Турбина ТВаД мощностью 10000 кВт

Размещено на http://www.allbest.ru/

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського

“Харькiвський авiaцiйний iнститут”

КАФЕДРА КОНСТРУКЦIЇ АВIAЦIЙНИХ ДВИГУНIВ

Турбина ТВаД потужнicтю 10000 кВт

Пояснювальна записка

до випускної роботи бакалавра за фахом

7.100117-авiaцiйнi двигуни та eнepгетичнi установки



РЕФЕРАТ

“Турбiна ТВаД потужнiстю 10000 кВт”

Керiвник випускної роботи бакалавра:

Був проведений термогазодинамiчний розрахунок, узгодження роботи вузлiв, газодинамiчний розрахунок турбiни та профiлювання робочої лопатки турбiни високого тиску двоконтурного турбореактивного авiацiйного двигуна.

Проведено перевiрочний розрахунок на статичну мiцнiсть(диск та лопатка турбiни високого тиску). Був виконаний розрахунок на коливання i в результатi виконаний розрахунок на динамiчну мiцнiсть. Був виконаний розрахунок на статичну мiцнiсть крiплення лопатки до диска i зовнiшнього корпуса камери згоряння.

В технологiчнiй частинi проведений аналiз креслення деталi, визначенi показники технологiчностi. Був розроблений план технологiчного процессу виготовлення деталi.Розрахунок припускiв на обробку та операцiйних розмiрiв-координат поверхонь обертання проводився нормативним та диференцiально-аналiтичним методами; припуски та операцiйнi розмiри-координати на плоскi торцевi поверхнi розраховувались з використанням нормативного методу.

При виконаннi використовувались розрахунковi програми кафедри 201: RDD.EXE, slrd.exe, GDRGT.EXE, OCT.EXE, GFRT.EXE для термогазодинамiчного, газодiмiчного розрахунку, узгодження та профiлювання; statlop, Disk-Epf для мiцностних розрахункiв.

Для розрахунку на коливання була використана програми кафедри 203 DINLOP. При оформленi графiчної частини використовувався графiчний пакет КОМПАС-3D, версicя 8.0. При оформленнi рорахунково-пояснювальної записки використовувались програмнi продукти Мicrosoft Оffice, Мicrosoft Excel.

Горбенко В.Л.



СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

1.ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

1.1 Термогазодинамический расчет

1.1.1 Выбор и обоснование параметров

1.1.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ

ВЫВОД

1.2 Согласование параметров компрессора и турбины

1.2.1 Выбор и основание исходных данных для согласования

1.2.2 Согласование параметров компрессора и турбины на ЭВМ

ВЫВОД

1.3 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТУРБИНЫ

ВЫВОД

1.4 РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

1.4.1 Выбор закона профилирования

1.4.2 Расчет турбины на ЭВМ

ВЫБОД

1.5 РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

ВЫБОД

2. КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ

2.2 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ПЕРА РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ

ВЫВОД

2.3 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ДИСКА ТУРБИНЫ

ВЫВОД

2.4 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЗАМКА КРЕПЛЕНИЯ ЛОПАТКИ ТИПА «ЕЛОЧНОГО»

ВЫВОД

2.5 РАСЧЕТ ДИНАМИЧЕСКОЙ ЧАСТОТЫ ПЕРВОЙ ФОРМЫ ИЗГИБНЫХ КОЛЕБАНИЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ И ПОСТРОЕНИЕ ЧАСТОТНОЙ ДИАГРАММЫ

ВЫВОД

3. ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

3.1 РАЗРАБОТКА ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ПЛАНА ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДЕТАЛИ АД

3.1.1 Анализ материала детали

3.1.2 Количественная оценка технологичности

3.2 ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ МЕТОДА ПОЛУЧЕНИЯ ЗАГОТОВКИ

3.2.1 Определение массы и степени сложности заготовки

3.3 РАСЧЕТ ЧИСЛА ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ ПЕРЕХОДОВ ОБРАБОТКИ ОСНОВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ДЕТАЛИ

3.4 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ НА ДИАМЕТРАЛЬНЫЕ ПОВЕРХНОСТИ

3.5 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ НА ОБРАБОТКУ ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

3.5.1 Определение минимальных припусков расчетно-аналитическим методом

3.5.2 Расчет технологических размерных цепей торцевых поверхностей детали

3.6 РАСЧЕТ РЕЖИМОВ РЕЗАНИЯ.

ВЫВОД

ЗАКЛЮЧЕНИЕ



ВВЕДЕНИЕ

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним и к их силовым установкам.

Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличение температуры газов перед турбиной (), степени повышения полного давления (), а также совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Одним из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессоров и турбины, сокращение габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости производства, жизненного цикла, либо прямых эксплуатационных расходов.

Газодинамический расчёт турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы её должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчётные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) лопаточных венцов.

В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоёмкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.

Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.

Успешная реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на из изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку и допусков операционных размеров.

Эффективность технологического процесса существенно зависит от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличивая расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоёмкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака.

Важен также выбор допусков на операционные размеры. При выборе слишком больших значений допусков происходит увеличении припусков на обработку, увеличение габаритов заготовки, увеличение массы заготовки. При выборе слишком малых значений допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость продукции за счёт использования более точных методов формообразования поверхностей и дорогого оборудования.



1.ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

Тип и основные конструктивные элементы двигателя:

1) условное обозначение АИ-336-2-10

2) тип двигателя турбовальный,

трехвальный

3) направление вращения ротора свободной турбины (по ГОСТ 22378-77) правое

4) количество ступеней:

- компрессоров …………………………………………………14 (7+7)

- турбин .......................................................................................4 (1+1+2)

1.1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ

1.1.1 Выбор и обоснование параметров

Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии [1].

Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчётного режима, т.е. режима при котором необходимо рассчитывать двигатель.

В основу оптимизации параметров закладываются такие критерии: минимумы удельного расхода топлива и массы силовой установки; максимум удельной мощности; обеспечение надёжности на чрезвычайных режимах и т.п. Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .

Температура газа перед турбиной

В методическом пособии [1] (с.7) показано, что увеличение температуры газа перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет принимать также максимальные значения температур газа серийно выпускаемых двигателей до 1680К. Для обеспечения надёжной работы турбины при высоких значениях температуры газа (>1250К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения. Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива. В методическом пособии [1] ( с.9) показана зависимость свободной работы двигателя от и способа воздушного охлаждения, из которой следует, что назначение более высоких требует применения более сложных систем охлаждения.

Из всего вышеизложенного и с учетом использования конструкционных материалов прототипа выбираем температуру газа перед турбиной = 1365К.

Выбор степени повышения давления в компрессоре

При температуре = 1365К оптимальное значение степени повышения давления в компрессоре , соответствующее максимуму удельной мощности составляет ~ 9,0. При этом экономическое значение , соответствующее минимуму удельного расхода топлива, составляет ~ 25. Более высоким температурам соответствуют большие значения и . Несмотря на благоприятное влияние повышения на удельные параметры двигателя, применение больших значений ограничивается усложнением конструкции и увеличением массы и габаритов двигателя. Выбираем > таковым, чтобы, при незначительном снижении удельной мощности снижение удельного расхода топлива было значительным. Принимаем = 21.

КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого осевого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени аэродинамического совершенства его ступеней, так и от общей степени повышения давления в компрессоре.

На расчётном режиме - среднее значение КПД ступеней компрессора, в многоступенчатых осевых компрессорах современных газотурбинных двигателей лежит в пределах = 0,88…0,92, а вновь проектируемых = 0,895

Тогда КПД компрессора в целом для выбранного будет:

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1…2% мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно Для ротора компрессора и турбины принимаем

Для предварительного определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранного значения , в термогазодинамическом расчёте можно использовать соотношение:

при >1250K. где КПД неохлаждаемой турбины. Обычно лежит в пределах Принимаем Тогда:

Физические константы воздуха и продуктов сгорания

Для расчёта на инженерном калькуляторе

Показатель изоэнтропы:

Универсальная газовая постоянная:

Теплоёмкость при постоянном давлении:

Потери в элементах проточной части двигателя

Для всех предварительных термогазодинамических расчётов ниже перечисленные коэффициенты принимаем одинаковые.

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Входное устройство рассматриваемого двигателя является дозвуковым прямолинейным каналом. Коэффициент восстановления полного давления для такого устройства составляет Принимаем

Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве, при смешении струй, при повороте потока. принимаем

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Для основных камер сгорания обычно Принимаем Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания . Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97…0,99. Выбираем

При отсутствии переходного патрубка между турбиной компрессора, коэффициент восстановления полного давления Т.к. патрубок между турбиной компрессора и свободной турбиной есть,

Выходные устройства ГТД и ТВД, как правило, выполняется диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления обычно составляет Принимаем

1.1.2 Термогазодинамический расчёт на ЭВМ

С помощью программы gtd.exe термогазодинамический расчёт ГТД может быть выполнен с использованием ЭВМ. Применение ЭВМ позволяет сравнительно легко провести несколько вариантов расчётов с учётом влияния различных факторов на удельные параметры двигателя. После чего выбрать наилучшее сочетание исходных условий. Для этого в программе предусмотрена возможность при одном обращении получать различное число вариантов расчёта. Кроме того данной программой предусмотрено использование различных видов топлив. Исходные данные и результаты расчета представлены в таблицах 1.1 и 1.2 соответственно.



Таблица 1.1 - Исходные данные термогазодинамического расчёта

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5050E+08 LO= 17.20

H= .00 MH= .000 CC= 70.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000

SB= .960 SK= .940 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .970 NM= .990 NPД= .000

TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 97272. VH= .0

Таблица 1.2 - Результаты термогазодинамического расчёта

ТГДР ГТД-Р NT= 1 1 1 1 ДАТА 30.10. 9

TG= 1365. 1385. 1390. 1395. 1400. ANTK= .912 .880 .880 .880 .880

PIK= 21.00 21.80 21.80 21.80 21.80 ANK = .846 .846 .846 .846 .846

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГТД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .100 HU= .5050E+08 LO= 17.20

H= .00 MH= .000 CC= 70.0 NTB= .920 ПBB=1.000 TBB=1.000 NB=1.000

SB= .960 SK= .940 NГ= .990 SPT=1.000 SPH= .970 NM= .990 NPД= .000

TH=288.15 THO=288.15 TBO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PBO= 97272. VH= .0

СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC

TK TTK TT PK PГ PTK PT PC

NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ

КПД LCB NP CPГ КГ RГ

CPB KB RB

ТГ=1365.0 ПК=21.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 728.5

247.1 247.1 .2049 .1539E-01 3.777 49.88 .2943E-01 .1435

733.3 932.5 728.5 .2043E+07 .1920E+07 .3263E+06 .1057E+06 .1025E+06

.8460 .9120 .4668E+06 .5160E+06 .2434E+06 5.884 3.088 18.17

.3479 .2731E+06 .9001 1193. 1.317 287.3

1038. 1.382 287.0



ВЫВОД

Выбор параметров двигателя в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой мы использовали такие критерии как удельная мощность и удельный расход топлива. А основными параметрами рабочего процесса двигателя, влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .

В результате термогазодинамического расчёта двигателя определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя удельная мощность, удельный расход топлива - , соответствующие современному уровню параметров ГТД.

1.2СОГЛАСОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

1.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.

Исходными данными для этих расчётов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания ) в характерных сечениях проточной части, основные геометрические соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

Мощность двигателя

Таблица 1.3 - Исходные данные для согласования параметров компрессора и турбины

Вели-чина	Размер-ность	Значение	Вели-чина	Размер-ность	Значение
LК	Дж/кг	466840	'm		0,985
LТк	Дж/кг	516000	*К		0,846
*К		21	*Т		0,912
UКкнд	м/с	370	LОК/ LК		1
СКкнд	м/с	165	СВкнд	м/с	190
UКквд	м/с	390	СВквд	м/с	170
СКквд	м/с	170	*КНД		0,885
		0,26			0,630
Ne	кВт	10000			0,780
Dсртн/Dк		1	Dсpтв/Dко		1,140
Dсртc/Dк		1,312	ZTС		3,02
zкнд		7	zтвд		1
zквд		7	zтнд		1
КфКНД		2	zтс		2
КфКВД		1	КфТНД		3
КфТВД		3	КфТС		2
СТТВД	м/с	175	СТТНД	м/с	180
СГТНД	м/с	170	СГТС	м/с	180
СТ	м/с	200

После термогазодинамического расчёта двигателя известны его основные параметры (удельная мощность, удельный расход топлива). В компрессорах ГТД применяются компромиссные схемы, в которых уменьшение высоты лопаток достигается одновременным уменьшением наружного диаметра и увеличением внутреннего диаметра ступеней. При этом выбираем форму проточной части КНД с

Форма проточной части турбины выбирается из конструктивных соображений. При постоянном наружном диаметре проточной части турбины возможно получение лопаток большой высоты на последних ступенях. При угол раскрытия проточной части турбины уменьшается, что способствует безотрывному течению потока по проточной части турбины и повышению КПД. При повышается и возрастают окружные скорости на периферии лопаток, но на выходе высота лопаток будет наименьшей, по сравнению выбираем .

Значение среднего коэффициента нагрузки в турбине лучше остается Пределы изменения

1.2.2 Согласование параметров компрессора и турбины на ЭВМ

Увязка параметров турбокомпрессорной части ГТД является одним из самых важных этапов проектирования двигателя. Качественное выполнение этого этапа позволяет обеспечить оптимальные геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в её рабочих лопатках.

Основой расчёта является выбор основных геометрических соотношений по прототипу. Предполагается также осевое течение во всех расчётных сечениях двигателя.

Расчёт производится с помощью программы (ГТД-1-1) slgt1.exe. Ввод данных производится в диалоговом режиме. Результаты счёта заносятся в файл slgt1.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe.

Результат представлен в виде распечатки в таблице 1.4. Схема увязки турбокомпрессора проектируемого ГТД представлена на рисунке 1.1.

Таблица 1.4 - Результаты расчёта для согласования параметров компрессора и турбины

Формирование облика ГГ и ТC ГТД-2-1 ( КВД - ОК или ОЦК )

Исходные данные:

Neуд= 247.1 Сe = .2018 КПДк= .8460 КПДтк= .9120

Lк = 466840. Lтк*= 516000. Lтс*= 243400. КПДтс= .9200

Cpг =1193.2 Kг =1.3172 Cpв =1038.3 Kв =1.3820

Ne = 10000. Gв = 40.46

doв = .630 Dсртн/Dк =1.000 Dсртc/Dк =1.312

doво= .919 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.000

D4цс/D2цс=1.000 Dсpтв/Dко=1.180

Lкн/Lк = .380 КПДкн* = .885 Sркнв = .990

Lок/Lкв=1.000 КПДок* = .880 Sркоц =1.000

Mzтс =3.020 Sртвн = .990 Sртнс = .985

Uк = 370.0 Uквд = 390.0

Результаты pасчета:

* КНД * Кф = 2 Zк = 7.

Lк*= 175625. Пiк*= 4.543 КПД*= .8850 Uк = 370.0

Dк = .6707 dob = .6300 dok = .8516 Hzc= .2031

nнд =10536.

* ОК ВД * Кф = 1 Zк = 7.

Lк*= 286546. Пiк*= 4.669 КПД*= .8799 Uк = 390.0

Dк = .5017 dob = .7800 dok = .9188 Hzc= .2691

nвд =14846.

* ТВД * Кф = 3 Zт = 1.

Lт*= 319920. Пiт*= 2.738 КПД*= .9120 (h/D)г= .0727

Uср= 453.9 Mz = 1.553 Dcр = .5920 (h/D)т= .0979

Sр = 201.8 Tw* =1183.2

* ТHД * Кф = 3 Zт = 1.

Lт*= 196080. Пiт*= 2.171 КПД*= .8799 (h/D)г= .0883

Uср= 360.2 Mz = 1.512 Dcр = .6707 (h/D)т= .1368

Sр = 177.4 Tw* = 986.9

* ТC * Кф = 3 Zт = 2.

Lт*= 243400. Пiт*= 3.088 КПД*= .9200 (h/D)г= .0971

Uср= 283.9 Mz = 3.020 Dcр = .8800 (h/D)т= .1773

Sр = 142.9 Tw* = 762.3 nтс = 6448.

Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F

: K : Па : м/с : --- : кв.м

в - в 288. 97272. 190.0 .6133 .2131

к кнд - к кнд 457. 441925. 165.0 .4228 .0786

в квд - в квд 457. 437506. 170.0 .4356 .0774

к - к 733. 2042700. 140.0 .2833 .0308

г - г 1365. 1920100. 110.5 .1654 .0757

т твд - т твд 1097. 701283. 175.0 .2923 .1078

г тнд - г тнд 1097. 694270. 170.0 .2840 .1119

т тнд - т тнд 933. 326340. 180.0 .3261 .1933

г тс - г тс 933. 321445. 180.0 .3261 .1963

т - т 729. 105690. 200.0 .4100 .4312

Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст

KНД .6707 .5605 .4226 .6035 .5605 .5140 7.

ОK ВД .5017 .4499 .3913 .5017 .4818 .4610 7.

TBД .6177 .5759 .5340 .6500 .5920 .5340 1.

TНД .6912 .6351 .5790 .7625 .6707 .5790 1.

TC .8798 .8019 .7240 1.0360 .8800 .7240 2.

ВЫВОД

На данном этапе проектирования двигателя были установлены значения в основных сечениях двигателя, а также площади этих сечений. Данные, полученные при согласовании, станут основой для проектирования основных узлов двигателя. Результаты согласования не являются окончательными, а будут изменяться на дальнейших этапах расчёта при проектировании и доводке компрессора и турбины.

После проведенных расчётов мы получили следующие преимущества по сравнению с прототипом с той же мощностью.

Уменьшение расхода ведёт к уменьшению диаметра входного сечения, а следовательно к уменьшению габаритов и массы двигателя.

1.3 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ ТУРБИНЫ

Широкое применение осевых газовых турбин в ГТД обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью и экономичностью. Именно эти преимущества газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей.

Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надёжного определения параметров турбины на расчётном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчёт турбины усложняется, что приводит к значительному увеличению объёма вычислений. Поэтому мы выполним газодинамический расчёт газовой турбины на ЭВМ.

Обычно газодинамический расчёт многоступенчатых турбин выполняют при заданной форме проточной части ().

Таблица 1.5 - Исходные данные

Величина	Размерность	Результат	Величина	Размерность	Результат
Gг	кг/с	37,24	Тг*	К	1365
Рг*	Па	1920100	Т`к*	К	733
Рт*	Па	105690	h1	м	0,042
Dг ср1	м	0,599	h2	м	0,0547
Dт ср2	м	0,615	nтвд	об/мин	14600
Zтк	--------	1	nтнд	об/мин	10100
Zтк	--------	1	nтc	об/мин	6500
Zтс	--------	2

Детальная прорисовка проточной части турбины, выполненная с учётом особенностей двигателя - прототипа, дает возможность получить размеры проточной части проектируемой турбины.

Таблица 1.6 - Размеры проточной части проектируемой турбины

I	0,502	0,514	0,0476	0,0575
II	0,531	0,567	0,0815	0,0925
II	0,602	0,625	0,0120	0,0129
IV	0,653	0,686	0,160	0,175

Nст=10000 кВт;

N3=5100 кВт;

N4=4900 кВт.

Газодинамический расчёт турбины на среднем радиусе выполнен на ЭВМ, с помощью программы gdrgt.exe, составленной на алгоритмическом языке ФОРТРАН-IV. Программа позволяет выполнять газодинамический расчёт авиационных осевых турбин, работающих на продуктах сгорания керосина и имеющих число ступеней не более восьми.

По этой программе можно рассчитывать как охлаждаемые, так и неохлаждаемые турбинные ступени.

Для расчета заносим исходные данные полученные ранее, представлены в таблицу 1.7 (файл gdrgt.dat.). расчет производим для всех ступеней, предусмотренных в двигателе-прототипе, т.е. для одной ступени, составляющей турбину компрессора, и для второй, составляющей свободную турбину.

Результаты расчёта сведены в таблицу 1.8.

Таблица 1.7 - Исходные данные газодинамического расчёта турбины на ЭВМ

04 12 07

4 2 105690.

37.24 1365. 1920100. 750.00 .000 .600 .750 .850 .060 .10

11770.2 7214.0 5100.0 4900.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

14619.0 10132.6 6500.0 6500.0 0000.0 0000.0 0000.0 0000.0

.3300 .3250 .3200 .3100 .0000 .0000 .0000 .0000

.5988 .6594 .8204 .8605 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp1

.6155 .6980 .8375 .8800 .0000 .0000 .0000 .0000 Dcp2

.0420 .0693 .0905 .1268 .0000 .0000 .0000 .0000 h1

.0547 .0795 .1045 .1485 .0000 .0000 .0000 .0000 h2

.1800 .1300 .1300 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000

.1300 .1300 .1300 .1300 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0300 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

.0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000 .0000

1.0000 1.0000 1.0000 1.0000

Таблица 1.8 - Результаты газодинамического расчёта турбины на ЭВМ

ГДР ГТ Дата 4.12. 7

Исходные данные:

4 2 105690.

37.24 1365. .1920E+07 750.0 .0000 .6000 .7500

.8500 .6000E-01 .1000

Кг=1.317 Rг= 290.0 Сpг=1204.8

Схема печати:

D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр n

Mcт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*

U1 C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1

U2 C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2

T1 T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*

G1 G2 sca bca alfu tca fi Zca

Pu Pa sрк bрк beu tрк psi Zрк

Тлса Тлрк Sсум

Ncт= 1

.599 .615 .420E-01 .547E-01 .180 .130 .146E+05

.118E+05 .307E+06 2.72 2.86 .883 .330 .246 .120E+04

458. 652. 169. 630. 15.0 44.6 .978 .383

471. 173. 170. -34.6 78.5 18.5 .288 .847

.117E+04 .135E+04 .977E+06 .175E+07 .108E+04 .110E+04 .672E+06 .705E+06

38.4 38.4 .359E-01 .590E-01 37.4 .459E-01 .933 41

.255E+05 .605E+04 .256E-01 .301E-01 58.4 .258E-01 .955 75

.108E+04 .115E+04 201.

Ncт= 2

.659 .698 .693E-01 .795E-01 .130 .130 .101E+05

.721E+04 .188E+06 2.02 2.15 .914 .325 .193 .100E+04

350. 524. 179. 492. 19.9 51.4 .871 .397

370. 185. 181. -38.3 78.0 23.8 .331 .774

983. .110E+04 .426E+06 .672E+06 928. 942. .328E+06 .349E+06

38.4 38.4 .392E-01 .609E-01 40.0 .482E-01 .954 43

.204E+05 .398E+04 .291E-01 .346E-01 57.1 .309E-01 .964 71

.110E+04 955. 186.

Ncт= 3

.820 .837 .905E-01 .105 .130 .130 .650E+04

.510E+04 .133E+06 1.77 1.91 .909 .320 .185 878.

279. 454. 180. 416. 23.4 52.7 .814 .421

285. 190. 181. -56.0 72.8 28.0 .362 .717

857. 942. .227E+06 .337E+06 817. 832. .182E+06 .197E+06

38.4 38.4 .486E-01 .738E-01 41.3 .573E-01 .959 45

.181E+05 .269E+04 .349E-01 .405E-01 59.5 .360E-01 .966 73

942. 828. 116.

Ncт= 4

.860 .880 .127 .148 .130 .130 .650E+04

.490E+04 .128E+06 1.86 2.06 .916 .310 .125 769.

293. 452. 200. 405. 26.3 60.7 .863 .456

299. 203. 201. -26.4 82.5 31.7 .414 .759

748. 832. .121E+06 .189E+06 710. 727. .957E+05 .106E+06

38.4 38.4 .505E-01 .718E-01 44.7 .510E-01 .962 53

.166E+05 .220E+04 .367E-01 .442E-01 56.0 .401E-01 .970 69

832. 719. 171.

Тг*=1365.0 Рг*= .1920E+07 Сг= 97.2 Тг=1361.1 Рг= .1897E+07

D1с= .599 h1= .0420

ВЫВОД

В результате расчёта турбины на ЭВМ были получены геометрические параметры лопаточных венцов её проточной части, изменения по среднему радиусу каждой ступени, а также работа и степень понижения давления каждой ступени. Определились окончательные размеры проточной части. Алгоритм подсчетов программы показан на примере ручного счета первой ступени турбины.

В результате анализов полученных результатов газодинамического расчёта осевой газовой турбины было установлено что:

1) Степень реактивности в области втулки на всех ступенях больше нуля;

2) Величина приведенной скорости на всех ступенях меньше 1,0…1,05, что снижает уровень волновых потерь;

3) Величина угла потока в абсолютном движении на выходе из СА ;

4) Величина угла потока в абсолютном движении на выходе из РК ступени для сильнонагруженных ступеней и для средненагруженных.

5) Величина угла выхода из последней ступени свободной турбины лежит в рекомендуемом интервале (80…90град.).

6) Коэффициент запаса прочности рабочих лопаток лежит в допустимых пределах (1,7..2,2).

1.4 РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

1.4.1 Выбор закона профилирования

Применение закона профилирования и значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

1.4.2 Расчет турбины на ЭВМ

Исходные данные газодинамического расчета ступени дозвукового осевого компрессора размещаются в файле исходных данных oct.dat (таблица 2.1). Результаты расчета, получаемые по программе oct.exe, заносятся в файл oct.rez (таблица 2.2).

Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета компрессора. Помимо таблицы расчетных данных, программа oct.exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме.

Таблица 1.9 - Исходные данные

2 12 09 1 1 1.317 290. Дата, nr, kz, kг, Rг

.599 .615 .042 .0550 D1c,D2c,h1,h2

.933 .955 .978 .330 fi,psi,Л1,Roтc

169.00 170.00 630.00 -34.60 C1ac,C2ac,C1uc,C2uc

15.00 44.60 18.50 38.40 38.40 alf1c,be1c,be2c,G1,G2

90.00 90.00 90.00 90.00 90.00 alf0i

14600.0 1100. n,T2*

Лопатка СА - nr=0, лопатка РК - nr=1.

Закон кpутки: 0 - C1u*r=const, C2u*r=const;

( kz ) 1 - alf1(r)=const, L(r)=const;

2 - alf1(r)=const, be2(r)=const.

Таблица 1.10 - Результаты расчета решетки профилей ступени осевой газовой турбины

Дата 2.12. 9 NR= 1 KZ= 1 Кг = 1.317 Rг = 290.0

D1ср= .5990 D2ср= .6150 h1 = .0420 h2 = .0550

C1aср=169.00 C2aср=170.00 C1uср=630.00 C2uср= -34.60

alf1с= 15.00 be1ср= 44.60 be2ср= 18.50

alf0 = 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00

Л1 = .978 Фи = .933 Пси = .955 Rтс = .330

n =14600.0 T2* = 1100.0

Изменение параметров потока по радиусу

-----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

-----------------------------------------------------------

r .3277 .3156 .3035 .2914 .2792

ro 1.000 .9630 .9260 .8890 .8520

U 501.1 482.6 464.0 445.5 426.9

C1u 585.5 603.7 623.2 644.2 666.9

C1a 159.0 163.8 169.0 174.6 180.6

alf1 15.00 15.00 15.00 15.00 15.00

C1 606.7 625.6 645.8 667.5 690.9

be1 62.04 53.51 46.71 41.29 36.97

C2u -22.63 -27.79 -33.50 -39.85 -46.93

W2u 523.7 510.4 497.5 485.3 473.9

C2a 164.5 167.6 170.2 172.4 174.0

be2 17.43 18.18 18.89 19.55 20.16

Л1 .9189 .9474 .9780 1.011 1.046

Rт .4085 .3712 .3300 .2842 .2331

T2w 1214. 1208. 1202. 1197. 1192.

Л2w .8679 .8513 .8352 .8198 .8052

Л1w .2846 .3229 .3688 .4211 .4789

Л2 .2757 .2820 .2881 .2938 .2993

dbe 100.5 108.3 114.4 119.2 122.9

alf2 82.16 80.58 78.86 76.98 74.91

ВЫВОД

В данной части курсового проектирования, используя ЭВМ, были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на трех радиусах пяти сечениях по высоте.

Расчёт треугольников скоростей турбины в межвенцовых зазорах по высоте можно считать законченным, поскольку полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условия: и

Форма межлопаточного канала решетки профилей в периферийном и среднем сечении - конфузорная, что свидетельствует о правильности выполнения.

1.5 РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Камеры сгорания авиационных ГТД, несмотря на их внешнюю простоту, представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные по природе процессы: аэродинамические процессы течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей.

Большинство из этих процессов трудно поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем доводочных и экспериментальных работ. Проектировочные работы по сути являются первым приближением в создании КС новых двигателей с одновременным использованием предыдущего опыта каждого отдельного двигателестроительного предприятия.

Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию в КС вредных веществ, исходя из удовлетворения экологическим нормам.

Основные требование, предъявляемые к КС:

- высокая полнота сгорания топлива;

- устойчивость горения в широком диапазоне коэффициента избытка воздуха, давления и скорости;

- малые потери полного давления;

- низкий уровень выбросов вредных веществ;

- обеспечение заданного радиального поля температуры газа на выходе;

- стабилизация процесса горения и отсутствие пульсаций давления;

- малая стоимость изготовления и простота обслуживания в эксплуатации;

- большая надежность и ресурс;

- малая масса.

Исходными данными для расчета КС являются:

- расход воздуха ;

- температура воздуха на входе в КС ;

- температура газа на входе в турбину;

- давление воздуха на входе в КС ;

- потери полного давления вследствие гидравлического сопротивления

- потери полного давления вследствие теплового сопротивления

- коэффициент полноты сгорания топлива

- коэффициент полноты сгорания в зоне горения

- стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива

- теплотворная способность топлива

- коэффициент избытка воздуха

- коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства

- коэффициент избытка воздуха в конце зоны горения

- геометрические (радиальные и осевые) параметры компрессора, камеры сгорания и турбины проектируемого двигателя (принимаются согласно прототипу).

Исходные данные газодинамического расчета камеры сгорания размещаются в файле исходных данных gdrks.dat (таблица 1.13). Результаты расчета, получаемые по программе gdrks.exe, заносятся в файл gdrks.rez (таблица 1.14), Помимо таблицы расчетных данных, программа gdrks.exe позволяет для большей наглядности представить результаты расчета в графической форме (рисунок 1.17).

Таблица 1.13 - Исходные данные KC

Геометрический расчет кольцевой камеры сгорания

-------------------------------------------------------------------------

Исходные данные

Gв Tк* Tг* Pк* б гидр б тепл КПДг КПДзг

40.500 733.000 1365.000 2.043E+06 0.940 0.985 0.990 0.82

ALFA0 Hu ALFA ALFAф ALFAзг

17.2 5.000E+07 3.777 0.600 1.400

_ _ _ _

Dк dк Dт dт Dкс dкс

0.510 0.867 0.641 0.867 1.350 0.650

_ _ _ _

Dж dж Dф dф E

0.951 0.724 0.520 0.500 0.600

_ _ _ _ _

lд lж lг lгс lзг

0.476 1.791 0.486 1.095 0.520

_

Kн Kвн lц

1.023 0.832 0.838

-------------------------------------------------------------------------

Результаты расчета:

Gт Gф Gзг Gв см Gг

0.623 6.43 15.01 25.49 41.12

Tзг* Cp зг [RO]зг [RO]к Dкс ср

1906.9 1240.4 3.72 9.71 0.581

Dк Dк вн Dкс h кс Dкс вн

0.510 0.442 0.689 0.120 0.448

Dт Dт вн Dж h ж Dж вн

0.641 0.556 0.655 0.090 0.474

Fкс Fж Vж тр h в h н

0.2150 0.1602 0.0259 0.0151 0.0151

l кс l д l ж тр l г l зг

0.205 0.043 0.162 0.044 0.047

l з см l гс Z Dф Dф вн

0.115 0.099 33 0.047 0.023

Qv Cж тр Cсм

1694579 28.19 47.91

Fкс опт Fж опт

0.1170 0.0724

EJco EJcн EJno

27.2 3.7 15.3

ВЫВОД

Величина теплонапряжённости различных типов камер сгорания существующих авиационных ГТД и стационарных ГТУ изменяется в очень широких пределах:

Для уменьшения выбросов СО и используют одни и те же мероприятия: улучшение распыливания топлива для ускорения испарения и создания гомогенной смеси; оптимальное распределение воздуха в камере сгорания для обеспечения в первичной зоне на всех режимах работы путём рационального регулирования; увеличение объёма первичной зоны и времени пребывания в ней топлива; уменьшение расхода воздуха на пленочное охлаждение жаровой трубы на участке первичной зоны за счёт использования теплозащитных покрытий или специальных конструкций жаровых труб; рост коэффициента полноты сгорания .

Для снижения выброса , уменьшение температуры воздуха на входе в камеру сгорания и времени пребывания, увеличение влажности атмосферного воздуха.



2.КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ И РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ

Общие сведения

Двигатель выполнен по трехвальной схеме с осевым двухкаскадным четырнадцатиступенчатым компрессором, промежуточным корпусом, кольцевой камерой сгорания, двумя ступенями турбин компрессоров, двухступенчатой свободной турбиной и выхлопным устройством.

Ротор компрессора разделен на два самостоятельных ротора, каждый из которых приводится во вращение своей турбиной, и образуют каскад высокого и низкого давления соответственно. При этом роторы имеют различные оптимальные для них частоты вращения и связаны между собой и ротором свободной турбины только газодинамической связью.

Cхема укладки роторов- шестиопорная, т.е. каждый из трех роторов установлен на двух подшипниках.

Применение двухкаскадного компрессора позволило:

-использовать в компрессоре ступени, имеющие высокий коэффициент полезного действия;

-обеспечить необходимые запасы газодинамической устойчивости компрессора;

-использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запуске стартер раскручивает только ротор высокого давления.

Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной) сборки.

Двигатель разделен на 12 основных модулей (рис.4), каждый из которых -законченный конструктивно-технологический узел и может быть (кроме главного модуля) демонтирован и заменен.

Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления его эксплуатационной пригодности заменой деталей и узлов в условиях эксплуатации.

Двигатель оборудован средствами раннего обнаружения неисправностей (аппаратурой контроля вибраций, сигнализатором перепада давления на масляном фильтре, стружкосигнализатором, термостружкосигнализаторами, сигнализатором минимального давления масла, замером температуры масла на входе).

В корпусных деталях двигателя предусмотрены специальные отверстия для осмотра следующих деталей:

-рабочих лопаток всех ступеней КВД и КНД;

-наружных и внутренних стенок жаровой трубы;

-рабочих топливных форсунок;

-рабочих лопаток ТВД ,ТНД и свободной турбины2 Краткое описание двигателя

двигатель компрессор турбина давление

2.1.1 Компрессор

Компрессор двигателя - осевой, двухкаскадный, состоит из сверхзвукового компрессора низкого давления (КНД) и дозвукого компрессора высокого давления (КВД) и соединен с входным устройством проставкой.

КНД - семиступенчатый, состоит из переднего корпуса, ротора и статора. В переднем корпусе смонтирован входной направляющий аппарат (ВНА) КНД и узел переднего шарикоподшипника ротора КНД. Лопатки ВНА КНД выполнены с цапфами. Входные кромки семи стоек переднего корпуса, лопатки ВНА КНД обогреваются горячим воздухом (при необходимости); входная кромка одной стойки переднего корпуса обогревается постоянно горячим маслом, сливающимся из передней опоры КНД.

Статор КНД включает в себя корпус КНД, направляющие аппараты (НА), рабочие кольца и клапаны перепуска воздуха КНД.

Ротор компрессора - дисково-барабанной конструкции, диски соединены с передним и задним валами болтами.

Рабочие лопатки первых двух ступеней соединены с диском хвостовиком типа ”елочка” (два зуба), остальных ступеней - типа ”ласточкин хвост”.

Ротор КНД соединен с ротором турбины НД с помощью шлицев и образует ротор низкого давления.

Ротор НД установлен на двух подшипниковых узлах, один из которых (передний) имеет масляный демпфер.

КВД (входит в главный модуль) - семиступенчатый, состоит из входного направляющего аппарата (ВНА), ротора, статора и клапанов перепуска воздуха. ВНА КВД крепится на промежуточном корпусе и имеет возможность поворота лопаток для отстройки двигателя на стенде. После отладки лопатки ВНА фиксируются в выбранном положении.

Ротор КВД - барабанно-дисковой конструкции. Состоит из сварной секции 1...4 ступеней, соединенной болтами с передним валом, колесами 5, 6, 7 ступеней и задним валом. Ротор КВД соединяется с турбиной высокого давления с помощью стяжных болтов и образует ротор высокого давления, установленный на двух опорах. Передний шариковый подшипник установлен в упругой опоре, смонтированной в промежуточном корпусе. Задний роликовый подшипник ротора высокого давления установлен на масляном демпфере в корпусе опор турбин.

Рабочие лопатки 1-й ступени соединены с диском хвостовиком типа ”елочка” (два зуба), лопатки остальных ступеней - кольцевыми замками.

Статор КВД состоит из корпуса КВД, направляющих аппаратов 1...6 ступеней и рабочих колец.

Для обеспечения устойчивой работы двигателя при запуске и на малых режимах на КНД и КВД имеются клапаны перепуска воздуха за 4-й ступенью КНД и 4-й ступенью КВД.

Контроль работы подшипниковых узлов осуществляется с помощью вибродиагностической аппаратуры, а также установкой термостружкосигнализаторов.

2.1.2 Промежуточный корпус

Промежуточный корпус расположен между КНД и КВД двигателя. Он образует проточную часть двигателя на своем участке, а также служит для крепления узлов передней подвески двигателя, передней опоры КВД, размещения приводов агрегатов и крепления приводных агрегатов.

2.1.3 Камера сгорания

Камера сгорания кольцевого типа, состоит из корпуса наружного, диффузора со спрямляющим аппаратом КВД, жаровой трубы, 24 форсунок, 2 воспламенителей факельного типа , двух топливных коллекторов с топливоподводящими трубами. На камере сгорания применены двухканальные газовые форсунки. На модуле камеры сгорания устанавливается механизм управления воздушной заслонкой. В механизм управления входят тяги, рычаги и электромеханизм, который крепится на кронштейне под корпусом камеры сгорания.

2.1.4 Турбина двигателя

Турбина двигателя - осевая, реактивная, четырехступенчатая. Турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления, одноступенчатой турбины низкого давления ,двухступенчатой свободной турбины СТ.

Ротор ТВД и ротор КВД образуют ротор высокого давления (ротор ВД). Ротор ТНД и ротор КНД образуют ротор низкого давления (ротор НД).

Опорами роторов ТВД и ТНД, являющимися задними опорами роторов ВД и НД, служат роликоподшипники, опорами ротора СТ - шарикоподшипник и роликоподшипники. Все подшипники охлаждаются и смазываются маслом под давлением. Для предотвращения нагрева подшипников горячими газами их масляные полости изолированы радиально-торцевыми контактными уплотнениями. Опоры роторов турбин имеют устройства для гашения колебаний роторов, возникающих при работе двигателя - масляные демпферы опор роторов.

Турбина высокого давления (ТВД) - состоит из статора и ротора.

Ротор ТВД включает в себя рабочее колесо, лабиринтный диск, задний вал и экран. Рабочее колесо состоит из диска, имеющего елочные пазы, в каждом из которых установлены левая и правая рабочие лопатки, зафиксированные в осевом направлении со стороны входа фланцем лабиринтного диска, а со стороны выхода - уплотнительным диском. Ротор ТВД крепится к заднему валу КВД стяжными болтами, имеющими призонные участки для центрирования и передачи крутящего момента.

Статор - сопловой аппарат ТВД включает в себя наружный корпус, внутренний корпус и сектора сопловых лопаток между ними.

Турбина низкого давления (ТНД) - состоит из статора и ротора.

Ротор ТНД состоит из рабочего колеса и вала, соединенного с ним болтами. Рабочее колесо состоит из диска, имеющего на ободе «елочные» пазы, в которые крепятся рабочие лопатки. Ротор ТНД с помощью шлицевого соединения передает крутящий момент на вал КНД, который центрируется в валу ротора ТНД по пояскам и крепится гайкой. Роликоподшипник ротора ТНД монтируется в статоре ТНД.

Корпус ТВД и ТНД является силовым элементом двигателя, состоит из корпуса задних опор роторов ВД и НД, наружной и внутренней обечаек, соединенных между собой силовыми стойками и секторов сопловых лопаток, смонтированных между ними. Секторы сопловых лопаток имеют наружные и внутренние полки. Лопатки охлаждаются воздухом, отбираемым из-за третьей ступени КВД.

Свободная турбина (СТ) - состоит из ротора, статора, передней и задней опор ротора.

Ротор СТ - состоит из двух рабочих колес, переднего и заднего валов, колец лабиринтных уплотнений, экрана, соединенных между собой болтами. Рабочие колеса состоят из дисков, имеющих на ободах «елочные» пазы, в которые крепятся рабочие лопатки, образующие лопаточные венцы и зафиксированные приставными лабиринтами с обеих сторон.

Передняя опора состоит из наружного корпуса, переходника, силовых стоек, проходящих внутри стоек - экранов переходника, внутреннего корпуса, корпуса роликоподшипника, и окружающих масляную полость деталей уплотнения радиально-торцовых контактных уплотнений и лабиринтных уплотнений воздушных полостей.

Передняя опора разъемная, силовые стойки крепят наружный и внутренний корпус с помощью болтов.

Статор СТ состоит из наружного корпуса, двух рядов секторов сопловых лопаток, образующих два лопаточных венца и внутренних корпусов. Каждый из двух сопловых аппаратов набирается из секторов сопловых лопаток.

Корпус задней опоры СТ состоит из наружного корпуса, внутреннего корпуса и силовых стоек, соединенных с наружным корпусом центрирующими втулками и стяжными болтами. На наружном корпусе расположены два силовых фланца в горизонтальной плоскости для крепления цапф задней подвески изделия, фланцы для крепления трубопроводов. Ротор СТ с помощью шлицевого соединения передает крутящий момент на ведущий вал, приводящий во вращение нагнетатель газоперекачивающего насоса.

2.1.5 Выходное устройство

Выходное устройство состоит из наружного и внутреннего корпусов, промежуточных диафрагм, соединенных с помощью ребер к наружному и внутреннему корпусу. Выходное устройство передним фланцем крепится к заднему наружному фланцу корпуса задней опоры болтами и самоконтрящимися гайками. Внутренний корпус уплотнен с помощью уплотнительного (поршневого) кольца с внутренним корпусом задней опоры.

2.1.6 Ведущий вал

Ведущий вал предназначен для передачи крутящего момента от свободной турбины к нагнетателю, при этом ведущий вал компенсирует несоосность и перекос ротора нагнетателя и вала турбины. Ступица не имеет осевой фиксации на валу турбины, что позволяет компенсировать термическое расширение деталей турбины и вала. На валу имеется две дисковые гибкие муфты. Все соединения вала выполняются призонными болтами.

2.1.7 Крепление двигателя

Двигатель устанавливается на раму, на которой расположены часть агрегатов двигателя, и крепится к раме в двух поясах .В заднем поясе крепления на корпусе свободной турбины установлены две цапфы - в горизонтальной плоскости, и штырь - внизу. Штырь входит в гнездо с шарнирным подшипником, установленным на раме и воспринимает осевую и боковую силы. Вес двигателя воспринимают подкосы, соединяющие цапфы двигателя с рамой.

В переднем поясе крепления на промежуточном корпусе двигателя установлены два кронштейна крепления. Двигатель крепится к раме двумя подкосами с шарнирными подшипниками, компенсирующими температурное удлинение двигателя.

Для проведения такелажных работ на двигателе и раме выполнены такелажные узлы.

2.2 РАСЧЁТ НА ПРОЧНОСТЬ ПЕРА РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ

В данном разделе осуществлен расчёт на прочность пера лопатки от действия статических нагрузок. К ним относятся центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращении ротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки и в связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.

При расчёте лопатки на прочность принимаем следующие допущения:

- лопатку рассматриваем как консольную балку, жестко заделанную в ободе диска;

- напряжения определяем по каждому виду деформации отдельно;

- температуру в рассматриваемом сечении пера лопатки считаем одинаковой, т.е. температурные напряжения отсутствуют;

- лопатку считаем жесткой, а деформацией лопатки под действием сил и моментов пренебрегаем;

- предполагаем, что деформации лопатки протекают в упругой зоне, т.е. напряжения в пере лопатки не превышают предел пропорциональности.

Цель расчёта на прочность - определение напряжений и запасов прочности в различных сечениях по длине пера лопатки.

Исходные данные

Для расчета на прочность лопатки турбины из газодинамического расчёта берем следующие данные:

радиус корневого сечения

радиус периферийного сечения

длина лопатки L = 0,042

давление газа перед и за лопаткой соответственно

осевые составляющие скорости газа перед и за лопаткой

число лопаток на рабочем колесе z = 75.

частота вращения ротора n = 14619 об/мин.

Параметры профиля в трёх сечениях занесены в таблицу 2.1.



Таблица 2.1- Параметры профиля турбины в трёх сечениях.

	Корневое	среднее	периферийное
Хорда b, м	0,0301	0,0301	0,0301
Макс. толщина профиля, м	0,005	0,0039	0,00274

Таблица 2.1 - Параметры профиля турбины в трёх сечениях.(продолжение)

Макс. стрела прогиба ср. линии, м	0,010	0,008	0,007
Угол установки профиля, рад	1,1669	1,019	0,7976

9. плотность конструкционного материала лопаток (ЖС - 6К)

Определение интенсивности нагрузки от газовых сил

Газовые силы, действующие на единицу длины рабочей лопатки (интенсивность нагрузки), находим по формулам:

- в окружном направлении (для среднего сечения):

;

- в осевом направлении (в корневом сечении):

;

- в осевом направлении (в периферийном сечении):

Расчёт на прочность пера рабочей лопатки

Вычисления выполняем с помощью программы statlop.exe.

Результаты расчёта сведены в таблицу 2.2. графики распределения суммарных напряжений и коэффициента запаса прочности по длине пера лопатки представлены на рисунок 2.3. и 2.4.

Таблица 2.2 - Расчет на прочность пера рабочей лопатки турбины

РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ПЕРА

РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ КОМПРЕССОРА (ТУРБИНЫ)

--------------------------------------------------------------------------------

ВЫПОЛНИЛ(А) : GORBENKO

УЗЕЛ ДВИГАТЕЛЯ: турбина МАТЕРИАЛ: gs6k

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

GT= 2.000000 CL= 4.600000E-02 RK= 2.790000E-01 RP= 3.250000E-01

VP= 3.000000E-07 UPP= 0.000000E+00 APP= 0.000000E+00

EN= 14619.000000 AA= 0.000000E+00 AU= 0.000000E+00 PU= 6263.000000

PAK= 7602.000000 PAP= 8855.000000 RO= 8250.000000

B= 3.010000E-02 3.010000E-02 3.010000E-02

D= 5.000000E-03 3.900000E-03 2.740000E-03

AP= 1.000000E-02 8.000000E-03 7.000000E-03

AL= 1.166900 1.019000 7.976000E-01

SPT= 950.000000 940.000000 920.000000 860.000000

860.000000 860.000000 860.000000 860.000000

860.000000 860.000000 860.000000

Результаты расчета на прочноcть пера лопатки

N X F Jmin Spakt SизгA SизгB SизгC

m m^2 m^4 МПа МПа МПа МПа

1 .00000 .104E-03 .771E-09 225.579 109.331 76.528 -57.638

2 .00460 .100E-03 .616E-09 209.738 99.647 72.575 -53.975

3 .00920 .954E-04 .541E-09 193.694 86.750 65.237 -47.437

4 .01380 .908E-04 .480E-09 177.093 73.075 56.658 -40.184

5 .01840 .861E-04 .428E-09 159.800 59.148 47.231 -32.614

6 .02300 .814E-04 .381E-09 141.693 45.378 37.280 -25.019

7 .02760 .766E-04 .338E-09 122.638 32.209 27.196 -17.705

8 .03220 .718E-04 .298E-09 102.475 20.196 17.508 -11.030

9 .03680 .669E-04 .261E-09 81.001 10.071 8.954 -5.442

10 .04140 .620E-04 .225E-09 57.954 2.848 2.594 -1.515

11 .04600 .572E-04 .191E-09 32.984 .000 .000 .000

N SсумA SсумB SсумC Ka Kb Kc

[МПa] [МПa] [МПa]

1 334.910 302.107 26.073 2.837 3.145 5.657

2 309.385 282.313 155.763 3.038 3.330 6.035

3 280.444 258.931 146.257 3.281 3.553 6.290

4 250.168 233.752 136.910 3.438 3.679 6.282

5 218.948 207.032 127.187 3.928 4.154 6.762