strömungsparametern in den Lücken zwischen den Stufen; Berechnung von Strömungsparametern in den Elementen des Strömungspfades der zweiten Stufe der Turbine am mittleren Durchmesser; Auswahl des Drallgesetzes und Berechnung der Änderung der Strömungsparameter entlang des Radius (Schaufelhöhe) der projizierten Stufe; Profilieren der Rotorblätter der projizierten Stufe.

1. Auslegungsberechnung der Hauptparameter einer Turbine mit hohem

Druck

1.1 Zahlung geometrische und Betriebsparameter HD-Turbinen

Die zu bestimmenden geometrischen Parameter der Turbine sind in Bild 1 dargestellt.

Abbildung 1. - Geometrisches Modell einer Axialturbine

1. Der Wert des Verhältnisses D av / h 2 (h 2 ist die Höhe der Laufschaufeln am Austritt der HD-Turbine) wird durch die Formel bestimmt

wobei e t der Spannungsparameter ist, dessen Wert normalerweise im Bereich (13 ... 18) 10 3 m 2 / s 2 liegt.

Wir nehmen e t = 15 10 3 m 2 / s 2. Dann:

Um zu erhalten hohe Effizienz wünschenswert zu haben. Daher wird ein neuer Wert ausgewählt. Dann,

2. Bestimmen Sie bei gegebenem Wert der axialen Gasgeschwindigkeit am Turbineneintritt (C 0 = 150 m / s) die reduzierte axiale Geschwindigkeit l 0 (l 0 = 0,20 ... 0,25)

Ringfläche am Eingang zum SA der HD-Turbine:

3. Berechnen Sie die Ringfläche am Austritt der Turbine. Dazu wird der Wert der axialen Komponente der Geschwindigkeit am Austritt aus der Turbine vorläufig geschätzt. Wir akzeptieren, dass / = 1,5; ... Dann

4. Entsprechend dem gewählten Wert wird die Höhe des Rotorblattes am Austritt der HD-Turbine bestimmt:

5. Durchschnittlicher Durchmesser am Austritt der HD-Turbine

6. Umfangsdurchmesser am Austritt aus dem RK:

7. Hülsendurchmesser am Ausgang des RK:

8. Die Form des Fließweges ist wie folgt: Daher:

Die Höhe der Leitschaufel am Turbineneintritt wird wie folgt abgeschätzt:

9. Umfangsdurchmesser der Düsenapparatur am Eintritt der HD-Turbine:

10. Hülsendurchmesser am Einlass der HD-Turbine:

11. Rotationsfrequenz des HD-Turbinenrotors:

1.2 Aufbau des Meridianschnitts der StrömungTeile

HD-Turbinen

Das Vorhandensein der Meridianform des Fließweges ist notwendig, um die charakteristischen Durchmesser zu bestimmen Di in jedem Kontrollabschnitt des Schrittes, und nicht nur in den Abschnitten "0" und "2". Diese Durchmesser dienen als Grundlage, um beispielsweise Strömungsparameter bei verschiedenen Radien des Strömungswegs zu berechnen sowie die Steuerabschnittsprofile des Schaufelblattes zu entwerfen.

1. Breite der Krone des Düsenapparats der ersten Stufe:

wir nehmen kSA = 0,06

2. Breite des Randes des Laufrades der ersten Stufe:

wir nehmen kPK = 0,045

3. Breite der Krone des Düsenapparats der zweiten Stufe:

4. Breite des Laufradkranzes der zweiten Stufe:

5. Das Axialspiel zwischen Düsenapparat und Laufrad wird üblicherweise aus dem Verhältnis bestimmt:

Axialspiel zwischen Düsenapparat und Laufrad der ersten Stufe:

6. Axialspiel zwischen dem Laufrad der ersten Stufe und der Düse der zweiten Stufe:

7. Axialspiel zwischen der Düsenvorrichtung und dem Laufrad der zweiten Stufe:

8. Das radiale Spiel zwischen den Enden der Schaufelblätter und dem Körper wird normalerweise im Bereich von 0,8 ... 1,5 mm angenommen. In unserem Fall akzeptieren wir:

2 . g azodynamisches Design der Turbine VD

2.1 VerteilungWärmeabfall in Schritten

Thermodynamische Parameter des Arbeitsmediums am Einlass unddie Treppe verlassen.

1. Ermitteln Sie den Durchschnittswert des Wärmeabfalls pro Schritt

.

Der Wärmeverlust der letzten Stufe wird gleichgesetzt mit:

Wir akzeptieren:

kJ / kg

Dann: kJ / kg

2. Reaktivitätsgrad bestimmen (für die zweite Stufe)

m

; ; .

3. Bestimmen wir die Parameter des thermodynamischen Zustands des Gases am Eingang der zweiten Stufe

; ;

; ; .

4. Berechnen wir den Wert der isentropen Arbeit in einer Phase, in der sich das Gas auf Druck ausdehnt.

Wir akzeptieren:

.

5. Lassen Sie uns die Parameter des thermodynamischen Zustands des Gases am Austritt aus der Stufe unter der Bedingung der isentropen Expansion von Druck auf bestimmen:

; .

6. Berechnen wir den Grad der Gasreduktion in der Stufe:

.

7. Bestimmen Sie den Gesamtdruck am Eintritt in die Stufe:

,

8. Der Winkel des Strömungsaustritts aus dem RK wird genommen.

9. Gasdynamische Funktionen am Bühnenausgang

; .

10. Statischer Druck hinter der Bühne

.

11. Thermodynamische Parameter der Strömung am Austritt aus der Stufe unter der Bedingung der isentropen Expansion von Druck auf

; .

12. Der Wert der isentropen Arbeit in der Stufe während der Gasexpansion von Druck auf

.

2.2 Schrittberechnung durch Durchschnitt bei Durchmesser bei

Strömungsparameter hinter der Düse

1. Bestimmen wir die isentrope Geschwindigkeit des Gasausflusses aus dem CA:

.

2. Bestimmen wir den reduzierten isentropen Durchfluss am Ausgang des CA:

;

3. Der Geschwindigkeitskoeffizient des CA wird genommen:

.

4. Gasdynamische Funktionen der Strömung am Austritt aus dem SA:

; .

5. Bestimmen Sie den Gesamtdruckrückgewinnungsfaktor aus der Tabelle:

.

6. Anströmwinkel aus den Düsenblättern:

;

Woher.

7. Umlenkwinkel der Strömung im Schrägschnitt des CA:

.

8. Wirkwinkel am Austritt des Düsenfeldes

.

9. Der Einbauwinkel des Profils im Gitter ergibt sich aus der Grafik, je nach.

Wir akzeptieren:;

;

.

10. Die Sehne des CA-Blattprofils

.

11. Der Wert des optimalen relativen Schrittes wird gemäß der Grafik in Abhängigkeit von und bestimmt:

12. Der optimale Abstand des SA-Gitters in erster Näherung

.

13. Optimale Anzahl von CA-Klingen

.

Wir akzeptieren.

14. Der Endwert der optimalen Blattsteigung CA

.

15. Die Größe des Halses des CA-Kanals

.

16. Parameter des thermodynamischen Zustands des Gases am Austritt aus dem SA unter der Bedingung der isentropen Expansion im Düsengitter

; .

17. Statischer Druck im Spalt zwischen CA und PK

.

18. Die tatsächliche Gasgeschwindigkeit am Ausgang des SA

.

19. Thermodynamische Parameter der Strömung am Austritt aus dem CA

;

; .

20. Gasdichte am Ausgang des CA

.

21. Axial- und Umfangskomponenten der absoluten Strömungsgeschwindigkeit am Austritt aus dem CA

;

.

22. Die Umfangskomponente des relativen Durchflusses am Eintritt in den RK

.

23. Eintrittswinkel der Strömung in die RK bei Relativbewegung

.

24. Relativer Durchfluss am Eingang zum RK

.

25. Thermodynamische Gasparameter am Eingang des RK

;

; .

26. Reduzierte Strömungsgeschwindigkeit bei Relativbewegung

.

27. Gesamtdruck bei relativer Luftbewegung

.

Stromparameter am Ausgang des RC

28. Thermodynamische Strömungsparameter

;

;.

29. Isoentrope Strömungsgeschwindigkeit bei Relativbewegung

.

30. Reduzierte isentropische Strömungsgeschwindigkeit bei Relativbewegung:

.

Wir akzeptieren, weil Relativbewegung ist energieisolierte Bewegung.

31. Reduzierte Strömungsgeschwindigkeit bei Relativbewegung

Lass uns nehmen:

,

Dann:

; .

32. Anhand des Diagramms bestimmen wir den Erholungsfaktor des Gesamtdrucks:

.

33. Der Austrittswinkel der Strömung aus dem RK bei Relativbewegung (15є<в 2 <45є)

Rechnen wir:

;

.

34. Ermitteln Sie aus der Tabelle den Strömungsumlenkungswinkel im Schrägschnitt der Rotorblätter:

.

35. Effektiver Winkel am Ausgang des RC

.

36. Ermitteln Sie aus der Tabelle den Einbauwinkel des Profils im Rotorblatt:

Lassen Sie uns berechnen:;

.

37. Sehne des RK-Klingenprofils

.

38. Der Wert der optimalen relativen Steigung des RK-Gitters wird durch die Tabellen bestimmt:

.

39. Die relative Steigung des RK-Gitters in erster Näherung

.

40. Die optimale Klingenanzahl des RK

.

Wir akzeptieren.

41. Der Endwert der optimalen Steigung der Blätter des RK

.

42. Die Größe der Kehle des Kanals der Rotorblätter

.

43. Relativgeschwindigkeit am Ausgang der RK

44. Enthalpie und Gastemperatur am Austritt aus dem RK

; .

45. Gasdichte am Ausgang der Republik Kasachstan

46. ​​​​Axial- und Umfangskomponenten der Relativgeschwindigkeit beim Austritt aus dem RK

;

.

47. Umfangskomponente der absoluten Strömungsgeschwindigkeit hinter dem RK

48. Absolute Gasgeschwindigkeit hinter dem RK

.

49. Strömungsaustrittswinkel aus dem RK bei absoluter Bewegung

50. Gesamtenthalpie des Gases für RK

.

2.3 Berechnung des effektiven Betriebs einer Stufe unter Berücksichtigung von Reibungsverlusten

Scheiben- und Radialspiel

Um den effektiven Betrieb der Stufe zu bestimmen, müssen die Energieverluste berücksichtigt werden, die mit dem Austreten des Arbeitsfluids in das Radialspiel und der Reibung der Stufenscheibe gegen das Gas verbunden sind. Dazu definieren wir:

51. Spezifische Gasarbeit an den Schaufeln des RK

52. Leckverluste, die von den Konstruktionsmerkmalen der Bühne abhängen.

Bei der Konstruktion moderner GTE-Turbinen werden zur Reduzierung von Leckagen an den Laufrädern meist Bandagen mit Labyrinthdichtungen verwendet. Undichtigkeiten durch solche Dichtungen werden nach der Formel berechnet:

Wir nehmen den Verbrauchskoeffizienten der Labyrinthdichtung:

Die lichte Fläche ergibt sich aus dem Ausdruck:

Druck bestimmen Zunächst wird die isentropisch reduzierte Strömungsgeschwindigkeit am Austritt zum RK am Umfangsdurchmesser und die entsprechende gasdynamische Funktion ermittelt:

; .

Umfangsdruck

Dichtungsdruckverhältnis

Wir akzeptieren die Anzahl der Jakobsmuscheln:

Leckverluste

53. Energieverluste durch Reibung der Stufenscheibe gegen Gas

,

wobei D 1w gemäß der Zeichnung des Fließweges genommen wird

54. Totaler Energieverlust durch Leckage und Reibung der Scheibe

55. Gesamtenthalpie des Gases am Austritt aus der RK unter Berücksichtigung der Verluste für Leckage und Reibung der Scheibe

;

56. Gasenthalpie nach statischen Parametern am Ausgang des RK unter Berücksichtigung von Verlusten für Leckage und Reibung der Scheibe

57. Gesamtgasdruck am Ausgang der RK unter Berücksichtigung der Verluste für Leckage und Reibung der Scheibe

58. Tatsächliche effektive Schrittarbeit

59. Tatsächliche Effizienz Schritte

60. Die Differenz zwischen der tatsächlichen effektiven Arbeit und der gegebenen

das sind 0,78 %.

2.4 Berechnung von Parametern Strömung bei verschiedenen Radien

Turbinendruckschaufelrad

Bei Werten von D av / h l< 12 по высоте лопатки возникает переменность параметров потока, определяемая влиянием центробежных сил и изменением окружной скорости. В этом случае для снижения потерь энергии лопатки необходимо выполнять закрученными. Применение закона закрутки dб/dr = 0 позволяет повысить технологическое качество лопаток. Применение закона б 1 =const позволяет выполнять сопловые венцы с б 1л =const, а закон б 2 =const позволяет улучшить технологичность лопаток соплового венца последующей ступени.

Bestimmung der Parameter für den Hülsenabschnitt der Klinge

1. Relativer Buchsendurchmesser

2. Strömungsaustrittswinkel bei absoluter Bewegung

3. Geschwindigkeitsverhältnis

4. Absoluter Durchfluss am Ausgang des SA

5. Die periphere Komponente der absoluten Geschwindigkeit

6. Axialkomponente der Absolutgeschwindigkeit

7. Isentrope Geschwindigkeit des Gasausflusses aus dem SA

8. Thermodynamische Parameter am Ausgang des CA

; ;

;

; .

9. Statischer Druck

.

10. Gasdichte

11. Die Umfangsgeschwindigkeit im Hülsenabschnitt am Eingang zum RK

12. Die Umfangskomponente der Relativgeschwindigkeit am Eingang des RK

13. Eintrittswinkel der Strömung in die RK bei Relativbewegung

.

14. Relativgeschwindigkeit an der Nabe

15. Thermodynamische Parameter am Eingang des RK bei Relativbewegung

,

,

16. Totaldruck am Eingang zum RK bei Relativbewegung

17. Reduzierte Relativgeschwindigkeit am Eingang zum RK

Parameter im Peripheriebereich

18. Bezieht sich. Durchmesser des Umfangsabschnitts

19. Strömungsaustrittswinkel aus dem SA bei absoluter Bewegung

20. Geschwindigkeitsverhältnis

21. Absolute Geschwindigkeit am Ausgang der SA

22. Umfangs- und axiale Komponenten der Absolutgeschwindigkeit

23. Isentrope Geschwindigkeit des Gasausflusses aus dem SA

24. Thermodynamische Parameter der Strömung am Austritt aus dem CA

;

, ; .

25. Statischer Druck

26. Gasdichte

27. Umfangsradgeschwindigkeit am Umfang

28. Die Umfangskomponente der Relativgeschwindigkeit am Eingang zum RK

29. Eintrittswinkel der Strömung in die RK bei Relativbewegung

.

30. Relative Strömungsgeschwindigkeit an der Peripherie

31. Thermodynamische Parameter der Strömung in Relativbewegung am Eingang des RK

,

32. Totaldruck am Eingang zum RK bei Relativbewegung

.

33. Reduzierte Relativgeschwindigkeit am Eingang zum RK

Berechnung der Strömungsparameter am Austritt aus dem RK

34. Relativer Buchsendurchmesser

35. Strömungswinkel bei absoluter Bewegung

36. Umfangsgeschwindigkeit im Muffenabschnitt beim Austritt aus der RK

37. Statischer Druck am Ausgang des RK

38. Thermodynamische Parameter in der Republik Kasachstan

,

39. Isoentrope Strömungsgeschwindigkeit am Ausgang des RK

40. Reduzierte isentrope Geschwindigkeit

41. Die Strömungsgeschwindigkeit hinter dem RK bei Relativbewegung.

, wo

Geschwindigkeitskoeffizient.

42. Thermodynamische Parameter der Strömung am Austritt aus dem RK

;

43. Gasdichte hinter der Arbeitskrone

44. Strömungsaustrittswinkel bei Relativbewegung

45. Umfangs- und axiale Komponenten der relativen Strömungsgeschwindigkeit

46. ​​​​Absolute Geschwindigkeit beim Austritt aus dem Arbeitsring

47. Die periphere Komponente der absoluten Geschwindigkeit

48. Gesamtenthalpie und Temperatur der Strömung am Austritt aus dem RK

49. Gasdynamische Funktionen beim Austritt aus der Republik Kasachstan

;

50. Gesamtdruck der Strömung in absoluter Bewegung am Ausgang des RK

Berechnung von Parametern im peripheren Abschnitt am Austritt aus dem RK

51. Relativer Durchmesser des Umfangsabschnitts

52. Strömungswinkel bei absoluter Bewegung

53. Umfangsgeschwindigkeit im Umfangsabschnitt am Ausgang der RK

54. Statischer Druck am Ausgang des RK

55. Thermodynamische Parameter bei isentroper Expansion im RK

;

56. Isoentrope Strömungsgeschwindigkeit am Ausgang des RK

57. Reduzierte isentrope Geschwindigkeit

58. Strömungsgeschwindigkeit hinter dem RK bei Relativbewegung

Geschwindigkeitsverhältnis;

59. Thermodynamische Parameter der Strömung am Austritt aus dem RK

;

60. Gasdichte hinter der Arbeitskrone

61. Strömungsaustrittswinkel bei Relativbewegung

62. Umfangs- und axiale Komponenten der relativen Strömungsgeschwindigkeit

63. Absolute Austrittsgeschwindigkeit aus der RK

64. Die periphere Komponente der absoluten Geschwindigkeit

65. Gesamtenthalpie und Temperatur der Strömung am Austritt aus dem RK

66. Gasdynamische Funktionen beim Austritt aus der Republik Kasachstan

;

67. Gesamtfließdruck in absoluter Bewegung am Ausgang des RK

3. Profilierung der Laufradschaufel

Tabelle 2. - Ausgangsdaten für die Profilierung der Schaufeln des RK

Tabelle 3. - Berechnete Werte für die Profilierung der Schaufeln des RK

Abschluss

In der Kursarbeit wurde der Strömungsweg der Hochdruckturbine berechnet und gebaut, die kinematische Berechnung der zweiten Stufe der Hochdruckturbine am mittleren Durchmesser durchgeführt, die Berechnung der effektiven Arbeit unter Berücksichtigung der Reibung Verluste der Scheibe und im Radialspiel, die Berechnung der Parameter entlang der Schaufelhöhe mit dem Drallgesetz b = const mit der Konstruktion von Geschwindigkeitsdreiecken. Die Laufradschaufel wurde in drei Abschnitten profiliert.

Liste der verwendeten Quellen

1. Thermogasdynamische Auslegung von Axialturbinen für Fluggasturbinentriebwerke unter Verwendung von р-i-T-Funktionen: Lehrbuch. Zulage / N.T. Tikhonov, N. F. Musatkin, V. N. Matveev, V. S. Kusmitschew; Samar. Zustand Raumfahrt un-t. - Samara, 2000 .-- 92. p.

2. Mamaev B. I., Musatkin N. F., Aronov B. M. Gasdynamische Auslegung von Axialturbinen für Flugzeuge GTE: Lehrbuch. - Kuibyshev: KuAI, 1984 - 70 S.

3. Auslegungsberechnung der Hauptparameter von Turbokompressoren von Flugzeugen GTE: Lehrbuch. Zulage / V.S. Kuzmichev, A. A. Trofimov; KuAI. - Kuibyshev, 1990 .-- 72 S.

4. Thermogasdynamische Berechnung von Gasturbinenkraftwerken. / Dorofeev V.M., Maslov V.G., Pervyshin N.V., Svatenko S.A., Fishbein B.D. - M., "Maschinenbau", 1973 - 144 S.

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Das Gebrauchsmuster ermöglicht es, den Wirkungsgrad des Turbojet-Bypass-Triebwerks (TJE) durch eine garantierte Kühlung der letzten Turbinenstufe bei maximalen Betriebsarten (zum Beispiel im Startmodus) und durch Erhöhung der Effizienz bei Reiseflugbetriebsarten zu erhöhen. Das Kühlsystem der letzten Stufe der Niederdruck-Axialturbine des Turbojet-Triebwerks enthält einen Lufteinlass aus dem äußeren Triebwerkskreislauf und zusätzlich einen Lufteinlass hinter einer der Verdichterzwischenstufen. Das Kühlsystem ist mit einer Vorrichtung zum Regulieren der Luftzufuhr zum Hohlraum neben der Rückseite der Turbinenscheibe der letzten Stufe ausgestattet. Das Steuergerät enthält einen Drehring mit Antrieb. Der Drehring liegt an der Stirnwand des Turbinenträgers an. In der Stirnwand des Trägers befinden sich zwei Löcher. Ein Loch ist mit dem ringförmigen Hohlraum des Turbinenträgers der letzten Stufe verbunden und das andere - mit dem Hohlraum des Luftsammlers, der sich im ringförmigen Hohlraum des Turbinenträgers befindet. Der Drehring der Steuervorrichtung ist mit einem elliptischen Durchgangsloch versehen, das mit der Möglichkeit angeordnet ist, abwechselnd mit einem der beiden Durchgangslöcher der Stirnwand des Turbinenträgers zu kommunizieren.

Das Gebrauchsmuster betrifft Kühlsysteme für Flugzeugtriebwerkselemente, genauer gesagt das Kühlsystem einer Niederdruckturbine (LPT) eines Bypass-Turbojet-Triebwerks (TJE).

Kühlluft wird verwendet, um die heißen Strukturelemente von Turbojet-Triebwerken zu kühlen.

Bekannt ist ein Turbinenkühlsystem eines Turbojet-Bypass-Triebwerks, bei dem Luft aus der Zwischen- oder Endstufe eines Hochdruckverdichters (HPC) zur Kühlung der Turbinenschaufeln verwendet wird (siehe beispielsweise "Design of a Turbolader TRDDF" , MAI Publishing House, 1996, S. 27-28). Die dem HPC entnommene Kühlluft hat einen ausreichend hohen Druck (im Vergleich zum Ort ihrer Mündung in den Turbinen-Strömungsweg), der ihre garantierte Versorgung aller Kühlflächen gewährleistet. Diesbezüglich ist die Effizienz eines solchen Kühlsystems sehr hoch.

Der Nachteil der Verwendung eines solchen Kühlsystems besteht darin, den spezifischen Schub bei maximalen Betriebsarten und die Wirtschaftlichkeit bei Reisebetriebsarten zu reduzieren. Diese Abnahme entsteht dadurch, dass ein Teil der Leistung der Hochdruckturbine, die zum Verdichten der Kühlluftdruckpumpe verwendet wird, verloren geht und weder zum Rotieren des Hochdruckverdichters (HPC) noch zur Erzeugung verwendet wird Triebwerksschub. Wenn beispielsweise die Strömungsgeschwindigkeit der Kühlschaufeln der Hochdruck-Kraftstoffpumpenluft ~ 5 % der Luftströmungsgeschwindigkeit am Einlass zum HPC beträgt und die Luft aus der letzten Stufe entnommen wird, kann der Leistungsverlust ~ . betragen 5%, was einer Verringerung des Wirkungsgrades der Turbine um den gleichen Betrag entspricht.

Der beanspruchten technischen Lösung am nächsten kommt ein Turbinenkühlsystem eines Turbojet-Bypass-Triebwerks, bei dem Luft aus dem äußeren Kreislauf zur Kühlung der Schaufeln einer Niederdruckturbine verwendet wird (siehe beispielsweise "Turbojet-Bypass-Triebwerk mit an Nachbrenner AL-31F" Verlag VVIA benannt nach N.E. Zhukovsky, 1987, S. 128-130). Die Turbine wird in allen Motorbetriebsarten gekühlt. Bei dieser Variante der Kühlluftauswahl wird keine zusätzliche Turbinenleistung für deren Verdichtung im HPC verbraucht, daher kann eine größere potentielle Energie des Gasstroms hinter der Turbine in der Strahldüse in die kinetische Energie von des Abgasstrahls, was wiederum zu einer Erhöhung des Triebwerksschubs und seiner Effizienz führt.

Der Nachteil der Verwendung eines solchen Kühlsystems ist eine Verringerung der Kühleffizienz aufgrund eines unzureichenden Luftdrucks, der aus dem Kanal des externen Kühlluftkreislaufs bei Triebwerksbetriebsarten nahe dem Maximum (zum Beispiel Startmodus) entnommen wird. Bei den angegebenen Betriebsarten beträgt das für den Wirkungsgrad des Triebwerks optimale Verhältnis der Drücke im Kanal des Außenkreislaufs und am Ausgang der Niederdruckturbine (Maximalwert des spezifischen Schubs des Triebwerks) der Einheit nahe. Ein solcher Druckabfall unter Berücksichtigung der Verluste in den Versorgungskanälen und Düsen reicht in diesen Betriebsarten nicht aus, um eine effektive Kühlung der Laufschaufel der Hochdruck-Kraftstoffpumpe des Triebwerks zu realisieren.

Die bekannten technischen Lösungen haben begrenzte Möglichkeiten, da sie zu einer Verringerung des Wirkungsgrades des Motors führen.

Dem Gebrauchsmuster liegt die Aufgabe zugrunde, den Wirkungsgrad des Turbojet-Triebwerks durch eine garantierte Kühlung der letzten Turbinenstufe bei Maximalbetriebsarten (zB Start) und die Effizienzsteigerung im Reiseflugbetrieb zu steigern.

Das technische Ergebnis ist eine Effizienzsteigerung des Turbofan-Triebwerks.

Das Problem wird dadurch gelöst, dass das Kühlsystem der letzten Stufe der Niederdruck-Axialturbine des Turbojet-Bypass-Triebwerks einen Lufteinlass aus dem äußeren Kreislauf des Triebwerks enthält. Der Lufteinlass kommuniziert durch die Hohlräume der Streben und den ringförmigen Hohlraum des Turbinenträgers der letzten Stufe, der mit einer vorderen Stirnwand versehen ist, mit einem Hohlraum neben der Rückseite der Turbinenscheibe und durch eine Druckscheibe mit den inneren Hohlräumen der Klingen. Die Stirnwand des Turbinenträgers weist Durchgangslöcher auf, und die Außenfläche des Turbinengehäuses der letzten Stufe ist als Teil der Innenfläche des Kanals der Außenkontur des Triebwerks ausgebildet.

Neu im Gebrauchsmuster ist, dass das Kühlsystem am Einlass zusätzlich mit einem Lufteinlass hinter einer der Verdichterzwischenstufen ausgestattet ist, der über eine Rohrleitung mit einem hohlen Luftsammler am Auslass verbunden ist. Das Kühlsystem ist mit einer Vorrichtung zum Regulieren der Luftzufuhr zum Hohlraum neben der Rückseite der Turbine der letzten Stufe ausgestattet. Das Steuergerät enthält einen Drehring mit Antrieb. Der Drehring liegt an der Stirnwand des Turbinenträgers an. In der Stirnwand des Trägers befinden sich zwei Löcher. Ein Loch ist mit dem ringförmigen Hohlraum des Turbinenträgers der letzten Stufe verbunden und das andere - mit dem Hohlraum des Luftsammlers, der sich im ringförmigen Hohlraum des Turbinenträgers befindet. Der Drehring der Steuervorrichtung ist mit einem elliptischen Durchgangsloch versehen, das mit der Möglichkeit angeordnet ist, abwechselnd mit einem der beiden Durchgangslöcher der Stirnwand des Turbinenträgers zu kommunizieren.

Das Kühlsystem der letzten Stufe einer Niederdruck-Axialturbine eines Turbojet-Bypass-Triebwerks gemäß dem erklärten Gebrauchsmuster bietet:

Zusätzliche Versorgung des Kühlsystems am Einlass mit einem Lufteinlass hinter einer der Zwischenverdichterstufen, verbunden durch eine Rohrleitung mit einem hohlen Luftsammler am Auslass, der mit dem Hohlraum kommuniziert, der hinteren Oberfläche der Scheibe der letzten Turbine Stufe, bietet garantierte Kühlung bei maximalen Modi, einschließlich Start;

Die Versorgung des Kühlsystems mit einer Vorrichtung zur Regulierung der Luftzufuhr zum Hohlraum neben der Rückseite der Scheibe der letzten Stufe der Turbine aus der Zwischenstufe des Verdichters oder aus dem externen Kreislauf gewährleistet die Effizienz von Kühlung des Rotorblattes der Hochdruck-Kraftstoffpumpe bei allen Betriebszuständen des Motors. Mit dem Steuergerät können Sie die positiven Eigenschaften beider Kühlsysteme kombinieren, dh durch die sequentielle Verbindung verschiedener Kanäle zur Zufuhr von Kühlluft ist es am rationellsten, die Funktionsfähigkeit und Effizienz des Turbinenkühlsystems im gesamten Bereich des Motorbetriebs sicherzustellen Modi und verbessern dadurch die Traktion, die Wirtschaftlichkeit und die Ressourceneigenschaften des Motors. Somit ist im Startbetrieb die Steuereinrichtung so verschaltet, dass die Zufuhr von Kühlluft aus der Zwischenstufe des Verdichters mit einem für eine effiziente Kühlung der letzten Turbinenstufe ausreichenden Druck gewährleistet ist. Dadurch ist es möglich, entweder die Betriebsmittel der Turbine und des gesamten Triebwerks als Ganzes bei festem Durchsatz der Kühlluft zu erhöhen, oder aber den Durchsatz der Kühlluft zu reduzieren und dadurch die Traktionseigenschaften des Motors zu erhöhen. Die Luft im Kanal des externen Kreislaufs hat nicht den für eine effektive Kühlung notwendigen Überdruck. Im Reisebetrieb liefert das Steuergerät Kühlluft aus dem externen Kreislaufkanal, während der Luftansaugkanal vom Kompressor geschlossen ist (Umschaltung der Position des Rings erfolgt durch ein Signal in Abhängigkeit von der Drehzahl der Niederdruckturbine des Motors nnd und die Temperatur der Luftbremsung am Motoreinlass T * H). Dadurch, dass die Kühlluft im Verdichter nicht verdichtet wird, sinkt die erforderliche HPC-Leistung und die freie Energie des Arbeitsmediums hinter der Turbine steigt; dies führt zu einer Erhöhung des Triebwerksschubs und seiner Effizienz. Darüber hinaus verfügt die Luft aus dem Kanal des externen Kreislaufs über eine große Kühlressource, die es ermöglicht, entweder die Ressource der Turbine und des gesamten Motors als Ganzes bei einem festen Durchfluss der Kühlluft zu erhöhen oder die Volumenstrom der Kühlluft und erhöhen dadurch die Effizienz des Motors weiter.

Damit ist die im Gebrauchsmuster gestellte Aufgabe gelöst - Erhöhung des Wirkungsgrades des Turbojet-Triebwerks durch garantierte Kühlung der letzten Turbinenstufe bei maximalen Betriebsarten (z Vergleich mit bekannten Kollegen.

Das vorliegende Gebrauchsmuster wird durch die folgende detaillierte Beschreibung des Kühlsystems und seines Betriebs unter Bezugnahme auf die in den 1 – 3 gezeigten Zeichnungen veranschaulicht, wobei

1 zeigt schematisch einen Längsschnitt der letzten Stufe einer Niederdruck-Axialturbine eines Turbostrahl-Bypass-Triebwerks und seines Kühlsystems;

Fig. 2 eine Ansicht A in Fig. 1 ist;

Abbildung 3 - Abschnitt b-b in Abbildung 2.

Das Kühlsystem der letzten Stufe der Niederdruck-Axialturbine des Turbojet-Bypass-Triebwerks enthält (siehe 1 ) einen Einlass 1 von Luft aus dem externen Kreislauf 2 des Triebwerks. Der Lufteinlass 1 kommuniziert mit dem Hohlraum 3 neben der Rückseite der Turbinenscheibe 4 durch die Hohlräume 5 der Streben 6 und den ringförmigen Hohlraum 7 des Turbinenträgers der letzten Stufe, der mit der vorderen Endwand 8 mit Durchgangslöchern 9' ausgestattet ist (siehe Fig. 2, 3) der Turbine, und durch die Kanäle 10 in der Scheibe 4 mit den inneren Hohlräumen der Schaufeln 11.

Das Kühlsystem der letzten Stufe einer Niederdruck-Axialturbine eines Turbojet-Bypass-Triebwerks umfasst ferner einen Lufteinlass am Einlass hinter einer der Zwischenverdichterstufen (in Fig. 1 sind der Lufteinlass und die Zwischenverdichterstufen nicht gezeigt). Dieser Lufteinlass ist durch eine Rohrleitung 12 mit einem hohlen Luftsammler 13 am Auslass neben der Stirnwand 8 des Turbinenträgers mit Durchgangslöchern 14 verbunden (siehe Fig. 2, 3).

Außerdem ist das Kühlsystem mit einer Vorrichtung zum Regulieren der Luftzufuhr zum Hohlraum 3 neben der Rückseite der Scheibe 4 der Turbine der letzten Stufe ausgestattet. Die Steuervorrichtung besteht aus einem Drehring 15 (siehe Fig. 1-3) mit einem Antrieb (der Antrieb ist nicht gezeigt) in Kontakt mit der Stirnwand 8 des Turbinenträgers, wo das Loch 9 die Verbindung von der Hohlraum 3 mit dem ringförmigen Hohlraum 7, und das Loch 14 stellt eine Verbindung des Hohlraums 3 mit dem Hohlraum 16 des Luftsammlers 13 her, der sich in dem ringförmigen Hohlraum 7 des Turbinenträgers befindet. Der Antrieb des Drehringes 15 kann beispielsweise in Form eines Pneumatikmotors oder eines ähnlichen Antriebes erfolgen. Der Drehring 15 der Steuereinrichtung weist ein elliptisches Durchgangsloch 17 auf, das eine wechselseitige Verbindung mit den Durchgangslöchern 9, 14 in der Stirnwand 8 des Turbinenträgers ermöglicht.

Das vorgeschlagene Kühlsystem enthält einen Lufteinlass a (in Abbildung 1 ist der Lufteinlass nicht dargestellt) hinter einer der Verdichterzwischenstufen, einen Lufteinlass 1 b aus dem Kanal des externen Kreislaufs 2. Die Funktionsweise des Kühlluftversorgungssystems wird unten beschrieben.

Das Kühlsystem der letzten Stufe einer Niederdruck-Axialströmungsturbine eines Turbojet-Bypass-Triebwerks arbeitet wie folgt. Der Ring 15 kann sich in zwei Positionen befinden. Wenn der Ring 15 in die Position I gedreht wird (siehe Fig. 2) (Startmodus des Triebwerksbetriebs), strömt Luft a durch das Rohr 12 unter dem Einfluss einer Druckdifferenz durch den Luftsammler 13, das Loch 14 in der Wand 8 und das Loch 17 im Ring 15 in den Hohlraum 3 angrenzend an die Rückseite der Scheibe 4. In diesem Fall wird der Durchgang in den Lufthohlraum 3b durch den Ring 15 blockiert. Wenn der Ring 15 auf gedreht wird Position II (nicht dargestellt) (Reisemodus), das Loch 17 wird so gedreht, dass das Loch 14 durch den Ring 15 blockiert wird und Luft b durch die Öffnung 9 und die Öffnung 17 im Ring 15 in den Hohlraum 3 eintritt . In diesem Fall tritt die nach der Zwischenstufe des Kompressors entnommene Luft a nicht in den Hohlraum 3 ein.

Ring 15 wird durch ein Signal in Abhängigkeit von der Drehzahl n der Niederdruckturbinenwelle des Triebwerks und der Temperatur der Luftbremsung am Triebwerkseinlass T * H in die Position I oder II geschaltet. Bei hohen Werten des Parameters ( Startmotorbetrieb), Ring 15 befindet sich in Position I , bei niedrigen Werten des Parameters (Kreuzfahrt) - in Position II.

Die Implementierung des Kühlsystems gemäß der angegebenen technischen Lösung ermöglicht es, die erforderliche Kühlung der letzten Stufe der Niederdruckturbine in allen Betriebsmodi des Motors bereitzustellen und gleichzeitig die Effizienz und Wirtschaftlichkeit seines Betriebs zu erhöhen.

Das Kühlsystem der letzten Stufe einer Niederdruck-Axialströmungsturbine eines Turbojet-Bypass-Triebwerks, das einen Lufteinlass aus dem äußeren Kreislauf des Triebwerks enthält und durch die Hohlräume der Streben und den ringförmigen Hohlraum des letzten Stufenturbinenträger, ausgestattet mit einer vorderen Stirnwand, mit einem Hohlraum angrenzend an die Rückseite der Turbinenscheibe, und durch eine Druckhöhe eine Scheibe mit inneren Hohlräumen der Schaufeln, wobei die Stirnwand des Turbinenträgers Durchgangslöcher hat, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlsystem am Einlass zusätzlich mit einem Lufteinlass hinter einer der Verdichterzwischenstufen ausgestattet ist, die durch eine Rohrleitung mit einem hohlen Luftsammler am Auslass verbunden sind, und einer Vorrichtung zur Regulierung der Luftzufuhr zum Hohlraum, angrenzend an an der Rückseite der Turbine der letzten Stufe, wo die Steuervorrichtung in Form eines Drehrings mit einem Antrieb in Kontakt mit der Stirnwand des Turbinenträgers hergestellt ist, sind zwei Löcher in der Stirnwand des Trägers angebracht, wobei eine Loch ist mit dem Ring verbunden mit dem Hohlraum des Turbinenträgers der letzten Stufe und dem anderen mit dem Hohlraum des Luftsammlers, der sich im ringförmigen Hohlraum des Turbinenträgers befindet, ist der Drehring der Steuervorrichtung mit einem elliptischen Durchgangsloch ausgestattet, das mit der Möglichkeit angeordnet ist abwechselnd mit einem der beiden Durchgangslöcher der Endwand des Turbinenträgers zu kommunizieren.