Em 2006, a gestão do Complexo de Construção de Motores de Perm e a Companhia Geradora Territorial OJSC No. 9 (Filial de Perm) assinaram um contrato para a fabricação e fornecimento de uma usina de turbina a gás GTES-16PA baseada em GTE-16PA com um PS- Motor 90EU-16A.

Pedimos a Daniil Sulimov, Designer Geral Adjunto - Designer Chefe de Unidades de Turbina a Gás e Usinas Elétricas da Aviadvigatel OJSC, para nos contar sobre as principais diferenças entre o novo motor e o PS-90AGP-2 existente.

A principal diferença da unidade GTE-16PA do GTU-16PER existente é o uso de uma turbina com velocidade de rotação de 3.000 rpm (em vez de 5.300 rpm). A redução da velocidade de rotação permite abandonar a cara caixa de engrenagens e aumentar a confiabilidade da planta de turbina a gás como um todo.

Características técnicas dos motores GTU-16PER e GTE-16PA (em condições ISO)

Otimização dos principais parâmetros da turbina de energia

Parâmetros básicos de uma turbina livre (ST): diâmetro, caminho de fluxo, número de estágios, eficiência aerodinâmica - otimizado para minimizar linhas retas custos operacionais.

Os custos operacionais incluem o custo de aquisição de um PT e os custos de um determinado período de operação (aceitável para o cliente como um período de recuperação do investimento). A escolha de um período de retorno do investimento, bastante previsível para o cliente (não superior a 3 anos), possibilitou a implementação de um projeto economicamente viável.

Escolha A melhor opção Uma turbina livre para uma aplicação específica como parte do GTE-16PA foi produzida no sistema do motor como um todo com base em uma comparação de custos operacionais diretos para cada opção.

Usando a modelagem unidimensional do ST pelo diâmetro médio, o nível alcançável de eficiência aerodinâmica do ST foi determinado para um determinado número de estágios. O melhor foi escolhido para esta opção caminho do fluxo. O número de pás, tendo em conta a sua influência significativa no custo primário, foi escolhido a partir da condição de assegurar o factor de carga aerodinâmica do Zweifel igual a um.

Com base no caminho de fluxo selecionado, o peso do MT e o custo de produção foram estimados. Em seguida, as opções de turbina no sistema do motor foram comparadas em termos de custos operacionais diretos.

Ao escolher o número de estágios para ST, mudanças na eficiência, custos de compra e operação (custo de combustível) são levados em consideração.

O custo de aquisição aumenta constantemente com o crescimento do preço de custo com o aumento do número de etapas. A eficiência percebida cresce da mesma forma - como resultado de uma diminuição na carga aerodinâmica no palco. Os custos operacionais (componente de combustível) diminuem com o aumento da eficiência. No entanto, o custo total tem um mínimo claro com quatro estágios em uma turbina de energia.

Calculado como experiência próprios desenvolvimentos e a experiência de outras empresas (implementadas em projetos específicos), o que permitiu garantir a objetividade das estimativas.

No projeto final, ao aumentar a carga no palco e reduzir a eficiência do ST do valor máximo atingível em cerca de 1%, foi possível reduzir os custos totais do cliente em quase 20%. Isso foi conseguido reduzindo o custo e o preço da turbina em 26% em relação à opção com a eficiência máxima.

Projeto aerodinâmico de ST

Alta eficiência aerodinâmica do novo ST com suficiente carga elevada alcançado através do uso da experiência da Aviadvigatel OJSC no desenvolvimento de turbinas pressão baixa e turbinas de potência, bem como o uso de modelos aerodinâmicos espaciais multiestágios utilizando as equações de Euler (sem viscosidade) e Navier-Stokes (com viscosidade).

Comparação de parâmetros de turbinas de energia GTE-16PA e LPT Rolls-Royce

A comparação dos parâmetros do ST GTE-16PA e as mais modernas bombas de combustível Rolls-Royce da família Trent (diagrama de Smith) mostra que em termos do ângulo de fluxo nas pás (aproximadamente 1050), o novo ST está no nível de turbinas Rolls-Royce. A ausência de uma limitação estrita de peso inerente às estruturas das aeronaves tornou possível reduzir um pouco o fator de carga dH / U2 devido ao aumento do diâmetro e da velocidade periférica. A magnitude da velocidade de saída (inerente às estruturas do solo) permitiu que a velocidade axial relativa fosse reduzida. Em geral, o potencial do ST projetado para a implementação de eficiência está no nível característico dos estágios da família Trent.

A característica aerodinâmica do ST projetado também é o fornecimento de ótimas valores de eficiência turbinas em modos de potência parcial típicos para operação básica.

Enquanto mantém a velocidade de rotação, uma mudança (diminuição) na carga no ST leva a um aumento nos ângulos de ataque (desvio da direção do fluxo de gás na entrada para as lâminas do valor calculado) na entrada para o fileiras de lâmina. Aparecem ângulos de ataque negativos, os mais significativos nas últimas etapas da turbina.

O design dos aros das lâminas ST com alta resistência a mudanças nos ângulos de ataque é garantido por um perfil especial dos aros com verificação adicional estabilidade de perdas aerodinâmicas (2D / 3D modelos aerodinâmicos Navier-Stokes) em grandes ângulos de fluxo na entrada.

Como resultado, as características analíticas do novo ST mostraram significativa resistência aos ângulos de ataque negativos, bem como a possibilidade de utilizar o ST também para acionamento de geradores que geram uma corrente com frequência de 60 Hz (com frequência de rotação de 3600 rpm), ou seja, a possibilidade de aumentar a frequência de rotação em 20% sem perda de eficiência perceptível. No entanto, neste caso, as perdas de eficiência são praticamente inevitáveis ​​nos modos de potência reduzida (levando a um aumento adicional no ângulos negativos ataques).
Características de design ST
Para reduzir o consumo de material e o peso do ST, foram utilizadas abordagens de aviação comprovadas para o projeto da turbina. Como resultado, a massa do rotor, apesar do aumento do diâmetro e do número de estágios, acabou sendo igual à massa do rotor da turbina de força GTU-16PER. Isso proporcionou uma unificação significativa das transmissões, unificada também sistema de óleo, suporta pressurização e sistema de resfriamento ST.
A quantidade e a qualidade do ar usado para pressurizar os suportes dos rolamentos da transmissão, incluindo limpeza e resfriamento, aumentaram. A qualidade da lubrificação dos rolamentos da transmissão também foi aprimorada com o uso de elementos filtrantes com uma finura de filtração de até 6 mícrons.
Para aumentar a atratividade operacional do novo GTE, foi introduzido um sistema de controle especialmente desenvolvido, que permite ao cliente usar um turboexpansor (ar e gás) e tipos hidráulicos lançar.
As características de massa e tamanho do motor tornam possível o uso de projetos em série da usina de bloco completo GTES-16P para sua colocação.
O invólucro com isolamento acústico e térmico (quando colocado nas dependências da capital) garante as características acústicas do GTPP ao nível estipulado pelas normas sanitárias.
O primeiro motor está atualmente passando por uma série de testes especiais. O gerador a gás do motor já passou pela primeira etapa dos testes cíclicos equivalentes e iniciou a segunda etapa após a revisão. condição técnica, que terminará na primavera de 2007.

A turbina como parte de um motor de tamanho real passou no primeiro teste especial, durante o qual indicadores de 7 foram obtidos características do acelerador e outros dados experimentais.
Com base nos resultados do teste, foi feita uma conclusão sobre a operabilidade do ST e sua conformidade com os parâmetros declarados.
Além disso, de acordo com os resultados do teste, alguns ajustes foram feitos no projeto do ST, incluindo as mudanças no sistema de refrigeração dos edifícios para reduzir a liberação de calor para a sala da estação e fornecer segurança contra incêndios, bem como otimizar as folgas radiais para aumentar a eficiência, ajuste a força axial.
O próximo teste da turbina de força está programado para o verão de 2007.

Unidade de turbina a gás GTE-16PA
na véspera de testes especiais

Hoje, a aviação é quase 100% composta por máquinas que usam um tipo de usina de turbina a gás. Em outras palavras - motores de turbina a gás... No entanto, apesar da popularidade crescente das viagens aéreas agora, poucas pessoas sabem como funciona o contêiner que zumbe e assobia que está pendurado sob as asas de um ou outro avião.

Princípio da Operação motor de turbina a gás.

Um motor de turbina a gás, como um motor de pistão em qualquer carro, pertence aos motores combustão interna... Ambos convertem a energia química do combustível em energia térmica por combustão e, em seguida, em energia mecânica útil. No entanto, a maneira como isso acontece é um pouco diferente. Em ambos os motores, ocorrem 4 processos principais - estes são: admissão, compressão, expansão, escape. Aqueles. em qualquer caso, o ar (da atmosfera) e o combustível (dos tanques) entram primeiro no motor, então o ar é comprimido e o combustível é injetado nele, após o que a mistura se inflama, devido ao qual se expande significativamente, e como um resultado é lançado na atmosfera. De todas essas ações, apenas a expansão dá energia, todas as demais são necessárias para garantir essa ação.

Agora qual é a diferença. Em motores de turbina a gás, todos esses processos ocorrem constante e simultaneamente, mas em diferentes partes do motor, e em um motor a pistão - em um lugar, mas em momentos diferentes e sucessivamente. Além disso, quanto mais comprimido o ar, mais energia pode ser obtida durante a combustão, e hoje a taxa de compressão dos motores de turbina a gás já atingiu 35-40: 1, ou seja, no processo de passagem pelo motor, o ar diminui de volume e, consequentemente, aumenta sua pressão de 35 a 40 vezes. Para comparação em motores a pistão este valor não ultrapassa 8-9: 1, nas amostras mais modernas e perfeitas. Por conseguinte, tendo peso e dimensões iguais, o motor de turbina a gás é muito mais poderoso e o coeficiente ação útil ele tem mais. Esta é precisamente a razão para o uso tão difundido de motores de turbina a gás na aviação hoje.

E agora mais sobre o design. Os quatro processos acima ocorrem no motor, que é mostrado em um diagrama simplificado sob os números:

• entrada de ar - 1 (entrada de ar)
• compressão - 2 (compressor)
• mistura e ignição - 3 (câmara de combustão)
• exaustão - 5 (bocal de exaustão)
• A misteriosa seção número 4 é chamada de turbina. É parte integrante de qualquer motor de turbina a gás, sua finalidade é obter energia dos gases que saem da câmara de combustão em altas velocidades e está localizada no mesmo eixo do compressor (2), que o aciona.

Assim, um ciclo fechado é obtido. O ar entra no motor, se comprime, se mistura com o combustível, se inflama, é direcionado para as pás da turbina, que retiram até 80% da potência do gás para girar o compressor, tudo o que resta e determina a potência final do motor, que pode ser utilizada em jeitos diferentes.

Dependendo do método de uso posterior desta energia, os motores de turbina a gás são divididos em:

• turbojato
• turboélice
• turbofan
• turboeixo

O motor mostrado no diagrama acima é turbojato... Podemos dizer turbina a gás “limpa”, pois os gases após passarem pela turbina, que faz girar o compressor, saem do motor pelo bocal de exaustão em alta velocidade e assim empurram a aeronave para frente. Atualmente, esses motores são usados ​​principalmente em aeronaves de combate de alta velocidade.

Turboélice motores diferem de turbojatos por terem seção adicional turbina, também chamada de turbina de baixa pressão, consistindo em uma ou mais fileiras de lâminas que retiram a energia restante após a turbina do compressor dos gases e, assim, giram hélice de ar, que pode ser localizado na frente e atrás do motor. Após o segundo trecho da turbina, os gases de escapamento realmente saem por gravidade, praticamente sem energia, portanto, são utilizados simplesmente para removê-los. tubos de escape... Esses motores são usados ​​em aeronaves de baixa velocidade e baixa altitude.

Turbofan Os motores têm um design semelhante ao turboélice, apenas a segunda seção da turbina não consome toda a energia dos gases de escapamento, portanto, esses motores também possuem um bocal de escapamento. Mas a principal diferença é que uma turbina de baixa pressão aciona um ventilador, que é colocado em um invólucro. Portanto, esse motor também é chamado de motor de dois circuitos, porque o ar passa por um circuito interno (o próprio motor) e um externo, que é necessário apenas para direcionar o fluxo de ar, que empurra o motor para a frente. Portanto, eles têm uma forma bastante "rechonchuda". São esses motores que são usados ​​na maioria dos aviões comerciais modernos, uma vez que são os mais econômicos em velocidades próximas à velocidade do som e eficientes quando voam em altitudes acima de 7000-8000m e até 12000-13000m.

Turboshaft os motores são quase idênticos em design ao turboélice, exceto que o eixo, que está conectado à turbina de baixa pressão, sai do motor e pode acionar absolutamente qualquer coisa. Esses motores são usados ​​em helicópteros, onde dois ou três motores acionam um único rotor principal e uma hélice de cauda de compensação. Semelhante usinas de energia agora eles têm até tanques - o T-80 e o americano Abrams.

Os motores de turbina a gás também são classificados de acordo com outros quando sinais:

• modelo dispositivo de entrada(ajustável, não regulamentado)
• por tipo de compressor (axial, centrífugo, centrífugo)
• pelo tipo de caminho de ar-gás (fluxo direto, loop)
• por tipo de turbinas (número de estágios, número de rotores, etc.)
• pelo tipo de bico de jato (ajustável, não ajustável), etc.

Motor turbojato com compressor axial tem recebido uso generalizado. Ao correr motor vai processo contínuo. O ar passa pelo difusor, desacelera e entra no compressor. Em seguida, ele entra na câmara de combustão. O combustível também é fornecido à câmara através dos bocais, a mistura é queimada, os produtos da combustão movem-se pela turbina. Os produtos da combustão nas lâminas da turbina se expandem e fazem a rotação girar. Além disso, os gases da turbina com pressão reduzida entram no bocal do jato e escapam para fora a uma velocidade tremenda, criando empuxo. A temperatura máxima também ocorre na água da câmara de combustão.

O compressor e a turbina estão localizados no mesmo eixo. Para resfriar os produtos de combustão, ar frio... Em motores a jato modernos Temperatura de trabalho pode exceder a temperatura de fusão das ligas das pás do rotor em cerca de 1000 ° C. O sistema de resfriamento das peças da turbina e a seleção de peças de motor resistentes e resistentes ao calor são um dos principais problemas de projeto. motores a jato de todos os tipos, incluindo turbojatos.

Característica motores turbojato com compressor centrífugo é o design dos compressores. O princípio de operação de tais motores é semelhante ao dos motores com compressor axial.

Motor de turbina a gás. Vídeo.

Artigos úteis sobre o assunto.

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Ministério da Educação e Ciência da Federação Russa

Agência Federal de Educação

Samara State Aerospace University

em homenagem ao acadêmico S.P. rainha

Departamento de Teoria de Motores de Aeronaves

Trabalho do curso

no curso: "Teoria e cálculo de máquinas de lâmina"

Projeto de turbina axialaviaçãomotorJT9 D20

Samara 2008

Exercício

Faça um cálculo de projeto dos principais parâmetros do turboalimentador alta pressão e construir uma seção meridional do motor de turbina de alta pressão JT9D-70A, realizar cálculo termodinâmico da turbina, cálculo cinemático do segundo estágio da turbina e perfilar a pá do impulsor em três seções: manga, seções intermediárias e periféricas.

Os parâmetros iniciais da turbina são conhecidos a partir do cálculo termodinâmico do motor em modo de decolagem (H P = 0 e M P = 0).

Tabela 1. - Dados iniciais para o projeto da turbina

resumo

Trabalho de curso sobre projeto termogasodinâmico de turbina de fluxo axial JT9D20.

Nota explicativa: 32 páginas, 1 figura, 2 tabelas, 3 apêndices, 4 fontes.

TURBINA, COMPRESSOR, SEÇÃO DE FLUXO, RODA DE OPERAÇÃO, DISPOSITIVO DE BOCAL, PASSO, ÂNGULO DE SAÍDA DE FLUXO, ÂNGULO EFICIENTE, ÂNGULO DE PERFIL, PASSO DE GRELHA, LARGURA DE GRELHA

Nisso trabalho de conclusão de curso as dimensões diamétricas da turbina de alta pressão foram calculadas, a seção meridional do trajeto do fluxo foi construída, o cálculo cinemático do estágio no diâmetro médio e o cálculo dos parâmetros ao longo da altura da pá com a lei da torção b = const com a construção de triângulos de velocidade na entrada na saída do RK em três seções (bucha, periférica e seção transversal no diâmetro médio). Foi calculado o perfil da pá do impulsor do segundo estágio, seguido da construção do contorno do perfil na rede em três seções.

Símbolos

D - diâmetro, m;

Diâmetro relativo da bucha;

h é a altura da lâmina, m;

F - área da seção transversal, m 2;

G - fluxo de massa gás (ar), kg / s;

H - altitude de vôo, km; cabeça do compressor, kJ / kg;

i - entalpia específica, kJ / kg;

k - expoente isentrópico;

l - comprimento, m;

M é o número de Mach;

n - frequência de rotação, 1 / min;

Р - pressão, kPa;

Velocidade reduzida;

s - taxa de fluxo, m / s;

q (), (), () - funções dinâmicas de gás de;

R - constante do gás, kJ / kggrado;

L * k (t) - trabalho específico do compressor (turbina);

k (t) - eficiência do compressor (turbina);

S é a largura axial da coroa, m;

T é a temperatura, K;

Recurso atribuído, h;

V - velocidade de vôo, m / s;

z é o número de etapas;

k, t - o grau de aumento (redução) na pressão total;

Coeficiente de restauração da pressão total do ar (gás) nos elementos do motor; tensões de tração, MPa;

Mudança da taxa de fluxo de massa;

U - velocidade periférica, m / s;

Y t * = U t cf / C * t s - parâmetro de carregamento da turbina;

O tamanho da lacuna, m;

U 2 t avg h t out / D avg out - o parâmetro de tensão nas pás da turbina, m 2 / s 2;

K tk, K tv - parâmetros da coordenação do gerador de gás, turbofan.

Índices

a - componente axial;

c - seção transversal de ar na entrada do compressor

ventilação - ventilador

decolagem - decolagem;

Wt - seção da manga;

g - seção transversal dos gases na saída da turbina

k - seção transversal do compressor na saída do compressor

cr - crítico

ks - câmara de combustão

n - seção do fluxo não perturbado

ligado - dispositivo de orientação;

frio - resfriamento;

n - parâmetro de voo, diâmetro periférico;

pr - os parâmetros fornecidos;

ps - passo de retenção

s - parâmetros isentrópicos;

s - segunda seção na saída do bocal

cf - parâmetro médio;

st - parâmetro da etapa;

t - seção da turbina de combustível na entrada da turbina

h - hora

* - parâmetros de frenagem.

Abreviações

HP - alta pressão;

ND - baixa pressão;

VNA - palheta guia de entrada;

GDF - funções dinâmicas de gás

GTE - motor de turbina a gás

Eficiência - coeficiente de eficiência;

HA - dispositivo guia;

RK - impulsor;

CA - bico da turbina;

ACS - condições atmosféricas padrão

Motor turbojato - motor turbojato de bypass.

Introdução

1. Cálculo do projeto dos principais parâmetros da turbina de alta pressão

1.1 Cálculo de parâmetros geométricos e operacionais da turbina HP

1.2 Construção da seção meridional do caminho de fluxo da turbina HP

2. Cálculo gás-dinâmico da turbina HP

2.1 Distribuição da queda de calor em etapas

2.2 Cálculo do degrau pelo diâmetro médio

2.3 Cálculo trabalho efetivo estágios levando em consideração as perdas por atrito do disco e na folga radial

2.4 Cálculo de parâmetros de fluxo em raios diferentes

Conclusão

Lista de fontes usadas

Introdução

Este trabalho contém uma versão simplificada do cálculo gás-dinâmico de uma turbina axial, em que uma variante da busca por parâmetros ótimos (de compromisso) é substituída por recomendações estatísticas confiáveis ​​obtidas na sistematização de materiais para o cálculo de modernas turbinas GTE. O dimensionamento é realizado de acordo com os parâmetros iniciais obtidos no cálculo termogasodinâmico do motor.

O objetivo do projeto axial turbina de avião consiste na determinação dos parâmetros geométricos, cinemáticos e termodinâmicos básicos como um todo e suas etapas individuais, que fornecem os valores calculados das parâmetros gerais motor. A este respeito, as tarefas de design implicam: a escolha do principal parâmetros geométricos a turbina projetada com os parâmetros dados do fluido de trabalho, levando em consideração a finalidade pretendida do motor de turbina a gás; distribuição da queda de calor nas etapas, cálculo dos parâmetros de fluxo nos intervalos entre as etapas; cálculo dos parâmetros de fluxo nos elementos do trajeto de fluxo do segundo estágio da turbina no diâmetro médio; seleção da lei de turbulência e cálculo da mudança nos parâmetros de fluxo ao longo do raio (altura da lâmina) do estágio projetado; perfilando as pás do rotor do palco projetado.

1. Cálculo do projeto dos principais parâmetros de uma turbina de alta

pressão

1.1 Pagamento parâmetros geométricos e operacionais Turbinas HP

Os parâmetros geométricos da turbina que precisam ser determinados são mostrados na Figura 1.

Figura 1. - Modelo geométrico de uma turbina axial

1. O valor da razão Dav / h 2 (h 2 é a altura das pás do rotor na saída da turbina HP) é determinado pela fórmula

onde e t é o parâmetro de estresse, o valor do qual normalmente está na faixa (13 ... 18) 10 3 m 2 / s 2.

Tomamos e t = 15 10 3 m 2 / s 2. Então:

Com o propósito de obter alta eficiência desejável ter. Portanto, um novo valor é selecionado. Então,

2. Dado o valor da velocidade axial do gás na entrada da turbina (C 0 = 150 m / s), determine a velocidade axial reduzida l 0 (l 0 = 0,20 ... 0,25)

Área anular na entrada do SA da turbina HP:

3. Calcule a área anular na saída da turbina. Para isso, estima-se preliminarmente o valor da componente axial da velocidade na saída da turbina. Aceitamos que / = 1,5; ... Então

4. De acordo com o valor selecionado, a altura da pá do rotor na saída da turbina HP é determinada:

5. Diâmetro médio na saída da turbina HP

6. Diâmetro periférico na saída do RK:

7. Diâmetro da manga na saída do RK:

8. A forma do caminho do fluxo é a seguinte: Portanto:

A altura da lâmina do bico na entrada da turbina é estimada da seguinte forma:

9. Diâmetro periférico do aparelho de bico na entrada da turbina HP:

10. Diâmetro da luva na entrada da turbina HP:

11. Frequência de rotação do rotor da turbina HP:

1.2 Construção da seção meridiana do fluxopartes

Turbinas HP

A presença da forma meridional do caminho de fluxo é necessária para determinar os diâmetros característicos Di em qualquer seção de controle da etapa, e não apenas nas seções "0" e "2". Esses diâmetros servem como base para realizar, por exemplo, o cálculo de parâmetros de fluxo em diferentes raios do caminho de fluxo, bem como projetar os perfis de seção de controle do aerofólio de pás.

1. Largura da coroa do aparelho do bico do primeiro estágio:

tomamos kSA = 0,06

2. Largura da borda do impulsor de primeiro estágio:

tomamos kPK = 0,045

3. Largura da coroa do aparelho do bico do segundo estágio:

4. Largura da borda do impulsor de segundo estágio:

5. A folga axial entre o aparelho do bico e o impulsor é geralmente determinada a partir da razão:

Folga axial entre o aparelho de bico e o impulsor de primeiro estágio:

6. Folga axial entre o impulsor do primeiro estágio e o bico do segundo estágio:

7. Folga axial entre o aparelho do bico e o impulsor de segundo estágio:

8. A folga radial entre as extremidades dos aerofólios da lâmina e o corpo é geralmente considerada na faixa de 0,8 a 1,5 mm. No nosso caso, aceitamos:

2 . G projeto azodinâmico da turbina VD

2.1 Distribuiçãoqueda de calor por etapas

Parâmetros termodinâmicos do fluido de trabalho na entrada esaia das etapas.

1. Encontre o valor médio da queda de calor por etapa

.

A queda de calor do último estágio é considerada igual a:

Nós aceitamos:

kJ / kg

Então: kJ / kg

2. Determine o grau de reatividade (para o segundo estágio)

m

; ; .

3. Vamos determinar os parâmetros do estado termodinâmico do gás na entrada do segundo estágio

; ;

; ; .

4. Vamos calcular o valor do trabalho isentrópico em um estágio em que o gás se expande para a pressão.

Nós aceitamos:

.

5. Vamos determinar os parâmetros do estado termodinâmico do gás na saída do estágio sob a condição de expansão isentrópica de pressão para:

; .

6. Vamos calcular o grau de redução de gás no estágio:

.

7. Determine a pressão total na entrada para o estágio:

,

8. O ângulo de saída do fluxo do RK é obtido.

9. Funções gás-dinâmicas na saída do palco

; .

10. Pressão estática atrás do palco

.

11. Parâmetros termodinâmicos do fluxo na saída do estágio sob a condição de expansão isentrópica da pressão para

; .

12. O valor do trabalho isentrópico no estágio durante a expansão do gás de pressão para

.

2.2 Cálculo da etapa por média no diâmetro no

Parâmetros de fluxo atrás do bico

1. Vamos determinar a velocidade isentrópica do fluxo de gás do CA:

.

2. Vamos determinar a taxa de fluxo isentrópica reduzida na saída do CA:

;

3. O coeficiente de velocidade do CA é obtido:

.

4. Funções gás-dinâmicas do fluxo na saída do SA:

; .

5. Determine o fator de recuperação de pressão total da tabela:

.

6. Ângulo de fluxo para fora das lâminas do bico:

;

Onde.

7. Ângulo de deflexão do fluxo no corte oblíquo do CA:

.

8. Ângulo efetivo na saída do conjunto de bicos

.

9. O ângulo de instalação do perfil na treliça encontra-se de acordo com o gráfico, dependendo de.

Nós aceitamos:;

;

.

10. A corda do perfil da lâmina CA

.

11. O valor da etapa relativa ideal é determinado de acordo com o gráfico, dependendo de e:

12. O espaçamento ideal da rede SA na primeira aproximação

.

13. Número ideal de lâminas CA

.

Nós aceitamos.

14. O valor final do passo ideal das lâminas CA

.

15. O tamanho da garganta do canal CA

.

16. Parâmetros do estado termodinâmico do gás na saída do SA sob a condição de expansão isentrópica na rede do bocal

; .

17. Pressão estática na lacuna entre CA e PK

.

18. A velocidade real do gás na saída do SA

.

19. Parâmetros termodinâmicos do fluxo na saída do CA

;

; .

20. Densidade de gás na saída do CA

.

21. Componentes axiais e circunferenciais da velocidade de fluxo absoluta na saída do CA

;

.

22. O componente circunferencial da taxa de fluxo relativa na entrada para o RK

.

23. O ângulo de entrada do fluxo no RK em movimento relativo

.

24. Taxa de fluxo relativa na entrada para o RK

.

25. Parâmetros termodinâmicos do gás na entrada do RK

;

; .

26. Velocidade de fluxo reduzida em movimento relativo

.

27. Pressão total no movimento relativo do ar

.

Parâmetros de fluxo na saída do RC

28. Parâmetros de fluxo termodinâmicos

;

;.

29. Velocidade do fluxo isoentrópico em movimento relativo

.

30. Velocidade de fluxo isentrópica reduzida em movimento relativo:

.

Aceitamos porque o movimento relativo é o movimento isolado de energia.

31. Velocidade de fluxo reduzida em movimento relativo

Vamos levar:

,

Então:

; .

32. Usando o gráfico, determinamos o fator de recuperação da pressão total:

.

33. O ângulo de saída do fluxo do RK em movimento relativo (15є<в 2 <45є)

Vamos calcular:

;

.

34. Determine a partir da tabela o ângulo de deflexão do fluxo no corte oblíquo das pás do rotor:

.

35. Ângulo efetivo na saída do RC

.

36. Determine na tabela o ângulo de instalação do perfil na pá do rotor:

Vamos calcular :;

.

37. Corda do perfil da lâmina RK

.

38. O valor do passo relativo ótimo da rede RK é determinado pelas tabelas:

.

39. O passo relativo da rede RK na primeira aproximação

.

40. O número ideal de lâminas do RK

.

Nós aceitamos.

41. O valor final do passo ideal das lâminas do RK

.

42. O tamanho da garganta do canal das pás do rotor

.

43. Velocidade relativa na saída do RK

44. Entalpia e temperatura do gás na saída do RK

; .

45. Densidade de gás na saída da República do Cazaquistão

46. ​​Componentes axial e circunferencial da velocidade relativa na saída do RK

;

.

47. O componente circunferencial da velocidade de fluxo absoluta por trás do RK

48. Velocidade absoluta do gás atrás do RK

.

49. Ângulo de saída do fluxo do RK em movimento absoluto

50. Entalpia total de gás para RK

.

2.3 Cálculo da operação efetiva de um estágio levando em consideração as perdas por atrito

disco e folga radial

Para determinar o funcionamento efetivo do estágio, é necessário levar em consideração as perdas de energia associadas aos vazamentos do fluido de trabalho na folga radial e ao atrito do disco do estágio contra o gás. Para fazer isso, definimos:

51. Trabalho específico de gás nas pás do RK

52. Perdas por vazamento, que dependem das características de projeto do palco.

No projeto das modernas turbinas GTE, para reduzir vazamentos, geralmente são usados ​​curativos com selos de labirinto nos impulsores. Vazamentos através de tais selos são calculados usando a fórmula:

Pegamos o coeficiente de consumo do selo labirinto:

A área de folga é determinada a partir da expressão:

Para determinar a pressão Em primeiro lugar, a velocidade de fluxo reduzida isentrópica na saída para o RK no diâmetro periférico e a função gás-dinâmica correspondente são encontradas:

; .

Pressão periférica

Taxa de pressão de vedação

Aceitamos o número de vieiras:

Perdas por vazamento

53. Perdas de energia devido ao atrito do disco de estágio contra o gás

,

onde D 1w é tomado de acordo com o desenho do caminho de fluxo

54. A perda total de energia devido ao vazamento e fricção do disco

55. Entalpia total do gás na saída do RK levando em consideração as perdas por vazamento e fricção do disco

;

56. Entalpia do gás por parâmetros estáticos na saída do RK, levando em consideração as perdas por vazamento e fricção do disco

57. Pressão total do gás na saída do RK levando em consideração as perdas por vazamento e fricção do disco

58. Trabalho de etapa efetiva real

59. Eficiência real degraus

60. A diferença entre o trabalho efetivo real do dado

que é 0,78%.

2.4 Cálculo de parâmetros fluxo em raios diferentes

roda da lâmina de pressão da turbina

Em valores de Dav / 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.

Determinação de parâmetros para a seção da manga da lâmina

1. Diâmetro relativo da bucha

2. Ângulo de saída do fluxo em movimento absoluto

3. Relação de velocidade

4. Taxa de fluxo absoluta na saída do SA

5. O componente periférico da velocidade absoluta

6. Componente axial da velocidade absoluta

7. Velocidade isentrópica de saída de gás do SA

8. Parâmetros termodinâmicos na saída do CA

; ;

;

; .

9. Pressão estática

.

10. Densidade do gás

11. A velocidade periférica na seção da manga na entrada do RK

12. O componente circunferencial da velocidade relativa na entrada do RK

13. O ângulo de entrada do fluxo no RK em movimento relativo

.

14. Velocidade relativa no cubo

15. Parâmetros termodinâmicos na entrada do RK em movimento relativo

,

,

16. Pressão total na entrada do RK em movimento relativo

17. Velocidade relativa reduzida na entrada do RK

Parâmetros na seção periférica

18. Relaciona. diâmetro da seção periférica

19. Ângulo de saída do fluxo do SA em movimento absoluto

20. Relação de velocidade

21. Velocidade absoluta na saída do SA

22. Componentes circunferenciais e axiais da velocidade absoluta

23. Velocidade isentrópica de saída de gás do SA

24. Parâmetros termodinâmicos do fluxo na saída do CA

;

, ; .

25. Pressão estática

26. Densidade do gás

27. Velocidade da roda periférica na periferia

28. O componente circunferencial da velocidade relativa na entrada do RK

29. O ângulo de entrada do fluxo no RK em movimento relativo

.

30. Velocidade de fluxo relativa na periferia

31. Parâmetros termodinâmicos do fluxo em movimento relativo na entrada do RK

,

32. Pressão total na entrada do RK em movimento relativo

.

33. Velocidade relativa reduzida na entrada do RK

Cálculo dos parâmetros de fluxo na saída do RK

34. Diâmetro relativo da bucha

35. Ângulo de fluxo em movimento absoluto

36. Velocidade circunferencial na seção da manga na saída do RK

37. Pressão estática na saída do RK

38. Parâmetros termodinâmicos na República do Cazaquistão

,

39. Taxa de fluxo isoentrópica na saída do RK

40. Velocidade isentrópica reduzida

41. A velocidade do fluxo atrás do RK em movimento relativo.

, Onde

coeficiente de velocidade.

42. Parâmetros termodinâmicos do fluxo na saída do RK

;

43. Densidade do gás atrás da coroa de trabalho

44. Ângulo de saída do fluxo em movimento relativo

45. Componentes circunferenciais e axiais da velocidade de fluxo relativa

46. ​​Velocidade absoluta na saída do anel de trabalho

47. O componente periférico da velocidade absoluta

48. Entalpia total e temperatura do fluxo na saída do RK

49. Funções dinâmicas do gás na saída da República do Cazaquistão

;

50. Pressão total do fluxo em movimento absoluto na saída do RK

Cálculo de parâmetros na seção periférica na saída do RK

51. Diâmetro relativo da seção periférica

52. Ângulo de fluxo em movimento absoluto

53. Velocidade periférica na seção periférica na saída da RK

54. Pressão estática na saída do RK

55. Parâmetros termodinâmicos na expansão isentrópica no RK

;

56. Taxa de fluxo isoentrópica na saída do RK

57. Velocidade isentrópica reduzida

58. Velocidade do fluxo atrás do RK em movimento relativo

Relação de velocidade;

59. Parâmetros termodinâmicos do fluxo na saída do RK

;

60. Densidade de gás atrás da coroa de trabalho

61. Ângulo de saída do fluxo em movimento relativo

62. Componentes circunferenciais e axiais da velocidade de fluxo relativa

63. Velocidade absoluta de saída do RK

64. O componente periférico da velocidade absoluta

65. Entalpia total e temperatura do fluxo na saída do RK

66. Funções dinâmicas de gás na saída da República do Cazaquistão

;

67. Pressão de fluxo total em movimento absoluto na saída do RK

3. Perfil da lâmina do impulsor

Tabela 2. - Dados iniciais para o perfil das lâminas da RK

Tabela 3. - Valores calculados para o perfil das lâminas do RK

Conclusão

Na obra do curso, foi calculado e construído o percurso do fluxo da turbina de alta pressão, feito o cálculo cinemático do segundo estágio da turbina de alta pressão no diâmetro médio, o cálculo do trabalho efetivo levando em consideração o atrito perdas do disco e na folga radial, o cálculo dos parâmetros ao longo da altura da pá com a lei do redemoinho b = const com a construção dos triângulos de velocidade. A lâmina do impulsor foi perfilada em três seções.

Lista de fontes usadas

1. Projeto termogasodinâmico de turbinas axiais para motores de turbina a gás de aeronaves usando funções р-i-T: livro didático. subsídio / N.T. Tikhonov, N.F. Musatkin, V.N. Matveev, V.S. Kuzmichev; Samar. Estado aeroespacial un-t. - Samara, 2000.-- 92. p.

2. Mamaev B.I., Musatkin N.F., Aronov B.M. Projeto gás-dinâmico de turbinas axiais para aeronaves GTE: livro didático. - Kuibyshev: KuAI, 1984-70 p.

3. Cálculo de projeto dos principais parâmetros de turbocompressores de aeronaves GTE: Livro didático. subsídio / V.S. Kuzmichev, A.A. Trofimov; KuAI. - Kuibyshev, 1990.-- 72 p.

4. Cálculo termogasodinâmico de centrais de turbinas a gás. / Dorofeev V.M., Maslov V.G., Pervyshin N.V., Svatenko S.A., Fishbein B.D. - M., "Mechanical Engineering", 1973-144 p.

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O modelo de utilidade torna possível aumentar a eficiência do motor turbojato bypass (TJE) garantindo o resfriamento do último estágio da turbina nos modos máximos (por exemplo, no modo de decolagem) e aumentando a eficiência nos modos de operação de cruzeiro. O sistema de resfriamento do último estágio da turbina axial de baixa pressão do motor turbojato contém uma entrada de ar do circuito externo do motor e, adicionalmente, uma entrada de ar atrás de um dos estágios intermediários do compressor. O sistema de resfriamento é equipado com um dispositivo para regular o suprimento de ar para a cavidade adjacente à superfície posterior do disco da turbina de último estágio. O dispositivo de controle contém um anel rotativo com uma unidade. O anel giratório está em contato com a parede final do suporte da turbina. Existem dois orifícios na parede final do suporte. Um orifício é conectado à cavidade anular do suporte da turbina do último estágio, e o outro - à cavidade do coletor de ar localizado na cavidade anular do suporte da turbina. O anel rotativo do dispositivo de controle é fornecido com um orifício elíptico passante localizado com a possibilidade de se comunicar alternadamente com um dos dois orifícios passantes da parede de extremidade do suporte da turbina.

O modelo de utilidade se refere a sistemas de resfriamento para elementos de motor de aeronave e, mais precisamente, se relaciona ao sistema de resfriamento de uma turbina de baixa pressão (LPT) de um motor turbojato de by-pass (TJE).

O ar de resfriamento é usado para resfriar os elementos estruturais quentes dos motores turbojato.

É conhecido um sistema de resfriamento de turbina de um motor turbojato bypass, no qual o ar retirado do estágio intermediário ou último de um compressor de alta pressão (HPC) é usado para resfriar as pás da turbina (ver, por exemplo, "Projeto de um turbocompressor TRDDF" , MAI Publishing House, 1996, p. 27-28). O ar de resfriamento retirado do HPC tem uma pressão suficientemente elevada (em comparação com o local de sua descarga no trajeto da turbina), o que garante seu abastecimento garantido a todas as superfícies de resfriamento. A este respeito, a eficiência de tal sistema de resfriamento é muito alta.

A desvantagem de usar tal sistema de resfriamento é reduzir o empuxo específico nos modos máximos e a economia nos modos de operação de cruzeiro. Esta diminuição ocorre devido ao fato de que parte da potência da turbina de alta pressão, que é usada para comprimir a bomba de pressão de ar de resfriamento, é perdida e não é usada para girar o compressor de alta pressão (HPC) ou para criar impulso do motor. Por exemplo, quando a taxa de fluxo das lâminas de resfriamento do ar da bomba de combustível de alta pressão é ~ 5% da taxa de fluxo de ar na entrada para o HPC, e o ar é retirado de seu último estágio, as perdas de energia podem ser ~ 5%, o que equivale a uma diminuição na eficiência da turbina na mesma proporção.

O mais próximo da solução técnica reivindicada é um sistema de resfriamento de turbina de um motor turbojato bypass, em que o ar retirado do circuito externo é usado para resfriar as lâminas de uma turbina de baixa pressão (ver, por exemplo, "Motor turbojato bypass com um afterburner AL-31F "editora VVIA com o nome de N.E. Zhukovsky, 1987, pp. 128-130). A turbina é resfriada em todos os modos de operação do motor. Com essa variante da seleção do ar de resfriamento, a potência adicional da turbina não é consumida para sua compressão no HPC, portanto, uma maior quantidade de energia potencial do fluxo de gás atrás da turbina pode ser convertida no bico de jato em energia cinética de o jato de exaustão, que, por sua vez, levará a um aumento no empuxo do motor e em sua eficiência.

A desvantagem de usar tal sistema de resfriamento é uma diminuição na eficiência de resfriamento devido à pressão de ar insuficiente tirada do canal do circuito de ar de resfriamento externo nos modos de operação do motor próximos do máximo (por exemplo, modo de decolagem). Nos modos de operação indicados, a relação das pressões no canal do circuito externo e na saída da turbina de baixa pressão, que é ótima para a eficiência do motor (valor máximo do empuxo específico do motor), é perto da unidade. Tal queda de pressão, levando-se em consideração as perdas nos canais de alimentação e bocais, não é suficiente para a implementação do resfriamento efetivo da pá do rotor da bomba de alta pressão de combustível do motor nestes modos.

As soluções técnicas conhecidas têm capacidades limitadas, pois levam a uma diminuição da eficiência do motor.

O modelo de utilidade baseia-se na tarefa de aumentar a eficiência do motor turbojato por meio do resfriamento garantido do último estágio da turbina nos modos máximos (por exemplo, decolagem) e aumentar a eficiência nos modos de cruzeiro.

O resultado técnico é um aumento na eficiência do motor turbofan.

O problema é resolvido pelo fato de o sistema de refrigeração do último estágio da turbina axial de baixa pressão do motor turbojato by-pass conter uma entrada de ar do circuito externo do motor. A entrada de ar se comunica através das cavidades das escoras e da cavidade anular do suporte da turbina de último estágio, fornecido com uma parede de extremidade frontal, com uma cavidade adjacente à superfície traseira do disco da turbina e através de um disco de pressão com as cavidades internas das lâminas. A parede de extremidade do suporte da turbina tem furos passantes, e a superfície externa do alojamento da turbina do último estágio é feita como uma parte da superfície interna do canal do contorno externo do motor.

A novidade no modelo de utilidade é que o sistema de refrigeração é equipado adicionalmente na entrada com uma entrada de ar atrás de um dos estágios intermediários do compressor, conectada por uma tubulação a um coletor de ar oco na saída. O sistema de resfriamento é equipado com um dispositivo para regular o suprimento de ar para a cavidade adjacente à superfície posterior da turbina de último estágio. O dispositivo de controle contém um anel rotativo com uma unidade. O anel giratório está em contato com a parede final do suporte da turbina. Existem dois orifícios na parede final do suporte. Um orifício é conectado à cavidade anular do suporte da turbina do último estágio, e o outro - à cavidade do coletor de ar localizado na cavidade anular do suporte da turbina. O anel rotativo do dispositivo de controle é fornecido com um orifício elíptico passante localizado com a possibilidade de se comunicar alternadamente com um dos dois orifícios passantes da parede de extremidade do suporte da turbina.

O sistema de resfriamento do último estágio de uma turbina axial de baixa pressão de um motor turbojato by-pass de acordo com o modelo de utilidade declarado fornece:

Fornecimento adicional do sistema de resfriamento na entrada com uma entrada de ar atrás de um dos estágios intermediários do compressor, conectada por uma tubulação com um coletor de ar oco na saída, comunicando-se com a cavidade, da superfície traseira do disco da última turbina estágio, fornece resfriamento garantido em modos máximos, incluindo decolagem;

O fornecimento do sistema de refrigeração com um dispositivo para regular o fornecimento de ar para a cavidade adjacente à superfície posterior do disco do último estágio da turbina do estágio intermediário do compressor ou do circuito externo garante a eficiência do resfriamento da alta pressão lâmina do rotor da bomba de combustível em todos os modos de operação do motor. O dispositivo de controle permite combinar as qualidades positivas de ambos os sistemas de refrigeração, ou seja, ao conectar sequencialmente vários canais para fornecer ar de refrigeração, é mais racional garantir a operabilidade e eficiência do sistema de refrigeração da turbina em toda a faixa de operação do motor modos e, assim, melhorar a tração, características econômicas e de recursos do motor. Assim, em modo de decolagem, o dispositivo de controle é conectado de forma que seja garantido o fornecimento de ar de resfriamento do estágio intermediário do compressor com pressão suficiente para o resfriamento eficiente do último estágio da turbina. Isso permite aumentar os recursos da turbina e de todo o motor como um todo em uma taxa de fluxo de ar de resfriamento fixa ou reduzir a taxa de fluxo de ar de resfriamento e, assim, aumentar as características de tração do motor. O ar no canal do circuito externo não possui a sobrepressão necessária para um resfriamento efetivo. No modo de cruzeiro, o dispositivo de controle fornece ar de resfriamento do canal do circuito externo, enquanto o canal de entrada de ar do compressor é fechado (a mudança da posição do anel é realizada por um sinal dependendo da velocidade de rotação da turbina de baixa pressão do motor e da temperatura de travagem a ar na entrada do motor T * H). Como o ar de resfriamento não sofre compressão no compressor, a potência do HPC necessária diminui e a energia livre do fluido de trabalho atrás da turbina aumenta; isso leva a um aumento no empuxo do motor e em sua eficiência. Além disso, o ar do canal do circuito externo possui um grande recurso de resfriamento, o que permitirá aumentar o recurso da turbina e de todo o motor como um todo a uma vazão fixa do ar de resfriamento, ou reduzir o taxa de fluxo do ar de resfriamento e, assim, aumentar ainda mais a eficiência do motor.

Assim, o problema colocado no modelo de utilidade foi resolvido - aumentar a eficiência do motor turbojato por meio do resfriamento garantido do último estágio da turbina nos modos máximos (por exemplo, decolagem) e aumentar a eficiência nos modos de operação de cruzeiro em comparação com análogos conhecidos.

O presente modelo de utilidade é ilustrado pela seguinte descrição detalhada do sistema de resfriamento e sua operação com referência aos desenhos mostrados nas FIGS. 1-3, onde

A figura 1 mostra esquematicamente uma seção longitudinal do último estágio de uma turbina axial de baixa pressão de um motor turbojato de bypass e seu sistema de resfriamento;

a figura 2 é uma vista A na figura 1;

figura 3 - seção b-b na figura 2.

O sistema de refrigeração do último estágio da turbina axial de baixa pressão do motor turbojato by-pass contém (ver Fig. 1) uma entrada de ar 1 do circuito externo 2 do motor. A entrada de ar 1 se comunica com a cavidade 3 adjacente à superfície traseira do disco da turbina 4 através das cavidades 5 das escoras 6 e da cavidade anular 7 do suporte da turbina de último estágio, equipado com a parede de extremidade frontal 8 com orifícios de passagem 9 (ver Figs. 2, 3) da turbina e através dos canais 10 no disco 4 com as cavidades internas das lâminas 11.

O sistema de resfriamento do último estágio de uma turbina axial de baixa pressão de um motor turbojato by-pass compreende ainda uma entrada de ar na entrada atrás de um dos estágios intermediários do compressor (na Fig. 1, a entrada de ar e os estágios intermediários do compressor são não mostrado). Esta entrada de ar é conectada por uma tubulação 12 com um coletor de ar oco 13 na saída adjacente à parede de extremidade 8 do suporte da turbina com orifícios de passagem 14 (ver Figs. 2, 3).

Além disso, o sistema de refrigeração está equipado com um dispositivo para regular o fornecimento de ar à cavidade 3, adjacente à superfície posterior do disco 4 da turbina do último estágio. O dispositivo de controle é feito na forma de um anel rotativo 15 (ver Figs. 1-3) com um acionamento (o acionamento não é mostrado) em contato com a parede final 8 do suporte da turbina, onde o orifício 9 fornece comunicação de a cavidade 3 com a cavidade anular 7 e o orifício 14 fornecem comunicação da cavidade 3 com a cavidade 16 do coletor de ar 13 localizado na cavidade anular 7 do suporte da turbina. O acionamento do anel rotativo 15 pode ser feito, por exemplo, na forma de um motor pneumático ou de um acionamento do tipo semelhante. O anel rotativo 15 do dispositivo de controle tem um orifício elíptico de passagem 17, que permite a comunicação alternada com os orifícios de passagem 9, 14 na parede de extremidade 8 do suporte da turbina.

O sistema de resfriamento proposto contém uma entrada de ar a (na figura 1 a entrada de ar não é mostrada) atrás de um dos estágios intermediários do compressor, uma entrada de ar 1 b do canal do circuito externo 2. O funcionamento do sistema de alimentação de ar de resfriamento é descrito abaixo.

O sistema de resfriamento do último estágio de uma turbina axial de baixa pressão de um motor turbojato by-pass opera da seguinte maneira. O anel 15 pode estar em duas posições. Quando o anel 15 é girado para a posição I (ver Fig. 2) (modo de decolagem da operação do motor), o ar a flui através do tubo 12, sob a influência de uma diferença de pressão, através do coletor de ar 13, o orifício 14 no parede 8 e o orifício 17 no anel 15 na cavidade 3 adjacente à superfície traseira do disco 4. Neste caso, a passagem para a cavidade de ar 3b é bloqueada pelo anel 15. Quando o anel 15 é girado para posição II (não mostrada) (modo de cruzeiro), o orifício 17 é girado de tal forma que o orifício 14 é bloqueado pelo anel 15 e o ar b entra na cavidade 3 através da abertura 9 e a abertura 17 no anel 15 . Nesse caso, o ar a aspirado após o estágio intermediário do compressor não entra na cavidade 3.

O anel 15 é comutado para a posição I ou II por um sinal dependendo da velocidade n do eixo da turbina de baixa pressão do motor e da temperatura de frenagem a ar na entrada do motor T * H. Em valores altos do parâmetro ( operação do motor de decolagem), o anel 15 está na posição I, em valores baixos do parâmetro (cruzeiro) - na posição II.

A implementação do sistema de refrigeração de acordo com a solução técnica indicada permite fornecer o resfriamento necessário do último estágio da turbina de baixa pressão em todos os modos de operação do motor, enquanto aumenta a eficiência e economia de sua operação.

Sistema de resfriamento do último estágio de uma turbina de fluxo axial de baixa pressão de um motor turbojato by-pass, contendo uma entrada de ar do circuito externo do motor, comunicando-se através das cavidades das escoras e da cavidade anular da última suporte da turbina de estágio, equipado com uma parede de extremidade frontal, com uma cavidade adjacente à superfície traseira do disco da turbina, e através de uma cabeça de pressão um disco com cavidades internas das pás, onde a parede da extremidade do suporte da turbina tem orifícios de passagem, caracterizado por o sistema de resfriamento ser adicionalmente equipado na entrada com uma entrada de ar atrás de um dos estágios intermediários do compressor conectado por uma tubulação com um coletor de ar oco na saída e um dispositivo para regular o fornecimento de ar para a cavidade, adjacente a na superfície posterior da turbina de último estágio, onde o dispositivo de controle é feito na forma de um anel rotativo com um acionamento em contato com a parede final do suporte da turbina, dois orifícios são feitos na parede final do suporte, onde um buraco está conectado ao anel com a cavidade do suporte da turbina do último estágio, e a outra com a cavidade do coletor de ar localizada na cavidade anular do suporte da turbina, o anel rotativo do dispositivo de controle é equipado com um orifício de passagem elíptico localizado com a possibilidade de comunicação alternada com um dos dois orifícios de passagem da parede final do suporte da turbina.