W 2006 roku kierownictwo Zespołu Budowy Silników Perm i Terytorialnej Przedsiębiorstwo Wytwórcze Nr 9 OJSC (Oddział Perm) podpisały umowę na wykonanie i dostawę elektrowni gazowej z turbiną GTES-16PA na bazie GTE-16PA z układem PS- Silnik 90EU-16A.

Poprosiliśmy Daniila Sulimowa, zastępcę głównego projektanta - głównego projektanta zespołów turbin gazowych i elektrowni Aviadvigatel OJSC, aby opowiedział nam o głównych różnicach między nowym silnikiem a istniejącym PS-90AGP-2.

Główną różnicą jednostki GTE-16PA od dotychczasowego GTU-16PER jest zastosowanie turbiny napędowej o prędkości obrotowej 3000 obr/min (zamiast 5300 obr/min). Zmniejszenie prędkości obrotowej umożliwia rezygnację z drogiej skrzyni biegów i zwiększenie niezawodności całej turbiny gazowej.

Charakterystyka techniczna silników GTU-16PER i GTE-16PA (w warunkach ISO)

Optymalizacja głównych parametrów turbiny napędowej

Podstawowe parametry turbiny swobodnej (ST): średnica, droga przepływu, liczba stopni, sprawność aerodynamiczna – zoptymalizowane pod kątem minimalizacji linii prostych koszty operacyjne.

Koszty operacyjne obejmują koszt zakupu PT oraz koszty za określony (akceptowany przez klienta jako okres zwrotu) okres eksploatacji. Wybór okresu zwrotu, dość przewidywalnego dla klienta (nie więcej niż 3 lata), umożliwił wdrożenie ekonomicznie rozsądnego projektu.

Wybór najlepsza opcja Wolna turbina do konkretnego zastosowania w ramach GTE-16PA została wyprodukowana w układzie silnika jako całości na podstawie porównania bezpośrednich kosztów eksploatacji dla każdej opcji.

Za pomocą jednowymiarowego modelowania ST przez średnią średnicę wyznaczono osiągalny poziom sprawności aerodynamicznej ST dla dyskretnie zadanej liczby stopni. Optymalny został wybrany dla ta opcja droga przepływu. Liczbę łopat, biorąc pod uwagę ich istotny wpływ na koszt własny, wybrano z warunku zapewnienia współczynnika obciążenia aerodynamicznego Zweifela równego jeden.

Na podstawie wybranej ścieżki przepływu oszacowano wagę MT oraz koszt produkcji. Następnie porównano opcje turbin w układzie silnika pod kątem bezpośrednich kosztów eksploatacji.

Przy wyborze liczby stopni dla ST brane są pod uwagę zmiany wydajności, koszty zakupu i eksploatacji (koszt paliwa).

Koszt nabycia stale rośnie wraz ze wzrostem kosztu własnego wraz ze wzrostem liczby kroków. Realizowana sprawność rośnie w ten sam sposób - w wyniku zmniejszenia obciążenia aerodynamicznego na scenie. Koszty eksploatacji (składnik paliwa) spadają wraz ze wzrostem wydajności. Jednak całkowity koszt ma wyraźne minimum z czterema stopniami w turbinie elektrycznej.

Obliczane jako doświadczenie własne opracowania oraz doświadczenie innych firm (realizowane w konkretnych projektach), co pozwoliło zapewnić obiektywność szacunków.

W finalnym projekcie poprzez zwiększenie obciążenia na scenie i zmniejszenie sprawności ST od maksymalnej osiągalnej wartości o około 1% udało się obniżyć całkowite koszty klienta o prawie 20%. Udało się to osiągnąć poprzez obniżenie kosztów i ceny turbiny o 26% w stosunku do opcji o maksymalnej sprawności.

Aerodynamiczny projekt ST

Wysoka wydajność aerodynamiczna nowego ST z wystarczającą wysokie obciążenia osiągnięte dzięki wykorzystaniu doświadczenia Aviadvigatel OJSC w rozwoju turbin niskie ciśnienie i turbiny energetyczne, a także zastosowanie wielostopniowych przestrzennych modeli aerodynamicznych z wykorzystaniem równań Eulera (bez lepkości) i Naviera-Stokesa (z lepkością).

Porównanie parametrów turbin energetycznych GTE-16PA i LPT Rolls-Royce

Porównanie parametrów ST GTE-16PA i najnowocześniejszych pomp paliwowych Rolls-Royce z rodziny Trent (wykres Smitha) pokazuje, że pod względem kąta przepływu w łopatach (ok. 1050) nowy ST plasuje się na poziom turbin Rolls-Royce'a. Brak ścisłego ograniczenia masy nieodłącznie związanego z konstrukcjami samolotów umożliwił nieco zmniejszenie współczynnika obciążenia dH / U2 ze względu na wzrost średnicy i prędkości obwodowej. Wielkość prędkości wyjściowej (nieodłączna od konstrukcji naziemnych) pozwoliła na zmniejszenie względnej prędkości osiowej. Generalnie potencjał zaprojektowanego ST do realizacji wydajności jest na poziomie charakterystycznym dla etapów rodziny Trent.

Cechą aerodynamiki zaprojektowanego ST jest również zapewnienie optymalnego wartości wydajności turbiny w trybach mocy częściowej typowych dla pracy podstawowej.

Przy zachowaniu prędkości obrotowej zmiana (spadek) obciążenia na ST prowadzi do wzrostu kątów natarcia (odchylenie kierunku przepływu gazu na wlocie do łopatek od wartości obliczonej) na wlocie do rzędy ostrzy. Pojawiają się ujemne kąty natarcia, najbardziej znaczące w ostatnich stopniach turbiny.

Konstrukcję felg ST o dużej odporności na zmiany kątów natarcia zapewnia specjalne wyprofilowanie felg z dodatkowa weryfikacja stabilność strat aerodynamicznych (2D/3D modele aerodynamiczne Navier-Stokes) przy dużych kątach przepływu na wlocie.

W rezultacie charakterystyka analityczna nowego ST wykazała znaczną odporność na ujemne kąty natarcia, a także możliwość wykorzystania ST również do napędzania generatorów generujących prąd o częstotliwości 60 Hz (z częstotliwością rotacji 3600). obr/min), czyli możliwość zwiększenia częstotliwości obrotów o 20% bez zauważalnej utraty wydajności. Jednak w tym przypadku straty sprawności są praktycznie nieuniknione w trybach o zmniejszonej mocy (prowadzą do dodatkowego wzrostu kąty ujemne ataki).
Cechy konstrukcyjne ST
Aby zmniejszyć zużycie materiału i masę ST, zastosowano sprawdzone podejścia lotnicze do konstrukcji turbiny. W efekcie masa wirnika, pomimo wzrostu średnicy i liczby stopni, okazała się równa masie wirnika turbiny napędowej GTU-16PER. Zapewniło to znaczną unifikację transmisji, zunifikowaną również układ olejowy, wspomaganie układu ciśnieniowo-chłodzącego ST.
Zwiększono ilość i jakość powietrza wykorzystywanego do sprężania łożysk łożysk przekładni, w tym czyszczenia i chłodzenia. Poprawiono również jakość smarowania łożysk przekładni poprzez zastosowanie wkładów filtracyjnych o dokładności filtracji do 6 mikronów.
W celu zwiększenia atrakcyjności operacyjnej nowego GTE wprowadzono specjalnie opracowany system sterowania, który pozwala klientowi na zastosowanie turborozprężarki (powietrza i gazu) oraz typy hydrauliczne uruchomić.
Charakterystyki masy i wielkości silnika umożliwiają wykorzystanie do jego umieszczenia seryjnych konstrukcji kompletnej elektrowni GTES-16P.
Obudowa izolująca akustycznie i cieplnie (w przypadku umieszczenia w pomieszczeniach stołecznych) zapewnia właściwości akustyczne GTPP na poziomie określonym przez normy sanitarne.
Pierwszy silnik przechodzi obecnie serię specjalnych testów. Generator gazu silnika przeszedł już pierwszy etap równoważnych testów cyklicznych i po rewizji rozpoczął drugi etap. stan techniczny, który zakończy się wiosną 2007 roku.

Turbina napędowa jako część pełnowymiarowego silnika przeszła pierwszy specjalny test, podczas którego pobrano 7 wskaźników charakterystyka przepustnicy i inne dane eksperymentalne.
Na podstawie wyników badań wyciągnięto wniosek o sprawności ST i jej zgodności z deklarowanymi parametrami.
Ponadto, zgodnie z wynikami badań, dokonano pewnych korekt w projekcie ST, w tym zmian w systemie chłodzenia budynków w celu ograniczenia wydzielania ciepła do pomieszczenia stacji i zapewnienia bezpieczeństwo przeciwpożarowe, a także w celu optymalizacji luzów promieniowych w celu zwiększenia wydajności, wyreguluj siłę osiową.
Kolejny test turbiny zaplanowany jest na lato 2007 roku.

Turbina gazowa GTE-16PA
w przeddzień specjalnych testów

Dziś lotnictwo składa się prawie w 100% z maszyn, które wykorzystują elektrownię typu turbina gazowa. Innymi słowy - silniki z turbiną gazową... Jednak pomimo rosnącej popularności podróży lotniczych, niewiele osób wie, jak działa brzęczący i gwiżdżący kontener zawieszony pod skrzydłem jednego lub drugiego samolotu.

Zasada działania silnik turbiny gazowej.

Silnik z turbiną gazową, podobnie jak silnik tłokowy w każdym samochodzie, należy do silników wewnętrzne spalanie... Oba przekształcają energię chemiczną paliwa w energię cieplną poprzez spalanie, a następnie w użyteczną energię mechaniczną. Jednak sposób, w jaki to się dzieje, jest nieco inny. W obu silnikach zachodzą 4 główne procesy - są to: wlot, sprężanie, rozprężanie, wydech. Tych. w każdym razie najpierw do silnika dostaje się powietrze (z atmosfery) i paliwo (ze zbiorników), następnie powietrze jest sprężane i wtryskiwane jest do niego paliwo, po czym mieszanka zapala się, dzięki czemu znacznie się rozszerza, a jako wynik jest uwalniany do atmosfery. Ze wszystkich tych działań tylko ekspansja oddaje energię, cała reszta jest niezbędna do zapewnienia tego działania.

Teraz jaka jest różnica. W silnikach turbogazowych wszystkie te procesy zachodzą w sposób ciągły i jednocześnie, ale w różnych częściach silnika, aw silniku tłokowym - w jednym miejscu, ale w różnym czasie i kolejno. Ponadto im bardziej sprężone powietrze, tym więcej energii można uzyskać podczas spalania, a dziś stopień sprężania silników turbogazowych osiągnął już 35-40:1, tj. w trakcie przechodzenia przez silnik powietrze zmniejsza swoją objętość i odpowiednio zwiększa swoje ciśnienie 35-40 razy. Dla porównania w silniki tłokowe liczba ta nie przekracza 8-9: 1, w najnowocześniejszych i doskonałych próbkach. W związku z tym, mając taką samą masę i wymiary, silnik turbiny gazowej jest znacznie mocniejszy, a współczynnik przydatne działanie ma wyższy. To jest właśnie powód tak powszechnego stosowania silników turbinowych w dzisiejszym lotnictwie.

A teraz więcej o projekcie. W silniku zachodzą cztery powyższe procesy, co ilustruje uproszczony schemat pod numerami:

• czerpnia - 1 (czerpnia)
• kompresja - 2 (kompresor)
• mieszanie i zapłon - 3 (komora spalania)
• wydech - 5 (dysza wydechowa)
• Tajemnicza sekcja numer 4 nazywa się turbiną. Jest integralną częścią każdego silnika turbogazowego, jego zadaniem jest pozyskiwanie energii z gazów opuszczających komorę spalania z dużą prędkością i znajduje się na tym samym wale co sprężarka (2), która go napędza.

W ten sposób uzyskuje się zamknięty cykl. Powietrze dostaje się do silnika, kompresuje, miesza z paliwem, zapala się, kierowane jest na łopatki turbiny, które odbierają do 80% mocy gazu do obracania sprężarki, wszystko to pozostaje i określa ostateczną moc silnika, którą można wykorzystać w różne sposoby.

W zależności od sposobu dalszego wykorzystania tej energii silniki turbogazowe dzieli się na:

• silnik turboodrzutowy
• turbośmigłowy
• turbowentylator
• turbował

Silnik pokazany na powyższym schemacie to silnik turboodrzutowy... Można powiedzieć „czystą” turbinę gazową, ponieważ gazy po przejściu przez turbinę, która obraca sprężarką, opuszczają silnik przez dyszę wydechową z dużą prędkością i tym samym popychają samolot do przodu. Takie silniki są obecnie używane głównie w szybkich samolotach bojowych.

Samolot turbośmigłowy silniki różnią się od turboodrzutowych tym, że mają dodatkowa sekcja turbina, zwana również turbiną niskociśnieniową, składająca się z jednego lub więcej rzędów łopatek, które pobierają energię pozostałą po turbinie sprężarki z gazów i w ten sposób obracają się śmigło pneumatyczne, który może znajdować się zarówno z przodu, jak i za silnikiem. Po drugiej sekcji turbiny spaliny faktycznie wychodzą grawitacyjnie, praktycznie nie posiadając energii, dlatego są po prostu wykorzystywane do ich usuwania. rury wydechowe... Silniki te są używane w samolotach wolnobieżnych na małych wysokościach.

Turbofan silniki mają konstrukcję zbliżoną do turbośmigłowych, tylko druga sekcja turbiny nie pobiera całej energii ze spalin, dlatego takie silniki mają również dyszę wydechową. Ale główna różnica polega na tym, że turbina niskiego ciśnienia napędza wentylator, który jest zamknięty w obudowie. Dlatego taki silnik nazywany jest również silnikiem dwuobwodowym, ponieważ powietrze przepływa przez obwód wewnętrzny (sam silnik) i zewnętrzny, który jest potrzebny tylko do skierowania strumienia powietrza, który popycha silnik do przodu. Dlatego mają raczej „pulchny” kształt. To właśnie te silniki są stosowane w większości nowoczesnych samolotów pasażerskich, ponieważ są najbardziej ekonomiczne przy prędkościach zbliżonych do prędkości dźwięku i wydajne podczas lotu na wysokościach powyżej 7000-8000m i do 12000-13000m.

Turbował silniki są prawie identyczne w konstrukcji jak turbośmigłowe, z tym wyjątkiem, że wał, który jest połączony z turbiną niskiego ciśnienia, wychodzi z silnika i może napędzać absolutnie wszystko. Takie silniki są stosowane w śmigłowcach, gdzie dwa lub trzy silniki napędzają pojedynczy główny wirnik i kompensacyjne śmigło ogonowe. Podobny elektrownie teraz mają nawet czołgi - T-80 i amerykański Abrams.

Silniki z turbiną gazową są również klasyfikowane według innych, gdy oznaki:

• rodzaj urządzenie wejściowe(regulowany, nieregulowany)
• według rodzaju sprężarki (osiowa, odśrodkowa, odśrodkowa)
• według rodzaju ścieżki powietrze-gaz (przepływ bezpośredni, pętla)
• według rodzaju turbin (liczba stopni, liczba wirników itp.)
• według rodzaju dyszy (regulowana, nieregulowana) itp.

Silnik turboodrzutowy ze sprężarką osiową otrzymał szerokie zastosowanie. Podczas biegu silnik jedzie proces ciągły. Powietrze przechodzi przez dyfuzor, zwalnia i dostaje się do sprężarki. Następnie wchodzi do komory spalania. Paliwo jest również dostarczane do komory przez dysze, mieszanka jest spalana, produkty spalania przemieszczają się przez turbinę. Produkty spalania w łopatkach turbiny rozszerzają się i wprawiają ją w ruch obrotowy. Ponadto gazy z turbiny o obniżonym ciśnieniu wchodzą do dyszy strumieniowej i uciekają na zewnątrz z ogromną prędkością, tworząc ciąg. Maksymalna temperatura występuje również na wodzie w komorze spalania.

Sprężarka i turbina znajdują się na tym samym wale. Aby schłodzić produkty spalania, zimne powietrze... W nowoczesnych silnikach odrzutowych temperatura pracy może przekroczyć temperaturę topnienia stopów łopatek wirnika o około 1000 ° C. Jednym z głównych problemów konstrukcyjnych jest układ chłodzenia części turbin oraz dobór żaroodpornych i żaroodpornych części silnika. silniki odrzutowe wszystkich typów, w tym turboodrzutowych.

Funkcja silniki turboodrzutowe ze sprężarką odśrodkową to konstrukcja sprężarek. Zasada działania takich silników jest podobna do działania silników ze sprężarką osiową.

Silnik turbogazowy. Wideo.

Przydatne artykuły na ten temat.

Wysyłanie dobrej pracy do bazy wiedzy jest proste. Skorzystaj z poniższego formularza

Studenci, doktoranci, młodzi naukowcy korzystający z bazy wiedzy w swoich studiach i pracy będą Ci bardzo wdzięczni.

Wysłany dnia http://www.allbest.ru/

Ministerstwo Edukacji i Nauki Federacji Rosyjskiej

Federalna Agencja ds. Edukacji

Państwowy Uniwersytet Lotniczy w Samarze

nazwany na cześć akademika S.P. królowa

Katedra Teorii Silników Lotniczych

Kurs pracy

na kursie: „Teoria i obliczenia maszyn lemieszowych”

Osiowa konstrukcja turbinylotnictwosilnikJT9 D20

Samara 2008

Ćwiczenie

Wykonaj obliczenia projektowe głównych parametrów turbosprężarki wysokie ciśnienie oraz zbudują południkową sekcję wysokoprężnego silnika turbinowego JT9D-70A, wykonają obliczenia termodynamiczne turbiny, obliczenia kinematyczne drugiego stopnia turbiny oraz wyprofilują łopatki wirnika w trzech przekrojach: tulejowej, środkowej i obwodowej.

Początkowe parametry turbiny znane są z obliczeń termodynamicznych silnika w trybie startu (H P = 0 i MP = 0).

Tabela 1. - Wstępne dane dotyczące konstrukcji turbiny

abstrakcyjny

Kurs pracy nad termogazodynamicznym projektem turbiny przepływowej JT9D20.

Objaśnienia: 32 strony, 1 rycina, 2 tabele, 3 załączniki, 4 źródła.

TURBINA, SPRĘŻARKA, CZĘŚĆ PRZEPŁYWOWA, KOŁO OPERACYJNE, APARAT DYSZY, STOPIEŃ, KĄT WYLOTU PRZEPŁYWU, KĄT WYDAJNY, KĄT PROFILU, PODZIAŁ KRATKI, SZEROKOŚĆ KRATKI

W tym Praca semestralna obliczono wymiary średnicowe turbiny wysokoprężnej, wykonano przekrój południkowy toru przepływu, obliczenie kinematyczne stopnia przy średniej średnicy oraz obliczenie parametrów wzdłuż wysokości łopat z prawem skręcenia b = const z budową trójkątów prędkości na wlocie na wylocie z RK w trzech przekrojach (przepustowym, obwodowym i przekroju na środku średnicy). Obliczono profil łopatki wirnika drugiego stopnia, a następnie wykonano w trzech przekrojach zarys profilu w siatce.

Symbolika

D - średnica, m;

średnica względna tulei;

h to wysokość ostrza, m;

F - powierzchnia przekroju, m 2;

G - przepływ masy gaz (powietrze), kg / s;

H - wysokość lotu, km; głowica sprężarki, kJ / kg;

ja - entalpia właściwa, kJ / kg;

k - wykładnik izentropowy;

l - długość, m;

M to liczba Macha;

n - częstotliwość obrotów, 1 / min;

Р - ciśnienie, kPa;

Zmniejszona prędkość;

s — natężenie przepływu, m / s;

q (), (), () - dynamiczne funkcje gazu;

R - stała gazowa, kJ / kggrad;

L * k (t) - właściwa praca sprężarki (turbiny);

k (t) - sprawność sprężarki (turbiny);

S to szerokość osiowa korony, m;

T to temperatura, K;

Przydzielony zasób, h;

V — prędkość lotu, m / s;

z to liczba kroków;

k, t - stopień wzrostu (spadku) całkowitego ciśnienia;

Współczynnik przywrócenia całkowitego ciśnienia powietrza (gazu) w elementach silnika; naprężenia rozciągające, MPa;

Zmiana masowego natężenia przepływu;

U - prędkość obwodowa, m / s;

Y t * = U t cf / C * t s - parametr obciążenia turbiny;

Wielkość luki, m;

U 2 t avg h t out / D avg out - parametr napięcia w łopatkach turbiny, m 2 / s 2;

K tk, K tv - parametry koordynacji generatora gazu, turbowentylator.

Indeksy

a - składnik osiowy;

c - przekrój powietrza na wlocie sprężarki

odpowietrznik - wentylator

start - start;

Wt - odcinek rękawa;

g - przekrój gazów na wylocie turbiny

k - przekrój sprężarki na wylocie sprężarki

cr - krytyczny

ks - komora spalania

n - odcinek niezakłóconego przepływu

włączone - urządzenie prowadzące;

chłodno - chłodzenie;

n - parametr lotu, średnica obwodowa;

pr - podane parametry;

ps - krok ustalający

s - parametry izentropowe;

s - druga sekcja na wyjściu z dyszy

cf - średni parametr;

st - parametr kroku;

t - sekcja turbiny paliwowej na wlocie turbiny

h - godzina

* - parametry hamowania.

Skróty

HP - wysokie ciśnienie;

ND - niskie ciśnienie;

VNA - kierownica wlotowa;

GDF - funkcje dynamiczne gazu

GTE - silnik turbogazowy

Wydajność - współczynnik wydajności;

HA - urządzenie prowadzące;

RK - wirnik;

CA - dysza turbiny;

ACS - standardowe warunki atmosferyczne

Silnik turboodrzutowy - silnik z obejściem turboodrzutowym.

Wstęp

1. Obliczenia projektowe głównych parametrów turbiny wysokoprężnej

1.1 Obliczanie parametrów geometrycznych i eksploatacyjnych turbiny WP

1.2 Budowa południkowego odcinka toru przepływu turbiny WP

2. Obliczenia gazodynamiczne turbiny HP

2.1 Rozkład spadku ciepła w krokach

2.2 Obliczanie kroku według średniej średnicy

2.3 Obliczanie efektywna praca etapy uwzględniające straty tarcia tarczy oraz w luzie promieniowym

2.4 Obliczanie parametrów przepływu przy różnych promieniach

Wniosek

Lista wykorzystanych źródeł

Wstęp

Praca zawiera uproszczoną wersję obliczeń gazodynamicznych turbiny osiowej, w której wariantowe poszukiwanie optymalnych (kompromisowych) parametrów zostaje zastąpione wiarygodnymi zaleceniami statystycznymi uzyskanymi w systematyzacji materiałów do obliczeń nowoczesnych turbin gazowych. Projekt przeprowadza się zgodnie z parametrami początkowymi uzyskanymi w obliczeniach termogazodynamicznych silnika.

Cel projektu osiowego turbina lotnicza polega na określeniu podstawowych parametrów geometrycznych, kinematycznych i termodynamicznych jako całości oraz poszczególnych jej etapów, które dają wyliczone wartości określonego i parametry ogólne silnik. W związku z tym zadania projektowe oznaczają: wybór głównego parametry geometryczne projektowaną turbinę o zadanych parametrach płynu roboczego z uwzględnieniem przeznaczenia silnika turbogazowego; rozkład spadku ciepła na stopniach, obliczanie parametrów przepływu w szczelinach między stopniami; obliczenia parametrów przepływowych w elementach toru przepływu drugiego stopnia turbiny na średnicy środkowej; wybór prawa wirowego i obliczenie zmiany parametrów przepływu wzdłuż promienia (wysokości łopatki) projektowanego stopnia; profilowanie łopatek wirnika projektowanej sceny.

1. Obliczenia projektowe głównych parametrów turbiny o wysokiej

ciśnienie

1.1 Zapłata parametry geometryczne i eksploatacyjne Turbiny HP

Parametry geometryczne turbiny, które należy określić, przedstawiono na rysunku 1.

Rysunek 1. - Model geometryczny turbiny osiowej

1. Wartość stosunku D av/h 2 (h 2 to wysokość łopatek wirnika na wylocie turbiny WP) określa wzór

gdzie t jest parametrem naprężenia, którego wartość zwykle mieści się w zakresie (13 ... 18) 10 3 m 2 / s 2.

Przyjmujemy e t = 15 10 3 m 2 / s 2. Następnie:

W celu uzyskania wysoka wydajność pożądane. Dlatego wybierana jest nowa wartość. Następnie,

2. Mając wartość osiowej prędkości gazu na wlocie turbiny (C 0 = 150 m/s), wyznaczyć zredukowaną prędkość osiową l 0 (l 0 = 0,20...0,25)

Obszar pierścieniowy przy wejściu do SA turbiny HP:

3. Oblicz obszar pierścieniowy na wylocie turbiny. W tym celu wstępnie szacuje się wartość składowej osiowej prędkości na wylocie z turbiny. Przyjmujemy, że / = 1,5; ... Następnie

4. Zgodnie z wybraną wartością wyznacza się wysokość łopatki wirnika na wylocie turbiny WP:

5. Średnia średnica na wylocie turbiny HP

6. Średnica obwodowa na wylocie z RK:

7. Średnica tulei na wylocie RK:

8. Kształt ścieżki przepływu jest następujący: Dlatego:

Wysokość łopatki dyszy na wlocie turbiny szacowana jest w następujący sposób:

9. Średnica obwodowa aparatu dyszowego na wlocie turbiny HP:

10. Średnica tulei na wlocie turbiny HP:

11. Częstotliwość obrotów wirnika turbiny HP:

1.2 Budowa południkowego odcinka przepływuCzęści

Turbiny HP

Obecność południkowego kształtu toru przepływu jest niezbędna do wyznaczenia charakterystycznych średnic Di w dowolnej sekcji kontrolnej kroku, a nie tylko w sekcjach „0” i „2”. Średnice te służą jako podstawa do wykonywania np. obliczeń parametrów przepływu przy różnych promieniach toru przepływu, a także projektowania profili odcinków sterujących profilu łopaty.

1. Szerokość korony aparatu dyszowego pierwszego etapu:

bierzemy kSA = 0,06

2. Szerokość wieńca wirnika pierwszego stopnia:

bierzemy kPK = 0,045

3. Szerokość korony aparatu dyszowego drugiego etapu:

4. Szerokość wieńca wirnika drugiego stopnia:

5. Luz osiowy pomiędzy aparatem dyszowym a wirnikiem określa się zwykle ze stosunku:

Luz osiowy między aparatem dyszowym a wirnikiem pierwszego stopnia:

6. Luz osiowy między wirnikiem pierwszego stopnia a dyszą drugiego stopnia:

7. Luz osiowy pomiędzy aparatem dyszowym a wirnikiem drugiego stopnia:

8. Luz promieniowy między końcami profili łopatki a korpusem jest zwykle przyjmowany w zakresie 0,8 ... 1,5 mm. W naszym przypadku akceptujemy:

2 . g konstrukcja azodynamiczna turbiny, VD

2.1 Dystrybucjaspadek ciepła krok po kroku

Parametry termodynamiczne cieczy roboczej na wlocie iwyjście ze schodów.

1. Znajdź średnią wartość spadku ciepła na krok

.

Spadek ciepła ostatniego etapu jest równy:

Akceptujemy:

kJ/kg

Następnie: kJ/kg

2. Określ stopień reaktywności (dla drugiego etapu)

m

; ; .

3. Określmy parametry stanu termodynamicznego gazu na wejściu do drugiego stopnia

; ;

; ; .

4. Obliczmy wartość pracy izentropowej na etapie rozprężania się gazu do ciśnienia.

Akceptujemy:

.

5. Wyznaczmy parametry stanu termodynamicznego gazu na wyjściu ze stopnia w warunkach ekspansji izentropowej od ciśnienia do:

; .

6. Obliczmy stopień redukcji gazu na etapie:

.

7. Określ całkowite ciśnienie na wlocie do etapu:

,

8. Pobiera się kąt wyjścia przepływu z RK.

9. Funkcje gazodynamiczne na wyjściu ze sceny

; .

10. Ciśnienie statyczne za sceną

.

11. Parametry termodynamiczne przepływu na wylocie ze stopnia w warunkach ekspansji izentropowej od ciśnienia do

; .

12. Wartość pracy izentropowej w fazie rozprężania gazu od ciśnienia do

.

2.2 Obliczanie kroków według przeciętny w średnica w

Parametry przepływu za dyszą

1. Wyznaczmy izentropową prędkość wypływu gazu z CA:

.

2. Wyznaczmy zredukowane natężenie przepływu izentropowego na wylocie z CA:

;

3. Przyjmuje się współczynnik prędkości CA:

.

4. Funkcje gazodynamiczne przepływu na wylocie z SA:

; .

5. Określ całkowity współczynnik odzysku ciśnienia z tabeli:

.

6. Kąt wypływu z łopatek dyszy:

;

Gdzie.

7. Kąt ugięcia przepływu w ukośnym przecięciu CA:

.

8. Efektywny kąt na wylocie matrycy dysz

.

9. Kąt montażu profilu w kratownicy znajduje się zgodnie z wykresem w zależności od.

Akceptujemy:;

;

.

10. Cięciwa profilu ostrza CA

.

11. Wartość optymalnego kroku względnego wyznacza się na podstawie wykresu w zależności od i:

12. Optymalny rozstaw sieci SA w pierwszym przybliżeniu

.

13. Optymalna liczba ostrzy CA

.

Akceptujemy.

14. Ostateczna wartość optymalnego skoku łopatek CA

.

15. Rozmiar gardła kanału CA

.

16. Parametry stanu termodynamicznego gazu na wylocie z SA w warunkach izentropowej ekspansji w siatce dyszy

; .

17. Ciśnienie statyczne w szczelinie między CA i PK

.

18. Rzeczywista prędkość gazu na wylocie SA

.

19. Parametry termodynamiczne przepływu na wylocie z CA

;

; .

20. Gęstość gazu na wylocie CA

.

21. Składowe osiowe i obwodowe bezwzględnej prędkości przepływu na wylocie z CA

;

.

22. Składowa obwodowa względnego natężenia przepływu na wlocie do RK

.

23. Kąt wejścia przepływu do RK w ruchu względnym

.

24. Względne natężenie przepływu na wlocie do RK

.

25. Parametry termodynamiczne gazu na wejściu do RK

;

; .

26. Zmniejszona prędkość przepływu w ruchu względnym

.

27. Całkowite ciśnienie we względnym ruchu powietrza

.

Parametry strumienia na wyjściu z RC

28. Termodynamiczne parametry przepływu

;

;.

29. Izentropowa prędkość przepływu w ruchu względnym

.

30. Zmniejszona prędkość przepływu izentropowego w ruchu względnym:

.

Akceptujemy, ponieważ ruch względny to ruch izolowany energetycznie.

31. Zmniejszona prędkość przepływu w ruchu względnym

Weźmy:

,

Następnie:

; .

32. Korzystając z wykresu, określamy współczynnik powrotu ciśnienia całkowitego:

.

33. Kąt wyjścia przepływu z RK w ruchu względnym (15є<в 2 <45є)

Obliczmy:

;

.

34. Wyznacz z tabeli kąt ugięcia przepływu w ukośnym nacięciu łopatek wirnika:

.

35. Kąt efektywny na wyjściu z RC

.

36. Określ z tabeli kąt montażu profilu w łopacie wirnika:

Obliczmy:;

.

37. Cięciwa profilu łopaty RK

.

38. Wartość optymalnego skoku względnego siatki RK określają tabele:

.

39. Względny skok siatki RK w pierwszym przybliżeniu

.

40. Optymalna liczba ostrzy RK

.

Akceptujemy.

41. Ostateczna wartość optymalnego skoku łopatek RK

.

42. Rozmiar gardzieli kanału łopat wirnika

.

43. Prędkość względna na wyjściu z RK

44. Entalpia i temperatura gazu na wylocie z RK

; .

45. Gęstość gazu na wylocie Republiki Kazachstanu

46. ​​​​Składowe osiowe i obwodowe prędkości względnej na wyjściu z RK

;

.

47. Składowa obwodowa bezwzględnej prędkości przepływu za RK

48. Bezwzględna prędkość gazu za RK

.

49. Kąt wyjścia z RK w ruchu bezwzględnym

50. Całkowita entalpia gazu dla RK

.

2.3 Obliczanie efektywnej pracy sceny z uwzględnieniem strat tarcia

tarcza i luz promieniowy

Aby określić efektywną pracę stopnia, należy uwzględnić straty energii związane z przeciekami płynu roboczego do luzu promieniowego oraz tarciem tarczy stopnia o gaz. W tym celu definiujemy:

51. Specyficzna praca gazu na łopatach RK

52. Straty przeciekowe, które zależą od cech konstrukcyjnych sceny.

W konstrukcji nowoczesnych turbin GTE, w celu zmniejszenia przecieków, na wirnikach stosuje się zwykle bandaże z uszczelnieniami labiryntowymi. Przecieki przez takie uszczelnienia oblicza się według wzoru:

Bierzemy współczynnik zużycia uszczelnienia labiryntowego:

Prześwit określa się na podstawie wyrażenia:

Aby określić ciśnienie Po pierwsze, wyznaczono izentropową zmniejszoną prędkość przepływu na wylocie do RK na średnicy obwodowej i odpowiednią funkcję gazodynamiczną:

; .

Ciśnienie obwodowe

Stosunek ciśnienia uszczelnienia

Akceptujemy liczbę przegrzebków:

Straty przeciekowe

53. Straty energii na skutek tarcia tarczy stopnia o gaz

,

gdzie D 1w jest brane zgodnie z rysunkiem drogi przepływu

54. Całkowita utrata energii z powodu przecieku i tarcia tarczy

55. Całkowita entalpia gazu na wylocie z RK z uwzględnieniem strat na przeciek i tarcie tarczy

;

56. Entalpia gazu według parametrów statycznych na wylocie RK z uwzględnieniem strat na przeciek i tarcie dysku

57. Całkowite ciśnienie gazu na wylocie RK z uwzględnieniem strat na przeciek i tarcie tarczy

58. Rzeczywista efektywna praca krokowa

59. Rzeczywista wydajność kroki

60. Różnica między rzeczywistą efektywną pracą a zadaną

co stanowi 0,78%.

2.4 Obliczanie parametrów przepływ na różnych promieniach

koło łopatkowe turbiny

Przy wartościach 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.

Wyznaczenie parametrów odcinka tulei ostrza

1. Względna średnica tulei

2. Kąt wyjścia przepływu w ruchu bezwzględnym

3. Stosunek prędkości

4. Bezwzględne natężenie przepływu na wylocie SA

5. Składowa obwodowa prędkości bezwzględnej

6. Składowa osiowa prędkości bezwzględnej

7. Izentropowa prędkość wypływu gazu z SA

8. Parametry termodynamiczne na wylocie CA

; ;

;

; .

9. Ciśnienie statyczne

.

10. Gęstość gazu

11. Prędkość obwodowa w odcinku tulei na wejściu do RK

12. Składowa obwodowa prędkości względnej na wejściu do RK

13. Kąt wejścia przepływu do RK w ruchu względnym

.

14. Prędkość względna w piaście

15. Parametry termodynamiczne na wejściu do RK w ruchu względnym

,

,

16. Całkowite ciśnienie na wejściu do RK w ruchu względnym

17. Zmniejszona prędkość względna na wejściu do RK

Parametry w części peryferyjnej

18. Relacje. średnica przekroju obwodowego

19. Kąt wyjścia z SA w ruchu bezwzględnym

20. Stosunek prędkości

21. Prędkość bezwzględna na wyjściu z SA

22. Składowe obwodowe i osiowe prędkości bezwzględnej

23. Izentropowa prędkość wypływu gazu z SA

24. Parametry termodynamiczne przepływu na wylocie z CA

;

, ; .

25. Ciśnienie statyczne

26. Gęstość gazu

27. Peryferyjna prędkość koła na peryferiach

28. Składowa obwodowa prędkości względnej na wejściu do RK

29. Kąt wejścia przepływu do RK w ruchu względnym

.

30. Względna prędkość przepływu na obwodzie

31. Parametry termodynamiczne przepływu w ruchu względnym na wejściu do RK

,

32. Ciśnienie całkowite na wejściu do RK w ruchu względnym

.

33. Zmniejszona prędkość względna na wejściu do RK

Obliczanie parametrów przepływu na wylocie z RK

34. Względna średnica tulei

35. Kąt przepływu w ruchu bezwzględnym

36. Prędkość obwodowa w odcinku tulei na wyjściu z RK

37. Ciśnienie statyczne na wylocie RK

38. Parametry termodynamiczne w Republice Kazachstanu

,

39. Izoentropowe natężenie przepływu na wylocie z RK

40. Zmniejszona prędkość izentropowa

41. Prędkość przepływu za RK w ruchu względnym.

, gdzie

współczynnik prędkości.

42. Parametry termodynamiczne przepływu na wylocie z RK

;

43. Gęstość gazu za koroną roboczą

44. Kąt wyjścia przepływu w ruchu względnym

45. Obwodowe i osiowe składowe względnej prędkości przepływu

46. ​​​​Prędkość absolutna na wyjściu z pierścienia roboczego

47. Składowa obwodowa prędkości bezwzględnej

48. Całkowita entalpia i temperatura przepływu na wylocie z RK

49. Funkcje gazodynamiczne na wyjściu z Republiki Kazachstanu

;

50. Całkowite ciśnienie przepływu w ruchu bezwzględnym na wylocie z RK

Obliczanie parametrów w przekroju obwodowym na wylocie z RK

51. Względna średnica sekcji obwodowej

52. Kąt przepływu w ruchu bezwzględnym

53. Prędkość obwodowa na odcinku obwodowym na wyjściu z RK

54. Ciśnienie statyczne na wylocie RK

55. Parametry termodynamiczne przy ekspansji izentropowej w RK

;

56. Izoentropowe natężenie przepływu na wylocie RK

57. Zmniejszona prędkość izentropowa

58. Prędkość przepływu za RK w ruchu względnym

Stosunek prędkości;

59. Parametry termodynamiczne przepływu na wylocie z RK

;

60. Gęstość gazu za koroną roboczą

61. Kąt wyjścia przepływu w ruchu względnym

62. Obwodowe i osiowe składowe względnej prędkości przepływu

63. Bezwzględna prędkość wyjścia z RK

64. Składowa obwodowa prędkości bezwzględnej

65. Całkowita entalpia i temperatura przepływu na wylocie z RK

66. Funkcje gazodynamiczne na wyjściu z Republiki Kazachstanu

;

67. Całkowite ciśnienie przepływu w ruchu bezwzględnym na wylocie z RK

3. Profilowanie łopatki wirnika

Tabela 2. - Dane wyjściowe do profilowania łopatek RK

Tabela 3. - Obliczone wartości profilowania łopatek RK

Wniosek

W trakcie zajęć obliczono i zbudowano tor przepływu turbiny wysokoprężnej, wykonano obliczenia kinematyczne drugiego stopnia turbiny wysokoprężnej przy średniej średnicy, obliczenia pracy efektywnej z uwzględnieniem tarcia strat tarczy iw luzie promieniowym, obliczenia parametrów wzdłuż wysokości łopatki z prawem zawirowania b = const z konstrukcją trójkątów prędkości. Łopatka wirnika została wyprofilowana w trzech sekcjach.

Lista wykorzystanych źródeł

1. Termogazdynamiczne projektowanie turbin osiowych do lotniczych turbinowych silników spalinowych z wykorzystaniem funkcji р-i-T: Podręcznik. dodatek / N.T. Tichonow, N.F. Musatkin, V.N. Matwiejew, W.S. Kuźmiczew; Samar. Państwo lotnictwo nie-t. - Samara, 2000 .-- 92. s.

2. Mamaev B.I., Musatkin N.F., Aronov B.M. Gazodynamiczne projektowanie turbin osiowych do samolotu GTE: Podręcznik. - Kujbyszew: KuAI, 1984 - 70 s.

3. Obliczenia projektowe głównych parametrów turbosprężarek samolotu GTE: Podręcznik. dodatek / V.S. Kuźmiczew, A.A. Trofimow; KuAI. - Kujbyszew, 1990 .-- 72 s.

4. Obliczenia termogazodynamiczne elektrowni z turbinami gazowymi. / Dorofeev V.M., Maslov V.G., Pervyshin N.V., Svatenko SA, Fishbein B.D. - M., "Inżynieria mechaniczna", 1973 - 144 s.

Opublikowano na Allbest.ru

Podobne dokumenty

Obliczanie parametrów przepływowych i budowa profili stopni sprężarkowych i turbinowych. Wyprofilowanie komory spalania, dyszy projektowanej silnika oraz siatek profilowych wirnika turbiny wysokoprężnej. Budowa profili łopat.

praca semestralna dodana 27.02.2012


Wyznaczenie głównych wymiarów geometrycznych przekroju południkowego stopnia turbiny. Obliczanie parametrów przepływu w dyszy stopniowej na średnicy środkowej. Ustalenie parametrów przepływu wzdłuż promienia toru przepływu podczas profilowania łopatek.

praca semestralna, dodano 14.11.2017


Profilowanie łopatek turbiny wysokociśnieniowej pierwszego stopnia. Obliczanie i budowa kaskad poddźwiękowych profili sprężarek osiowych. Profilowanie promieniowe kratek wirnika. Obliczanie i budowa kaskad profili turbin RK na komputerze PC.

praca semestralna dodana 02/04/2012


Projekt sprężarki odśrodkowej w transportowym turbosilniku gazowym: obliczenia parametrów przepływowych na wylocie, parametry geometryczne sekcji wylotowej wirnika, profilowanie wylotu południkowego, ocena maksymalnego obciążenia łopatek.

praca semestralna, dodana 04.05.2010


Obliczenia dynamiki gazów cieplnych silnika, dobór i uzasadnienie parametrów. Koordynacja parametrów sprężarki i turbiny. Obliczenia gazodynamiczne turbiny i profilowanie łopatek RK pierwszego stopnia turbiny na komputerze. Obliczenia wytrzymałościowe blokady łopatek turbiny.

praca dyplomowa, dodana 03.12.2012


Obliczanie i profilowanie elementów konstrukcyjnych silnika: łopatka wirnika pierwszego stopnia sprężarki osiowej, turbina. Metoda obliczania trójkątów prędkości. Procedura wyznaczania parametrów komory spalania, parametry geometryczne toru przepływu.

praca semestralna, dodana 22.02.2012


Obliczenia i profilowanie łopatek wirnika stopnia sprężarki, wysokoprężnej turbiny gazowej, pierścieniowej komory spalania i urządzenia wylotowego. Wyznaczanie składowych trójkątów prędkości i parametrów geometrycznych sieci profilowych na trzech promieniach.

praca semestralna dodana 17.02.2012


Obliczenia dynamiki gazów cieplnych silnika. Koordynacja pracy sprężarki i turbiny. Obliczenia gazowo-dynamiczne turbiny osiowej na komputerze. Profilowanie łopatek wirnika turbiny wysokociśnieniowej. Opis konstrukcji silnika, obliczenia wytrzymałości tarczy turbiny.

praca dyplomowa, dodana 22.01.2012


Dobór i uzasadnienie mocy i prędkości obrotowej napędu turbiny gazowej: obliczenia termogazodynamiczne silnika, ciśnienie w sprężarce, koordynacja parametrów sprężarki i turbiny. Obliczanie i profilowanie kratek profilowych wirnika turbiny.

praca semestralna, dodana 26.12.2011


Profilowanie łopatek pierwszego stopnia sprężarki wysokociśnieniowej. Obliczenia komputerowe łopatki turbiny. Konstrukcja komory spalania. Obliczenia gazodynamiczne dyszy. Tworzenie danych początkowych. Komputerowe profilowanie dyszy eżektora.

Model użytkowy umożliwia zwiększenie wydajności silnika z obejściem turboodrzutowym (TJE) poprzez gwarantowane chłodzenie ostatniego stopnia turbiny w trybach maksymalnych (na przykład w trybie startu) oraz poprzez zwiększenie wydajności w trybach przelotowych. Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego zawiera dolot powietrza z zewnętrznego obwodu silnika oraz dodatkowo dolot powietrza za jednym z pośrednich stopni sprężarki. Układ chłodzenia wyposażony jest w urządzenie regulujące dopływ powietrza do wnęki sąsiadującej z tylną powierzchnią tarczy turbiny ostatniego stopnia. Urządzenie sterujące zawiera pierścień obrotowy z napędem. Pierścień obrotowy styka się ze ścianą końcową wspornika turbiny. W końcowej ścianie podpory znajdują się dwa otwory. Jeden otwór jest połączony z pierścieniową wnęką podpory turbiny ostatniego stopnia, a drugi - z wnęką kolektora powietrza znajdującego się w pierścieniowej wnęce podpory turbiny. Pierścień obrotowy urządzenia sterującego wyposażony jest w przelotowy otwór eliptyczny z możliwością naprzemiennego komunikowania się z jednym z dwóch otworów przelotowych ściany czołowej podpory turbiny.

Wzór użytkowy dotyczy układów chłodzenia elementów silników lotniczych, a dokładniej układu chłodzenia turbiny niskiego ciśnienia (LPT) obejścia silnika turboodrzutowego (TJE).

Powietrze chłodzące służy do chłodzenia gorących elementów konstrukcyjnych silników turboodrzutowych.

Znany jest układ chłodzenia turbiny silnika turboodrzutowego z obejściem, w którym do chłodzenia łopatek turbiny wykorzystywane jest powietrze pobierane z pośredniego lub ostatniego stopnia sprężarki wysokiego ciśnienia (HPC) (patrz np. „Projekt turbosprężarki TRDDF” , Wydawnictwo MAI, 1996, s. 27-28). Powietrze chłodzące pobierane z HPC ma odpowiednio wysokie ciśnienie (w stosunku do miejsca jego wyprowadzenia na tor przepływu turbiny), co zapewnia jego gwarantowany dopływ do wszystkich powierzchni chłodzących. Pod tym względem wydajność takiego systemu chłodzenia jest bardzo wysoka.

Wadą stosowania takiego układu chłodzenia jest zmniejszenie właściwego ciągu w trybach maksymalnych i oszczędności w trybach przelotowych. Spadek ten wynika z faktu, że część mocy turbiny wysokociśnieniowej, która jest wykorzystywana do sprężania powietrza chłodzącego pompy wysokociśnieniowej, jest tracona i nie jest wykorzystywana ani do obracania sprężarki wysokociśnieniowej (HPC) ani aby stworzyć ciąg silnika. Na przykład, gdy natężenie przepływu łopatek chłodzących wysokociśnieniowego powietrza pompy paliwowej wynosi ~ 5% natężenia przepływu powietrza na wlocie do HPC, a powietrze jest pobierane z jego ostatniego stopnia, straty mocy mogą wynosić ~ 5%, co jest równoznaczne ze spadkiem sprawności turbiny o tę samą wartość.

Najbliżej proponowanemu rozwiązaniu technicznemu jest układ chłodzenia turbiny silnika turboodrzutowego z obejściem, w którym powietrze pobierane z pętli zewnętrznej służy do chłodzenia łopatek turbiny niskiego ciśnienia (patrz np. „Silnik turboodrzutowy z obejściem dopalacz AL-31F” wydawnictwo VVIA im. N.E. Żukowskiego, 1987, s. 128-130). Turbina jest chłodzona we wszystkich trybach pracy silnika. Przy tym wariancie doboru powietrza chłodzącego nie jest zużywana dodatkowa moc turbiny na jego sprężanie w HPC, dzięki czemu większa ilość energii potencjalnej przepływu gazu za turbiną może być zamieniona w dyszy strumieniowej na energię kinetyczną strumień spalin, co z kolei doprowadzi do wzrostu ciągu silnika i jego wydajności.

Wadą stosowania takiego układu chłodzenia jest spadek wydajności chłodzenia z powodu niewystarczającego ciśnienia powietrza pobieranego z kanału zewnętrznego obiegu powietrza chłodzącego w trybach pracy silnika zbliżonych do maksymalnych (na przykład tryb startowy). We wskazanych trybach pracy optymalny dla sprawności silnika (maksymalna wartość ciągu właściwego silnika) stosunek ciśnień w kanale obiegu zewnętrznego i na wylocie turbiny niskiego ciśnienia wynosi blisko jedności. Taki spadek ciśnienia, uwzględniający straty w kanałach zasilających i dyszach, nie wystarcza do realizacji skutecznego chłodzenia łopatki wirnika wysokociśnieniowej pompy paliwowej silnika w tych trybach.

Znane rozwiązania techniczne mają ograniczone możliwości, gdyż prowadzą do spadku sprawności silnika.

Model użytkowy opiera się na zadaniu zwiększenia wydajności silnika turboodrzutowego poprzez gwarantowane chłodzenie ostatniego stopnia turbiny w trybach maksymalnych (na przykład start) i zwiększenie wydajności w trybach przelotowych.

Efektem technicznym jest wzrost sprawności silnika turbowentylatorowego.

Problem rozwiązuje fakt, że układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego z obejściem zawiera wlot powietrza z obwodu zewnętrznego silnika. Wlot powietrza komunikuje się poprzez wnęki rozpórek i pierścieniową wnękę wspornika turbiny ostatniego stopnia, wyposażoną w przednią ścianę końcową, z wnęką przylegającą do tylnej powierzchni tarczy turbiny oraz poprzez tarczę dociskową z wnękami wewnętrznymi ostrzy. Ścianka czołowa podpory turbiny posiada otwory przelotowe, a powierzchnia zewnętrzna obudowy turbiny ostatniego stopnia jest wykonana jako część powierzchni wewnętrznej kanału obrysu zewnętrznego silnika.

Nowością w modelu użytkowym jest wyposażenie układu chłodzenia dodatkowo na wlocie w wlot powietrza za jednym z pośrednich stopni sprężarki, połączony rurociągiem z wydrążonym kolektorem powietrza na wylocie. Układ chłodzenia wyposażony jest w urządzenie regulujące dopływ powietrza do wnęki przylegającej do tylnej powierzchni turbiny ostatniego stopnia. Urządzenie sterujące zawiera pierścień obrotowy z napędem. Pierścień obrotowy styka się ze ścianą końcową wspornika turbiny. W końcowej ścianie podpory znajdują się dwa otwory. Jeden otwór jest połączony z pierścieniową wnęką podpory turbiny ostatniego stopnia, a drugi - z wnęką kolektora powietrza znajdującego się w pierścieniowej wnęce podpory turbiny. Pierścień obrotowy urządzenia sterującego wyposażony jest w przelotowy otwór eliptyczny z możliwością naprzemiennego komunikowania się z jednym z dwóch otworów przelotowych ściany czołowej podpory turbiny.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego z obejściem wg deklarowanego wzoru użytkowego zapewnia:

Dodatkowe zasilanie układu chłodzenia na wlocie wlotem powietrza za jednym ze stopni pośrednich sprężarek, połączony rurociągiem z wydrążonym kolektorem powietrza na wylocie, komunikującym się z wnęką, tylnej powierzchni tarczy ostatniej turbiny etap, zapewnia gwarantowane chłodzenie w trybach maksymalnych, w tym startu;

Zasilanie układu chłodzenia urządzeniem regulującym dopływ powietrza do wnęki sąsiadującej z tylną powierzchnią tarczy ostatniego stopnia turbiny z pośredniego stopnia sprężarki lub z obiegu zewnętrznego zapewnia skuteczność chłodzenia wysokiego ciśnienia łopatka wirnika pompy paliwa we wszystkich trybach pracy silnika. Urządzenie sterujące pozwala łączyć pozytywne cechy obu układów chłodzenia, to znaczy poprzez sekwencyjne łączenie różnych kanałów do dostarczania powietrza chłodzącego, najbardziej racjonalne jest zapewnienie operacyjności i wydajności układu chłodzenia turbiny w całym zakresie pracy silnika tryby, a tym samym poprawiają właściwości trakcyjne, ekonomiczne i zasobowe silnika. Tym samym w trybie startu urządzenie sterujące jest połączone w taki sposób, aby zapewnić dopływ powietrza chłodzącego z pośredniego stopnia sprężarki o ciśnieniu wystarczającym do efektywnego schłodzenia ostatniego stopnia turbiny. Umożliwia to albo zwiększenie zasobów turbiny i całego silnika jako całości przy stałym natężeniu przepływu powietrza chłodzącego, albo zmniejszenie natężenia przepływu powietrza chłodzącego, a tym samym zwiększenie właściwości trakcyjnych silnika. Powietrze w kanale obiegu zewnętrznego nie ma nadciśnienia niezbędnego do efektywnego chłodzenia. W trybie przelotowym regulator dostarcza powietrze chłodzące z kanału obiegu zewnętrznego, natomiast kanał dolotowy powietrza ze sprężarki jest zamknięty (przełączenie położenia pierścienia realizowane jest sygnałem w zależności od prędkości obrotowej turbiny niskiego ciśnienia silnika nnd i temperatury hamowania pneumatycznego na wlocie silnika T*H). Ze względu na to, że powietrze chłodzące nie ulega sprężaniu w sprężarce, wymagana moc HPC maleje, a energia swobodna płynu roboczego za turbiną wzrasta; prowadzi to do wzrostu ciągu silnika i jego wydajności. Ponadto powietrze z kanału obiegu zewnętrznego ma duży zasób chłodzenia, co pozwoli albo zwiększyć zasoby turbiny i całego silnika jako całości przy stałym natężeniu przepływu powietrza chłodzącego, albo zmniejszyć prędkość przepływu powietrza chłodzącego, a tym samym dodatkowo zwiększyć wydajność silnika.

Tym samym rozwiązany został problem postawiony we wzorze użytkowym - zwiększenie sprawności silnika turboodrzutowego poprzez gwarantowane chłodzenie ostatniego stopnia turbiny w trybach maksymalnych (np. start) i zwiększenie sprawności w trybach przelotowych w porównaniu ze znanymi analogami.

Niniejszy wzór użytkowy ilustruje poniższy szczegółowy opis układu chłodzenia i jego działania w odniesieniu do rysunków pokazanych na RYS. 1-3, gdzie

figura 1 schematycznie przedstawia przekrój podłużny ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego z obejściem i jego układ chłodzenia;

figura 2 jest widokiem A z figury 1;

rysunek 3 - przekrój b-b na rysunku 2.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego z obejściem zawiera (patrz rys. 1) wlot powietrza 1 z obwodu zewnętrznego 2 silnika. Wlot powietrza 1 łączy się z wnęką 3 sąsiadującą z tylną powierzchnią tarczy turbiny 4 przez wnęki 5 rozpórek 6 i pierścieniową wnękę 7 wspornika turbiny ostatniego stopnia, wyposażoną w przednią ścianę końcową 8 z otworami przelotowymi 9 (patrz Rys. 2, 3) turbiny oraz przez kanały 10 w tarczy 4 z wewnętrznymi wnękami łopatek 11.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny osiowej silnika turboodrzutowego z obejściem obejmuje ponadto wlot powietrza na wlocie za jednym z pośrednich stopni sprężarki (na rys. 1 wlot powietrza i pośrednie stopnie sprężarki są nie pokazany). Ten wlot powietrza jest połączony rurociągiem 12 z wydrążonym kolektorem powietrza 13 na wylocie sąsiadującym ze ścianą końcową 8 podpory turbiny z otworami przelotowymi 14 (patrz fig. 2, 3).

Ponadto układ chłodzenia wyposażony jest w urządzenie regulujące dopływ powietrza do wnęki 3, sąsiadującej z tylną powierzchnią tarczy 4 turbiny ostatniego stopnia. Urządzenie sterujące jest wykonane w postaci obrotowego pierścienia 15 (patrz rys. 1-3) z napędem (napęd nie jest pokazany) w kontakcie ze ścianą końcową 8 podpory turbiny, gdzie otwór 9 zapewnia komunikację wnęka 3 z wnęką pierścieniową 7, a otwór 14 zapewnia połączenie wnęki 3 z wnęką 16 kolektora powietrza 13 umieszczonego we wnęce pierścieniowej 7 wspornika turbiny. Napęd pierścienia obrotowego 15 może być wykonany na przykład w postaci silnika pneumatycznego lub napędu podobnego typu. Pierścień obrotowy 15 urządzenia sterującego ma eliptyczny otwór przelotowy 17, który umożliwia naprzemienne połączenie z otworami przelotowymi 9, 14 w ścianie końcowej 8 wspornika turbiny.

Proponowany układ chłodzenia zawiera wlot powietrza a (na figurze 1 nie pokazano wlotu powietrza) za jednym z pośrednich stopni sprężarki, wlot powietrza 1b z kanału obwodu zewnętrznego 2. Działanie układu doprowadzania powietrza chłodzącego opisano poniżej.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny o przepływie osiowym silnika turboodrzutowego z obejściem działa w następujący sposób. Pierścień 15 może znajdować się w dwóch pozycjach. Po obróceniu pierścienia 15 do pozycji I (patrz rys. 2) (tryb startowy pracy silnika) powietrze a przepływa rurą 12 pod wpływem różnicy ciśnień przez kolektor powietrza 13, otwór 14 w ścianie 8 i otwór 17 w pierścieniu 15 do wnęki 3 sąsiadującej z tylną powierzchnią dysku 4. W tym przypadku przejście do wnęki powietrznej 3b jest zablokowane przez pierścień 15. Gdy pierścień 15 jest obrócony do pozycji II (nie pokazano) (tryb przelotowy), otwór 17 obraca się w taki sposób, że otwór 14 jest blokowany przez pierścień 15, a powietrze b dostaje się do wnęki 3 przez otwór 9 i otwór 17 w pierścieniu 15. W tym przypadku powietrze a pobrane po pośrednim stopniu sprężarki nie wchodzi do wnęki 3.

Pierścień 15 przełączany jest w położenie I lub II sygnałem w zależności od prędkości n wału turbiny niskiego ciśnienia silnika i temperatury hamowania pneumatycznego na wlocie silnika T*H. Przy wysokich wartościach parametru ( praca silnika startowego), pierścień 15 znajduje się w pozycji I , przy niskich wartościach parametru (przelotowy) - w pozycji II.

Wykonanie układu chłodzenia zgodnie z podanym rozwiązaniem technicznym pozwala na zapewnienie niezbędnego chłodzenia ostatniego stopnia turbiny niskociśnieniowej we wszystkich trybach pracy silnika, przy jednoczesnym zwiększeniu sprawności i ekonomii jego pracy.

Układ chłodzenia ostatniego stopnia niskociśnieniowej turbiny o przepływie osiowym silnika turboodrzutowego z obejściem, zawierający dolot powietrza z zewnętrznego obwodu silnika, komunikujący się poprzez wnęki rozpórek i wnękę pierścieniową turbiny podpora ostatniego stopnia wyposażonego w ścianę czołową z wnęką przylegającą do tylnej powierzchni tarczy turbiny, a przez głowicę dociskową tarczę z wewnętrznymi wnękami łopatek, gdzie ściana czołowa wspornika turbiny przechodzi otwory, charakteryzujące się tym, że układ chłodzenia dodatkowo wyposażony jest na wlocie w wlot powietrza za jednym ze stopni pośrednich sprężarki połączony rurociągiem z wydrążonym kolektorem powietrza na wylocie oraz urządzenie do regulacji dopływu powietrza do wnęki, w sąsiedztwie tylnej powierzchni turbiny ostatniego stopnia, gdzie urządzenie sterujące wykonane jest w postaci pierścienia obrotowego z napędem stykającym się ze ścianą końcową podpory turbiny, w ściance końcowej podpory wykonane są dwa otwory, gdzie jeden otwór jest połączony z pierścieniem z wnęką podpory turbiny ostatniego stopnia, a drugą z wnęką kolektora powietrza umieszczoną w pierścieniowej wnęce podpory turbiny, pierścień obrotowy urządzenia sterującego wyposażony jest w eliptyczny otwór przelotowy zlokalizowany z możliwością naprzemiennego komunikowania się z jednym z dwóch otworów przelotowych ściany końcowej wspornika turbiny.