Në vitin 2006, menaxhmenti i Kompleksit të Ndërtimit të Motorit Perm dhe Kompania Gjeneruese Territoriale Nr. 9 (Dega Perm) nënshkroi një marrëveshje për prodhimin dhe furnizimin e një termocentrali me turbina me gaz GTES-16PA bazuar në GTE-16PA me një PS- Motori 90EU-16A.

Ne i kërkuam Daniil SULIMOV, Zëvendës Dizajneri i Përgjithshëm - Kryeprojektuesi i Njësive të Turbinave të Energjisë me Gaz dhe Termocentraleve të Aviadvigatel OJSC, të na tregonte për ndryshimet kryesore midis motorit të ri dhe ekzistuesit PS-90AGP-2.

Dallimi kryesor i njësisë GTE-16PA nga GTU-16PER ekzistues është përdorimi i një turbine të energjisë me një shpejtësi rrotulluese prej 3000 rpm (në vend të 5300 rpm). Ulja e shpejtësisë së rrotullimit bën të mundur braktisjen e kutisë së shtrenjtë të marsheve dhe rritjen e besueshmërisë së impiantit të turbinës me gaz në tërësi.

Karakteristikat teknike të motorëve GTU-16PER dhe GTE-16PA (në kushte ISO)

Optimizimi i parametrave kryesorë të turbinës së fuqisë

Parametrat bazë të një turbine të lirë (ST): diametri, rruga e rrjedhës, numri i fazave, efikasiteti aerodinamik - i optimizuar për të minimizuar linjat e drejta kostot operative.

Kostot operative përfshijnë koston e blerjes së një PT dhe kostot për një periudhë të caktuar operimi (të pranueshme për klientin si periudhë kthimi). Zgjedhja e një periudhe shlyerjeje, mjaft të parashikueshme për klientin (jo më shumë se 3 vjet), bëri të mundur zbatimin e një dizajni ekonomikisht të shëndoshë.

Zgjedhja opsioni më i mirë Një turbinë falas për një aplikim specifik si pjesë e GTE-16PA u prodhua në sistemin e motorit në tërësi bazuar në një krahasim të kostove të drejtpërdrejta të funksionimit për secilin opsion.

Me përdorimin e modelimit njëdimensional të ST me diametrin mesatar, u përcaktua niveli i arritshëm i efikasitetit aerodinamik të ST për një numër të caktuar fazash. U zgjodh optimali për këtë opsion rruga e rrjedhës. Numri i teheve, duke marrë parasysh ndikimin e tyre të rëndësishëm në koston kryesore, u zgjodh nga kushti i sigurimit të faktorit të ngarkesës aerodinamike Zweifel të barabartë me një.

Në bazë të rrugës së përzgjedhur të rrjedhës, u vlerësua pesha e MT dhe kostoja e prodhimit. Pastaj opsionet e turbinave në sistemin e motorit u krahasuan për sa i përket kostove të drejtpërdrejta të funksionimit.

Kur zgjidhni numrin e fazave për ST, merren parasysh ndryshimet në efikasitet, kostot e blerjes dhe funksionimit (kostoja e karburantit).

Kostoja e blerjes rritet në mënyrë të qëndrueshme me rritjen e çmimit të kostos me rritjen e numrit të hapave. Efikasiteti i realizuar rritet në të njëjtën mënyrë - si rezultat i uljes së ngarkesës aerodinamike në skenë. Kostot operative (komponenti i karburantit) bien me rritjen e efikasitetit. Megjithatë, kostoja totale ka një minimum të qartë me katër faza në një turbinë të energjisë.

E llogaritur si përvojë zhvillimet e veta dhe përvojën e firmave të tjera (të zbatuara në dizajne specifike), të cilat bënë të mundur sigurimin e objektivitetit të vlerësimeve.

Në projektimin përfundimtar, duke rritur ngarkesën në skenë dhe duke ulur efikasitetin e ST nga vlera maksimale e arritshme me rreth 1%, u bë e mundur të uleshin kostot totale të klientit me pothuajse 20%. Kjo u arrit duke ulur koston dhe çmimin e turbinës me 26% në krahasim me opsionin me efikasitet maksimal.

Dizajni aerodinamik i ST

Efikasitet i lartë aerodinamik i ST të ri me mjaftueshëm ngarkesë e lartë arritur nëpërmjet përdorimit të përvojës së Aviadvigatel OJSC në zhvillimin e turbinave presion i ulët dhe turbinat e fuqisë, si dhe përdorimin e modeleve aerodinamike hapësinore me shumë shkallë duke përdorur ekuacionet Euler (pa viskozitet) dhe Navier-Stokes (me viskozitet).

Krahasimi i parametrave të turbinave të fuqisë GTE-16PA dhe LPT Rolls-Royce

Krahasimi i parametrave të ST GTE-16PA dhe pompave më moderne të karburantit Rolls-Royce të familjes Trent (diagrami i Smithit) tregon se për sa i përket këndit të rrjedhës në tehe (afërsisht 1050), ST i ri është në niveli i turbinave Rolls-Royce. Mungesa e një kufizimi të rreptë të peshës, i natyrshëm në strukturat e avionit, bëri të mundur uljen disi të faktorit të ngarkesës dH / U2 për shkak të rritjes së diametrit dhe shpejtësisë periferike. Madhësia e shpejtësisë së daljes (e natyrshme në strukturat e tokës) lejoi që shpejtësia aksiale relative të zvogëlohej. Në përgjithësi, potenciali i ST të projektuar për zbatimin e efikasitetit është në nivelin karakteristik të fazave të familjes Trent.

Karakteristika aerodinamike e ST të projektuar është gjithashtu ofrimi i optimales vlerat e efikasitetit turbinat në modalitete të pjesshme të fuqisë tipike për funksionimin bazë.

Duke ruajtur shpejtësinë e rrotullimit, një ndryshim (ulje) në ngarkesën në ST çon në një rritje të këndeve të sulmit (devijimi i drejtimit të rrjedhës së gazit në hyrje në tehe nga vlera e llogaritur) në hyrje në rreshtat e tehut. Shfaqen kënde negative të sulmit, më të rëndësishmet në fazat e fundit të turbinës.

Dizajni i buzëve të tehut ST me rezistencë të lartë ndaj ndryshimeve në këndet e sulmit sigurohet nga një profilim i veçantë i buzëve me verifikim shtesë stabiliteti i humbjeve aerodinamike (2D / 3D modelet aerodinamike Navier-Stokes) në kënde të mëdha rrjedhjeje në hyrje.

Si rezultat, karakteristikat analitike të ST-së së re treguan rezistencë të konsiderueshme ndaj këndeve negative të sulmit, si dhe mundësinë e përdorimit të ST edhe për gjeneratorët lëvizës që gjenerojnë një rrymë me një frekuencë prej 60 Hz (me një frekuencë rrotullimi prej 3600 rpm), domethënë mundësia e rritjes së frekuencës së rrotullimit me 20% pa humbje të dukshme të efikasitetit. Megjithatë, në këtë rast, humbjet e efikasitetit janë praktikisht të pashmangshme në mënyrat e reduktuara të fuqisë (duke çuar në një rritje shtesë të kënde negative sulmet).
Karakteristikat e dizajnit ST
Për të zvogëluar konsumin e materialit dhe peshën e ST, u përdorën qasje të provuara të aviacionit për hartimin e turbinës. Si rezultat, masa e rotorit, megjithë rritjen e diametrit dhe numrit të fazave, doli të jetë e barabartë me masën e rotorit të turbinës së energjisë GTU-16PER. Kjo siguroi një unifikim të konsiderueshëm të transmetimeve, të unifikuar gjithashtu sistemi i vajit, mbështetje për presionin dhe sistemin e ftohjes ST.
Sasia dhe cilësia e ajrit të përdorur për presionin e montimeve të kushinetave të transmisionit, duke përfshirë pastrimin dhe ftohjen, është rritur. Cilësia e lubrifikimit të kushinetave të transmisionit është përmirësuar gjithashtu duke përdorur elementë filtri me një finesë filtrimi deri në 6 mikron.
Për të rritur atraktivitetin operacional të GTE-së së re, është prezantuar një sistem kontrolli i zhvilluar posaçërisht, i cili i lejon klientit të përdorë një turbozgjerues (ajër dhe gaz) dhe llojet hidraulike Nisja.
Karakteristikat e masës dhe madhësisë së motorit bëjnë të mundur përdorimin e modeleve serike të termocentralit të plotë të bllokut GTES-16P për vendosjen e tij.
Kutia izoluese e zhurmës dhe nxehtësisë (kur vendoset në ambiente kapitale) siguron karakteristikat akustike të GTPP në nivelin e përcaktuar nga standardet sanitare.
Motori i parë aktualisht po i nënshtrohet një sërë testesh speciale. Gjeneratori i gazit të motorit ka kaluar tashmë fazën e parë të testeve ekuivalente-ciklike dhe filloi fazën e dytë pas rishikimit. gjendje teknike, e cila do të përfundojë në pranverën e vitit 2007.

Turbina e fuqisë si pjesë e një motori me madhësi të plotë kaloi provën e parë speciale, gjatë së cilës u morën treguesit prej 7 karakteristikat e mbytjes dhe të dhëna të tjera eksperimentale.
Bazuar në rezultatet e testit, u bë një përfundim në lidhje me funksionimin ST dhe përputhshmërinë e tij me parametrat e deklaruar.
Përveç kësaj, sipas rezultateve të testit, u bënë disa rregullime në dizajnin ST, duke përfshirë ndryshimet në sistemin e ftohjes së ndërtesave për të reduktuar lëshimin e nxehtësisë në dhomën e stacionit dhe për të siguruar Siguri nga zjarri, si dhe për të optimizuar hapësirat radiale për të rritur efikasitetin, rregulloni forcën boshtore.
Testi tjetër i turbinës së energjisë është planifikuar për verën e vitit 2007.

Njësia e turbinës me gaz GTE-16PA
në prag të provave speciale

Sot, aviacioni është pothuajse 100% i përbërë nga makina që përdorin një lloj termocentrali me turbina me gaz. Me fjale te tjera - motorët me turbina me gaz... Sidoqoftë, megjithë popullaritetin në rritje të udhëtimit ajror tani, pak njerëz e dinë se si funksionon kontejneri që gumëzhin dhe fërshëllejë që varet nën krahun e një ose një aeroplani tjetër.

Parimi i funksionimit motor me turbinë me gaz.

Një motor me turbinë me gaz, si një motor pistoni në çdo makinë, i përket motorëve djegia e brendshme... Ata të dy konvertojnë energjinë kimike të karburantit në energji termike me djegie, dhe më pas në energji të dobishme mekanike. Megjithatë, mënyra se si ndodh kjo është disi e ndryshme. Në të dy motorët, ndodhin 4 procese kryesore - këto janë: marrja, kompresimi, zgjerimi, shkarkimi. ato. në çdo rast, ajri (nga atmosfera) dhe karburanti (nga rezervuarët) së pari hyjnë në motor, pastaj ajri kompresohet dhe karburanti injektohet në të, pas së cilës përzierja ndizet, për shkak të së cilës zgjerohet ndjeshëm, dhe si një rezultati lëshohet në atmosferë. Nga të gjitha këto veprime, vetëm zgjerimi jep energji, të gjitha të tjerat janë të nevojshme për të siguruar këtë veprim.

Tani cili është ndryshimi. Në motorët me turbina me gaz, të gjitha këto procese ndodhin vazhdimisht dhe njëkohësisht, por në pjesë të ndryshme të motorit, dhe në një motor pistoni - në një vend, por në kohë të ndryshme dhe nga ana tjetër. Përveç kësaj, sa më i ngjeshur të jetë ajri, aq më shumë energji mund të merret gjatë djegies, dhe sot raporti i kompresimit të motorëve me turbina me gaz ka arritur tashmë 35-40: 1, d.m.th. në procesin e kalimit nëpër motor, ajri zvogëlohet në vëllim, dhe në përputhje me rrethanat rrit presionin e tij 35-40 herë. Për krahasim në motorët me piston kjo shifër nuk kalon 8-9:1, në mostrat më moderne dhe më të përsosura. Prandaj, duke pasur peshë dhe dimensione të barabarta, motori i turbinës me gaz është shumë më i fuqishëm dhe koeficienti veprim i dobishëm ai ka më të lartë. Kjo është pikërisht arsyeja e një përdorimi kaq të gjerë të motorëve me turbina me gaz në aviacion sot.

Dhe tani më shumë rreth dizajnit. Katër proceset e mësipërme ndodhin në motor, i cili tregohet në një diagram të thjeshtuar nën numrat:

• marrja e ajrit - 1 (marrja e ajrit)
• kompresim - 2 (kompresor)
• përzierja dhe ndezja - 3 (dhoma e djegies)
• shter - 5 (grykë shkarkimi)
• Seksioni misterioz numër 4 quhet turbina. Ky është një pjesë integrale e çdo motori me turbina me gaz, qëllimi i tij është të marrë energji nga gazrat që largohen nga dhoma e djegies me shpejtësi të lartë, dhe ndodhet në të njëjtin bosht me kompresorin (2), i cili e drejton atë.

Kështu, fitohet një cikël i mbyllur. Ajri hyn në motor, ngjesh, përzihet me karburantin, ndizet, drejtohet te tehet e turbinës, të cilat heqin deri në 80% të fuqisë së gazit për të rrotulluar kompresorin, gjithçka që mbetet dhe përcakton fuqinë përfundimtare të motorit, e cila mund të përdoret në menyra te ndryshme.

Në varësi të metodës së përdorimit të mëtejshëm të kësaj energjie, motorët me turbina me gaz ndahen në:

• turbojet
• turboprop
• turbofan
• turbobosht

Motori i paraqitur në diagramin e mësipërm është turbojet... Mund të themi turbinë me gaz "të pastër", sepse gazrat pasi kalojnë nëpër turbinën, e cila rrotullon kompresorin, e lënë motorin përmes grykës së shkarkimit me shpejtësi të madhe dhe kështu e shtyjnë avionin përpara. Motorë të tillë tani përdoren kryesisht në avionë luftarakë me shpejtësi të lartë.

Turboprop motorët ndryshojnë nga turbojetët në atë që kanë seksion shtesë turbinë, e quajtur gjithashtu një turbinë me presion të ulët, e përbërë nga një ose më shumë rreshta fletësh që marrin energjinë e mbetur pas turbinës së kompresorit nga gazrat dhe kështu rrotullohen helikë ajri, i cili mund të vendoset si përpara ashtu edhe pas motorit. Pas seksionit të dytë të turbinës, gazrat e shkarkimit në fakt largohen nga graviteti, duke mos pasur praktikisht asnjë energji, prandaj, ato thjesht përdoren për t'i hequr ato. tubacionet e shkarkimit... Këta motorë përdoren në avionë me shpejtësi të ulët dhe në lartësi të ulët.

Turbofan motorët kanë një dizajn të ngjashëm me turboprop, vetëm seksioni i dytë i turbinës nuk merr të gjithë energjinë nga gazrat e shkarkimit, prandaj motorë të tillë kanë gjithashtu një hundë shkarkimi. Por ndryshimi kryesor është se një turbinë me presion të ulët drejton një tifoz, i cili është i mbyllur në një shtresë të jashtme. Prandaj, një motor i tillë quhet edhe motor me dy qark, sepse ajri kalon nëpër një qark të brendshëm (vetë motori) dhe një të jashtëm, i cili nevojitet vetëm për të drejtuar rrymën e ajrit, i cili e shtyn motorin përpara. Prandaj, ata kanë një formë mjaft "të shëndoshë". Janë këta motorë që përdoren në shumicën e avionëve modernë, pasi janë më ekonomikët me shpejtësi që i afrohen shpejtësisë së zërit dhe efikas kur fluturojnë në lartësi mbi 7000-8000m dhe deri në 12000-13000m.

Turbobosht motorët janë pothuajse identikë në dizajn me turboprop, përveç se boshti, i cili është i lidhur me turbinën me presion të ulët, del nga motori dhe mund të drejtojë absolutisht çdo gjë. Motorë të tillë përdoren në helikopterë, ku dy ose tre motorë drejtojnë një rotor të vetëm kryesor dhe një helikë të bishtit kompensues. I ngjashëm termocentralet tani ata madje kanë tanke - T-80 dhe Abrams amerikan.

Motorët me turbina me gaz klasifikohen gjithashtu sipas të tjerëve kur shenjat:

• lloji pajisje hyrëse(i rregullueshëm, i parregulluar)
• sipas llojit të kompresorit (aksial, centrifugal, centrifugal)
• sipas llojit të rrugës ajër-gaz (rrjedhje e drejtpërdrejtë, lak)
• sipas llojit të turbinave (numri i fazave, numri i rotorëve, etj.)
• sipas llojit të grykës jet (e rregullueshme, e parregullt) etj.

Motor turbojet me kompresor boshtor ka marrë përdorim të gjerë. Kur vraponi motori shkon proces i vazhdueshëm. Ajri kalon përmes difuzorit, ngadalësohet dhe futet në kompresor. Pastaj hyn në dhomën e djegies. Karburanti furnizohet gjithashtu në dhomë përmes grykave, përzierja digjet, produktet e djegies lëvizin nëpër turbinë. Produktet e djegies në fletët e turbinës zgjerohen dhe e drejtojnë atë në rrotullim. Më tej, gazrat nga turbina me presion të reduktuar hyjnë në grykën e avionit dhe dalin nga jashtë me një shpejtësi të jashtëzakonshme, duke krijuar shtytje. Temperatura maksimale ndodh edhe në ujin në dhomën e djegies.

Kompresori dhe turbina janë të vendosura në të njëjtin bosht. Për të ftohur produktet e djegies, ajri i ftohtë... Në motorët modernë të avionëve temperatura e punës mund të tejkalojë temperaturën e shkrirjes së lidhjeve të teheve të rotorit me rreth 1000 ° C. Sistemi i ftohjes së pjesëve të turbinës dhe zgjedhja e pjesëve të motorit rezistente ndaj nxehtësisë dhe nxehtësisë janë një nga problemet kryesore të projektimit. motorët reaktiv të të gjitha llojeve, duke përfshirë turbojet.

Veçori motorët turbojet me kompresor centrifugale është dizajni i kompresorëve. Parimi i funksionimit të motorëve të tillë është i ngjashëm me atë të motorëve me një kompresor boshtor.

Motori me turbinë me gaz. Video.

Artikuj të dobishëm për këtë temë.

Dërgoni punën tuaj të mirë në bazën e njohurive është e thjeshtë. Përdorni formularin e mëposhtëm

Studentët, studentët e diplomuar, shkencëtarët e rinj që përdorin bazën e njohurive në studimet dhe punën e tyre do t'ju jenë shumë mirënjohës.

Postuar ne http://www.allbest.ru/

Ministria e Arsimit dhe Shkencës e Federatës Ruse

Agjencia Federale për Arsimin

Universiteti Shtetëror i Hapësirës Ajrore Samara

emëruar pas akademikut S.P. Mbretëresha

Departamenti i Teorisë së Motorëve të Avionëve

Puna e kursit

në lëndën: "Teoria dhe llogaritja e makinave me teh"

Dizajni i turbinës boshtoreaviacionimotorriJT9 D20

Samara 2008

Ushtrimi

Bëni një llogaritje të projektimit të parametrave kryesorë të turbocharger shtypje e lartë dhe ndërtoni një seksion meridional të motorit të turbinës me presion të lartë JT9D-70A, kryeni llogaritjen termodinamike të turbinës, llogaritjen kinematike të fazës së dytë të turbinës dhe profilizoni tehun e shtytësit në tre seksione: seksionet mëngë, të mesme dhe periferike.

Parametrat fillestarë të turbinës njihen nga llogaritja termodinamike e motorit në modalitetin e ngritjes (H P = 0 dhe M P = 0).

Tabela 1. - Të dhënat fillestare për projektimin e turbinës

abstrakte

Puna e kursit mbi projektimin termogazdinamik të turbinës me rrjedhje boshtore JT9D20.

Shënim shpjegues: 32 faqe, 1 figurë, 2 tabela, 3 shtojca, 4 burime.

TURBINA, KOMPRESOR, PJESA E RRJEDHJES, RROTA FUNKSIONALE, APPARATUR E GRIPËS, HAPI, KËNDI I PARËS SË RRJEDHJES, KËNDI EFFICIENT, KËNDI I PROFILIT, SHTARI I SAKARËS, GJERËSIA E GRILËS

Në këtë punim terminor u llogaritën dimensionet diametrike të turbinës me presion të lartë, u ndërtua seksioni meridional i rrugës së rrjedhës, llogaritja kinematike e stadit në diametrin mesatar dhe llogaritja e parametrave përgjatë lartësisë së tehut me ligjin e përdredhjes b = konst. me ndërtimin e trekëndëshave të shpejtësisë në hyrje në dalje nga RK në tre seksione (bushing, periferik dhe prerje tërthore në diametrin e mesëm). Është llogaritur profili i tehut të shtytësit të fazës së dytë, i ndjekur nga ndërtimi i konturit të profilit në rrjetë në tre seksione.

Simbolet

D - diametri, m;

Diametri relativ i tufave;

h është lartësia e tehut, m;

F - zona e prerjes kryq, m 2;

G - rrjedhje masive gaz (ajër), kg / s;

H - lartësia e fluturimit, km; koka e kompresorit, kJ / kg;

i - entalpi specifike, kJ / kg;

k - eksponent isentropik;

l - gjatësia, m;

M është numri Mach;

n - frekuenca e rrotullimit, 1 / min;

Р - presioni, kPa;

Shpejtësia e reduktuar;

s - shpejtësia e rrjedhës, m / s;

q (), (), () - funksionet dinamike të gazit të;

R - konstante e gazit, kJ / kggrad;

L * k (t) - punë specifike e kompresorit (turbinë);

k (t) - efikasiteti i kompresorit (turbinës);

S është gjerësia boshtore e kurorës, m;

T është temperatura, K;

Burimi i caktuar, h;

V - shpejtësia e fluturimit, m / s;

z është numri i hapave;

k, t - shkalla e rritjes (uljes) të presionit total;

Koeficienti i rivendosjes së presionit total të ajrit (gazit) në elementët e motorit; sforcimet në tërheqje, MPa;

Ndryshimi i shkallës së rrjedhës në masë;

U - shpejtësia periferike, m / s;

Y t * = U t cf / C * t s - parametri i ngarkimit të turbinës;

Madhësia e hendekut, m;

U 2 t avg h t out / D mesatar jashtë - parametri i tensionit në fletët e turbinës, m 2 / s 2;

K tk, K tv - parametrat e koordinimit të gjeneratorit të gazit, turbofan.

Indekset

a - komponenti boshtor;

c - seksion kryq ajri në hyrjen e kompresorit

ndenja - ventilator

ngritje - ngritje;

Wt - seksioni i mëngës;

g - seksion kryq i gazeve në daljen e turbinës

k - seksion kryq i kompresorit në daljen e kompresorit

cr - kritike

ks - dhoma e djegies

n - seksioni i rrjedhës së patrazuar

on - pajisje udhëzuese;

cool - ftohje;

n - parametri i fluturimit, diametri periferik;

pr - parametrat e dhënë;

ps - hapi mbajtës

s - parametrat isentropikë;

s - seksioni i dytë në dalje nga hunda

cf - parametri mesatar;

st - parametri i hapit;

t - seksioni i turbinës së karburantit në hyrjen e turbinës

h - orë

* - parametrat e frenimit.

Shkurtesat

HP - presion i lartë;

ND - presion i ulët;

VNA - lopatë udhëzuese e hyrjes;

GDF - funksionet dinamike të gazit

GTE - motor me turbinë me gaz

Efikasiteti - koeficienti i efikasitetit;

HA - pajisje udhëzuese;

RK - shtytës;

CA - hundë turbine;

ACS - kushte standarde atmosferike

Motor turbojet - motor turbojet bypass.

Prezantimi

1. Llogaritja e projektimit të parametrave kryesorë të turbinës me presion të lartë

1.1 Llogaritja e parametrave gjeometrikë dhe të funksionimit të turbinës HP

1.2 Ndërtimi i seksionit meridional të shtegut të rrjedhës së turbinës HP

2. Llogaritja gaz-dinamike e turbinës HP

2.1 Shpërndarja e rënies së nxehtësisë në hapa

2.2 Llogaritja e hapit sipas diametrit mesatar

2.3 Llogaritja punë efektive fazat duke marrë parasysh humbjet e fërkimit të diskut dhe në pastrimin radial

2.4 Llogaritja e parametrave të rrjedhjes në rreze të ndryshme

konkluzioni

Lista e burimeve të përdorura

Prezantimi

Kjo punë përmban një version të thjeshtuar të llogaritjes dinamike të gazit të një turbine boshtore, në të cilën një kërkim variant për parametrat optimalë (kompromis) zëvendësohet me rekomandime të besueshme statistikore të marra në sistematizimin e materialeve për llogaritjen e turbinave moderne me gaz. Dizajni kryhet sipas parametrave fillestarë të marrë në llogaritjen termogazdinamike të motorit.

Qëllimi i dizajnit aksial turbinë avioni konsiston në përcaktimin e parametrave bazë gjeometrikë, kinematikë dhe termodinamikë në tërësi dhe fazat e tij individuale, të cilat japin vlerat e llogaritura të specifikave dhe parametrat e përgjithshëm motorri. Në këtë drejtim, detyrat e projektimit nënkuptojnë: zgjedhjen e kryesore parametrat gjeometrikë turbina e projektuar me parametrat e dhënë të lëngut të punës, duke marrë parasysh qëllimin e synuar të motorit të turbinës me gaz; shpërndarja e rënies së nxehtësisë mbi hapat, llogaritja e parametrave të rrjedhës në boshllëqet midis hapave; llogaritja e parametrave të rrjedhës në elementët e rrugës së rrjedhës së fazës së dytë të turbinës në diametrin e mesëm; përzgjedhja e ligjit të rrotullimit dhe llogaritja e ndryshimit në parametrat e rrjedhës përgjatë rrezes (lartësia e tehut) të fazës së projektuar; profilizimi i teheve të rotorit të fazës së projektuar.

1. Llogaritja e projektimit të parametrave kryesorë të një turbine të lartë

presioni

1.1 Pagesa parametrat gjeometrikë dhe të funksionimit Turbinat HP

Parametrat gjeometrikë të turbinës që duhet të përcaktohen janë paraqitur në Figurën 1.

Figura 1. - Modeli gjeometrik i një turbine boshtore

1. Vlera e raportit D av / h 2 (h 2 është lartësia e teheve të rotorit në daljen e turbinës HP) përcaktohet nga formula

ku e t është parametri i stresit, vlera e të cilit zakonisht është në intervalin (13 ... 18) 10 3 m 2 / s 2.

Marrim e t = 15 10 3 m 2 / s 2. Pastaj:

Për të marrë efikasitet të lartë e dëshirueshme për të pasur. Prandaj, zgjidhet një vlerë e re. Pastaj,

2. Duke pasur parasysh vlerën e shpejtësisë boshtore të gazit në hyrjen e turbinës (C 0 = 150 m / s), përcaktoni shpejtësinë e reduktuar boshtore l 0 (l 0 = 0,20 ... 0,25)

Zona unazore në hyrje të SA të turbinës HP:

3. Llogaritni sipërfaqen unazore në daljen e turbinës. Për këtë, vlerësohet paraprakisht vlera e komponentit boshtor të shpejtësisë në dalje nga turbina. Ne pranojmë që / = 1.5; ... Pastaj

4. Sipas vlerës së zgjedhur, përcaktohet lartësia e tehut të rotorit në daljen e turbinës HP:

5. Diametri mesatar në daljen e turbinës HP

6. Diametri periferik në dalje nga RK:

7. Diametri i mëngës në daljen e RK:

8. Forma e rrugës së rrjedhës është si vijon: Prandaj:

Lartësia e tehut të hundës në hyrjen e turbinës vlerësohet si më poshtë:

9. Diametri periferik i aparatit të hundës në hyrjen e turbinës HP:

10. Diametri i mëngës në hyrjen e turbinës HP:

11. Frekuenca e rrotullimit të rotorit të turbinës HP:

1.2 Ndërtimi i seksionit meridian të rrjedhëspjesët

Turbinat HP

Prania e formës meridionale të rrugës së rrjedhës është e nevojshme për të përcaktuar diametrat karakteristikë Di në çdo seksion kontrolli të hapit, dhe jo vetëm në seksionet "0" dhe "2". Këto diametra shërbejnë si bazë për kryerjen, për shembull, për llogaritjen e parametrave të rrjedhës në rreze të ndryshme të rrugës së rrjedhës, si dhe për hartimin e profileve të seksionit të kontrollit të fletës së ajrit të tehut.

1. Gjerësia e kurorës së aparatit të hundës së fazës së parë:

marrim kSA = 0,06

2. Gjerësia e buzës së shtytësit të fazës së parë:

marrim kPK = 0,045

3. Gjerësia e kurorës së aparatit të hundës së fazës së dytë:

4. Gjerësia e buzës së shtytësit të fazës së dytë:

5. Hapësira boshtore ndërmjet aparatit të hundës dhe shtytësit zakonisht përcaktohet nga raporti:

Hapësira boshtore midis aparatit të hundës dhe shtytësit të fazës së parë:

6. Hapësira boshtore ndërmjet shtytëses së fazës së parë dhe grykës së fazës së dytë:

7. Hapësira boshtore ndërmjet aparatit të hundës dhe shtytësit të fazës së dytë:

8. Hapësira radiale midis skajeve të fletëve ajrore të tehut dhe trupit zakonisht merret në rangun 0,8 ... 1,5 mm. Në rastin tonë, ne pranojmë:

2 . G dizajni azodinamik i turbinës VD

2.1 Shpërndarjanxehtësia bie me hapa

Parametrat termodinamikë të lëngut punues në hyrje dhedalje nga shkallët.

1. Gjeni vlerën mesatare të rënies së nxehtësisë për hap

.

Rënia e nxehtësisë e fazës së fundit merret e barabartë me:

Ne pranojmë:

kJ / kg

Pastaj: kJ / kg

2. Përcaktoni shkallën e reaktivitetit (për fazën e dytë)

m

; ; .

3. Le të përcaktojmë parametrat e gjendjes termodinamike të gazit në hyrje të fazës së dytë

; ;

; ; .

4. Le të llogarisim vlerën e punës isentropike në një fazë kur gazi zgjerohet në presion.

Ne pranojmë:

.

5. Le të përcaktojmë parametrat e gjendjes termodinamike të gazit në dalje nga stadi nën kushtin e zgjerimit isentropik nga presioni në:

; .

6. Le të llogarisim shkallën e reduktimit të gazit në fazë:

.

7. Përcaktoni presionin total në hyrjen në skenë:

,

8. Merret këndi i daljes së rrjedhës nga RK.

9. Funksionet gas-dinamike në dalje nga skena

; .

10. Presioni statik pas skenës

.

11. Parametrat termodinamikë të rrjedhës në dalje nga stadi nën kushtin e zgjerimit isentropik nga presioni në

; .

12. Vlera e punës isentropike në stadin gjatë zgjerimit të gazit nga presioni në

.

2.2 Llogaritja e hapit nga mesatare në diametri në

Parametrat e rrjedhës prapa grykës

1. Le të përcaktojmë shpejtësinë isentropike të daljes së gazit nga CA:

.

2. Le të përcaktojmë shpejtësinë e reduktuar të rrjedhës isentropike në dalje nga CA:

;

3. Koeficienti i shpejtësisë së AK merret:

.

4. Funksionet gas-dinamike të rrjedhës në dalje nga SA:

; .

5. Përcaktoni faktorin total të rikuperimit të presionit nga tabela:

.

6. Këndi i rrjedhjes jashtë tehut të hundës:

;

ku.

7. Këndi i devijimit të rrjedhës në prerjen e zhdrejtë të CA:

.

8. Këndi efektiv në daljen e grupit të hundës

.

9. Këndi i instalimit të profilit në rrjetë gjendet sipas grafikut, në varësi të.

Ne pranojmë:;

;

.

10. Akordi i profilit të tehut CA

.

11. Vlera e hapit relativ optimal përcaktohet sipas grafikut në varësi të dhe:

12. Hapësira optimale e rrjetës SA në përafrimin e parë

.

13. Numri optimal i teheve CA

.

Ne pranojmë.

14. Vlera përfundimtare e hapit optimal të teheve CA

.

15. Madhësia e fytit të kanalit CA

.

16. Parametrat e gjendjes termodinamike të gazit në dalje nga SA në kushtet e zgjerimit isentropik në rrjetën e grykës

; .

17. Presioni statik në hendekun ndërmjet CA dhe PK

.

18. Shpejtësia aktuale e gazit në daljen e SA

.

19. Parametrat termodinamikë të rrjedhjes në dalje nga CA

;

; .

20. Dendësia e gazit në daljen e AK-së

.

21. Komponentët aksialë dhe rrethues të shpejtësisë absolute të rrjedhës në dalje nga CA

;

.

22. Komponenti rrethues i shpejtësisë relative të rrjedhës në hyrje në RK

.

23. Këndi i hyrjes së rrjedhës në RK në lëvizje relative

.

24. Shpejtësia relative e rrjedhës në hyrje në RK

.

25. Parametrat termodinamikë të gazit në hyrje të RK

;

; .

26. Shpejtësia e reduktuar e rrjedhës në lëvizje relative

.

27. Presioni total në lëvizjen relative të ajrit

.

Parametrat e rrjedhës në dalje nga RC

28. Parametrat e rrjedhjes termodinamike

;

;.

29. Shpejtësia e rrjedhës isentropike në lëvizje relative

.

30. Shpejtësia e reduktuar e rrjedhës isentropike në lëvizje relative:

.

Ne pranojmë, sepse Lëvizja relative është lëvizje e izoluar nga energjia.

31. Shpejtësia e reduktuar e rrjedhës në lëvizje relative

Le ta marrim:

,

Pastaj:

; .

32. Duke përdorur grafikun, përcaktojmë faktorin e rikuperimit të presionit total:

.

33. Këndi i daljes së rrjedhës nga RK në lëvizje relative (15є<в 2 <45є)

Le të llogarisim:

;

.

34. Përcaktoni nga tabela këndin e devijimit të rrjedhës në prerjen e zhdrejtë të fletëve të rotorit:

.

35. Këndi efektiv në dalje nga RC

.

36. Përcaktoni nga tabela këndin e instalimit të profilit në tehun e rotorit:

Le të llogarisim:;

.

37. Akordi i profilit te tehut RK

.

38. Vlera e lartësisë relative optimale të rrjetës RK përcaktohet nga tabelat:

.

39. Lartësia relative e rrjetës RK në përafrimin e parë

.

40. Numri optimal i teheve të RK

.

Ne pranojmë.

41. Vlera përfundimtare e hapit optimal të teheve të RK

.

42. Madhësia e grykës së kanalit të teheve të rotorit

.

43. Shpejtësia relative në dalje nga RK

44. Entalpia dhe temperatura e gazit në dalje nga RK

; .

45. Dendësia e gazit në dalje të Republikës së Kazakistanit

46. ​​Komponentët boshtor dhe rrethues të shpejtësisë relative në dalje nga RK

;

.

47. Komponenti rrethues i shpejtësisë absolute të rrjedhës prapa RK

48. Shpejtësia absolute e gazit prapa RK

.

49. Këndi i daljes së rrjedhës nga RK në lëvizje absolute

50. Entalpia totale e gazit për RK

.

2.3 Llogaritja e funksionimit efektiv të një faze duke marrë parasysh humbjet e fërkimit

disku dhe pastrimi radial

Për të përcaktuar funksionimin efektiv të skenës, është e nevojshme të merren parasysh humbjet e energjisë që lidhen me rrjedhjet e lëngut të punës në pastrimin radial dhe fërkimin e diskut të skenës kundër gazit. Për ta bërë këtë, ne përcaktojmë:

51. Puna specifike e gazit në tehet e RK

52. Humbjet nga rrjedhjet, të cilat varen nga veçoritë e projektimit të skenës.

Në hartimin e turbinave moderne GTE, për të zvogëluar rrjedhjet, zakonisht përdoren fasha me vula labirinti në shtytës. Rrjedhjet përmes vulave të tilla llogariten duke përdorur formulën:

Marrim koeficientin e konsumit të vulës së labirintit:

Zona e pastrimit përcaktohet nga shprehja:

Për të përcaktuar presionin Së pari, zbulohet shpejtësia e reduktuar e rrjedhës isentropike në dalje në RK në diametrin periferik dhe funksioni përkatës i gazit dinamik:

; .

Presioni periferik

Raporti i presionit të vulës

Ne pranojmë numrin e fistoneve:

Humbjet nga rrjedhjet

53. Humbjet e energjisë për shkak të fërkimit të diskut të skenës ndaj gazit

,

ku merret D 1w sipas vizatimit të rrugës së rrjedhjes

54. Humbje totale e energjisë për shkak të rrjedhjes dhe fërkimit të diskut

55. Entalpia totale e gazit në dalje nga RK duke marrë parasysh humbjet për rrjedhje dhe fërkim të diskut

;

56. Entalpia e gazit nga parametrat statike ne daljen e RK, duke marre parasysh humbjet per rrjedhje dhe fërkime te diskut

57. Presioni total i gazit në daljen e RK duke marrë parasysh humbjet për rrjedhje dhe fërkim të diskut

58. Puna me hapa aktual efektiv

59. Efikasiteti aktual hapat

60. Dallimi ndërmjet punës efektive aktuale nga ajo e dhënë

që është 0.78%.

2.4 Llogaritja e parametrave rrjedhin në rreze të ndryshme

rrota e tehut me presion të turbinës

Në vlerat e 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.

Përcaktimi i parametrave për pjesën e mëngës së tehut

1. Diametri relativ i tufave

2. Këndi i daljes së rrjedhës në lëvizje absolute

3. Raporti i shpejtësisë

4. Norma absolute e prurjes në daljen e SA

5. Komponenti periferik i shpejtësisë absolute

6. Komponenti aksial i shpejtësisë absolute

7. Shpejtësia isentropike e daljes së gazit nga SA

8. Parametrat termodinamikë në daljen e CA

; ;

;

; .

9. Presioni statik

.

10. Dendësia e gazit

11. Shpejtësia periferike në pjesën e mëngës në hyrje të RK

12. Komponenti rrethues i shpejtësisë relative në hyrje të RK

13. Këndi i hyrjes së rrjedhës në RK në lëvizje relative

.

14. Shpejtësia relative në qendër

15. Parametrat termodinamikë në hyrje të RK në lëvizje relative

,

,

16. Presioni total në hyrje të RK në lëvizje relative

17. Shpejtësia e reduktuar relative në hyrje të RK

Parametrat në seksionin periferik

18. Ka lidhje. diametri i seksionit periferik

19. Këndi i daljes së rrjedhës nga SA në lëvizje absolute

20. Raporti i shpejtësisë

21. Shpejtesi absolute ne dalje nga SA

22. Komponentët rrethues dhe boshtorë të shpejtësisë absolute

23. Shpejtësia isentropike e daljes së gazit nga SA

24. Parametrat termodinamikë të rrjedhjes në dalje nga CA

;

, ; .

25. Presioni statik

26. Dendësia e gazit

27. Shpejtësia e rrotës periferike në periferi

28. Komponenti rrethues i shpejtësisë relative në hyrje të RK

29. Këndi i hyrjes së rrjedhës në RK në lëvizje relative

.

30. Shpejtësia relative e rrjedhjes në periferi

31. Parametrat termodinamikë të rrjedhjes në lëvizje relative në hyrje të RK

,

32. Presioni total në hyrje të RK në lëvizje relative

.

33. Shpejtësia e reduktuar relative në hyrje të RK

Llogaritja e parametrave të rrjedhës në dalje nga RK

34. Diametri relativ i tufave

35. Këndi i rrjedhjes në lëvizje absolute

36. Shpejtësia rrethore në pjesën e mëngës në dalje nga RK

37. Presioni statik në dalje të RK

38. Parametrat termodinamikë në Republikën e Kazakistanit

,

39. Shpejtësia e rrjedhës izoentropike në dalje nga RK

40. Shpejtësia isentropike e reduktuar

41. Shpejtësia e rrjedhës prapa RK në lëvizje relative.

, ku

koeficienti i shpejtësisë.

42. Parametrat termodinamikë të rrjedhjes në dalje nga RK

;

43. Dendësia e gazit pas kurorës së punës

44. Këndi i daljes së rrjedhës në lëvizje relative

45. Komponentët rrethues dhe boshtorë të shpejtësisë relative të rrjedhës

46. ​​Shpejtësia absolute në dalje nga unaza e punës

47. Komponenti periferik i shpejtësisë absolute

48. Entalpia totale dhe temperatura e prurjes në dalje nga RK

49. Funksionet gas-dinamike në dalje nga Republika e Kazakistanit

;

50. Shtypja totale e rrjedhjes në lëvizje absolute në dalje nga RK

Llogaritja e parametrave në seksionin periferik në dalje nga RK

51. Diametri relativ i seksionit periferik

52. Këndi i rrjedhjes në lëvizje absolute

53. Shpejtësia periferike në seksionin periferik në dalje nga RK

54. Presioni statik në dalje të RK

55. Parametrat termodinamikë në zgjerimin isentropik në RK

;

56. Shpejtësia e rrjedhës izoentropike në daljen e RK

57. Shpejtësia isentropike e reduktuar

58. Shpejtësia e rrjedhjes prapa RK në lëvizje relative

raporti i shpejtësisë;

59. Parametrat termodinamikë të rrjedhjes në dalje nga RK

;

60. Dendësia e gazit pas kurorës së punës

61. Këndi i daljes së rrjedhës në lëvizje relative

62. Komponentët rrethues dhe boshtorë të shpejtësisë relative të rrjedhës

63. Shpejtësia absolute e daljes nga RK

64. Komponenti periferik i shpejtësisë absolute

65. Entalpia totale dhe temperatura e prurjes në dalje nga RK

66. Funksionet gas-dinamike në dalje nga Republika e Kazakistanit

;

67. Presioni total i rrjedhës në lëvizje absolute në dalje nga RK

3. Profilizimi i tehut të shtytësit

Tabela 2. - Të dhënat fillestare për profilizimin e teheve të RK

Tabela 3. - Vlerat e llogaritura për profilizimin e teheve të RK

konkluzioni

Në punën e kursit, u llogarit dhe u ndërtua rruga e rrjedhës së turbinës me presion të lartë, u bë llogaritja kinematike e fazës së dytë të turbinës me presion të lartë në diametrin mesatar, llogaritja e punës efektive duke marrë parasysh fërkimin. Humbjet e diskut dhe në hapësirën radiale, llogaritja e parametrave përgjatë lartësisë së tehut me ligjin e rrotullimit b = konsist me ndërtimin e trekëndëshave të shpejtësisë. Tehu i shtytës ishte i profilizuar në tre seksione.

Lista e burimeve të përdorura

1. Projektimi termogazdinamik i turbinave aksiale për motorët me turbina me gaz të avionëve duke përdorur funksionet р-i-T: Libër mësuesi. shtesa / N.T. Tikhonov, N.F. Musatkin, V.N. Matveev, V.S. Kuzmichev; Samar. shteti hapësirës ajrore un-t. - Samara, 2000 .-- 92. f.

2. Mamaev B.I., Musatkin N.F., Aronov B.M. Dizajni dinamik i gazit të turbinave boshtore për aeroplanët GTE: Libër shkollor. - Kuibyshev: KuAI, 1984 - 70 f.

3. Llogaritja e projektimit të parametrave kryesorë të turbokompresorëve të avionit GTE: Libër mësuesi. shtesa / V.S. Kuzmichev, A.A. Trofimov; KuAI. - Kuibyshev, 1990 .-- 72 f.

4. Llogaritja termogazdinamike e termocentraleve me turbina me gaz. / Dorofeev V.M., Maslov V.G., Pervyshin N.V., Svatenko S.A., Fishbein B.D. - M., "Inxhinieri Mekanike", 1973 - 144 f.

Postuar në Allbest.ru

Dokumente të ngjashme

Llogaritja e parametrave të prurjes dhe ndërtimi i profileve të stadit të kompresorit dhe turbinës. Profilizimi i dhomës së djegies, grykës së avionit të motorit të projektuar dhe rrjetave të profilit të shtytësit të turbinës me presion të lartë. Ndërtimi i profileve të tehut.

punim term i shtuar 27.02.2012


Përcaktimi i përmasave gjeometrike kryesore të seksionit meridional të fazës së turbinës. Llogaritja e parametrave të rrjedhës në grykën e skenës në diametrin e mesëm. Vendosja e parametrave të rrjedhjes përgjatë rrezes së rrugës së rrjedhës gjatë profilizimit të tehut.

punim afatshkurtër, shtuar 14.11.2017


Profilizimi i tehut të fazës së parë të turbinës me presion të lartë. Llogaritja dhe ndërtimi i kaskadave të profileve të kompresorit boshtor nënsonik. Profilizimi radial i rrjetave të profilit të shtytësit. Llogaritja dhe ndërtimi i kaskadave të profileve të turbinave RK në një PC.

punim afatshkurtër shtuar më 02/04/2012


Projektimi i një kompresori centrifugal në një motor me turbina me gaz transporti: llogaritja e parametrave të rrjedhës në dalje, parametrat gjeometrikë të seksionit të daljes së shtytësit, profilizimi i daljes meridional, vlerësimi i ngarkesës maksimale të tehut.

punim afatshkurtër, shtuar 04/05/2010


Llogaritja dinamike e gazit termik të motorit, përzgjedhja dhe justifikimi i parametrave. Koordinimi i parametrave të kompresorit dhe turbinës. Llogaritja gaz-dinamike e turbinës dhe profilizimi i fletëve RK të fazës së parë të turbinës në një kompjuter. Llogaritja e forcës së bllokimit të tehut të turbinës.

tezë, shtuar 03/12/2012


Llogaritja dhe profilizimi i elementeve strukturore të motorit: tehu i rotorit të fazës së parë të një kompresori boshtor, turbina. Metoda për llogaritjen e trekëndëshave të shpejtësisë. Procedura për përcaktimin e parametrave të dhomës së djegies, parametrat gjeometrikë të rrugës së rrjedhës.

punim afatshkurtër, shtuar 22.02.2012


Llogaritja dhe profilizimi i tehut të rotorit të një faze kompresori, një turbine me gaz me presion të lartë, një dhomë unaze djegieje dhe një pajisje dalëse. Përcaktimi i përbërësve të trekëndëshave të shpejtësisë dhe parametrave gjeometrikë të rrjetave të profilit në tre rreze.

punim term i shtuar 17.02.2012


Llogaritja dinamike e gazit termik të motorit. Koordinimi i funksionimit të kompresorit dhe turbinës. Llogaritja e gazit dinamik të një turbine boshtore në një kompjuter. Profilizimi i tehut të rotorit të turbinës me presion të lartë. Përshkrimi i dizajnit të motorit, llogaritja e forcës së diskut të turbinës.

tezë, shtuar 22.01.2012


Përzgjedhja dhe justifikimi i fuqisë dhe shpejtësisë së rrotullimit të makinës së turbinës me gaz: llogaritja termogazdinamike e motorit, presioni në kompresor, koordinimi i parametrave të kompresorit dhe turbinës. Llogaritja dhe profilizimi i rrjetave të profilit të shtytësit të turbinës.

punim afatshkurtër, shtuar 26.12.2011


Profilizimi i tehut të fazës së parë të kompresorit me presion të lartë. Llogaritja kompjuterike e tehut të turbinës. Dizajni i dhomës së djegies. Llogaritja e gazit dinamik të grykës. Formimi i të dhënave fillestare. Profilizimi kompjuterik i grykës së ejektorit.

Modeli i shërbimeve bën të mundur rritjen e efikasitetit të motorit të anashkalimit turbojet (TJE) duke ftohje të garantuar të fazës së fundit të turbinës në modalitetet maksimale (për shembull, në modalitetin e ngritjes) dhe duke rritur efikasitetin në mënyrat e lundrimit. Sistemi i ftohjes së fazës së fundit të turbinës boshtore me presion të ulët të motorit turbojet përmban një marrje ajri nga qarku i jashtëm i motorit dhe, përveç kësaj, një marrje ajri pas një prej fazave të ndërmjetme të kompresorit. Sistemi i ftohjes është i pajisur me një pajisje për rregullimin e furnizimit me ajër në zgavrën ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut të turbinës së fazës së fundit. Pajisja e kontrollit përmban një unazë rrotulluese me një makinë. Unaza rrotulluese është në kontakt me murin fundor të mbështetëses së turbinës. Ka dy vrima në murin fundor të mbështetëses. Njëra vrimë është e lidhur me zgavrën unazore të mbështetjes së turbinës së fazës së fundit, dhe tjetra - me zgavrën e kolektorit të ajrit të vendosur në zgavrën unazore të mbështetjes së turbinës. Unaza rrotulluese e pajisjes së kontrollit është e pajisur me një vrimë eliptike të vendosur me mundësinë e komunikimit të alternuar me njërën nga dy vrimat përmes murit fundor të mbështetjes së turbinës.

Modeli i përdorimit lidhet me sistemet e ftohjes për elementët e motorit të avionit, dhe më saktë lidhet me sistemin e ftohjes së një turbine me presion të ulët (LPT) të një motori turbojet me anë të kalimit (TJE).

Ajri ftohës përdoret për të ftohur elementët e nxehtë strukturorë të motorëve turbojet.

I njohur është një sistem ftohjeje turbinash i një motori anashkalues ​​turbojet, në të cilin ajri i marrë nga faza e ndërmjetme ose e fundit e një kompresori me presion të lartë (HPC) përdoret për të ftohur fletët e turbinës (shih, për shembull, "Dizajni i një turbocharger TRDDF" , Shtëpia Botuese MAI, 1996, f. .27-28). Ajri ftohës i marrë nga HPC ka një presion mjaft të lartë (në krahasim me vendin e shkarkimit të tij në rrugën e rrjedhës së turbinës), i cili siguron furnizimin e tij të garantuar në të gjitha sipërfaqet ftohëse. Në këtë drejtim, efikasiteti i një sistemi të tillë ftohjeje është shumë i lartë.

Disavantazhi i përdorimit të një sistemi të tillë ftohjeje është zvogëlimi i shtytjes specifike në mënyrat maksimale dhe ekonomia në mënyrat e funksionimit të lundrimit. Kjo ulje ndodh për faktin se një pjesë e fuqisë së turbinës me presion të lartë, e cila përdoret për të ngjeshur ajrin e pompës me presion të lartë ftohës, humbet dhe nuk përdoret as për të rrotulluar kompresorin me presion të lartë (HPC) ose për të krijuar shtytje të motorit. Për shembull, kur shkalla e rrjedhës së fletëve të ftohjes së ajrit të pompës së karburantit me presion të lartë është ~ 5% e shpejtësisë së rrjedhës së ajrit në hyrje të HPC, dhe ajri merret nga faza e tij e fundit, humbjet e fuqisë mund të jenë ~ 5%, që është e barabartë me një ulje të efikasitetit të turbinës me të njëjtën sasi.

Më e afërta me zgjidhjen teknike të pretenduar është një sistem ftohjeje turbine i një motori anashkalues ​​turbojet, në të cilin ajri i marrë nga laku i jashtëm përdoret për të ftohur tehet e një turbine me presion të ulët (shih, për shembull, "Motor anashkalues ​​Turbojet me një pas djegies AL-31F" shtëpia botuese VVIA me emrin N.E. Zhukovsky, 1987, fq. 128-130). Turbina ftohet në të gjitha mënyrat e funksionimit të motorit. Me këtë variant të zgjedhjes së ajrit ftohës, fuqia shtesë e turbinës nuk konsumohet për ngjeshjen e saj në HPC, prandaj, një sasi më e madhe e energjisë potenciale të rrjedhës së gazit pas turbinës mund të shndërrohet në grykën e avionit në energjinë kinetike të avioni i shkarkimit, i cili, nga ana tjetër, do të çojë në një rritje të shtytjes së motorit dhe efikasitetit të tij.

Disavantazhi i përdorimit të një sistemi të tillë ftohjeje është një rënie në efikasitetin e ftohjes për shkak të presionit të pamjaftueshëm të ajrit të marrë nga kanali i qarkut të ajrit të jashtëm të ftohjes në mënyrat e funksionimit të motorit afër maksimumit (për shembull, mënyra e ngritjes). Në mënyrat e treguara të funksionimit, raporti i presioneve në kanalin e qarkut të jashtëm dhe në daljen e turbinës me presion të ulët, i cili është optimal për efikasitetin e motorit (vlera maksimale e shtytjes specifike të motorit), është afër unitetit. Një rënie e tillë e presionit, duke marrë parasysh humbjet në kanalet e furnizimit dhe grykat, nuk është e mjaftueshme për zbatimin e ftohjes efektive të tehut të rotorit të pompës së karburantit me presion të lartë të motorit në këto mënyra.

Zgjidhjet e njohura teknike kanë aftësi të kufizuara, pasi ato çojnë në një ulje të efikasitetit të motorit.

Modeli i shërbimeve bazohet në detyrën e rritjes së efikasitetit të motorit turbojet me ftohje të garantuar të fazës së fundit të turbinës në mënyrat maksimale (për shembull, ngritje) dhe rritjen e efikasitetit në mënyrat e lundrimit.

Rezultati teknik është një rritje në efikasitetin e motorit turbofan.

Problemi zgjidhet nga fakti se sistemi i ftohjes së fazës së fundit të turbinës boshtore me presion të ulët të motorit by-pass turbojet përmban një marrje ajri nga qarku i jashtëm i motorit. Marrja e ajrit komunikon përmes zgavrave të shtyllave dhe zgavrës unazore të mbështetjes së turbinës së fazës së fundit, e pajisur me një mur në pjesën e përparme, me një zgavër ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut të turbinës dhe përmes një disku presioni me zgavrat e brendshme e teheve. Muri fundor i mbështetëses së turbinës ka vrima, dhe sipërfaqja e jashtme e strehës së turbinës së fazës së fundit është bërë si pjesë e sipërfaqes së brendshme të kanalit të konturit të jashtëm të motorit.

E reja në modelin e shërbimeve është se sistemi i ftohjes është i pajisur gjithashtu në hyrje me një marrje ajri pas një prej fazave të ndërmjetme të kompresorit, i lidhur me një tubacion me një kolektor ajri të zbrazët në dalje. Sistemi i ftohjes është i pajisur me një pajisje për rregullimin e furnizimit me ajër në zgavrën ngjitur me sipërfaqen e pasme të turbinës së fazës së fundit. Pajisja e kontrollit përmban një unazë rrotulluese me një makinë. Unaza rrotulluese është në kontakt me murin fundor të mbështetëses së turbinës. Ka dy vrima në murin fundor të mbështetëses. Njëra vrimë është e lidhur me zgavrën unazore të mbështetjes së turbinës së fazës së fundit, dhe tjetra - me zgavrën e kolektorit të ajrit të vendosur në zgavrën unazore të mbështetjes së turbinës. Unaza rrotulluese e pajisjes së kontrollit është e pajisur me një vrimë eliptike të vendosur me mundësinë e komunikimit të alternuar me njërën nga dy vrimat përmes murit fundor të mbështetjes së turbinës.

Sistemi i ftohjes së fazës së fundit të një turbine boshtore me presion të ulët të një motori by-pass turbojet në përputhje me modelin e deklaruar të shërbimeve siguron:

Furnizimi shtesë i sistemit të ftohjes në hyrje me një marrje ajri pas një prej fazave të ndërmjetme të kompresorit, i lidhur me një tubacion me një kolektor ajri të zbrazët në dalje, që komunikon me zgavrën, të sipërfaqes së pasme të diskut të turbinës së fundit stadi, siguron ftohje të garantuar në mënyrat maksimale, duke përfshirë ngritjen;

Furnizimi i sistemit të ftohjes me një pajisje për rregullimin e furnizimit me ajër në zgavrën ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut të fazës së fundit të turbinës nga faza e ndërmjetme e kompresorit ose nga qarku i jashtëm siguron efikasitetin e ftohjes së presionit të lartë. Tehu i rotorit të pompës së karburantit në të gjitha mënyrat e funksionimit të motorit. Pajisja e kontrollit ju lejon të kombinoni cilësitë pozitive të të dy sistemeve të ftohjes, domethënë, duke lidhur në mënyrë sekuenciale kanale të ndryshme për furnizimin e ajrit ftohës, është më racionale të sigurohet funksionimi dhe efikasiteti i sistemit të ftohjes së turbinës në të gjithë gamën e funksionimit të motorit. mënyrat dhe në këtë mënyrë përmirësojnë karakteristikat tërheqëse, ekonomike dhe burimore të motorit. Kështu, në modalitetin e ngritjes, pajisja e kontrollit lidhet në atë mënyrë që të sigurohet furnizimi i ajrit ftohës nga faza e ndërmjetme e kompresorit me një presion të mjaftueshëm për ftohje efikase të fazës së fundit të turbinës. Kjo bën të mundur ose rritjen e burimit të turbinës dhe të gjithë motorit në tërësi me një normë fikse të rrjedhës së ajrit ftohës, ose të zvogëlojë shkallën e rrjedhës së ajrit ftohës dhe në këtë mënyrë të rrisë karakteristikat tërheqëse të motorit. Ajri në kanalin e qarkut të jashtëm nuk ka presionin e tepërt të nevojshëm për ftohje efektive. Në modalitetin e lundrimit, pajisja e kontrollit siguron ajrin ftohës nga kanali i qarkut të jashtëm, ndërsa kanali i marrjes së ajrit nga kompresori është i mbyllur (ndërrimi i pozicionit të unazës kryhet nga një sinjal në varësi të shpejtësisë së rrotullimit të turbinës me presion të ulët të motorit nnd dhe temperaturës së frenimit të ajrit në hyrjen e motorit T * H). Për shkak të faktit se ajri ftohës nuk i nënshtrohet kompresimit në kompresor, fuqia e kërkuar e HPC zvogëlohet dhe energjia e lirë e lëngut të punës pas turbinës rritet; kjo çon në një rritje të shtytjes së motorit dhe efikasitetit të tij. Për më tepër, ajri nga kanali i qarkut të jashtëm ka një burim të madh ftohjeje, i cili do të lejojë ose të rrisë burimin e turbinës dhe të gjithë motorit në tërësi me një shpejtësi fikse të rrjedhës së ajrit ftohës, ose të zvogëlojë shpejtësia e rrjedhës së ajrit ftohës dhe në këtë mënyrë rrit më tej efikasitetin e motorit.

Kështu, problemi i paraqitur në modelin e shërbimeve është zgjidhur - rritja e efikasitetit të motorit turbojet me ftohje të garantuar të fazës së fundit të turbinës në mënyrat maksimale (për shembull, ngritje) dhe duke rritur efikasitetin në mënyrat e funksionimit të lundrimit në krahasim. me analoge të njohur.

Modeli aktual i përdorimit ilustrohet nga përshkrimi i mëposhtëm i detajuar i sistemit të ftohjes dhe funksionimit të tij duke iu referuar vizatimeve të paraqitura në FIGURAT 1-3, ku

1 tregon në mënyrë skematike një seksion gjatësor të fazës së fundit të një turbine boshtore me presion të ulët të një motori by-pass turbojet dhe sistemin e tij të ftohjes;

figura 2 është një pamje A në figurën 1;

figura 3 - seksioni b-b në figurën 2.

Sistemi i ftohjes së fazës së fundit të turbinës boshtore me presion të ulët të motorit të anashkalimit turbojet përmban (shih Fig. 1) një marrjen 1 të ajrit nga qarku i jashtëm 2 i motorit. Hyrja e ajrit 1 komunikon me zgavrën 3 ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut të turbinës 4 përmes zgavrave 5 të shiritave 6 dhe zgavrës unazore 7 të mbështetjes së turbinës së fazës së fundit, e pajisur me murin e fundit të përparmë 8 me vrima 9 (shih Fig. 2, 3) të turbinës dhe përmes kanaleve 10 në diskun 4 me zgavrat e brendshme të fletëve 11.

Sistemi i ftohjes së fazës së fundit të një turbine boshtore me presion të ulët të një motori bypass turbojet përfshin më tej një hyrje ajri në hyrjen pas njërës prej fazave të ndërmjetme të kompresorit (në Fig. 1, fazat e marrjes së ajrit dhe të ndërmjetme të kompresorit janë nuk tregohet). Ky marrje ajri është i lidhur me një tubacion 12 me një kolektor ajri të zbrazët 13 në daljen ngjitur me murin fundor 8 të mbështetëses së turbinës me vrima 14 (shih Fig. 2, 3).

Për më tepër, sistemi i ftohjes është i pajisur me një pajisje për rregullimin e furnizimit me ajër në zgavrën 3, ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut 4 të turbinës së fazës së fundit. Pajisja e kontrollit është bërë në formën e një unaze rrotulluese 15 (shih Fig. 1-3) me një makinë (makina nuk tregohet) në kontakt me murin fundor 8 të mbështetjes së turbinës, ku vrima 9 siguron komunikimin e zgavra 3 me zgavrën unazore 7 dhe vrima 14 siguron komunikimin e zgavrës 3 me zgavrën 16 të kolektorit të ajrit 13 të vendosur në zgavrën unazore 7 të mbështetëses së turbinës. Lëvizja e unazës rrotulluese 15 mund të bëhet, për shembull, në formën e një motori pneumatik ose një makinë të llojit të ngjashëm. Unaza rrotulluese 15 e pajisjes së kontrollit ka një vrimë eliptike të kalimit 17, e cila lejon komunikim alternativ me vrimat kalimtare 9, 14 në murin fundor 8 të mbështetësit të turbinës.

Sistemi i propozuar i ftohjes përmban një hyrje ajri a (në figurën 1 marrja e ajrit nuk tregohet) pas njërës prej fazave të ndërmjetme të kompresorit, një hyrje ajri 1 b nga kanali i qarkut të jashtëm 2. Funksionimi i sistemit të furnizimit me ajër ftohës përshkruhet më poshtë.

Sistemi i ftohjes së fazës së fundit të një turbine me rrjedhje boshtore me presion të ulët të një motori by-pass turbojet funksionon si më poshtë. Unaza 15 mund të jetë në dy pozicione. Kur unaza 15 kthehet në pozicionin I (shih Fig. 2) (mënyra e ngritjes së funksionimit të motorit), ajri a rrjedh përmes tubit 12, nën ndikimin e një ndryshimi presioni, përmes kolektorit të ajrit 13, vrimës 14 në muri 8 dhe vrima 17 në unazën 15 në zgavrën 3 ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut 4. Në këtë rast, kalimi në zgavrën e ajrit 3 b bllokohet nga unaza 15. Kur unaza 15 kthehet në pozicioni II (nuk tregohet) (modaliteti i lundrimit), vrima 17 rrotullohet në atë mënyrë që vrima 14 të bllokohet nga unaza 15 dhe ajri b hyn në zgavrën 3 përmes hapjes 9 dhe hapjes 17 në unazën 15 . Në këtë rast, ajri i marrë pas fazës së ndërmjetme të kompresorit nuk hyn në zgavrën 3.

Unaza 15 kalohet në pozicionin I ose II nga një sinjal në varësi të shpejtësisë n të boshtit të turbinës me presion të ulët të motorit dhe temperaturës së frenimit të ajrit në hyrjen e motorit T * H. Në vlera të larta të parametrit ( funksionimi i motorit të ngritjes), unaza 15 është në pozicionin I, në vlera të ulëta të parametrit (lundrim) - në pozicionin II.

Zbatimi i sistemit të ftohjes në përputhje me zgjidhjen teknike të deklaruar lejon të sigurojë ftohjen e nevojshme të fazës së fundit të turbinës me presion të ulët në të gjitha mënyrat e funksionimit të motorit, duke rritur efikasitetin dhe ekonominë e funksionimit të tij.

Sistemi i ftohjes së fazës së fundit të një turbine me rrjedhje boshtore me presion të ulët të një motori by-pass turbojet, që përmban një marrje ajri nga qarku i jashtëm i motorit, që komunikon përmes zgavrave të shiritave dhe zgavrës unazore të fundit Mbështetja e turbinës së skenës, e pajisur me një mur në skajin e përparmë, me një zgavër ngjitur me sipërfaqen e pasme të diskut të turbinës dhe përmes një koke presioni një disk me zgavrat e brendshme të fletëve, ku muri fundor i mbështetësit të turbinës ka vrima, karakterizohet nga fakti se sistemi i ftohjes është i pajisur gjithashtu në hyrje me një marrje ajri pas një prej fazave të ndërmjetme të kompresorit të lidhur nga një tubacion me një kolektor ajri të zbrazët në dalje, dhe një pajisje për rregullimin e furnizimit me ajër në zgavrën, ngjitur me sipërfaqja e pasme e turbinës së fazës së fundit, ku pajisja e kontrollit është bërë në formën e një unaze rrotulluese me një makinë në kontakt me murin fundor të mbështetëses së turbinës, dy vrima bëhen në murin fundor të suportit, ku një vrima është e lidhur me unazën me zgavrën e mbështetëses së turbinës së fazës së fundit, dhe tjetrën me zgavrën e kolektorit të ajrit të vendosur në zgavrën unazore të mbështetëses së turbinës, unaza rrotulluese e pajisjes së kontrollit është e pajisur me një vrimë eliptike të kalimit të vendosur me mundësi të komunikimit në mënyrë të alternuar me njërën nga dy vrima përmes vrimave të murit fundor të mbështetëses së turbinës.