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

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя. Безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12° содержит перфорированные внешнюю и внутреннюю стенки. Закрутка потока, имеющаяся за рабочим колесом турбины высокого давления, преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре. Закрутка преобразована за счет профилирования ступени турбины высокого давления и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручиваюшего устройства полной высоты. Изобретение позволяет снизить потери в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя.

Уровень техники

Авиационные газовые турбины двухконтурных двигателей предназначены для привода компрессоров. Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления, а турбина низкого давления предназначена для привода компрессора низкого давления и вентилятора. В авиационных двигателях пятого поколения массовый расход рабочего тела через внутренний контур в несколько раз меньше расхода через внешний контур. Поэтому турбина низкого давления по своей мощности и радиальным размерам в несколько раз превышает турбину высокого давления, а частота ее вращения в несколько раз меньше частоты вращения турбины высокого давления.

Такая особенность современных авиационных двигателей конструктивно воплощается в необходимости выполнения переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, который является кольцевым диффузором.

Жесткие ограничения по габаритным и массовым характеристикам авиационного двигателя применительно к переходному каналу выражаются в необходимости выполнять канал относительно короткой длины, с высокой степенью диффузорности и явно отрывным эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора. Под степенью диффузорности понимается отношение выходной площади поперечного сечения ко входной. Для современных и перспективных двигателей степень диффузорности имеет значение, близкое к 2. Под эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора понимается угол раскрытия плоского диффузора, имеющего такую же длину, как и кольцевой конический диффузор, и такую же степень диффузорности. В современных авиационных ГТД эквивалентный угол раскрытия плоского диффузора превышает 10°, в то время как безотрывное течение в плоском диффузоре наблюдается только при угле раскрытия не более 6°.

Поэтому все выполненные конструкции переходных каналов характеризуются высоким коэффициентом потерь, из-за отрыва пограничного слоя от стенки диффузора. На фигуре 1 приведена эволюция основных параметров переходного канала фирмы Дженерал Электрик. На фигуре 1 по горизонтальной оси отложена степень диффузорности переходного канала, по вертикальной оси эквивалентный угол раскрытия плоского диффузора. Из фигуры 1 видно, что первоначально высокие значения эффективного угла раскрытия (≈12°) эволюционируют к значительно более низким значениям, что связано только лишь с высоким уровнем потерь. По результатам исследований кольцевого диффузора со степенью раскрытия 1,6 и эффективным углом раскрытия плоского диффузора 13,5° коэффициент потерь менялся в пределах от 15% до 24% в зависимости от закона распределения закрутки по высоте канала .

Аналоги изобретения

Отдаленными аналогами изобретения являются диффузоры, описанные в патентах US 2007/0089422 A1, DAS 1054791. В этих конструкциях для предотвращения отрыва потока от стенки диффузора используется отсос пограничного слоя из сечения, расположенного посередине канала с выбросом отсасываемого газа в сопло. Однако указанные диффузоры не являются переходными каналами между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления.

Краткое описание чертежей

Не являющиеся ограничивающими примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает эволюцию проточной части межтурбинного переходного канала у ТРДД фирмы General Electric,

фиг.2 изображает зависимость потерь кинетической энергии потока в канале от интегрального параметра закрутки потока Ф ¯ С Т в виде линейной аппроксимации, где ν=0 - равномерная по высоте закрутка потока; ν=-1 - увеличивающаяся по высоте закрутка потока; ν=1 - уменьшающаяся по высоте закрутка потока; у=-1,36Ф ст +0,38 - аппроксимационная зависимость, соответствующая коэффициенту достоверности R=0,76,

фиг.3 изображает экстраполяцию потерь отрыва в кольцевом диффузоре от величины пристеночной закрутки,

фиг.4 изображает схему переходного канала,

фиг.5 изображает схему перфорации,

фиг.6 изображает схему устройства силовой стойки с подводящим каналом.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании переходного канала со степенью раскрытия более чем 1,6 и с эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора, превышающего 12°, течение в котором было бы безотрывным, а уровень потерь соответственно минимально возможным. Предлагается возможным снизить коэффициент потерь с 20-30% до 5-6%.

Поставленная задача решается:

1. На основе трансформации имеющейся закрутки за турбиной высокого давления на входе в кольцевой диффузор в направлении ее усиления на внутренней и внешней стенке канала и ослабления в середине канала.

2. На основе переменной по длине перфорации внутренних и внешних стенок кольцевого диффузора, адаптированной к местной структуре турбулентности.

3. На основе отсоса пограничного слоя из зоны возможного отрыва потока от стенок диффузора.

В связи с чем предлагается безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12°, содержащий внешнюю стенку и внутреннюю стенку. Внешняя и внутренняя стенка перфорированы, а имеющаяся за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) закрутка преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре. Закрутка преобразована за счет профилирования ступени турбины высокого давления (ТВД) и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручивающего устройства полной высоты.

Преобразованная закрутка ограничена достижением интегрального параметра закрутки до уровня Ф ст =0,3-0,35. Секция перфорации, расположенная на расстоянии 0,6-0,7 длины переходного канала от входного сечения, соединена с полостью в силовых стойках, имеющих щели на 80% высоты стоек симметрично геометрической середины канала, а щели расположены вблизи входной кромки.

Как известно, газ движется в диффузоре по инерции в сторону роста давления, а отрыв (отслоение) потока от стенок физически обусловлен недостаточной инерционностью внутренних пристеночных слоев пограничного слоя. Пункты 1, 2 призваны увеличить инерционность движения пристеночного потока газа за счет увеличения скорости движения, а соответственно его кинетической энергии.

Наличие закрутки в пристеночном потоке газа увеличивает скорость движения, а значит и его кинетическую энергию. В результате увеличивается устойчивость потока к отрыву (отслоению от стенок), а потери снижаются. На фигуре 2 приведены результаты опытного исследования кольцевого диффузора со степенью раскрытия 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора 13,5°. По вертикальной оси представлен коэффициент потерь, определяемый традиционным образом: отношение потерь механической энергии в диффузоре к кинетической энергии газового потока на входе в диффузор. По горизонтальной оси представлен интегральный параметр закрутки, определяемый следующим образом:

Ф с т = Ф в т + Ф п е р Ф. ,

где Ф. = 2 π ∫ R R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2)

Интегральный параметр закрутки на входе в канал, ρ - плотность, w - осевая скорость, u - окружная скорость, r - текущий радиус, R - радиус с внутренней образующей диффузора, Н - высота канала, Ф вт - интегральный параметр закрутки, рассмотренный в диапазоне высот от 0% до 5% от втулочного сечения, т.е.

Ф в т = 2 π ∫ R R + 0,05 H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) ;

Ф пер - тот же параметр, но в диапазоне высот от 95% до 100% от втулочного сечения, т.е.

Ф п е р = 2 π ∫ R + 0,95 H R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) .

Как видно из фигуры 2, потери в переходном канале снижаются по мере увеличения доли пристеночной закрутки.

На фигуре 3 представлена линейная экстраполяция зависимости ξ (Ф ст) до уровня потерь трения в эквивалентном канале постоянного сечения. В этом случае на долю пристеночной закрутки (10% от высоты канала) должно приходиться примерно 30% закрутки потока.

Как известно, при турбулентном режиме течения в каналах, непосредственно вблизи стенки имеет место ламинарный режим течения из-за невозможности поперечного пульсационного движения. Толщина ламинарного подслоя составляет примерно 10 μ ρ τ с т. В последнем выражении µ - динамическая вязкость, τ ст - напряжение трения на стенке. Как известно, напряжение трения быстро убывает вдоль диффузора, а в точке отрыва оно вообще равно нулю. Поэтому толщина ламинарного подслоя в переходном канале со сплошной стенкой стремительно нарастает по ходу потока. Соответственно увеличивается толщина пристеночного слоя течения с малым уровнем кинетической энергии.

Перфорация внутренней и внешней стенок переходного канала делает возможным поперечное пульсационное движение на любом расстоянии от перфорированной стенки. Поскольку в турбулентном течении продольное пульсационное течение статистически связано с поперечным, то перфорация позволяет увеличить зону собственно турбулентного течения. Чем выше степень перфорации стенки, тем тоньше ламинарный подслой, тем выше скорость движения газа в пристеночном слое, тем выше кинетическая энергия пристенного потока и его стойкость к отрыву (отслоению от стенки).

Описание конструкции переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления

Переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) внутреннего контура двухконтурного турбореактивного двигателя (Фиг.4) является кольцевым диффузором, имеющим внутреннюю стенку 1 и внешнюю стенку 2. Внутренняя и внешняя стенки на стыке с ТВД и ТНД имеют определенные радиусы сопряжения.

Через переходный канал проходят силовые стойки 3, которые обеспечивают смазку, суфлирование и охлаждение опор роторов ТВД и ТНД. Стойки 3 имеют в поперечном сечении несимметричный аэродинамический профиль, обеспечивающий раскрутку потока в центре канала и подкрутку потока у стенок канала до уровня Ф ст =0,3-0,35.

Стенки 1 и 2 перфорированы (Фиг.5). Во избежание перетекания рабочего тела в перфорациях, части перфорации 4 изолированы друг от друга поперечными стенками 5.

Из секции перфорации 9, расположенной на расстоянии 0,6-0,7 от входа в диффузор, организован отсос и удаление через подводящий канал 6 в щели 7 стоек 3. Удаление отсосанной части пограничного слоя производится через щели, расположенные вблизи кромки профиля стоек в зоне минимума местного статического давления. В канале, соединяющем полость 9 с полостью стоек 3, установлены мерные шайбы 8, регулирующие расход газа.

За рабочим колесом ТВД 11 установлен подкручивающий аппарат 12, увеличивающий закрутку потока у стенок. Высота лопаток аппарата 12 составляет 10% от высоты канала на входе. При необходимости подкручивающий аппарат 12 может быть преобразован в раскручивающе-подкручивающий аппарат, расположенный по всей высоте канала. Центральная часть аппарата раскручивает поток, а пристеночная подкручивает, так что в результате закрутки потока на входе в диффузор составляет Ф ст =0,3-0,35.

В том случае, если безотрывное течение в диффузоре достигается только лишь за счет профилирования соплового аппарата 10 и рабочего колеса 11 ТВД и закручивающе-раскручивающего воздействия силовых стоек 3, закручивающее устройство 12 и щели 7 с каналом 6 отсутствуют.

Осуществление изобретения

Безотрывный режим течения в переходном канале достигается закруткой потока в пристеночных зонах течения, раскруткой потока в центре, перфорацией меридиональных образующих переходного канала, отсосом пограничного слоя.

Особенности организации рабочего процесса в современных ГТД таковы, что за турбиной высокого давления имеет место закрутка потока порядка 30-40°. Высокий уровень закрутки у внутренней и наружной стенки (на расстоянии 5% от высоты канала) следует сохранить, а если это необходимо - усилить за счет профилирования ступени и если необходимо - за счет установки закручивающего лопаточного аппарата на входе в переходный канал. Закрутку потока на высотах от 5% от втулочного сечения до 95% от того же сечения следует уменьшить как за счет профилирования ступени, так и за счет раскручивания потока силовыми стойками, конструктивно проходящими через канал. При необходимости, добиться нужной раскрутки потока следует установкой дополнительного раскручивающего лопаточного аппарата на входе в переходный канал. Раскрутка потока в центральной части канала призвана снизить радиальный градиент статического давления и уменьшить интенсивность вторичных течений, утолщающих пограничный слой и уменьшающих его стойкость к отрыву. Величина относительной пристеночной закрутки должна быть по возможности приближена к значению 0,3-0,35.

Поскольку установка дополнительного лопаточного аппарата связана с появлением потерь в этом аппарате, то его следует устанавливать только в том случае, если уменьшение коэффициента потерь в переходном канале заметно превышает величину потерь в дополнительном закручивающем и раскручивающем устройстве. Как вариант возможна установка дополнительного закручивающего аппарата на втулке и периферии ограниченного высотами от 5% до 10% Н (Фиг.4).

Перфорация меридиональных образующих переходного канала изменяет режим течения в ламинарном подслое на турбулентный. Экстраполяция логарифмического профиля скорости на область ламинарного подслоя до расстояния от твердой стенки, равного 8% толщины ламинарного подслоя, дает для величины скорости значение τ с т ρ 6,5 , что всего лишь в 2 раза меньше скорости на границе ламинарного подслоя, в то время как как скорость течения собственно в ламинарном подслое (на этом расстоянии) в 4 раза меньше, а удельная кинетическая энергия в 16 раз меньше.

Экстраполяция логарифмического закона распределения скоростей, характерного сугубо для турбулентного режима течения на область ламинарного подслоя, предполагает полную свободу для перемещения турбулентных вихрей. Такая возможность существует при двух условиях: 1) степень перфорации твердой поверхности близка к 100%;

2) турбулентные вихри всех размеров в данном сечении имеют полную свободу для перемещений в поперечном направлении.

Реально эти условия недостижимы в полном объеме, но практически можно близко к ним подойти. В результате скорость движения у перфорированной поверхности будет в разы выше скорости движения на том же расстоянии от стенки у сплошной поверхности. При этом плотность расположения элементов перфорации и ее структура должны быть согласованы с максимумом энергетического спектра турбулентных пульсаций в отношении их линейного размера для данного сечения переходного канала.

Плотность перфорации (отношение площади перфорации к общей площади) следует выдерживать максимально возможной по конструктивным и жесткостным соображениям.

Структура перфорации адаптирована к линейному размеру энергосодержащих вихрей местной турбулентности, определяемому высотой переходного канала и его средним радиусом в данном сечении. В качестве модели структуры перфорации может быть принята следующая модель:

d min =(0,2-0,5)l э (R, II);

d max =(1,5-2)l э (R, II);

d ¯ = (0,6 − 0,8) ;

d min ¯ = (0,2 − 0,3) ;

d max ¯ = (0,1 − 0,2) ;

d min - минимальный диаметр перфорации; d=l э (R, II) - основной диаметр перфорации, равный линейному размеру энергосодержащих вихрей турбулентной структуры; d max - максимальный диаметр перфорации; d ¯ = S d S - доля основного размера перфорации; S d - площадь перфорации, выполненная по размеру d=(l э (R, II); S - общая площадь перфорации; d min ¯ = S d min S - доля минимального размера перфорации; S dmin - площадь перфорации, выполненная по размеру d min ; d max ¯ = S d max S - доля максимального размера перфорации; S dmax - площадь перфорации, выполненная по размеру d max (Фиг.5).

Размер энергосодержащих вихрей l э (R, II) определяется расчетным путем в зависимости от принятой модели турбулентности.

В переходных каналах с очень большой степенью расширения (n>2) и очень большим эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора (α экв >17°) максимально достижимой пристеночной закруткой (Ф ст ≈0,3) и максимально достижимой и должным образом структурированной перфорации (S ¯ ≈ 0,8 , где S ¯ = S п е р S , S пер - общая площадь перфорированной поверхности, S - суммарная площадь меридиональных обводов) может не хватить для организации безотрывного течения по всей длине переходного канала. В этом случае возможный отрыв на последней трети длины диффузора следует предотвратить путем отсоса пограничного слоя через часть перфорации. Удаление отсасываемого газа следует организовать в центральную часть канала через соответствующие отверстия в силовых стоках, которые расположены вблизи входной кромки профиля стенок, т.е. там, где местное статическое давление минимально. Площадь части перфорации 9, работающей на отсос, и площади проходных сечений в стойках 7 должны быть согласованны между собой.

Полость в силовых стойках имеет щели, расположенные вблизи входной кромки, вертикальная протяженность которых может достигать 0,8 от высоты стоек. Щели расположены симметрично относительно середины канала. Совокупность полостей и каналов, связанная с перфорацией и щелями в силовых стойках, организует отсос пограничного слоя в переходном канале.

Организация отсоса пограничного слоя целесообразна только в том случае, если потери смешения при вдуве отсосанного газа на вход в переходный канал меньше величины уменьшения потерь в диффузоре в связи с отсосом.

Список использованной литературы

1. Гладков Ю.И. Исследование переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД [Текст]: автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук 05.07.05 / Ю.И.Гладков - Рыбинская государственная авиационная технологическая академия имени П.А.Соловьева. - 2009 - 16 с.

2. Шлихтинг, Г. Теория пограничного слоя [Текст] / Г.Шлихтинг. - М.: Наука, 1974. - 724 с.

1. Безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12°, содержащий внешнюю стенку и внутреннюю стенку, отличающийся тем, что внешняя и внутренняя стенка перфорированы, а имеющиеся за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) закрутка преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре за счет профилирования ступени турбины высокого давления (ТВД) и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручивающего устройства полной высоты.

2. Канал по п.1, отличающийся тем, что преобразованная закрутка ограничена достижением интегрального параметра закрутки до уровня Ф ст =0,3-0,35.

3. Канал по п.1, отличающийся тем, что секция перфорации, расположенная на расстоянии 0,6-0,7 длины переходного канала от входного сечения, соединена с полостью в силовых стойках, имеющих щели на 80% высоты стоек симметрично геометрической середины канала, а щели расположены вблизи входной кромки.

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно для сбросных систем пара тепловых электрических станций, например, выбросам пара при срабатывании главных предохранительных клапанов котлов, продувок пароперегревателей, растолок котлов и котлов-утилизаторов при расходах сбрасываемого пара более 30 т/ч и степени нерасчетности недорасширенной струи пара n=pa/pc>1, где pa - давление атмосферного воздуха, pc - статическое давление пара на срезе выхлопного трубопровода

Выхлопное устройство турбомашины содержит корпус с входным отверстием, расположенным вокруг оси вращения турбины, диффузор, расположенное в наружной стенке корпуса выходное отверстие и дополнительную перегородку. Диффузор включает осевую и радиальную части, образованные соответственно внутренней и наружной трактовыми стенками, расположенными внутри корпуса вокруг оси вращения турбины. Дополнительная перегородка выполнена внутри корпуса устройства в плоскости, перпендикулярной оси вращения турбины, с периметром равным периметру параллельных ей стенок корпуса устройства. В дополнительной перегородке выполнено коаксиально оси вращения турбины отверстие, диаметр которого равен максимальному диаметру наружной трактовой стенки радиальной части диффузора. В нижней части дополнительной перегородки выполнены симметрично и «зеркально», относительно вертикальной оси указанной перегородки сквозные пазы. По периметру сквозных пазов неподвижно и герметично установлены полые короба, выполненные в виде усеченных пирамид с двумя криволинейными гранями. Меньшие по площади основания указанных усеченных пирамид направлены в сторону турбины устройства, пространство от верхней кромки дополнительной перегородки до верхней кромки стенки корпуса, содержащей входное отверстие устройства, закрыто герметичной плоской стенкой. Изобретение позволяет повысить эффективность устройства и к.п.д. газотурбинной установки. 3 ил.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура. Контура образованы передними и задними лопатками, размещенными между стойками со смещением относительно друг друга. Средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси. Средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины. Лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное 0,03÷0,15 длины хорды передней лопатки. По длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него. Количество контуров установленных между стойками определено зависимостью защищаемой настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия последней ступени турбины, а также уменьшить закрутку выходящего потока. 3 ил.

Изобретение относится к выхлопным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой. Выхлопное устройство содержит диффузор, переходник с разделяющими поток ребрами и шумоглушитель кассетного типа, размещенный под углом 30-60° к оси переходника. Каждая из кассет шумоглушителя состоит из силового каркаса, обшитого листами, полость между которыми заполнена звукопоглощающим материалом. Со стороны наклоненной к диффузору кассеты обшиты перфорированным листом, а с противоположной стороны - цельным. Изобретение позволяет повысить эффективность снижения шума в выходном устройстве за счет обеспечения равномерного движения потока. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в выхлопном тракте газоперекачивающего агрегата или газотурбинной электростанции. Диффузор выхлопного тракта газотурбинной установки содержит обечайку с фланцами, кожух, охватывающий обечайку и звукоизоляцию, размещенную между обечайкой и кожухом. Обечайка выполнена из подвижных, телескопически соединенных частей с ограничителями перемещений. Кожух образован эластичным материалом, например тканью «Атом», закрепленным на обечайке. Изобретение позволит повысить надежность работы конструкции диффузора, а также снизить его металлоемкость. 3 ил.

Выпускной патрубок для использования с турбиной, включающей множество ступеней, выполнен с возможностью направления пара из турбины в конденсатор и содержит опорный конус, окружающий ротор турбины, направляющую и колпак направляющей. Направляющая расположена радиально снаружи опорного конуса, при этом направляющая и опорный конус выполнены с возможностью направления текучей среды из турбины. Колпак направляющей проходит от края и задней поверхности направляющей к турбине и содействует предотвращению образования вихрей текучей среды в выпускном патрубке. Другое изобретение группы относится к паровой турбине, включающей указанный выше выпускной патрубок. Группа изобретений позволяет увеличить производительность турбины. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к энергетике. Часть низкого давления паровой турбины, включающая регулирующий орган на входе, группу ступеней с промежуточными камерами и выхлопной патрубок, соединенный с конденсатором, разделенным трубной системой на входной и выходной объемы, при этом выходной объем конденсатора соединен с промежуточной камерой, например, перед последней ступенью, посредством перепускной трубы с клапаном. Заявляемое техническое решение основано на особенности работы последней ступени низкого давления при малых расходах пара, когда ее рабочее колесо не вырабатывает мощности, а получает ее от ротора, затрачивая на перекачку пара в сторону выхлопа. При таком «компрессорном» режиме работы давление перед последней ступенью оказывается ниже, чем в конденсаторе. Это позволяет направить в камеру перед последней ступенью пар, охлажденный трубной системой конденсатора при протекании из его входного объема в выходной объем. Заявленное изобретение позволяет повысить надежность и экономичность паровой турбины при малых расходах пара через группу ступеней части низкого давления за счет снижения вентиляционного нагрева проточной части и устранения его последствий без использования охлаждающих впрысков влаги, усиливающих эрозию, и без увеличения расхода рабочего пара, сокращающего отпуск тепла и электроэнергии. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным. Внутренний ярус образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины. Внешний ярус образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины. Уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо. Внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью. Между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора. Рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы отношение внутреннего диаметра на выходе из проточной части турбины к диаметру рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения составляло 1,05 1,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины низкого давления газотурбинного двигателя. 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2507401

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известна турбина низкого давления газотурбинного двигателя с задней опорой, в которой лабиринтное уплотнение, отделяющее заднюю разгрузочную полость турбины от проточной части на выходе из турбины, выполнено в виде одного яруса. (С.А.Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.209).

Недостатком известной конструкции является низкая стабильность давления в разгрузочной полости турбины из-за нестабильной величины радиальных зазоров в лабиринтном уплотнении, особенно на переменных режимах работы двигателя.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбина низкого давления газотурбинного двигателя, включающая ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами лабиринта, установленными на задней опоре статора (патент US № 7905083, F02K 3/02, 15.03.2011).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенная величина осевой силы ротора турбины, что снижает надежность турбины и двигателя в целом из-за низкой надежности радиально-упорного подшипника, воспринимающего повышенную осевую силу ротора турбины.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины низкого давления газотурбинного двигателя за счет снижения величины осевой силы ротора турбины и обеспечения стабильности осевой силы при работе на переходных режимах.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления газотурбинного двигателя, включающей ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение, выполненное с внутренним и внешним фланцами, установленными на задней опоре статора, лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным, при этом внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины, а внешний ярус лабиринтного уплотнения образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины, причем уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, а внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью, при этом между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора, а рабочая поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

где D - внутренний диаметр на выходе из проточной части турбины,

Выполнение лабиринтного уплотнения на выходе из турбины низкого давления двухъярусным, располагая ярусы уплотнения таким образом, что внутренний ярус образован двумя направленными к оси турбины уплотнительными гребешками лабиринта и направленной к проточной части турбины рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, а внешний ярус образован направленными к проточной части турбины уплотнительными гребешками лабиринта и направленными к оси турбины рабочими поверхностями внешнего фланца лабиринтного уплотнения, позволяет обеспечить надежную работу лабиринтного уплотнения на переходных режимах работы турбины, что обеспечивает стабильность осевой силы, действующей на ротор турбины, и повышает ее надежность.

Выполнение уплотнительных гребешков лабиринта внутреннего яруса уплотнения с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, обеспечивает снижение вибронапряжений в лабиринте и уменьшение радиальных зазоров между гребешками лабиринта и фланцами лабиринтного уплотнения.

Выполнение внешнего фланца лабиринтного уплотнения с наружной замкнутой воздушной полостью, а также размещение между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения кольцевой заградительной стенки, установленной на задней опоре статора, позволяет существенно снизить темп нагрева и охлаждения внешнего фланца лабиринтного уплотнения на переходных режимах, приблизив его таким образом к темпу нагрева и охлаждения внешнего яруса лабиринтного уплотнения, что обеспечивает стабильность радиальных зазоров между статором и ротором в уплотнении и повышает надежность турбины низкого давления за счет поддержания стабильного давления в разгрузочной затурбинной полости.

Выбор соотношения D/d=1,05 1,5 обусловлен тем, что при D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

При D/d>1,5 снижается надежность газотурбинного двигателя за счет снижения осевой разгрузочной силы, действующей на ротор турбины низкого давления.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Турбина 1 низкого давления газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 и статора 3 с задней опорой 4. Для уменьшения осевых усилий от газовых сил, действующих на ротор 2 на его выходе, между диском последней ступени 5 ротора 2 и задней опорой 4 выполнена разгрузочная полость 6 повышенного давления, которая надувается воздухом из-за промежуточной ступени компрессора (не показано) и отделена от проточной части 7 турбины 1 двухъярусным лабиринтным уплотнением, причем лабиринт 8 уплотнения зафиксирован резьбовым соединением 9 на диске последней ступени 5 ротора 2, а внутренний фланец 10 и внешний фланец 11 лабиринтного уплотнения закреплены на задней опоре 4 статора 3. Внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован рабочей поверхностью 12 внутреннего фланца 10, направленной (обращенной) в сторону проточной части 7 турбины 1, и двумя уплотнительными гребешками 13, 14 лабиринта 8, направленными к оси 15 турбины 1. Внутренние стенки 16,17 соответственно гребешков 13, 14 выполнены параллельными между собой. Между внутренними стенками 16 и 17 установлено демпфирующее кольцо 18, способствующее снижению вибронапряжений в лабиринте 8 и уменьшению радиальных зазоров 19 и 20, соответственно, между лабиринтом 8 ротора 2 и фланцами 10, 11. Внешний ярус лабиринтного уплотнения образован рабочей поверхностью 21 внешнего фланца 11, направленной (обращенной) в сторону оси 15 турбины 1, и уплотнительными гребешками 22 лабиринта 8, направленными к проточной части 7 турбины 1. Внешний фланец 11 лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью 23, ограниченной с внешней стороны стенкой 24 внешнего фланца 11. Между стенкой 24 внешнего фланца 11 лабиринтного уплотнения и проточной частью 7 турбины 1 размещена кольцевая заградительная стенка 25, установленная на задней опоре 4 статора 3 и предохраняющая внешний фланец 11 от высокотемпературного газового потока 26, протекающего в проточной части 7 турбины 1.

Рабочая поверхность 12 внутреннего фланца 10 лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

где D - внутренний диаметр проточной части 7 турбины 1 (на выходе из проточной части 7);

d - диаметр рабочей поверхности 12 внутреннего фланца 10 лабиринтного уплотнения.

Работает устройство следующим образом.

При работе турбины 1 низкого давления на температурное состояние внешнего фланца 11 лабиринтного уплотнения может оказывать влияние изменение температуры газового потока 26 в проточной части 7 турбины 1, что могло бы существенно изменить радиальный зазор 19 и действующую на ротор 2 осевую силу вследствие изменения давления воздуха в разгрузочной полости 6. Однако этого не происходит, так как внутренний фланец 10 внутреннего яруса лабиринтного уплотнения недоступен воздействию газового потока 26, что способствует стабильности радиального зазора 20 между внутренним фланцем 10 и лабиринтными гребешками 13, 14, а также стабильности давления в полости 6 и стабильности осевой силы, действующей на ротор 2 турбины 1.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, включающая ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами, установленными на задней опоре статора, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным, при этом внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины, а внешний ярус лабиринтного уплотнения образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины, причем уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, а внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью, при этом между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора, а рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

D/d=1,05 1,5, где

D - внутренний диаметр на выходе из проточной части турбины,

d - диаметр рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения.

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

хорошую работу на сайт">

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

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Описание конструкции

турбина двигатель прочность силовой

1.1 АЛ-31Ф

АЛ-31Ф -- двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, общей для обоих контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом. Компрессор низкого давления осевой 3-ступенчатый с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА), компрессор высокого давления осевой 7-ступенчатый с регулируемым ВНА и направляющими аппаратами первых двух ступеней. Турбины высокого и низкого давления -- осевые одноступенчатые; лопатки турбин и сопловых аппаратов охлаждаемые. Основная камера сгорания кольцевая. В конструкции двигателя широко применяются титановые сплавы (до 35 % массы) и жаропрочные стали.

1.2 Турбина

Общие характеристики

Турбина двигателя осевая, реактивная, двухступенчатая, двухвальная. Первая ступень - турбина высокого давления. Вторая ступень - низкого давления. Все лопатки и диски турбины охлаждаемые.

Основные параметры (Н=0, М=0, режим «Максимальный») и материалы деталей турбины приведены в таблице 1.1 и 1.2.

Таблица 1.1

Параметр
Степень понижения полного давления газа
КПД турбины по заторможенным параметрам потока
Окружная скорость на периферии лопаток, м/с
Частота вращения ротора, об/мин
Втулочное отношение
Температура газа на входе в турбину
Расход газа, кг/сек
Параметр нагруженности, м/с

Таблица 1.2

Конструкция турбины высокого давления

Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления, а также двигательных и самолётных агрегатов, установленных на коробках приводов. Турбина конструктивно состоит из ротора и статора.

Ротор турбины высокого давления

Ротор турбины состоит из рабочих лопаток, диска и цапфы.

Рабочая лопатка - литая, полая с полупетлевым течением охлаждающего воздуха.

Во внутренней полости, с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены рёбра, перегородки и турбулизаторы.

На последующих сериях лопатка с полупетлевой схемой охлаждения заменяется лопаткой с циклонно-вихревой схемой охлаждения.

Во внутренней полости вдоль передней кромки выполнен канал, в котором, как в циклоне, формируется течение воздуха с закруткой. Закрутка воздуха происходит вследствие его тангенциального подвода в канал через отверстия перегородки.

Из канала воздух выбрасывается через отверстия (перфорацию) стенки лопатки на спинку лопатки. Этот воздух создаёт на поверхности защитную плёнку.

В центральной части лопатки на внутренних поверхностях выполнены каналы, оси которых пересекаются. В каналах формируется турбулуизированное течение воздуха. Турбулизация струи воздуха и увеличение площади контакта обеспечивают увеличение эффективности теплообмена.

В районе выходной кромки выполнены турбулизаторы (перемычки) различной формы. Эти турбулизаторы интенсифицируют теплообмен, увеличивают прочность лопатки.

Профильная часть лопатки отделена от замка полкой и удлинённой ножкой. Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую оболочку, защищающую замковую часть лопатки от перегрева.

Удлинённая ножка, обеспечивая отдаление высокотемпературного газового потока от замка и диска, приводит к снижению количества тепла, передаваемого от профильной части к замку и диску. Кроме того, удлинённая ножка, обладая относительно низкой изгибной жёсткостью, обеспечивает снижения уровня вибрационных напряжений в профильной части лопатки.

Трёхзубый замок типа «Ёлочка» обеспечивает передачу радиальных нагрузок с лопаток на диск.

Зуб, выполненный в левой части замка, фиксирует лопатку от перемещения её по потоку, а паз совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от перемещения против потока.

На периферийной части пера, с целью облегчения приработки при касании о статор и, следовательно, предотвращения разрушения лопатки, на её торце сделана выборка

Для снижения уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках между ними под полками размещают демпферы, имеющие коробчатую конструкцию. При вращении ротора под действием центробежных сил демпферы прижимаются к внутренним поверхностям полок вибрирующих лопаток. За счёт трения в местах контакта двух соседних полок об один демпфер энергия колебаний лопаток будет рассеиваться, что и обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в лопатках.

Диск турбины штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы типа «Ёлочка» для крепления 90 рабочих лопаток, канавки для размещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные отверстия подвода воздуха, охлаждающего рабочие лопатки.

Воздух отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой боковой поверхностью диска и аппаратом закрутки. Под нижним буртиком размещены балансировочные грузы. На правой плоскости полотна диска выполнены буртик лабиринтного уплотнения и буртик, используемый при демонтаже диска. На ступенчатой части диска выполнены цилиндрические отверстия, под призонные болты, соединяющие вал, диск и цапфу ротора турбины.

Осевая фиксация рабочей лопатки осуществляется зубом с пластинчатым замком. Пластинчатый замок (один на две лопатки) вставляется в пазы лопаток в трёх местах диска, где сделаны вырезы, и разгоняется по всей окружности лопаточного венца. Пластинчатые замки, устанавливаемы в месте расположения вырезов в диске, имеют особую форму. Эти замки монтируются в деформированном состоянии, а после выпрямления входят в пазы лопаток. При выпрямлении пластинчатого замка лопатки поддерживают с противоположных торцов.

Балансировка ротора осуществляется грузиками, закрепляемыми в проточке буртика диска и зафиксированными в замке. Хвостик замка загибается на балансировочный грузик. Место отгиба контролируется на отсутствие трещин путём осмотра через лупу. Уравновешивание ротора можно выполнять перестановкой лопаток, допускается подрезка торцов грузов. Остаточный дисбаланс не более 25 гсм.

Диск с цапфой и валом КВД соединён призонными болтами. Головки болтов фиксируются от поворота пластинами, загибаемыми на срезы головок. От продольного перемещения болты удерживаются выступающими частями головок, входящих в кольцевой паз вала.

Цапфа обеспечивает опирание ротора на роликовый подшипник (межроторный подшипник).

Фланцем цапфа центрируется и соединяется с диском турбины. На наружных цилиндрических проточках цапфы размещении втулки лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация лабиринтов осуществляется радиальными штифтами. Для предотвращения выпадения штифтов под воздействием центробежных сил после их запрессовки отверстия во втулках развальцовываются.

На наружной части хвостовика цапфы, ниже лабиринтов, размещено контактное уплотнение, зафиксированное корончатой гайкой. Гайка законтрена пластинчатым замком.

Внутри цапфы в цилиндрических поясках центрируется втулки контактного и лабиринтного уплотнений. Втулки удерживаются корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка контрится отгибом усиков коронки в торцевые прорези цапфы.

В правой части внутренней полости цапфы размешено наружное кольцо роликового подшипника, удерживаемого корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы, которая контрится аналогичным образом.

Контактное уплотнение представляет собой пару, состоящую из стальных втулок и графитовых колец. Для гарантированного контактирования пар между графитовыми кольцами размещены плоские пружины. Между стальными втулками размещают дистанционную втулку, предотвращающую пережатие торцевого контактного уплотнения.

Статор турбины высокого давления

Статор турбины высокого давления состоит из наружного кольца, блоков сопловых лопаток, внутреннего кольца, аппаратом закрутки, уплотнения со вставками ТВД.

Наружное кольцо- цилиндрическая оболочка с фланцем. Кольцо расположено между корпусом камеры сгорания и корпусом ТНД.

В средней части наружного кольца выполнена проточка, по которой отцентрирована разделительная перегородка теплообменника.

В левой части наружного кольца на винтах присоединено кольцо верхнее, являющееся опорой жаровой трубы камеры сгорания и обеспечивающая подвод охлаждающего воздуха на обдув наружных полок лопаток соплового аппарата.

В правой части наружного кольца устанавливается уплотнение. Уплотнение состоит из кольцевой проставки с экранами, 36 секторных вставок ТВД и секторов крепления вставок ТВД на проставку.

На внутреннем диаметре вставок ТВД выполнена кольцевая нарезка, для уменьшения площади поверхности при касании рабочих лопаток ТВД для предотвращения перегрева периферийной части рабочих лопаток.

Уплотнение крепится на наружном кольце при помощи штифтов, в которых выполнены сверления. Через эти сверления на вставки ТВД подается охлаждающий воздух.

Через отверстия во вставках охлаждающий воздух выбрасывается в радиальный зазор между вставками и рабочими лопатками.

Для уменьшения перетекания горячего газа между вставками установлены пластины.

При сборке уплотнения вставки ТВД крепятся на проставке секторами при помощи штифтов. Такое крепление позволяет вставкам ТВД перемещаться относительно друг друга и проставки при нагреве в процессе работы.

Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трехлопаточных блоков. Лопаточные блоки литые, со вставными и припаянными в двух местах дефлекторами с припаянной нижней крышкой с цапфой. Литая конструкция блоков, обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность углов установки лопаток, снижение утечек воздуха и, следовательно, повышение КПД турбины, кроме того, такая конструкция более технологична.

Внутренняя полость лопатки перегородкой разделена на два отсека. В каждом отсеке размещены дефлекторы с отверстиями, обеспечивающими струйное натекание охлаждающего воздуха на внутренние стенки лопатки. На входных кромках лопаток выполнена перфорация.

В верхней полке блока выполнении 6 резьбовых отверстий, в которые вворачиваются винты крепления блоков сопловых аппаратов к наружному кольцу.

Нижняя полка каждого блока лопаток имеет цапфу, по которой через втулку центрируется внутренне кольцо.

Профиль пера с прилегающими поверхностями полок алюмосилицируется. Толщина покрытия 0,02-0,08 мм.

Для снижения перетекания газа между блоками, их стыки уплотнены пластинами, вставленными в прорези торцов блоков. Канавки в торцах блоков выполняются электроэрозионным способом.

Внутреннее кольцо выполнено в виде оболочки с втулками и фланцами, к которой приварена коническая диафрагма.

На левом фланце внутреннего кольца винтами присоединено кольцо, на которое опирается жаровая труба и через которое обеспечивается подвод воздуха, обдувающего внутренние полки лопаток соплового аппарата.

В правом фланце винтами закреплен аппарат закрутки, представляющий собой сварную оболочечную конструкцию. Аппарат закрутки предназначен для подачи и охлаждения воздуха, идущего к рабочим лопаткам за счет разгона и закрутки по направлению вращения турбины. Для повышения жесткости внутренней оболочки к ней приварены три подкрепляющих профиля.

Разгон и закрутка охлаждающего воздуха происходят в сужающейся части аппарата закрутки.

Разгон воздуха обеспечивает снижение температуры воздуха, идущего на охлаждение рабочих лопаток.

Закрутка воздуха обеспечивает выравнивание окружной составляющей скорости воздуха и окружной скорости диска.

Конструкция турбины низкого давления

Турбина низкого давления (ТНД) предназначена для привода компрессора низкого давления (КНД). Конструктивно состоит из ротора ТНД, статора ТНД и опоры ТНД.

Ротор турбины низкого давления

Ротор турбины низкого давления состоит из диска ТНД с рабочими лопатками, закреплёнными на диске, напорного диска, цапфы и вала.

Рабочая лопатка - литая, охлаждаемая с радиальным течением охлаждающего воздуха.

Во внутренней полости размещено 11 рядов по 5 штук в каждом цилиндрических штырьков - турбулизаторов, соединяющих спинку и корыто лопатки.

Периферийная бандажная полка обеспечивает уменьшение радиального зазора, что ведёт к повышению КПД турбины.

За счёт трения контактных поверхностей бандажных полок соседних рабочих лопаток происходит снижение уровня вибрационных напряжений.

Профильная часть лопатки отделена от замковой части полкой, формирующей границу газового потока и защищающую диск от перегрева.

Лопатка имеет замок типа «ёлочка».

Отливка лопатки выполняется по выплавляемым моделям с поверхностным, модифицированием алюминатом кобальта, улучшающим структуру материала измельчением зёрен за счёт формирования центров кристаллизации на поверхности лопатки.

Наружные поверхности пера, бандажной и замковой полок с целью повышения жаростойкости подвергаются шликерному алюмосицилированию с толщиной покрытия 0,02-0,04.

Для осевой фиксации лопаток от перемещения против потока на ней выполнен зуб, упирающийся в обод диска.

Для осевой фиксации лопатки от перемещения по потоку в замковой части лопатки в районе полки выполнен паз, в который входит разрезное кольцо с замком, удерживаемое от осевого перемещения буртиком диска. При монтаже кольцо за счёт наличия выреза, обжимается и вводится в пазы лопаток, а бурт диска входит в паз кольца.

Закрепление разрезного кольца в рабочем состоянии выполнено замком с фиксаторами, отгибаемыми на замок и проходящими через отверстия в замке и прорези в буртике диска.

Диск турбины - штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной зоне для размещения лопаток выполнены пазы типа «Ёлочка» и наклонные отверстия подвода охлаждающего воздуха.

На полотне диска выполнены кольцевые буртики, на которых размещены крышки лабиринтов и напорный диск-лабиринт. Фиксация этих деталей осуществлена штифтами. Для предотвращения выпадения штифтов отверстия развальцовываются.

Напорный диск, имеющий лопатки, нужен для поджатия воздуха, поступающего на охлаждение лопаток турбины. Для балансировки ротора на напорном диске закреплены пластинчатыми фиксаторами балансировочные грузы.

На ступице диска также выполнены кольцевые буртики. На левом буртики установлены крышки лабиринтов, на правом буртике устанавливается цапфа.

Цапфа предназначена для опирания ротора низкого давления на роликовый подшипник и передачи крутящего момента от диска на вал.

Для соединения диска с цапфой на ней в периферийной части выполнен вильчатый фланец, по которому осуществляется центрирование. Кроме того, центрирование и передача нагрузок идут по радиальным штифтам, удерживаемым от выпадения лабиринтом.

На цапфе ТНД также закреплено кольцо лабиринтного уплотнения.

На периферийной цилиндрической части цапфы справа размещено торцевое контактное уплотнение, а слева - втулка радиально-торцевого контактного уплотнения. Втулка отцентрирована по цилиндрической части цапфы, в осевом направлении зафиксирована отгибкой гребешка.

В левой части цапфы на цилиндрической поверхности размещены втулки подвода масла к подшипнику, внутреннее кольцо подшипника и детали уплотнения. Пакет этих деталей стянут корончатой гайкой, законтренной пластинчатым замком. На внутренней поверхности цапфы выполнены шлицы, обеспечивающие передачу крутящего момента от цапфы на вал. В теле цапфы выполнены отверстия подвода масла к подшипникам.

В правой части цапфы, на внешней проточке, гайкой закреплено внутреннее кольцо роликового подшипника опоры турбины. Корончатая гайка законтрена пластинчатым замком.

Вал турбины низкого давления состоит из 3-х частей, соединённых друг с другом радиальными штифтами. Правая часть вала своими шлицами входит в ответные шлицы цапфы, получая от неё крутящий момент.

Осевые силы с цапфы на вал передаются гайкой, навёрнутой на резьбовой хвостовик вала. Гайка законтрена от отворачивания шлицевой втулкой. Торцевые шлицы втулки входят в торцевые прорези вала, а шлицы на цилиндрической части втулки входят в продольные шлицы гайки. В осевом направлении шлицевая втулка зафиксирована регулировочным и разрезным кольцами.

На наружной поверхности правой части вала радиальными штифтами закреплён лабиринт. На внутренней поверхности вала радиальными штифтами закреплена шлицевая втулка привода насоса откачки масла от опоры турбины.

В левой части вала выполнены шлицы, передающие крутящий момент на рессору и далее на ротор компрессора низкого давления. На внутренней поверхности левой части вала нарезана резьба, в которую ввёрнута гайка, законтренная осевым штифтом. В гайку вворачивается болт, стягивающий ротор компрессора низкого давления и ротор турбины низкого давления.

На наружной поверхности левой части вала размещено радиально-торцевое контактное уплотнение, дистанционная втулка и роликовый подшипник конической шестерни. Все эти детали стянуты корончатой гайкой.

Составная конструкция вала позволяет повысить его жёсткость за счёт увеличенного диаметра средней части, а также снизить вес - средняя часть вала выполнена из титанового сплава.

Статор турбины низкого давления

Статор состоит наружного корпуса, блоков лопаток соплового аппарата, внутреннего корпуса.

Наружный корпус - сварная конструкция, состоящая из конической оболочки и фланцев, по которым корпус стыкуется с корпусом турбины высокого давления и корпусом опоры. Снаружи к корпусу приварен экран, образующий канал подвода охлаждающего воздуха. Внутри выполнены буртики, по которым центрируется сопловой аппарат.

В районе правого фланца установлен буртик, на котором установлены и радиальными штифтами зафиксированы вставки ТНД с сотами.

Лопатки соплового аппарата с целью увеличения жесткости в одиннадцать трехлапаточных блоков.

Каждая лопатка - литая, пустотелая, охлаждаемая с внутренними дефлекторами. Перо, наружная и внутренние полки образуют проточную часть. Наружные полки лопатки имеют буртики, которыми они центрируются по проточкам наружного корпуса.

Осевая фиксация блоков сопловых лопаток осуществляется разрезным кольцом. Окружная фиксация лопаток осуществляется выступами корпуса, входящими в прорези, выполненные в наружных полках.

Наружная поверхность полок и профильной части лопаток с целью повышения жаростойкости алюмосицилируется. Толщина защитного слоя 0,02-0,08 мм.

Для снижения перетекания газа между блоками лопаток в прорези устанавливаются уплотнительные пластины.

Внутренние полки лопаток оканчиваются сферическими цапфами, по которым центрируется внутренний корпус, представляющий сварную конструкцию.

В ребрах внутреннего корпуса выполнены проточки, которые с радиальным зазором входят в гребешки внутренних полок сопловых лопаток. Этот радиальный зазор обеспечивает свободу теплового расширения лопаток.

Опора турбины НД

Опора турбины состоит из корпуса опоры и корпуса подшипника.

Корпус опоры представляет собой сварную конструкцию, состоящую из оболочек, соединенных стойками. Стойки и оболочки защищены от газового потока клепаными экранами. На фланцах внутренней оболочки опоры закреплены конические диафрагмы, поддерживающие корпус подшипника. На этих фланцах слева закреплена втулка лабиринтного уплотнения, а справа - экран, защищающий опору от газового потока.

На фланцах корпуса подшипника слева закреплена втулка контактного уплотнения. Справа винтами закреплены крышка масляной полости и теплозащитный экран.

Во внутренней расточке корпуса помещен роликовый подшипник. Между корпусом и наружным кольцом подшипника находятся упругое кольцо и втулки. В кольце выполнены радиальные отверстия, через которые при колебаниях роторов прокачивается масло, на что рассеивается энергия.

Осевая фиксация колец осуществляется крышкой, притянутой к опоре подшипника винтами. В полости под теплозащитным экраном размещен откачивающий масляный насос и форсунки масляной с трубопроводами. В корпусе подшипника выполнены отверстия, подводящие масло к демпферу и форсунками.

Охлаждение турбины

Система охлаждения турбины - воздушная, открытая, регулируемая за счет дискретного изменения расхода воздуха, идущего через воздухо-воздушный теплообменник.

Входные кромки лопаток соплового аппарата турбины высокого давления имеют конвективно-пленочное охлаждение вторичным воздухом. Вторичным же воздухом охлаждаются полки этого соплового аппарата.

Задние полоски лопаток СА, диск и рабочие лопатки ТНД, корпуса турбин, лопатки СА турбины вентилятора и ее диск с левой стороны охлаждаются воздухом, проходящим через воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ).

Вторичный воздух через отверстия в корпусе камеры сгорания поступают в теплообменник, там охлаждаются на - 150-220 К и через клапанный аппарат идет на охлаждение деталей турбин.

Воздух второго контура через стойки опоры и отверстия подводится к напорному диску, который, увеличивая давление, обеспечивает подачу его в рабочие лопатки ТНД.

Корпус турбины снаружи охлаждается воздухом второго контура, а изнутри - воздухом из ВВТ.

Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. Схема охлаждения турбины представлена на рис 1.1.

Силовые потоки в турбине

Инерционные силы с рабочих лопаток через замки типа «Ёлочка» передаются на диск и нагружают его. Неуравновешенные инерционные силы облопаченных дисков через призонные болты на роторе ТВД и через центрирующие буртики и радиальные штифты на роторе ТВД передаются на вал и цапфы, опирающиеся на подшипники. С подшипников радиальные нагрузки передаются на детали статора.

Осевые составляющие газовых сил, возникающих на рабочих лопатках ТВД, за счет сил трения по поверхностям контактов в замке и упором «зубом» лопатки в диск передаются на диск. На диске эти силы суммируются с осевыми силами, возникающими из-за перепада давления на нем и через призонные болты передаются на вал. Призонные болты от этой силы работают на растяжение. Осевая сила ротора турбины суммируется с осевой.

Наружный контур

Наружный контур предназначен для перепуска за ТНД части потока воздуха, сжатого в КНД.

Конструктивно наружный контур представляет собой два (передний и задний) профилированных корпуса, являющихся внешней оболочкой изделия и используемых также для крепления коммуникаций и агрегатов. Корпуса наружного корпуса изготовлены из титанового сплава. Корпус входит в силовую схему изделия, воспринимает крутящий момент роторов и частично вес внутреннего контура, а также усилия перегрузок при эволюциях объекта.

Передний корпус наружного контура имеет горизонтальный разъем для обеспечения доступа к КВД, КС и турбине.

Профилирование проточной части наружного контура обеспечено установкой в переднем корпусе наружного контура внутреннего экрана, связанного с ним радиальным стрингерами, одновременно являющимися и ребрами жесткости переднего корпуса.

Задний корпус наружного контура представляет собой цилиндрическую оболочку, ограниченную передним и задним фланцами. На заднем корпусе с внешней стороны расположены стрингера жесткости. На корпусах наружного корпуса расположены фланцы:

· Для отбора воздуха их внутреннего контура изделия за 4 и 7 ступенями КВД, а также из канала наружного контура для нужд объекта;

· Для запальных устройств КС;

· Для окон осмотра лопаток КВД, окон осмотра КС и окон осмотра турбины;

· Для коммуникаций подвода и отвода масла к опоре турбины, суфлировании воздушной и масляной полости задней опоры;

· Отбора воздуха в пневмоцилиндры реактивного сопла (РС);

· Для крепления рычага обратной связи системы управления НА КВД;

· Для коммуникаций подвода топлива в КС, а также для коммуникаций отбора воздуха за КВД в топливную систему изделия.

На корпусе наружного контура также спроектированы бобышки для крепления:

· Распределителя топлива; топливо-масляных теплообмнников маслобака;

· Топливного фильтра;

· Редуктора автоматики КНД;

· Сливного бачка;

· Агрегата зажигания, коммуникаций систем запуска ФК;

· Шпангоуты с узлами крепления регулятора сопла и форсажа (РСФ).

В проточной части наружного контура установлены двухшарнирные элементы коммуникаций системы изделия, компенсирующие температурные расширения в осевом направлении корпусов наружного и внутреннего контуров при работе изделия. Расширение корпусов в радиальном направлении компенсируется перемешением двухшарнирных элементов, конструктивно выполненных по схеме «поршень-цилиндр».

2. Расчет на прочность диска рабочего колеса турбины

2.1 Расчетная схема и исходные данные

Графическое изображение диска рабочего колеса ТВД и расчетной модели диска показаны на рис.2.1.Геометрические размеры представлены в таблице 2.1. Детальный расчет представлен в Приложении 1.

Таблица 2.1

Сечение i

n - число оборотов диска на расчетном режиме равно 12430 об/мин. Диск выполнен из материала ЭП742-ИД. Температура по радиусу диска непостоянна. - лопаточная (контурная) нагрузка, имитирующая действие на диск центробежных сил лопаток и их замковых соединений (хвостовиков лопаток и выступов диска) на расчетном режиме.

Характеристики материала диска (плотность, модуль упругости, коэффициент Пуассона, коэффициент линейного расширения, длительная прочность). При вводе характеристик материалов рекомендуется воспользоваться готовыми данными из включенного в программу архива материалов.

Расчет контурной нагрузки производится по формуле:

Сумма центробежных сил перьев лопаток,

Сумма центробежных сил замковых соединений (хвостовиков лопаток и выступов дисков),

Площадь периферийной цилиндрической поверхности диска, через которую передаются на диск центробежные силы и:

Силы, рассчитываются по формулам

z- число лопаток,

Площадь корневого сечения пера лопатки,

Напряжение в корневом сечении пера лопатки, создаваемое центробежными силами. Расчет этого напряжения был произведен в разделе 2.

Масса кольца, образованного замковыми соединениями лопаток с диском,

Радиус инерции кольца замковых соединений,

щ - угловая скорость вращения диска на расчетном режиме, рассчитываемая через обороты следующим образом: ,

Масса кольца и радиус рассчитываются по формулам:

Площадь периферийной цилиндрической поверхности диска рассчитывается по формуле 4.2.

Подставляя исходные данные в формулу для указанных выше параметров, получим:

Расчет диска на прочность производится по программе DI.EXE, имеющаяся в компьютерном классе 203 кафедры.

Следует иметь ввиду, что геометрические размеры диска (радиусы и толщины) вводятся в программу DI.EXE в сантиметрах, а контурная нагрузка - в (перевод).

2.2 Результаты расчета

Результаты расчета представлены в таблице 2.2.

Таблица 2.2

В первых столбцах таблицы 2.2 представлены исходные данные по геометрии диска и распределению температуры по радиусу диска. В столбцах 5-9 представлены результаты расчета: напряжения радиальные (рад.) и окружные (окр.), запасы по эквивалентному напряжению (экв. напр.) и разрушающим оборотам (цил. сеч.), а также удлинения диска под действием центробежных сил и температурных расширениях на разных радиусах.

Наименьший запас прочности по эквивалентному напряжению получен в основании диска. Допустимое значение . Условие прочностивыполняется.

Наименьший запас прочности по разрушающим оборотам получен так же в основании диска. Допускаемое значение . Условие прочностивыполняется.

Рис. 2.2 Распределение напряжения (рад. и окр.) по радиусу диска

Рис. 2.3 Распределение запаса прочности (запасы по эквив. напряжению) по радиусу диска

Рис. 2.4 Распределение запаса прочности по разрушающим оборотам

Рис. 2.5 Распределение температуры, напряжения (рад. и окр.) по радиусу диска

Литература

1. Хронин Д.В., Вьюнов С.А. и др. «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». - М, Машиностроение, 1989.

2. «Газотурбинные двигатели», А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий, ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь, 2006г.

3. Лебедев С.Г. Курсовой проект по дисциплине «Теория и расчет авиационных лопаточных машин», - М, МАИ, 2009.

4. Перель Л.Я., Филатов А.А. Подшипники качения. Справочник. - М, Машиностроение, 1992.

5. Программа DISK-MAI, разработанная на кафедре 203 МАИ, 1993.

6. Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. «Газотурбинные двигатели. Динамика и прочность авиационных двигателей и энергетических установок». - М, Машиностроение, 2007.

7. ГОСТ 2.105 - 95.

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

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


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


Термогазадинамический расчет двигателя, профилирование лопаток рабочих колес первой ступени турбины. Газодинамический расчет турбины ТРДД и разработка ее конструкции. Разработка плана обработки конической шестерни. Анализ экономичности двигателя.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Проектирование проточной части авиационного газотурбинного двигателя. Расчёт на прочность рабочей лопатки, диска турбины, узла крепления и камеры сгорания. Технологический процесс изготовления фланца, описание и подсчет режимов обработки для операций.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Описание конструкции двигателя. Термогазодинамический расчет турбореактивного двухконтурного двигателя. Расчет на прочность и устойчивость диска компрессора, корпусов камеры сгорания и замка лопатки первой ступени компрессора высокого давления.

курсовая работа , добавлен 08.03.2011


Расчет на длительную статическую прочность элементов авиационного турбореактивного двигателя р-95Ш. Расчет рабочей лопатки и диска первой ступени компрессора низкого давления на прочность. Обоснование конструкции на основании патентного исследования.

курсовая работа , добавлен 07.08.2013


Проектирование рабочего процесса газотурбинных двигателей и особенности газодинамического расчета узлов: компрессора и турбины. Элементы термогазодинамического расчета двухвального термореактивного двигателя. Компрессоры высокого и низкого давления.

контрольная работа , добавлен 24.12.2010


Расчет на прочность элементов первой ступени компрессора высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков для боевого истребителя. Расчет припусков на обработку для наружных, внутренних и торцевых поверхностей вращения.

дипломная работа , добавлен 07.06.2012


Согласование параметров компрессора и турбины и ее газодинамический расчет на ЭВМ. Профилирование лопатки рабочего колеса и расчет его на прочность. Схема процесса, проведение токарной, фрезерной и сверлильной операций, анализ экономичности двигателя.

дипломная работа , добавлен 08.03.2011


Определение работы расширения (располагаемый теплоперепад в турбине). Расчет процесса в сопловом аппарате, относительная скорость при входе в РЛ. Расчет на прочность хвостовика, изгиб зуба. Описание турбины приводного ГТД, выбор материала деталей.