В 2006 году руководством Пермского моторостроительного комплекса и ОАО «Территориальная генерирующая компания № 9» (Пермский филиал) подписан договор на изготовление и поставку газотурбинной электростанции ГТЭС-16ПА на базе ГТЭ-16ПА с двигателем ПС-90ЭУ-16А.

Об основных отличиях нового двигателя от существующего ПС-90АГП-2 мы попросили рассказать заместителя генерального конструктора-главного конструктора энергетических газотурбинных установок и электростанций ОАО «Авиадвигатель» Даниила СУЛИМОВА.

Основным отличием установки ГТЭ-16ПА от существующей ГТУ-16ПЭР является применение силовой турбины с частотой вращения 3000 об./мин (вместо 5300 об./мин). Уменьшение частоты вращения дает возможность отказаться от дорогостоящего редуктора и повысить надежность газотурбинной установки в целом.

Технические характеристики двигателей ГТУ-16ПЭР и ГТЭ-16ПА (в условиях ISO)

Оптимизация основных параметров силовой турбины

Базовые параметры свободной турбины (СТ): диаметр, проточная часть, количество ступеней, аэродинамическая эффективность - оптимизированы с целью минимизации прямых эксплуатационных расходов.

Эксплуатационные расходы включают затраты на приобретение СТ и расходы за определенный (приемлемый для заказчика в качестве срока окупаемости) период эксплуатации. Выбор вполне обозримого для заказчика (не более 3 лет) срока окупаемости позволил реализовать экономически обоснованную конструкцию.

Выбор оптимального варианта свободной турбины для конкретного применения в составе ГТЭ-16ПА производился в системе двигателя в целом на основе сравнения прямых эксплуатационных расходов для каждого варианта.

С использованием одномерного моделирования СТ по среднему диаметру определялся достижимый уровень аэродинамической эффективности СТ для дискретно заданного количества ступеней. Выбиралась оптимальная для данного варианта проточная часть. Количество лопаток, учитывая их значительное влияние на себестоимость, выбиралось из условия обеспечения коэффициента аэродинамической нагрузки Цвайфеля равным единице.

На основе выбранной проточной части оценивалась масса СТ и производственная себестоимость. Затем проводилось сравнение вариантов турбины в системе двигателя по прямым эксплуатационным расходам.

При выборе количества ступеней для СТ учитывается изменение кпд, затрат на приобретение и эксплуатацию (стоимость топлива).

Стоимость приобретения равномерно возрастает с ростом себестоимости при увеличении количества ступеней. Подобным же образом растет и реализуемый кпд - как следствие снижения аэродинамической нагрузки на ступень. Затраты на эксплуатацию (топливная составляющая) падают с ростом кпд. Однако суммарные затраты имеют четкий минимум при четырех ступенях в силовой турбине.

При расчетах учитывался как опыт собственных разработок, так и опыт других фирм (реализованный в конкретных конструкциях), который позволил обеспечить объективность оценок.

В окончательной конструкции за счет увеличения нагрузки на ступень и снижение кпд СТ от максимально достижимой величины примерно на 1% удалось снизить суммарные затраты заказчика почти на 20%. Это было достигнуто за счет снижения себестоимости и цены турбины на 26% относительно варианта с максимальным кпд.

Аэродинамическое проектирование СТ

Высокая аэродинамическая эффективность новой СТ при достаточно высокой нагрузке достигнута за счет использования опыта ОАО «Авиадвигатель» в разработке турбин низкого давления и силовых турбин, а также применения многоступенчатых пространственных аэродинамических моделей, использующих уравнения Эйлера (без учета вязкости) и Навье-Стокса (учитывающих вязкость).

Сравнение параметров силовых турбин ГТЭ-16ПА и ТНД Rolls-Royce

Сравнение параметров СТ ГТЭ-16ПА и наиболее современных ТНД Rolls-Royce семейства Trent (диаграмма Смита) показывает, что по уровню угла поворота потока в лопатках (примерно 1050) новая СТ находится на уровне турбин Rolls-Royce. Отсутствие жесткого ограничения по массе, свойственного авиационным конструкциям, позволило несколько снизить коэффициент нагрузки dH/U2 за счет увеличения диаметра и окружной скорости. Величина выходной скорости (свойственная наземным конструкциям) позволила уменьшить относительную осевую скорость. В целом, потенциал спроектированной СТ для реализации кпд находится на уровне, характерном для ступеней семейства Trent.

Особенностью аэродинамики спроектированной СТ является также обеспечение оптимального значения кпд турбины на режимах частичной мощности, характерных для эксплуатации в базовом режиме.

При сохранении частоты вращения изменение (снижение) нагрузки на СТ приводит к возрастанию углов атаки (отклонению направления течения газа на входе в лопатки от расчетной величины) на входе в лопаточные венцы. Появляются отрицательные углы атаки, наиболее значительные в последних ступенях турбины.

Проектирование лопаточных венцов СТ с высокой устойчивостью к изменению углов атаки обеспечено специальным профилированием венцов с дополнительной проверкой стабильности аэродинамических потерь (по 2D/3D аэродинамическим моделям Навье-Стокса) при больших углах потока на входе.

Аналитические характеристики новой СТ показали в результате значительную устойчивость к отрицательным углам атаки, а также и возможность применения СТ и для привода генераторов, вырабатывающих ток с частотой 60 Гц (с частотой вращения 3600 об./мин), то есть возможность увеличения частоты вращения на 20% без заметных потерь кпд. Однако в этом случае практически неизбежны потери кпд на режимах пониженной мощности (приводящих к дополни-тельному увеличению отрицательных углов атаки).
Особенности конструкции СТ
Для снижения материалоемкости и веса СТ использовались проверенные авиационные подходы к конструированию турбины. В результате масса ротора, несмотря на увеличение диаметра и количества ступеней, оказа-лась равной массе ротора силовой турбины ГТУ-16ПЭР. Это обеспечило значительную унификацию трансмиссий, унифицированы также масляная система, система наддува опор и охлаждения СТ.
Увеличено количество и улучшено качество воздуха, применяемого для наддува опор трансмиссионных подшипников, включая его очистку и охлаждение. Улучшено также качество смазки трансмиссионных подшипников путем применения фильтроэлементов с тонкостью фильтрации до 6 мкм.
С целью повышения эксплуатационной привлекательности новой ГТЭ внедрена специально разработанная система управления, которая позволяет заказчику воспользоваться турбодетандерным (воздушным и газовым) и гидравлическим типами запуска.
Массогабаритные характеристики двигателя позволяют использовать для его размещения серийные конструкции блочно-комплектной электростанции ГТЭС-16П.
Шумо- и теплоизолирующий кожух (при размещении в капитальных помещениях) обеспечивает акустические характеристики ГТЭС на уровне, предусмотренном санитарными нормами.
В настоящее время первый двигатель проходит серию специальных испытаний. Газогенератор двигателя уже прошел первый этап эквивалентно-циклических испытаний и начал второй этап после ревизии технического состояния, который завершится весной 2007 года.

Силовая турбина в составе полноразмерного двигателя прошла первое специальное испытание, в ходе которого были сняты показатели по 7 дроссельным характеристикам и другие экспериментальные данные.
По результатам испытаний сделан вывод о работоспособности СТ и ее соответствии заявленным параметрам.
Кроме этого по результатам испытаний в конструкцию СТ внесены некоторые корректировки, в том числе изменена система охлаждения корпусов для снижения тепловыделения в помещение станции и обеспечения пожарной безопасности, а также для оптимизации радиальных зазоров повышения кпд, настройка осевой силы.
Очередное испытание силовой турбины планируется провести летом 2007 года.

Газотурбинная установка ГТЭ-16ПА
накануне специальных испытаний

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после - в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

• забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
• сжатие – 2 (компрессор)
• смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
• выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
• Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

• турбореактивные
• турбовинтовые
• турбовентиляторные
• турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным . Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

• по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
• по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
• по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
• по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
• по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя - одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Полезные статьи по теме.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королева

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

Курсовая работа

по курсу: «Теория и расчет лопаточных машин»

Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT 9 D 20

Самара 2008

Задание

Произвести проектный расчет основных параметров турбокомпрессора высокого давления и построить меридиональное сечение турбины высокого давления ТРДД JT9D-70A, произвести термодинамический расчет турбины, кинематический расчет второй ступени турбины и спрофилировать лопатку рабочего колеса в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном сечениях.

Исходные параметры турбины известны из термодинамического расчета двигателя на взлетном режиме (H П =0 и M П =0).

Таблица 1. - Исходные данные для проектирования турбины

Реферат

Курсовая работа по термогазодинамическому проектированию осевой турбины JT9D20.

Пояснительная записка: 32 стр., 1 рис., 2 табл., 3 прил., 4 источника.

ТУРБИНА, КОМПРЕССОР, ПРОТОЧНАЯ ЧАСТЬ, КОЛЕСО РАБОЧЕЕ, АППАРАТ СОПЛОВОЙ, СТУПЕНЬ, УГОЛ ВЫХОДА ПОТОКА, УГОЛ ЭФФЕКТИВНЫЙ, УГОЛ УСТАНОВКИ ПРОФИЛЯ, ШАГ РЕШЕТКИ, ШИРИНА РЕШЕТКИ

В данной курсовой работе был произведен расчет диаметральных размеров турбины высокого давления, построено меридиональное сечение проточной части, выполнен кинематический расчет ступени на среднем диаметре и расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей на входе на выходе из РК в трех сечениях (втулочном, периферийном и сечении на среднем диаметре). Рассчитан профиль лопатки рабочего колеса второй ступени с последующим построение контура профиля в решетке в трех сечениях.

Условные обозначения

D - диаметр, м;

Относительный диаметр втулки;

h - высота лопатки, м;

F - площадь сечения, м 2 ;

G - массовый расход газа (воздуха), кг/с;

H - высота полета, км; напор компрессора, кДж/кг;

i - удельная энтальпия, кДж/кг;

k - показатель изоэнтропы;

l - длина, м;

М - число Маха;

n - частота вращения, 1/мин;

Р - давление, кПа;

Приведенная скорость;

с - скорость потока, м/с;

q(), (), () - газодинамические функции от;

R - газовая постоянная, кДж/кгград;

L * к(т) - удельная работа компрессора (турбины);

к(т) - КПД компрессора (турбины);

S - осевая ширина венца, м;

Т - температура, К;

Назначенный ресурс, ч;

V - скорость полета, м/с;

z - число ступеней;

к, т - степень повышения (понижения) полного давления;

Коэффициент восстановления полного давления воздуха (газа) в элементах двигателя; растягивающие напряжения, МПа;

Коэффициент изменения массового расхода;

U - окружная скорость, м/с;

Y т * =U т ср /C * т s - параметр нагруженности турбины;

Величина зазора, м;

U 2 т ср h т вых /D ср вых - параметр напряжений в лопатках турбины, м 2 /с 2 ;

К тк, К тв - параметры согласования газогенератора, турбовентилятора.

Индексы

a - осевая составляющая;

в - воздух сечение на входе в компрессор

вент - вентилятор

взл - взлетный;

вт - втулочное сечение;

г - газы сечение на выходе из турбины

к - компрессор сечение на выходе из компрессора

кр - критический

кс - камера сгорания

н - сечение невозмущенного потока

на - направляющий аппарат;

охл - охлаждение;

п - полетный параметр, периферийный диаметр;

пр - приведенные параметры;

пс - подпорная ступень

s - изоэнтропические параметры;

с - секундный сечение на выходе из сопла

ср - средний параметр;

ст - параметр ступени;

т - топливо турбина сечение на входе в турбину

ч - часовой

* - параметры торможения.

Сокращения

ВД - высокое давление;

НД - низкое давление;

ВНА - входной направляющий аппарат;

ГДФ - газодинамические функции

ГТД - газотурбинный двигатель

КПД - коэффициент полезного действия;

НА - направляющий аппарат;

РК - рабочее колесо;

СА - сопловой аппарат турбины;

САУ - стандартные атмосферные условия

ТРДД - турбореактивный двухконтурный двигатель.

Введение

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

1.2 Построение меридионального сечения проточной части турбины ВД

2. Газодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распределение теплоперепада по ступеням

2.2 Расчёт ступени по среднему диаметру

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

Заключение

Список использованных источников

Введение

Данная работа содержит упрощенный вариант газодинамического расчета осевой турбины, при котором вариантный поиск оптимальных (компромиссных) параметров заменяется надежными статистическими рекомендациями, полученным при систематизации материалов по расчету турбин современных ГТД. Проектирование выполняется по исходным параметрам, полученным в термогазодинамическом расчете двигателя.

Цель проектирования осевой авиационной турбины состоит в определении основных геометрических, кинематических и термодинамических параметров в целом и ее отдельных ступеней, которые обеспечивают расчетные значения удельных и общих параметров двигателя. В этой связи задачи проектирования предполагают: выбор основных геометрических параметров проектируемой турбины при заданных параметрах рабочего тела с учетом целевого назначения ГТД; распределение теплоперепада по ступеням, выполнение расчета параметров потока в зазорах между ступенями; расчет параметров потока в элементах проточной части второй ступени турбины на среднем диаметре; выбор закона закрутки и расчет изменения параметров потока вдоль радиуса (высоты лопатки) проектируемой ступени; выполнение профилирования рабочих лопаток проектируемой ступени.

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого

давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

Геометрические параметры турбины, которые необходимо определить, приведены на рисунке 1.

Рисунок 1. - Геометрическая модель осевой турбины

1. Определяется величина отношения D ср /h 2 (h 2 - высота рабочих лопаток на выходе из турбины ВД) по формуле

где е т - параметр напряжений, величина которого обычно располагается в пределах (13…18) 10 3 м 2 /с 2 .

Принимаем е т =15 10 3 м 2 /с 2 . Тогда:

С целью получения высокого КПД желательно иметь. Поэтому выбирается новое значение. Тогда,

2. Задаваясь величиной осевой скорости газа на входе в турбину (С 0 =150 м/с), определяют приведенную осевую скорость л 0 (л 0 =0,20…0,25)

Кольцевая площадь на входе в СА турбины ВД:

3. Вычисляем кольцевую площадь на выходе из турбины. Для этого предварительно оценивают величину осевой составляющей скорости на выходе из турбины. Принимаем, что /= 1,5; . Тогда

4. По выбранной величине, определяется высота рабочей лопатки на выходе из турбины ВД:

5. Средний диаметр на выходе из турбины ВД

6. Периферийный диаметр на выходе из РК:

7. Втулочный диаметр на выходе из РК:

8. Форма проточной части имеет вид: Поэтому:

Высота сопловой лопатки на входе в турбину оценивается следующим образом:

9. Периферийный диаметр соплового аппарата на входе в турбину ВД:

10. Втулочный диаметр на входе в турбину ВД:

11. Частота вращения ротора турбины ВД:

1.2 Построение меридионального сечения проточной части

турбины ВД

Наличие меридиональной формы проточной части необходимо для определения характерных диаметров Di в любом контрольном сечении ступени, а не только в сечениях «0» и «2». Эти диаметры служат основой при выполнении, например, расчета параметров потока на различных радиусах проточной части, а также проектирования профилей контрольных сечений пера лопатки.

1. Ширина венца соплового аппарата первой ступени:

принимаем кСА = 0,06

2. Ширина венца рабочего колеса первой ступени:

принимаем кРК = 0,045

3. Ширина венца соплового аппарата второй ступени:

4. Ширина венца рабочего колеса второй ступени:

5. Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом обычно определяется из соотношения:

Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом первой ступени:

6. Осевой зазор между рабочим колесом первой ступени и сопловым аппаратом второй ступени:

7. Осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом второй ступени:

8. Радиальный зазор между торцами перьев лопаток и корпусом обычно принимается в диапазоне 0,8…1,5 мм. В нашем случае принимаем:

2 . Г азодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распреде ление теплоперепада по ступеням

Термодинамические параметры рабочего тела на входе и выходе из ступеней.

1. Найдем среднее значение теплоперепада на ступень

.

Теплоперепад последней ступени принимают равным:

Принимаем:

кДж/кг

Тогда: кДж/кг

2. Определим степень реактивности (для второй ступени)

м

; ; .

3. Определим параметры термодинамического состояния газа на входе во вторую ступень

; ;

; ; .

4. Вычислим величину изоэнтропической работы в ступени при расширении газа до давления.

Принимаем:

.

5. Определим параметры термодинамического состояния газа на выходе из ступени при условии изоэнтропического расширения от давления до:

; .

6. Вычислим степень понижения газа в ступени:

.

7. Определим полное давление на входе в ступень:

,

8. Угол выхода потока из РК принимаем.

9. Газодинамические функции на выходе из ступени

; .

10. Статическое давление за ступенью

.

11. Термодинамические параметры потока на выходе из ступени при условии изоэнтропического расширения от давления до

; .

12. Величина изоэнтропической работы в ступени при расширении газа от давления до

.

2.2 Расчёт ступени по среднем у диаметр у

Параметры потока за сопловым аппаратом

1. Определим изоэнтропическую скорость истечения газа из СА:

.

2. Определим приведенную изоэнтропическую скорость потока на выходе из СА:

;

3. Коэффициент скорости СА принимаем:

.

4. Газодинамические функции потока на выходе из СА:

; .

5. Определим по таблице коэффициент восстановления полного давления:

.

6. Угол выхода потока из сопловых лопаток:

;

Где.

7. Угол отклонения потока в косом срезе СА:

.

8. Эффективный угол на выходе из сопловой решетки

.

9. Угол установки профиля в решетке находим по графику в зависимости от.

Принимаем: ;

;

.

10. Хорда профиля лопатки СА

.

11. Значение оптимального относительного шага определяется по графику в зависимости от и:

12. Оптимальный шаг решетки СА в первом приближении

.

13. Оптимальное число лопаток СА

.

Принимаем.

14. Окончательное значение оптимального шага лопаток СА

.

15. Величина горла канала СА

.

16. Параметры термодинамического состояния газа на выходе из СА при условии изоэнтропического расширения в сопловой решетке

; .

17. Статическое давление в зазоре между СА и РК

.

18. Действительная скорость газа на выходе из СА

.

19. Термодинамические параметры потока на выходе из СА

;

; .

20. Плотность газа на выходе из СА

.

21. Осевая и окружная составляющие абсолютной скорости потока на выходе из СА

;

.

22. Окружная составляющая относительной скорости потока на входе в РК

.

23. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

24. Относительная скорость потока на входе в РК

.

25. Термодинамические параметры газа на входе в РК

;

; .

26. Приведенная скорость потока в относительном движении

.

27. Полное давление в относительном движении воздуха

.

Параметры потока на выходе из РК

28. Термодинамические параметры потока

;

;.

29. Изоэнтропическая скорость потока в относительном движении

.

30. Приведенная изоэнтропическая скорость потока в относительном движении:

.

Принимаем, т.к. относительное движение - энергоизолированное движение.

31. Приведенная скорость потока в относительном движении

Примем:

,

Тогда:

; .

32. С помощью графика определяем коэффициент восстановления полного давления:

.

33. Угол выхода потока из РК в относительном движении (15є<в 2 <45є)

Вычислим:

;

.

34. Определим по таблице угол отклонения потока в косом срезе рабочих лопаток:

.

35. Эффективный угол на выходе из РК

.

36. Определим по таблице угол установки профиля в рабочей лопатке:

Вычислим:;

.

37. Хорда профиля лопатки РК

.

38. Значение оптимального относительного шага решетки РК определяем по таблицам:

.

39. Относительный шаг решетки РК в первом приближении

.

40. Оптимальное число лопаток РК

.

Принимаем.

41. Окончательное значение оптимального шага лопаток РК

.

42. Величина горла канала рабочих лопаток

.

43. Относительная скорость на выходе из РК

44. Энтальпия и температура газа на выходе из РК

; .

45. Плотность газа на выходе из РК

46. Осевая и окружная составляющие относительной скорости на выходе из РК

;

.

47. Окружная составляющая абсолютной скорости потока за РК

48. Абсолютная скорость газа за РК

.

49. Угол выхода потока из РК в абсолютном движении

50. Полная энтальпия газа за РК

.

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение

диска и в радиальном зазоре

Чтобы определить эффективную работу ступени, необходимо учесть потери энергии, связанные с утечками рабочего тела в радиальный зазор и трением диска ступени о газ. Для этого определяем:

51. Удельная работа газа на лопатках РК

52. Потери на утечку, которые зависят от конструктивных особенностей ступени.

В конструкциях современных турбин ГТД для снижения утечек обычно на рабочих колесах применяются бандажи с лабиринтными уплотнениями. Утечки через такие уплотнения вычисляются по формуле:

Принимаем коэффициент расхода лабиринтного уплотнения:

Площадь зазора определяется из выражения:

Для определения давления сначала находятся изоэнтропическая приведенная скорость потока на выходе в РК на периферийном диаметре и соответствующая газодинамическая функция:

; .

Давление на периферии

Отношение давлений на уплотнении

Принимаем число гребешков:

Потери на утечки

53. Потери энергии на трение диска ступени о газ

,

где D 1вт берется по чертежу проточной части

54. Суммарная потеря энергии на утечки и трение диска

55. Полная энтальпия газа на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

;

56. Энтальпия газа по статическим параметрам на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

57. Полное давление газа на выходе из РК с учетом потерь на утечки и трение диска

58. Действительная эффективная работа ступени

59. Действительный к.п.д. ступени

60. Отличие действительной эффективной работы от заданной

что составляет 0,78%.

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

турбина давление лопатка колесо

При значениях D ср /h л < 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.

Определение параметров для втулочного сечения лопатки

1. Относительный диаметр втулки

2. Угол выхода потока в абсолютном движении

3. Коэффициент скорости

4. Абсолютная скорость потока на выходе из СА

5. Окружная составляющая абсолютной скорости

6. Осевая составляющая абсолютной скорости

7. Изоэнтропическая скорость истечения газа из СА

8. Термодинамические параметры на выходе из СА

; ;

;

; .

9. Статическое давление

.

10. Плотность газа

11. Окружная скорость во втулочном сечении на входе в РК

12. Окружная составляющая относительной скорости на входе в РК

13. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

14. Относительная скорость у втулки

15. Термодинамические параметры на входе в РК в относительном движении

,

,

16. Полное давление на входе в РК в относительном движении

17. Приведенная относительная скорость на входе в РК

Параметры в периферийном сечении

18. Относит. диаметр периферийного сечения

19. Угол выхода потока из СА в абсолютном движении

20. Коэффициент скорости

21. Абсолютная скорость на выходе из СА

22. Окружная и осевая составляющие абсолютной скорости

23. Изоэнтропическая скорость истечения газа из СА

24. Термодинамические параметры потока на выходе из СА

;

, ; .

25. Статическое давление

26. Плотность газа

27. Окружная скорость вращения колеса на периферии

28. Окружная составляющая относительной скорости на входе в РК

29. Угол входа потока в РК в относительном движении

.

30. Относительная скорость потока на периферии

31. Термодинамические параметры потока в относительном движении на входе в РК

,

32. Полное давление на входе в РК в относительном движении

.

33. Приведенная относительная скорость на входе в РК

Расчет параметров потока на выходе из РК

34. Относительный диаметр втулки

35. Угол потока в абсолютном движении

36. Окружная скорость во втулочном сечении на выходе из РК

37. Статическое давление на выходе из РК

38. Термодинамические параметры в РК

,

39. Изоэнтропическая скорость потока на выходе из РК

40. Приведенная изоэнтропическая скорость

41. Скорость потока за РК в относительном движении.

, где

коэффициент скорости.

42. Термодинамические параметры потока на выходе из РК

;

43. Плотность газа за рабочим венцом

44. Угол выхода потока в относительном движении

45. Окружная и осевая составляющие относительной скорости потока

46. Абсолютная скорость на выходе из рабочего венца

47. Окружная составляющая абсолютной скорости

48. Полная энтальпия и температура потока на выходе из РК

49. Газодинамические функции на выходе из РК

;

50. Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК

Расчет параметров в периферийном сечении на выходе из РК

51. Относительный диаметр периферийного сечения

52. Угол потока в абсолютном движении

53. Окружная скорость в периферийном сечении на выходе из РК

54. Статическое давление на выходе из РК

55. Термодинамические параметры при изоэнтропическом расширении в РК

;

56. Изоэнтропическая скорость потока на выходе из РК

57. Приведенная изоэнтропическая скорость

58. Скорость потока за РК в относительном движении

Коэффициент скорости;

59. Термодинамические параметры потока на выходе из РК

;

60. Плотность газа за рабочим венцом

61. Угол выхода потока в относительном движении

62. Окружная и осевая составляющие относительной скорости потока

63. Абсолютная скорость выхода из РК

64. Окружная составляющая абсолютной скорости

65. Полная энтальпия и температура потока на выходе из РК

66. Газодинамические функции на выходе из РК

;

67. Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК

3. Профилирование лопатки рабочего колеса

Таблица 2. - Исходные данные для профилирования лопаток РК

Таблица 3. - Рассчитанные величины для профилирования лопаток РК

Заключение

В курсовой работе была рассчитана и построена проточная часть турбины высокого давления, произведен кинематический расчет второй ступени турбины высокого давления на среднем диаметре, расчет эффективной работы с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре, расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей. Было выполнено профилирование лопатки рабочего колеса в трех сечениях.

Список использованных источников

1. Термогазодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД с помощью р-i-T функций: Учеб. пособие / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев, В.С. Кузьмичев; Самар. гос. аэрокосм. ун-т. - Самара, 2000. - 92. с.

2. Мамаев Б.И., Мусаткин Н.Ф., Аронов Б.М. Газодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД: Учебное пособие. - Куйбышев: КуАИ, 1984 - 70 с.

3. Проектный расчет основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД: Учеб. пособие / В.С. Кузьмичев, А.А. Трофимов; КуАИ. - Куйбышев, 1990. - 72 с.

4. Термогазодинамический расчет газотурбинных силовых установок. / Дорофеев В.М., Маслов В.Г., Первышин Н.В., Сватенко С.А., Фишбейн Б.Д. - М., «Машиностроение», 1973 - 144 с.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины. Профилирование камеры сгорания, реактивного сопла проектируемого двигателя и решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления. Построение профилей лопаток.

курсовая работа , добавлен 27.02.2012


Определение основных геометрических размеров меридионального сечения ступени турбины. Расчет параметров потока в сопловом аппарате ступени на среднем диаметре. Установление параметров потока по радиусу проточной части при профилировании лопаток.

курсовая работа , добавлен 14.11.2017


Профилирование лопатки первой ступени турбины высокого давления. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора. Профилирование решеток профилей рабочего колеса по радиусу. Расчет и построение решеток профилей РК турбины на ПЭВМ.

курсовая работа , добавлен 04.02.2012


Проектирование центробежного компрессора в транспортном газотурбинном двигателе: расчет параметров потока на выходе, геометрических параметров выходного сечения рабочего колеса, профилирование меридионального отвода, оценка максимальной нагрузки лопатки.

курсовая работа , добавлен 05.04.2010


Термогазодинамический расчет двигателя, выбор и обоснование параметров. Согласование параметров компрессора и турбины. Газодинамический расчет турбины и профилирование лопаток РК первой ступени турбины на ЭВМ. Расчет замка лопатки турбины на прочность.

дипломная работа , добавлен 12.03.2012


Расчет и профилирование элементов конструкции двигателя: рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора, турбины. Методика расчета треугольников скоростей. Порядок определения параметров камеры сгорания, геометрических параметров проточной части.

курсовая работа , добавлен 22.02.2012


Расчёт и профилирование рабочей лопатки ступени компрессора, газовой турбины высокого давления, кольцевой камеры сгорания и выходного устройства. Определение компонентов треугольников скоростей и геометрических параметры решеток профилей на трех радиусах.

курсовая работа , добавлен 17.02.2012


Термогазодинамический расчет двигателя. Согласование работы компрессора и турбины. Газодинамический расчет осевой турбины на ЭВМ. Профилирование рабочих лопаток турбины высокого давления. Описание конструкции двигателя, расчет на прочность диска турбины.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Выбор и обоснование мощности и частоты вращения газотурбинного привода: термогазодинамический расчет двигателя, давления в компрессоре, согласование параметров компрессора и турбины. Расчет и профилирование решеток профилей рабочего колеса турбины.

курсовая работа , добавлен 26.12.2011


Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления. Компьютерный расчет лопатки турбины. Проектирование камеры сгорания. Газодинамический расчет сопла. Формирование исходных данных. Компьютерное профилирование эжекторного сопла.

Полезная модель позволяет повысить эффективность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД), путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, на взлетном режиме) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы. Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления ТРДД содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя и дополнительно заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Полезная модель относится к системам охлаждения элементов двигателей летательных аппаратов, а более точно касается системы охлаждения турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).

Для охлаждения горячих элементов конструкции турбореактивных двигателей используют охлаждающий воздух.

Известна система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины используется воздух, забираемый из промежуточной или последней ступени компрессора высокого давления (КВД) (см., например, «Конструкция турбокомпрессора ТРДДФ», Изд-во МАИ, 1996 г, стр.27-28). Отобранный из КВД охлаждающий воздух обладает достаточно высоким давлением (по сравнению с местом его выпуска в проточный тракт турбины), что обеспечивает его гарантированный подвод ко всем поверхностям охлаждения. В связи с этим эффективность работы такой системы охлаждения весьма высока.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении удельной тяги на максимальных режимах и экономичности на крейсерских режимах работы. Это снижение происходит вследствие того, что часть мощности турбины высокого давления, идущая на сжатие охлаждающего ТНД воздуха, теряется и не используется ни на вращение компрессора высокого давления (КВД), ни на создание тяги двигателя. Например, при расходе охлаждающего лопатки ТНД воздуха, составляющем ~5% от расхода воздуха на входе в КВД, и отборе воздуха из последней его ступени потери мощности могут составить ~5%, что эквивалентно снижению кпд турбины на эту же величину.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины низкого давления используется воздух, забираемый из канала наружного контура (см., например, «Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф» Учебное пособие, изд-во ВВИА им Н.Е.Жуковского, 1987 год, стр.128-130). Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. При таком варианте отбора охлаждающего воздуха не расходуется дополнительная мощность турбины на его сжатие в КВД, поэтому большее количество потенциальной энергии газового потока за турбиной может быть преобразовано в реактивном сопле в кинетическую энергию выхлопной струи, что, в свою очередь, приведет к увеличению тяги двигателя и его экономичности.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении эффективности охлаждения вследствие недостаточного давления воздуха, отобранного из канала наружного контура охлаждающего воздуха на режимах работы двигателя, близких к максимальным (например, взлетный режим). На указанных режимах работы, оптимальное для эффективности работы двигателя (максимального значения удельной тяги двигателя) соотношение давлений в канале наружного контура и на выходе из турбины низкого давления близко к единице. Такого перепада давлений с учетом потерь в подводящих каналах и патрубках недостаточно для реализации эффективного охлаждения рабочей лопатки ТНД двигателя на этих режимах.

Известные технические решения имеют ограниченные возможности, так как приводят к снижению эффективности работы двигателя.

В основу полезной модели положена задача повышения эффективности работы ТРДД путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы.

Технический результат - повышение эффективности работы ТРДД.

Поставленная задача решается тем, что система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя. Заборник воздуха сообщается через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток. Торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, а внешняя поверхность корпуса турбины последней ступени выполнена в виде части внутренней поверхности канала наружного контура двигателя.

Новым в полезной модели является то, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Выполнение системы охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя в соответствии с заявленной полезной моделью обеспечивает:

Дополнительное снабжение системы охлаждения на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, сообщающимся с полостью, задней поверхности диска последней ступени турбины, обеспечивает гарантированное охлаждение на максимальных режимах, в том числе на взлетном режиме;

Снабжение системы охлаждения устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска последней ступени турбины из промежуточной ступени компрессора или из наружного контура, обеспечивает эффективность охлаждения рабочей лопатки ТНД на всех режимах работы двигателя. Устройство регулирования позволяет совместить положительные качества обеих систем охлаждения, то есть путем последовательного подключения различных каналов подвода охлаждающего воздуха наиболее рационально обеспечить работоспособность и эффективность работы системы охлаждения турбины во всем диапазоне эксплуатационных режимов двигателя и тем самым улучшить тягово-экономические и ресурсные характеристики двигателя. Так, на взлетном режиме устройство регулирования соединено таким образом, что обеспечивается поступление охлаждающего воздуха из промежуточной ступени компрессора с давлением, достаточным для эффективного охлаждения последней ступени турбины. Это позволяет либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым повысить тяговые характеристики двигателя. Воздух в канале наружного контура не обладает необходимым для эффективного охлаждения избыточным давлением. На крейсерском режиме устройство регулирования обеспечивает поступление охлаждающего воздуха из канала наружного контура, при этом канал поступления воздуха из компрессора перекрывается (переключение положения кольца осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения вала турбины низкого давления двигателя n нд и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н). Вследствие того, что охлаждающий воздух не проходит сжатие в компрессоре, уменьшается необходимая мощность КВД и повышается свободная энергия рабочего тела за турбиной; это приводит к росту тяги двигателя и его экономичности. Кроме того воздух из канала наружного контура обладает большим хладоресурсом, что позволит либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым дополнительно повысить экономичность двигателя.

Таким образом, решена поставленная в полезной модели задача - повышение эффективности работы ТРДД, путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы по сравнению с известными аналогами.

Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием системы охлаждения и ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-3, где

на фиг.1 схематично изображен продольный разрез последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя и системы ее охлаждения;

на фиг.2 - вид А на фиг.1;

на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит (см. фиг.1) заборник 1 воздуха из наружного контура 2 двигателя. Заборник 1 воздуха сообщается с полостью 3, примыкающей к задней поверхности диска 4 турбины через полости 5 стоек 6 и кольцевую полость 7 опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой 8 со сквозными отверстиями 9 (см. фиг.2, 3) турбины, и по каналам 10 в диске 4 с внутренними полостями лопаток 11.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя дополнительно содержит на входе заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора (на фиг.1 заборник воздуха и промежуточные ступени компрессора не показаны). Данный заборник воздуха соединен трубопроводом 12 с полым воздухосборником 13 на выходе, примыкающим к торцевой стенке 8 опоры турбины со сквозными отверстиями 14 (см. фиг.2, 3).

Причем система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4 турбины последней ступени. Устройство регулирования, выполнено в виде поворотного кольца 15 (см. фиг.1-3) с приводом (привод не показан), контактирующим с торцевой стенкой 8 опоры турбины, где отверстие 9 обеспечивает сообщение полости 3 с кольцевой полостью 7, а отверстие 14 обеспечивает сообщение полости 3 с полостью 16 воздухосборника 13, расположенного в кольцевой полости 7 опоры турбины. Привод поворотного кольца 15 может быть выполнен, например, в виде пневмомотора или привода подобного типа. Поворотное кольцо 15 устройства регулирования имеет сквозное эллипсовидное отверстие 17, обеспечивающее возможность поочередного сообщения со сквозными отверстиями 9, 14 в торцевой стенке 8 опоры турбины.

Предлагаемая система охлаждения содержит заборник воздуха a (на фиг.1 заборник воздуха не показан) за одной из промежуточных ступеней компрессора, заборник 1 воздуха b из канала наружного контура 2. Работа системы подачи охлаждающего воздуха описана ниже.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом. Кольцо 15 может находиться в двух положениях. При повороте кольца 15 в положение I (см. фиг.2) (взлетный режим работы двигателя) воздух а поступает по трубе 12, под действием перепада давлений, через воздухосборник 13, отверстие 14 в стенке 8 и отверстие 17 в кольце 15 в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4. При этом проход в полость 3 воздуха b перекрыт кольцом 15. При повороте кольца 15 в положение II (не показано) (крейсерский режим), отверстие 17 поворачивается таким образом, что отверстие 14, перекрывается кольцом 15, и в полость 3 через отверстие 9 и отверстие 17 в кольце 15 поступает воздух b. В этом случае воздух a, отбираемый за промежуточной ступенью компрессора, в полость 3 не поступает.

Переключение кольца 15 в положение I или II осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения n вала турбины низкого давления двигателя и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н. При высоких значениях параметра (взлетный режим работы двигателя) кольцо 15 находится в положении I, при низких значениях параметра (крейсерский режим) - в положении II.

Выполнение системы охлаждения в соответствии с заявленным техническим решением позволяет обеспечить необходимое охлаждение последней ступени турбины низкого давления на всех режимах работы двигателя, одновременно повышая эффективность и экономичность его работы.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащая заборник воздуха из наружного контура двигателя, сообщающийся через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток, где торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, отличающаяся тем, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, и устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени, где устройство регулирования выполнено в виде поворотного кольца с приводом, контактирующим с торцевой стенкой опоры турбины, в торцевой стенке опоры выполнены два отверстия, где одно отверстие соединено с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины, поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.