În 2006, conducerea Complexului Motoare-Construcții Perm și a Companiei Teritoriale Generatoare Nr. 9 OJSC (Sucursala Perm) au semnat un acord pentru fabricarea și furnizarea unei centrale electrice cu turbină cu gaz GTES-16PA bazată pe GTE-16PA cu PS- Motor 90EU-16A.

L-am rugat pe Daniil Sulimov, proiectant general adjunct - proiectant șef al unităților de turbine cu gaz și centralelor electrice ale Aviadvigatel OJSC, să ne spună despre principalele diferențe dintre noul motor și PS-90AGP-2 existent.

Principala diferență a unității GTE-16PA față de GTU-16PER existentă este utilizarea unei turbine de putere cu o viteză de rotație de 3000 rpm (în loc de 5300 rpm). Reducerea vitezei de rotație face posibilă abandonarea cutiei de viteze scumpe și creșterea fiabilității instalației cu turbine cu gaz în ansamblu.

Caracteristicile tehnice ale motoarelor GTU-16PER și GTE-16PA (în condiții ISO)

Optimizarea parametrilor principali ai turbinei de putere

Parametrii de bază ai unei turbine libere (ST): diametrul, calea curgerii, numărul de trepte, eficiența aerodinamică - optimizat pentru a minimiza liniile drepte costuri de operare.

Costurile de operare includ costul achiziționării unui PT și costurile pentru o anumită perioadă de funcționare (acceptabilă de client ca perioadă de rambursare). Alegerea unei perioade de rambursare, destul de previzibilă pentru client (nu mai mult de 3 ani), a făcut posibilă implementarea unui design solid din punct de vedere economic.

Alegere cea mai bună opțiune O turbină gratuită pentru o aplicație specifică ca parte a GTE-16PA a fost produsă în sistemul motorului în ansamblu, pe baza unei comparații a costurilor directe de operare pentru fiecare opțiune.

Cu utilizarea modelării unidimensionale a ST după diametrul mediu, nivelul realizabil de eficiență aerodinamică a ST a fost determinat pentru un număr discret de etape. S-a ales cel optim pentru această opțiune calea curgerii. Numărul de lame, ținând cont de influența lor semnificativă asupra costului primar, a fost ales din condiția asigurării factorului de încărcare aerodinamică Zweifel egal cu unu.

Pe baza traseului de curgere selectat, au fost estimate greutatea MT și costul de producție. Apoi, opțiunile turbinelor din sistemul motor au fost comparate în ceea ce privește costurile directe de operare.

La alegerea numărului de trepte pentru ST se iau în considerare modificările de eficiență, costurile de achiziție și operare (costul combustibilului).

Costul de achiziție crește constant odată cu creșterea prețului de cost odată cu creșterea numărului de pași. Eficiența realizată crește în același mod - ca urmare a scăderii sarcinii aerodinamice pe scenă. Costurile de exploatare (componenta combustibilului) scad odată cu creșterea eficienței. Cu toate acestea, costul total are un minim clar cu patru trepte într-o turbină de putere.

Calculat ca experiență propriile dezvoltăriși experiența altor firme (implementate în proiecte specifice), care a făcut posibilă asigurarea obiectivității estimărilor.

În proiectarea finală, prin creșterea sarcinii pe scenă și reducerea eficienței ST de la valoarea maximă realizabilă cu aproximativ 1%, a fost posibilă reducerea costurilor totale ale clientului cu aproape 20%. Acest lucru a fost realizat prin reducerea costului și prețului turbinei cu 26% față de opțiunea cu eficiență maximă.

Design aerodinamic al ST

Eficiență aerodinamică ridicată a noului ST cu suficientă încărcătură mare realizat prin utilizarea experienței Aviadvigatel OJSC în dezvoltarea turbinelor presiune scăzutăși turbine de putere, precum și utilizarea modelelor aerodinamice spațiale în mai multe etape folosind ecuațiile Euler (fără vâscozitate) și Navier-Stokes (cu vâscozitate).

Comparația parametrilor turbinelor de putere GTE-16PA și LPT Rolls-Royce

Comparația parametrilor ST GTE-16PA și cele mai moderne pompe de combustibil Rolls-Royce din familia Trent (diagrama Smith) arată că, în ceea ce privește unghiul de curgere în palete (aproximativ 1050), noul ST se află la nivelul turbinelor Rolls-Royce. Absența unei limitări stricte a greutății inerente structurilor aeronavelor a făcut posibilă reducerea oarecum a factorului de sarcină dH / U2 datorită creșterii diametrului și vitezei periferice. Mărimea vitezei de ieșire (inerentă structurilor de sol) a permis reducerea vitezei axiale relative. În general, potențialul ST proiectat pentru implementarea eficienței este la nivelul caracteristic etapelor familiei Trent.

Caracteristica aerodinamică a ST proiectat este, de asemenea, asigurarea optimă valori de eficienta turbine la regimuri de putere parțială tipice pentru funcționarea de bază.

În timp ce se menține viteza de rotație, o modificare (scădere) a sarcinii pe ST duce la o creștere a unghiurilor de atac (abaterea direcției fluxului de gaz la intrarea la palete de la valoarea calculată) la intrare la rânduri de lame. Apar unghiuri de atac negative, cele mai semnificative în ultimele etape ale turbinei.

Designul jantelor cu lamă ST cu rezistență ridicată la modificările unghiurilor de atac este asigurat de o profilare specială a jantelor cu verificare suplimentară stabilitatea pierderilor aerodinamice (2D / 3D modele aerodinamice Navier-Stokes) la unghiuri mari de curgere la intrare.

Ca urmare, caracteristicile analitice ale noului ST au arătat o rezistență semnificativă la unghiurile negative de atac, precum și posibilitatea utilizării ST și pentru acționarea generatoarelor care generează un curent cu o frecvență de 60 Hz (cu o frecvență de rotație de 3600). rpm), adică posibilitatea de a crește frecvența de rotație cu 20 % fără pierderi vizibile de eficiență. Cu toate acestea, în acest caz, pierderile de eficiență sunt practic inevitabile la moduri de putere redusă (ducând la o creștere suplimentară a unghiuri negative atacuri).
Caracteristici de design ST
Pentru a reduce consumul de material și greutatea ST, au fost utilizate abordări dovedite ale aviației pentru proiectarea turbinei. Ca urmare, masa rotorului, în ciuda creșterii diametrului și a numărului de trepte, s-a dovedit a fi egală cu masa rotorului turbinei de putere GTU-16PER. Acest lucru a oferit o unificare semnificativă a transmisiilor, unificate de asemenea sistem de ulei, suport sistem de presurizare si racire ST.
Cantitatea și calitatea aerului utilizat pentru presurizarea suporturilor lagărelor transmisiei, inclusiv curățarea și răcirea, a fost crescută. Calitatea lubrifierii lagărelor de transmisie a fost, de asemenea, îmbunătățită prin utilizarea elementelor de filtrare cu o finețe de filtrare de până la 6 microni.
Pentru a crește atractivitatea operațională a noului GTE, a fost introdus un sistem de control special dezvoltat, care permite clientului să utilizeze un turboexpansor (aer și gaz) și tipuri hidraulice lansa.
Caracteristicile de masă și dimensiune ale motorului fac posibilă utilizarea modelelor în serie ale centralei electrice complete GTES-16P pentru amplasarea acesteia.
Carcasa izolatoare fonic si termic (atunci cand este amplasata in spatii capitale) asigura caracteristicile acustice ale GTPP la nivelul prevazut de standardele sanitare.
Primul motor este în prezent supus unei serii de teste speciale. Generatorul de gaz al motorului a trecut deja de prima etapă a testelor echivalent-ciclice și a început etapa a doua după revizuire. stare tehnica, care se va încheia în primăvara anului 2007.

Turbina de putere ca parte a unui motor full-size a trecut primul test special, în timpul căruia au fost luați indicatori de 7 caracteristicile clapetei de accelerațieși alte date experimentale.
Pe baza rezultatelor testelor s-a făcut o concluzie despre operabilitatea ST și conformitatea acestuia cu parametrii declarați.
În plus, conform rezultatelor testelor, s-au făcut unele ajustări la designul ST, inclusiv modificări ale sistemului de răcire al clădirilor pentru a reduce degajarea de căldură în camera stației și pentru a oferi Siguranța privind incendiile, precum și pentru optimizarea jocurilor radiale pentru a crește eficiența, reglați forța axială.
Următorul test al turbinei de putere este programat pentru vara anului 2007.

Unitate turbină cu gaz GTE-16PA
în ajunul probelor speciale

Astăzi, aviația este compusă aproape 100% din mașini care folosesc o centrală electrică de tip turbină cu gaz. Cu alte cuvinte - motoare cu turbine cu gaz... Cu toate acestea, în ciuda popularității tot mai mari a călătoriilor cu avionul acum, puțini oameni știu cum funcționează containerul bâzâit și șuierat care atârnă sub aripa unuia sau altui avion de linie.

Principiul de funcționare motor cu turbină cu gaz.

Un motor cu turbină cu gaz, ca un motor cu piston pe orice mașină, aparține motoarelor combustie interna... Ambele transformă energia chimică a combustibilului în energie termică prin ardere și apoi în energie utilă, mecanică. Cu toate acestea, modul în care se întâmplă acest lucru este oarecum diferit. În ambele motoare au loc 4 procese principale - acestea sunt: ​​admisie, compresie, expansiune, evacuare. Acestea. în orice caz, aerul (din atmosferă) și combustibilul (din rezervoare) intră mai întâi în motor, apoi aerul este comprimat și combustibilul este injectat în el, după care amestecul se aprinde, datorită căruia se extinde semnificativ și ca un rezultatul este eliberat în atmosferă. Dintre toate aceste acțiuni, doar expansiunea dă energie, toate celelalte sunt necesare pentru a asigura această acțiune.

Acum care este diferența. În motoarele cu turbină cu gaz, toate aceste procese au loc constant și simultan, dar în diferite părți ale motorului și într-un motor cu piston - într-un singur loc, dar în momente diferite și la rândul lor. În plus, cu cât aerul este mai comprimat, cu atât se poate obține mai multă energie în timpul arderii, iar astăzi raportul de compresie al motoarelor cu turbină cu gaz a ajuns deja la 35-40: 1, adică. în procesul de trecere prin motor, aerul scade în volum și, în consecință, își crește presiunea de 35-40 de ori. Pentru comparație în motoare cu piston această cifră nu depășește 8-9: 1, în cele mai moderne și perfecte mostre. În consecință, având greutate și dimensiuni egale, motorul cu turbină cu gaz este mult mai puternic, iar coeficientul acțiune utilă el are mai sus. Acesta este tocmai motivul pentru utilizarea atât de răspândită a motoarelor cu turbine cu gaz în aviație astăzi.

Și acum mai multe despre design. Cele patru procese de mai sus au loc în motor, care este prezentat într-o diagramă simplificată sub numere:

• priza de aer - 1 (priza de aer)
• compresie - 2 (compresor)
• amestecare și aprindere - 3 (camera de ardere)
• evacuare - 5 (duză de evacuare)
• Secțiunea misterioasă numărul 4 se numește turbină. Acesta este o parte integrantă a oricărui motor cu turbină cu gaz, scopul său este de a obține energie din gazele care părăsesc camera de ardere la viteze mari și este situat pe același arbore cu compresorul (2), care îl antrenează.

Astfel, se obține un ciclu închis. Aerul intră în motor, comprimă, se amestecă cu combustibilul, se aprinde, este direcționat către paletele turbinei, care elimină până la 80% din puterea gazului pentru a roti compresorul, tot ce rămâne și determină puterea finală a motorului, care poate fi utilizată în căi diferite.

În funcție de metoda de utilizare ulterioară a acestei energii, motoarele cu turbine cu gaz sunt împărțite în:

• turboreactor
• turbopropulsor
• turbofan
• turboax

Motorul prezentat în diagrama de mai sus este turboreactor... Putem spune turbina cu gaz „curata”, deoarece gazele dupa ce trec prin turbina, care roteste compresorul, lasa motorul prin duza de evacuare la turatie mare si imping astfel aeronava inainte. Astfel de motoare sunt acum utilizate în principal în avioanele de luptă de mare viteză.

Turboprop motoarele diferă de turboreactoarele prin faptul că au secțiune suplimentară turbină, numită și turbină de joasă presiune, constând din unul sau mai multe rânduri de pale care preiau energia rămasă după turbina compresorului din gaze și astfel se rotesc elice de aer, care poate fi amplasat atat in fata cat si in spatele motorului. După a doua secțiune a turbinei, gazele de eșapament pleacă de fapt prin gravitație, neavând practic energie, prin urmare, sunt folosite pur și simplu pentru a le îndepărta. conductele de evacuare... Aceste motoare sunt utilizate în aeronavele cu viteză mică, la altitudine joasă.

Turboventilator motoarele au un design similar cu turbopropulsorul, doar a doua secțiune a turbinei nu preia toată energia din gazele de eșapament, prin urmare astfel de motoare au și o duză de evacuare. Dar principala diferență este că o turbină de joasă presiune antrenează un ventilator, care este închis într-o carcasă. Prin urmare, un astfel de motor este numit și motor cu două circuite, deoarece aerul trece printr-un circuit intern (motorul însuși) și unul extern, care este necesar doar pentru a direcționa fluxul de aer, care împinge motorul înainte. Prin urmare, au o formă destul de „duluță”. Aceste motoare sunt folosite pe majoritatea avioanelor moderne, deoarece sunt cele mai economice la viteze apropiate de viteza sunetului și eficiente atunci când zboară la altitudini de peste 7000-8000m și până la 12000-13000m.

Turboax motoarele sunt aproape identice ca design cu turbopropulsorul, cu excepția faptului că arborele, care este conectat la turbina de joasă presiune, iese din motor și poate conduce absolut orice. Astfel de motoare sunt utilizate în elicoptere, unde două sau trei motoare antrenează un singur rotor principal și o elice de compensare. Similar centrale electrice acum au chiar și tancuri - T-80 și americanul Abrams.

Motoarele cu turbine cu gaz se clasifică și în funcție de altele când semne:

• tip dispozitiv de intrare(reglabil, nereglementat)
• după tipul de compresor (axial, centrifugal, centrifugal)
• după tipul de cale aer-gaz (flux direct, buclă)
• după tipul de turbine (număr de trepte, număr de rotoare etc.)
• după tipul de duză cu jet (reglabil, nereglabil), etc.

Motor turboreactor cu compresor axial a primit o utilizare pe scară largă. La alergare motorul merge proces continuu. Aerul trece prin difuzor, decelerează și intră în compresor. Apoi intră în camera de ardere. De asemenea, combustibilul este furnizat în cameră prin duze, amestecul este ars, produsele de ardere se deplasează prin turbină. Produșii de ardere din paletele turbinei se extind și o antrenează în rotație. În plus, gazele din turbină cu presiune redusă intră în duza cu jet și scapă în exterior cu o viteză extraordinară, creând tracțiune. Temperatura maximă apare și pe apa din camera de ardere.

Compresorul și turbina sunt situate pe același arbore. Pentru a răci produsele de ardere, aer rece... În motoarele cu reacție moderne temperatura de lucru poate depăși temperatura de topire a aliajelor palelor rotorului cu aproximativ 1000 ° C. Sistemul de răcire al pieselor turbinei și selecția pieselor de motor rezistente la căldură și rezistente la căldură sunt una dintre principalele probleme de proiectare. motoare cu reactie de toate tipurile, inclusiv turboreactoare.

Caracteristică motoare cu turboreacție cu compresor centrifugal este proiectarea compresoarelor. Principiul de funcționare al unor astfel de motoare este similar cu cel al motoarelor cu compresor axial.

Motor cu turbină cu gaz. Video.

Articole utile pe această temă.

Trimiteți-vă munca bună în baza de cunoștințe este simplu. Utilizați formularul de mai jos

Studenții, studenții absolvenți, tinerii oameni de știință care folosesc baza de cunoștințe în studiile și munca lor vă vor fi foarte recunoscători.

postat pe http://www.allbest.ru/

Ministerul Educației și Științei al Federației Ruse

Agenția Federală pentru Educație

Universitatea Aerospațială de Stat din Samara

numit după academicianul S.P. Regină

Departamentul de Teoria Motoarelor de Avioane

Lucru de curs

la cursul: „Teoria și calculul mașinilor cu lame”

Proiectarea turbinei axialeaviaţiemotorJT9 D20

Samara 2008

Exercițiu

Efectuați un calcul de proiect al parametrilor principali ai turbocompresorului presiune ridicatași construiți o secțiune meridională a motorului cu turbină de înaltă presiune JT9D-70A, efectuați calculul termodinamic al turbinei, calculul cinematic al celei de-a doua etape a turbinei și profilați paleta rotorului în trei secțiuni: manșon, secțiuni medii și periferice.

Parametrii inițiali ai turbinei sunt cunoscuți din calculul termodinamic al motorului în regim de decolare (H P = 0 și M P = 0).

Tabel 1. - Date inițiale pentru proiectarea turbinei

abstract

Lucrări de curs privind proiectarea termogazdinamică a turbinei cu flux axial JT9D20.

Notă explicativă: 32 pagini, 1 figură, 2 tabele, 3 anexe, 4 surse.

TURBINA, COMPRESOR, PARTEA DE DEBUT, ROATA DE ACTIONARE, APARATUL DUZELOR, PAS, UNGURI DE IEȘIRE DE DEBIT, UNGHI EFICIENT, ANGUL PROFIL, PAS GRÂRĂ, LĂȚIME GRILĂ

In acest termen de hârtie s-au calculat dimensiunile diametrale ale turbinei de înaltă presiune, s-a construit secțiunea meridională a căii de curgere, calculul cinematic al etapei la diametrul mediu și calculul parametrilor de-a lungul înălțimii palelor cu legea răsucirii b = const. cu construcția triunghiurilor de viteză la intrarea la ieșirea din RK în trei secțiuni (bucșă, periferică și secțiune transversală la diametrul mijlociu). S-a calculat profilul paletei rotorului treptei a doua, urmat de construcția conturului profilului în zăbrele în trei secțiuni.

Simboluri

D - diametru, m;

Diametrul relativ al bucșei;

h este înălțimea lamei, m;

F - aria secțiunii transversale, m 2;

G - flux de masă gaz (aer), kg / s;

H - altitudinea de zbor, km; cap compresor, kJ / kg;

i - entalpia specifică, kJ/kg;

k - exponent izoentropic;

l - lungime, m;

M este numărul Mach;

n - frecvența de rotație, 1 / min;

Р - presiune, kPa;

Viteza redusa;

s — debitul, m / s;

q (), (), () - funcțiile dinamice ale gazelor;

R - constanta de gaz, kJ / kggrad;

L * k (t) - lucru specific compresorului (turbinei);

k (t) - randamentul compresorului (turbinei);

S este lățimea axială a coroanei, m;

T este temperatura, K;

Resursă alocată, h;

V — viteza de zbor, m / s;

z este numărul de pași;

k, t - gradul de creștere (scădere) a presiunii totale;

Coeficient de restabilire a presiunii totale a aerului (gazului) în elementele motorului; tensiuni de tracțiune, MPa;

Modificarea debitului masic;

U - viteza periferică, m / s;

Y t * = U t cf / C * t s - parametrul încărcării turbinei;

Dimensiunea decalajului, m;

U 2 t avg h t out / D avg out - parametrul de tensiune în paletele turbinei, m 2 / s 2;

K tk, K tv - parametrii de coordonare ai generatorului de gaz, turboventilator.

Indici

a - componentă axială;

c - secțiunea transversală a aerului la admisia compresorului

aerisire - ventilator

decolare - decolare;

Wt - secțiunea mâneci;

g - secțiunea transversală a gazelor la ieșirea turbinei

k - sectiunea transversala a compresorului la iesirea din compresor

cr - critic

ks - camera de ardere

n - secţiunea fluxului neperturbat

on - dispozitiv de ghidare;

răcoare - răcire;

n - parametru de zbor, diametru periferic;

pr - parametrii dați;

ps - pas de reținere

s - parametrii izoentropi;

s - a doua secțiune la ieșirea din duză

cf - parametru mediu;

st - parametru de pas;

t - secțiunea turbinei cu combustibil la admisia turbinei

h - oră

* - parametrii de frânare.

Abrevieri

HP - presiune înaltă;

ND - presiune joasă;

VNA - paletă de ghidare admisie;

GDF - funcții dinamice ale gazelor

GTE - motor cu turbină cu gaz

Eficiență - coeficient de eficiență;

HA - dispozitiv de ghidare;

RK - rotor;

CA - duza turbinei;

ACS - condiții atmosferice standard

Motor turboreactor - motor bypass turboreactor.

Introducere

1. Calculul de proiect al parametrilor principali ai turbinei de înaltă presiune

1.1 Calculul parametrilor geometrici și de funcționare ai turbinei HP

1.2 Construcția secțiunii meridionale a căii de curgere a turbinei HP

2. Calcul gaz-dinamic al turbinei HP

2.1 Distribuția căderii de căldură în trepte

2.2 Calculul treptei după diametrul mediu

2.3 Calcul munca eficienta etape ţinând cont de pierderile prin frecare ale discului şi în jocul radial

2.4 Calculul parametrilor de curgere la diferite raze

Concluzie

Lista surselor utilizate

Introducere

Această lucrare conține o versiune simplificată a calculului gaz-dinamic al unei turbine axiale, în care o variantă de căutare a parametrilor optimi (de compromis) este înlocuită cu recomandări statistice de încredere obținute în sistematizarea materialelor pentru calculul turbinelor GTE moderne. Proiectarea se realizează în funcție de parametrii inițiali obținuți în calculul termogazdinamic al motorului.

Scopul proiectării axiale turbina aeronavei constă în determinarea parametrilor de bază geometrici, cinematici și termodinamici în ansamblu și a etapelor sale individuale, care furnizează valorile calculate ale specificului și parametri generali motor. În acest sens, sarcinile de proiectare presupun: alegerea principalului parametrii geometrici turbina proiectată cu parametrii dați ai fluidului de lucru, ținând cont de scopul propus al motorului cu turbină cu gaz; distribuția căderii de căldură peste trepte, calculul parametrilor de curgere în golurile dintre trepte; calcularea parametrilor de curgere în elementele traseului de curgere a celei de-a doua trepte a turbinei la diametrul mijlociu; selectarea legii turbionării și calculul modificării parametrilor de curgere de-a lungul razei (înălțimea lamei) etapei proiectate; profilarea palelor rotorului etapei proiectate.

1. Calculul de proiect al parametrilor principali ai unei turbine de înaltă

presiune

1.1 Plată parametrii geometrici și de funcționare turbine HP

Parametrii geometrici ai turbinei care trebuie determinați sunt prezentați în Figura 1.

Figura 1. - Modelul geometric al unei turbine axiale

1. Valoarea raportului D av / h 2 (h 2 este înălțimea palelor rotorului la ieșirea turbinei HP) este determinată de formula

unde e t este parametrul tensiunii, a cărui valoare este de obicei în intervalul (13 ... 18) 10 3 m 2 / s 2.

Luăm e t = 15 10 3 m 2 / s 2. Atunci:

Pentru a obtine Eficiență ridicată de dorit să aibă. Prin urmare, este selectată o nouă valoare. Atunci,

2. Având în vedere valoarea vitezei axiale a gazului la intrarea în turbină (C 0 = 150 m / s), se determină viteza axială redusă l 0 (l 0 = 0,20 ... 0,25)

Zona inelară la intrarea în SA a turbinei HP:

3. Calculați aria inelară la ieșirea turbinei. Pentru aceasta se estimează preliminar valoarea componentei axiale a vitezei la ieșirea din turbină. Acceptăm că / = 1,5; ... Atunci

4. În funcție de valoarea selectată, se determină înălțimea palei rotorului la ieșirea turbinei HP:

5. Diametrul mediu la ieșirea turbinei HP

6. Diametrul periferic la ieșirea din RK:

7. Diametrul manșonului la ieșirea RK:

8. Forma căii de curgere este următoarea: Prin urmare:

Înălțimea lamei duzei la admisia turbinei este estimată după cum urmează:

9. Diametrul periferic al aparatului duzei la admisia turbinei HP:

10. Diametrul manșonului la intrarea turbinei HP:

11. Frecvența de rotație a rotorului turbinei HP:

1.2 Construcția secțiunii meridiane a fluxuluipărți

turbine HP

Prezența formei meridionale a căii de curgere este necesară pentru a determina diametrele caracteristice Di în orice secțiune de control a pasului și nu numai în secțiunile „0” și „2”. Aceste diametre servesc ca bază pentru efectuarea, de exemplu, a calculului parametrilor de curgere la diferite raze ale căii de curgere, precum și pentru proiectarea profilurilor secțiunii de control ale profilului aerodin al paletei.

1. Lățimea coroanei aparatului de duză din prima etapă:

luăm kSA = 0,06

2. Lățimea jantei rotorului din prima etapă:

luăm kPK = 0,045

3. Lățimea coroanei aparatului de duză din a doua etapă:

4. Lățimea jantei rotorului din a doua etapă:

5. Jocul axial dintre aparatul duzei și rotor este determinat de obicei din raportul:

Jocul axial dintre aparatul duzei și rotorul din prima etapă:

6. Jocul axial dintre rotorul din prima etapă și duza din a doua etapă:

7. Jocul axial dintre aparatul duzei și rotorul din a doua etapă:

8. Jocul radial dintre capetele profilurilor lamei și corp este de obicei luat în intervalul 0,8 ... 1,5 mm. În cazul nostru, acceptăm:

2 . G proiectarea azodinamică a turbinei VD

2.1 Distribuțiescăderea căldurii trepte

Parametrii termodinamici ai fluidului de lucru la admisie șiieșire de pe trepte.

1. Aflați valoarea medie a căderii de căldură pe pas

.

Căderea de căldură a ultimei etape este considerată egală cu:

Noi acceptam:

kJ/kg

Atunci: kJ/kg

2. Determinați gradul de reactivitate (pentru a doua etapă)

m

; ; .

3. Să determinăm parametrii stării termodinamice a gazului la intrarea în treapta a doua

; ;

; ; .

4. Să calculăm valoarea muncii izoentropice într-o etapă în care gazul se dilată la presiune.

Noi acceptam:

.

5. Să determinăm parametrii stării termodinamice a gazului la ieșirea din treaptă în condiția expansiunii izoentropice de la presiune la:

; .

6. Să calculăm gradul de reducere a gazului în etapă:

.

7. Determinați presiunea totală la intrarea în treaptă:

,

8. Se ia unghiul iesirii curgerii din RK.

9. Funcții gaz-dinamice la ieșirea din scenă

; .

10. Presiunea statică în spatele scenei

.

11. Parametrii termodinamici ai debitului la ieșirea din treaptă în condiția expansiunii izoentropice de la presiune la

; .

12. Valoarea lucrului izoentropic în etapa în timpul expansiunii gazului de la presiune la

.

2.2 Calcul pas prin in medie la diametru la

Parametrii de debit în spatele duzei

1. Să determinăm viteza izoentropică a fluxului de gaz din CA:

.

2. Să determinăm debitul izoentropic redus la ieșirea din CA:

;

3. Se ia coeficientul de viteză al CA:

.

4. Funcții gaz-dinamice ale fluxului la ieșirea din SA:

; .

5. Determinați factorul total de recuperare a presiunii din tabel:

.

6. Unghiul de curgere din lamele duzei:

;

Unde.

7. Unghiul de deviere a fluxului în tăietura oblică a CA:

.

8. Unghiul efectiv la ieșirea matricei de duze

.

9. Unghiul de instalare al profilului în zăbrele se regăsește conform graficului, în funcție de.

Noi acceptam:;

;

.

10. Coarda profilului lamei CA

.

11. Valoarea pasului relativ optim se determină conform graficului în funcție de și:

12. Distanța optimă a rețelei SA în prima aproximare

.

13. Număr optim de lame CA

.

Noi acceptam.

14. Valoarea finală a pasului optim al lamelor CA

.

15. Dimensiunea gâtului canalului CA

.

16. Parametrii stării termodinamice a gazului la ieșirea din SA în condiția expansiunii izoentropice în rețeaua duzei

; .

17. Presiune statică în decalajul dintre CA și PK

.

18. Viteza reală a gazului la ieșirea din SA

.

19. Parametrii termodinamici ai debitului la ieșirea din CA

;

; .

20. Densitatea gazului la ieșirea CA

.

21. Componentele axiale și circumferențiale ale vitezei absolute de curgere la ieșirea din CA

;

.

22. Componenta circumferenţială a debitului relativ la intrarea în RK

.

23. Unghiul de intrare a fluxului în RK în mișcare relativă

.

24. Debit relativ la intrarea în RK

.

25. Parametrii termodinamici ai gazului la intrarea în RK

;

; .

26. Viteza redusă a curgerii în mișcare relativă

.

27. Presiunea totală în mișcarea relativă a aerului

.

Parametri de flux la ieșirea din RC

28. Parametrii de curgere termodinamici

;

;.

29. Viteza de curgere izoentropică în mișcare relativă

.

30. Viteza de curgere izoentropică redusă în mișcare relativă:

.

Acceptăm, pentru că mișcarea relativă este mișcare izolată de energie.

31. Viteza redusă a curgerii în mișcare relativă

Hai sa luam:

,

Atunci:

; .

32. Cu ajutorul graficului, determinăm factorul de recuperare al presiunii totale:

.

33. Unghiul de ieșire a fluxului din RK în mișcare relativă (15є<в 2 <45є)

Să calculăm:

;

.

34. Determinați din tabel unghiul de deviere a curgerii în tăietura oblică a palelor rotorului:

.

35. Unghiul efectiv la iesirea din RC

.

36. Determinați din tabel unghiul de instalare a profilului în paleta rotorului:

Să calculăm:;

.

37. Coarda profilului lamei RK

.

38. Valoarea pasului relativ optim al rețelei RK este determinată de tabelele:

.

39. Pasul relativ al rețelei RK în prima aproximare

.

40. Numărul optim de lame ale RK

.

Noi acceptam.

41. Valoarea finală a pasului optim al lamelor RK

.

42. Dimensiunea gâtului canalului paletelor rotorului

.

43. Viteza relativă la ieșirea din RK

44. Entalpia și temperatura gazului la ieșirea din RK

; .

45. Densitatea gazului la ieșirea din Republica Kazahstan

46. ​​​​Componentele axiale și circumferențiale ale vitezei relative la ieșirea din RK

;

.

47. Componenta circumferenţială a vitezei de curgere absolută în spatele RK

48. Viteza absolută a gazului în spatele RK

.

49. Unghiul de ieșire al curgerii din RK în mișcare absolută

50. Entalpia totală a gazului pentru RK

.

2.3 Calculul funcționării efective a unei etape ținând cont de pierderile prin frecare

disc și joc radial

Pentru a determina funcționarea eficientă a etapei, este necesar să se țină seama de pierderile de energie asociate cu scurgerile fluidului de lucru în jocul radial și frecarea discului treptei împotriva gazului. Pentru a face acest lucru, definim:

51. Lucrări specifice de gaz pe paletele RK

52. Pierderile de scurgere, care depind de caracteristicile de proiectare ale etapei.

În proiectarea turbinelor moderne GTE, pentru a reduce scurgerile, bandaje cu etanșare labirint sunt de obicei folosite pe rotoare. Scurgerile prin astfel de etanșări sunt calculate folosind formula:

Luăm coeficientul de consum al sigiliului labirint:

Zona de degajare este determinată din expresia:

Pentru a determina presiunea În primul rând, se găsește viteza de curgere redusă izoentropică la ieșirea către RK la diametrul periferic și funcția gaz-dinamică corespunzătoare:

; .

Presiunea periferică

Raportul presiunii etanșării

Acceptăm numărul de scoici:

Pierderi de scurgere

53. Pierderi de energie datorate frecării discului etapei cu gaz

,

unde D 1w se ia conform desenului traseului curgerii

54. Pierderea totală de energie din cauza scurgerii și frecării discului

55. Entalpia totală a gazului la ieșirea din RK ținând cont de pierderile pentru scurgerea și frecarea discului

;

56. Entalpia gazului după parametrii statici la ieșirea din RK, ținând cont de pierderile pentru scurgerea și frecarea discului

57. Presiunea totală a gazului la ieșirea din RK ținând cont de pierderile pentru scurgerea și frecarea discului

58. Munca efectivă în etape efective

59. Eficiența reală trepte

60. Diferența dintre munca efectivă efectivă și cea dată

care este 0,78%.

2.4 Calculul parametrilor curgere la diferite raze

roata paletei de presiune a turbinei

La valori de 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.

Determinarea parametrilor pentru secțiunea manșonului lamei

1. Diametrul relativ al bucșei

2. Unghiul de ieșire al fluxului în mișcare absolută

3. Raportul de viteză

4. Debit absolut la ieșirea SA

5. Componenta periferică a vitezei absolute

6. Componenta axială a vitezei absolute

7. Viteza izoentropică a ieșirii gazului din SA

8. Parametrii termodinamici la ieșirea CA

; ;

;

; .

9. Presiunea statică

.

10. Densitatea gazului

11. Viteza periferică în secțiunea de mâneci la intrarea în RK

12. Componenta circumferenţială a vitezei relative la intrarea în RK

13. Unghiul de intrare a fluxului în RK în mișcare relativă

.

14. Viteza relativă la butuc

15. Parametrii termodinamici la intrarea în RK în mișcare relativă

,

,

16. Presiunea totală la intrarea în RK în mișcare relativă

17. Viteză relativă redusă la intrarea în RK

Parametri în secțiunea periferică

18. Relaționează. diametrul secțiunii periferice

19. Unghiul de ieșire al curgerii din SA în mișcare absolută

20. Raportul de viteză

21. Viteza absoluta la iesirea din SA

22. Componentele circumferenţiale şi axiale ale vitezei absolute

23. Viteza izoentropică a curgerii gazelor din SA

24. Parametrii termodinamici ai debitului la ieșirea din CA

;

, ; .

25. Presiunea statică

26. Densitatea gazului

27. Viteza periferică a roții la periferie

28. Componenta circumferenţială a vitezei relative la intrarea în RK

29. Unghiul de intrare a fluxului în RK în mișcare relativă

.

30. Viteza relativă a curgerii la periferie

31. Parametrii termodinamici ai fluxului în mișcare relativă la intrarea în RK

,

32. Presiunea totală la intrarea în RK în mișcare relativă

.

33. Viteză relativă redusă la intrarea în RK

Calculul parametrilor de curgere la ieșirea din RK

34. Diametrul de bucșă relativ

35. Unghiul curgerii în mișcare absolută

36. Viteza circumferenţială în secţiunea manşonului la ieşirea din RK

37. Presiune statică la ieșirea RK

38. Parametrii termodinamici în Republica Kazahstan

,

39. Debit izoentropic la ieșirea din RK

40. Viteză izoentropică redusă

41. Viteza curgerii în spatele RK în mișcare relativă.

, Unde

raportul de viteză.

42. Parametrii termodinamici ai debitului la ieșirea din RK

;

43. Densitatea gazului în spatele coroanei de lucru

44. Unghiul de ieșire al curgerii în mișcare relativă

45. Componentele circumferenţiale şi axiale ale vitezei relative de curgere

46. ​​​​Viteza absolută la ieșirea din inelul de lucru

47. Componenta periferică a vitezei absolute

48. Entalpia totală și temperatura debitului la ieșirea din RK

49. Funcții gaz-dinamice la ieșirea din Republica Kazahstan

;

50. Presiunea totală a fluxului în mișcare absolută la ieșirea din RK

Calculul parametrilor în secțiunea periferică la ieșirea din RK

51. Diametrul relativ al secțiunii periferice

52. Unghiul curgerii în mișcare absolută

53. Viteza periferica in sectiunea periferica la iesirea din RK

54. Presiune statică la ieșirea din RK

55. Parametrii termodinamici la expansiune izoentropică în RK

;

56. Debit izoentropic la ieșirea din RK

57. Viteză izoentropică redusă

58. Viteza curgerii în spatele RK în mișcare relativă

Raportul de viteză;

59. Parametrii termodinamici ai debitului la ieșirea din RK

;

60. Densitatea gazului în spatele coroanei de lucru

61. Unghiul de ieșire al curgerii în mișcare relativă

62. Componentele circumferenţiale şi axiale ale vitezei relative de curgere

63. Viteza absolută de ieșire din RK

64. Componenta periferică a vitezei absolute

65. Entalpia totală și temperatura debitului la ieșirea din RK

66. Funcții gaz-dinamice la ieșirea din Republica Kazahstan

;

67. Presiunea totală a fluxului în mișcare absolută la ieșirea din RK

3. Profilarea paletei rotorului

Tabelul 2. - Date inițiale pentru profilarea lamelor RK

Tabelul 3. - Valori calculate pentru profilarea lamelor RK

Concluzie

În cadrul lucrării de curs s-a calculat și construit traseul de curgere al turbinei de înaltă presiune, s-a făcut calculul cinematic al celei de-a doua trepte a turbinei de înaltă presiune la diametrul mediu, calculul muncii efective ținând cont de frecare. pierderi ale discului și în jocul radial, calculul parametrilor de-a lungul înălțimii lamei cu legea vârtejului b = const cu construcția triunghiurilor de viteză. Paleta rotorului a fost profilată în trei secțiuni.

Lista surselor utilizate

1. Proiectare termogazdinamică a turbinelor axiale pentru motoare cu turbină cu gaz de avioane folosind funcții р-i-T: Manual. indemnizatie / N.T. Tihonov, N.F. Musatkin, V.N. Matveev, V.S. Kuzmichev; Samar. stat aerospațială un-t. - Samara, 2000 .-- 92. p.

2. Mamaev B.I., Musatkin N.F., Aronov B.M. Proiectarea gaz-dinamică a turbinelor axiale pentru aeronave GTE: Manual. - Kuibyshev: KuAI, 1984 - 70 p.

3. Calculul de proiect al parametrilor principali ai turbocompresoarelor aeronavei GTE: Manual. indemnizatie / V.S. Kuzmichev, A.A. Trofimov; KuAI. - Kuibyshev, 1990 .-- 72 p.

4. Calcul termogazdinamic al centralelor cu turbine cu gaz. / Dorofeev V.M., Maslov V.G., Pervyshin N.V., Svatenko S.A., Fishbein B.D. - M., „Inginerie mecanică”, 1973 - 144 p.

Postat pe Allbest.ru

Documente similare

Calculul parametrilor de curgere și construcția profilelor treptei compresoarelor și turbinei. Profilarea camerei de ardere, duza cu jet a motorului proiectat și grilele de profil ale rotorului turbinei de înaltă presiune. Construcția profilelor lamelor.

lucrare de termen adăugată 27.02.2012


Determinarea dimensiunilor geometrice principale ale secțiunii meridionale a treptei turbinei. Calculul parametrilor de curgere în duza etajului la diametrul mijlociu. Stabilirea parametrilor de curgere de-a lungul razei căii de curgere în timpul profilării lamei.

lucrare de termen, adăugată 14.11.2017


Profilarea palelor din prima etapă a turbinei de înaltă presiune. Calculul si construirea cascadelor de profile subsonice de compresoare axiale. Profilarea radială a grilelor profilului rotorului. Calculul și construcția cascadelor de profile de turbine RK pe un computer.

lucrare de termen adăugată la 02/04/2012


Proiectarea unui compresor centrifugal într-un motor cu turbină cu gaz de transport: calculul parametrilor de curgere la ieșire, parametrii geometrici ai secțiunii de ieșire a rotorului, profilarea ieșirii meridionale, evaluarea sarcinii maxime pe pale.

lucrare de termen, adăugată 04/05/2010


Calculul dinamic al gazului termic al motorului, selectarea și justificarea parametrilor. Coordonarea parametrilor compresorului și turbinei. Calcul gaz-dinamic al turbinei și profilarea palelor RK ale primei trepte a turbinei pe un computer. Calculul rezistenței blocării palelor turbinei.

teză, adăugată 12.03.2012


Calculul și profilarea elementelor structurale ale motorului: paleta rotorului primei trepte a unui compresor axial, turbină. Metoda de calcul a triunghiurilor de viteză. Procedura de determinare a parametrilor camerei de ardere, a parametrilor geometrici ai căii de curgere.

lucrare de termen, adăugată 22.02.2012


Calculul și profilarea paletei rotorului unei trepte de compresor, a unei turbine cu gaz de înaltă presiune, a unei camere de ardere inelare și a unui dispozitiv de evacuare. Determinarea componentelor triunghiurilor de viteză și a parametrilor geometrici ai rețelelor de profil la trei raze.

lucrare de termen adăugată 17.02.2012


Calculul dinamic al gazului termic al motorului. Coordonarea functionarii compresorului si turbinei. Calcul gaz-dinamic al unei turbine axiale pe calculator. Profilarea palelor rotorului turbinei de înaltă presiune. Descrierea designului motorului, calculul rezistenței discului turbinei.

teză, adăugată 22.01.2012


Selectarea și justificarea puterii și vitezei de rotație a motorului turbinei cu gaz: calculul termogazdinamic al motorului, presiunea în compresor, coordonarea parametrilor compresorului și turbinei. Calculul si profilarea grilelor de profil ale rotorului turbinei.

lucrare de termen, adăugată 26.12.2011


Profilarea lamei din prima etapă a compresorului de înaltă presiune. Calcul computerizat al paletei turbinei. Designul camerei de ardere. Calcul gaz-dinamic al duzei. Formarea datelor inițiale. Profilarea computerizată a duzei de evacuare.

Modelul de utilitate face posibilă creșterea eficienței motorului de bypass turbojet (TJE) prin răcirea garantată a ultimei trepte a turbinei la regimurile maxime (de exemplu, la modul decolare) și prin creșterea eficienței la modurile de funcționare de croazieră. Sistemul de răcire al ultimei trepte a turbinei axiale de joasă presiune a motorului turborreactor conține o admisie de aer din circuitul extern al motorului și, în plus, o admisie de aer în spatele uneia dintre treptele intermediare ale compresorului. Sistemul de răcire este echipat cu un dispozitiv pentru reglarea alimentării cu aer către cavitatea adiacentă suprafeței din spate a discului turbinei din ultima treaptă. Dispozitivul de control conține un inel rotativ cu o antrenare. Inelul pivotant este în contact cu peretele de capăt al suportului turbinei. Există două găuri în peretele de capăt al suportului. O gaură este conectată la cavitatea inelară a suportului turbinei din ultima treaptă, iar cealaltă - la cavitatea colectorului de aer situat în cavitatea inelară a suportului turbinei. Inelul rotativ al dispozitivului de comandă este prevăzut cu un orificiu eliptic traversant situat cu posibilitatea de a comunica alternativ cu unul dintre cele două orificii traversante ale peretelui de capăt al suportului turbinei.

Modelul de utilitate se referă la sistemele de răcire pentru elementele motoarelor de aeronave și, mai precis, se referă la sistemul de răcire al unei turbine de joasă presiune (LPT) a unui motor turborreactor bypass (TJE).

Aerul de răcire este utilizat pentru răcirea elementelor structurale fierbinți ale motoarelor cu turboreacție.

Cunoscut este un sistem de răcire a turbinei unui motor de bypass cu turboreacție, în care aerul prelevat din etapa intermediară sau din ultima treaptă a unui compresor de înaltă presiune (HPC) este utilizat pentru răcirea palelor turbinei (vezi, de exemplu, „Proiectarea unui turbocompresor TRDDF” , Editura MAI, 1996, p. .27-28). Aerul de răcire preluat de la HPC are o presiune suficient de mare (în comparație cu locul de descărcare a acestuia în calea de curgere a turbinei), ceea ce asigură alimentarea sa garantată pe toate suprafețele de răcire. În acest sens, eficiența unui astfel de sistem de răcire este foarte mare.

Dezavantajul utilizării unui astfel de sistem de răcire este reducerea forței specifice la modurile maxime și economia la modurile de funcționare de croazieră. Această scădere se produce din cauza faptului că o parte din puterea turbinei de înaltă presiune, care este utilizată pentru comprimarea aerului de răcire a pompei de înaltă presiune, se pierde și nu este utilizată nici pentru a roti compresorul de înaltă presiune (HPC) sau pentru a crea tracțiunea motorului. De exemplu, atunci când debitul paletelor de răcire ale pompei de combustibil de înaltă presiune este de ~ 5% din debitul de aer la intrarea în HPC, iar aerul este preluat din ultima etapă, pierderea de putere poate fi ~ 5%, ceea ce echivalează cu o scădere a eficienței turbinei cu aceeași cantitate.

Cea mai apropiată de soluția tehnică revendicată este un sistem de răcire a turbinei unui motor bypass turboreactor, în care aerul preluat din bucla exterioară este utilizat pentru a răci palele unei turbine de joasă presiune (vezi, de exemplu, „Motor bypass turboreactor cu un afterburner AL-31F" editura VVIA numită după N.E. Jukovski, 1987, p. 128-130). Turbina este răcită în toate modurile de funcționare a motorului. Cu această variantă de selecție a aerului de răcire, puterea suplimentară a turbinei nu este consumată pentru compresia acesteia în HPC, prin urmare, o cantitate mai mare de energie potențială a fluxului de gaz din spatele turbinei poate fi convertită în duza cu jet în energia cinetică a jetul de evacuare, care, la rândul său, va duce la o creștere a forței motorului și a eficienței acestuia.

Dezavantajul utilizării unui astfel de sistem de răcire este o scădere a eficienței de răcire din cauza presiunii insuficiente a aerului prelevat din canalul circuitului extern de aer de răcire la moduri de funcționare a motorului apropiate de maxim (de exemplu, modul de decolare). La modurile de funcționare indicate, raportul presiunilor în canalul circuitului extern și la ieșirea turbinei de joasă presiune, care este optim pentru eficiența motorului (valoarea maximă a forței specifice a motorului), este aproape de unitate. O astfel de cădere de presiune, ținând cont de pierderile din canalele de alimentare și duzele, nu este suficientă pentru implementarea răcirii eficiente a paletei rotorului pompei de combustibil de înaltă presiune a motorului în aceste moduri.

Soluțiile tehnice cunoscute au capacități limitate, deoarece conduc la o scădere a eficienței motorului.

Modelul de utilitate se bazează pe sarcina de a crește eficiența motorului cu turboreacție prin răcirea garantată a ultimei trepte a turbinei la regimurile maxime (de exemplu, decolare) și creșterea eficienței în modurile de croazieră.

Rezultatul tehnic este o creștere a eficienței motorului turboventilator.

Problema este rezolvată prin faptul că sistemul de răcire al ultimei trepte a turbinei axiale de joasă presiune a motorului by-pass cu turboreactor conține o admisie de aer din circuitul extern al motorului. Admisia de aer comunica prin cavitatile barelor si cavitatea inelara a suportului turbinei din ultima treapta, prevazuta cu un perete frontal frontal, cu o cavitate adiacenta suprafetei posterioare a discului turbinei, si printr-un disc de presiune cu cavitatile interioare. a lamelor. Peretele de capăt al suportului turbinei are găuri de trecere, iar suprafața exterioară a carcasei turbinei din ultima treaptă este realizată ca parte a suprafeței interioare a canalului conturului exterior al motorului.

Nou în modelul utilitar este că sistemul de răcire este echipat suplimentar la intrare cu o admisie de aer în spatele uneia dintre treptele intermediare ale compresorului, conectată printr-o conductă la un colector de aer gol la ieșire. Sistemul de răcire este echipat cu un dispozitiv pentru reglarea alimentării cu aer către cavitatea adiacentă suprafeței din spate a turbinei din ultima treaptă. Dispozitivul de control conține un inel rotativ cu o antrenare. Inelul pivotant este în contact cu peretele de capăt al suportului turbinei. Există două găuri în peretele de capăt al suportului. O gaură este conectată la cavitatea inelară a suportului turbinei din ultima treaptă, iar cealaltă - la cavitatea colectorului de aer situat în cavitatea inelară a suportului turbinei. Inelul rotativ al dispozitivului de comandă este prevăzut cu un orificiu eliptic traversant situat cu posibilitatea de a comunica alternativ cu unul dintre cele două orificii traversante ale peretelui de capăt al suportului turbinei.

Sistemul de răcire al ultimei trepte a unei turbine axiale de joasă presiune a unui motor by-pass cu turboreacție în conformitate cu modelul de utilitate declarat oferă:

Alimentarea suplimentară a sistemului de răcire la intrare cu o admisie de aer în spatele uneia dintre treptele intermediare ale compresorului, conectată printr-o conductă cu un colector de aer gol la ieșirea, comunicând cu cavitatea, a suprafeței posterioare a discului ultimei turbine etapă, asigură răcire garantată la modurile maxime, inclusiv decolare;

Alimentarea sistemului de răcire cu un dispozitiv de reglare a alimentării cu aer a cavităţii adiacente suprafeţei posterioare a discului ultimei trepte a turbinei din treapta intermediară a compresorului sau din circuitul extern, asigură randamentul răcirea paletei rotorului pompei de combustibil de înaltă presiune în toate modurile de funcționare ale motorului. Dispozitivul de control vă permite să combinați calitățile pozitive ale ambelor sisteme de răcire, adică prin conectarea secvențială a diferitelor canale pentru furnizarea aerului de răcire, este cel mai rațional să se asigure operabilitatea și eficiența sistemului de răcire a turbinei în întreaga gamă de funcționare a motorului. moduri și, prin urmare, îmbunătățesc caracteristicile de tracțiune, economice și de resurse ale motorului. Astfel, în regim de decolare, dispozitivul de comandă este conectat astfel încât să se asigure alimentarea cu aer de răcire din treapta intermediară a compresorului cu o presiune suficientă pentru răcirea eficientă a ultimei trepte a turbinei. Acest lucru face posibilă fie creșterea resursei turbinei și a întregului motor în ansamblu la un debit fix al aerului de răcire, fie reducerea debitului aerului de răcire și, prin urmare, creșterea caracteristicilor de tracțiune ale motorului. Aerul din canalul circuitului extern nu are excesul de presiune necesar pentru o răcire eficientă. În modul de croazieră, dispozitivul de control furnizează aer de răcire din canalul circuitului extern, în timp ce canalul de admisie a aerului de la compresor este închis (schimbarea poziției inelului se realizează printr-un semnal în funcție de viteza de rotație a turbinei de joasă presiune a motorului nnd si temperatura de stagnare a aerului la admisia motorului T * H). Datorită faptului că aerul de răcire nu suferă compresie în compresor, puterea HPC necesară scade și energia liberă a fluidului de lucru din spatele turbinei crește; aceasta duce la o creștere a forței motorului și a eficienței acestuia. În plus, aerul din canalul circuitului exterior are o resursă mare de răcire, ceea ce va permite fie creșterea resursei turbinei și a întregului motor în ansamblu la un debit fix al aerului de răcire, fie reducerea debitul aerului de răcire și astfel crește și mai mult eficiența motorului.

Astfel, s-a rezolvat problema pusă în modelul de utilitate - creșterea eficienței motorului turborreactor, prin răcirea garantată a ultimei trepte a turbinei la regimuri maxime (de exemplu, decolare) și creșterea eficienței în modurile de funcționare de croazieră în comparație cu omologii cunoscuți.

Prezentul model de utilitate este ilustrat prin următoarea descriere detaliată a sistemului de răcire și a funcționării acestuia cu referire la desenele prezentate în figurile 1-3, unde

Figura 1 prezintă schematic o secțiune longitudinală a ultimei trepte a unei turbine axiale de joasă presiune a unui motor de derivație cu turboreacție și sistemul său de răcire;

figura 2 este o vedere A din figura 1;

figura 3 - secțiunea b-b din figura 2.

Sistemul de răcire al ultimei trepte a turbinei axiale de joasă presiune a motorului by-pass cu turboreactor conține (vezi Fig. 1) o admisie de aer 1 din circuitul extern 2 al motorului. Admisia de aer 1 comunică cu cavitatea 3 adiacentă suprafeței posterioare a discului turbinei 4 prin cavitățile 5 ale suporturilor 6 și cavitatea inelară 7 a suportului turbinei din ultima treaptă, echipată cu peretele frontal frontal 8 cu găuri traversante 9. (vezi Figurile 2, 3) ale turbinei și prin canalele 10 din discul 4 cu cavitățile interioare ale palelor 11.

Sistemul de răcire al ultimei trepte a unei turbine axiale de joasă presiune a unui turboreactor by-pass mai cuprinde o admisie de aer la intrarea din spatele uneia dintre treptele intermediare ale compresorului (în Fig. 1, admisia aerului și treptele intermediare ale compresorului sunt nereprezentat). Această priză de aer este conectată printr-o conductă 12 cu un colector de aer gol 13 la ieșirea adiacentă peretelui de capăt 8 al suportului turbinei cu găuri traversante 14 (vezi Figurile 2, 3).

Mai mult, sistemul de răcire este echipat cu un dispozitiv de reglare a alimentării cu aer către cavitatea 3, adiacentă suprafeței posterioare a discului 4 a turbinei ultimei trepte. Dispozitivul de comandă este realizat sub forma unui inel rotativ 15 (vezi Fig. 1-3) cu un antrenare (acționarea nu este prezentată) în contact cu peretele de capăt 8 al suportului turbinei, unde orificiul 9 asigură comunicarea dintre cavitatea 3 cu cavitatea inelară 7, iar orificiul 14 asigură comunicarea cavităţii 3 cu cavitatea 16 a colectorului de aer 13 situat în cavitatea inelară 7 a suportului turbinei. Acționarea inelului rotativ 15 poate fi realizată, de exemplu, sub forma unui motor pneumatic sau a unui antrenament de tip similar. Inelul rotativ 15 al dispozitivului de control are un orificiu eliptic traversant 17, care permite comunicarea alternativă cu orificiile traversante 9, 14 din peretele de capăt 8 al suportului turbinei.

Sistemul de răcire propus conține o admisie de aer a (în figura 1 admisia de aer nu este prezentată) în spatele uneia dintre treptele intermediare ale compresorului, o admisie de aer 1 b de la canalul circuitului extern 2. Funcționarea sistemului de alimentare cu aer de răcire este descris mai jos.

Sistemul de răcire al ultimei trepte a unei turbine cu flux axial de joasă presiune a unui motor by-pass cu turboreacție funcționează după cum urmează. Inelul 15 poate fi în două poziții. Când inelul 15 este rotit în poziția I (vezi fig. 2) (modul de decolare de funcționare a motorului), aerul a curge prin conducta 12, sub influența unei diferențe de presiune, prin colectorul de aer 13, orificiul 14 din perete. 8 și orificiul 17 din inelul 15 în cavitatea 3 adiacentă suprafeței posterioare a discului 4. În acest caz, trecerea în cavitatea de aer 3b este blocată de inelul 15. Când inelul 15 este rotit în poziția II (nu (figurat) (modul de croazieră), orificiul 17 se rotește astfel încât orificiul 14 este blocat de inelul 15, iar aerul b pătrunde în cavitatea 3 prin deschiderea 9 și deschiderea 17 din inelul 15. În acest caz, aerul a preluat după treapta intermediară a compresorului nu intră în cavitatea 3.

Inelul 15 este comutat în poziția I sau II printr-un semnal în funcție de viteza de rotație n a turbinei de joasă presiune a motorului și de temperatura aerului de frânare la admisia motorului T * H. La valori mari ale parametrului ( funcționarea motorului de decolare), inelul 15 este în poziția I, la valori scăzute ale parametrului (de croazieră) - în poziţia II.

Implementarea sistemului de răcire în conformitate cu soluția tehnică menționată permite asigurarea răcirii necesare ultimei trepte a turbinei de joasă presiune în toate modurile de funcționare ale motorului, sporind în același timp eficiența și economia de funcționare a acestuia.

Sistemul de răcire al ultimei trepte a unei turbine cu flux axial de joasă presiune a unui turboreactor by-pass, care conține o admisie de aer din circuitul exterior al motorului, care comunică prin cavitățile lonjeroanelor și cavitatea inelară a ultimului suport de turbină de treaptă, echipat cu un perete frontal de capăt, cu o cavitate adiacentă suprafeței posterioare a discului turbinei, iar printr-un cap de presiune un disc cu cavități interioare ale palelor, unde peretele de capăt al suportului turbinei are găuri traversante, caracterizat prin aceea că sistemul de răcire este echipat suplimentar la intrare cu o admisie de aer în spatele uneia dintre treptele intermediare ale compresorului conectată printr-o conductă cu un colector de aer gol la ieșire și un dispozitiv pentru reglarea alimentării cu aer în cavitate, adiacent cu suprafața din spate a turbinei din ultima treaptă, unde dispozitivul de comandă este realizat sub forma unui inel rotativ cu un antrenament în contact cu peretele de capăt al suportului turbinei, în peretele de capăt al suportului se realizează două orificii, unde unul gaura este conectată la inel cu cavitatea suportului turbinei din ultima treaptă, iar cealaltă cu cavitatea colectorului de aer situat în cavitatea inelară a suportului turbinei, inelul rotativ al dispozitivului de comandă este echipat cu un orificiu traversant eliptic amplasat cu posibilitate. de a comunica alternativ cu una dintre cele două orificii de trecere ale peretelui de capăt al suportului turbinei.