Энергомашиностроение

олимпиада школьников «Шаг в будущее»

Научно-образовательное соревнование «Шаг в будущее, Москва»

  регистрационный номер

Энергомашиностроение

Э-3 Газотурбинные и нетрадиционные энергоустановки

Использование композитных материалов в конструкции турбовентиляторных двигателей гражданских ВС

Автор:

       ГБОУ «Лицей 1367», 10 класс

Научный руководитель: Куникеев Бари Амруллович

МГТУ им.

Доцент кафедры, кандидат технических наук

____________________________ подпись научного руководителя

Москва – 2016

Содержание

Введение…………………………………………………………………...………..3

Глава 1. Газотурбинные двигатели для гражданской авиации ………........4 Турбовинтовой двигатель………………………………………………….5 Турбореактивный двигатель…………………………………………….....7 Турбореактивный двухконтурный двигатель…………………………….8 Рабочие параметры ГТД………………..…………………………….......11 Проблемы дальнейшего конструирования и развития ТВРД…………..14 Глава 2. Композиционные материалы……………………...............….......16 Использование КМ как один из перспективных путей улучшения характеристик ТВРД……….……………………………………………...16 Анализ и сравнительные характеристики видов КМ……………………18 Узлы ТВРД, в которых используются КМ…….…………………………22 Глава 3. Коммерческая эффективность……………………………………26 Экономический эффект от применения КМ……………………………..26

Заключение……………………………………………………………...................28
Список источников……………………………………………………………......29

Введение

Актуальность: Актуальность данной проектной работы обусловлена тем, что в настоящее время используемые материалы для проектирования и создания ГТД практически исчерпали свой потенциал и дальнейшее повышение эффективности ГТД крайне сложно.

Объект: Газотурбинные двигатели.

Предмет: Турбовентиляторный двигатель.

Цель: Целью данной проектной работы является выбор узлов ГТД, в которых будут применяться перспективные КМ для повышения эффективности характеристик ГТД.

Задачи:

Определить наиболее оптимальный тип ГТД для гражданских ВС. Выделить проблемы при производстве ТВРД. Определить подходящий тип КМ для применения в определенных узлах двигателя. Произвести расчеты, описывающие потенциальный экономический эффект.

Глава 1. Газотурбинные двигатели для гражданской авиации

Высокая тяговая эффективность и экономичность - два кита современного авиационного двигателестроения. И то, и другое очень важно. Но для ГТД совместить эти два часто противоположных понятия бывает достаточно сложно.

Из всех ГТД, используемых на самолетах, самый экономичный – это турбовинтовой двигатель (ТВД). Но летать на нем с достаточно большой скоростью не представляется возможным. Зато это можно сделать, используя турбореактивный двигатель (ТРД). Однако, прирост мощности также несет в себе потерю экономичности.

Идея о том, чтобы каким-нибудь образом сблизить две противоположности, ТРД и ТВД, сделать из двух половинок одну выдающуюся вещь уже давно витает в воздухе. Использование большой степени двухконтурности как раз и есть верный шаг в этом направлении.

Турбовинтовой двигатель

В турбовинтовом двигателе (ТВД) для вращения тягового винта используется газотурбинная установка (ГТУ). Схема простейшего ТВД показана на рис. 1.

Рис. 1. Принципиальная схема простейшего ТВД (опоры условно не показаны)

Тяга ТВД создается за счет вращения винта 1. Редуктор 2 предназначен для понижения числа оборотов винта по отношению к числу оборотов вала 8 турбины 6, вращающей винт и компрессор 4. Снижение количества оборотов винта повышает его КПД и уменьшает инерционные нагрузки, действующие на лопасти.

Основным элементом входного устройства 3 является диффузор, имеющий расходящееся проходное сечение. Входное устройство обеспечивает забор набегающего на воздушное судно воздуха.

Компрессор 4 предназначен для интенсивного сжатия воздуха и подачи воздуха в камеру сгорания 5 двигателя, в которой энергия, доступная для преобразования в теплоту при определенном постоянном давлении воздуха, повышается за счет подведения теплоты при протекании химической реакции сгорания топлива (керосина) в кислороде воздуха. При этом количество проходящего через камеру сгорания воздуха значительно превышает (в 100…500 раз) количество подаваемого керосина. Фактически камера сгорания 5 представляет собой химический подогреватель рабочего тела.

На рабочих колесах газовой турбины 6 происходит преобразование энтальпии протекающего через лопатки турбины горячего газа (рабочего тела) в кинетическую энергию вращения ротора двигателя. Мощность, развиваемая турбиной, через вал передается частично компрессору, а в основном (через редуктор) – винту.

Выходное устройство 7 обеспечивает выхлоп отработанного рабочего тела после турбины.

ТВД экономичны для скоростей полета ВС порядка 900 [км/час]. В настоящее время ТВД устанавливаются на тяжелых транспортных самолетах и являются (в модифицированном варианте) основными двигателями для вертолетов.

Турбореактивный двигатель

ТРД может использоваться в качестве силовой установки практически на всех типах современных ВС. Простейший ТРД (одноконтурный) особенно эффективен при скоростях полета летательного аппарата (ЛА) свыше 1400 [км/час].

ТРД (рис. 2) создаёт тягу за счет направленного отброса рабочего тела (продуктов сгорания керосина в кислороде воздуха).

В ТРД турбина 4 является приводом только компрессора 2, причем отбирает энтальпию у рабочего тела лишь частично. Рабочее тело, прошедшее через турбину, сохраняет значительный запас своей энтальпии.

Основным элементом выходного устройства 5 ТРД служит сопло. Именно здесь превалирующая часть энтальпии рабочего тела преобразуется в кинетическую энергию отбрасываемой реактивной струи.

Рис. 2. Принципиальная схема простейшего ТРД (опоры условно не показаны)

Турбореактивный двухконтурный двигатель

Основным типом двигателя, используемым в современной гражданской авиации, является ТРДД (рис. 3). Такие двигатели характеризуются высокой экономичностью и имеют два контура: внутренний (или первый), аналогичный по устройству обычному ТРД, и внешний (или второй), установка которого повышает экономичность двигателя.

Входное устройство 1 обеспечивает забор и предварительное сжатие воздуха. Вентилятор 2 предназначен для сжатия воздуха в первом и

Рис. 3. Принципиальная схема простейшего двухвального ТРДД (опоры валов условно не показаны); GвI –через внутренний контур; GвII – расход воздуха через внешний.

во втором контуре двигателя. Высоконапорный компрессор 3 повышает давление воздуха только во внутреннем контуре ТРДД.

Прохождение большей части воздуха через внешний контур ТРДД позволяет обеспечивать большую тягу, чем при использовании обычного ТРД, при одинаковом расходе керосина (тяга пропорциональна массовому расходу воздуха). Главный прирост тяги в ТРДД обеспечивается за счет увеличения расхода воздуха, а это, в свою очередь, можно сделать увеличивая размер проходного сечения, то есть вентилятора.

В отличие от других типов двигателей, ТРДД имеет дополнительную характеристику – степень двухконтурности m. Она определяется соотношением расхода воздуха через внешний контур двигателя GвII к расходу воздуха через внутренний контур GвI:

m = GвII/GвI.

Значение двухконтурности для современных ТРДД достигает 8…30 и более.

Чем выше степень двухконтурности, тем выше экономичность двигателя. А ведь именно к этому как раз и стремятся все авиастроители современных самолетов. Особенно яркие представители этого класса двигателей: General Electric GE90 (степень двухконтурности 8-14), устанавливаемые на Boeing-777-200/300; CFM56-5А/B (степень двухконтурности 5,5-6,0), устанавливаемые на самолеты семейства А320; CFM56-5C2 (степень двухконтурности 6), устанавливается на А340-200/300.

Одной из модификаций ТРДД является турбовентиляторный двигатель (ТВРД). У таких двигателей корпуса вторых контуров изготавливают короткими, но со значительно большими диаметрами, чем у первых контуров, что позволяет увеличивать GвII и добиваться возрастания тяги без дополнительного расхода керосина. Кроме того, у турбовентиляторных двигателей изменена конструкция низконапорных компрессов. На внешний контур “работает” только первая ступень (первые ступени) низконапорного компрессора (собственно вентилятор), а остальные помещаются внутри первого контура и служат “подпорными” ступенями высоконапорного компрессора.

В зависимости от методов определения различают несколько понятий удельной cилы тяги в ТРДД. Удельная сила тяги ТВРД, отнесенная к расходу воздуха через внутренний (первый) контур,

где R1, R2, RУ — силы тяги первого, второго контуров и суммарная;

R1уд, R2уд — удельные силы тяги первого и второго контуров.

Рабочие параметры ГТД

Проведем оценку изменения параметров рабочего тела ТРД с форсажной камерой – температуры Т, давления р, скорости w – по длине тракта двигателя.

Анализ диаграмм (рис. 4) показывает, что по тракту ТРД параметры рабочего тела меняются следующим образом.

Температура потока (по сравнению с окружающей средой (ОС)) немного повышается во входном устройстве, затем почти в два раза возрастает при прохождении воздуха через компрессор. Далее, в камере сгорания, в зоне непосредственного горения керосина, ее значение может достигать порядка 2000 К. На входе в турбину температура составляет примерно 1400 К. При прохождении рабочего тела через турбину температура падает примерно на треть. Если включена форсажная камера, температура снова растет (до 1800 К). Из сопла двигателя рабочее тело истекает, имея температуру около 700 К.

Давление потока (по сравнению с ОС) примерно на 30% повышается во входном устройстве двигателя. Компрессор сжимает воздух, как правило, не менее, чем в 10 раз (иногда до 30 и более – зависит от конкретного двигателя). В камере сгорания давление практически не меняется, падая примерно на 5% (поэтому процесс подвода к рабочему телу теплоты за счет сгорания топлива считают в рассматриваемом случае изобарным, как и аналогичный процесс, протекающий в форсажной камере при ее работе). После прохождения через турбину рабочее тело имеет давление порядка 7·рн (в семь раз больше, чем ОС). Окончательное расширение рабочего тела осуществляется в сопле, по истечении из которого давление рабочего тела становится равным давлению ОС рн.

Скорость потока при попадании во входное устройство двигателя незначительно уменьшается по сравнению со скоростью ВС wЛА (рассматривается дозвуковой режим полета ЛА). При прохождении воздуха через компрессор его скорость падает примерно в 2,5 раза. В камере сгорания (как и в форсажной) скорость потока рабочего тела практически не меняется. В процессе прохождения рабочего тела через турбину скорость потока увеличивается в 1,5…2 раза, а далее возрастает в сопловом блоке, достигая при истечении значения wЛА. Необходимо отметить, что при испытаниях ТРД в стендовых условиях давление потока во входном устройстве падает, а скорость – возрастает.1

Рис. 4. Типовой тракт ТРДД и качественный характер изменения параметров РТ по его длине (Тн, рн – температура и давление ОС, wЛА – скорость полета ВС).

Однако, в силу того, что форсажная камера не предусмотрена для двигателей самолетов гражданской авиации, мы будем рассматривать ТВРД без форсажной камеры.

Проблемы дальнейшего конструирования и развития ТВРД

Наиболее совместимый с природой ГТД способ повышения их эффективности заключается в освоении высоких температур, а повышение допустимой рабочей температуры достигается за счет увеличения жаропрочности турбинных лопаток. Однако этот способ сегодня ограничен предельными температурами работоспособности существующих и перспективных металлических материалов.

Работу в условиях постоянной температуры выше 1300 °C не выдерживает ни один металл, поэтому необходимо применять композиционные материалы.

Основной причиной отставания материаловедческой базы от потребностей современной авиационной техники является задержка в разработке композиционных материалов, пригодных для конструирования и производства основного количества деталей ГТД. Это относится к созданию тонкостенных рабочих лопаток компрессоров и турбин, сопловых аппаратов, крупногабаритных тонкостенных камер сгорания, жаровой трубы.

Из-за необходимости пропускать большой объем воздуха через второй контур, диаметр двигателя достаточно велик. И как раз из этой положительной необходимости и проистекают два главных недостатка ТВРД.

Первое – это большой диаметр вентилятора. Он очень даже бросается в глаза, особенно на самолетах с двумя двигателями (в отличие от четырех), например, на Boeing-777 или А330. Такой большой лобовой размер обязательно означает большое лобовое сопротивление. В связи с этим, двигатели такого рода применяются на больших пассажирских и транспортных самолетах, для которых более важна экономичность, нежели скорость.

Вторым существенным недостатком является масса. Ведь не зря при проектировании часто бывает, что борьба ведется чуть ли не за граммы веса. Размер практически всегда тянет за собой массу, которую необходимо уменьшать каким-либо способом.

Из этих соображений второй контур вместе с выходным соплом на ТВРД с большой степенью двухконтурности выполнен укороченным, поскольку чем короче двигатель, тем меньше масса. То есть расстояние от входа до среза сопла во втором контуре значительно меньше, чем в первом.

Глава 2. Композиционные материалы

Использование КМ как один из перспективных путей улучшения характеристик ТВРД

Композиционный материал (КМ) — искусственно созданный неоднородный сплошной материал, состоящий из двух или более компонентов с чёткой границей раздела между ними. В большинстве композитов компоненты можно разделить на матрицу (или связующее) и включённые в неё армирующие элементы (или наполнители). В композитах конструкционного назначения армирующие элементы обычно обеспечивают необходимые механические характеристики материала (прочность, жёсткость и т. д.), а матрица обеспечивает совместную работу армирующих элементов и защиту их от механических повреждений и агрессивной химической среды.

Механическое поведение композиции определяется соотношением свойств армирующих элементов и матрицы, а также прочностью связей между ними. Характеристики и свойства создаваемого изделия зависят от выбора исходных ком­понентов и технологии их совмещения.

При совмещении армирующих элементов и матрицы образуется композиция, обладающая набором свойств, отражающими не только исходные характеристики его компонентов, но и новые свойства, которыми отдельные компоненты не обладают. Например, наличие границ раздела между

Рис. 5. Композиционный материал

армирующими элементами и матрицей существенно повышает трещиностойкость материала, и в композитах, в отличие от однородных металлов, повышение статической прочности приводит не к снижению, а к повышению характеристик вязкости разрушения. К преимуществам КМ можно отнести следующие параметры:

высокая удельная прочность (прочность 3500 МПа); высокая жёсткость (модуль упругости 130 - 240 ГПа); высокая износостойкость; высокая усталостная прочность; возможность изготовить размеростабильные конструкции из КМ; легкость.2

Композиционные материалы начали применяться в ГТД летательных аппаратов (ЛА) более 50 лет назад и с тех пор их использование достигло значительных масштабов. Тенденция роста применения КМ будет усиливаться и в XXI веке, поскольку именно эти материалы обеспечивают заданные свойства, стабильность при эксплуатации и эффективность в производстве. Правильное применение КМ способствует повышению уровня технической эксплуатации, увеличению ресурса и работоспособности ТВРД.

При выборе материалов для деталей и узлов ТВРД в первую очередь учитывают их удельные веса и удельную прочность, характеризуемую отношением прочности к удельному весу. В качестве характеристики прочности может быть взято одно из следующих свойств: предел прочности, предел текучести, предел усталости, модуль нормальной упругости. Поэтому при изготовлении деталей предпочтение отдается материалу, обладающему большой удельной прочностью. Это позволяет при прочих равных условиях увеличить прочность конструкции и ее надежность, снизить вес, увеличить дальность и высоту полета.

Анализ и сравнительные характеристики видов КМ

Используемые и разрабатываемые в настоящее время КМ можно разделить на 3 основные группы: металлические (МКМ), оксид-оксидные (ООКМ) и керамические (ККМ). Каждая группа КМ представляет для отечественного авиационного двигателестроения новый класс материалов, требующий совершенно иных подходов на всех этапах их освоения и применения: от этапа выбора материала и проектирования, до технического обслуживания и ремонта изделий в составе двигателя.

Композиты с металлической матрицей разделяют на армированные волокнами (волокнистые композиты) и наполненные тонкодисперсными частицами, не растворяющимися в основном металле (дисперсно-упрочненные композиты).

Волокнистые композиты с металлической матрицей имеют два основных преимущества по сравнению с более распространенными композитами с полимерной матрицей: они могут использоваться при значительно более высоких температурах и более эффективны в сильно нагруженных элементах конструкций. Последний факт определяется возможностью существенно сократить массу стыковочных элементов конструкций благодаря большей прочности металлической матрицы по сравнению, например, с полимерной.

Волокна в МКМ несут основную нагрузку, при этом длина передачи нагрузки в композитах такого типа много меньше соответствующей длины в композитах с полимерной матрицей в силу больших возможных касательных напряжений в матрице (при условии достаточно прочной связи на границе раздела волокна и матрицы). Это обстоятельство сказывается положительным образом на прочностных свойствах композита в силу масштабной зависимости прочности волокна. Возможны также ситуации, в которых взаимодействие волокна и матрицы существенно повышает эффективную прочность волокна, в результате реальная прочность композита оказывается выше величины, полученной при использовании результатов испытаний отдельных волокон. Такого типа эффекты делают волокнистые МКМ перспективными материалами. Важной особенностью МКМ с пластичной металлической матрицей является возможность конструирования структур с хрупкими волокнами, трещиностойкость которых превышает трещиностойкость неармированной матрицы.

В отличие от волокнистых композитов, в дисперсно-упрочненных материалах матрица является основной несущей нагрузку составляющей, а дисперсные частицы тормозят движения дислокаций, повышая предел текучести и прочность материала. Дисперсно-упрочненные композиты могут быть получены на основе большинства применяемых в технике металлов и сплавов.

Основные приложения МКМ в настоящее время — аэрокосмические конструкции, в будущем они могут заменить металлические сплавы во многих наземных приложениях, в том числе в авиационной технике.

Оксид-оксидные композиты, содержащие оксидные волокна и оксидную матрицу, — важнейший тип высокотермостойких композитов, активно разрабатываемый в последнее десятилетие.

Поскольку все ингредиенты в таком композите хрупкие, то торможение трещины при нагружении, и, следовательно, обеспечение нехрупкого поведения может быть достигнуто одним из способов, характерных для композитов с керамической матрицей. Для этого в композит вводят ингредиенты, образующие слабую границу раздела. Такая граница возникает, например, в результате нанесения специального покрытия на волокно, которое обычно состоит либо из легко деформируемых оксидов, либо из сильно анизотропных оксидов, таких, как гексаалюминат кальция CaAl12O19. Аналогичный результат достигается, если специальным образом организовать пористость матрицы.

Основные усилия разработчиков этого типа материалов сосредоточены на композитах с наноструктурированными волокнами, что ограничивает верхнюю температуру их применения (1100 - 1300 оС) из-за рекристаллизации последних.

Композиты с керамической матрицей являются материалами с высоким модулем упругости, высокой температурой плавления и высокой твердостью. Из-за присущей этим материалам хрупкости основная задача, решаемая посредством формирования композитных структур на их основе, — придание конструкционному материалу трещиностойкости и вибропрочности. В таких композитах, в том числе с волокнистым армированием, это достигается, как правило, введением в структуру композита переходных, промежуточных слоев. В твердых сплавах роль такого промежуточного слоя между частицами керамики, обеспечивающего трещиностойкость композита, играет металлическая «связка».

Армированные композиты с керамической матрицей применяются в качестве жаропрочных и жаростойких материалов, а также составляющих броневых элементов.

Рассмотрим один из ККМ - нитрид кремния (Si3N4). Нитрид кремния имеет высокую прочность в широком диапазоне температур, умеренную теплопроводность, низкий коэффициент теплового расширения, умеренно-высокий коэффициент упругости и необычайно высокую, для керамики, вязкость разрушения. Такое сочетание свойств приводит к отличной тепловой ударостойкости, способности выдерживать высокие нагрузки при высоких температурах, сохраняя превосходную износостойкость. Исходя из вышеописанных свойств данного материала, можно заключить, что его целесообразно применять в конструкции ТВРД.

Конструкционной керамике для ТВРД не требуется низкая теплопроводность. Учитывая, что керамические детали ТВРД работают при более высоких температурах, они должны сохранять прочность на уровне 600 МПа при температурах до 1470 – 1670 К (в перспективе до 1770 – 1920 К) при пластической деформации не более 1 % за 500 ч работы. В качестве материала для таких ответственных деталей газотурбинных двигателей, как камера сгорания, детали клапанов, ротор турбокомпрессора, статор, используют нитриды и карбиды кремния, имеющие высокую теплостойкость.3

Исходя из вышесказанного, можно утверждать, что повышение тактико-технических характеристик авиационных двигателей невозможно без применения ККМ

Узлы ТВРД, в которых используются КМ

Авиационный двигатель является объектом, во всех узлах которого могут найти применение современные КМ различного типа. В настоящее время в серийном производстве находятся следующие узлы двигателя: кожух сопла со звукопоглощающим контуром, обтекатель сопла и задний обтекатель реверсивного устройства, обеспечивающие снижение массы.

На этапе внедрения и опытной отработки находятся: диафрагма, корпус подвесок, силовой корпус, корпус створок, внешний обтекатель реверсивного устройства, панель со звукопоглощающим контуром, обтекатель, кожух, корпус, обеспечивающие дополнительное снижение массы двигателя. На стадии проектирования находятся: корпус вентилятора, лопатка спрямляющая, решетка реверсивного устройства, силовая панель.

Тем не менее даже решение частной задачи внедрения ККМ в ТВРД позволило сформировать базовую инфраструктуру, которая позволяет на основе разработанных методов проектирования, технологий изготовления и испытаний создавать экспериментальные образцы деталей, а именно:

соплового аппарата из дисперсно-упрочненного ККМ; жаровой трубы из ККМ; сепаратора из УУКМ; тел качения шарикоподшипников из различных керамических материалов; заготовку рабочего колеса ТВРД;

Исследования основываются на богатом опыте конструирования и доводки лопаток направляющего аппарата компрессора из МКМ. Лопатки направляющего аппарата из боралюминия, а в дальнейшем из бормагния, были отработаны по прочностным статическим и усталостным характеристикам и прошли первые испытания.

При создании работоспособной лопатки из КМ одним из важнейших направлений является максимальное снижение напряжений в местах перехода от пера лопатки к ее хвостовику и в угловых точках на боковых гранях хвостовика, где и происходит разрушение лопатки из традиционных материалов. В отличие от однородных материалов в лопатке из КМ напряжения в опасных зонах можно снижать не только за счет геометрической формы лопатки, но и за счет выбора рациональной схемы ее армирования. Эффективность этого подхода до настоящего времени в лопатках ТВРД детально еще никто не анализировал, хотя это может дать весьма заметный положительный эффект.

Наиболее опасными зонами в диске с точки зрения статической прочности являлись ступица (зона 1) и радиус перехода контактных граней диска со стороны входа (зона 2). В лопатке наиболее опасной зоной являлась область перехода от контактной грани к ножке лопатки (зона 3) со стороны входа. Для металлического диска запасы удовлетворяли нормам прочности деталей ТВРД, а для керамической лопатки необходимо проведение экспериментальных исследований с целью получения данных, требующихся для создания соответствующих норм прочности.4

Рис. 6. Напряжения в оптимальной модели, МПа

При конструировании материала для деталей узлов ГТД необходимо исходить из нескольких факторов:

нагруженность – газовыми и инерционными силами, динамическими нагрузками; температурное состояние; агрессивность среды; технология изготовления.

Использование керамических деталей в горячей части газотурбинного двигателя позволит повысить КПД благодаря увеличению рабочей температуры газа на выходе из камеры сгорания и уменьшению потерь при охлаждении лопаток, а также снизить массу деталей из-за низкой плотности керамического материала. В зарубежных и отечественных работах было показано, что в настоящее время механические свойства керамики недостаточны для изготовления целого рабочего колеса, однако они достаточны для изготовления лопаток.

Для изготовления лопаток турбины целесообразно использовать нитриды кремния, которые и при указанной температуре имеют достаточную прочность. Недостатки керамических материалов состоят в том, что они не выдерживают резкого изменения температур при холодном пуске и изменении нагрузки. Применение КМ, отличающихся, прежде всего, малой массой, повышенной удельной прочностью, жесткостью и внутренним сопротивлением, позволяет по сравнению с деталями из традиционных металлических материалов снизить массу отдельных деталей от 10 до 50%, повысить долговечность узлов от 5 до 25%, снизить на несколько процентов или исключить отбор воздуха на охлаждение в отдельных узлах двигателя. При этом экономичность двигателей может возрасти от 3 до 8%.

Глава 3. Коммерческая эффективность.

3.1. Экономический эффект от применения КМ

Представляется перспективным провести исследование на неохлаждаемом РК ТВРД с частотой вращения от 13000 до 14000 об/мин, что соответствует наиболее нагруженному режиму работы ТВРД.

Керамическая лопатка с хвостовиком типа «ласточкин хвост» легче металлического аналога с хвостовиком типа «ёлочка» на 45%. Спроектированное РК с керамическими лопатками легче, чем исходное с металлическими лопатками на 20%.5 Некоторые узлы двигателя, такие как широкохордная рабочая лопатка вентилятора, могут быть изготовлены только из композиционных материалов.

Показатель	Масса лопатки турбины	Масса рабочего колеса	Ресурс	Общая экономичность двигателя
Величина изменения	Уменьшение на 45%	Уменьшение на 20%	Увеличение на 5-25%	Увеличение на 3-8%

Таблица 1. Показатель эффективности применения ККМ в лопатках турбины.

Максимальная рабочая температура для турбины с металлическими лопатками составляет 1500 K. Для турбины с лопатками, изготовленными из ККМ, максимальная рабочая температура составляет 1700 K.

,

где

– относительный расход топлива

Lк – удельная работа компрессора

Lт – удельная работа турбины

Nе – удельная мощность ТВРД

е – КПД двигателя.

Выполнив необходимые расчеты по вышеописанным формулам, получаем следующие показатели:

Материал Величина	Металл	ККМ
	0.022	0.028
Lк (Дж)	502111.44	502111.44
Lт (Дж)	864705.9	980000.02
Nе (Вт)	362594.46	477888.58
е	38%	39.69%

Таблица 2. Сравнительные характеристики показателей ТВРД.

Исходя из полученных результатов можно заключить, что только лишь лопатки, изготовленные из ККМ, дают прирост в мощности (+31,8%) и небольшой прирост КПД (+1,7%).

Таким образом, установка модифицированных ТВРД с большим количеством узлов из ККМ увеличит коммерческую загрузку и повысит конкурентоспособность самолетов с подобными двигателями на авиационном рынке.

Заключение

Выполненные расчетные оценки показывают, что применение ККМ в конструкции ТВРД обеспечивает достижение поставленной цели – повышение экономичности ТВРД.

Лопатки турбины, изготовленные из нитрида кремния, обладают высокими показателями прочности, вязкости разрушения, что обеспечивает их большую эффективность в конструкции ТРВД по сравнению с металлическими аналогами.

Камера сгорания, изготовленная из ККМ, обладает более высокой усталостной прочностью нежели чем камера сгорания, изготовленная на основе металлических сплавов. Также керамическая камера сгорания способна выдерживать более высокие рабочие температуры, по сравнению с металлической камерой сгорания при прочих равных условиях.

Лопатки вентилятора, изготовленные на основе ККМ, весят намного легче металлических образцов, при этом не теряя необходимых им свойств.

Все вышеперечисленные достоинства узлов и деталей ТВРД, изготовленных из ККМ, обусловливают повышение экономичности данного типа двигателей, что в перспективе способствует снижению затрат на авиаперевозки.

Список источников

, , Тимонин теории и конструкции авиационных двигателей: учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2015. – 66 с. Резник C. B., Сапронов рабочего колеса газовой турбины с использованием керамических лопаток. / Резник C. B., // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. Академика . – 2014. - . – С. 199-206. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. Михальцев параметров цикла при проектировании газотурбинных двигателей и комбинированных установок: учеб. Пособие / , ; под ред. . —М.: Изд-во МГТУ им. , 2014. — 58 с. Композиционные материалы https://ru. wikipedia. org/wiki/Композиционный_материал. Свойства и применение керамических материалов http:///Свойства_и_применение_керамических_материалов.

1 «Основы теории и конструкции АД». , , .

2 78F8>==K9_https://ru.wikipedia.org/wiki/>78F8>==K9_

3 http:///Свойства_и_применение_керамических_материалов.

4 «Проектирование РК газовой турбины с использованием керамических лопаток». , .

5 «Проектирование РК газовой турбины с использованием керамических лопаток». , .