Разновидности конструкций ГТД

Разновидности конструкций ГТД.

По принципу действия различают:

1.  ТРД прямой реакции.

2.  ТРД не прямой реакции.

К первой группе относят: одноконтурные ТРД, ТРДФ и двухконтурные ТРДД и ТРДДФ.

Схема ТРД Схема ТРДФ

К – компрессор

ОКС – основная камера сгорания

Т – турбина

ФК – форсажная камера сгорания

РС – реактивное сопло

Преимущества одноконтурных двигателей:

1) конструктивная и технологическая простота.

2) низкая стоимость.

3) существенный рост тяги с увеличением скорости (особенно

на сверхзвуковых скоростях).

Недостатки: высокий расход топлива.

Общая характеристика: М Н=11..12 км

Преимущества двухконтурных двигателей:

1) высокая экономичность в области до звуковых скоростей при М

2) меньший уровень шума.

Недостатки:

1) сложность конструкции.

2) большая стоимость.

Схема ТРДД

В – вентилятор

КВД – компрессор высокого давления

ТВД – турбина высокого давления

ТНД – турбина низкого давления

Современные самолеты с ТРДД близки к самолетам с ТРД, но имеют меньший уровень шума. ТРД обеспечивая самолеты большей скоростью полета, уступает по удельному расходу топлива ТВД менее скоростных самолетов, поэтому для устранения этого недостатка создаются двигатели с большей степенью двухконтурности.

n- степень двухконтурности.

G- расход воздуха.

Совершенствование сверхзвуковых самолетов потребовало существенного увеличения продолжительности полета на безфорсажных режимах.

К этому требованию наилучшим образом отвечает ТРДДФ, при этом степень двухконтурности принимается значительно меньше чем у ТРДД для до звуковых самолетов. Этим достигается компромиссное решение для условий сверхзвукового и дозвукового полетов.

Характеристики самолетов с ТРДДФ: М=2,2..3

ТВД отличаются высокой экономичностью при дозвуковых скоростях (М0,8 Н11км.)

Схема ТВД

ВВ – воздушный винт

ВУ – выходное устройство

Для ТВаД вращение несущего винта осуществляется свободной турбиной через редуктор. Схемы ТВаД могут использоваться через редуктор. Схемы ТВаД могут использоваться для ТВД ( В ТВД может использоваться свободная турбина. Например двигатель М601)

Схема ТВаД

СТ – свободная турбина

НВ – несущий винт

ГР – главный редуктор

Существуют ГТД особого назначения:

1.  Двигатели самолетов вертикального взлета и посадки

Силовая установка состоит из подъемно-маршевых двигателей (ПМД) и подъемных двигателей.

Подъемные двигатели работают только на режимах взлета и посадки, обладают небольшим ресурсом и могут использовать многие системы (питания и запуска) от маршевого двигателя. Для них характерна простота конструкции, малая масса и объем.

Особенностью ПМД является наличие поворотного устройства сопла.

Вспомогательные ГТД.

Назначение: запуск МД, снабжение электроэнергией и сжатым воздухом самолета.

Имеют небольшие размеры и значительный ресурс. (ТА-6А, ВД-100, ГТДЭ-117).

Основные этапы создания новых ГТД.

Перед началом проектирования конструктору двигателя выдается техническое задание (ТЗ) разработчиком.

ТЗ содержит основные назначения, технические характеристики, важнейшие технические требования и показатели качества, технико-экономические и специальные требования, связанные со спецификой применения разрабатываемого двигателя.

После соответствующей предварительной проработки, согласования и утверждения ТЗ, ТЗ является основным документом для всех стадий проектирования и создания двигателя.

Предварительная конструктивная проработка, формирование облика двигателя состоит из проработки различных конструктивных схем с выявлением преимуществ и недостатков каждой схемы, предварительных расчетов двигателя, его основных узлов и характеристик.

Одним из современных способов проектирования новых двигателей является принцип единого базового газогенератора. Газогенератор (КВД-ОКС-ТВД) представляет собой наиболее сложный и определенный узел ТРДД. Изменяя в широких пределах конструкцию и основные параметры вентилятора (В) и турбины низкого давления (ТНД) можно при одном и том же газогенераторе создать семейство двигателей различного назначения, при этом резко сократить расходы и время на их создание.

Процесс проектирования включает в себя следующие стадии:

1.Техническое предложение – это совокупность конструктивных документов, содержащее технические и технико-экономические обоснования целесообразности создания нового двигателя на основе анализа ТЗ, предварительные расчеты и конструктивные проработки.

2.Эскизный проект – это полная разработка конструкции двигателя со всеми узлами и деталями, более подробные расчеты, оптимизация вариантов, изготовление макетов, рассмотрение и утверждение эскизного проекта.

3.Технический проект – это совокупность конструкторских документов, представляющих собой окончательны технические решения, и являющиеся исходными данными для разработки и выпуска рабочей документации.

4.Разработка рабочей документации – это заключительная стадия проектирования проводится с учетом конкретной технологии изготовления и испытаний двигателя и его узлов. В состав входят все чертежи, расчеты, методики, технические условия на изготовление и испытание, схемы и чертежи общих видов и прочее. Изготавливается полноразмерный макет двигателя для отработки конфигурации и укладки коммуникаций, для согласования с макетом самолета.

Создание двигателя после завершения проектирования и до начала серийного производства также проходит ряд этапов:

1.Изготовление опытной партии двигателей для проведения экспериментально-доводочных работ.

2.Проведение испытания двигателей для подтверждения основных данных с внесением необходимых конструктивных уточнений.

3.Проведение стендовых длительных испытаний с проверкой прочности и надежности двигателя.

4.Проведение специальных испытаний по отработке и проверке двигателя на соответствие предъявляемым техническим требованиям.

5.Летные испытания на летающей лаборатории и специальных высотных стендах.

6.Летные испытания на опытных самолетах.

7.Проведение государственных испытаний и внедрение в серийное производство.

Автоматизированное проектирование

Проектирование двигателя в целом и его отдельных узлов рассматривается как совокупность газодинамических, тепловых расчетов, результатов этих расчетов в конкретных конструкциях, и расчетов этих конструкций на прочность и колебания. В этом неразрывном процессе при выполнении расчетных работ используются ЭВМ, которые значительно повышают производительность труда.

Разработка и применение систем автоматизированного проектирования существенно сокращает сроки проектирования, повышает качество проекта, позволяет значительно разгрузить конструкторов сосредоточив их внимание на творческой деятельности.

Усилия действующие в ГТД.

На силовые элементы конструкции ГТД действуют разнообразные нагрузки в виде сил и моментов. Основные нагрузки подразделяются на следующие:

1.  Газодинамические, возникающие как результат воздействия газового потока на элементы проточной части двигателя; и газостатические, возникающие от действия газостатических сил.

2.  Массовые нагрузки - это силы инерции, инерционные моменты при вращении ротора, при эволюциях самолета, на взлете и посадке.

3.  Температурные нагрузки, возникающие по причине нагрева деталей, различие коэффициентов линейного растяжения материалов, а также при стеснении температурных деформаций.

В зависимости от направления действия нагрузки могут быть разделены на:

- осевые

- поперечные (в двух плоскостях)

Аналогично подразделяются и моменты:

- вертикальной

- горизонтальной

- продольной

Перечисленные нагрузки воспринимаются силовыми элементами корпуса и ротора, частично замыкаются и уравновешиваются в пределах двигателя, а частично передаются на узлы крепления двигателя к самолету.

Определение осевых газовых сил.

Осевая сила, возникающая на элементах конструкции двигателя, определяется как сумма статических давлений на поверхности проточной части элементов и суммы статических давлений и газодинаминамической силы, вызванной изменением количества движения рабочего тела (воздух или газ), проходящего через рассматриваемый элемент. За положительное направление сил принимается направление движения воздуха.

Рассмотрим входное устройство двигателя.

где - статические давления в потоке, соответственно перед и за входным устройством;

-статическое давление в полости за задним торцом внутреннего обтекателя;

,-осевые скорости потока на входе и на выходе;

G-масса воздуха проходящего через входное устройство (расход воздуха);

-площадь;

-горизонтальная составляющая усилия от давления воздуха на внешнюю поверхность входного устройства (определяется экспериментально).

Первые 3 слагаемых представляют собой равнодействующую статических давлений.

Четвертое слагаемое - динамическое усилие связанное с изменением осевой скорости воздуха во входном устройстве.

Ступень осевого компрессора.

Для ступени осевого компрессора:

Для остальных узлов ГТД осевые силы принимаются аналогично.

Алгебраическая сумма осевых газодинамических и газостатических сил приложенных к узлам и деталям двигателя численно равна тяге развиваемой двигателем.

Усилие на роторе турбины в 2,6 раза больше силы тяги. Рассмотренный пример показывает, что детали ГТД находятся под воздействием больших внутренних газодинамических сил, поэтому в процессе проектирования осевые силы рассчитываются и учитываются для оценки прочности конструкции и обеспечения минимальной массы двигателя.

Инерционные силы и моменты действующие на элементы ГТД.

При выполнении самолетом эволюций в полете, а также при взлете и посадке возникают инерционные перегрузки действующие на все элементы двигателя при этом сила инерции определяется как

Где М-масса узла, детали или двигателя в целом;

g- ускорение свободного падения;

-коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки.

В вертикальной плоскости максимальный коэффициент эксплуатационной перегрузки для маневренных самолетов -8..9 (самолеты истребители); ограниченно маневренные - 4..6; не маневренные - 2..3.

В горизонтальной плоскости: вираж-3..5; спираль-3..5; разворот-3..5; штопор-2..3; бочка-4..5.

Сила инерции направлена по радиусу кривизны траектории описываемой самолетом при эволюции.

Гироскопические моменты.

При выполнении самолетом эволюций на вращающийся ротор двигателя кроме сил инерции вызывающих перегрузку, действует гироскопический момент. Гироскопический момент определяется по формуле:

Где -массовый полярный момент инерции ротора относительно оси его вращения;

-угловая скорость ротора;

-угловая скорость самолета при эволюции;

-угол между векторами угловых скоростей самолета и ротора.

Предельно допустимое значение угловой скорости самолета при эволюции при заданной скорости полета определяется по формуле:

Зная определяется наибольший гироскопический момент, причем гироскопический момент всегда направлен так, что стремится совместить направление вектора и вектора .

Особенностью действий инерционных сил и гироскопического момента на детали ротора состоит в том, что вызываемые напряжения являются знакопеременными.

Конструктивно-схемные решения двигателя.

Под конструктивно-схемным решением понимается схема двигателя в которой определены количество и тип роторов, количество и расположение опор, тип статоров, тип основной камеры сгорания и форсажной камеры, реактивного сопла, наличие камеры смешения (для ТРДД), основные элементы трансмиссии двигателя, привод к узлу установки агрегатов.

Конструктивно-схемное решение определяется исходя из принятой газодинамической схемы, т. е. в зависимости от суммарной степени повышения давления, распределения ее между вентилятором и компрессором, количества ступеней компрессора и турбины.

Требования, предъявляемые к конструктивно-схемному решению:

1.Обеспечение минимальных размеров и массы двигателя, с полным выполнением норм прочности и надежности конструкции.

2.Обеспечение минимального уровня вибрации двигателя в целом.

Выполнение этих требований начинается с определения числа и расположения роторов, при этом необходимо учитывать следующее, в многовальной конструкции:

-- желательно иметь опоры у каждого ротора непосредственно связанные через подшипники с корпусом двигателя.

-- нежелательно применение упруго-демпферных устройств в опорах двигателя для пилотажных самолетов, в следствии высоких перегрузок (перегрузки приводят к смещению оси ротора относительно центральной оси).

-- желательно опоры располагать в зоне последних ступеней компрессора и первой ступени турбины (наличие опоры увеличивает жесткость в ступени и снижает возможность изменения радиального зазора).

Силовые схемы ГТД.

Силовая схема ГТД - система силовых деталей предназначенная для восприятия нагрузок действующих на элементы двигателя и передачи их результирующей силы на узлы крепления двигателя к самолету.

Подразделяются на: -- силовая схема ротора;

-- силовая схема корпуса.

Силовая схема ротора включает в себя силовые детали роторов компрессоров и турбин, узлы их соединения, приводы агрегатов, элементы редуктора (для ТВД).

Силовая схема корпуса включает в себя корпусы компрессора, камеры сгорания, турбины, редуктора, опор корпуса второго контура (для ТРДД).

Требования, предъявляемые к силовой схеме двигателя:

1. Обеспечение прочности конструкции.

2. Обеспечение минимальной массы конструкции.

3. Обеспечение свободы температурной деформации.

Силовые схемы роторов отличаются способом соединения дисков, ступеней компрессора и турбины между собой, числом и расположением опор, способом соединения роторов турбин и компрессоров для передачи крутящего момента и осевых сил, способом фиксации осевого положения роторов, исключающего смещение их относительно друг друга и корпуса (это приводит к изменению зазоров радиальных и осевых).

В зависимости от числа опор различают: двух, трех и четырех опорные роторы.

В зависимости от числа роторов различают: одно, двух и трех вальные двигатели. Двух опорные роторы применяются при относительно коротких, жестких роторах турбин, чаще всего в системе газогенератора ТРДД. Трех опорные роторы применяются в конструкциях многоступенчатых, одновальных ТРД, в роторах турбовентиляторов ТРДД. Четырех опорные роторы применяются в многоступенчатой турбине, в этом случае ротор компрессора и турбины устанавливают на двух опорах каждый.

Силовые схемы корпусов отличаются способом выполнения силовой связи между корпусами ротора и турбины. В качестве элемента силовой связи используется наружный и внутренний корпусы камеры сгорания. В радиальных направлениях корпусы связываются лопатками спрямляющего аппарата последней ступени компрессора или специальными стойками, стержнями расположенными в промежутке между жаровыми трубами трубчато-кольцевых камер сгорания или внутри пустотелых лопаток соплового аппарата турбины. Лопатки сопловых аппаратов не должны включатся в силовые схемы, т. к. на них воздействуют значительные нагрузки.

В зависимости от исполнения тех или иных силовых элементов различают 4 разновидности силовых корпусов камер сгорания:

1. Корпус двигателя с наружным и внутренним корпусами камеры сгорания связаны между собой в зоне соплового аппарата турбины, в передней части за компрессором.

1-наружный корпус компрессора

2-направляющий аппарат первой ступени компрессора

3- наружный корпус основной камеры сгорания

4- внутренний корпус основной камеры сгорания

5-стержневой элемент в сопловом аппарате первой ступени компрессора

6-спрямляющий аппарат или направляющий аппарат последней ступени компрессора

Эта система применяется в ТРД при расположении турбинного подшипника перед первой ступенью турбины. Благодаря радиальным связям наружного и внутреннего корпусов силовая схема получается жесткой и легкой конструкцией.

2. Корпус двигателя с наружным и внутренним корпусами камеры сгорания не связаны между собой в зоне соплового аппарата первой ступени турбины.

Эта система имеет корпуса двигателей с кольцевой камерой сгорания, т. е. корпуса двигателей в которых трудно обеспечить работоспособность элементов силовой связи перед расположением их перед турбиной.

3.Силовая схема с несущим только внешним корпусом камеры сгорания.

Эта схема применяется в газогенераторах при коротком и жестком двух опорном роторе, при высокой температуре перед турбиной и коротких лопатках соплового аппарата турбины и последней ступени компрессора. Отмеченные способности не позволяют осуществить силовые, радиальные связи между корпусами камеры сгорания. Внутренний корпус имеет связь с внешним корпусом только в передней части.

4.Силовая схема без наружного корпуса камеры сгорания.

Эта схема применялась на двигателях с трубчатыми, индивидуальными камерами сгорания в конструкциях с центробежным компрессором (жаровая труба находится с наружи корпуса). Силовая связь корпуса турбины с корпусом компрессора осуществляется с помощью внутреннего корпуса камеры сгорания и корпуса вала турбины.

Крепление двигателя на самолете.

Крепление двигателя на самолете, а также подвеска его при транспортировке производится по средствам специальных узлов устанавливаемых на силовом корпусе двигателя. В общем случае узлы ГТД передают самолету следующие нагрузки: тяга двигателя, сила инерции масс двигателя, возникающая при эволюции самолета, гироскопический момент от ротора двигателя, сила инерции и момент, возникающие в следствии неуравновешенности ротора двигателя. На узлы крепления ТВД действуют также реактивный момент от воздушного винта.

1-стержень продольного и поперечного крепления.

2-кронштейны главной передней подвески.

3-качалка задней подвески.

4-задняя такелажная подвеска.

5-передние транспортировочные и такелажные кронштейны.

6-задние транспортировочные кронштейны.

7-корпус летательного аппарата.

Основные требования к узлам крепления:

1.Точки подвеса должны обеспечивать крепление двигателя во всех 6 степенях свободы.

2. Точки крепления двигателя на всех режимах работы не должны препятствовать термическим деформациям корпуса.

3.Основные точки подвеса должны быть расположены на силовых корпусах компрессора в плоскости близкой к центру массы двигателя.

4.Дополнительные точки подвеса должны быть расположены на корпусе турбины также в плоскости внутренней связи опор.

5.Форсажная камера имеет дополнительную точку подвеса в плоскости корпуса управляемого реактивного сопла.

6.В случае легких тонкостенных корпусов не допускается радиальные нагрузки в точке подвеса.

7.Для проведения такелажных, монтажных и транспортировочных работ на двигателе должны быть дополнительные точки подвеса и поддержки.

8.При выполнении монтажных работ на самолете подвеска и поддержка двигателя в произвольных точках не допускается.

Конструкции компрессоров.

Компрессор предназначен для увеличения потенциальной энергии рабочего тела, за счет увеличения его давления путем подвода механической энергии.

Техническое совершенство компрессора в значительной степени определяет качество и эффективность двигателя в целом. Компрессор является одним из основных узлов двигателя наряду с камерой сгорания и турбиной.

Основные требования предъявляемые к компрессору, при необходимых и :

1.Минимальные масса и габариты.

2.Высокий КПД.

3.Достаточный запас газодинамической устойчивости на всех режимах работы.

4.Высокая надежность и живучесть в течении ресурса.

5.Технологичность и возможность модернизации.

6.Противопожарная безопасность.

7.Минимальное влияние на окружающую среду.

8Удобство контроля технического состояния и ремонт.

9.Относительная масса компрессора, т. е.

Поэтому разработка легкого компрессора одна из важнейших проблем при создании ГТД.

Типы компрессоров применяемых в ГТД.

1.Основным признаком является направление потока в поточной части, по этому признаку различают:

1)Осевые компрессоры, в которых направление скорости потока воздуха примерно параллельно оси.

2)Центробежные компрессоры, в которых поток направлен по радиусу.

1 – входной направляющий аппарат

2 – рабочее колесо

3 – лопастной диффузор

4 – улитка

3)Диагональные компрессоры, направление потока в которых занимает среднее положение между направлениями движения воздуха в осевых компрессорах и центробежных компрессорах.

4)Осецентробежные компрессоры.

Комбинированные компрессоры, представляющие собой последовательное соединение осевых и центробежных (осецентробежные) или диагональных и осевых (диагонально-осевой) компрессоров.

2.Отношение скорости потока к скорости звука в проточной части.

1)До звуковые.

2)Сверхзвуковые.

В современных ГТД наиболее часто используется осевые компрессоры, т. к. более полно отвечают предъявляемым требованиям.

Преимущества: в осевых компрессорах по сравнению с другими типами реализуются высокие степени и больше расход воздуха и высокий КПД при малых диаметральных размерах и массе.

Недостатки: узкая область устойчивых режимов работы, снижение КПД на нерасчетных режимах, чувствительность к износу поверхности лопаток в процессе эксплуатации (повышенный эрозионный износ), что ведет к уменьшению КПД, высокая трудоемкость изготовления, следовательно большая стоимость.

Для улучшения характеристик и сохранения эффективности на всех режимах работы применяются:

-механизация регулирования (механизмы поворота лопаток)

-износостойкие материалы или специальные покрытия.

-устройства предотвращающие попадание посторонних предметов в двигатели (сепараторы).

Конструктивные схемы осевых компрессоров.

Однокаскадные и двухкаскадные осевые компрессоры.

В однокаскадных осевых компрессорах ротор располагается на двух опорах с роликовым и шариковым радиально-упорным подшипниками, которые фиксируют взаимное положение ротора и статора.

Однокаскадный компрессор применяется в ТРД, ТРДФ, ТВД, ТВаД. Конструктивная схема проста. =6…15

Количество ступеней 6-15.

Для обеспечения газодинамической устойчивости на всех режимах требуется применять сложные средства управляемой механизации (поворотные направляющие лопатки, перепуск воздуха). В компрессоре при ≈15 поворотных лопаток должно быть ≈70%.

Двухкаскадный компрессор применяется в ТРДД и ТРДДФ и используется для газодинамеческой устойчивости. Компрессор состоит из КНД (3-4 ступени) и КВД (3-8 ступеней).

Особенности:

1.  Ротор имеет собственные независимые опоры (переднюю и заднюю)

1,4 – роликовые подшипники

2,3 – радиально упорные подшипники

2.  Каждый ротор имеет 2 опоры, но задняя опора КНД расположена внутри вала КВД, а вторая опора КВД совмещена с опорой турбины. Такое размещение опор позволяет исключить промежуточный корпус, т. е. уменьшить размеры и массу.

1 – межвальный подшипник.

В ТРДД и ТРДДФ обычно используются двухкаскадные или трехкаскадные компрессоры. В двухкаскадном компрессоре при m≥4 вентилятор обычно выполняют одноступенчатым (Д-36). Число ступеней КВД от 9 до 12. Т. к. лопатки вентиляторов в таких двигателях, то напорность, создаваемая их корневой частью мала. Для улучшения работы КВД после вентилятора устанавливаются подпорные ступени.

В двухкаскадном компрессоре при m=0,2…2 число ступеней соответственно равно:

Для вентилятора 2…5

Для КВД 7…10

Необходимая газодинамическая устойчивость обеспечивается применением регулируемых лопаток ВНА, вентилятора и КВД, а также НАКВВ.

В трехкаскадном компрессоре помимо вентилятора и КВД имеется компрессор среднего давления (КСД).

Для ТРДД с большой степенью двухконтурности число ступеней вентилятора – 1,

КСД – 3…7, КВД – 6…8.

Наличие силового промежуточного корпуса характеризует особенность ТРДД. Из-за снижения шума в ТРДД большой эффект дает правильный выбор между рабочими и спрямляющими лопатками (равного двум хордам рабочих лопаток).

Устранение ВНА:

Снижение окружной скорости рабочего колеса вентилятора (до 400 м/с).

Использование в конструкции корпуса второго контура шумоизоляции (Д-36).

Рабочие лопатки компрессора.

Рабочие лопатки компрессора – одни из наиболее ответсвенных деталей, от конструктивного исполнения и долговечности которых зависит надежность двигателя в целом.

Силы действующие на лопатки:

Инерционные, газодинамические, массовые, вибрационные (вследствие колебаний).

Температура лопаток последней ступени компрессора может достигать 1000 К.

Рабочие лопатки компрессора испытывают эрозионный износ (особенно лопатки первой ступени компрессора).

Требования, предъявляемые к рабочим лопаткам компрессора:

1.  высокая прочность и жесткость.

2.  высокая степень чистоты обработки пера ( ) для снижения потерь давления вследствие трения воздуха о поверхность и для снижения концентраторов напряжения.

3.  высокая точность изготовления линейных и угловых размеров, необходимая для обеспечения расчетного режима, высокого КПД и для снижения неравномерности нагрузок межлопаточных каналов.

4.  снижение концентраторов напряжения (должны быть плавные переходы).

5.  минимальная масса хвостовика – определяет нагрузку на диск рабочего колеса (снижение массы лопатки на 1% снижает массу ротора на 4…5%)

6.  возможность замены лопатки в случае ее повреждения, которая определяется конструкцией хвостовика.

7.  Минимальные остаточные напряжения.

Таким образом при профилировании пера рабочей лопатки необходимо обеспечить газодинамическое качество, статическую и динамическую прочность, а также нужно учитывать технологические возможности производства

Роторы осевых компрессоров.

По конструкции элементов, к которым крепятся рабочие лопатки, различают барабанные, дисковые и смешанные роторы.

Барабанный ротор представляет собой барабан, на котором крепятся лопатки и две крышки с цапфами.

В зависимости от закона профилирования барабан может иметь коническую и цилиндрическую форму.

Для крепления лопаток на поверхности барабана прорезаются кольцевые или продольные пазы. При продольных пазах число лопаток во всех ступенях одинаково, что не позволяет обеспечивать постоянную напорность. Но такое расположение удобно для монтажа лопаток, технология изготовления проще, растояние между лопатками обеспечивается специальными проставками.

Кольцевые пазы позволяют устанавливать различное число лопаток ступени, но при этом монтаж и демонтаж сложнее.

Преимущества барабанного ротора:

простота конструкции, большая поперечная (изгибная) жесткость, высокая критическая частота вращения.

Недостатки барабанного ротора:

низкая несущая способность → низкая окружная скорость на среднем сечении лопаток → тихоходный ротор → для увеличения необходимо увеличить число ступеней, что в свою очередь приводит к увеличению массы ротора.

Ротор барабанного типа используется в вентиляторе и подпорных ступенях ТРДД с большой степенью двухконтурности.

Если на внутренней поверхности барабана выполнены подкрепляющие ребра, то прочность и несущая способность повышаются. Роторы барабанного типа применяются в малоразмерных, маломощных двигателях (ТВ2-117).

Ротор дискового типа

Ротор дискового типа состоит из последовательно расположенных дисков, непосредственно не связанных между собой. На внешней части дисков, на ободе крепятся рабочие лопатки. Диски имеют центральное отверстие и из условий прочности выполняются с развитой ступицей.

Ступица - развитая часть полотна диска, около центрального отверстия.

Ступица служит для соединения с валом, у которого крутящий момент от турбины передается каждому диску отдельно, т. о. ротор дискового типа состоит из дисков, лопаток и вала (смотри лабораторную работу №2). Полотно диска профилируется(т. е. утончается к ободу) для уменьшения минимальной массы при необходимой прочности. Соединение диска с валом должно обеспечивать центровку (соосность), осевую фиксацию и передачу крутящего момента на всех режимах эксплуатации. Нарушение центровки диска приводит к нарушению уравновешения (разбалансировки) повышению вибрации ротора, изменению зазора между ротором и корпусом. В случае не соблюдения осевой фиксации дисков относительно вала возможно касание ротора о статор и остановка двигателя. Для фиксации осевого положения двигателя относительно вала используются кольцевые бурты, проставки, трактовые кольца и другие элементы.

Передача крутящего момента в роторах дискового типа обеспечивается различными способами:

-при помощи шлицевого соединения;

-при помощи трения;

-при помощи призонных болтов.

При передаче крутящего момента при помощи трения диски должны устанавливаются на вал большим натягом, но большая величина натяга вызывает дополнительные напряжения в диске и создает трудности при сборке.

При передаче крутящего момента шлицами:

-эвольвентные шлицы;

-прямоугольные шлицы;

-трапециивидные шлицы.

При использовании эвольвентных шлиц центровка диска относительно относительно вала осуществляется по боковым поверхностям шлиц. Под действием центробежных сил и температуры ступица деформируется и для сохранения центровки необходим большой натяг. Для устранения этого недостатка центровку выполняют по специальным центрирующим пояскам.

Преимущества дисковых роторов:

-высокая несущая способность;

-окружная скорость на среднем диаметре лопаток 400-450м/с, т. е. является высоконапорным;

-диаметр турбины хорошо согласуется с диаметром компрессора, что способствует к оптимальным габаритным размерам двигателя в целом;

-количество лопаток на разных ступенях оптимальное.

Недостатки:

-малая изгибная и крутильная жесткость, ведет к увеличению диаметра вала, толщины ступицы диска, ведет к увеличению массы.

-малая жесткость, что проявляется в повышенной способности к возбуждению колебаний дисков. Для устранения этих недостатков устанавливаются кольцевые проставки, трактовые кольца, которые не участвуют в передаче крутящего момента. Меньшая жесткость конструкции требует обязательного применения двух опор для ротора компрессора.

Ротор смешанного типа

Ротор смешанного (барабанно-дискового) типа включает в конструкцию диски и барабанные участки и поэтому сочетает преимущества роторов барабанного и дискового типов. Ротор смешанного типа состоит и из отдельных секций, включает в себя либо диски с развитыми буртами (цилиндрический или конический бурт), либо диск и отдельную кольцевую проставку-барабанный участок, передающий крутящий момент. Секции соединяются между собой и бурты или проставки образуют барабан. К передним и задним дискам крепятся цапфы.

1 – бурт

2 – рабочая лопатка

3 – цапфа

4 - диск

1-рабочая лопатка;

2-барабанный участок;

3-передняя крышка с цапфой;

4-подшипник;

5-соединение призонными болтами.

Для получения высокой жесткости, надежной передачи крутящего момента и центровки целесообразно применять диски с буртами (смотри рисунок 1), которые следует располагать на возможно большем радиусе.

Недостатки:

-усложняется изготовление;

-кольцевые бурты дополнительно нагревают диски.

Ротор состоящий из дисков и барабанных участков прост в изготовлении, но имеет большое число разъемов, что снижает его жесткость и увеличивает массу (смотри рисунок 2). Соединениям секций в роторах смешанного типа являются следующие основные требования:

1)надежная передача крутящего момента от секции к секции.

2)сохранение центровки на всех режимах эксплуатации.

3)нераскрытие стыков при всех условиях эксплуатации.

Все типы роторов разделяются на 2 класса: на разъемные и не разъемные (в условиях ремонта и эксплуатации). Неразъемные роторы, в секции соединяются с помощью радиальных штифтов, натяга, сварки. При соединении секции радиальными штифтами бурт, барабанный участок одного диска запрессовывается в обод другого диска (РД-9Ф, Р11-Ф300). Для запрессовки штифтов в каждой паре дисков сверлят и развертывают в пазах для лопаток глухие или разъемные отверстия (сквозные - возможно удалить стружку, глухие - невозможно). В случае установки штифтов в глухие отверстия из полости под штифтами удаляется воздух, для этого штифты выполняются полыми или со срезанными фасками (при диаметре меньше 5мм). Штифты передают крутящий момент и обеспечивают сохранение центровки секций в случае ее нарушения по цилиндрическим поясам. Возможность расположения барабанных участков на большом радиусе позволяет получить жесткий и прочный ротор и разместить большое количество штифтов малого диаметра. Толщина стенок барабанных выступов и дисков получается небольшой при больших диаметрах ротора, поэтому удельная масса компрессоров получается меньше.

Недостатки ротора с помощью штифтов:

-сложность изготовления дисков за одно целое с развитыми барабанными буртами;

-неразъемность конструкции в условиях эксплуатации.

Сварные роторы имеют наименьшую массу и наибольшую жесткость из всех возможных типов роторов. При использовании неразъемных роторов при сборке компрессоров корпус направляющих аппаратов должен иметь разъем в плоскости оси двигателя (родольный разъем).

Разъемные роторы

Разъемные роторы отличаются инструктивным исполнением секций и передачи крутящего момента от ступени к ступени. Используются наиболее часто соединения при помощи призонных болтов и торцевых шлиц со стяжным болтом(болтами). В роторах с первым типом соединений передача крутящего момента и центровка осуществляются призонными болтами. Секции могут состоять из диска с лопатками и барабанными проставками с фланцами или сочетание секций состоящих из диска с двухсторонними барабанными участками и отдельного диска.

1-призонный болт;

2- бурт;

3- диск.

Схема секции состоящей из диска с двухсторонними барабанными участками.

В этой схеме имеются противоречия: наличие фланцев увеличивает жесткость, большое число разъемов уменьшает жесткость, кроме того фланцы увеличивают массу конструкции, но соединение секции с помощью призонных болтов обеспечивает последовательный монтаж и демонтаж и позволяет использовать корпус направляющего аппарата с поперечным разъемом. Поперечный (вертикальный) разъем обеспечивает более равномерный по окружности радиальный зазор между рабочими лопатками и корпусом (вследствие одинаковой окружной жесткости), это позволяет установить меньшую величину радиального зазора, чем в случае продольного разъема корпуса. Для соединения секций ротора применяются как короткие, так длинные призонные болты. При использовании длинных резонных болтов для увеличения жесткости ротора и одновременного прижатия по стыкам всех смежных деталей применяются распорные втулке, в которых расположены болты. Сами болты выполняются призонными не по всей длинне, а только на участках соприкосновения с дисками.

1-  диск;

2-  рабочая лопатка;

3-  проставка;

4-  распорная втулка;

5-  призонный болт;

6-  место сопряжения с диском.

Отверстие для призонных болтов сверлят и развертывают совместно с сопрягаемыми секциями.

Для получения легких конструкций, тонких фланцев и тонких дисков элементы роторов данного типа целесообразно выполнять из стали или титановых сплавов. Для устранение осевой нагрузки на диске внутри ротора подводится воздух из проточной части, воздух подается через специальное отверстия на барабанном участке или трактовых кольцах.

Воздушные уплотнения.

На КПД компрессора существенно влияет перетекание воздуха между ступенями (из области с высоким давлением в область низкого давления). Для понижения влияния перетекания воздуха на характеристики компрессора применяются лабиринтные уплотнения. Работа лабиринтных уплотнений основана на создании большого гидравлического сопротивления на пути перетекающего воздуха - многократного дросселирования воздуха при течении его через каналы с резко меняющимися проходными сечениями, но полностью изолировать области с разными давлениями с помощью лабиринтных уплотнений невозможно.

Конструкторские схемы лабиринтных уплотнений.

Гребешки следует нарезать на вращающихся деталях, т. к. в случае касания ими неподвижной детали образующиеся риски не окажут заметного влияния на сопротивление усталости неподвижной детали. Наличие рисок на вращающейся детали приводит к резкому уменьшению сопротивления усталости.

Эффективность лабиринтных уплотнений зависит от формы и наклона гребешков, их числа, перепада давлений уплотняемых полостей, величины зазора d и определяется расходом воздуха m.

где k-коэффициент, учитывающий особенности расширения и неполноты торможения воздуха в камерах и зависящий от конструкции лабиринта;

-площадь сечения щели;

-средний диаметр уплотнения;

и -давление перед и за уплотнением;

-температура перед уплотнением;

-универсальная газовая постоянная;

z-число гребешков.

С уменьшением зазора d и увеличением числа гребешков z эффективность лабиринтных уплотнений увеличивается.

Для снижения количества перетекающего воздуха между ступенями до приемлемой величины достаточно от 3 до 5 гребешков. При больших перепадах давления (за последней ступеней компрессора) число гребешков должно быть увеличено. Чтобы не увеличивать длину уплотнения лабиринта устанавливается в 2 и 3 яруса. Эффективность уплотнения существенно увеличивается при использовании гребешков с наклоном (рис.2). Самым эффективным является уплотнение с гребешками переменной высоты и ступенчатой втулки (рис.4), однако это уплотнение требует разъема неподвижной втулки для обеспечения сборки. На величину расхода воздуха влияет форма гребешков, поэтому притупление кромок недопустимо, что указывается в рисунке. Для обеспечения работоспособности уплотнения при минимальном и нулевом зазорах гладкое кольцо должно иметь мягкое, легко прирабатываемое покрытие (граффито-талькированное или граффито-аллюминевое).

Радиальные и осевые зазоры.

Назначение зазоров - предотвращение возможности прикосновения подвижных частей компрессора с неподвижными при самых неблагоприятных режимах работы, с другой стороны величина зазоров влияет на характеристики компрессора и двигателя в целом (КПД компрессора, тяга двигателя, удельный расход топлива). Наиболее важными являются радиальные зазоры между рабочими лопатками и корпусом компрессора. Увеличение относительного радиального зазора (т. е. отношение величины зазора к длине лопатки) на 1% приводит к уменьшению КПД компрессора до 3%, а это ведет к увеличению расхода топлива на 10%, это вызвано перетеканием воздуха при больших зазорах из области высокого давления в область низкого давления, что снижает напорность компрессора (), поэтому величина радиального зазора должна быть минимально возможной на всех режимах работы двигателя.

От каких параметров зависит величина радиального зазора?

-допуск на изготовление деталей;

-возможность изменения геометрических размеров под действием силы тяжести;

-овальность корпуса и ротора;

-деформация ротора при переходе через критическую частоту вращения (тяжелая частота вращения при которой прогиб ротора увеличивается);

-изменение размеров под действием напряжений (инерционные силы, силы давления и температура).

Деформация ротора определяется значениям центробежной силы, температурой нагрева деталей, коэфффициентом температурного расширения материала. Деформация разъемного ротора зависит от способа соединения секций. Наименьшую деформацию имеет ротор, секции которого соединены при помощи торцевых треугольных шлиц. Таким образом величины радиальных зазоров для первых, средних и последних ступеней различны. Учет всех факторов для изменения зазоров достаточно сложен, особенно учет остаточных деформаций лопаток и дисков. Окончательный радиальный зазор уточняется при доводке.

Для уменьшения радиального зазора применяются мягкие покрытия, которые наносятся на внутреннюю поверхность корпуса. Материалы для покрытия: на основе графита, талька, асбеста, алюминиевой пудры, соединенных специальными лаками.

Для поддержания оптимальной величины радиального зазора используется его регулирование путем нагрева или охлаждения корпуса компрессора последней ступени, где изменения радиальных зазоров наиболее значительны.

Осевые зазоры между рабочими лопатками и лопатками направляющего аппарата должны быть минимальны, т. к. они влияют на длину и массу компрессора. Но при малых значениях осевых зазоров компрессор работает неустойчиво и появляются опасные вибрации лопаток. Оптимальными являются осевые зазоры в пределах

15-25% от длины хорды рабочей лопатки на среднем радиусе.

Материалы деталей осевых компрессоров.

При выборе материала следует исходить из их теплового состояния, сопротивления коррозии и эрозии, и обеспечение требуемой долговечности.

Для входного устройства при рабочей температуре не более 250º применяются листовые материалы – дюралюмины, титановые сплавы.

При º - титановые сплавы и корозионностойкие стали

При º - корозионностойкая сталь (12Х18Н9Т)

Диски, барабаны и проставки ротора.

При º - алюминеевые сплавы

При º - титановые сплавы и корозионностойкие стали

Детали штампуют и обарабатывают механически.

Рабочие лопатки.

При º - алюминеевые сплавы (АК41, ВД17).

Для обеспечения необходимого сопротивления усталости, при попадании посторонних предметов лопатки первой ступени выполняются из корозионностойкой стали.

- предел усталостной прочности.

При

- предел усталостной прочности.

При º используются также и стеклопластики.

При º - титановые сплавы (ВТ3-1, ВТ8)

При º - хромистые стали (13Х14Н3В2ФР, 13Х11Н2В2МФ, 14Х17Н2).

Заготовка лопатки должна быть получена путем штамповки для сопротивления усталости. Окончательную форму лопатки получают механической или электромеханической обработкой.

Лопатки направляющего аппарата.

Для изготовления лопаток направляющего аппарата используются алюминиевые и титановые сплавы, а также листовой дюралюмин (Д1, Ст20).

При выборе материала лопаток направляющего аппарата надо учитывать, что нагрузки на направляющие лопатки меньше чем на рабочие лопатки.

Корпус компрессора.

Выбор материала корпуса определяется его рабочей температуры.(АЛ5, АЛ4).

Корпус может изготавливаться из листовых сплавов титана и стали.(МЛ5, АЛ1).

АЛ1 – термопрочный алюминиевый сплав.

АЛ4 – сплав повышенной прочности с хорошими литейными свойствами.

АЛ5 – сплав повышенной прочности, но низкая пластичность.

МЛ5 – высокопрочный сплав с хорошими литейными свойствами. Заменитель АЛ4, АЛ5.

	t,ºC	σв	σ0,2/100
АЛ 1	200	181	100
АЛ 4	200	190	-

- предел прочности (предел временного сопротивления разрыву).

- предел ползучести – это напряжение, действующее на образец в течении определенного времени (100 часов), при этом деформация образца составит 0,2%.

Вал компрессора и цапфы.

Используются 18Х2Н4МА, 40Х2МА, 12Х2Н4А.

Для деталей воздушных уплотнений применяются мягкие углеродистые стали (ст10), а при допустимой рабочей температуре – алюминиевые сплавы.

Титановые сплавы.

Широко используются для изнготовления деталей компрессора. Титановые сплавы имеют предел прочности приблизительно равный пределам прочности стали при небольшой плотности (). Применение титановых сплавов позволяет снизить массу компрессора и двигателя в целом, однако следует учитывать их некоторые особенности.

				НRB
Титановый сплав	1050	980	15	320
Сталь	1050	980	16	285-321

Предел выносливости у гладких полированных образцов из титанового сплава выше чем у стали.

Недостатки: детали из титанового сплава имеют высокую чувтсвительность к концетраторам напряжений (особенно при нарушении технологических процессов изготовления).

Модуль упругости в 2 раза меньше чем для стали (). Поэтому при изготовлении тонкостенных конструкций из титановых сплавов толщину стенок необходимо увеличивать.

Титановые сплавы имеют низкую теплопроводность, составляющую приблизительно 20% от теплопроводности стали. Поэтому при одних и тех же температурных условиях, местная температура рабочей лопатки из титанового сплава достигает значительно большего значения чем у стальных рабочих лопаток.

Непрерывный контакт двух взаимно подвижных поверхностей из титановых сплавов вызывает сварку и сгорание, поэтому между такими деталями необходимо применять разделяющие покрытия.

Стеклопластики.

Применяются для изготовления некоторых деталей компрессора. При низких рабочих температурах стеклопластики обладают следующими преимуществами:

Малая плотность

Достаточно высокая допускаемая температура – до 260º (у некоторых – до 350º).

Высокий предел прочности =400…48 Мпа (у некоторых видов до =600Мпа)

Большой декремент затухания.

Недостаток: низкий предел выносливости =98 Мпа

Для стали: =456 Мпа

Кованый алюминий: =135 Мпа

Сплав титана: =422 Мпа

Стеклопластики состоят из связующего (синтетическая смола) и стекловолокнистого наполнителя (стеклянные нити, жгуты, ленты).

Наполнитель – это армирующий элемент, который воспринимает основную нагрузку. Связь и равномерное распределение нагрузки обеспечивается связующим составом (матрицой).

Газовые турбины

Назначение и основные требования → см. лабораторная работа №3.

Газовые турбины относятся к самым напряженным узлам ГТД, ограничивающих ресурс и надежность двигателя в целом. Это связано с большими температурами и давлениями газа, большой окружной скоростью на среднем диаметре рабочих лопаток.

В то же время турбина обеспечивает большую мощность при приемлимых габаритных размерах и массе.

В процессе проектирования турбины достижение этих качеств определяется выбором и обоснованием конструкции силовой схемы, газодинамическими расчетами (профилированием рабочих лопаток), системы охлаждения, выбором материолов и контролепригодности в эксплуатации.

Конструктивные параметры и компоновка турбин.

Осевая газовая турбина – самая распространенная.

Центробежная газовая турбина – используется для малогабаритных двигателей.

У одновального ТРД, ТРДФ и ТВД число ступеней газовой турбины ≤3, турбина выполняется либо с консолным, либо с межопорным расположением дисков.

ТРДД и ТРДДФ при числе роторов от 2 до 3 число ступеней возрастает от 4 до 8. Для трехвальных ГТД газовая турбина разделяется на турбину высокого давления (ТВД), турбину среднего давления (ТСД) и турбину низкого давлениея (ТНД). Газовая турбина обеспечивающая вращение вала воздушного винта ТВД называется свободной турбиной.

При окружной скорости u=400…450 м/с срабатывается большой теплоперепад в первой ступени, при этом снижается температура, поэтому следующие ступени могут выполняться неохлаждаемыми. Создание турбины связано с системой воздушного охлаждения, которое приводит к утолщению профиля сопловых и рабочих лопаток и введению коммуникации подвода охлажденного воздуха. Кроме того, отбор воздуха на охлаждение достигает 13% от общего расхода, увеличивает газодинамическую нагруженность турбины. Охлаждаемые ступени имеют пониженное значение КПД, т. к. размеры проточной части минимальны по сравнению с последующими ступенями и радиальный зазор относительно большой.

В ряде случаев для увеличения окружной скорости увеличивают средний диаметр турбин ГТД.

Конструктивные параметры.

Одними из важнейших параметров являются относительная длина лопатки или коэффициент длины (определяющийся по выходному сечению) и относительный диаметр втулки . Оба параметра связаны с величиной потерь в проточной части. Организация охлаждения связана с прочностью. Оба эти коэффициента связаны между собой соотношением:

Характерные значения

ТРД, ТРДФ, ТВД: =6…11; =0,71…0,83

ТРДД с большой степенью двухконтурности m :

Для первой ступени: =14…20, =0,86…0,90

Для последней ступени: =3, =0,5.

Удлинение лопаток: , где b – хорда в выходном сечении на среднем радиусе.

Величина оптимального зависит от коэффициента длины и от наличия или отсутсвия охлаждения лопатки, т. к. b связана с максимальной толщиной профиля δ. Относительная длина определяет прочность лопатки.

Растягивающее напряжение определяется по формуле:

Из приведенной формулы видно, что с увеличением длины лопатки при заданном резко возрастают напряжения растяжения, поэтому для сохранения необходимого запаса прочности надо либо снизить окружную скорость на среднем диаметре, либо с увеличением среднего диаметра с одновременным уменьшением частоты вращения ротора, при этом не снижая окружной скорости.

Конструктивное совершенствование турбины характеризуется удельной массой .

ТРД, ТРДД: =0,2…0,35

ТВД : =0,3…0,45

Масса ротора 45 – 55% от

Масса корпуса 10 – 20% от

При выборе числа лопаток учитывается ряд факторов:

Оптимальная частота решетки, ее изменение по длине решетки, условие размещения лопаток на диске, наличие или отсутствие охлаждения и схема охлаждения, требуемая прочность и экономическое обоснование.

Сниежение числа лопаток определяеится стремлением снизить использование дорогостоящих материалов.

Например: при использовании RB – 211 число лопаток в одноступенчатой ступени компрессора состляет от 126 до 148.

На дисках трехступенчатого компрессора:

Первый диск: 124 …92

Второй диск: 76…68

Третий диск: 72…68

Сопловые аппараты всех трех ступеней выполняются с одинаковым количеством лопаток (102).

Конструктивные компоновки.

Конструктивную компоновку турбины определяют следующие факторы:

Число ступеней, число роторов, место расроложения опор роторов, конструктивные схемы силовой связи опор с корпусом, наличие и число разъемов у ротора, потребное количество разъемов у ротора, геометрия проточной части, схема охлаждения элементов конструкции ( сопловых и рабочих лопаток, дисков, корпусных деталей, опор и др.), удобство сборки и разборки, возможность контроля технического состояния.

ТРДД : ,

Турбина обычно выполняется двухступенчатой по схеме 1+1

Если то по схеме 1+2 и 2+2.

При увеличении , то 2+3 и 2+5.

При трех вальной схеме ГТД газовую турбину выполняют следующим образом:

1+1+2

1+1+3 (Д-36)

1+1+4

В наиболее простых компоновочных схемах одновальных турбин ТРД и ТВД, когда количество ступеней не превышает двух, трех, рабочие колеса располагают по отношению к опорам консольно.

Для повышения изгибной жесткости ротора во избежании резонансных напряжений рабочие колеса располагают по меж опорной схеме, т. е. заднюю опору позади рабочих колес, т. е. выполняют за дисковой.

Такое решение вызвано большим числом ступеней, пониженной изгибной жесткостью вала малого диаметра, стремлением снизить окружную скорость подшипника, уменьшая его посадочный диаметр при значительной частоте вращения ротора. Каждый ротор должен 2 опоры, одна из которых фиксирует положение ротора относительно корпуса, а другая допускает относительные осевые перемещения ротора и корпуса. Эти перемещения возникают в следствии разности температурных расширений и упругих деформаций от действия осевых сил. Опора, фиксирующая ротор от осевых перемещений является одна из опор с шариковым подшипником. В большинстве случаев фиксирующие опоры располагаются непосредственно в силовых корпусах. При одновальных схемах в заднем силовом корпусе компрессора, иногда в переднем силовом корпусе компрессора. В двух и трех вальных ТРДД фиксирующая опора располагается в разделительных силовых корпусах компрессора.

Фиксирующая опора нагруженная радиальными и осевыми силами не располагается в близи дисков газовых турбин, в следствии больших тепловых потоков и высокой температуры и необходимости увеличенной подачи масла на их охлаждение.

Если опора турбины выполнена меж вальной, то такая компоновка упрощает конструкцию узла турбины, снижает массу, но усложняется конструкция узла меж вальной опоры, усложняется подвод масла, возникают трудности в отстройке от резонансных режимов роторов в, следствии взаимного влияния.

Конструктивная компоновка на примере АИ-25.

На рисунке показана компоновочная схема двух роторного ТРДД с за дисковым и меж вальным расположением опор ротора низкого давления у которой двух ступенчатый ротор низкого давления имеет свои две опоры с роликовыми подшипниками. Крутящий момент передается на ротор компрессора низкого давления через трубчатую шлицевую рессору.

Осевое усилие через стяжной болт на шариковый подшипник передней фиксирующей опоры двух опорного ротора компрессора низкого давления. Роторы компрессора низкого давления и турбины низкого давления и соединяющая их рессора имеют ограниченную длину, что обеспечивает достаточную изгибную жесткость при малых диаметрах вала и модульность конструкции. Недостаток: увеличение числа опор приводит к увеличению системы подачи масла и его отвода.

В Д-36 при трех роторной турбине все опоры выполнены без использования меж вальных подшипников. Задняя опора ротора низкого давления за дисковая. Опора ротора высокого давления также за дисковая. Расположение ротора среднего давления консольное.

На ряд конструктивно-компоновочных решений существенное влияние оказывает форма проточной части.

При =const существенно упрощаются конструктивные формы и изготовление корпусных деталей. Относительное осевое перемещение ротора и корпуса не влияет на изменение радиальных зазоров. Эта схема применяется в основном для первых ступеней много ступенчатых турбин.

Проточная часть с =const упрощает места перехода от пера до полки хвостовика. Увеличение среднего радиуса и длины лопатки обеспечивает увеличение окружной скорости на последних ступенях, что ведет к сокращению числа ступеней.

Комбинированная проточная часть. Первые ступени турбины наиболее термически нагружены, выполняются с увеличивающимся наружным диаметром и уменьшающимся внутренним диаметром.

Разъем роторов обеспечивает возможность последовательной осевой сборки без продольного разъема наружного корпуса турбины - это преимущество, т. к. продольный разъем корпуса турбины нежелателен, т. к. он ведет к неравномерности радиальной деформации при изменении температурного режима.

Рабочие лопатки турбины.

Конструктивные параметры.

Рабочие лопатки имеют профильную часть - перо, благодаря которому при установке лопатки в диск образуется решетка, обеспечивающая газодинамические параметры (смотри практические занятия 1-3). Профильная часть переходит в замковую, состоящую из полки и хвостовика “елочного“ типа. С целью повышения КПД ступени на конце профильной части лопатки выполняется бандажная полка с уплотнительными гребнями. Выбор толщины пера в сечении производится с учетом прочности и технологии изготовления. Величины поперечных сечений изменяются по степенному закону, нарастая от вершины к корню, при этом изменяется моменты инерции сечений. Сечения, как правило, повернуты друг относительно друга, угол закрутки достигает и более.

Нагрузки, воздействующие на рабочие лопатки:

-центробежные силы;

-газодинамические;

-вибрационные;

-термические;

Процессы разрушения:

-длительное статическое разрушение (ползучесть);

-усталостное разрушение: малоцикловая (термическая) и много цикловая (вибрационная);

-газовая коррозия (высоко температурное окисление).

Для уменьшения уровня напряжений от газовых сил, центр тяжести сечения смещают относительно центра тяжести корневого сечения в сторону действия изгибного момента от газовых сил.

Величину смещения центра тяжести сечений определяют из расчетов максимальной прочности, создавая изгибающий момент от центробежных сил противоположный по знаку изгибающему моменту от газовых сил. Лопатки с бандажными и антивибрационными полками сечение пера дополнительно нагружается центробежной силой от массы этих полок. Проектирование пера лопатки ведется с позиции минимума массы и необходимого запаса прочности с учетом технологических и других ограничений.

Если лопатка не охлаждаемая она изготавливается штамповкой.

Если охлаждаемая - отливкой.

В настоящее время для изготовления лопаток широко применяется технология с направленной кристаллизацией, либо монокристаллическое литье.

Соединение рабочих лопаток с диском.

Елочного типа, напряженное и очень ответственное место в конструкции газовой турбины (практика №3). Нашел широкое применение в следствии следующих преимуществ:

-клиновидная форма замковой части лопатки и периферийной части диска обеспечивают близкое к расчетному распределение напряжений в расчетных сечениях. За счет клиновидности толщина обода диска меньше.

-Относительно малые размеры пазов в клиновидной части хвостовика лопатки позволяет разместить большое число лопаток. Устанавливаются 2 лопатки в 1 паз.

-Свободная (с зазором) установка лопаток в диск, устраняющая возникновение центробежных напряжений в системе лопатка-диск.

-Наличие зазоров на нерабочей стороне между зубьями лопатки и диска обеспечивает продувку соединения охлаждающим воздухом.

-Возможность замены в процессе сборки, балансировки и эксплуатации.

Недостатки:

-Затруднительный тепло отвод от лопатки в диск по причине малой суммарной поверхности контакта зубьев.

-Концентрация напряжений в близи малых радиусов впадин.

-Необходимость изготовления пазов в диске и хвостовиков лопаток с высокой степенью точности.

Охлаждение лопаток турбины.

Рост температуры газа перед турбиной и тенденции изменения материалов и технологии изготовления лопаток турбины.

Повышение температуры газов перед турбиной до 1200 К обеспечивалось улучшением жаропрочности и жаростойкости материалов и составило примерно 8-10 градусов в год. Разработка конструкции лопаток с охлаждением позволило увеличить температуру газов на 100 градусов сразу. Использование новых литейных сплавов и с направленной кристаллизацией и монокристаллическое литье обеспечило прирост температуры газа на 15-20 градусов в год. Увеличение температуры газов является важным признаком совершенства ГТД.

У рабочих охлаждаемых и неохлаждаемых лопаток уменьшение температуры у хвостовика может быть на 50-60 градусов благодаря тепло отводу в диск. Это снижение температуры метала на 1/3 высоты пера существенно сказывается на увеличение запаса прочности лопатки в корневом сечении, где суммарные напряжения наибольшие.

05.05.04.

охлаждаемая лопатка представляет собой теплообменное устройство в котором как правило используется несколько видов теплообмена (способов охлаждения):

1)  вынужденная конвекция;

2)  струйное охлаждение;

3)  заградительно-пленочное охлаждение.

Критерием оценки интенсивности охлаждения пера лопатки является параметр -коэффициент температурной интенсивности охлаждения (коэффициент охлаждения), показывает долю снижения температуры стенки по сравнению с температурой газа.

где -температура газа перед турбиной;

-температура стенки лопатки;

-температура охлаждающего воздуха.

характеризует эффективность различных схем охлаждения лопаток.

*

1-лопатка с радиальными каналами и прямоточной схемой охлаждения (а);

2-лопатка с полу петлевым течением охлаждающего воздуха (б)

3-дефлекторная лопатка (в);

4-сопловая лопатка с конвективно-пленочным охлаждением (г);

5-рабочая лопатка с конвективно-пленочным охлаждением (д);

Существуют различные решения интенсификации тепло отдачи в охлажденный воздух:

1)  установка дефлектора;

2)  дополнительная турбулизация охлаждающего воздуха (с помощью штырьков, перемычек, ребер, выполненных на внутренней поверхности лопатки).

Для высоко температурных двигателей (= К) охлаждение сопловых и рабочих лопаток осуществляется конвективно-пленочным охлаждением. При конвективно-пленочном охлаждении наиболее теплонапряженные участки защищают заградительно-воздушной пленкой выдуваемой через отверстия диаметром 0,3..0,6 мм. Для турбины с таким видом охлаждения характерен повышенный расход охлаждающего воздуха, а именно:

На входную кромку и на торцевые поверхности соплового аппарата 4..6%

На выходную кромку соплового аппарата 2..3%

Корпус турбины 0,1..0,3%

Различные утечки 0,5..1,5%

Общий расход охлаждающего воздуха может достигать 14..15%, для турбины с меньшим уровнем температур 6..8%.

Увеличение количества охлаждающего воздуха повышает долговечность газовых турбин, но снижает КПД турбины.

Неравномерность температурного поля зависит от схемы охлаждения, толщины стенки по контуру профиля, материала лопаток и состава покрытий. Неравномерность температурного поля влияет на уровень местных температурных напряжений, а это ведет на малоцикловую (термическую) усталость лопаток. Важное значение имеет скорость изменения температуры газа по времени и величина перепада температуры при изменении режима работы двигателя, поэтому прочность при малоцикловой усталости может значительно увеличиться в результате использования материалов с повышенной пластичностью и применение защитных покрытий.

Конструктивно-схемные решения охлаждения лопаток.

*

*

-отклонение от средней температуры.

Различные температуры материала в сечениях как по длине (вдоль хорды), так и по высоте лопатки ведет к появлению термических напряжений, величина которых увеличивается с ростом перепада температур.

Температура контролируется контактными термопарами и оптическими перометрами.