Меню Рубрики

Авиационные двигатели и энергетические установки pdf

Авиационные двигатели и энергетические установки pdf

Инженерный Журнал | Engineering Magazine запись закреплена

Подборка учебной литературы по авиационным двигателям ..

Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Том 1-2.

Авторы: А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий

Том 1: Состоит из 4-х глав, в которых приведены общие сведения о газотурбинных двигателях. Рассмотрены одна из предпочтительных классификаций, основные типы авиационных ГТД, области их применения, история развития, «деления» на поколения.

Подробно рассмотрены методологические вопросы обеспечения ресурса, надежности, технологичности, экономических и экологических требований, методология конструирования в целом, а также сертификация ГТД.

Том 2: Включает главы с пятой по девятую и посвящен разработке основных узлов ГТД.

Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей

Авторы: В.М. Акимов, В.И. Бакулев, С.М. Шляхтенко

Изложены вопросы теории авиационных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) различных типов. Дан анализ особенностей термодинамических циклов, принципов выбора оптимальных параметров; рассмотрены характеристики и эксплуатационные особенности ВРД. Приведены примеры расчетов ВРД.

Двигатели летательных аппаратов

Авторы: А.А Гарковский, А.В Чайковский, С.И. Лавинский

Изложены основы технической и химической термодинамики, газовой динамики, теории теплообмена. Приведены характеристики рабочих процессов, а также общие сведения о работе и конструкции основных узлов и элементов авиационных двигателей. ПРЕДИСЛОВИЕ Настоящая книга является учебником по предмету «Двигатели летательных аппаратов» для учащихся самолетостроительных техникумов. Наибольшее внимание в книге уделено газотурбинным двигателям (ГТД) ≈ основным двигателям атмосферных летательных аппаратов.

Конструкция авиационных двигателей

Книга представляет собой курс конструкции современных авиационных двигателей (газотурбинных и поршневых). В ней кратко описаны типовые конструкции основных узлов этих двигателей (компрессоров, турбин, камер сгорания, кривошипно-шатунного механизма и пр.), изложены их конструктивные особенности, методы расчета на прочность, а также способы уравновешивания вращающихся улов.

Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей

В учебнике изложены основные принципы формирования конструкций авиационных газотурбинных двигателей, основы их прочности и динамики; дано описание систем и их агрегатов, обеспечивающих функционирование ГТД; рассмотрены вопросы надежности и контроля технического состояния двигателей в эксплуатации.

Настоящее и будущее авиационных двигателей

В книге рассматриваются современные ГТД для военных и гражданских летательных аппаратов. Анализируется влияние параметров рабочего процесса на конструкцию двигателей. Большое внимание уделено проблемам возникающим при создании ГТД. Рассмотрены особенности наиболее распространенных серийных и ряда опытных зарубежных двигателей.

Альбом двигателей (pdf). Двигатели 1944-2000: Авиационные, Ракетные, Морские, Промышленные

источник

Elit-Knigi.ru



Привет, Гость



Самые активные релизы за неделю

А.А. Иноземцев и др. | Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок [5 томов] (2008) [PDF, DJVU]

Скачать Скачать .torrent файл (основная ссылка для скачивания файла)
Magnet-ссылка (альтернативная ссылка для скачивания файла)
Теги машиностроение
Описание

А.А. Иноземцев и др. | Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок [5 томов] (2008) [PDF, DJVU]
Автор: А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий
Издательство: Машиностроение
Жанр: Машиностроение
Формат: PDF, DJVU
Качество: Изначально электронное (ebook)
Иллюстрации: Цветные и черно-белые

Описание: Рассмотрены общие вопросы и принципы разработки газотурбинных двигателей, их узлов и основных элементов.
Материалы изложены по следующей схеме:
Требования, предъявляемые к узлам авиационных двигателей и ГТУ.
Проблемы, которые приходится решать при выборе конструктивных решений.
Анализ достоинств и недостатков основных путей решения этих проблем на примерах известных конструкций.
При изложении материала авторы широко опираются на богатую практику одной из ведущих мировых школ авиационного двигателестроения — Пермского конструкторского бюро ОАО «Авиадвигатель».
Многие из рассмотренных реальных конструкций — элементы двигателей, разработанных этим коллективом.
Книги предназначены как для изучения соответствующих дисциплин, так и для использования при курсовом и дипломном проектировании.

Том I «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок.
Состоит из 4-х глав, в которых приведены общие сведения о газотурбинных двигателях. Рассмотрены одна из предпочтительных классификаций, основные типы авиационных ГТД, области их применения, история развития, «деления» на поколения.
Подробно рассмотрены методологические вопросы обеспечения ресурса, надежности, технологичности, экономических и экологических требований, методология конструирования в целом, а также сертификация ГТД.

Том II «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Общие сведения. Компрессоры.
Камеры сгорания. Форсажные камеры.Турбины. Выходные устройства».
Включает главы с пятой по девятую и посвящен разработке основных узлов ГТД.

Том III «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Зубчатые передачи и муфты. Пусковые устройства Трубопроводные и электрические коммуникации. Уплотнения. Силовой привод. Шум. Автоматизация роектирования и поддержки жизненного цикла».
Содержит 7 глав — с десятой по шестнадцатую, посвященных:
зубчатым передачам и муфтам в ГТД;
пусковым устройствам;
трубопроводным и электрическим коммуникациям;
уплотнениям;
ГТД наземного применения;
проблеме обеспечения одного из экологических требований ГТД — нормативного уровня шума;
автоматизации проектирования и поддержки жизненного цикла ГТД.

Том IV «Динамика и прочность авиационных двигателей и энергетических установок».
Изложены классические представления о прочности и колебаниях типичных деталей газотурбинных двигателей, основы современных методов прочностного анализа. Предпочтение отдается изложению сущности явлений, определяющих надежность двигателей, простым моделям и методам расчетов.

Том V «Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок».
Охватывает часть дисциплины «Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок», предусмотренной государственным образовательным стандартом. Вопросы автоматики и регулирования газотурбинных двигателей рассмотрены в контексте описания связанных с этим систем. Изложение ведется с точки зрения «двигателиста», большей частью «не заглядывая» внутрь агрегатов, представляя их как «черные ящики».

источник

Н. И. СТАРЦЕВ, А. С. ВИНОГРАДОВ, Д. К. НОВИКОВ. Конструкция и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок

1 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЕВА (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)» (СГАУ) Н. И. СТАРЦЕВ, А. С. ВИНОГРАДОВ, Д. К. НОВИКОВ Конструкция и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок Электронное учебное пособие Работа выполнена по мероприятию блока 1 «Совершенствование образовательной деятельности» Программы развития СГАУ на годы по проекту «Разработка образовательных стандартов СГАУ по специальности Проектирование авиационных и ракетных двигателей по направлению подготовки бакалавров Двигатели летательных аппаратов со сквозной документацией и создание исследовательских лабораторных работ и прогрессивных технологий лекционных занятий» Соглашение 1/4 от 03 июня 2013 г. САМАРА 2013

2 УДК ББК С 774 Авторы: Старцев Николай Иванович, Виноградов Александр Сергеевич, Новиков Дмитрий Константинович Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.Н. Матвеев Старцев, Н.И. Конструкция и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок [Электронный ресурс]: электрон. учебное пособие/ Н.И. Старцев, А.С. Виноградов, Д.К. Новиков; Минобрнауки России, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С.П. Королева (Нац. исслед. ун-т). Электрон. текстовые и граф. дан. (16,523 Мбайт). Самара, эл. опт. диск (CD-ROM). Систем. требования: ПК Pentium; Windows 98 или выше. Данное учебное пособие является электронным курсом лекций. В курсе лекций изложены общие сведения о требованиях к авиационному двигателю и процессу его проектирования. В отдельной главе рассмотрены конструктивно-силовые схемы авиационных и конвертированных двигателей. Основная часть пособия посвящена подробному изучению конструкции основных узлов: компрессора, турбины, камеры сгорания и опоры. Учебное пособие предназначено для подготовки специалистов факультета «Двигатели летательных аппаратов» и рекомендовано для обучения магистрантов (ФГОС- 3) по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов» в рамках магистерской программы «Интегрированные информационные технологии в авиадвигателестроении», изучающих дисциплины «Конструирование основных узлов и систем авиационных двигателей» в 9 семестре и «Проектирование силовых установок» в семестре А; студентов (ФГОС-3) по специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» специализаций «Интегрированные информационные технологии и управление проектами в авиадвигателестроении» и «Информационные технологии проектирования и моделирования в авиадвигателестроении», изучающих дисциплину «Конструкция и проектирование АД и ЭУ» с 6 по А семестр. Электронное учебное пособие подготовлено на кафедре конструкции и проектирования двигателей летательных аппаратов СГАУ. Самарский государственный аэрокосмический университет,

3 ОГЛАВЛЕНИЕ ОГЛАВЛЕНИЕ. 3 ВВЕДЕНИЕ. 6 ГЛАВА 1 ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД Стратегия создания конкурентоспособного АД Проектирование авиационные ГТД Критерии оптимизации АД Удельный расход Удельный вес двигателя Надежность двигателя Технологичность двигателя Экологические требования. 13 Уровень шума. 13 Эмиссия вредных веществ. 15 ГЛАВА 2 ВЫБОР КОНСТРУКТИВНО СИЛОВОЙ СХЕМЫ ГТД Определение. Элементы конструкции, входящие в конструктивно силовую схему Оценка сил, действующих на элементы силовой схемы Газовые силы Крутящие моменты от газовых сил Инерционные силы Подвеска двигателя на самолете Требование к схеме и конструктивным элементам подвески Принципы проектирования подвески Расчетная схема Критерии выбора конструктивно силовой схемы Выбор конструкции и места соединения компрессора и турбины Выбор силовой схемы корпуса Размещение и закрепление двигателя на самолете. 27 ГЛАВА 3 КОМПРЕССОРЫ Анализ параметров компрессоров разных схем Требования (критерии) к конструкции осевого компрессора Схема проектирования осевого компрессора. Формирование проточной части Выбор конструкции хвостовика лопатки. 28 Нагружение ласточкиного хвоста. 29 Шарнирный замок. 29 Фиксация лопатки в диске. 31 Выбор конструкции направляющего аппарата Выбор конструкции ротора. 34 Типы роторов области их использования. 34 Понятия о чистых дисках. 36 Выбор наклона диафрагмы носка вала Выбор конструкции статора. 37 Отрицательное воздействие присоединенных объемов Управление радиальными зазорами Проблемы, связанные с созданием вентилятора ТРДД Автоколебания лопаток Проблемы исключения антивибрационной полки Обледенение Аэродинамический дисбаланс Обеспечение непробиваемости корпуса

4 3.9.6 Снижение шума в источнике Уменьшение последствий при попадании птиц Проблема размещения лопаток на малом диаметре втулки. 45 ГЛАВА 4 ТУРБИНЫ Турбина в рабочем процессе Требования к конструкции турбины Выбор формы проточной части турбины Выбор конструкторской схемы турбины Проектирование рабочей лопатки Выбор хвостовика Выбор хвостовика по единичной силе и по графикам подобия Проектирование бандажной полки Особенности конструирования ротора турбины Меры против разбалансировки ротора Выбор радиальных зазоров и их управление Выбор конструкции статора Требования Концепция статора старой конструкции Концепция статора турбины с новыми подходами конструкции Выбор материалов деталей турбины Охлаждение лопаток турбины Требования к конструктивному охлаждению лопаток и систем подвода охладителя Способы воздушного охлаждения Пути интенсификации конвективного охлаждения Интенсификация конвективно-пленочного охлаждения Роль покрытий в снижении температуры лопатки Подвод охладителя Охлаждение диска КАМЕРА СГОРАНИЯ Назначение Создание компоновки КС Порядок проектных операций при создании компоновки Выбор прототипа и определение объема жаровой трубы Разделение наружной и внутренней стенок на секции Внешняя аэродинамика Выбор обводов наружного и внутреннего корпуса Подвеска жаровой трубы Топливо подвод Розжиг КС Выбор конструкции фронтового устройства Соединение секций ЖТ Выбор толщины корпусов Охлаждение стенок ЖТ Двойные стенки Выбор системы смешения Стык ЖТ с первым СА Крепление ЖТ Розжиг КС Мало эмиссионные камеры сгорания ОПОРЫ РОТОРА Конструктивные схемы и классификация опор

5 6.2 Требования к конструкции опор Формирование масляной полости опор Тепловая задача Минимизация объема и поверхности нагрева масляной полости Теплоизоляция и охлаждение опор воздухом Организация подвода масла и элементами опоры Прочностное проектирование опоры Оценка деформации и жесткости опоры Температурные деформации опор. 80 ЗАКЛЮЧЕНИЕ. 81 БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

6 ВВЕДЕНИЕ Реактивная авиация и авиационные газотурбинные двигатели имеют невеликую по времени историю, начавшуюся в 40-е годы XX века, но несравненно яркую по свершениям и достижениям. Стремительность в совершенствовании авиационных газотурбинных двигателей поражает. Температура газов перед турбиной с 1940 по 2000 гг. увеличилась с 917К (РД-10) до 1900К, т.е. в два с лишним раза. Это величайшее достижение стало возможным в связи с успехами в металлургии жаропрочных сплавов, но главное с успехами в совершенствовании систем охлаждения. Вдумайтесь: турбинная лопатка работает под действием огромных центробежных и газовых нагрузок при температуре газа выше температуры плавления жаропрочного материала лопатки. Степень повышения давления в компрессоре за этот период возросла с 3.18 (ТР-1) до 45 и выше 15 раз. Вес двигателя, отнесенный к взлетной тяге двигателя (удельный вес), характеризующий его весовое совершенство, снизился в 7 10 раз и составляет менее 0.15 кг/(кн ч) у ТРДД и менее 0,1 кг/(кн ч) у ТРДДФ. Все эти годы происходил рост максимальной тяги двигателя от 9 кн (РД-10) до 500 кн и более. Улучшилась еще одна заглавная характеристика турбореактивного двигателя удельный расход топлива на взлетном режиме. Он снизился со 132 кг/(кн ч) (ТР-1) до кг/(кн ч), т.е. в 5 раз. Высоки достижения в повышении надежности, одна из характеристик которой наработка в часах на одно выключение двигателя в полете составляет в начале XXI века более часов. Авиационный двигатель был и остается символом достижений научной и технической мысли своего времени. 6

7 ГЛАВА 1 ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД Последний известный учебник по конструкции и проектированию авиационных двигателей, написанный группой педагогов кафедры конструкции авиадвигателей Московского авиационного института под общей редакцией проф., д-ра техн. наук Хронина Д.В. вышел в свет в 1987 г. 1.1 СТРАТЕГИЯ СОЗДАНИЯ КОНКУРЕНТОСПОСОБНОГО АД Производители АД: Англия (Rolls Royse); США (General Electric, Pratt Whitney); Франция ( Snecma); СССР — Россия (Люлька-Сатурн, Союз (Никулин — Туманский), АО им. В.Я. Климова (Санкт-Петербург), АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, АО СКБМ (серийный), АО «Авиадвигатели» (Пермь), АО «Прогресс» (Украина) Стоимость двигателя: 3 или 4 млрд. $ Доводка двигателя: 1,5-3 млрд. $ Обеспечение условий: 1. Кадры и оплата труда 2.Финансирование 3.Производственные возможности 4.Научные заделы 5.Сроки создания и доводки 1.2 ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫЕ ГТД Рис. 1.1 Схема разработки проекта Начальный этап техническое предложение (ТП) начинается с концепции и идеи, завершается разработкой технического облика проектируемого объекта, определяемого в нашем случае компоновкой двигателя, с результатами термодинамического проектирования и определения размеров проточной части, оценкой прочности и показателей эффективности (удельного расхода топлива, массы двигателя и затрат). Итогом этапа является выбранный вариант конструкции двигателя и проект технического задания (ТЗ) на проектирование двигателя. Эскизный проект определяет конструктивный облик двигателя на конкурсных просмотрах и включает разработку чертежа общего вида двигателя, технические характеристики параметры двигателя, описание и обоснование конструкции, расчеты, подтверждающие работоспособность и надежность конструкции (термодинамическое и газодинамическое проектирование, расчеты на прочность основных деталей, экономическое обоснование преимуществ эксплуатации разрабатываемого двигателя). Успешная защита эскизного проекта перед заказчиком обычно открывает начало финансирования разработки двигателя и переход к следующему этапу. Технический проект разрабатывается, если это предусмотрено техническим заданием или протоколом рассмотрения технического предложения или эскизного проекта, и служит для выявления окончательных проектных решений. Технический проект представляет собой детальную проработку конструкции двигателя за счет создания проектов узлов с использованием для этого задела опытно-конструкторских работ и новых проектных решений, за счет полного газодинамического и теплового проектирования, подтверждения запасов прочности всех основных деталей, содержит оценку технологичности и экономических затрат. 7

8 1.2.1 Формирование АД на основе системного подхода Системный подход при проектировании предусматривает рассмотрение каждого объекта в многообразии связей с другими объектами и большой системой и оптимальное построение его, дающее максимальный полезный эффект. Технический объект, в нашем представлении авиационный газотурбинный двигатель входит в виде подсистемы в более сложную систему летательный аппарат, самолет. Но двигатель наделен всеми признаками сложной системы, это комплекс взаимосвязанных элементов, обладающих свойствами подсистем. Выбор из нескольких вариантов Оптимизация конструкции Рис. 1.2 Схема получения оптимального варианта конструкции Из всего набора значений параметров эффективности применения объекта выделяют желаемые значения, к которым следует стремиться. Эти значения параметров и будут критериями оптимальности конструкции объекта. Кроме критериев оптимальности в задаче оптимизации существует ограничение — требования к конструкции, которые должны быть выполнены в любом варианте даже в ущерб некоторым выходным параметрам. Если оптимизация происходит по одному критерию, она называется однокритериальной или одномерной, по многим критериям многокритериальной или многомерной. Многомерную оптимизацию часто сводят к оптимизации по меньшему числу критериев или к одномерной путем объединения (свертки) критериев оптимизации, или переводом критериев в разряд ограничений. Исходя из понятий критерия и ограничения проектирование можно представить схемой как процесс нахождения оптимального варианта конструкции из множества альтернатив (вариантов), наиболее полно отвечающих и критериям, и ограничениям (рис. 1.2) О конвертации АД ( о конвертировании) Конвертация АД — это использование его для приводов насосов газо- и нефтеперекачки и выработки электрической энергии. 8

9 1.3 КРИТЕРИИ ОПТИМИЗАЦИИ АД В качестве критериев и ограничений выступает ТЗ и требования, формулируемые в нормах летной годности для двигателей и для военных двигателей в ОТТВВС (общие технические требования ВВС). Из этих требований выделим 5 основных критерий: удельный расход топлива удельный вес двигателя надежность двигателя технологичность двигателя экологические требования: уровень шума и эмиссия вредных веществ Рис. 1.3 Основные критерии качества авиационного двигателя Удельный расход Удельный расход топлива определяет количество топлива в кг, которое нужно затратить для получения единицы тяги, кн, дан, в единицу времени, ч: GT кг С уд,. P дан ч Критерий С определяет такие показатели эффективности летательного аппарата, как дальность уд min полета и экономические затраты на проведение полетной операции. Значения С для разных типов ГТД в кг дан ч в условиях крейсерского полета показаны в табл уд ТРД ТРДД ТВВД ТРДДФ бесфорсажный форсажный m 2 m ,94. 0,8 0,5. 0,4 режим режим 0,78 0,72 0,57. 0,54 0,7. 0,85 1,66. 2,45 Таблица 1.1 Методы обеспечения С уд min (рис. 1.4) определяют 3 проектных шага: 1. первый шаг получения С уд min это выбор типа ГТД, что подтверждает табл. 1.1; 2. повышение параметров рабочего процесса: для снижения С уд необходимо одновременно повысить все три основных параметра ТРДД температуру газа перед турбиной повышения давления * К и степень двухконтурности m ; * Т Г, суммарную степень Рис. 1.4 Рост степени двухконтурности в ТРДД 9

10 по годам Рис. 1.5 Повышение * T Г max и К в ГТД по годам 3. повышение КПД узлов, которого можно достичь, используя: современные методы проектирования и доводки с использованием программных комплексов на базе трехмерных моделей течения рабочего тела; управление компрессором РНА, перепуск воздуха и др.; управление радиальными зазорами в компрессоре и турбине; совершенствование процессов охлаждения в турбине и управление ими; управление процессами в КС, реактивном сопле; новейшие конструктивные решения Удельный вес двигателя Удельный вес двигателя дв это отношение веса двигателя к его тяге или удельной массы двигателя дв к удельной тяге: g M дв дв дв g, P0 Pуд кг дан ; М дв дв ; G В Р Pуд. G В Значение дв в кг дан для разных типов ГТД приведены в табл Таблица 1.2 ТРД ТРДД ТРДДФ 0,3. 0,24 0,21. 0,14 0,23. 0,11-0,08 Снижение удельного веса двигателя одна из приоритетных задач, так как увеличивает эффективность летательного аппарата. Тяговооруженность — отношение тяги к взлетному весу самолета В табл. 1.4 даны значения тяговооруженности P 0. Тяговооруженность по нормам летной годности воздушных судов диктуется способностью взлета самолета с одним отказавшим двигателем, а у истребителей скороподъемностью. 10

11 Таблица 1.4 Тип самолета P 0 Пассажирские Ил-86, Ту- 154 Всякое дополнительное возрастание массы двигателя на величину М доп ведет к увеличению взлетной массы самолета М 0 на большую величину. Это связано с тем, что возрастает нагрузка на крыло, фюзеляж, шасси, оперение, и для сохранения прочности этих элементов требуется увеличивать их толщины, а значит и массу. Для выполнения условия постоянства тяговой вооруженности ( P0 const ) при увеличении массы самолета из-за возрастания массы двигателя на М доп потребуется менять тягу двигателя, что само по себе повлечет за собой изменение массы крыла, оперения и т.д., включая увеличение запаса топлива. Степень повышения взлетной массы самолета М 0 из-за приращения массы двигателя на М доп выражается коэффициентом роста m и составляет m М доп. 0,252 0,317 Грузовые Ил-76 0,306 P0Ф с форсажом Бомбардировщики В-1-0,302 Истребители F-15 F-16 0,76 0,67 1,24 1,11 Таблица 1.3 Тип самолета Дальность полета при максимальной коммерческой нагрузке в км m при условии p P 0 0 const Местных авиалиний ,1 2,2 Среднемагистральный ,3. 2,6 Тяжелый магистральный ,2. 3,8 Сверхзвуковой пассажирский Пути снижения дв : снижение числа ступеней компрессора. уменьшение числа лопаток в венце использование новых технологий типа blisk в рабочих колесах компрессора и турбины; применение новых материалов с высоким значением отношения предела прочности к плотности 25. Широкое использование титановых сплавов и композитных материалов изменило В состав материалов для авиационных ГТД (рис. 1.6) 11

12 Рис. 1.6 Примерная структура материалов, используемых в авиационных ГТД, по годам совершенствование методов расчета на прочность и технической диагностики Надежность двигателя Надежность авиационного двигателя гарантирует безопасность полетов, снижает стоимость перевозок и обеспечивает конкурентоспособность двигателя и самолета. Надежностью называется свойство двигателя (или любого другого объекта), подтвержденное безотказностью, долговечностью и ремонтопригодностью и гарантирующее выполнение заданных функций при установленных сроках и условиях эксплуатации. Безотказность это свойство двигателя работать без отказов в течение заданного времени, обычно времени полета. Долговечность определяет свойство двигателя длительно, с возможными перерывами на ремонт, сохранять работоспособность в условиях эксплуатации до разрушения или другого предельного состояния. Долговечность количественно определяется назначенным (или общетехническим) ресурсом двигателя, под которым понимается наработка двигателя в часах с двумя плановыми ремонтами. После чего применение двигателя прекращается. Ресурс до первой переборки у лучших двигателей составляет часов. Ремонтопригодностью называют свойство двигателя восстанавливать работоспособность заменой или доработкой деталей и узлов. Надежность авиационного двигателя оценивается наработкой в часах на отказ, который привел к досрочному съему двигателя с эксплуатации Т ДСД, и наработкой на выключение двигателя в полете Т ВП : i i Т ДСД, Т ВП, N ДСД N ВП где i суммарная наработка всех двигателей за рассматриваемый период (год); N число двигателей, досрочно снятых с эксплуатации за рассматриваемый период; ДСД N ВП число двигателей, выключенных в полете за рассматриваемый период. Показатели надежности авиационных двигателей отечественных и зарубежных приведены в табл. 1.5 Двигатель Самолет Показатели надежности в часах Т Т ВП ДСД Год, за который приводятся данные Отечественные двигатели Аи-25 Як Д-30КУ Ту-154М НК-86 Ил Зарубежные двигатели CFM56-3 В RB211- В757, Ту E4 204М PW4000 В767, А Таблица

13 Последние 20 лет практически везде внедрена эксплуатация по состоянию, когда специальным общим решением эксплуатации организацией и заводом изготовителем принимающий разрешение. Эксплуатационный ресурс введен в связи с широким использованием эксплуатации двигателей по техническому состоянию. Гарантийный ресурс или гарантийная наработка при эксплуатации по техническому состоянию двигателя это наработка, в течение которой изготовитель (или ремонтное подразделение) гарантирует выполнение установленных требований к двигателю при условии соблюдения правил эксплуатации, хранения и транспортировки. Разрешающая наработка это разрешаемая этапами добавка к гарантийному ресурсу до тех пор, пока не появится какой-либо дефект или недостаток, исключающий выполнение требований к двигателю, и двигатель снимается с эксплуатации. Для реализации эксплуатации по состоянию должны быть обеспеченны высокий ресурс двигателя, оснащения двигателя системой защиты и сигнализаций о неисправностях, осмотр после полетных и предполетных основных деталей двигателя Технологичность двигателя Технологичность конструкции двигателя определяет совокупность его свойств, позволяющих вести технологическую подготовку производства, изготавливать, эксплуатировать и ремонтировать при меньших затратах труда, средств, времени и материалов по сравнению с того же класса двигателями. По области проявления различают производственную и эксплуатационную технологичность. Технологичность конструкции объекта определяет ряд параметров: взаимозаменяемость контролепригодность инструментальная доступность Количественная оценка техники представляет в виде трудоемкости (сплошности) и КИМ КИМ = Экологические требования Уровень шума Уровень шума и эмиссия вредных веществ жестко ограничиваются международными нормами ИКАО (международная организация) с целью защиты окружающей среды. Однако положение на рынке авиационной техники таково, что эти характеристики используют как средство борьбы с конкурентами. Цель снижения шума самолетов исключить дискомфорт для пассажиров самолета, уменьшить влияние на здоровье жителей близлежащих к аэропорту районов и обслуживающего персонала аэропорта. С января 1972 г. ИКАО ввела общие нормы уровней шума дозвуковых пассажирских самолетов [Международные стандарты по авиационному шуму, Прил. 16, гл. 1]. В 1995 г. сделан еще один шаг по уменьшению допустимого авиационного шума, начало действовать решение ИКАО по введению новых норм [Там же, Прил. 16, гл. 3]. В 2006 г. введено в действие [Прил. 16, гл. 4] со снижением суммарного уровня шума в 3 контрольных точках относительно уровня гл. 3 в среднем на 10 EPN дб. Определения 2 Под интенсивностью шума J, Вт м, понимается количество энергии, переносимое звуковыми 2 волнами за одну секунду через площадку в 1 м, перпендикулярную к направлению их движения. Человеческое ухо воспринимает звук в очень большом диапазоне по интенсивности, поэтому в технике принята логарифмическая шкала сравнения уровней шума. За эталон сравнения принята интенсивность 12 2 шума на пороге слышимости J 0 10 Вт м. За единицу сравнения принят бел, Б. Однако для авиационной акустики эта величина оказалось крупной и поэтому используется 1 10 бела децибел, дб, а уровень шума в децибелах: L 10lg J, дб, J0 где J интенсивность шума исследуемого источника 13

14 Ухо человека обладает различной чувствительной к звуку разной частоты. Для учета частоты вводится критерий уровень воспринимаемого шума (PNL) и который измеряется единицей PN дб. Раздражающее воздействие: Гц Для дополнительного учета раздражающего воздействия дискретных составляющих шума и времени воздействия используется критерий — эффективный уровень воспринимаемого шума: EPNL EPN дб Оценка акустических характеристик самолета ведется в EPN дб по стандарту ИКАО в 3 контрольных точках с учетом взлетной массы самолета, т.е чем больше масса тем больше уровень шума (рис. 1.7). Рис. 1.7 Расположение контрольных точек измерения уровня шума самолета при взлете и посадке Точка 1 при взлете на линии, параллельной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) на расстоянии 450 м от нее, в точке, где уровень шума достигает максимального значения. Микрофоны на этой линии устанавливаются через каждые 500 м. Точка 2 при наборе высоты на расстоянии 6500 м от начала разбега вдоль оси ВПП по направлению полета. Минимальное расстояние от самолета до контрольной точки 2 зависит от аэродинамических характеристик и тяговооруженности самолета и от стремления получить наименьший фиксируемый уровень шума. Оно составляет м. Точка 3 при снижении на посадку на расстоянии 2000м от посадочного торца ВПП вдоль оси ВПП против направления полета, при снижении самолета по стандартной глиссаде с углом наклона к горизонту 3. Уровень шума самолета в каждой контрольной точке регистрируется через каждые 0,5 с, заданное количество замеренных спектров уровня шума (до 30 40) спектров уровня шума, которые преобразуются в такое же количество PNLT, а эти значения преобразуются в одно значение уровня воспринимаемого шума.epn дб. Источником шума является вентилятором и реактивное сопло (струя). Широкополосный шум возникает из-за срыва потока со спинки и корытца, уровень его ниже, чем у дискретного, но диапазон шире. Дискретный шум — шум взаимодействия лопаток РК с лопатками НА. Шум реактивной струи Рис Акустическая структура дозвуковой затопленной струи газотурбинного двигателя 14

15 Акустическая мощность реактивной струи: 2 n 5 C CC DC WC K, Вт, 5 a где C, плотность газа в реактивной струе и окружающей среде; D C диаметр сопла; a скорость звука в окружающей среде; C скорость газа на срезе сопла; n C 4 K экспериментальный коэффициент, учитывающий уровень турбулизации струи при M C 0.5, 4 K 2,5 10 при M 0.5 В зависимости от скорости истечения газа из сопла С М 8 закон 8-й степени C 6 закон 6-й степени C 3 закон 3-й степени C C C при 0,5 1,0 ; М С C при 0, 2 0,5 ; М С C при М 1, 0. С С выделяют для оценки W C : Снижение уровня шума основных источников должно быть сбалансировано С К шум вентилятора — шум сопла 2 Рис Схема прохождения самолета относительно контрольной точки При заглушении только одного источника результаты малы, необходимо заглушить оба. Правило компенсации: Суммарный эффективный уровень воспринимаемого шума в трех контрольных точках ЕРNL должен соответствовать стандарту ИКАО. Правило: превышение уровня шума в одной точке может быть компенсировано снижением в другой, но не более 2EPN дб по главе 3 Конструктивнее меры по снижению шума: В реактивной струе снижение шума достигается за счет снижения Сс (из второго контура) Использование шевронных сопел 1. Порча азонового слоя 2. Порча экологии в районе аэропортов Вредные вещества: СО оксид углерода (угарный газ) NOx оксиды азота СmHm Дым (смог) Эмиссия вредных веществ 15

16 Для снижения NOx необходимо обеспечить быстрое горение. Нормирование эмиссии. Эмиссия вредных веществ нормируется Международным стандартом ИКАО и Авиационными правилами (АП-34) «Охрана окружающей среды. Нормы эмиссии для авиационных двигателей». Контрольный параметр эмиссии Dj P0, г кн есть отношение массы D j газообразного вредного вещества, выбрасываемого двигателем за взлетно-посадочный цикл, к взлетной тяге P 0. где j в г к массе сгоревшего топлива в кг, г кг; EJ индекс эмиссии одного из веществ G Тi расход топлива на i-м режиме в кг с; время работы двигателя на i-м режиме, с. i j j i Тi i i D EJ G, г кн j, входящих в выбросы, есть отношение массы вещества Взлетно посадочный цикл (табл 1.6): Таблица 1.6 Наименование режима, i Относительная тяга, P P i 0 Продолжительность i, мин Взлет 1,00 0,7 Набор высоты 0,85 4,0 Заход на посадку 0,30 2,2 Руление/ земной малый газ 0,07 26 Нормы эмиссии: Нормативные уровни эмиссии ограничиваются следующими величинами (для двигателей с тягой более 26,7 кн): D / P D /P co o CnHm o D NOx /P o k Нормативное число дымности: SN=83.6Po (но не более50) Для ТРД, ТРДД, ТВВД SN=187No Для ТВД, ТВаД ГЛАВА 2 ВЫБОР КОНСТРУКТИВНО СИЛОВОЙ СХЕМЫ ГТД 2.1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ. ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ, ВХОДЯЩИЕ В КОНСТРУКТИВНО СИЛОВУЮ СХЕМУ Силовой системой ГТД называется совокупность элементов конструкции двигателя, которые воспринимают действующие на стенки проточной части осевые газовые силы, а также инерционные силы и передают их в виде равнодействующей на ЛА. Σос.газ.сил=тяга Детали роторов компрессора и турбины, узлы, соединяющие эти роторы, система приводов агрегатов, 16

17 обслуживающих двигатель и летательный аппарат, образуют силовую систему ротора. В ТВД, ТВВД и ТРДД с редуктором в силовую систему ротора входят и вращающиеся детали редуктора. Корпусы компрессора, камеры сгорания, турбины, входных устройств, форсажной камеры, реактивного сопла, реверсивного устройства, редуктора и опор образуют силовую систему статора. Силовая схема, дополненная конструкционными изображениями элементов (уплотнение, соединение фланцев) и правильным взаимным расположением основных элементов двигателя называется конструктивно-силовой схемой ГТД. Осевая сила на компрессор, камеру сгорания и входное сверхзвуковое устройство направлена вперед (по направлению тяги). Осевая сила на турбину, реактивное сопло направлена назад (против направления тяги). При выборе конструктивно — силовой схемы решают следующие задача: Обеспечение C уд в течение ресурса Снижение уровня шума Минимизация длины и миделя и массы двигателя Обеспечение надежности подшипников Обеспечение заданного уровня вибрации двигателя Реализация модульности Модуль это элемент двигателя, который выполняет определенные функции и может быть заменен на двигателе без всяких доработок Управления радиальными зазорами Управление изгибов роторов Рис. 2.1 Частотная отстройка ротора: а) схема отстройки «вверх» и «вниз»; б) схема отстройки ротора НД переносом РУП в опору турбины (ТРДДФ RB.199); в) схема управления радиальными и осевыми зазорами в двухопорном роторе ВД (ТРДДФ RB.199) 2.2 ОЦЕНКА СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА ЭЛЕМЕНТЫ СИЛОВОЙ СХЕМЫ В общем случае силы, действующие на элементы силовой схемы можно подразделять на газовые, инерционные, термические и силы трения в подшипнике. 17

18 2.2.1 Газовые силы Рис. 2.2 К определению осевых сил, действующих на стенки проточной части Со стороны стенок на газовой поток несжимаемой жидкости действует сила, заставляющая изменять направление движения R. Тогда со стороны газа будет действовать сила P. P= — R Их проекции на ось a По первому уравнению Эйлера сумма проекций всех сил, приложенных к струе газа на её участке равна приращению проекции секундного количества движения на этом участке Ra p1 F1 a p2f2 a G c2a c1a ; P p F p F G c c ; a 2 2a 1 1a 2a 1a P G c c p F p F P P, a 2a 1a 2 2a 1 1a дин ст Рис. 2.3 Схема для определения осевых сил в компрессоре: 1 передняя разгрузочная полость; 2 задняя разгрузочная полость; 3 гайка стяжного устройства валов компрессора и турбины; воздух для наддува передней разгрузочной полости; воздух, отводимый из задней разгрузочной полости Передние и задние разгрузочные полости. В передней полости повышенное давление, в задней пониженное это делается для уменьшения силы действия на подшипник. Осевые силы, действующие на РУП работоспособностью подшипника: 18

19 P = кг ос руп В случае превышения этих значений используются меры по уменьшению осевой силы: разгрузочные полости передние и задние в компрессоре и турбине или варьирование диаметров турбины. Осевая газовая сила, действующая на ротор, складывается из сил, действующих на каждый лопаточный венец и переднюю и заднюю стенку, вектор её направлен по вектору тяги: z P P p F p F, р ком РК i З З П П i 1 где z число рабочих колес ротора компрессора; p2i p1 i PРК i GВ са2i са 1i p2i F2 i p1 i F1 i FРК i ; FРК i D1 i D2i при Dнар const, F РК i 0. 4 Статор компрессора P с. ком z P ; P G с с p F p F. i1 НА i НА i В а3i а2i 3i 3i 2i 2i Грузоподъемность подшипников: Крутящие моменты от газовых сил 0.3 C nh const Рис. 2.4 К определению крутящих моментов от газовых сил: а) расчетная схема; б) силы, действующие на лопаточные венцы По ГОСТ принято левое вращение ротора, глядя со стороны сопла. В соответствии со вторым уравнением Эйлера сумма моментов относительно любой оси всех сил, приложенных к объёму газа, равна разности моментов относительно той же оси секундных количеств движения входящего и выходящего газа. M G c r c r В 2u 2 1u 1 19

20 Рабочее колесо компрессора: M Р. К. M Р. Т. Скручивается вал MС. Т. M Р. Т. Кручение СА ; M С. К. M Р. К. Кручение НА ; M С. К. MC. Т. Скручивание корпуса КС. Распределение осевых сил по основным узлам двигателя в процентном соотношении от тяги, принятой за 100%. Рис. 2.5 Примерная доля величин осевых сил, действующих на отдельные узлы двигателя, и алгебраическая сумма их, равная тяге двигателя (100%), в числителе доля осевой силы без разгрузки РУП, в знаменателе с разгрузкой Инерционные силы Инерционная сила. Инерционные силы возникают при эволюциях самолёта в воздухе, при разгоне и торможении. Инерционные силы от масс ротора передаются на подшипники опор и через них на корпус двигателя. Инерционные силы от массы двигателя передаются на элементы подвески и через них на самолёт. Рис. 2.6 К оценке инерционных сил Инерционная сила от масс ротора при движении по прямой будет равна: 20

21 Gр jх Э Э PИР х jх Gр Gрnx Mnx g g g осям Инерционная сила оценивается коэффициентом перегрузки. При наличии перемещений самолета по другим осям с ускорениями j y и j z будут перегрузки и по этим Э n y, Э n z. Э Э Э Для каждого типа самолета для каждого режима полета коэффициенты n, n, n нормируются. x y z Рис. 2.7 К оценке инерционных сил Гироскопический момент. При отклонении траектории движения системы «самолет вращающийся ротор двигателя» от прямолинейной возникает в переносном движении поворотное ускорение, которое вызывает появление гироскопического момента. Рис. 2.8 К возникновению гироскопического момента при повороте самолета вокруг вертикальной оси ОY где M J sin, Г X р J массовый полярный момент инерции ротора относительно оси вращения X ; угловая частота вращения ротора; угловая скорость поворота самолёта; X р 21

22 Гироскопический момент M Г поворачивает самолёт в пространстве так, чтобы вектор совместился с вектором, при этом поворот вектора должен происходить в сторону меньшего угла между векторами (угол ). 2.3 ПОДВЕСКА ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ Требование к схеме и конструктивным элементам подвески Должна обеспечивать передачу тяги на ЛА и других сил и моментов, действующих на корпус. Рис. 2.9 Схема и нагружение подвески двигателя на самолете: S 1 стержень, воспринимающий тягу двигателя; S 2, S 3 стержни, воспринимающие вес двигателя, M КР ; S 1, S 1, S 1 система стержней, воспринимающих вес двигателя, боковую силу и M КР ; точка крепления стержня на пилоне самолета; точка крепления стержня на корпусе двигателя Должна обеспечиваться свобода температурных деформаций корпуса двигателя Деформация корпуса двигателя в месте расположения подвески не должна влиять на радиальные зазоры Должна быть исключена возможность нагружения элементов двигателя при деформации корпуса самолета Минимальная передача на самолет вибрации двигателя Принципы проектирования подвески 1. Крепление двигателя осуществляется в 2-х плоскостях перпендикулярных оси двигателя, что позволяет реализовать в большинстве случаев определенную систему. Передний или основной узел подвески располагается вблизи центра масс двигателя, что уменьшает изгибающий момент, действующий на корпус двигателя (0,2 длины между поясами от переднего пояса центра масс). Задний или вспомогательный узел подвески стараются отнести от основного на возможно большее расстояние. Это позволяет уменьшить величину реакций от гироскопического момента. 2. Фиксация двигателя в осевом направлении осуществляется только в одной передней плоскости и в попоречном направлении только одним элементом.это обеспечивает свободное расширения деталей при нагреве. Оптимальной можно считать симметричную подвеску (центральный двигатель) 3. В каждом поясе должен быть как минимум один стержень (тяга), воспринимающий силу веса и боковую силу В переднем поясе, где фиксация двигателя осуществляется в осевом направлении должен быть стержень, воспринимающий тягу. Крутящий момент воспринимается одним или двумя поясами. 22

23 2.3.3 Расчетная схема Подвеска представляет собой пространственную ферму, куда входит и корпус двигателя. Подвеска состоит из системы стержней, работающих на растяжение и сжатие (редко на изгиб) и является, как правило, статически определимой системой. Порядок расчета: 1. Расчетные режимы: Взлет Динамика полета Динамика посадки Для каждого режима имеются свои коэффициенты перегрузки по всем трем осям. 2. Определение действующих на двигатель сил X=P+n Y=n Z=n э э y z э G G x дв дв G дв M, M, M — не учитывать x y z 3. Составление системы уравнений равновесия твердого тела в пространстве. 4. Решение системы уравнений, в результате определения усилия в стержнях от каждой нагрузки и для каждого расчетного случая. Суммирование усилий в каждом стержне от всех нагрузок. 5. Запас прочности по элементам подвески. 2.4 КРИТЕРИИ ВЫБОРА КОНСТРУКТИВНО СИЛОВОЙ СХЕМЫ Конструктивно силовая схема двигателя необходима на первом этапе проектирования при зарождении идеи концепции чтобы наметить фундаментальные решения, которые обеспечат конкурентоспособность изделия (двигателя). Требование: C — обеспечения минимальных зазоров уд min Обеспечение ресурса подшипника (РУП) Выполнения требования по уровню вибрации Вибрация это суммарный источник колебаний (количество подшипников, демпферов) Минимизация длины и шасси двигателя Снижение шума двигателя Отсюда можно сформулировать критерии выбора конструктивно силовой схемы: 1. Минимальное число опор ротора 2. Максимальная жесткость ротора и корпуса 3. Оптимальное месторазмещение РУП 4. Минимальная длина и масса двигателя 5. Модульность Рис Общая схема размещения и нумерации опор в одновальном роторе: I, II передний и задний пояса подвески двигателя к самолету 23

24 1 0 радиально-упорный подшипник; l П расстояние между поясами подвески Оптимальное число опор с точки зрения нагружения опор и ротора 2, в этом случае система статически определима, и несоосности опор приводит только к перекосу оси ротора, не нагружая дополнительно ротор и опоры при вращении ротора. 2 опоры: 1-4, 1-3, 2-3, опоры: 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, опоры: Ч исло опор Схема размещения опор Таблица 2.4. Схема размещения опор Двухвальный ротор Рис Общая схема размещения и нумерации опор в двухвальном роторе: 2 В 3 В подшипники ротора внутреннего контура; 1 н, 4 н подшипники ротора наружного контура; 1 o, B 2o Н радиально-упорные подшипники; 24

25 3 M H межвальный подшипник; 1 H подшипник ротора наружного контура в варианте с ВНА; I, II передний и задний пояса подвески двигателя к самолету; l П расстояние между поясами подвески 2.5 ВЫБОР КОНСТРУКЦИИ И МЕСТА СОЕДИНЕНИЯ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ В трехопорном роторе НД узел соединения валов, который выполняет шлицевое соединение (воспринимающей Mкр) и резьбовое соединение (воспринимает осевую силу), располагается ближе к одной из опор, чтобы уменьшить нагружение ротора и опор, массой и центробежной силы от этого соединения. Рис Соединение роторов компрессора и турбины НД: а) РД-33; б) CFM56; в) АИ-25 25

26 2.6 ВЫБОР СИЛОВОЙ СХЕМЫ КОРПУСА В зависимости от того, каким образом статор компрессора и статор турбины соединяются, различают четыре схемы силовой связи. 1. Схема с внутренней связью Рис Схема корпуса с внутренней связью: 1 корпус компрессора; 2 газосборник; 3 корпус турбины Возможность использовать индивидуальную КС, которую можно менять при эксплуатации. Недостаточная малая изгибная и крутильная жесткость. 2. Схема с наружной связью 3. Схема с двойной замкнутой связью Рис Схема корпуса с наружной связью: 1 корпус компрессора; 2 газосборник; 3 корпус турбины а) б) в) Рис Схема корпуса с двойной замкнутой связью: а) ТРДФ Р11Ф2-300; б) ТРДД Д-30, в) ТРДД «Тэй» Высокая жесткость системы при установке опоры перед турбиной. 4. Схема с двойной разомкнутой связью Рис Схема корпуса с двойной разомкнутой связью 26

27 2.7 РАЗМЕЩЕНИЕ И ЗАКРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ Двигатели могут быть размещены: 1. В хвостовой части: В фюзеляже На пилонах 2. На крыле: В корне крыла (Ту 104) Под крылом Над крылом На пилонах крыла Рассмотрим эти случаи по следующим критериям: 1. Схема подвески 2. Длина и сопротивление воздухозаборника 3. Загромождение и нагружение крыла, изменение подъемной силы 4. Удобство эксплуатации двигателя 5. Интерференция (взаимовлияние) самолета и двигателя Рис 2.9 Размещение двигателей в хвостовой части самолета: а) размещение двух двигателей в фюзеляже: на рисунке изображены вид спереди, вид сверху и вид на двигатели со стороны сопла; расположение стержней крепления двигателей даны в переднем поясе крепления (левый двигатель) и в заднем поясе подвески (правый двигатель): 1,6 стержни, воспринимающие вес и тягу; 2 крутящий момент и боковую силу; 3 крутящий момент; 4 боковую силу; 5 усиленные шпангоуты; б) размещение 4-х двигателей: 1, 2, 4 усиленные шпангоуты и консоли; 3, 5, 6 стержни, воспринимающие вес, крутящий момент и тягу. ГЛАВА 3 КОМПРЕССОРЫ 3.1 АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРОВ РАЗНЫХ СХЕМ В настоящее время в составе ГТД используются осевые, центробежные и осецентробежные компрессоры. Наибольшее распространение получили осевые компрессоры, но в связи с увеличением высоты лопатки последней ступени КВД приходится вводить центробежную ступень вместо 5-6 ступеней на хвосте, * учитывая, что у центробежного компрессора к Чисто центробежные компрессоры используются в двигателях вспомогательного назначения. 27

28 3.2 ТРЕБОВАНИЯ (КРИТЕРИИ) К КОНСТРУКЦИИ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА Компрессор должен обеспечивать: заданные в ТЗ на двигатель расход воздуха G кг в с, степень повышения давления k при коэффициенте полезного действия к 0,86 0,91 ; газодинамическую устойчивость на всех режимах (использование РНА, клапаны перепуска); минимальные радиальные зазоры на взлетном и крейсерском режимах в течение всего ресурса (использование системы управления радиальными зазорами); минимальную массу (использование композитных материалов); технологическое совершенство (минимальное количество деталей, КИМ, модульность и др.); надежность (запасы прочности, ресурс, ремонтопригодность, эксплуатация по состоянию). 3.3 СХЕМА ПРОЕКТИРОВАНИЯ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА. ФОРМИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ Схематичный облик компрессора, как и других узлов, определяется при разработке концепции всего двигателя. При проработке компоновки компрессора конструктор начинает с формирования конструкции элементов проточной части: уточняется изображение лопаток в меридиональном сечении; выбираются предварительные осевые зазоры, размерные цепи; выбирается конструкция хвостовика лопаток; формируется образ рабочей лопатки, и намечаются соединения дисков, фиксация лопаток в колесе; выбирается конструкция НА; окончательное определение осевых зазоров. Влияние осевых зазоров связано с возникновением спутных следов за выходными кромками лопаток впереди стоящей решетки, которые определяют шаговую неравномерность потока по скорости и давлению (рис. 3.1). Рис. 3.1 Физическая картина в осевом зазоре ступени осевого компрессора В итоге периодически с определенной частотой меняется скорость и давление на входе в решетку рабочего колеса, что приводит к снижению КПД и вызывает возбуждение колебаний лопаток. Номинал осевого зазора oi, исключающий эти отрицательные явления, обычно принимается равным: oi (0,15. 0, 25) S i, где S i ширина предшествующего лопаточного венца по среднему радиусу. 3.4 ВЫБОР КОНСТРУКЦИИ ХВОСТОВИКА ЛОПАТКИ В практике проектирования осевых компрессоров используют хвостовики типа «ласточкин хвост» (рис. 3.2), шарнирный (типа проушина) и елочного типа. 28

29 Нормативными документами предусмотрено использование хвостовика с углом при вершине , 0 60, Рис. 3.2 Особенности нагружения хвостовика типа «ласточкин хвост»: а) минимальные расстояния от пера до трактовой площадки хвостовика b = r, c 0.25r ; * возникновение M стесненного кручения при 0 ; концентрация напряжений в хвостовике из-за кр искривленности профиля при изгибе ( ном ): сплошная линия на стороне корыта; б) силы и напряжения, действующие в элементах замка «ласточкин хвост» Хвостовик устанавливается с натягом или зазором 0,01-0,03. Если хвостовик устанавливается с натягом, то i=40, а если с зазором, то i=40. В большинстве случаев i=60, т.к. в этом случае достигается максимальная прочность при минимальной деформации. Нагружение ласточкиного хвоста определяется минимальная ширина перемычки выступа из условия размещения z лопаток (рис. 3.2,б): ( D 2 h) Bп B; z делается расчет на прочность замка, на растяжение выступа диска, на смятие боковых поверхностей и на срез по формулам: С1 N С1 Р см ср ; F F 2 F P см 180 sin 2 z где С1 С С л СB ; N л ; sin 2sin 2 2 ср F P l B sin F см l h sin F ср l h. cos Шарнирный замок Шарнирное соединение лопатки с диском представлено на рис. 3.3, а. 29

30 а) в) б) Рис. 3.3 Шарнирное соединение лопатки с диском: а) 1 лопатка, 2 диск, 3 втулка контровочная, 4 палец, 5 заклепка; б) геометрические параметры шарнирного подвеса; в) резонансная диаграмма лопатки с шарнирным подвесом и с хвостовиком «ласточкин хвост» При колебаниях лопатки по основной форме деформации ее невелики и поэтому лопатку можно считать физическим маятником (рис. 3.3,б), совершающим колебания с частотой f ш R nc, l где n c секундная частота вращения. Учитывая, что структура формулы f ш соответствует выражению для гармоники возбуждающей силы f K n c, можно заметить, что, варьируя параметрами R и l ш, можно отстроить лопатку от резонансных колебаний во всем диапазоне частот вращения ротора (рис. 3.3,в). Шарнирная лопатка позволяет отстроиться от резонанса во всем рабочем диапазоне от I и II форм, тогда как лопатка с ласточкиным хвостом имеет несколько резонансов, из-за перетекания из зоны высокого давления в зону низкого давления происходит завал давления в корневом сечении, снижается КПД. Елочный хвостовик используется при размещении вентиляторной ступени ТРДД с большой степенью двухконтурности, но учитывая, что температура в этой зоне низкая, используют елку с двумя или тремя парами зубьев. ш 30

31 Фиксация лопатки в диске Варианты фиксации лопатки в диске представлены на рис а) б) Резьбовой или гладкий штифт Пластинчатый замок Бурт пластинчатый замок Рис. 3.4 Фиксация лопаток в диске. Групповые фиксаторы: а для 1-й ступени вентилятора ТРДД; б для остальных ступеней компрессора. 1 лопатка, 2 диск, 3 кольцо, 4 замок для кольца. Индивидуальные фиксаторы (таблица) Критерии выбора схемы НА: Выбор конструкции направляющего аппарата КПД; осевая и окружная жесткость; живучесть, под которой понимается свойство детали (в нашем случае лопатки) сохранять работоспособность при возникновении трещин до момента ее быстрого роста; вибропрочность (точнее было бы использовать термин вибровозбудимость); технологичность; минимизация массы. По виду закрепления лопаток НА разделяют на консольные (рис. 3.5) и двухопорные (рис. 3.6). 31

32 Рис Компрессор с консольным НА на примере компрессора ВД ТРДД НК-56 Рис. 3.6 Статор компрессора ТВаД ТВ2-117с двухопорным НА По условию сборки компрессора обе схемы НА разделяют на два вида: с продольным разъемом и без разъема. По условию сборки самого НА могут быть разделены на три типа: неразборные, разборные и смешанные. Неразборные конструкции (рис. 3.7) обычно сводятся к простому исполнению оба кольца (или одно) при консольном закреплении. Соединение лопаток с наружным кольцом может быть паяным, сварным или выполненным способом электроклепки. 32

33 Рис. 3.7 Неразборные НА компрессора ТВД НК-12: 1 наружное кольцо; 2 лопатка; 3 внутреннее кольцо Разборные конструкции (рис. 3.8). Соединение лопаток c помощью замка «ласточкин хвост», Т- образный паз. Рис. 3.8 Разборный НА компрессора СД ТРДД НК-56: крепление лопаток в наружном кольце замком «ласточкин хвост» с предварительной установкой в канавку внутреннего кольца; 1 наружное кольцо; 2 лопатка НА; 3 внутреннее кольцо Если по наружному кольцу лопатка приваривается, а по внутреннему используются соединения, применяемые в разборных НА, такую конструкцию НА можно назвать смешанной (рис. 3.9). Цель здесь преследуется одна упростить конструкцию и снизить массу. 33

34 Рис. 3.9 НА смешанной схемы первой ступени вентилятора ТРДД НК ВЫБОР КОНСТРУКЦИИ РОТОРА Типы роторов области их использования Существуют три конструктивные схемы ротора, область применения каждой из которых достаточно четко определяется уровнем допустимых окружных скоростей вращения на его периферии и способом передачи крутящих моментов от ступени к ступени. Ротор барабанного типа (рис. 3.10), представляющий цилиндрическую или коническую оболочку с наружными пазами или другими элементами для закрепления лопаток, отличается и простотой конструкции, небольшим числом составных элементов и высокой изгибной жесткостью. Недостатком такого ротора являются малые допустимые окружные скорости вращения (до м/с на периферии барабана). Поэтому область применения этого типа ротора ограничивается каскадом низкого давления в двух- и трехвальных ТРДД и компрессорами малогабаритных двигателей, имеющими небольшие размеры. Рис Ротор барабанного типа КНД ТРДД V2500 В роторе дискового типа на валу крепятся отдельные диски, что позволяет поднять окружные скорости на периферийном диаметре до м/с. Это дает возможность использовать его в высокооборотных, высоконапорных компрессорах с оптимальным числом ступеней. Однако такой ротор без барабанных проставок имеет малую изгибную жесткость. Для повышения изгибной жесткости между дисками устанавливают трактовые кольца или проставки, как это показано на рис Однако все это ведет к 34

35 конструктивному и технологическому усложнению ротора и увеличивает его вес. Рис Ротор дискового типа КВД ТРДД Д-30 Ротор смешанного (барабанно-дискового) типа (рис. 3.12) сочетает в себе достоинства роторов барабанного и дискового типа: высокую изгибную жесткость, которую можно при необходимости изменять, и прочность, которая позволяет использовать этот ротор при таких же окружных скоростях, что и дисковый. Роторы такого типа широко применяются в современных ГТД. Рис Ротор барабанно-дискового типа КВД ТРДД RB Осуществляя поиск предпочтительной конструкции ротора для заданных условий, используют следующие основные критерии для выбора решения: прочность ротора и его элементов, воспринимающих крутящий и изгибающий моменты, нагрузки от газовых и центробежных сил, неравномерного нагрева, изменения скорости полета, эволюций самолета, а также от переменных сил; изгибная и крутильная жесткость для получения требуемых значений критических частот вращения и сохранения заданных радиальных зазоров при работе двигателя; сохранение первоначального дисбаланса ротора в заданных пределах в течение ресурса; ремонтопригодность; технологичность; 35

36 Для облегчения ротора в последние лет используют конструкции соединения лопаток с диском без хвостовика, т.е. неразборная конструкция. Это позволяет уменьшить массу ротора на 25%. Если ротор барабанно-дисковой конструкции, то эта техника называется blisk, а если ротор барабанный, то bling. Следующий шаг снижения массы: пустотелые лопатки; использование композитных материалов; использование композитных материалов с металлической матрицей. В расплав титанового сплава вводятся с определенной ориентацией волокна бора или углерода. Предел прочности выше, чем у стали, следовательно, можно сделать барабанную конструкцию с жесткостью барабано-дисковой. Изготовление таких роторов производится электрохимическим методом, фрезерованием и сваркой трением или электронно-лучевой сваркой. На рис представлены все три метода. а) б) в) Рис Методы изготовления роторов по технологии blisk: а) электрохимическая обработка; б) фрезерование; в) сварка трением лопатки и выступа на диске с последующей обработкой Понятия о чистых дисках Чтобы достичь равнопрочности всех элементов диска при введении на полотне отверстий, необходимо сделать утолщение. Диск, который не имеет отверстий на полотне, называется чистым. Выбор наклона диафрагмы носка вала Для достижения наибольшей осевой жесткости при минимальной массе диафрагму передней цапфы выполняют конусной (с наклонной образующей) и для достижения равнопрочности с уменьшением толщины от центра к периферии. Значимость наклона можно понять из простой модели на рис. 3.14, где осевая сила P ос разложена по двум направлениям по образующей конуса и перпендикулярно к ней. Сила P сж определяет сжатие диафрагмы, а P изг ее изгиб. Расчет такой конической оболочки показывает, что даже небольшой угол 6 8 обеспечивает увеличение осевой жесткости в раза. Рис Схема нагружения передней цапфы ротора 36

37 3.5 ВЫБОР КОНСТРУКЦИИ СТАТОРА Будем считать статором весь комплекс неподвижных элементов, обеспечивающих сжатие воздуха в осевом компрессоре на расчетных и нерасчетных режимах: корпус, направляющие аппараты (НА), трактовые кольца, а также систему управления компрессором (РНА и клапаны перепуска воздуха), систему управления радиальными зазорами и систему отбора воздуха. Требования к статору: точность исполнения формы межлопаточных каналов НА и фронта решеток профилей и их минимальное искажение на рабочих режимах; точность поддержания по режимам радиальных зазоров, определяемых внутренним диаметром трактового кольца и его деформацией; прочность корпуса, НА. На статор действует весь спектр статических нагрузок кроме центробежных сил, рассмотренных ранее при анализе нагружения ротора, и внутреннее давление (рис. 3.79). Лопатки НА испытывают действие и переменных нагрузок, и газовых сил; жесткость корпуса, НА и трактовых колец. Корпус, входя в силовую схему двигателя, испытывает изгибные и крутильные деформации, что непосредственно влияет на радиальные зазоры. К такому же отрицательному эффекту приводит неравномерное распределение жесткости в поперечном сечении корпуса и трактового кольца. герметичность корпуса. При высоких степенях повышения давления (25-40 и выше) негерметичность фланцевых и других соединений корпуса, а также клапанов, лючков и штуцеров, расположенных на корпусе, из-за утечек рабочего тела начинает существенно влиять на КПД компрессора; непробиваемость корпуса при обрыве рабочих лопаток или их фрагментов; технологичность. Имеются в виду требования по рациональному использованию материала, по минимизации трудоемкости при изготовлении и сборке компрессора, включая балансировку ротора; минимизация массы. Корпус может быть неразъемным, с поперечным разъемом, с продольным разъемом, с двойной стенкой. Неразъемный корпус (рис. 3.15) чаще имеет цилиндрическую форму из условия монтажа НА и трактовых колец. Его преимущества неизменная окружная жесткость, герметичность, высокая технологичность и меньшая масса по сравнению с другими типами корпусов, возможность смонтировать неразъемный (сварной, например) ротор при разъемных НА. Рис Схема нагружения статора на примере компрессора ВД ТРДД НК-56: действующие на лопатки; M крутящие моменты от газовых сил; кр M, изг P, ос осевая сила и крутящий момент в системе корпуса всего двигателя; G сила тяжести; P газовые силы, Г M изгибающий момент, кр P сила инерции; j сила внутреннего давления Корпус с поперечными разъемами (рис. 3.16) при сравнении с неразъемным облегчает проведение и * P K 37

38 контроль монтажных операций (радиальные зазоры и др.), а при разъемном роторе позволяет использовать неразъемные НА разных конструктивных исполнений, позволяет оптимизировать выбор материала корпуса, например, на первых ступенях титановые сплавы, на последних жаропрочные сплавы. Однако такой корпус при сравнении с неразъемным имеет худшие весовые характеристики и привносит трудности в герметизации. Рис Корпус с поперечными разъемами компрессора ВД ТРДД НК-8 Корпус с продольным разъемом (рис. 3.17) имеет то преимущество, что сборка компрессора возможна с окончательно отбалансированным, неразъемным ротором, облегчается контроль осевых и радиальных зазоров. Недостаток неравномерная окружная жесткость, затруднения в компоновке РНА. Однако нужно отметить, что изгибную жесткость корпуса можно увеличить, располагая продольный разъем в вертикальной плоскости. Рис Ротор компрессора СД ТРДД ATF3-6 Корпус с двойной стенкой (рис. 3.18). Будем считать корпус выполненным с двойной стенкой, если наружная стенка является элементом силовой системы корпуса двигателя, а вторая служит только для 38

39 крепления НА и трактовых колец и в зависимости от конструкции этих элементов может состоять тоже из 2-3 стенок. Корпус с двойной стенкой позволяет резко увеличить изгибную и крутильную жесткость в «талии» в стыке компрессора и КС и уменьшить деформации внутренней стенки, нагруженной только газовыми силами, действующими на лопатки НА и перепадом давлений. Оба эти фактора позволяют уменьшить радиальные зазоры и обеспечить их постоянство по ресурсу это главная цель при использовании такой схемы корпуса, в угоду которой усложняется конструкция и увеличивается вес корпуса. Рис Корпус с двойной стенкой компрессора ВД ТРДД V2500: 1 наружная стенка; 2 внутренняя стенка; 3 нежесткие связи внутренней стенки с наружной (телескопическое соединение) Отрицательное воздействие присоединенных объемов Втулочными присоединенными объемами в компрессоре и турбине принято называть кольцевые полости, образующиеся между конструктивными элементами двухопорных НА, РК и цилиндрическими проставками ротора, и соединяющиеся с проточной частью кольцевыми щелями (рис. 3.19,а). В процессе сжатия воздуха в ступени из-за окружной и радиальной неравномерности потока перед решеткой профилей, различных отклонений в геометрии межлопаточных каналов, давления за решеткой тоже не одинаковы по окружности (рис. 3.19,б): есть участки, где давление превышает некоторое среднее (зона А) и участки, где оно ниже среднего (зона В).Тогда по кольцевому каналу воздух из зоны А вытекает в зону В, образуя поперечные течения в проточной части компрессора. Взаимодействие основного потока с поперечным потоком из присоединенных объемов ведет к дополнительным гидравлическим потерям и снижает КПД и газодинамическую устойчивость. а) б) Рис Влияние присоединенного объема на работу компрессора: а) присоединенный объем (зона повышенного давления); б) присоединенный объем (зона пониженного давления) 3.8 УПРАВЛЕНИЕ РАДИАЛЬНЫМИ ЗАЗОРАМИ Необходимо стремиться к минимальным радиальным зазорам, однако монтажный зазор приходится выбирать с учетом того, что радиальный зазор меняется по режимам (рис. 3.20). 39

40 Рис Наличие радиальных зазоров где 1 м. з 1 р. з 1 м. з = 1. монтажный радиальный зазор; 1 р. з изменение радиального зазора, свойственное рассматриваемому режиму работы двигателя. Схематично динамика изменения показана на рис р з 1 р. з Рис Примерное изменение радиального зазора по режимам работы двигателя 1 р. з Для обеспечения минимального расхода топлива на крейсерском режиме, т.е. высокий КПД и минимальный зазоры, приходится вводить систему управления радиальными зазорами. Различают системы управления активные, то есть управляемые, и пассивные, которые обеспечивают уменьшение радиальных зазоров на заданных режимах автоматически за счет согласования во времени тепловых деформаций ротора и статора. По схеме может быть с воздействием на статор и на ротор (termatik rotor). Повышению эффекта уменьшения радиальных зазоров от подогрева ступиц дисков способствует малая толщина всех последних 6 ступеней и практически одинаковые их геометрические параметры (диаметр центрального отверстия, ширина и высота ступицы). Отметим, что система с подогревом ступиц дисков не нашла широкого применения. 3.9 ПРОБЛЕМЫ, СВЯЗАННЫЕ С СОЗДАНИЕМ ВЕНТИЛЯТОРА ТРДД Автоколебания лопаток Автоколебания — это колебания, вызванные силой колебательного характера (поток газа), повторяющиеся с частотой собственных колебаний системы. Опасность таких колебаний состоит в том, что амплитуда их возрастает от цикла к циклу беспредельно до разрушения. При обтекании лопатки потоком автоколебания могут начаться с деформации лопаток случайным 40

41 импульсом, при котором происходит изменение углов атаки (рис. 3.22). Если эти углы находятся в закритической области ( i ), то автоколебания называются флаттером. Если углы в докритической области, то колебания называются аэродемпфированием с декрементом затухания 0, 03 0, 09. Величина aэ соизмерима с декрементом демпферов сухого трения, которые специально вводят в конструкцию лопаток компрессора для снижения амплитуды колебания. Для устранения автоколебаний увеличивают жесткость лопатки и «разводят» собственную частоту изгибных и крутильных колебаний необходимо, чтобы эти частоты отличались не менее чем на 15%. aэ Рис Зависимость подъемной силы Р, действующей на лопатку от угла атаки i; i кр, i Р критический и расчетный угол атаки «Веерный флаттер» возникает в закрученной лопатке с большой парусностью из-за того, что центр давления и центр жесткости на профиле разделены настолько, что набегающий поток силой P разворачивает профиль относительно центра жесткости, увеличивая амплитуду колебаний (рис. 3.23,а).Это обстоятельство, вызванное автоколебаниями первой рабочей лопатки вентилятора («веерный флаттер»), длительный период сдерживало доводку ТРДДФ НК-6. Решение: саблевидная лопатка. На рис. 3.23,б показана схема саблевидной лопатки, впервые реализованная на ТРДДФ НК-6. Основная идея такой лопатки сблизить центр давления и центр жесткости профиля. а) б) Рис Схема возникновения «веерного флаттера» и устранение его переходом на саблевидную лопатку: а) развертка пера лопатки; б) развертка пера саблевидной лопатки 41

42 3.9.2 Проблемы исключения антивибрационной полки Антивибрационная полка является инструментом ограничения амплитуды переменных напряжений в рабочих лопатках. Необходимость использования этого инструмента решается при выборе концепции вентиляторной лопатки или это лопатка с большим относительным удлинением (4,0-4,5), или с малым удлинением (2,0-2,5). Антивибрационная полка используется обычно при выборе лопатки с большим удлинением. В этом случае при упрощении, что диск жесткий, полку можно рассматривать как дополнительную опору балки с жесткой заделкой (рис. 3.24). В случае а) дополнительная опора ориентирована на ограничение колебаний по 1-й изгибной форме, б) по 2-й и 3-й форме; в) по 1-й, 2-й и 3-й форме. а) б) в) Рис Ограничение амплитуд колебаний лопатки антивибрационными полками Снижение амплитуды колебаний происходит и за счет рассеяния энергии при трении по контактным поверхностям полок (рис. 3.25). Рис Возникновение сил тренияпо контактным площадкам: а) бандажных полок, б) антивибрационных полок Отрицательная сторона антивибрационной полки увеличение гидравлических потерь и снижение КПД ступени на 3-4%, повышение трудоемкости изготовления и массы лопатки. Этим объясняется стремление конструкторов уйти от антивибрационной полки переходом на широкохордную лопатку с относительным удлинением (2,0-2,5) с использованием композиционных материалов (КМ). Что позволяет оптимизировать жесткость лопаток, обеспечить отстройку от опасных резонансов и снизить массу рабочего колеса Обледенение ПОС- противообледенительная система, которая представляет систему отбора воздуха из-за компрессора через клапан ресивер над ВНА, из которого в каждую лопатку подается горячий воздух так, чтобы температура поверхности лопатки была o С. При t=+5-20 o С в воздухе сохраняются капли воды, которые вместе с потоком направляются к входу в двигатель. При ударе капли о твердую стенку (рис. 3.26) вода моментально замерзает и процесс идет лавинообразно. Обледенению подвергаются в ТРДДФ с ВНА: лопатки ВНА, включая поворотную хвостовую часть и кок. В ТРДД без ВНА только вращающийся кок. В первом случае задача исключения опасных наростов льда решается показанным ранее способом подогревом поверхностей лопаток ВНА и кока воздухом с температурой порядка 300 o С, отбираемым из компрессора через управляемую систему отбора систему противообледенения. Для своевременного включения ПОС есть датчик противообледенения. Во втором обогревом вращающегося кока тем же воздухом из компрессора, который подводится к коку постоянно через пустотелый вращающийся вал (пример ТРДД Д-36), и применением «гидрофобного» кока. Гидрофобным обычно называется пустотелый вращающийся кок такой геометрии и конструкции и с такой 42

43 жесткостью стенок, что образование льда на нем минимально, а при образовании льда конструкция деформируется так, что лед трескается, его сцепление с твердой стенкой уменьшается и он сбрасывается потоком воздуха. Опасность ледяных наростов: сужается входное сечение; растет Т перед турбиной; * Г лед может откалываться с лопаток и попадать в проточную часть. Рис Схема соударения капелек воды с коническим коком Для повышения противообледенительной способности конического кока: выбирают угол конуса α = Наиболее эффективен кок с углом α = 45 и менее, но при этом повышается длина двигателя и масса кока; вводят в конструкцию резиновый носик длиной 75мм, который при обледенении деформируется под действием центробежной силы от массы льда, лед трескается и сбрасывается потоком воздуха. Этому способствует вибрация кока из-за возрастания дисбаланса (рис. 3.27); конус изготавливают из композиционного материала с малой жесткостью стенок. При появлении льда возрастает дисбаланс кока вибрация усиливает сбрасывающий эффект. Рис Схема разрушения льда на резиновом наконечнике кока Аэродинамический дисбаланс Если геометрия и жесткость каждой отдельной лопатки РК одинаковы, то, очевидно, будут одинаковы и газовые силы, действующие на лопатки и, в частности, окружные составляющие этих сил, изображенные на рис. 3.28, упращенно для четырех лопаток РК. Тогда P U 0. 43

44 Однако в РК вентилятора реальная неидентичность лопаток по геометрии и жесткости приводит к разбросу значений P U и тогда векторная сумма P U P U. Приведение вектора P U к центру масс дает силу PU, которая воздействует на ротор аналогично массовому дисбалансу и называется аэродинамическим дисбалансом. Еще один т.н. деформационный дисбаланс возникает из-за взаимного смещения хвостовиков Рис Схема лопаток в пазах дисков на рабочих частотах вращения возникновения и чаще является следствием балансировки ротора на аэродинамического частотах ниже рабочих. дисбаланса В суммарном дисбалансе ротора вентилятора доля деформационного дисбаланса может доходить до 30%, аэродинамического до 20% Обеспечение непробиваемости корпуса Одно из требований, которое выдвигается авиационными правилами, это обеспечение безопасности полета при разрушении лопаток и дисков вентилятора компрессора и турбины. Опасность состоит в том, что фрагменты разрушения элементов ротора могут нарушить жизненно важные системы (управления самолетом, топливоподачи, наддува гермокабины и др.) и привести к катастрофе. Основным методом выполнения этого требования безотказности полета является обеспечение непробиваемости корпуса, т.е. исключение выхода фрагментов ротора за пределы корпуса. Достигается это или увеличением толщины и оребрения стенки корпуса, или конструированием специальной защиты (рис.3.29). В ряде случаев непробиваемость обеспечивается целенаправленным использованием элементов статора расположением фланцев поперечных разъемов в плоскости рабочего колеса, введением двойной стенки статора и др. Рис Конструктивные обеспечения непробиваемости корпуса вентилятора: ТРДД CFM56-5C защита из композиционного материала; ТРДД CFM56-3 оребрение корпуса Снижение шума в источнике Вентилятор и реактивная струя являются основными источниками шума ТРДД. Мерами снижения шума вентилятора в современных ТРДД: переход на одноступенчатый вентилятор; исключение из конструкции ВНА; увеличение осевого зазора между РК и НА до величин 2-2,5 хорд РК Уменьшение последствий при попадании птиц В процессе проектирования вентилятора должно быть учтено попадание птиц на вход в двигатель, что возможно в зоне аэродрома при взлете и посадке. Проверка надежности конструкции вентилятора при ударе птицы о лопатки ВНА или РК обычно производится специальными стендовыми испытаниями, когда в двигатель вбрасывается птица установленной нормами массы (0,7 1,8 кг) со скоростью равной реальной относительной скорости 44

45 сближения птицы с решеткой. Результаты таких испытаний могут вызвать переделку конструкции рабочей лопатки вентилятора увеличение радиуса входной кромки, максимальной толщины профиля и др., т.е. предопределить отход от первоначально выбранных оптимальных профилей лопаток НА и РК. Схема соударения птицы с рабочим колесом показана на рис Рис Схема соударения птицы с решеткой профилей РК и деформации лопаток: С П относительная скорость сближения птицы с решеткой; U окружная скорость; С уд абсолютная скорость соударения птицы с лопаткой РК; угол удара; С N нормальная к лопатке (хорде) составляющая скорости соударения Проблема размещения лопаток на малом диаметре втулки Используется криволинейный замок ласточкин хвост (рис. 3.31). Рис Три исполнения замка «ласточкин хвост» 45

46 ГЛАВА 4 ТУРБИНЫ 4.1 ТУРБИНА В РАБОЧЕМ ПРОЦЕССЕ Турбина в рабочем цикле ГТД обеспечивает выработку мощности, необходимой для привода компрессора и частично для привода агрегатов двигателя и летательного аппарата. * С увеличением Т Г возрастает работа цикла и удельная тяга двигателя Р уд. Р уд. При фиксированной директивной тяге повышение Р уд приводит к снижению габаритов и массы двигателя. * Это основная причина постоянного роста Т Г, которая с начала 40-х годов прошлого столетия увеличилась почти в 2 раза с 1000 до 1900К. КПД турбины достигает уровня 0,9 0,94. При температуре с 1900 до 2000К лопатки работают при температуре равной или больше температуры плавления материала. 4.2 ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ ТУРБИНЫ Основные требования к конструкции турбины: минимальное число ступеней; высокий уровень Т и возможность увеличения * Г * Т Г ; высокий КПД и сохранение технического ресурса; минимальный расход воздуха на охлаждение; оптимальный тепловой режим подшипников узлов; технологическое совершенство (КИМ и трудоемкость) ; минимальная масса; надежность. Отметим преимущества осевой газовой турбины как тепловой машины: относительная простота конструкции, малый удельный вес; возможность получения больших мощностей в ограниченных габаритах; возможность наращивания мощности в ходе доводки и модернизации двигателя. 4.3 ВЫБОР ФОРМЫ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИНЫ При выборе формы проточной части турбины учитываются газодинамические, конструкторские и технологические требования, но и здесь выбор основывается на оптимизации газодинамических параметров. D H const. Эта форма тракта выгодна на первых охлаждаемых ступенях (турбина ВД) при большом срабатываемом теплоперепаде ( ºС), так как позволяет удержать минимальные радиальные зазоры даже без бандажных полок на рабочих лопатках (зазоры не изменяются при осевом перемещении ротора). D const вн. Увеличение среднего радиуса ведет к увеличению окружной скорости, теплоперепад увеличивается от первой к последней ступени при высоких КПД на основных режимах (крейсерский, взлет); используется в ТНД. D const ср определяет равномерное распределение теплоперепада по ступеням с высоким КПД на расчётном режиме. 4.4 ВЫБОР КОНСТРУКТОРСКОЙ СХЕМЫ ТУРБИНЫ Размещение опор ротора в турбине имеет принципиальное значение как для формирования облика турбины, так и двигателя в целом Мотивы размещения опор роторов в турбине определяются: стремлением уменьшения числа опор как отдельных узлов-модулей двигателя; поиском места для размещения опоры с минимальным уровнем температур; совмещением функций стоек опор и лопаток СА для упрощения конструкции и снижения массы двигателя; уменьшением расстояния между опорами и достижения, таким образом, требуемой жёсткости ротора и статора и, в конечном счете, нужной критической частоты вращения. Проведем анализ конструктивных схем турбины, представленных на рис. 4.1, по этому признаку. Схема А. Опора перед ТВД в зоне высоких температур, и опор две это недостатки схемы. Но расстояние между опорами ротора ВД минимальное, следовательно изгибная жесткость системы «ротор-корпус» наибольшая и вторая опора за ТНД в благоприятных температурных условиях. 46

47 Схема Б. Опора одна и расположена в ТНД это бесспорное преимущество такого размещения подшипников, но есть два недостатка: межвальный подшипник и увеличенное расстояние между опорами каскада ВД. Схема В. Две опоры и расстояние между опорами каскада ВД больше, чем в схеме А это недостатки. Лучший температурный режим первой опоры преимущество. Схема Г. В 3-каскадной турбине две опоры: опора с подшипниками ротора ВД и ротора СД находится между турбинами ТВД и ТСД в относительно «горячей» зоне, но в ней использовано совмещение стоек опоры и лопаток СА ТСД. Опора ТНД в зоне низких температур. Схема Д в какой-то мере устраняет недостатки схемы Г: одна опора, которая расположена в менее нагретой зоне между турбинами СД и НД, есть и совмещение стоек с лопатками СА ТНД, но присутствие межвального подшипника ротора ВД за турбиной ВД считают недостатком. Рис. 4.1 Конструктивные схемы опор с различным числом и размещением подшипников 4.5 ПРОЕКТИРОВАНИЕ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ Выбор хвостовика Конструктивные формы хвостовика елочного типа регламентируются стандартом ОСТ , где массив конкретных исполнений определяется варьированием шагом S, углом между средними линиями гребенок зубьев, углом β между средней линией гребенки и рабочей поверхностью зуба, углом γ между рабочей и нерабочей поверхностью зуба и числом пар зубьев q (табл. 4.1). 47

48 S, мм o 1,8; 2,0; 2,2; 2,4; 2,6; 2,8; 3,0; 3,2; 3,5 20 1,8; 2,0; 2,2; 2,4; 2,6; 2,8; 30 3,0; 3,2; 3,5; 4,0; 4,5; 5,2; 6, ,0; 8,0 30 γ, o β, o Предельное отклонение ±30` ±15` Количество пар зубьев q , 3 Таблица 4.1 7,0; 8,0; 10,0; 12,0; 14,0; 16,0; 18,0; 20, Рис. 4.2 Хвостовик елочного типа Для соединения рабочих лопаток с диском в авиационных турбинах применяется только хвостовик елочного типа, что сопряжено с его преимуществами (рис. 4.2): клиновидная форма (клин к центру) обеспечивает размещение большего числа лопаток на окружности диска. При такой форме хвостовика и выступа диска равномернее передается центробежная сила от масс лопаток на диск по сравнению с другими типами креплений с меньшей концентрацией напряжений; свободная установка лопаток в диск (с зазором 0,2. 0,3 мм) исключает температурные напряжения в системе «хвостовик паз», облегчает замену лопаток при монтажных операциях; зазоры с нерабочей стороны зуба хвостовика позволяют организовать продувку соединения охлаждающим воздухом, и, таким образом, снизить температуру обода и тепловой поток в диск; 48

49 работа хвостовика в упругопластической области, определяемая высоким уровнем рабочих температур и нагрузок, приводит к равномерному нагружению всех зубьев за счет перераспределения деформаций. Нужно отметить и недостатки: затруднен теплоотвод от рабочих лопаток в диск из-за малой площади контакта хвостовика и обода; концентрация напряжений по радиусам впадин хвостовика и выступа; высокая требуемая точность исполнения шага и других элементов, что увеличивает трудоемкость изготовления лопаток Выбор хвостовика по единичной силе и по графикам подобия Выбор хвостовика обеспечивается предусмотренной стандартом процедурой предварительной оценки напряжений смятия см, среза ср, изгиба изг и запасов прочности по единичной силе, приходящейся на единицу длины зуба при толщине зуба, принятой за единицу (S = 2 мм, r = 0,35 мм, Δ = 0,05 мм). Эти просчитанные для каждого сочетания углов, γ, β напряжения обозначаются см, ср, изг и даны в виде графиков (рис. 4.3). Имея результаты профилирования пера, можно решить задачу размещения на базовой поверхности ножки хвостовика или корневого сечения на полке хвостовика. В результате становится обоснованной ширина базовой поверхности хвостовика l д1. Используя проверенное практикой правило, «что ширина основания выступа на диске не должна быть меньше ширины базовой поверхности хвостовика», можно, задаваясь некоторым средним значениям угла клина (например, 20-30º), максимальным числом пар зубьев q и шагом S, оценить размещение лопаток и выбрать хвостовик. По принятой в компоновке проектируемой турбины ширине обода диска (длине зуба) b определяется объем хвостовика, ножки и полки хвостовика и по известной массе пера подсчитывается центробежная сила лопатки P j. Рис. 4.3 Пример изменения напряжений см, ср, изг для угла 30 Выбрав значение углов γ и β, оценивают напряжения по формулам: Pjn Pjn см 2 см, изг 2 изг, ср 2 bs bs Запас прочности по напряжениям среза: По напряжениям смятия: K см K t 0,2 1,5. t B По напряжениям изгиба: Kизг 2. см изг t 0.6 B 4. ср P jn bs. 49

50 4.5.3 Проектирование бандажной полки Бандажные связи рабочих лопаток турбины на ранних конструкциях ГТД встречались в виде проволочного составного кольца, расположенного на 2 / 3 высоты лопатки (ТРДФ Р11Ф300). Как и в компрессоре, решалась задача снижения амплитуды колебания рабочей лопатки. В турбинах двигателей 4-го и 5-го поколений кольцевой бандаж выполняется в виде контактирующих полок на периферии рабочих лопаток (рис. 4.4). а) б) в) Рис. 4.4 Бандажные связи рабочих лопаток: а) бандажная полка типа «зигзаг» (в плане); б) прямоугольная бандажная полка (две лопатки в одном поле диска); в) врезание гребней лабиринтов бандажной полки при осевых смещениях ротора на переходных режимах В бандажированном рабочем колесе отсутствуют перетекания газа с корытца на спинку. Бандажная полка придаёт ещё одно качество турбинной лопатке: при осевых смещениях рабочего колеса радиальный зазор остаётся постоянным. При изгибных колебаниях лопатки с бандажной полкой проявляется эффект демпфирования колебаний. Анализируя демпфирование, будем исходить из того, что лопатка колеблется по первой изгибной форме относительно оси O в направлении оси O (рис. 4.5). Рис. 4.5 Влияние угла k на демпфирование колебаний лопатки Варьируя углом k, можно увеличивать или снижать амплитуду перемещения по контактным площадкам ( ), а следовательно влиять на работу трения и уровень демпфирования: 50

51 А тр k N f S. При k 0 сила N определяется только натягом по контактным площадкам, который зависит от крутящего момента, действующего в периферийном сечении. При умеренных значениях k счет появления дополнительной силы сила N и работа трения при одинаковых будет выше за N на наклонной плоскости. Для уменьшения износа по контактным площадкам вводят твердосплавные пластинки. Необходимо, чтобы центр тяжести бандажной полки совпадал с центром тяжести периферийного профиля лопатки. Это исключает изгиб пера центробежной силой от массы бандажной полки. Данная операция называется центрированием. Расчет на прочность бандажной полки. Бандажная полка — это оребренная пластина, закрепленная по площадке периферийного сечения, нагруженная центробежной силой и моментом от этой силы. Расчет ее ведется в среде ANSYS. 250 МПа доп К В 2,5. 3,0 Проектирование пера: периферийное сечение должно нести бандажную полку с тем же запасом прочности (2,5. 3,0); у пустотелой охлаждаемой лопатки минимальная толщина стенки в периферийном сечении 0,6. 1,1 мм., Fк F 1,2. 1, 5 П Запасы прочности К 1,5. 2, 0. В Особенности конструирования ротора турбины В практике создания авиационных турбин использовались два типа роторов: дисковый и барабаннодисковый. В роторах дискового типа передача крутящего момента происходит от диска к валу шлицами (PW4000, ПС-90А). В турбине НД чаще всего применяют ротор барабанно-дисковой конструкции. Передача крутящего момента болтами со специальными втулками и без них, радиальными штифтами, треугольными торцевыми шлицами (RB211, малоразмерные двигатели) Меры против разбалансировки ротора К изменению балансировки ротора приводит ослабление натягов по центрирующим пояскам. Поэтому в конструкции турбин обычно придерживаются правила «охватывающая деталь должна иметь меньшие радиальные деформации» (рис. 4.6, задний фланец). В примере на рис. 4.6 нагретый диск деформируется больше, чем охватывающий фланец заднего носка, и в результате таких деформаций натяг по центрирующему пояску не ослабляется. Другой конструктивный прием сохранения посадки по центрирующим пояскам сделать в соответствии с теорией оболочек длинную оболочку, соединяющую диск с фланцем (рис. 4.6,б), выдерживая условие: l 3; ; R 51

52 Рис. 4.6 Сохранение балансировки по режимам на примере ротора турбины ВД НК-93: а) охватывающая деталь с меньшими радиальными деформациями; б) вариант фланца диска на длинной оболочке Выбор радиальных зазоров и их управление Системы управления радиальными зазорами в турбине, как и в компрессоре, строятся на воздействии или на статор или на ротор. Статорные системы управления могут быть пассивными и активными, роторные активными и связаны с частичным отключением охлаждения на крейсерском режиме. Активное управление широко используется во всех двигателях больших тяг. В качестве примера показана система двигателя ТРДД CFM 56-7В (рис. 4.7). При проектировании активной системы управления радиальными зазорами для крейсерского режима необходимо знать деформации ротора и, задаваясь минимальным радиальным зазором (0 0,2 мм), нужно оценить требуемую радиальную деформацию статора за счет охлаждения. Следующим шагом будет решение задачи теплоотвода для получения потребной деформации и конструктивное воплощение управляемой системы охлаждения статора. 52

53 Рис. 4.7 Система управления радиальными зазорами в ТРДД CFM 56-7B: активная в турбине НД и совмещенная в турбине ВД элемент А: 1 наружная стенка; 2 промежуточная стенка; 3 сегменты массивного кольца М; 4 уплотнения между сегментами; 5 тонкостенное трактовое кольцо Т При проектировании активной системы управления радиальными зазорами для крейсерского режима необходимо знать деформации ротора и, задаваясь минимальным радиальным зазором (0 0,2 мм), нужно оценить требуемую радиальную деформацию статора за счет охлаждения. Следующим шагом будет решение задачи теплоотвода для получения потребной деформации и конструктивное воплощение управляемой системы охлаждения статора. Пример пассивной системы управления радиальными зазорами турбины ВД ТРДД RB показан на рис Основа системы массивное кольцо 1, состоящее из двух частей, и относительно тонкое рабочее кольцо 2 с сотовыми вставками. Рис. 4.8 Пассивное управление радиальными зазорами на турбине ВД RB : a) схема положения кольца малой массы на запуске, крейсерский режим; б) схема положения кольца на останове При запуске, увеличении режима и при приемистости тонкое рабочее кольцо быстро нагревается и, расширяясь в радиальном направлении, упирается в массивное кольцо 1 (с большой тепловой инерцией), 53

54 попутно открывая канал для протока охлаждающего воздуха из-за 3-й ступени КВД. Оба кольца охлаждаются воздухом, обеспечивая одинаковый темп прогрева и расширения статора и ротора, а значит и постоянство радиального зазора. На остановке, при уходе на меньший режим, и при сбросе газа температура кольца 2 снижается и при радиальном сжатии оно садится на упорный бурт кольца 1 и будет удерживаться им. Радиальный зазор уменьшится, но врезания ротора в статор не будет. В этом положении отверстия для прохода воздуха перекрыты. Совместное активное и пассивное управление использовано в турбине ВД ТРДД CFM 56-7B (рис. 4.7, элемент А). Активная система определяет управление радиальным зазором по режимам работы двигателя. Пассивная усиливает этот эффект на стационарных режимах и гарантирует зазор на режимах запуска и останова. При снижении количества охлаждающего воздуха температура диска и лопаток увеличивается и, следовательно, возрастают термические расширения и силовые деформации диска и лопаток, что ведет к уменьшению радиального зазора. В итоге частичное отключение охлаждения турбины ВД увеличивает КПД цикла и топливную экономичность за счет уменьшения потерь рабочего тела на охлаждение и снижения потерь в радиальном зазоре. Положительный эффект повышения топливной экономичности возрастает, если одновременно с частичным отключением охлаждения ротора использовать и охлаждение статора. Диаграмма работы объединенных двух систем показана на рис.4.9. Рис. 4.9 Диаграмма совместной работы систем охлаждения ротора и статора: линия ЕА система охлаждения ротора включена, а статора выключена; линия DC система охлаждения ротора выключена, а статора включена 4.6 ВЫБОР КОНСТРУКЦИИ СТАТОРА Требования Основные требования заключаются в следующем: прочность при оптимальном температурном режиме; жесткость изгибная и крутильная для уменьшения влияния на радиальные зазоры; герметичность для исключения протечки газа, течей топлива при ложном запуске и утечек охлаждаемого воздуха; непробиваемость; технологическое совершенство; минимальная масса Концепция статора старой конструкции На рис представлена турбина ТВД АИ-20 первых серий, где статор турбины выполнен одностенным с неохлаждаемыми лопатками СА, соединенными с корпусом сваркой. Свободное температурное расширение лопаток СА происходит от периферии к центру, для чего лопатки свободно с зазором вставлены в просечки внутреннего кольца СА. Лопатки СА и просечки на внутреннем кольце выполнены таким образом, что зазор δ 0 по контуру профиля находился в пределах 0,015 0,1 мм, что обеспечивает центрирование кольца на лопатках СА и скрепленного с ним кольца лабиринтного уплотнения (рис. 4.10, схема б). Минимизация радиального зазора δ 1 по периферии РК обеспечивается срабатываемым слоем на стенках корпуса в виде керамических вставок, набираемых в паз «ласточкин хвост» через монтажное окно. Преимущества выбора одностенного статора снижение массы и простота конструктивного исполнения статора и сопловых лопаток. 54

55 Однако такой подход имеет недостатки: высокая температура стенки корпуса, который включен в силовую схему; малый ресурс из-за трещин по сварным швам (жаропрочные материалы плохо свариваются); износ по лопаткам и лабиринтам из-за высокой твердости металлокерамических вставок; низкая ремонтопригодность; велики гидравлические потери во втулочном сечении из-за радиальных втеканий (рис.4.10, в), которые возникают из-за разности статических давлений у передней и задней кромки просечки и установлении некоторого среднего давления в полости А присоединенном объеме. б) а) в) Рис Турбина ТВД АИ-20 первых серий: а) с одностенным статором; б) схема центрирования внутреннего кольца СА (лабиринтного кольца); в) образование гидравлических потерь во втулочном сечении Концепция статора турбины с новыми подходами конструкции Двустенный статор представлен на рис Основная идея сделать конструкцию разборной и снизить температуру стенок корпуса. Вторая внутренняя стенка двустенного корпуса состоит из отдельных участков: трактовых колец и наружных полок СА. Варьируя расстоянием между стенками и конструкцией крепления СА и трактовых колец к корпусу, можно снижать температуру стенок корпуса, обеспечивать транспортирование охлаждающего воздуха, размещать элементы теплоизоляции и систем управления радиальными зазорами. Крепление и центрирование СА и трактовых колец обеспечивается с помощью посадочных поясков («зацепов») на внутренних буртах корпуса, которые, кроме того, увеличивают его прочность и жесткость. Решетка СА обычно выполняется литой в виде блоков из 2 5 пустотелых лопаток или из отдельных лопаток, соединенных в блок сваркой (рис. 4.11). 55

56 Рис Сопловой аппарат первой ступени ТРДД НК-56: 1 дефлектор передней полости, обеспечивающий автономное охлаждение передней кромки, корытца и спинки; 2 дефлектор задней полости; 3 лента системы частичного отключения подвода охладителя к рабочей лопатке ТВД; 4 охладитель к рабочей лопатке ТВД На рис.4.12 показаны отдельные исполнения уплотнений по стыкам блоков СА. На торцах стыков каждого блока литьем или методом ЭХО выполняются канавки, в которые при сборке СА вставляются уплотнители: металлические пластинки из жаропрочного материала (ВЖ-98), уплотнители из материала МР разного исполнения, тонкостенная трубка 3 0,3, запаянная по концам и частично заполненная водой, и др. Рис Конструктивное исполнение уплотнения по стыкам блоков СА: 1 с металлической пластиной; 2 уплотнитель из материала МР с разной формой; 3 пустотелая трубка. Отметим особенности и положительные стороны такого исполнения: в конструкции реализован принцип двойной стенки, что позволяет решить две задачи: снизить температуру наружной стенки по сравнению с внутренней на К, и,учитывая, что внутренняя стенка не нагружается и не деформируется, гарантируется стабильность радиальных зазоров по режимам и по ресурсу; блочная конструкция СА уменьшает число стыков и увеличивает герметичность полости с охлаждающим воздухом, исключая радиальные втекания его в тракт; обеспечивается закрепление лопаток СА в наружном корпусе, свободное расширение к центру и центрирование лабиринтного кольца (16-18 шипов) и постоянство радиальных зазоров по режимам; высокая надежность и ремонтопригодность; технологическое совершенство (КИМ, бесприпусковое литье). Недостатки такой конструкции связаны с усложнением ее, увеличением числа деталей и веса. 56

57 4.6.4 Выбор материалов деталей турбины Высокие рабочие температуры при резком их изменении (нестационарные тепловые нагрузки) в сочетании с агрессивной газовой средой, статическими, переменными и циклическими нагрузками и ряд других факторов стали причиной характерных требований к выбору материалов для основных деталей турбины: t длительная прочность (жаропрочность), определяющая статическую прочность детали при b работе с температурой t ºC в заданном временном интервале τ; термостойкость (сопротивление термоусталости), определяющая стойкость горячих деталей к резким изменениям температуры, когда возникает большой градиент температур в тонких поверхностных слоях, что приводит к появлению трещин в поверхностных слоях и на кромках; выносливость 1 при повышенных температурах, гарантирующая прочность при знакопеременных нагрузках. У сплава ЖС МПа при t=20ºc и 1 320МПа при t=900ºc; пластичность, определяющая чувствительность материала к концентраторам напряжений. У сплава ЖС КП с рабочей температурой С изменение относительного удлинения δ показано в табл.4.2. Таблица 4.2 t, ºC δ,% жаростойкость (окалиностойкость), сопротивление разрушению поверхности лопаток из-за корозионно-эрозионного воздействия высокотемпературного газового потока; технологичность (литейные свойства, обработка давлением, резание, свариваемость; стоимость. Все жаропрочные сплавы делаются на основе никеля. Перспективы для увеличения жаропрочности: керамические сплавы; порошковая металлургия на новом уровне. 4.7 ОХЛАЖДЕНИЕ ЛОПАТОК ТУРБИНЫ Цель охлаждения — удержать температуру лопатки в интервале допустимых температур. Пути охлаждения: повышение жаропрочного материала за счет комбинации компонентов и структуры (направленная кристаллизация и монокристаллизация); покрытие «термический барьер» позволяет снизить температуру лопатки на градусов на уровне Т * Г 1000К, что позволяет увеличить ресурс в 10 раз; охлаждение воздухом это главный инструмент решения задачи Требования к конструктивному охлаждению лопаток и систем подвода охладителя Основные требования заключаются в следующем: высокое значение глубины охлаждения Для рабочей лопатки: Л T T T * Гw Л 2 * * Г T w B 2 w3, * * где T и T температуры газа и охлаждающего воздуха в относительном движении; Гw 2 Bw 3 стабильность (надежность) в течение ресурса; минимальная разность температур по профилю; минимальный расход воздуха на охлаждение G * охл q охл % при Т Г К ; G В минимальная температура охлаждения воздуха имеет больший хладоресурс; 57

58 минимальные потери давления и хладоресурса при транспортировке охлаждающего воздуха; возможность управления охлаждением (возможность частичного отключения охлаждения на крейсерском режиме) Способы воздушного охлаждения В открытых системах реализуются два способа снижения температуры стенки лопатки: конвективное охлаждение, когда воздух из соответствующей ступени компрессора проходит по внутренним каналам пустотелой лопатки, таким образом, охлаждая ее, и потом сбрасывается в тракт в зоне выходной кромки или в периферийном сечении; конвективно-пленочное охлаждение, где для уменьшения подвода тепла от газа к лопатке используют защитную воздушную пленку, которая образуется при выходе воздуха из внутренней полости лопатки через систему отверстий (перфорацию). 4.8 ПУТИ ИНТЕНСИФИКАЦИИ КОНВЕКТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ Количество отводимого от стенки лопатки тепла путём принудительной конвекции: Q f q T П. * охл, охл, охл, охл охл Воздух на охлаждение первой ступени обычно берется за компрессором, и необходимый перепад давления получается увеличением гидравлического сопротивления жаровой трубы, т.е. давление охлаждающего воздуха выше газа на поверхности охлаждаемых лопаток на 3 5%. Площадь контакта охладителя с нагретой стенкой стремятся сделать больше площади, омываемой газом, но все конструкторские усилия обычно ограничиваются отношением Похл ПГ 2. Критерий Стентона характеризует интенсивность теплообмена газа с поверхностью обтекаемого тела и силы трения газа о стенку: Nu охл St Rе Рr w с охл охл p Критерий Стентона зависит от формы тела, скорости охлаждения, плотности тока и теплоперепада. 4.9 ИНТЕНСИФИКАЦИЯ КОНВЕКТИВНО-ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ Заградительное или конвективно-пленочное охлаждение это пристенная воздушная завеса, затрудняющая и регулирующая теплоподвод к лопатке (рис. 4.13). При проектировании завесы должен быть выполнен ряд условий. Размещение отверстий по периметру профиля лопатки должно быть таким, чтобы завесная пленка воздуха покрывала защищаемую поверхность без разрывов: минимальный шаг отверстий в ряду и между рядами калибра (диаметра отверстия). Скорость выхода воздуха на поверхность w B должна быть равна или меньше скорости потока газа w w w, чтобы исключить дополнительную турбулизацию завесы и Г B Г увеличение Г, а следовательно и уменьшить профильные потери. С этой же целью угол выхода струи должен быть минимальным в направлении потока газа (35 20 ) на всех участках, кроме входной кромки. На входной кромке ориентация отверстий в самой стенке лопатки должна быть такой, чтобы уменьшить отрицательный «эффект встречи» потока газа и струи охлаждающего воздуха, чтобы поток газа не запирал выход охладителя. Этим определяется угол наклона отверстий в стенке относительно оси лопатки 45 (до 10 ) и отношение длины отверстия канала к диаметру l / d

59 Рис я сопловая двухполостная охлаждаемая лопатка ТРДД RB : А охлаждающий воздух из КВД для передней полости; Б охлаждающий воздух из КВД для задней полости; В и Г воздух для охлаждения стенок соплового аппарата; Е подвод воздуха низкого давления (3 ступень КВД) для охлаждения 1-й рабочей лопатки турбины 4.10 РОЛЬ ПОКРЫТИЙ В СНИЖЕНИИ ТЕМПЕРАТУРЫ ЛОПАТКИ Детали горячей части ГТД могут работать длительно только с покрытиями, которые делятся на два класса: защитные покрытия, обеспечивающие жаростойкость; комплексные теплозащитные покрытия (ТЗП) с керамическим термобарьерным слоем, обеспечивающие защиту от окисления и снижающие температуру лопаток (рис. 4.14). Защитные покрытия могут быть однослойными и многослойными. Подслой защищает основной металл от образования трещин. Керамическое покрытие «термобарьер», состоящее из окиси циркония ZrO 2 с добавлением по весу 8% окиси итрия Y2O 3, определяет теплозащитные свойства покрытия. 59

60 КОНСТРУКЦИЯ СОСТАВ НАЗНАЧЕНИЕ ТОЛЩИНА, мкм покр, Вт/м.град Керамика ZrO 2 Многослой Ni+16 Cr+10AL+ +0,1YNiCrALY+ +4ZrO 2 толщина слоев 0,5 1 Подслой Ni+16Cr+7AL+ +0,05Y Уменьшение теплопроводности Обеспечение жаростойкости покрытия Подготовка поверхности лопатки. Барьер проникновения трещин , ЛОПАТКА ЛОПАТКА ЖС30 монокр. Σ: Рис Структура и характеристики ТЗП Количество теплоты, передаваемое через плоскую стенку площадью A, за время показано на (рис. 4.15). Рис Теплопроводность в стенке лопатки с ТЗП Т Q П П П П П Коэффициент теплопроводности керамического покрытия Вт П примерно в 10 раз меньше, м К чем у основного материала типа ЖС. Это означает, что за тот же промежуток времени через покрытие пройдёт в 10 раз меньше тепла, чем через стенку без покрытия ПОДВОД ОХЛАДИТЕЛЯ Для подвода охладителя используют несколько решений: лобовое натекание воздуха на рабочее колесо; подвод воздуха через дефлектор; подвод воздуха через теплообменник; подвод воздуха под подкручивающую решетку; подвод воздуха непосредственно на лопатки через подкручивающую решетку; частичное отключение охлаждения на крейсерском режиме выполняет две функции: обеспечивает необходимые уровни температур лопаток и диска и при уменьшении расхода охлаждающего воздуха происходит подогрев диска и лопаток (радиальные размеры увеличиваются, радиальные зазоры уменьшаются). 60

61 4.12 ОХЛАЖДЕНИЕ ДИСКА Диски турбины во время работы подвергаются действию центробежных сил от собственных масс и масс лопаток, крутящего момента, перепада давлений и неравномерности нагрева. Поэтому при организации охлаждения дисков решаются две задачи: Первая отвести от тела диска тепло, приходящее главным образом из проточной части турбины, и t обеспечить потребную длительную прочность материала диска ( B ). Для этого делается заслон тепловому потоку от газа к диску в периферийной зоне и создается воздушная прослойка по передней и задней стороне диска и по ступице. Вторая уменьшить неравномерность нагрева, снизить теплоперепад между ободом и ступицей, который определяет уровень термических деформаций и напряжений в диске. Диски первых ступеней турбины имеют температуру обода C и ступицы C, градиент температур может составлять C. 61

62 5 КАМЕРА СГОРАНИЯ 5.1 НАЗНАЧЕНИЕ Подведение тепла к рабочему телу за счет сжигания топлива и обеспечить заданное поле температур перед турбиной. 5.2 СОЗДАНИЕ КОМПОНОВКИ КС При проектировании КС нет четкой системы проектных процедур, которые имеют место при создании компоновки К или Т. При создании проекта КС идею и концепцию, разработанную коллективом специалистов камерщиков, выражает конструктор в нескольких вариантах компоновки, которые затем будут подвергнуты расчетному анализу на соответствие газодинамическим требованиям, условиям горения и прочности. В итоге конструкция КС будет уточнена, улучшена и сделан выбор варианта, который отвечает критериям технического задания. Разработка компоновки позволяет решить 2 задачи: 1) воплотить в проектном решении замысел и концепцию. 2)дать в распоряжение расчетчиков и экспериментаторов пока не оптимальный по параметром, но достаточно проработанный конструктивно вариант КС для критического расчетного анализа, оценки достоинств и анализа. 5.3 ПОРЯДОК ПРОЕКТНЫХ ОПЕРАЦИЙ ПРИ СОЗДАНИИ КОМПОНОВКИ Концепция Кроме выполнения требований по полн. сгор. и равномерного температурного поля в настоящее время во главу угла ставится снижение выброса вредных веществ CO, NO x поэтому на этапе замысла определяется цель: при сохранении высокого уровня выполняемых функций и эксплуатационных характеристик обеспечить малые выбросы CO и NO x. Исходные данные Газодинамические параметры на входе: G В. На выходе. v o,v r рад. и окр. неравномер., геометрические параметры: D 1к,D 2к,D 1г,D 2г Чем короче КС, тем меньше масса двигателя. 5.4 ВЫБОР ПРОТОТИПА И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОБЪЕМА ЖАРОВОЙ ТРУБЫ В практике проектирования КС определение потребного объема жаровой трубы V жт ведется по параметру форсирования K v. Дорощенко В.Б. — параметры форсирования КС Для кольцевых КС 1) Рис. 5.. Построение исходного контура ЖТ По вычисленному объему жаровой трубы и принятой определяется и Строится исходный контур hжт ср lжт со средним диаметром D ЖТ ср, который станет ориентиром при построении обводов (стенок) ЖТ (рис. 5.1). 62

63 2) По принятым и (рис. 5.2) Рис. 5.2 Размещение исходного контура в общей компоновке двигателя — размещение заданного числа горелок на ФУ 3) По вычисленным, зона смешивания (положение max сечения ЖТ), и и по условиям, намечаются обводы ЖТ по принятым прототипам (рис. 5.4) Рис. 5.3 Создание плавных обводов проектируемой КС и определение положения основных отверстий подвода воздуха в ЖТ Пример: рис. 5.4 Рис. 5.4 Окончательный вариант компоновки ЖТ ТРДДФ АЛ-31Ф 63

64 5.5 РАЗДЕЛЕНИЕ НАРУЖНОЙ И ВНУТРЕННЕЙ СТЕНОК НА СЕКЦИИ Пример разделения стенок на секции рис Производится исходя из оптимального использования заградительного охлаждения. При высоте щели длинна. При истользовании материала типа «трансплей» и «ламиллой» разделение на секции не требуется Рис. 5.5 Схема тепловых потоков на стенке ЖТ Рис. 5.6 Ввод охладителя на стенки ЖТ — секции обработаны механически, сварены встык; Все размеры брать у Хронина 1 ряд отверстий для того, что бы поджимать зону циркуляции. 2 ряд отверстий для подмешивания воздуха для снижения Т Глубина проникновения отверстия. Для увеличения глубины проникновения использование карманов. Площади отверстий За основу берется площадь (площадь компрессора) Суммарная площадь всех отверстий Суммарная площадь мелких отверстий (охл): Площадь отверстий или патрубков в зоне смешения Выбор конструкции диффузора КС практически всех видов проектируемых двигателей выполняется со ступенчатым диффузором. Для обеспечения безотрывного обтекания 5.6 ВНЕШНЯЯ АЭРОДИНАМИКА 5.7 ВЫБОР ОБВОДОВ НАРУЖНОГО И ВНУТРЕННЕГО КОРПУСА Производиться из условия обеспечения скорости вторичного воздуха м/с Толщина наружного и внутреннего кожуха 3 5мм. Внутренний кожух работает на сжатие, поэтому применяются ребра жесткости. Учитывая то, что используется статор компрессора с двойной стяжкой, обычно от наружного кожуха идет фланец до встречи с наружной стенкой компрессора. 5.8 ПОДВЕСКА ЖАРОВОЙ ТРУБЫ Может быть в двух сечениях при относительно длинной ЖТ (рис. 5.8) и в одном заднем сечении при короткой ЖТ (рис. 5.9) 64

65 Рис. 5.7 Конструктивные исполнения креплений ЖТ в переднем и заднем поясах Рис. 5.8 Консольное крепление жаровой трубы с обеспечением свободы тепловых деформаций 5.9 ТОПЛИВО ПОДВОД Топливо подводиться и распыляется с помощью различных форсунок. Мелкость распыла форсунок мкм. Форсунка должна иметь 2 каскада: для МГ (малый ) и основной. Для розжига используется 2 способа: Запальное устройство 5.10 РОЗЖИГ КС Свеча При ложном запуске топливо сливается через бачок ВЫБОР КОНСТРУКЦИИ ФРОНТОВОГО УСТРОЙСТВА Существующие конструкции форсунок могут быть разделены на 2 типа (рис. 5.9): струйные и центробежные. Форсунки, в канале сопла которых создается двухмерное течение жидкости, называются струйными. Струйные форсунки чаще выполняют с экранами-отбойниками при ударе, о которые происходит вынужденное дробление струи. В ГТД такие форсунки чаще используются в ФКС. Форсунки, в канале сопла которых создается трехмерное течение называются центробежными. 65

66 а) б) Рис. 5.9 Геометрические параметры и расчетная схема форсунки: а) струйной; б) центробежной В таких форсунках топливо втекает в камеру закручивания через тангенциальные каналы. Траектория частицы жидкости получается винтовой. Из ц/б форсунки жидкость вытекает тонкой пленкой, находящейся под действием ц/б силы. Распыляясь под действием этих сил по мере удаления от среза сопла, пленка утончается и разрывается на части, которые затем из-за вязкого взаимодействия с газовой средой дробятся на мелкие капли. Качественная организация подготовительных процессов, практически зависит от фронтового устройства. От него зависит так же поле температур на выходе из камеры, тепловое состояние стенок ЖТ, уровень дымления, интенсивность нагарообразования и надежность работы КС. ФУ можно классифицировать по способу подачи топлива в ЖТ. 1. ФУ, распыляющие топливо непосредственно в зону обратных токов. ФУ этого типа широко применяются в камерах (НК 12, АИ 20, Д-30). КС с такими ФУ устойчиво работают в широком диапазоне изменения и скоростей потока воздуха и обладает удовлетворительными пусковыми характеристиками. Однако им присущи недостатки: Повышенная склонность к короблению. Высокий уровень дымления Высокая плотность теплового излучения факела пламени на стенки ЖТ Неудовлетворительные эмиссионные характеристики Такие ФУ не могут применяться на двигателях с большим значением. 2. ФУ с предварительной аэрацией топливного факела первичного воздуха и незначительным обеднением первичной зоны. Штуцер имеет возможность перемещаться в окружном и радиальном направлении за счет сдерживающего вкладыша, состоящего из двух половин, вложенных в кольцевые проточки. Иногда для обеспечения надежной работы зоны горения применяются двухрядные завихрители. 3. ФУ, использующие набегающего потока для распыла топлива. Форсунки 2 и 3 позволяют осуществить снижение давления в системе топливоподачи. Все камеры, в которых осуществляется предварительное смешение улучшают показатели по дымлению и тепловому состоянию стенок. Однако диапазон устойчивого горения по оказывается более узким, чем в камерах без предварительного смешения. 4. Вращающиеся форсунки (рис. 5.10) Рис ГТД-3Ф. 1 вращающееся форсуночное кольцо, 2 топливная ванна 66

67 Топливо поступает из втулки лабиринта, увлекается вращающимися поверхностями и под действием ц/б сил выбрасывается в КС. Большие обороты (окружная скорость до 180 м/с) обеспечивают высокое качество распыления топлива, равномерное распределение его по объему КС и хорошее перемешивание капель и паров топлива с воздухом, что создает равномерное поле газового потока на выходе из КС. 4. ФУ испарительного типа двигателя Olymp Этой КС присущи недостатки: 1. Пониженный диапазон устойчивого горения 2. Плохой запуск в высотных условиях 3. Высокая эмиссия на режиме малого газа 4. Невысокая надежность испарительной трубки, расположенной. в зоне горения 1. Соединение с помощью гофров (рис. 5.11) 5.12 СОЕДИНЕНИЕ СЕКЦИЙ ЖТ Рис Соединение секций гофрированной вставкой (точечная сварка) 2. Соединение дистанционными прокладками (рис. 5.12) Рис Соединение секций с помощью дистанционных прокладок (точечная сварка) 3. Сварка (рис. 5.13) Рис Соединение секций с образованием козырька (роликовая сварка) Прочность соединения плохая, но оно обладает хорошей ремонтопригодностью. 4. Соединение заклепками Для увеличения надежности соединение выполняется в виде отдельных лепестков с засверловкой. Для обеспечения ремонтопригодности ЖТ вводится технологический разъем по наружной или внутренней стенке в виде заклепочного шва или проволочного соединения. 67

68 5.13 ВЫБОР ТОЛЩИНЫ КОРПУСОВ Давление в ЖТ ниже чем в контуре вторичного воздуха Для обеспечения устойчивости толщина наружной стенки, для внутренней стенки. Спереди (в месте крепления к корпусу компрессора) корпус КС имеет утолщение т.к. он воспринимает осевую нагрузку и работает на растяжение. Внутренний корпус воспринимает до 50% и часто имеет ребра жесткости ОХЛАЖДЕНИЕ СТЕНОК ЖТ Расход воздуха на охлаждение подбирается экспериментально из условия, что Т стенок должна быть на ниже допустимой для материала На охлаждение элементов КС и жаровой трубы тратиться от 20 до 30% от общего расходовать менее 20., а нужно Система охлаждения Покрытия Пленочное Новые Эмалирован ие «Тепловой «Терочного типа» Гофры, дистанционн ые прокладки Кольцевая щель с Двойн. стенки Защитный экран Плавающая панель Ламмилей h калибр При таких размерах пленка не размывается. Калибр выбирается из условия что бы скорость движения охлаждающего воздуха была равна скорости газа. Расход воздуха определяется отверстий. Скорость истечения воздуха из кольцевого канала определяется из вышесказанных условий ДВОЙНЫЕ СТЕНКИ Их применение позволяет снизить расход охлаждающего воздуха Возможны 2 варианта конструкции: 1. «Горячая» стенка силовая Канал конвективного охлаждения образует рубашка охлаждения. Охладитель натекает на наиболее нагретый участок горячей стенки и затем течет в рубашке охлаждения в направлении, обратном основному потоку. 2. Наружная стенка силовая 68

69 Со стороны горячих газов выполнены литые сегменты с продольными ребрами и наклонными отверстиями. Ламиллой (Трансплей (рис. 5.14)) технология получения материала, состоящего из двух листов, на поверхностях которых методом травления образованы каналы для прохода охлаждающего воздуха и затем эти листы соединены друг с другом пайкой или сваркой Рис Схема течения охлаждающего воздуха при двухстеночной конструкции из сплава «трансплей»: 1 наружная стенка; 2 внутренняя стенка; 3 вытравленные каналы; 4 вход охлаждающего воздуха в каналы между стенками; 5 выход охлаждающего воздуха внутрь жаровой трубы Теплоизоляционные покрытия получают с помощью плазменного напыления керамических порошков. Керамические покрытия наносят на промежуточные связывающие слои, увеличивающие прочность сцепления. В качестве керамических порошков используют сплавы на основе или Используют так же специальные материалы со стороны горячей поверхности материала на основе керамики, а на холодной металл. Толщина покрытий При толщине покрытия на двигателе RB211 была обеспечена температура стенки 1200К 5.16 ВЫБОР СИСТЕМЫ СМЕШЕНИЯ Поле температур газа в выходном сечении КС оказывают существенное влияние на надежность турбины. Распределение осредненных по поясам температур (радиальная эпюра температур) задается с учетом прочности рабочих лопаток. Для обеспечения надежности сопловых лопаток превышение местных температур (окружная неравномерность) должно быть минимальным над средней Наиболее благоприятна такая эпюра температур у которой max значение располагается на расстоянии 2/3 высоты лопатки от ее корня. С увеличением расхода эпюра «вытягивается», т.е. увеличивается и max Для достижения определенной равномерности следует уменьшать суммарную площадь отверстий в стенках ЖТ и это будет приводить к росту потерь полного давления до 5%. Определенный уровень этих потерь необходим для обеспечения надежного охлаждения лопаток Т (истечение охлаждающего воздуха из передних кромок) Окружной шаг форсунок недолжен превышать В зону смешения необходимо подать такое количество воздуха, чтобы после его перемешивания с продуктами сгорания температура снизилась и стала равной При этом нужно обеспечить заявленную эпюру температур. Существует 2 способа подачи воздуха в зону смешения: 1. Отверстия с отбортовками Отбортовки необходимы для предупреждения образования трещин 2. Смесительные карманы или патрубки 69

источник

Читайте также:  Установка электровентилятора на волгу с 402 двигателем

Добавить комментарий

Adblock
detector