2006 წელს, პერმის ძრავის შენობის კომპლექსის ხელმძღვანელობამ და OAO ტერიტორიული გენერირების კომპანია No. 9 (პერმის ფილიალი) ხელი მოაწერეს ხელშეკრულებას GTES-16PA გაზის ტურბინის ელექტროსადგურის წარმოებასა და მიწოდებაზე GTE-16PA-ზე დაფუძნებული PS-. 90EU-16A ძრავა.

ჩვენ ვთხოვეთ დანიილ სულიმოვს, სს Aviadvigatel-ის გენერალური დიზაინერის-მთავარი დიზაინერის მოადგილეს, გვეთქვა ძირითადი განსხვავებების შესახებ ახალ ძრავსა და არსებულ PS-90AGP-2-ს შორის.

მთავარი განსხვავება GTE-16PA ქარხანასა და არსებულ GTU-16PER-ს შორის არის დენის ტურბინის გამოყენება 3000 rpm ბრუნვის სიჩქარით (ნაცვლად 5300 rpm). ბრუნვის სიჩქარის შემცირება შესაძლებელს ხდის ძვირადღირებული გადაცემათა კოლოფის მიტოვებას და მთლიანობაში გაზის ტურბინის ქარხნის საიმედოობის გაზრდას.

GTU-16PER და GTE-16PA ძრავების სპეციფიკაციები (ISO პირობებში)

ენერგეტიკული ტურბინის ძირითადი პარამეტრების ოპტიმიზაცია

თავისუფალი ტურბინის (ST) ძირითადი პარამეტრები: დიამეტრი, დინების გზა, ეტაპების რაოდენობა, აეროდინამიკური ეფექტურობა - ოპტიმიზირებულია პირდაპირი მინიმიზაციისთვის საოპერაციო ხარჯები.

საოპერაციო ხარჯები მოიცავს ST შეძენის ღირებულებას და ოპერაციების გარკვეული (მომხმარებლისთვის მისაღები, როგორც ანაზღაურებადი პერიოდის) ხარჯებს. მომხმარებლისთვის საკმაოდ თვალსაჩინო ანაზღაურებადი პერიოდის არჩევამ (არაუმეტეს 3 წლისა) შესაძლებელი გახადა ეკონომიურად გამართული დიზაინის განხორციელება.

არჩევანი საუკეთესო ვარიანტიუფასო ტურბინა კონკრეტული აპლიკაციისთვის, როგორც GTE-16PA-ს ნაწილი, წარმოებული იქნა ძრავის სისტემაში მთლიანობაში, თითოეული ვარიანტისთვის პირდაპირი საოპერაციო ხარჯების შედარების საფუძველზე.

ST-ის ერთგანზომილებიანი მოდელირების გამოყენებით, ST-ის აეროდინამიკური ეფექტურობის მიღწევადი დონე განისაზღვრა საშუალო დიამეტრით დისკრეტულად მოცემული რაოდენობის საფეხურებისთვის. ამისთვის შეირჩა ოპტიმალური ეს ვარიანტინაკადის ნაწილი. პირების რაოდენობა, ხარჯზე მათი მნიშვნელოვანი გავლენის გათვალისწინებით, შეირჩა ცვეიფელის აეროდინამიკური დატვირთვის კოეფიციენტის ერთის ტოლი მდგომარეობიდან.

ნაკადის შერჩეული გზის საფუძველზე, შეფასდა SP-ის წონა და წარმოების ღირებულება. შემდეგ ძრავის სისტემაში ტურბინის ვარიანტები შეადარეს პირდაპირი საოპერაციო ხარჯების თვალსაზრისით.

ST-სთვის საფეხურების რაოდენობის არჩევისას მხედველობაში მიიღება ეფექტურობის ცვლილება, შეძენისა და ექსპლუატაციის ხარჯები (საწვავის ღირებულება).

შეძენის ღირებულება თანაბრად იზრდება თვითღირებულების ზრდით, ეტაპების რაოდენობის ზრდით. ანალოგიურად იზრდება რეალიზებული ეფექტურობაც - სცენაზე აეროდინამიკური დატვირთვის შემცირების შედეგად. საოპერაციო ხარჯები (საწვავის კომპონენტი) მცირდება ეფექტურობის მატებასთან ერთად. თუმცა, მთლიან ხარჯებს აქვს მკაფიო მინიმუმი ელექტროტურბინის ოთხ ეტაპზე.

გათვლებში გათვალისწინებული იყო გამოცდილებად საკუთარი განვითარებები, და სხვა ფირმების გამოცდილება (განხორციელებული კონკრეტულ პროექტებში), რამაც შესაძლებელი გახადა შეფასებების ობიექტურობის უზრუნველყოფა.

საბოლოო დიზაინში, დატვირთვის გაზრდით სტადიაზე და ST-ის ეფექტურობის შემცირებით მაქსიმალური მისაღწევი მნიშვნელობიდან დაახლოებით 1%-ით, შესაძლებელი გახდა მომხმარებლის მთლიანი ხარჯების თითქმის 20%-ით შემცირება. ეს მიღწეული იქნა ტურბინის ღირებულებისა და ფასის 26%-ით შემცირებით მაქსიმალური ეფექტურობის ვარიანტთან შედარებით.

აეროდინამიკური დიზაინი ST

ახალი ST-ის მაღალი აეროდინამიკური ეფექტურობა საკმარისია მაღალი დატვირთვამიღწეულია სს Aviadvigatel-ის გამოცდილების გამოყენებით ტურბინების განვითარებაში დაბალი წნევადა დენის ტურბინები, ასევე მრავალსაფეხურიანი სივრცითი აეროდინამიკური მოდელების გამოყენება ეილერის (სიბლანტის გარეშე) და ნავიე-სტოქსის (სიბლანტის) განტოლებების გამოყენებით.

ენერგეტიკული ტურბინების GTE-16PA და ჰეს Rolls-Royce-ის პარამეტრების შედარება

ST GTE-16PA და ყველაზე თანამედროვე Rolls-Royce TRD ოჯახის TRD (სმიტის დიაგრამა) პარამეტრების შედარება გვიჩვენებს, რომ პირებში ნაკადის ბრუნვის კუთხით (დაახლოებით 1050), ახალი ST არის Rolls-Royce ტურბინების დონე. თვითმფრინავის სტრუქტურებში თანდაყოლილი მკაცრი წონის ლიმიტის არარსებობამ შესაძლებელი გახადა გარკვეულწილად შემცირდეს დატვირთვის ფაქტორი dH/U2 დიამეტრისა და წრეწირის სიჩქარის გაზრდით. გამომავალი სიჩქარის მნიშვნელობა (ტიპიური გრუნტის სტრუქტურებისთვის) შესაძლებელი გახდა შედარებითი ღერძული სიჩქარის შემცირება. ზოგადად, დაპროექტებული ST-ის პოტენციალი ეფექტურობის რეალიზებისთვის არის ტრენტის ოჯახის ეტაპებისთვის დამახასიათებელ დონეზე.

დაპროექტებული ST-ის აეროდინამიკის მახასიათებელია ასევე ოპტიმალური უზრუნველყოფა ეფექტურობის ღირებულებებიტურბინები ნაწილობრივი სიმძლავრის რეჟიმებზე, რომლებიც ტიპიურია საბაზო რეჟიმში მუშაობისთვის.

ბრუნვის სიჩქარის შენარჩუნებისას, ST-ზე დატვირთვის ცვლილება (შემცირება) იწვევს შეტევის კუთხეების ზრდას (გაზის ნაკადის მიმართულების გადახრა შესასვლელში პირებზე გამოთვლილი მნიშვნელობიდან) შესასვლელში. დანის რგოლები. ჩნდება შეტევის უარყოფითი კუთხეები, ყველაზე მნიშვნელოვანი ტურბინის ბოლო ეტაპებზე.

ST დანის რიგების დიზაინი შეტევის კუთხით ცვლილებებისადმი მაღალი გამძლეობით უზრუნველყოფილია რიგების სპეციალური პროფილირებით. დამატებითი შემოწმებააეროდინამიკური დანაკარგების სტაბილურობა (2D/3D მიხედვით აეროდინამიკური მოდელები Navier-Stokes) დიდი შესასვლელი ნაკადის კუთხით.

შედეგად, ახალი ST-ის ანალიტიკურმა მახასიათებლებმა აჩვენა მნიშვნელოვანი წინააღმდეგობა შეტევის ნეგატიური კუთხით, ისევე როგორც ST-ის გამოყენების შესაძლებლობა გენერატორების გასატარებლად, რომლებიც აწარმოებენ დენს 60 ჰც სიხშირით (როტაციის სიჩქარით 3600 rpm). , ანუ ბრუნვის სიჩქარის 20%-ით გაზრდის შესაძლებლობა ეფექტურობის შესამჩნევი დაკარგვის გარეშე. თუმცა, ამ შემთხვევაში, ეფექტურობის დანაკარგები თითქმის გარდაუვალია დაბალი სიმძლავრის რეჟიმებში (რაც იწვევს დამატებით ზრდას უარყოფითი კუთხეებიშეტევები).
ST დიზაინის მახასიათებლები
ST-ის მასალის მოხმარებისა და წონის შესამცირებლად გამოყენებული იქნა დადასტურებული საავიაციო მიდგომები ტურბინის დიზაინში. შედეგად, როტორის მასა, მიუხედავად დიამეტრისა და ეტაპების რაოდენობის ზრდისა, აღმოჩნდა GTU-16PER დენის ტურბინის როტორის მასის ტოლი. ამან უზრუნველყო გადაცემის მნიშვნელოვანი გაერთიანება, ასევე ერთიანი ზეთის სისტემა, საყრდენი წნევის და გაგრილების სისტემა ST.
გაიზარდა ჰაერის რაოდენობა და ხარისხი, რომელიც გამოიყენება გადამცემი საკისრების ზეწოლის დროს, გაწმენდისა და გაგრილების ჩათვლით. ასევე გაუმჯობესდა გადამცემი საკისრების შეზეთვის ხარისხი ფილტრის ელემენტების გამოყენებით ფილტრაციის სიზუსტით 6 მიკრონიმდე.
ახალი GTE-ის ოპერატიული მიმზიდველობის გაზრდის მიზნით დაინერგა სპეციალურად შექმნილი მართვის სისტემა, რომელიც მომხმარებელს საშუალებას აძლევს გამოიყენოს ტურბო-ექსპანდერი (ჰაერი და გაზი) და ჰიდრავლიკური ტიპებიგაშვება.
ძრავის წონისა და ზომის მახასიათებლები შესაძლებელს ხდის გამოიყენოს GTES-16P დაფასოებული ელექტროსადგურის სერიული დიზაინი მისი განთავსებისთვის.
ხმაურისა და თბოიზოლაციის გარსაცმები (კაპიტალურ შენობებში მოთავსებისას) უზრუნველყოფს GTPP-ის აკუსტიკურ მახასიათებლებს სანიტარიული სტანდარტებით გათვალისწინებულ დონეზე.
პირველი ძრავა ამჟამად გადის სპეციალური ტესტების სერიას. ძრავის გაზის გენერატორმა უკვე გაიარა ეკვივალენტური ციკლური ტესტების პირველი ეტაპი და გადასინჯვის შემდეგ დაიწყო მეორე ეტაპი. ტექნიკური მდგომარეობა, რომელიც დასრულდება 2007 წლის გაზაფხულზე.

ელექტრო ტურბინამ, როგორც სრული ზომის ძრავის ნაწილმა, გაიარა პირველი სპეციალური ტესტი, რომლის დროსაც ინდიკატორები აიღეს 7 დროსელის მახასიათებლებიდა სხვა ექსპერიმენტული მონაცემები.
ტესტის შედეგების მიხედვით, გაკეთდა დასკვნა ST-ის ფუნქციონირებისა და დეკლარირებულ პარამეტრებთან მის შესაბამისობაში.
გარდა ამისა, ტესტის შედეგების საფუძველზე, განხორციელდა გარკვეული კორექტირება ST-ის დიზაინში, მათ შორის კორპუსის გაგრილების სისტემა, რათა შემცირდეს სითბოს გამოყოფა სადგურის ოთახში და უზრუნველყოფილიყო სახანძრო უსაფრთხოება, ასევე რადიალური კლირენსების ოპტიმიზაციის მიზნით გაზრდის ეფექტურობას, არეგულირებს ღერძულ ძალას.
ენერგეტიკული ტურბინის შემდეგი გამოცდა დაგეგმილია 2007 წლის ზაფხულში.

გაზის ტურბინის ქარხანა GTE-16PA
სპეციალური გამოცდების წინა დღეს

დღეს, ავიაცია თითქმის 100% შედგება მანქანებისგან, რომლებიც იყენებენ გაზის ტურბინის ტიპის ელექტროსადგურს. Სხვა სიტყვებით - გაზის ტურბინის ძრავები. თუმცა, მიუხედავად საჰაერო მოგზაურობის მზარდი პოპულარობისა, ცოტამ თუ იცის, როგორ მუშაობს ეს ზუზუნი და სასტვენი კონტეინერი, რომელიც ეკიდა თვითმფრინავის ფრთის ქვეშ.

მოქმედების პრინციპი გაზის ტურბინის ძრავა.

გაზის ტურბინის ძრავა, ისევე როგორც დგუშის ძრავა ნებისმიერ მანქანაზე, ეხება ძრავებს შიგაწვის. ორივე მათგანი საწვავის ქიმიურ ენერგიას გარდაქმნის სითბოდ, წვით, შემდეგ კი სასარგებლო, მექანიკურად. თუმცა, როგორ ხდება ეს, გარკვეულწილად განსხვავებულია. ორივე ძრავში მიმდინარეობს 4 ძირითადი პროცესი - ეს არის: ამოღება, შეკუმშვა, გაფართოება, გამონაბოლქვი. იმათ. ნებისმიერ შემთხვევაში, ძრავში ჯერ ჰაერი (ატმოსფეროდან) და საწვავი (ტანკებიდან) შედის, შემდეგ ჰაერი შეკუმშულია და მასში საწვავი შეჰყავთ, რის შემდეგაც ნარევი აალდება, რის გამოც ის მნიშვნელოვნად ფართოვდება და საბოლოოდ გამოიყოფა. ატმოსფეროში. ყველა ამ მოქმედებიდან მხოლოდ გაფართოება იძლევა ენერგიას, დანარჩენი კი აუცილებელია ამ მოქმედების უზრუნველსაყოფად.

ახლა რა განსხვავებაა. გაზის ტურბინის ძრავებში, ყველა ეს პროცესი ხდება მუდმივად და ერთდროულად, მაგრამ ძრავის სხვადასხვა ნაწილში და დგუშის ძრავაში, ერთ ადგილას, მაგრამ სხვადასხვა დროს და თავის მხრივ. გარდა ამისა, რაც უფრო შეკუმშულია ჰაერი, მით მეტი ენერგიის მიღება შეიძლება წვის დროს და დღეს გაზის ტურბინის ძრავების შეკუმშვის კოეფიციენტმა უკვე მიაღწია 35-40:1-ს, ე.ი. ძრავში გავლის პროცესში ჰაერი იკლებს მოცულობას და შესაბამისად 35-40-ჯერ ზრდის მის წნევას. შედარებისთვის დგუშიანი ძრავებიეს მაჩვენებელი არ აღემატება 8-9: 1-ს, ყველაზე თანამედროვე და სრულყოფილ ნიმუშებში. შესაბამისად, თანაბარი წონისა და ზომების მქონე, გაზის ტურბინის ძრავა ბევრად უფრო ძლიერია და კოეფიციენტი სასარგებლო მოქმედებაის უფრო მაღალია. ეს არის დღეს ავიაციაში გაზის ტურბინის ძრავების ასეთი ფართო გამოყენების მიზეზი.

ახლა კი უფრო მეტი დიზაინის შესახებ. ზემოთ ჩამოთვლილი ოთხი პროცესი მიმდინარეობს ძრავში, რომელიც ნაჩვენებია გამარტივებულ დიაგრამაში ნომრების ქვეშ:

• ჰაერის მიღება - 1 (ჰაერმიმღები)
• შეკუმშვა - 2 (კომპრესორი)
• შერევა და აალება - 3 (წვის პალატა)
• გამონაბოლქვი - 5 (გამონაბოლქვი საქშენი)
• იდუმალ მონაკვეთს მე-4 ნომერში ეწოდება ტურბინა. ეს არის ნებისმიერი გაზის ტურბინის ძრავის განუყოფელი ნაწილი, მისი დანიშნულებაა ენერგიის მიღება გაზებისგან, რომლებიც გამოდიან წვის კამერიდან მაღალი სიჩქარით და ის განლაგებულია იმავე ლილვზე, როგორც კომპრესორი (2), რომელიც მართავს მას.

ამრიგად, მიიღება დახურული ციკლი. ჰაერი შედის ძრავში, შეკუმშული, შერეული საწვავი, აალდება, მიმართულია ტურბინის პირებზე, რომლებიც აშორებენ გაზის სიმძლავრის 80%-მდე კომპრესორის როტაციას, რაც დარჩა განსაზღვრავს ძრავის საბოლოო სიმძლავრეს, რომლის გამოყენებაც შესაძლებელია. მრავალი გზა.

ამ ენერგიის შემდგომი გამოყენების მეთოდიდან გამომდინარე, გაზის ტურბინის ძრავები იყოფა:

• ტურბორეაქტიული
• ტურბოპროპი
• ტურბოფენი
• ტურბოშაფტი

ზემოთ მოცემულ დიაგრამაზე ნაჩვენები ძრავა არის ტურბორეაქტიული. შეიძლება ითქვას, რომ ეს არის "სუფთა" გაზის ტურბინა, რადგან ტურბინაში გავლის შემდეგ, რომელიც ატრიალებს კომპრესორს, აირები გამოდიან ძრავიდან გამონაბოლქვი საქშენიდან დიდი სიჩქარით და ამით თვითმფრინავს წინ უბიძგებენ. ასეთი ძრავები ახლა ძირითადად გამოიყენება მაღალსიჩქარიან საბრძოლო თვითმფრინავებში.

ტურბოპროპიძრავები განსხვავდება ტურბორეაქტიული ძრავებისგან იმით, რომ მათ აქვთ დამატებითი განყოფილებატურბინა, რომელსაც ასევე უწოდებენ დაბალი წნევის ტურბინას, რომელიც შედგება ერთი ან მეტი მწკრივისგან, რომლებიც იღებენ კომპრესორის ტურბინის შემდეგ დარჩენილ ენერგიას გაზებისგან და ამგვარად ბრუნავენ. საჰაერო პროპელერი, რომელიც შეიძლება განთავსდეს როგორც ძრავის წინ, ასევე უკან. ტურბინის მეორე მონაკვეთის შემდეგ გამონაბოლქვი აირები ფაქტობრივად გამოდიან გრავიტაციით და პრაქტიკულად არ გააჩნიათ ენერგია, ამიტომ მათ უბრალოდ იყენებენ მათ მოსაშორებლად. გამოსაბოლქვი მილები. მსგავსი ძრავები გამოიყენება დაბალსიჩქარიან, დაბალ სიმაღლეზე თვითმფრინავებში.

ტურბოფენებიძრავებს აქვთ მსგავსი სქემა ტურბოპროპებით, მხოლოდ ტურბინის მეორე განყოფილება არ იღებს მთელ ენერგიას გამონაბოლქვი აირებიდან, ამიტომ ამ ძრავებს ასევე აქვთ გამონაბოლქვი საქშენი. მაგრამ მთავარი განსხვავება ისაა, რომ დაბალი წნევის ტურბინა ამოძრავებს გულშემატკივარს, რომელიც ჩასმულია გარსაცმში. მაშასადამე, ასეთ ძრავას ორმაგი წრიულ ძრავსაც უწოდებენ, რადგან ჰაერი გადის შიდა წრედში (თვით ძრავა) და გარედან, რაც საჭიროა მხოლოდ ჰაერის ნაკადის გასამართად, რომელიც ძრავას წინ უბიძგებს. იმიტომ, რომ მათ აქვთ საკმაოდ "ჭუჭყიანი" ფორმა. სწორედ ეს ძრავები გამოიყენება უმეტეს თანამედროვე ავიახაზებზე, რადგან ისინი ყველაზე ეკონომიურია ხმის სიჩქარესთან მიახლოებული სიჩქარით და ეფექტურია 7000-8000 მ სიმაღლეზე და 12000-13000 მ სიმაღლეზე ფრენისას.

ტურბოშაფტიძრავები დიზაინით თითქმის იდენტურია ტურბოპროპების, გარდა იმისა, რომ ლილვი, რომელიც დაკავშირებულია დაბალი წნევის ტურბინასთან, გამოდის ძრავიდან და შეუძლია აბსოლუტურად ნებისმიერი რამ. ასეთი ძრავები გამოიყენება ვერტმფრენებში, სადაც ორი ან სამი ძრავა ამოძრავებს ერთ მთავარ როტორს და კომპენსირებულ კუდის პროპელერს. Მსგავსი ელექტროსადგურებიახლა ტანკებიც კი აქვთ - T-80 და ამერიკული Abrams.

გაზის ტურბინის ძრავები ასევე კლასიფიცირდება სხვათა მიხედვითნიშნები:

• ტიპი შეყვანის მოწყობილობა(რეგულირებადი, დაურეგულირებელი)
• კომპრესორის ტიპის მიხედვით (ღერძული, ცენტრიდანული, ღერძულ-ცენტრიფუგა)
• ჰაერი-გაზის ბილიკის ტიპის მიხედვით (პირდაპირი, მარყუჟი)
• ტურბინის ტიპის მიხედვით (ეტაპების რაოდენობა, როტორების რაოდენობა და ა.შ.)
• ჭავლური საქშენის ტიპის მიხედვით (რეგულირებადი, დაურეგულირებელი) და ა.შ.

ტურბორეაქტიული ძრავა ღერძული კომპრესორითმიიღო ფართო განაცხადი. სირბილისას ძრავა მოდისუწყვეტი პროცესი. ჰაერი გადის დიფუზორით, ანელებს და შედის კომპრესორში. შემდეგ ის შედის წვის პალატაში. საწვავი ასევე მიეწოდება კამერას საქშენების საშუალებით, ნარევი იწვება, წვის პროდუქტები მოძრაობს ტურბინაში. ტურბინის პირებში წვის პროდუქტები ფართოვდება და იწვევს მის ბრუნვას. გარდა ამისა, შემცირებული წნევით ტურბინის აირები შედიან თვითმფრინავის საქშენში და იშლება დიდი სიჩქარით, რაც ქმნის ბიძგს. მაქსიმალური ტემპერატურა ასევე ხდება წვის კამერის წყალში.

კომპრესორი და ტურბინა განლაგებულია იმავე ლილვზე. წვის პროდუქტების გასაგრილებლად, ცივი ჰაერი. თანამედროვე რეაქტიულ ძრავებში სამუშაო ტემპერატურაშეიძლება აღემატებოდეს როტორის პირის შენადნობების დნობის წერტილს დაახლოებით 1000 °C-ით. ტურბინის ნაწილების გაგრილების სისტემა და სითბოს მდგრადი და სითბოს მდგრადი ძრავის ნაწილების არჩევანი ერთ-ერთი მთავარი დიზაინის პრობლემაა. რეაქტიული ძრავებიყველა ტიპის, ტურბოჯეტის ჩათვლით.

თვისება ტურბორეაქტიული ძრავებიცენტრიდანული კომპრესორი არის კომპრესორების დიზაინი. ასეთი ძრავების მუშაობის პრინციპი მსგავსია ღერძული კომპრესორის მქონე ძრავებთან.

გაზის ტურბინის ძრავა. ვიდეო.

სასარგებლო დაკავშირებული სტატიები.

თქვენი კარგი სამუშაოს გაგზავნა ცოდნის ბაზაში მარტივია. გამოიყენეთ ქვემოთ მოცემული ფორმა

სტუდენტები, კურსდამთავრებულები, ახალგაზრდა მეცნიერები, რომლებიც იყენებენ ცოდნის ბაზას სწავლასა და მუშაობაში, ძალიან მადლობლები იქნებიან თქვენი.

გამოქვეყნდა http://www.allbest.ru/

რუსეთის ფედერაციის განათლებისა და მეცნიერების სამინისტრო

განათლების ფედერალური სააგენტო

სამარას სახელმწიფო საჰაერო კოსმოსური უნივერსიტეტი

სახელობის აკადემიკოს ს.პ. დედოფალი

თვითმფრინავის ძრავების თეორიის კათედრა

კურსის მუშაობა

კურსზე: ,,დანების დანადგარების თეორია და გაანგარიშება“

ღერძული ტურბინის დიზაინიავიაციაძრავაJT9 დ20

სამარა 2008 წ

ვარჯიში

გააკეთეთ ტურბო დამტენის ძირითადი პარამეტრების დიზაინის გაანგარიშება მაღალი წნევადა ააშენეთ JT9D-70A ტურბოფენის ძრავის მაღალი წნევის ტურბინის მერიდიონალური მონაკვეთი, შეასრულეთ ტურბინის თერმოდინამიკური გამოთვლა, ტურბინის მეორე ეტაპის კინემატიკური გაანგარიშება და დააფიქსირეთ იმპულსის დანა სამ განყოფილებაში: ყდის, შუა და პერიფერიული სექციები.

ტურბინის საწყისი პარამეტრები ცნობილია ძრავის თერმოდინამიკური გაანგარიშებიდან აფრენის რეჟიმში (H P =0 და M P =0).

ცხრილი 1. საწყისი მონაცემები ტურბინის დიზაინისთვის

აბსტრაქტული

კურსი JT9D20 ღერძული ტურბინის თერმოგაზდინამიკური დიზაინის შესახებ.

განმარტებითი ჩანაწერი: 32 გვერდი, 1 ფიგურა, 2 ცხრილი, 3 დანართი, 4 წყარო.

ტურბინა, კომპრესორი, ნაკადის ნაწილი, სამუშაო ბორბალი, საქშენის მოწყობილობა, ეტაპი, ნაკადის გამომავალი კუთხე, ეფექტური კუთხე, პროფილის დაყენების კუთხე, ბადის ორმო, ბადის სიგანე

Ამაში საკურსო ნაშრომიგამოითვალა მაღალი წნევის ტურბინის დიამეტრული ზომები, აშენდა დინების ბილიკის მერიდიონალური მონაკვეთი, საფეხურის კინემატიკური გამოთვლა საშუალო დიამეტრზე და პარამეტრების გაანგარიშება ფრთის სიმაღლისთვის მორევის კანონით 6 = const იყო. შესრულებულია სიჩქარის სამკუთხედების კონსტრუქციით RC-ის გამოსასვლელში შესასვლელთან სამ განყოფილებად (სამხრე, პერიფერიული და განყოფილება საშუალო დიამეტრზე). გამოითვლება მეორე საფეხურის იმპულსის პირის პროფილი, რასაც მოჰყვება გისოსში პროფილის კონტურის აგება სამ მონაკვეთად.

კონვენციები

D - დიამეტრი, მ;

ბუჩქის შედარებითი დიამეტრი;

h - დანის სიმაღლე, m;

F - განივი ფართობი, მ 2;

G- მასობრივი ნაკადიგაზი (ჰაერი), კგ/წმ;

H - ფრენის სიმაღლე, კმ; კომპრესორის თავი, კჯ/კგ;

ი - სპეციფიკური ენთალპია, კჯ/კგ;

k არის იზენტროპული ინდექსი;

ლ - სიგრძე, მ;

M - Mach ნომერი;

n - სიჩქარე, 1/წთ;

Р - წნევა, kPa;

შემცირებული სიჩქარე;

s - დინების სიჩქარე, m/s;

q(), (), () - გაზის დინამიური ფუნქციები;

R - გაზის მუდმივი, კჯ/კგგრადი;

L * k(t) - კომპრესორის (ტურბინის) სპეციფიკური მუშაობა;

k(t) - კომპრესორის (ტურბინის) ეფექტურობა;

S - გვირგვინის ღერძული სიგანე, მ;

T - ტემპერატურა, K;

მინიჭებული რესურსი, თ;

V - ფრენის სიჩქარე, მ/წმ;

z - ნაბიჯების რაოდენობა;

k, t - მთლიანი წნევის გაზრდის (კლების) ხარისხი;

ძრავის ელემენტებში ჰაერის (გაზის) მთლიანი წნევის აღდგენის კოეფიციენტი; დაჭიმვის ძაბვები, მპა;

მასის ნაკადის ცვლილების კოეფიციენტი;

U - წრეწირის სიჩქარე, მ/წმ;

Y t * =U t cf /C * t s - ტურბინის დატვირთვის პარამეტრი;

უფსკრული ზომა, მ;

U 2 t cf h t out /D cf out - დაძაბულობის პარამეტრი ტურბინის პირებში, m 2 /s 2;

K tk, K tv - გაზის გენერატორის შესატყვისი პარამეტრები, ტურბოფენი.

ინდექსები

a - ღერძული კომპონენტი;

გ - ჰაერის განყოფილება კომპრესორის შესასვლელთან

გამწოვი - ვენტილატორი

vzl - აფრენა;

w - ბუჩქის განყოფილება;

d - გაზების განყოფილება ტურბინის გამოსასვლელში

k - კომპრესორის განყოფილება კომპრესორის გამოსასვლელში

kr - კრიტიკული

ks - წვის კამერა

n - შეუფერხებელი ნაკადის ჯვარი მონაკვეთი

ჩართვა - გიდის აპარატი;

მაგარი - გაგრილება;

n - ფრენის პარამეტრი, პერიფერიული დიამეტრი;

pr - მოცემული პარამეტრები;

ps - შეკავების ეტაპი

s - იზენტროპული პარამეტრები;

გ - მეორე განყოფილება საქშენის გასასვლელში

cp - საშუალო პარამეტრი;

st - ნაბიჯი პარამეტრი;

t - ტურბინის საწვავის განყოფილება ტურბინის შესასვლელთან

სთ - საათობრივი

* - დამუხრუჭების პარამეტრები.

აბრევიატურები

HP - მაღალი წნევა;

LP - დაბალი წნევა;

VNA - შეყვანის გზამკვლევი;

GDF - გაზის დინამიური ფუნქციები

GTE - გაზის ტურბინის ძრავა

ეფექტურობა - ეფექტურობის ფაქტორი;

ON - გზამკვლევი ფანქარი;

RK - impeller;

SA - ტურბინის საქშენების აპარატი;

SAU - სტანდარტული ატმოსფერული პირობები

ტურბოფენის ძრავა - ტურბორეაქტიული შემოვლითი ძრავა.

შესავალი

1. მაღალი წნევის ტურბინის ძირითადი პარამეტრების საპროექტო გაანგარიშება

1.1 HP ტურბინის გეომეტრიული და მოქმედი პარამეტრების გაანგარიშება

1.2 HP ტურბინის დინების ბილიკის მერიდიონალური მონაკვეთის მშენებლობა

2. HP ტურბინის გაზის დინამიური გაანგარიშება

2.1 სითბოს წვეთების განაწილება ნაბიჯებით

2.2 საფეხურის გაანგარიშება საშუალო დიამეტრით

2.3 გაანგარიშება ეფექტური მუშაობანაბიჯები, დისკის ხახუნის დანაკარგების გათვალისწინებით და რადიალური კლირენსით

2.4 ნაკადის პარამეტრების გაანგარიშება სხვადასხვა რადიუსზე

დასკვნა

გამოყენებული წყაროების სია

შესავალი

ეს ნამუშევარი შეიცავს ღერძული ტურბინის გაზის დინამიური გაანგარიშების გამარტივებულ ვერსიას, რომელშიც ოპტიმალური (კომპრომისული) პარამეტრების ვარიანტის ძიება შეიცვალა თანამედროვე გაზის ტურბინის ძრავების ტურბინების გაანგარიშების მასალების სისტემატიზაციის დროს მიღებული საიმედო სტატისტიკური რეკომენდაციებით. . დიზაინი ხორციელდება ძრავის თერმოგაზდინამიკური გაანგარიშებით მიღებული საწყისი პარამეტრების მიხედვით.

ღერძული დიზაინის მიზანი საავიაციო ტურბინამოიცავს ძირითადი გეომეტრიული, კინემატიკური და თერმოდინამიკური პარამეტრების დადგენას მთლიანობაში და მის ცალკეულ ეტაპებზე, რომლებიც უზრუნველყოფენ კონკრეტული და გამოთვლილ მნიშვნელობებს. ზოგადი პარამეტრებიძრავა. ამასთან დაკავშირებით, დიზაინის ამოცანები მოიცავს: მთავარის არჩევანს გეომეტრიული პარამეტრებიდაპროექტებული ტურბინა სამუშაო სითხის მოცემული პარამეტრებისთვის, გაზის ტურბინის ძრავის დანიშნულების გათვალისწინებით; სითბოს ვარდნის განაწილება საფეხურებზე, ნაკადის პარამეტრების გაანგარიშება საფეხურებს შორის ხარვეზებში; დინების პარამეტრების გაანგარიშება ტურბინის მეორე ეტაპის დინების ბილიკის ელემენტებში საშუალო დიამეტრზე; მორევის კანონის შერჩევა და ნაკადის პარამეტრების ცვლილებების გამოთვლა დაპროექტებული საფეხურის რადიუსის (ფრთის სიმაღლის) გასწვრივ; დაპროექტებული ეტაპის სამუშაო პირების პროფილირების შესრულება.

1. მაღალი ტურბინის ძირითადი პარამეტრების საპროექტო გაანგარიშება

წნევა

1.1 გადახდა გეომეტრიული და რეჟიმის პარამეტრები HP ტურბინები

გასარკვევი ტურბინის გეომეტრიული პარამეტრები ნაჩვენებია სურათზე 1.

სურათი 1. - ღერძული ტურბინის გეომეტრიული მოდელი

1. თანაფარდობის მნიშვნელობა D cf / h 2 (h 2 - როტორის პირების სიმაღლე HP ტურბინის გამოსასვლელში) განისაზღვრება ფორმულით

სადაც e t არის სტრესის პარამეტრი, რომლის მნიშვნელობა ჩვეულებრივ არის (13 ... 18) 10 3 მ 2 / წმ 2 ფარგლებში.

ჩვენ ვიღებთ e t \u003d 15 10 3 m 2 / s 2. შემდეგ:

მოპოვების მიზნით მაღალი ეფექტურობისსასურველია ჰქონდეს. ამიტომ, არჩეულია ახალი მნიშვნელობა. შემდეგ,

2. ტურბინის შესასვლელთან ღერძული გაზის სიჩქარის მნიშვნელობის გათვალისწინებით (C 0 =150 მ / წმ), განსაზღვრეთ შემცირებული ღერძული სიჩქარე l 0 (l 0 = 0.20 ... 0.25)

რგოლური ფართობი HP ტურბინის SA-ს შესასვლელთან:

3. გამოთვალეთ ტურბინის გამოსასვლელის რგოლის ფართობი. ამისათვის წინასწარ არის შეფასებული ღერძული სიჩქარის კომპონენტის სიდიდე ტურბინის გამოსასვლელში. ჩვენ ვეთანხმებით, რომ /= 1.5; . მერე

4. შერჩეული მნიშვნელობის მიხედვით დგინდება მუშა დანის სიმაღლე HP ტურბინის გამოსასვლელში:

5. საშუალო დიამეტრი HP ტურბინის გამოსასვლელში

6. პერიფერიული დიამეტრი სარქვლის გამოსასვლელში:

7. ყდის დიამეტრი სარქვლის გამოსასვლელში:

8. ნაკადის ნაწილის ფორმა ასე გამოიყურება: მაშასადამე:

ტურბინის შესასვლელთან საქშენის ფარდის სიმაღლე შეფასებულია შემდეგნაირად:

9. საქშენის აპარატის პერიფერიული დიამეტრი HP ტურბინის შესასვლელთან:

10. ყდის დიამეტრი HP ტურბინის შესასვლელთან:

11. HP ტურბინის როტორის სიჩქარე:

1.2 დინების მერიდიალური მონაკვეთის მშენებლობანაწილები

HP ტურბინები

დამახასიათებელი დიამეტრის დასადგენად აუცილებელია დინების ბილიკის მერიდიალური ფორმის არსებობა Di ნაბიჯის ნებისმიერ საკონტროლო განყოფილებაში და არა მხოლოდ სექციებში "0" და "2". ეს დიამეტრი ემსახურება როგორც საფუძველს, მაგალითად, ნაკადის პარამეტრების გაანგარიშებისას ნაკადის ბილიკის სხვადასხვა რადიუსზე, ასევე დანის აეროზოლის საკონტროლო მონაკვეთების დიზაინს.

1. პირველი ეტაპის საქშენების აპარატის გვირგვინის სიგანე:

მიიღეთ kSA = 0.06

2. პირველი ეტაპის იმპულს რგოლის სიგანე:

მიიღეთ kRK = 0.045

3. მეორე ეტაპის საქშენების აპარატის გვირგვინის სიგანე:

4. მეორე ეტაპის იმპულს რგოლის სიგანე:

5. ღერძული კლირენსი საქშენის აპარატსა და იმპულს შორის, როგორც წესი, განისაზღვრება თანაფარდობით:

ღერძული კლირენსი საქშენების აპარატსა და პირველი ეტაპის იმპულს შორის:

6. ღერძული კლირენსი პირველი ეტაპის იმპულსსა და მეორე საფეხურის საქშენ აპარატს შორის:

7. ღერძული კლირენსი საქშენის აპარატსა და მეორე საფეხურის იმპულს შორის:

8. რადიალური კლირენსი დანის ბუმბულის ბოლოებსა და სხეულს შორის ჩვეულებრივ აღებულია 0,8 ... 1,5 მმ-ის ფარგლებში. ჩვენს შემთხვევაში, ჩვენ ვიღებთ:

2 . გ ტურბინის აზოდინამიკური გაანგარიშება VD

2.1 განაწილებასითბოს ვარდნის შემცირება ნაბიჯებით

სამუშაო სითხის თერმოდინამიკური პარამეტრები შესასვლელში დაკიბეებიდან გასვლა.

1. იპოვეთ სითბოს ვარდნის საშუალო მნიშვნელობა ნაბიჯზე

.

ბოლო ეტაპის სითბოს ვარდნა აღებულია ტოლი:

მიღება:

კჯ/კგ

შემდეგ: კჯ/კგ

2. განსაზღვრეთ რეაქტიულობის ხარისხი (მეორე ეტაპისთვის)

მ

; ; .

3. განვსაზღვროთ აირის თერმოდინამიკური მდგომარეობის პარამეტრები მეორე საფეხურზე შესასვლელში.

; ;

; ; .

4. გამოთვალეთ იზენტროპული სამუშაოს მნიშვნელობა იმ სტადიაზე, როდესაც გაზი გაფართოვდება წნევამდე.

მიღება:

.

5. განვსაზღვროთ აირის თერმოდინამიკური მდგომარეობის პარამეტრები სტადიის გამოსასვლელში იზენტროპული გაფართოების პირობებში წნეხიდან:

; .

6. გამოთვალეთ აირის შემცირების ხარისხი სტადიაში:

.

7. დაადგინეთ მთლიანი წნევა საფეხურზე შესასვლელში:

,

8. ჩვენ ვიღებთ ნაკადის გასასვლელის კუთხეს RC-დან.

9. გაზდინამიკური ფუნქციები სცენიდან გასასვლელში

; .

10. სტატიკური წნევა ქვემოთ

.

11. დინების თერმოდინამიკური პარამეტრები საფეხურის გამოსასვლელში იზენტროპული გაფართოების პირობებში წნეხიდან

; .

12. იზენტროპული სამუშაოს მნიშვნელობა იმ სტადიაზე, როდესაც გაზი აფართოებს წნეხიდან

.

2.2 ნაბიჯების გაანგარიშება მიხედვით საშუალო ზე დიამეტრი ზე

ნაკადის პარამეტრები საქშენის უკან

1. განვსაზღვროთ SA-დან გაზის გადინების იზენტროპული სიჩქარე:

.

2. განსაზღვრეთ შემცირებული იზენტროპული ნაკადის სიჩქარე SA-ს გამოსასვლელში:

;

3. სიჩქარის კოეფიციენტი CA მიიღება:

.

4. ნაკადის აირდინამიკური ფუნქციები SA-ს გამოსასვლელში:

; .

5. განვსაზღვროთ წნევის მთლიანი აღდგენის კოეფიციენტი ცხრილიდან:

.

6. ნაკადის გამოსვლის კუთხე საქშენების პირებიდან:

;

სად.

7. ნაკადის გადახრის კუთხე SA-ს ირიბი მონაკვეთში:

.

8. ეფექტური კუთხე საქშენების მასივის გამოსასვლელთან

.

9. გისოსში პროფილის დაყენების კუთხე გვხვდება გრაფიკის მიხედვით, იმის მიხედვით.

მიღება: ;

;

.

10. დანა პროფილის აკორდი SA

.

11. ოპტიმალური ფარდობითი საფეხურის მნიშვნელობა განისაზღვრება გრაფიკიდან გამომდინარე და:

12. SA გისოსების ოპტიმალური მანძილი პირველი მიახლოებით

.

13. SA პირების ოპტიმალური რაოდენობა

.

Ჩვენ ვიღებთ.

14. SA პირების ოპტიმალური სიმაღლის საბოლოო მნიშვნელობა

.

15. SA არხის ყელის ზომა

.

16. გაზის თერმოდინამიკური მდგომარეობის პარამეტრები სს-ის გამოსასვლელში იზენტროპული გაფართოების პირობებში საქშენების მასივში.

; .

17. სტატიკური წნევა SA და RK შორის უფსკრული

.

18. გაზის ფაქტობრივი სიჩქარე ს.ს.-ის გამოსასვლელში

.

19. ნაკადის თერმოდინამიკური პარამეტრები სა-ს გამოსასვლელში

;

; .

20. გაზის სიმკვრივე ს.ს.-ის გამოსასვლელში

.

21. ნაკადის აბსოლუტური სიჩქარის ღერძული და წრფივი კომპონენტები SA-ს გამოსასვლელში.

;

.

22. ნაკადის ფარდობითი სიჩქარის წრიული კომპონენტი AC-ის შესასვლელთან

.

23. ნაკადის შეყვანის კუთხე RC-ში ფარდობით მოძრაობაში

.

24. ნაკადის ფარდობითი სიჩქარე AC-ში შესასვლელთან

.

25. გაზის თერმოდინამიკური პარამეტრები AC-ის შესასვლელში

;

; .

26. შემცირებული ნაკადის სიჩქარე ფარდობით მოძრაობაში

.

27. საერთო წნევა ჰაერის ფარდობით მოძრაობაში

.

ნაკადის პარამეტრები RC-ის გამოსასვლელში

28. თერმოდინამიკური ნაკადის პარამეტრები

;

;.

29. ნაკადის ისენტროპული სიჩქარე ფარდობით მოძრაობაში

.

30. შემცირებული იზენტროპული ნაკადის სიჩქარე ფარდობით მოძრაობაში:

.

ჩვენ ვეთანხმებით, რადგან ფარდობითი მოძრაობა არის ენერგიით იზოლირებული მოძრაობა.

31. შემცირებული ნაკადის სიჩქარე ფარდობით მოძრაობაში

მოდით მივიღოთ:

,

შემდეგ:

; .

32. გრაფიკის გამოყენებით განვსაზღვრავთ წნევის აღდგენის მთლიან ფაქტორს:

.

33. ნაკადის გამოსვლის კუთხე RC-დან ფარდობით მოძრაობაში (15º<в 2 <45є)

მოდით გამოვთვალოთ:

;

.

34. ცხრილიდან განვსაზღვროთ დინების გადახრის კუთხე როტორის პირების ირიბი მონაკვეთში:

.

35. ეფექტური კუთხე DC-ის გამოსასვლელთან

.

36. ცხრილიდან განვსაზღვროთ პროფილის დაყენების კუთხე სამუშაო დანაში:

გამოვთვალოთ:;

.

37. დანის პროფილის აკორდი RK

.

38. ყაზახეთის რესპუბლიკის ფარდობითი ფარდობითი მანძილის მნიშვნელობა განისაზღვრება ცხრილებიდან:

.

39. RK გისოსის ფარდობითი სიმაღლე პირველ მიახლოებაში

.

40. პირების ოპტიმალური რაოდენობა RK

.

Ჩვენ ვიღებთ.

41. ყაზახეთის რესპუბლიკის პირების ოპტიმალური სიმაღლის საბოლოო მნიშვნელობა

.

42. სამუშაო პირების არხის ყელის ზომა

.

43. შედარებითი სიჩქარე ყაზახეთის რესპუბლიკიდან გასასვლელში

44. ენთალპია და გაზის ტემპერატურა რკ-ის გამოსასვლელში

; .

45. გაზის სიმკვრივე რკ-ის გამოსასვლელში

46. ​​ფარდობითი სიჩქარის ღერძული და წრფივი კომპონენტები RC-დან გასასვლელში

;

.

47. დინების აბსოლუტური სიჩქარის წრიული კომპონენტი RC-ს უკან

48. რკ-ის უკან გაზის აბსოლუტური სიჩქარე

.

49. ნაკადის გამოსვლის კუთხე RC-დან აბსოლუტურ მოძრაობაში

50. RC-ის უკან გაზის მთლიანი ენთალპია

.

2.3 სცენის ეფექტური მუშაობის გაანგარიშება ხახუნის დანაკარგების გათვალისწინებით

დისკზე და რადიალურ კლირენსში

სცენის ეფექტური მუშაობის დასადგენად აუცილებელია გავითვალისწინოთ ენერგეტიკული დანაკარგები, რომლებიც დაკავშირებულია სამუშაო სითხის გაჟონვასთან რადიალურ კლირენსში და საფეხურის დისკის გაზთან ხახუნით. ამისათვის ჩვენ განვსაზღვრავთ:

51. გაზის სპეციფიური სამუშაო ყაზახეთის რესპუბლიკის პირებზე

52. გაჟონვის დანაკარგები, რომლებიც დამოკიდებულია სცენის საპროექტო მახასიათებლებზე.

თანამედროვე GTE ტურბინების დიზაინში, გაჟონვის შესამცირებლად, ჩვეულებრივ გამოიყენება ბაფთები ლაბირინთის ბეჭდებით. ასეთი ბეჭდების მეშვეობით გაჟონვა გამოითვლება ფორმულით:

ჩვენ ვიღებთ ლაბირინთის ბეჭდის ნაკადის კოეფიციენტს:

უფსკრული ფართობი განისაზღვრება გამოსახულებიდან:

წნევის დასადგენად პირველი, ნაპოვნია იზენტროპული შემცირებული ნაკადის სიჩქარე გამოსასვლელში RC პერიფერიულ დიამეტრზე და შესაბამისი გაზის დინამიური ფუნქცია:

; .

პერიფერიული წნევა

დალუქვის წნევის თანაფარდობა

ჩვენ ვიღებთ სკალპების რაოდენობას:

გაჟონვის დაკარგვა

53. ენერგიის დაკარგვა გაზზე სასცენო დისკის ხახუნის გამო

,

სადაც D 1w აღებულია ნაკადის ნაწილის ნახაზის მიხედვით

54. ენერგიის სრული დანაკარგი გაჟონვისა და დისკის ხახუნის გამო

55. გაზის მთლიანი ენთალპია RC-ის გამოსასვლელში, დისკის გაჟონვის და ხახუნის შედეგად მიღებული დანაკარგების გათვალისწინებით.

;

56. გაზის ენთალპია სტატიკური პარამეტრების მიხედვით RC-ის გამოსასვლელში, დისკის გაჟონვის და ხახუნის შედეგად მიღებული დანაკარგების გათვალისწინებით.

57. გაზის მთლიანი წნევა RC-ის გამოსასვლელში, გაჟონვისა და დისკის ხახუნის შედეგად მიღებული დანაკარგების გათვალისწინებით.

58. სცენის ფაქტობრივი ეფექტური მოქმედება

59. ფაქტობრივი ეფექტურობა ნაბიჯები

60. განსხვავება რეალურ ეფექტურ სამუშაოსა და მოცემულს შორის

რაც 0,78%-ია.

2.4 პარამეტრების გაანგარიშება ნაკადი სხვადასხვა რადიუსზე

ტურბინის წნევის დანის ბორბალი

მნიშვნელობებში D cf/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.

პარამეტრების დადგენა დანის ნაჭრის მონაკვეთისთვის

1. ბუჩქის შედარებითი დიამეტრი

2. ნაკადის გასასვლელი კუთხე აბსოლუტურ მოძრაობაში

3. სიჩქარის თანაფარდობა

4. აბსოლუტური ნაკადის სიჩქარე SA-ს გამოსასვლელში

5. აბსოლუტური სიჩქარის წრეწირის კომპონენტი

6. აბსოლუტური სიჩქარის ღერძული კომპონენტი

7. SA-დან გაზის გადინების ისენტროპული სიჩქარე

8. თერმოდინამიკური პარამეტრები SA-ს გამოსასვლელში

; ;

;

; .

9. სტატიკური წნევა

.

10. გაზის სიმკვრივე

11. წრეწირის სიჩქარე ყდის განყოფილებაში RC-ის შესასვლელთან

12. ფარდობითი სიჩქარის წრიული კომპონენტი DC-ის შესასვლელთან

13. ნაკადის შეყვანის კუთხე RC-ში ფარდობით მოძრაობაში

.

14. შედარებითი სიჩქარე კერაში

15. თერმოდინამიკური პარამეტრები RC-ის შესასვლელთან შედარებით მოძრაობაში

,

,

16. მთლიანი წნევა სარქველის შესასვლელთან შედარებით მოძრაობაში

17. შემცირებული შედარებითი სიჩქარე RC-ის შესასვლელთან

პარამეტრები პერიფერიულ განყოფილებაში

18. ეხება. პერიფერიული მონაკვეთის დიამეტრი

19. ნაკადის გამოსვლის კუთხე SA-დან აბსოლუტურ მოძრაობაში

20. სიჩქარის თანაფარდობა

21. აბსოლუტური სიჩქარე SA-დან გასასვლელში

22. აბსოლუტური სიჩქარის წრეწირი და ღერძული კომპონენტები

23. SA-დან გაზის გადინების ისენტროპული სიჩქარე

24. ნაკადის თერმოდინამიკური პარამეტრები სა-ს გამოსასვლელში

;

, ; .

25. სტატიკური წნევა

26. გაზის სიმკვრივე

27. პერიფერიაზე ბორბლის ბრუნვის წრეწირის სიჩქარე

28. ფარდობითი სიჩქარის წრიული კომპონენტი რკ-ის შესასვლელთან

29. ნაკადის შეყვანის კუთხე RC-ში ფარდობით მოძრაობაში

.

30. ნაკადის ფარდობითი სიჩქარე პერიფერიაზე

31. ნაკადის თერმოდინამიკური პარამეტრები შედარებით მოძრაობაში AC-ის შესასვლელთან

,

32. მთლიანი წნევა CV-ს შესასვლელთან შედარებით მოძრაობაში

.

33. შემცირებული ფარდობითი სიჩქარე RC-ის შესასვლელთან

ნაკადის პარამეტრების გაანგარიშება RC-ის გამოსასვლელში

34. ბუჩქის შედარებითი დიამეტრი

35. დინების კუთხე აბსოლუტურ მოძრაობაში

36. პერიფერიული სიჩქარე ყდის განყოფილებაში სარქვლის გამოსასვლელში

37. სტატიკური წნევა სარქვლის გამოსავალზე

38. თერმოდინამიკური პარამეტრები RK-ში

,

39. იზენტროპული ნაკადის სიჩქარე RC-ის გამოსასვლელში

40. შემცირებული იზენტროპული სიჩქარე

41. დინების სიჩქარე ფარდობით მოძრაობაში RK-ს უკან.

, სად

სიჩქარის ფაქტორი.

42. ნაკადის თერმოდინამიკური პარამეტრები რკ-ის გამოსასვლელში

;

43. გაზის სიმკვრივე სამუშაო გვირგვინის უკან

44. ნაკადის გასასვლელი კუთხე ფარდობით მოძრაობაში

45. ნაკადის ფარდობითი სიჩქარის წრეწირი და ღერძული კომპონენტები

46. ​​აბსოლუტური სიჩქარე სამუშაო გვირგვინის გამოსავალზე

47. აბსოლუტური სიჩქარის წრეწირის კომპონენტი

48. ნაკადის მთლიანი ენთალპია და ტემპერატურა AC-ის გამოსასვლელში

49. აირდინამიკური ფუნქციები რკ-ის გამოსასვლელში

;

50. მთლიანი ნაკადის წნევა აბსოლუტურ მოძრაობაში სარქვლის გამოსასვლელში

პარამეტრების გაანგარიშება პერიფერიულ განყოფილებაში RC-ს გამოსასვლელში

51. პერიფერიული მონაკვეთის შედარებითი დიამეტრი

52. დინების კუთხე აბსოლუტურ მოძრაობაში

53. პერიფერიული სიჩქარე პერიფერიულ განყოფილებაში RC-ის გამოსასვლელში

54. სტატიკური წნევა სარქვლის გამოსასვლელში

55. თერმოდინამიკური პარამეტრები ყაზახეთის რესპუბლიკაში იზენტროპული გაფართოების დროს

;

56. იზენტროპული ნაკადის სიჩქარე RC-ის გამოსასვლელში

57. შემცირებული იზენტროპული სიჩქარე

58. ნაკადის სიჩქარე ფარდობით მოძრაობაში RK-ს უკან

სიჩქარის თანაფარდობა;

59. დინების თერმოდინამიკური პარამეტრები რკ-ის გამოსასვლელში

;

60. გაზის სიმკვრივე სამუშაო გვირგვინის უკან

61. ნაკადის გამოსასვლელი კუთხე შედარებით მოძრაობაში

62. ნაკადის ფარდობითი სიჩქარის წრეწირი და ღერძული კომპონენტები

63. რკ-დან გასვლის აბსოლუტური სიჩქარე

64. აბსოლუტური სიჩქარის წრეწირი კომპონენტი

65. ნაკადის მთლიანი ენთალპია და ტემპერატურა AC-ის გამოსასვლელში

66. აირდინამიკური ფუნქციები რკ-ის გამოსასვლელში

;

67. მთლიანი ნაკადის წნევა აბსოლუტურ მოძრაობაში სარქვლის გამოსასვლელში

3. იმპერატორის დანის პროფილირება

ცხრილი 2. - საწყისი მონაცემები RV პირების პროფილირებისთვის

ცხრილი 3. - გამოთვლილი მნიშვნელობები RK პირების პროფილირებისთვის

დასკვნა

საკურსო სამუშაოში გამოითვალა და აშენდა მაღალი წნევის ტურბინის დინების გზა, გაკეთდა მაღალი წნევის ტურბინის მეორე ეტაპის კინემატიკური გაანგარიშება საშუალო დიამეტრზე, ეფექტური მუშაობის გაანგარიშება ხახუნის დანაკარგების გათვალისწინებით. დისკის და რადიალურ კლირენსში, დანის სიმაღლის პარამეტრების გამოთვლა მორევის კანონით b = კონსტიტუციური სიჩქარის სამკუთხედების აგებით. ჩატარდა იმპერატორის დანას პროფილირება სამ განყოფილებაში.

გამოყენებული წყაროების სია

1. ღერძული ტურბინების თერმოგაზდინამიკური დიზაინი თვითმფრინავის გაზის ტურბინის ძრავებისთვის p-i-T ფუნქციების გამოყენებით: პროკ. შემწეობა / ნ.ტ. ტიხონოვი, ნ.ფ. მუსატკინი, ვ.ნ. მატვეევი, ვ.ს. კუზმიჩევი; სამარი. სახელმწიფო აერონავტიკა უნ-ტ. - სამარა, 2000. - 92. გვ.

2. მამაევი ბ.ი., მუსატკინი ნ.ფ., არონოვი ბ.მ. ღერძული ტურბინების გაზის დინამიური დიზაინი თვითმფრინავის გაზის ტურბინის ძრავებისთვის: სახელმძღვანელო. - კუიბიშევი: KuAI, 1984 - 70 გვ.

3. საჰაერო ხომალდის GTE ტურბო დამტენების ძირითადი პარამეტრების საპროექტო გამოთვლა: პროკ. შემწეობა / ვ.ს. კუზმიჩევი, ა.ა. ტროფიმოვი; KuAI. - კუიბიშევი, 1990. - 72გვ.

4. გაზის ტურბინის ელექტროსადგურების თერმოგაზდინამიკური გაანგარიშება. / დოროფეევი V.M., Maslov V.G., Pervyshin N.V., Svatenko S.A., Fishbein B.D. - მ., "ინჟინერია", 1973 - 144 გვ.

მასპინძლობს Allbest.ru-ზე

მსგავსი დოკუმენტები

დინების პარამეტრების გაანგარიშება და კომპრესორისა და ტურბინის საფეხურის პროფილების ბადეების აგება. წვის კამერის პროფილირება, დაპროექტებული ძრავის რეაქტიული საქშენი და მაღალი წნევის ტურბინის იმპერატორის პროფილის ბადეები. დანის პროფილების მშენებლობა.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 27.02.2012


ტურბინის საფეხურის მერიდიონალური მონაკვეთის ძირითადი გეომეტრიული ზომების განსაზღვრა. ნაკადის პარამეტრების გაანგარიშება ეტაპის საქშენში საშუალო დიამეტრზე. ნაკადის პარამეტრების დადგენა დინების ბილიკის რადიუსის გასწვრივ პირების პროფილირებისას.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 14.11.2017


მაღალი წნევის ტურბინის პირველი ეტაპის პირების პროფილირება. ქვებგერითი ღერძული კომპრესორის გისოსების პროფილების გამოთვლა და აგება. იმპულსების პროფილების ბადეების პროფილირება რადიუსის გასწვრივ. RK ტურბინის გისოსების პროფილების გაანგარიშება და აგება კომპიუტერზე.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 02/04/2012


ცენტრიდანული კომპრესორის დიზაინი სატრანსპორტო გაზის ტურბინის ძრავში: გამოსასვლელი ნაკადის პარამეტრების გაანგარიშება, იმპულს გამომავალი მონაკვეთის გეომეტრიული პარამეტრები, მერიდიალური გამოსასვლელის პროფილირება, დანის მაქსიმალური დატვირთვის შეფასება.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 04/05/2010


ძრავის თერმოგაზდინამიკური გამოთვლა, პარამეტრების შერჩევა და დასაბუთება. კომპრესორისა და ტურბინის პარამეტრების კოორდინაცია. ტურბინის გაზდინამიკური გამოთვლა და ტურბინის პირველი ეტაპის ტურბინის პირების პროფილირება კომპიუტერზე. ტურბინის დანის საკეტის გაანგარიშება სიმტკიცისთვის.

ნაშრომი, დამატებულია 03/12/2012


ძრავის დიზაინის ელემენტების გაანგარიშება და პროფილირება: ღერძული კომპრესორის პირველი ეტაპის სამუშაო პირები, ტურბინა. სიჩქარის სამკუთხედების გამოთვლის მეთოდი. წვის კამერის პარამეტრების, დინების გზის გეომეტრიული პარამეტრების დადგენის პროცედურა.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 22/02/2012


კომპრესორის სტადიის, მაღალწნევიანი გაზის ტურბინის, წვის წვის რგოლოვანი კამერისა და გამოსასვლელი მოწყობილობის სამუშაო დანის გაანგარიშება და პროფილირება. სიჩქარის სამკუთხედების კომპონენტების და პროფილების გისოსების გეომეტრიული პარამეტრების განსაზღვრა სამ რადიუსზე.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 17.02.2012


ძრავის თერმოგაზდინამიკური გაანგარიშება. კომპრესორისა და ტურბინის მუშაობის კოორდინაცია. ღერძული ტურბინის გაზის დინამიური გაანგარიშება კომპიუტერზე. მაღალი წნევის ტურბინის პირების პროფილირება. ძრავის დიზაინის აღწერა, ტურბინის დისკის სიძლიერის გაანგარიშება.

ნაშრომი, დამატებულია 01/22/2012


გაზის ტურბინის ამძრავის სიმძლავრის და ბრუნვის სიჩქარის არჩევანი და დასაბუთება: ძრავის თერმოგაზდინამიკური გაანგარიშება, წნევა კომპრესორში, კომპრესორისა და ტურბინის პარამეტრების შესატყვისი. ტურბინის იმპერატორის გისოსების პროფილების გაანგარიშება და პროფილირება.

საკურსო ნაშრომი, დამატებულია 26.12.2011


მაღალი წნევის კომპრესორის პირველი ეტაპის პირების პროფილირება. ტურბინის დანის კომპიუტერული გაანგარიშება. წვის კამერის დიზაინი. საქშენის გაზის დინამიური გაანგარიშება. საწყისი მონაცემების ფორმირება. ეჟექტორის საქშენის კომპიუტერული პროფილირება.

სასარგებლო მოდელი შესაძლებელს ხდის გაზარდოს შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის (TEF) ეფექტურობა ტურბინის ბოლო საფეხურის გაგრილების გარანტიით მაქსიმალურ რეჟიმებზე (მაგალითად, აფრენის დროს) და გაზრდის ეფექტურობას კრუიზის რეჟიმებში. ტურბოფენის ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემა შეიცავს ჰაერის მიღებას ძრავის გარე წრედან და დამატებით ჰაერის მიღებას კომპრესორის ერთ-ერთი შუალედური ეტაპის უკან. გაგრილების სისტემა აღჭურვილია ბოლო ეტაპის ტურბინის დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუში ჰაერის მიწოდების მარეგულირებელი მოწყობილობით. საკონტროლო მოწყობილობა შეიცავს მბრუნავ რგოლს ამძრავით. მბრუნავი რგოლი უკავშირდება ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელს. საყრდენის ბოლო კედელზე კეთდება ორი ხვრელი. ერთი ხვრელი უკავშირდება ბოლო საფეხურის ტურბინის საყრდენის რგოლურ ღრუს, მეორე კი ტურბინის საყრდენის რგოლურ ღრუში მდებარე ჰაერგამღების ღრუს. საკონტროლო მოწყობილობის მბრუნავი რგოლი აღჭურვილია ელიფსური ნახვრეტით, რომელიც მდებარეობს ტურბინის საყრდენის ბოლო კედლის ორიდან ერთ-ერთ ნახვრეტთან ალტერნატიული კომუნიკაციის შესაძლებლობით.

სასარგებლო მოდელი ეხება თვითმფრინავის ძრავის ელემენტების გაგრილების სისტემებს და უფრო კონკრეტულად შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის დაბალი წნევის ტურბინის (LPT) გაგრილების სისტემას (TRDD).

გამაგრილებელი ჰაერი გამოიყენება ტურბორეაქტიული ძრავების ცხელი სტრუქტურული ელემენტების გასაგრილებლად.

ცნობილი ტურბინის გაგრილების სისტემა ტურბორეაქტიული შემოვლითი ძრავისთვის, რომელშიც ჰაერი გამოიყენება ტურბინის პირების გასაგრილებლად, აღებული მაღალი წნევის კომპრესორის (HPC) შუალედური ან ბოლო საფეხურიდან (იხილეთ, მაგალითად, „TRDDF ტურბო დამტენის დიზაინი “, გამომცემლობა MAI, 1996, გვ. .27-28). HPC-დან აღებულ გამაგრილებელ ჰაერს აქვს საკმარისად მაღალი წნევა (ტურბინის ნაკადის გზაზე მისი გამოშვების ადგილთან შედარებით), რაც უზრუნველყოფს მის გარანტირებულ მიწოდებას ყველა გამაგრილებელ ზედაპირზე. ამასთან დაკავშირებით, ასეთი გაგრილების სისტემის ეფექტურობა ძალიან მაღალია.

ასეთი გაგრილების სისტემის გამოყენების მინუსი არის სპეციფიკური ბიძგის შემცირება მაქსიმალურ რეჟიმებზე და ეფექტურობა კრუიზის რეჟიმებში. ეს შემცირება ხდება იმის გამო, რომ მაღალი წნევის ტურბინის სიმძლავრის ნაწილი, რომელიც მიდის LPT გაგრილების ჰაერის შეკუმშვაზე, იკარგება და არ გამოიყენება არც მაღალი წნევის კომპრესორის (HPC) როტაციისთვის და არც ძრავის ბიძგის შესაქმნელად. მაგალითად, როდესაც ჰესის გაგრილების პირების ნაკადი არის ჰაერის ნაკადის სიჩქარის ~ 5% HPC-ს შესასვლელში და ჰაერი აღებულია მისი ბოლო ეტაპიდან, ენერგიის დაკარგვა შეიძლება იყოს ~5%, რაც უდრის შემცირებას. ტურბინის ეფექტურობა იგივე რაოდენობით.

მოთხოვნილ ტექნიკურ გადაწყვეტასთან ყველაზე ახლოს არის შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ტურბინის გაგრილების სისტემა, რომელშიც გარე მიკროსქემის არხიდან აღებული ჰაერი გამოიყენება დაბალი წნევის ტურბინის პირების გასაგრილებლად (იხ. -31F" სახელმძღვანელო, VVIA-ს გამომცემლობა N.E. Zhukovsky, 1987, გვ. 128-130). ტურბინის გაგრილება ხორციელდება ძრავის მუშაობის ყველა რეჟიმში. გაგრილების ჰაერის ამოღების ამ ვარიანტით, ტურბინის დამატებითი სიმძლავრე არ იხარჯება მისი შეკუმშვისთვის HPC-ში, შესაბამისად, ტურბინის უკან გაზის ნაკადის უფრო დიდი პოტენციური ენერგია შეიძლება გარდაიქმნას რეაქტიულ საქშენში გამონაბოლქვი ჭავლის კინეტიკურ ენერგიად. , რაც, თავის მხრივ, გამოიწვევს ძრავის ბიძგის და მისი ეკონომიის ზრდას.

ასეთი გაგრილების სისტემის გამოყენების მინუსი არის გაგრილების ეფექტურობის შემცირება გარე გაგრილების საჰაერო წრედის არხიდან მიღებული ჰაერის არასაკმარისი წნევის გამო, ძრავის მუშაობის რეჟიმებზე მაქსიმუმთან ახლოს (მაგალითად, აფრენის რეჟიმი). ამ ოპერაციულ რეჟიმებში წნევის ოპტიმალური თანაფარდობა გარე წრედის არხში და დაბალი წნევის ტურბინის გამოსასვლელში ახლოს არის ერთიანობასთან ძრავის ეფექტურობისთვის (ძრავის სპეციფიკური ბიძგის მაქსიმალური მნიშვნელობა). წნევის ასეთი განსხვავება, მიწოდების არხებსა და საქშენებში დანაკარგების გათვალისწინებით, საკმარისი არ არის ამ რეჟიმებში LPT ძრავის სამუშაო დანას ეფექტური გაგრილებისთვის.

ცნობილ ტექნიკურ გადაწყვეტილებებს აქვს შეზღუდული შესაძლებლობები, რადგან ისინი იწვევს ძრავის ეფექტურობის შემცირებას.

სასარგებლო მოდელი დაფუძნებულია ტურბოფენის ძრავის ეფექტურობის გაზრდის ამოცანაზე, ტურბინის ბოლო საფეხურის გაგრილების გარანტიით მაქსიმალურ რეჟიმებზე (მაგალითად, აფრენა) და ეფექტურობის გაზრდით კრუიზის მუშაობის რეჟიმებში.

ტექნიკური შედეგია ტურბოფენის ძრავის ეფექტურობის გაზრდა.

პრობლემა მოგვარებულია იმით, რომ შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემა შეიცავს ჰაერის მიღებას ძრავის გარე წრედან. ჰაერის მიმღები ურთიერთობს თაროების ღრუების და ბოლო საფეხურის ტურბინის საყრდენის რგოლური ღრუს მეშვეობით, რომელიც აღჭურვილია წინა კედლით, ტურბინის დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუსთან და წნევის დისკის მეშვეობით. პირების შიდა ღრუები. ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელს აქვს ხვრელები, ხოლო ბოლო ეტაპის ტურბინის კორპუსის გარე ზედაპირი დამზადებულია ძრავის გარე კონტურის არხის შიდა ზედაპირის ნაწილის სახით.

რაც ახალია სასარგებლო მოდელში არის ის, რომ გაგრილების სისტემა დამატებით არის უზრუნველყოფილი შესასვლელში ჰაერის მიმღებით კომპრესორის ერთ-ერთი შუალედური საფეხურის უკან, რომელიც დაკავშირებულია მილსადენით ღრუ ჰაერის კოლექტორთან გამოსასვლელში. გაგრილების სისტემა აღჭურვილია ბოლო ეტაპის ტურბინის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუში ჰაერის მიწოდების მარეგულირებელი მოწყობილობით. საკონტროლო მოწყობილობა შეიცავს მბრუნავ რგოლს ამძრავით. მბრუნავი რგოლი უკავშირდება ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელს. საყრდენის ბოლო კედელზე კეთდება ორი ხვრელი. ერთი ხვრელი უკავშირდება ბოლო საფეხურის ტურბინის საყრდენის რგოლურ ღრუს, მეორე კი ტურბინის საყრდენის რგოლურ ღრუში მდებარე ჰაერგამღების ღრუს. საკონტროლო მოწყობილობის მბრუნავი რგოლი აღჭურვილია ელიფსური ნახვრეტით, რომელიც მდებარეობს ტურბინის საყრდენის ბოლო კედლის ორიდან ერთ-ერთ ნახვრეტთან ალტერნატიული კომუნიკაციის შესაძლებლობით.

შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემის დანერგვა განაცხადის სასარგებლო მოდელის შესაბამისად უზრუნველყოფს:

გაგრილების სისტემის დამატებითი მიწოდება შესასვლელთან ჰაერის მიმღებით კომპრესორის ერთ-ერთი შუალედური საფეხურის უკან, რომელიც დაკავშირებულია მილსადენით ღრუ ჰაერის კოლექტორთან გამოსასვლელში, რომელიც უკავშირდება დისკის უკანა ზედაპირის ღრუს. ტურბინის ბოლო ეტაპი, უზრუნველყოფს გარანტირებულ გაგრილებას მაქსიმალურ რეჟიმებზე, აფრენის რეჟიმის ჩათვლით;

გაგრილების სისტემის მიწოდება მოწყობილობით, რომელიც არეგულირებს ჰაერის მიწოდებას ბოლო ტურბინის საფეხურის დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუში, კომპრესორის შუალედური ეტაპიდან ან გარე წრედიდან, უზრუნველყოფს LPT როტორის დანის ეფექტურ გაგრილებას. ძრავის მუშაობის ყველა რეჟიმში. საკონტროლო მოწყობილობა საშუალებას გაძლევთ დააკავშიროთ ორივე გაგრილების სისტემის დადებითი თვისებები, ანუ გაგრილების ჰაერის მიწოდების სხვადასხვა არხების სერიაში შეერთებით, ყველაზე რაციონალურია უზრუნველყოს ტურბინის გაგრილების სისტემის ფუნქციონირება და ეფექტურობა ძრავის მთელ დიაპაზონში. მუშაობის რეჟიმები და ამით გააუმჯობესებს ძრავის წევის, ეკონომიკური და რესურსების მახასიათებლებს. ამრიგად, აფრენის რეჟიმში, საკონტროლო მოწყობილობა დაკავშირებულია ისე, რომ კომპრესორის შუალედური საფეხურიდან გამაგრილებელი ჰაერი მიეწოდება ზეწოლას, რომელიც საკმარისია ტურბინის ბოლო ეტაპის ეფექტურად გასაგრილებლად. ეს შესაძლებელს ხდის გაზარდოს ტურბინის და მთელი ძრავის მომსახურების ვადა ფიქსირებული გაგრილების ჰაერის ნაკადის სიჩქარით, ან შეამციროს გაგრილების ჰაერის ნაკადის სიჩქარე და ამით გაზარდოს ძრავის წევის მახასიათებლები. გარე წრედის სადინარში ჰაერს არ გააჩნია ეფექტური გაგრილებისთვის საჭირო ზედმეტი წნევა. კრუიზის რეჟიმში, საკონტროლო მოწყობილობა უზრუნველყოფს გამაგრილებელი ჰაერის მიწოდებას გარე მიკროსქემის არხიდან, ხოლო კომპრესორიდან ჰაერის შეყვანის არხი დაბლოკილია (რგოლის პოზიცია გადართულია სიგნალით, დაბალი სიჩქარის მიხედვით. -წნევითი ტურბინის ლილვი ძრავის n nd და ჰაერის სტაგნაციის ტემპერატურა ძრავის შესასვლელთან T*N). იმის გამო, რომ გამაგრილებელი ჰაერი კომპრესორში არ განიცდის შეკუმშვას, მცირდება საჭირო HPC სიმძლავრე და იზრდება ტურბინის უკან მოქმედი სითხის თავისუფალი ენერგია; ეს იწვევს ძრავის ბიძგის და მისი ეფექტურობის ზრდას. გარდა ამისა, გარე წრედის არხიდან ჰაერს აქვს დიდი გაგრილების რესურსი, რაც ან გაზრდის ტურბინის და მთლიანი ძრავის სიცოცხლეს გამაგრილებელი ჰაერის ფიქსირებული ნაკადის სიჩქარით, ან შეამცირებს გაგრილების ჰაერის მოხმარებას. და ამით კიდევ უფრო გაზრდის ძრავის ეფექტურობას.

ამრიგად, მოგვარებულია სასარგებლო მოდელში დასახული ამოცანა - ტურბოფენის ძრავის ეფექტურობის გაზრდა ტურბინის ბოლო ეტაპის გაციების გარანტიით მაქსიმალურ რეჟიმებზე (მაგალითად, აფრენა) და გაზრდის ეფექტურობას კრუიზის მუშაობის რეჟიმებში ცნობილ ანალოგებთან შედარებით.

წინამდებარე სასარგებლო მოდელი აიხსნება გაგრილების სისტემის და მისი ფუნქციონირების შემდეგი დეტალური აღწერით 1-3 სურათებზე ნაჩვენები ნახაზების მითითებით, სადაც

სურათი 1 სქემატურად გვიჩვენებს შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო საფეხურის გრძივი მონაკვეთს და მის გაგრილების სისტემას;

სურათი 2 - ხედი A ფიგურაში 1;

სურათი 3 - განყოფილება B-B 2-ში.

შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემა შეიცავს (იხ. სურათი 1) ძრავის გარე წრედან 2 ჰაერის შეღწევას 1. ჰაერის მიმღები 1 დაუკავშირდება ტურბინის 4 დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუს 3 თაროების 6 ღრუს და ბოლო საფეხურის ტურბინის საყრდენის რგოლოვანი ღრუს მეშვეობით, რომელიც აღჭურვილია წინა ბოლო კედლით 8. ტურბინის მე-9 ხვრელებით (იხ. სურ.2, 3) და მე-4 დისკზე მე-10 არხებით, პირების 11-ის შიდა ღრუებით.

შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემა დამატებით შეიცავს ჰაერის შეღწევას ერთ-ერთი შუალედური კომპრესორის საფეხურის მიღმა შესასვლელთან (ჰაერის მიღება და კომპრესორის შუალედური საფეხურები არ არის ნაჩვენები სურათზე 1). ეს ჰაერის მიმღები დაკავშირებულია მილსადენით 12 ღრუ ჰაერის კოლექტორით 13 ტურბინის საყრდენის ბოლო კედლის 8-ის მიმდებარე გამოსასვლელთან 14 ნახვრეტებით (იხ. სურ.2, 3).

უფრო მეტიც, გაგრილების სისტემა აღჭურვილია ბოლო ეტაპის ტურბინის 4-ის დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუში 3 ჰაერის მიწოდების მარეგულირებელი მოწყობილობით. საკონტროლო მოწყობილობა დამზადებულია მბრუნავი რგოლის სახით 15 (იხ. სურ. 1-3) წამყვანი (ამძრავი არ არის ნაჩვენები) ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელთან კონტაქტში, სადაც ხვრელი 9 უზრუნველყოფს საკომუნიკაციო ღრუს. 3 რგოლოვანი ღრუთი 7, და ხვრელი 14 უზრუნველყოფს ღრუს 3 კავშირს ჰაერის კოლექტორი 13 ღრუსთან 16, რომელიც მდებარეობს ტურბინის საყრდენის რგოლურ ღრუში 7. მბრუნავი რგოლი 15 შეიძლება გაკეთდეს, მაგალითად, პნევმატური ძრავის ან მსგავსი ტიპის დისკის სახით. საკონტროლო მოწყობილობის მბრუნავ რგოლს 15 აქვს ელიფსური ხვრელი 17, რომელიც საშუალებას აძლევს ალტერნატიულ კომუნიკაციას ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელში 8 9, 14 ნახვრეტებთან.

შემოთავაზებული გაგრილების სისტემა შეიცავს ჰაერის მიმღებს a (ჰაერმიმღები არ არის ნაჩვენები სურათზე 1) კომპრესორის ერთ-ერთი შუალედური საფეხურის უკან, ჰაერის მიმღები 1 b გარე წრედის არხიდან 2. გაგრილების ჰაერის მიწოდების სისტემის მუშაობა არის ქვემოთ აღწერილი.

შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემა მუშაობს შემდეგნაირად. ბეჭედი 15 შეიძლება იყოს ორ პოზიციაზე. როდესაც რგოლი 15 შემობრუნდება I პოზიციაზე (იხ. ნახაზი 2) (ძრავის აფრენის რეჟიმი), ჰაერი a შემოდის მილის 12-ში, წნევის განსხვავების მოქმედების ქვეშ, ჰაერის კოლექტორი 13, ხვრელი 14 კედელი 8 და ხვრელი 17 რგოლში 15 ღრუში 3, დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარედ 4. ამ შემთხვევაში, ჰაერის b ღრუში 3 გადასასვლელი ბლოკავს რგოლს 15. როდესაც რგოლი 15 მობრუნებულია II პოზიციაზე (არ არის ნაჩვენები) (კრუიზის რეჟიმი), ხვრელი 17 ბრუნავს ისე, რომ ხვრელი 14 დაიბლოკება რგოლით 15, და ჰაერი b შედის 3 ღრუში 9 ნახვრეტით და ხვრელი 17 რგოლში 15. ამ შემთხვევაში, ჰაერი a, რომელიც მიღებულია კომპრესორის შუალედური ეტაპის შემდეგ, არ შედის ღრუში 3.

ბეჭედი 15 გადართულია I ან II პოზიციაზე სიგნალით, რაც დამოკიდებულია ძრავის დაბალი წნევის ტურბინის ლილვის ბრუნვის სიჩქარეზე n და ჰაერის სტაგნაციის ტემპერატურაზე ძრავის შესასვლელთან T*N. პარამეტრის მაღალ მნიშვნელობებზე. (აფრენის ძრავის მუშაობა), რგოლი 15 არის I პოზიციაზე, პარამეტრის დაბალ მნიშვნელობებზე (კრუიზის რეჟიმი) - II პოზიციაზე.

გაგრილების სისტემის დანერგვა პრეტენზიული ტექნიკური გადაწყვეტის შესაბამისად საშუალებას გაძლევთ უზრუნველყოთ დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის აუცილებელი გაგრილება ძრავის მუშაობის ყველა რეჟიმში, ხოლო გაზრდის მისი მუშაობის ეფექტურობას და ეკონომიურობას.

შემოვლითი ტურბორეაქტიული ძრავის ღერძული დაბალი წნევის ტურბინის ბოლო ეტაპის გაგრილების სისტემა, რომელიც შეიცავს ჰაერის მიღებას ძრავის გარე კონტურიდან, რომელიც ურთიერთობს თაროების ღრუებში და ბოლო ტურბინის საყრდენის რგოლის ღრუში. სცენა, აღჭურვილია წინა ბოლო კედლით, ტურბინის დისკის უკანა ზედაპირის მიმდებარე ღრუთი და წნევის მეშვეობით დისკი პირების შიდა ღრუებით, სადაც ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელს აქვს ხვრელები, ხასიათდება იმით. გაგრილების სისტემა დამატებით აღჭურვილია შესასვლელთან ჰაერის მიმღებით კომპრესორის ერთ-ერთი შუალედური საფეხურის მიღმა, რომელიც მილსადენით არის დაკავშირებული გამოსასვლელში ღრუ ჰაერის კოლექტორთან და ღრუში ჰაერის მიწოდების მარეგულირებელი მოწყობილობით, მიმდებარედ. ბოლო საფეხურის ტურბინის უკანა ზედაპირი, სადაც საკონტროლო მოწყობილობა დამზადებულია მბრუნავი რგოლის სახით, ძრავით, რომელიც კონტაქტშია ტურბინის საყრდენის ბოლო კედელთან, კეთდება ორი ხვრელი საყრდენის ბოლო კედელში; სადაც ერთი ხვრელი უკავშირდება რგოლს ბოლო ეტაპის ტურბინის საყრდენის ღრუ, ხოლო მეორე - ჰაერის კოლექტორის ღრუში, რომელიც მდებარეობს ტურბინის საყრდენის რგოლურ ღრუში, საკონტროლო მოწყობილობის მბრუნავი რგოლი უზრუნველყოფილია ელიფსური ნახვრეტით, რომელიც მდებარეობს შესაძლებლობით. ალტერნატიული კომუნიკაცია ტურბინის საყრდენის ბოლო კედლის ორიდან ერთ-ერთთან.