Проектирование вертолетного двигателя

Размещено на http://allbest.ru

6

Введение

двигатель вертолетный конструкция

Поиск путей совершенствования вертолетных двигателей и их систем должен исходить из анализа особенностей эксплуатации и увязываться с решаемыми полетными задачами и характером применения вертолетов. Для вертолетов в целом характерна достаточно большая наработка в эксплуатации и, следовательно, необходим учет особенностей, связанных с понятием длительной эксплуатации двигателей, которая вносит определенную специфику в проведение исследования. Длительная эксплуатация СУ осуществляется в тяжелых условиях, особенно при взлете и посадке вертолетов и при активном использовании вертолетов с неподготовленных площадок. Особенности длительного пребывания в эксплуатации каждого из вертолетных двигателей, как показывает статистика, обусловливают в целом рост числа отказов и неисправностей силовой установки. Поэтому задачи связанные с повышением надежности двигателей, улучшением характеристик силовых установок вертолетов актуальны.1 Краткое описание конструкции проектируемого двигателя Летно-технические, маневренные свойства и характеристики вертолетов в значительной степени определяются их силовыми установками. В настоящее время господствующее место в компоновке силовых установок занял газотурбинный двигатель ТВЗ-117, серийно выпускающийся с 1971 года без каких - либо существующих доработок. Вертолетный ГТД состоит из следующих основных узлов:- осевого двеннадцатиступенчатого компрессора с поворотными лопатками входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов первых четырех ступеней;- кольцевой прямоточной камеры сгорания с регулируемыми топливными форсунками; осевой реактивной двухступенчатой турбины компрессора;- осевой реактивной двухступенчатой свободной турбины; нерегулируемого дозвукового выходного устройства



Рисунок 1.1- Двигатель ТВ3-117

Ротор компрессора - барабанно-дискового типа, состоит из 12 дисков с закрепленными на них рабочими лопатками. Все диски за исключением первого, соединяются между собой сваркой. Передняя цапфа ротора выполнена за одно целое с диском 2 ступени, а задняя цапфа болтами крепится к диску 9 ступени. Внутрь цапф ротора запрессованы заглушки, отделяющие воздушную полость барабана от масляной полости первой опоры и от проточной части диффузора камеры сгорания. Рабочие лопатки 1, 2 и 3 ступеней крепятся при помощи хвостовиков типа «ласточкин хвост» в продольные пазы дисков и фиксируются пластинчатыми замками. Лопатки последующих ступеней устанавливаются хвостовиками «ласточкин хвост» в кольцевые пазы дисков и фиксируются в окружном направлении вкладышами и радиальными штифтами. Основным элементом передней опоры компрессора (первой опоры двигателя) является роликовый подшипник, обеспечивающий восприятие радиальных нагрузок. В узел опоры также входит корпус с деталями фиксации подшипника, масляные форсунки, демпфирующее устройство и детали уплотнения масляной полости. Внутреннее кольцо подшипника монтируется на передней цапфе ротора, а наружное в расточке стакана, который в свою очередь, крепится к внутреннему ободу корпуса первой опоры.

Между наружным кольцом подшипника и стаканом размещается упруго гидравлический демпфер, образованный состоящим из двух половин гофрированным кольцом. Подвод масла к подшипнику производится через форсунку, установленную на корпусе центрального привода. Одновременно часть масла из каналов центрального привода подводится к демпферу и на охлаждение деталей уплотнения. Откачка масла из полости опоры осуществляется через каналы нижней вертикальной стойки корпуса опоры. Герметичность масляной полости обеспечивается радиально-торцевыми графитовыми уплотнениями.

Уплотнения наддуваются воздухом, проникающим в предмаслянные полости из проточной части компрессора. Камера сгорания - кольцевая, состоит из диффузора, жаровой трубы, наружного и внутреннего корпусов. Подача топлива осуществляется через восемь двухканальных регулируемых форсунок. Турбина компрессора предназначена для вращения компрессора и вспомогательных агрегатов, и состоит из двух ступеней. Ротор турбины - двухопорный, состоит из вала, двух дисков, рабочих лопаток. Рабочие лопатки с бандажными полками и удлиненными ножками. Крепление рабочих лопаток замком елочного типа. Крепление дисков к валу осуществляется стяжным болтом.

Свободная турбина предназначена для вращения несущего винта вертолета и состоит из двух ступеней.

Ротор свободной турбины - двухопорный, консольный, с задним расположением опор. Состоит из вала, двух дисков, рабочих лопаток. Рабочие лопатки с бандажной полкой и удлиненными натеками, крепление лопаток осуществляется двузубыми замками «елочного» типа.

Основным элементом передней опоры ротора турбины (четвертой опоры двигателя) является шариковый подшипник, фиксирующий ротор в осевом и радиальном направлении. Внутреннее разрезное кольцо подшипника устанавливается на втулке вала, а наружное - в гнезде, которое вместе с корпусами масляного и воздушного уплотнений и дефлектором крепится к переднему фланцу внутреннего корпуса опор. Между наружным кольцом подшипника и гнездом устанавливается упруго - гидравлический демпфер. Основным элементом задней опоры ротора турбины (пятой опоры двигателя) является роликовый подшипник. Внутреннее кольцо подшипника монтируется на хвостовике зубчатого колеса, а наружное - в гнезде, которое совместно с корпусом датчиков крепится к заднему фланцу внутреннего корпуса опор. Выходное устройство - нерегулируемое, с отводом газов в сторону от двигателя.

двигатель вертолетный конструкция

Таблица 2.1

1. Определение геометрических размеров проектируемого двигателя

Рисунок 2.1- Конструктивно- компоновочная схема

Определение осевых размеров узлов и длины двигателя. Длина двигателя складывается из осевых габаритов всех узлов двигателя. Определение осевых габаритов компрессора и турбины проводится по формуле:

L=(S+S),

где S и S-ширина первой и последней ступеней;N- число ступеней. Осевая ширина ступени равна:S=h, где - относительная ширина ступени. Компрессор: S=м; S=м; L=м.

Турбина компрессора :S=м;S=м;L=м. Свободная турбина :S=м;S=м;=м. Длина ОКС:L=0.8D=м. Длина сопла:L=(0.7-1.5) D;L=0,8 D=0,8м.

Длина двигателя: L=0.157+0.056+0,135+0,216+0,284=1,01 м Определение массы двигателя и проектируемого узла. Приближенно массу двигателя можно оценить:

М=А,

где А- поправочный коэффициент; для ТВД и верт.ГТД равен 4100.М=кг.

Выводы

Согласно расчетам, компрессор выполнен двеннадцатиступенчатым, турбина компрессора- двухступенчатой; свободная турбина-двухступенчатой; ОКС- прямоточная, кольцевая; длина двигателя- 1,01 м; масса двигателя -161,4кг.

Краткое описание систем двигателя

Для обеспечения надежной работы двигатель оборудован системой топливопитания, масляной системой, пусковой и системой контроля. Система топливопитания Система топливопитания служит для подачи топлива в камеру сгорания двигателя в необходимом количестве и под определенным давлением, обеспечивающим хороший распыл топлива. Основные параметры системы топливопитания: Тип - топлива - Т1; ТС-1; Т-2;Давление топлива на входе в агрегат НР-3 - ;Давления топлива на выходе из НР-3 - ;Давление топлива перед форсунками .В систему топливопитания входят: подкачивающий топливный насос; фильтр тонкой очистки; плунжерный топливный насос высокого давления НР-3; топливные коллекторы с восемью топливными форсунками.



Рисунок 3.1- Система топливопитания

Система смазки

Система смазки служит для подвода необходимого количества масла к трущимся деталям двигателя при его работе, отвода масла и восстановление его свойств.

Тип масла: Б-3В;Рабочее давление масла: ;рокачка масла через двигатель: ;Часовой расход масла: ;Система смазки состоит из магистралей всасывания, нагнетания и откачки.

Магистраль всасывания служит для подвода масла из бака к нагнетающему насосу и включает маслобак и трубопроводы подвода масла.



1 - сапун, 2 - датчик и сигнализатор минимального давления масла, 3.- датчик и указатель минимального давления масла, 4 - фильтр тонкой очистки, 5 - фильтр предохранительный, 6- клапан отсечной, 7- промежуточный редуктор, 8- фильтр защитный, 9- маслоагрегат МА-78, 10 - клапан запорный входной , 11- клапан редукционный, 12 -клапан запорный входной, 13- клапан перепускной,14 - стружкосигнализатор. 15- радиатор воздушно-масляный, 16-датчик и указатель температуры масла, 17- редуктор, 18- центральный привод, 19- бак масляный , 20 - бачок расширительный , 21- трубопровод суфлирования маслобака , 22 - маслофильтр (1…5 опоры двигателя).

Рисунок 3.2- Система смазки

В магистраль нагнетания входят: нагнетающий маслонасос редукционным клапаном; запорный клапан; ьтр тонкой очистки, форсунки. В магистраль откачки входят откачивающие маслонасосы, топливо масленый радиатор, термосигнализатор, суфлер.

Пусковая система Пусковая система предназначена для обеспечения запуска двигателя с помощью воздушного турбостартера. Основные параметры пусковой системы: время запуска двигателя -40...80 С;

Мощность турбостартера 40 кВт;

Частота начала подачи топлива 20...25 ;

Частота отключения пускового устройства 933 .В пусковую систему входит: система предварительной раскрутки ротора, включающая воздушный стартер СВ-78;система подачи топлива при запуске: дозирование топлива осуществляется топливным автоматом запуска насоса- регулятора НР-3;система зажигания, включающая агрегат зажигания СКНА-22-24, две свечи зажигания СП-18У4.Система контроля параметров обеспечивает контроль режимов работы двигателя, контроль работы систем двигателя, контроль технического отдельных узлов и агрегатов двигателя. Контролируются следующие параметры: частота вращения ротора турбокомпрессора, частота вращения ротора свободной турбины, температура газов за турбиной; давление масла на входе в двигатель.

1 - Отверстие для обогрева воздушного клапана, 2- трубопровод подвода воздуха из полости переходника воздушного клапана к командному агрегату, 3- фильтр воздушный, 4- корпус воздушного клапана, 5; 19- втулки, 6- поршень клапана, 7- шток поршня, 8;27- пружины поршня, 9- командный агрегат, 10- сопловой аппарат, 11- диск турбины, 12- вал турбины, 13- корпус турбины, 14- корпус редуктора, 15- шестерня редуктора, 16- корпус сателлитов (водило), 17- манжета, 18- рессора, 20; 31- переходники, 21- корпус центробежного включателя предельной частоты вращения стартера, 22- центробежный грузик, 23- корпус контактов центробежного включателя, 24- трубопровод подвода воздуха из полости перед турбиной к лабиринтной втулке ограничителя командного агрегата, 25- корпус механизма электрических контактов сигнализатора открытого положения клапана, 26- стойка полая, 28- кронштейн стартера, 29- амортизатор, 30- кронштейн на корпусе компрессора двигателя, 32- клапан перепускной, 33- крышка, 34; 37- кольца уплотнительные, 35- пружина, 36- фильтр, 38- корпус фильтра, А- полость перед поршнем, Б- полость внутренней обечайки корпуса клапана, В- полость внутри поршня.а

Рисунок-3.3- Воздушный стартер

Противообледенительная система

Двигатель имеет также противообледенительную систему, предназначенную для защиты входной части компрессора, а также воздухозаборника (или ПЗУ при его установке) при эксплуатации двигателя в условиях, способствующих образованию льда. В системе используется вторичный воздух, отбираемый из камеры сгорания. Горячим воздухом обогреваются передние кромки горизонтальных стоек корпуса первой опоры, лопатки ВНА и детали ПЗУ. При отсутствии ПЗУ обогревается кок и передняя кромка воздухозаборника двигателя.

В систему противооблединения входит также датчик обледенения РИО-3М, установленный на вертолете. Включение противообледенительной системы производится либо автоматически по сигналу от РИО- 3М, либо вручную. Расход воздуха, подаваемого в систему, автоматически ограничивается терморегулятором для снижения потерь мощности.

Рисунок 3.3- Противообледенительная система

В электрической цепи противообледенительной системы вертолета установлен переключатель «Ручное» - «Автомат». Такой же переключатель имеется в цепи противооблединительной системы двигателей.

Введены контроль исправности электрообогрева датчика сигнализатора РИО-3М и аварийное включение его обогрева в случае выхода из строя электронного блока.



1- источник радиоактивного излучения БИ-4А, 2- кожух штыря, 3- электронагревательный элемент, 4- штырь, 5- герметизирующие прокладки, 6- фланец, 7- корпус датчика, 8-счетчик заряженных частиц СТС-5;9- штепсельный разъем.

Рисунок 3.4- Датчик обледенения

Радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО-3М предназначен для автоматического включения противообледенительной системы вертолета и оповещения экипажа о начале обледенения. Сигнализатор состоит из датчиков и электронного блока. Датчик сигнализатора обледенения установлен в туннеле воздухозаборника вентилятора, а электронный блок в радиоотсеке. Датчик сигнализатора РИО-3М состоит из корпуса 7 с фланцем 6, штыря 4 с кожухом 2, источника радиоактивного излучения БИ-4А (поз. 1), электронагревательного элемента 3, счетчика заряженных частиц СТС-5 (поз. 8), штепсельного разъема 9.Принцип действия сигнализатора основан на изменении потока в- частиц, излучаемых радиоактивным элементом источника 1, который вызывается образованием слоя льда на поверхности кожуха 2 штыря при попадании вертолета в зону обледенения. Поток в- частиц, проникая через кожух 2 штыря, идет через окно во фланце 6 на счетчик 8 заряженных частиц (детектор), в качестве которого в датчике сигнализатора обледенения используется галогенный газоразрядный счетчик типа СТС-5, работающий в импульсном режиме. Счетчик заряженных частиц включен в схему электронного блока, выполненную на транзисторах. При прохождении через счетчик в- частиц в нем периодически возникает разряд, и появляющийся при этом электрический импульс поступает на регистрирующую систему электронного блока. Образовавшейся на поверхности кожуха 2 штыря лед уменьшает количество в- частиц, попадающих на счетчик 8, вследствие чего частота разрядов в счетчике и частота электрических импульсов, поступающих в электронный блок, изменяется. В электронном блоке это изменение периода следования импульсов преобразуется в управляющий сигнал, который замыкает электрическую цепь лампы табло «Обледенение», извещающее о начале обледенения. Одновременно включается нагревательный элемент 3 датчика обледенения, для удаления льда с поверхности кожуха 2 штыря. После удаления льда электронагревательный элемент 3 выключается. Обогрев датчика введен с целью устранения ложной сигнализации об обледенении, когда вертолет уже вышел из опасной зоны.

Система контроля Система контроля двигателя обеспечивает: контроль режимов работы двигателя; контроль работы систем двигателя; контроль технического состояния отдельных узлов и агрегатов двигателя.

Режимы работы двигателя задаются частотой вращения (оборотами), постоянными для всех условий полета, кроме режимов ограничения. Дополнительными параметрами контроля режимов работы двигателя являются: температура газов перед турбиной . Противопожарная система. Противопожарная система двигателя включает в себя:-- трубопроводы подвода огнегасящей жидкости во внутреннюю полость редуктора, масляную полость картера турбины и заднюю опору, а также форсунки распыла огнегасящей жидкости в указанных полостях;-- противопожарную перегородку, установленную на картере турбины, которая вместе с противопожарной перегородкой гондолы двигателя отделяет горячую часть двигателя от агрегатов и трубопроводов топливной и масляной системы, расположенных в передней части двигателя. Противопожарная система двигателя выполнена отдельно от противопожарной системы самолета.

2. Расчет на прочность

1 ступень компрессора

В рабочих лопатках возникают следующие напряжения: растяжение центробежных сил вращающихся масс рабочих лопаток; изгиба под действием потока газа или воздуха, при движении его по межлопаточным каналам; изгиба от центробежных сил, если центр масс сечений лопатки не лежат на одном радиусе, проходящем через центр масс корневого сечения; вибрационное напряжение; кручение от действия центробежных и газовых сил. Центробежные силы, действующие на продольную часть лопатки, являются основным источником её статической напряженности. Определяющими напряжениями при этом будут напряжения растяжения. При расчете лопатки на прочность делаются следующие допущения: лопатка рассматривается как консольная балка; напряжения определяются независимо от других видов деформации; по сечению лопатка нагревается равномерно, т.е. Температурное напряжение отсутствует, механические свойства материала лопатки по сечению одинаковы; лопатку считаем жесткой; предполагаем, что деформации лопатки протекают в упругой зоне. Тогда напряжение растяжения от действия элементарной центробежной силы определяются по формуле:

;

интегрируя это выражение от до ,получим:,где - плотность материала; - угловая скорость ротора; - площадь текущего сечения лопатки, расположенного на радиусе r. - площадь расчетного сечения лопатки;, где и - соответственно, хорда и толщина i-го сечения лопатки; - угловая частота вращения; - частота вращения ротора, об/мин.Расчет закона изменения напряжений по длине лопатки основан на численном интегрировании. Сущность численного интегрирования заключается в том, что если известно напряжение -ом сечении и напряжений от центробежных сил массы лопатки, заключенной между сечении.

Для этого разбиваем лопатку на десять сечений. Исходные данные берутся из расчетов и геометрии лопатки. При работе на лопатку действуют одновременно напряжение изгиба и растяжения. Максимальное напряжение в сечении лопатки определяются путем сложения напряжений растяжения и суммы напряжений изгиба:

, где .

Наиболее сложное сечение определяется по величине коэффициента запаса прочности:

,

где - предел длительной прочности при максимальной рабочей температуре. Расчетная схема представлена на рис. 4.1.

Рис..4.1- Расчетная схема у_R, МПа

Рис 4.2. Изменение напряжений растяжения у_иБ у_иА у_иВ у_и, МПа

Рис 4.3. Изменение напряжений изгиба у_maxБ у_maxА у_maxВ у_max, МПа



Рис.4.4. Изменение суммарных напряжений

Анализ приведенных зависимостей показывает, что максимальные напряжения растяжения в корневом сечении рабочей лопатки. Напряжения изгиба меняются в зависимости от месторасположения расчетной точки поперечного сечения лопатки и максимальны для точки Б. Суммарные напряжения во всех точках профиля лопатки практически одинаковы. Результаты расчета показывают, что минимальный запас прочности лопаток составляет К_min=1,76, что удовлетворяет нормам прочности. Запас прочности диска-2,14.5 Разработка мероприятий по повышению КПД. Осевой компрессор является одним из основных узлов газотурбинного двигателя (ГТД). Он обеспечивает предварительное сжатие воздуха, служащего рабочим телом ГТД, и подачу его в камеру сгорания.

Совершенствование компрессора проводится в направлении: снижения уровня энергии в проточной части компрессора; улучшения аэродинамических (срывных) характеристик компрессорных решеток. Решение этих задач позволит: увеличить КПД и напорность компрессора и обеспечить тем самым реализацию выбранного выше значения суммарной степени повышения полного давления воздуха, =20 которое в совокупности с назначенной полной температурой газов перед турбиной Т_г*=1550К, позволит уменьшить удельный расход топлива; расширить диапазон бессрывного обтекания воздухом лопаток компрессора при отклонении режима работы компрессора от расчетного, т.е. обеспечить, устойчивую работу компрессора.

К потерям энергии воздуха в компрессоре относятся: потери на трение; потери на вихреобразование; потери на волновое сопротивление; потери перетекания рабочего тела.

Трение воздуха в проточной части компрессора являются неизбежными. Оно возникает вследствие появления вязкости воздуха и будет тем больше, чем выше скорость потока и шероховатее обтекаемая поверхность. Потери на вихреобразование и волновое сопротивление обусловлены изменением геометрии сечений воздухоподводящих каналов. Эти потери так же являются неизбежными виду необходимых конструктивных элементов компрессора. Путями их уменьшения являются обеспечение бессрывных обтеканий, уменьшение протяженности компрессора. Следует отметить, что КПД современных компрессоров газотурбинных двигателей лежит в пределах 0,8…0,9. КПД компрессора- прототипа равно 0,82. Это показывает, что 18% уходит на различные виды потерь. Указанные выше потери в компрессоре составляют:

Потери на трение - 1%; Потери на вихреобразование - 2%; Потери на волновое сопротивление - 3%. Остальные 12 % потерь связаны с потерями, связанные с перетеканием рабочего тела из области повышенного давления в область пониженного давления, как в радиальных зазорах (между лопатками рабочего колеса и корпусом компрессора), так и лабиринтных уплотнителях. Анализ изменения расхода рабочего тела осевого компрессора показывает, что в процентном соотношении доля в процессе утечки рабочего тела через радиальные зазоры равна 4%, а доля лабиринтных утечек равна 8 %. Поэтому основными путями повышения КПД компрессора являются снижение потерь через радиальные зазоры и лабиринтные уплотнения. Для обеспечения свободы вращения ротора и статора компрессора предусматриваются радиальные и осевые зазоры. Наличие зазоров приводит к перетеканию воздуха из области повышенного давления в область пониженного давления. Размеры зазоров в холодном состоянии компрессора (монтажные зазоры) назначают минимальными, но такими, чтобы исключить задевание элементов ротора об элементы статора при самых неблагоприятных условиях работы компрессора. В выполняемых конструкциях компрессоров значение радиального зазора между торцами РЛ и корпусом составляет для первых ступеней, имеющих более длинные лопатки, = 0,2…0,7 % длины Л, и для последних, где, вследствие снижения проточной части компрессора, лопатки укорачиваются - =1,5…..4%.

В компрессоре прототипа, для уменьшения радиальных зазоров между торцами РЛ и корпусом используются мягкие покрытия, в состав которых входят тальк, алюминиевая руда и связующее - жаропрочный лак. Для уменьшения утечки рабочего тела между ступенями, в компрессоре применяется лабиринтные уплотнения различных типов. В настоящее время на современных силовых установках применяется лабиринтные уплотнения саблевидной формы. В самом начале разработки методов борьбы с уменьшением утечки рабочего тела по тракту газотурбинного двигателя, устанавливалась П-образные лабиринтные уплотнения, которые впоследствии трансформировались в пилообразные, а затем в саблевидные. В настоящее время все типы используемых биринтных уплотнений лежат в области стационарных условий, в то время как наиболее высокие значения сопротивления на входе в лабиринтное уплотнение рабочему телу оказывают именно нестационарные условия.

Однако разработка и установка нестационарных лабиринтных уплотнений на серийный двигатель сталкивается с рядом проблем: необходимо тщательное исследование поведения нестационарных лабиринтных уплотнений на всех режимах работы силовой установки; разработка технологии уплотнения изготовления лабиринтного уплотнения и внедрение данной технологии в производство; разработка методов оценки ремонтопригодности данного типа лабиринтного уплотнения; разработка способов контроля за данным типом лабиринтного уплотнения в процессе его эксплуатации на серийном двигателе. Поэтому в данный момент все работы, связанные с усовершенствованием лабиринтных уплотнений ведутся в области стационарных условий. Как показывают публикации различных научно-исследовательских институтов, а так же авиационных фирм, разрабатывающих силовые установки как у нас в стране, так и за рубежом, наиболее пристальное внимание проблемам утечек рабочего тела по зазорам в газотурбинном двигателе уделяется только в США с 1994 г. В России исследования, связанные с проблемами уменьшения утечек рабочего между вращающимися деталями газотурбинного двигателя с целью увеличения КПД компрессора и уменьшения удельного расхода топлива ведутся с 1979 г [2].Следует отметить, что типовое лабиринтное уплотнение обеспечивает частичное уменьшение перетекания рабочего тела из области повышенного давления в область пониженного давления. Недостатком указанного лабиринтного уплотнения является низкая его эффективность в силу малой интенсивности вихревых потоков в пространстве между зубьями и малого гидравлического сопротивления, создаваемого прямыми гребешками.

На проектируемом компрессоре применено сотовое уплотнение трех последних ступеней. Готовые уплотнения имеют меньшую (примерно в 10 раз) площадь контакта с "лепестками", выполненными на концах РЛ последних трёх ступеней. Они легче, чем вставки, надёжнее, долговечнее. Их технология изготовления и крепления проще. При задевании сот "лепестками" РЛ соты легко снимаются без разрушения. На диаграмме (рис5.2) представлена зависимость расхода воздуха при перетекании через радиальный зазор от размера зазора и типа его уплотнения. Принцип работы сотового уплотнения основан на дросселировании потока воздуха через каналы различного проходного сечения, образованные сотами. В сотах образуются вихри, препятствующие перетеканию потока воздуха. Уплотнению придается форма пчелиных сот, затем она размещается в полукольцах П-образного сечения и подвергается высокотемпературной пайке. При монтаже уплотнения полукольца вставляются в корпус компрессора и закрепляются винтами. Благодаря тому, что соты имеют тонкие стенки и очень малую площадь контакта с рабочими лопатками, появляется возможность беззазорной сборки уплотнения. После приработки устанавливается минимальный зазор. Очень эффективным является применение сот в сочетании с гребешками лабиринтных уплотнений полостей. Исходя из выше изложенного, предлагается постановка на последних трёх ступенях компрессора сотовых уплотнений (рис. 5.1).

Проблема увеличения мощности силовой установки является актуальной и одним из способов решения этой проблемы является уменьшение радиальных зазоров компрессора авиационных двигателей.

В данной работе была обоснована возможность уменьшения радиальных зазоров компрессора ТРДД за счет постановки сотового уплотнения. Согласно расчетам, компрессор выполнен двеннадцатиступенчатым, турбина компрессора- двухступенчатой; свободная турбина - двухступенчатой; ОКС- прямоточная, кольцевая; длина двигателя- 1,01 м; масса двигателя -161,4кг. Проведен выбор параметров узла, газодинамический расчеты, расчеты на прочность. Расчеты показали, что проектируемый узел имеет нормируемый запас прочности. В целом спроектированный компрессор имеет более высокую надежность.

Список литературы

1.Алексеев К.П. Эксплуатационная надежность авиационных силовых установок. - М.: Транспорт, 1976. - 159 с.

2.Скубачевский Г.С. Авиационные ГТД: Конструкция и расчет деталей - М.: Машиностроение, 1981. - 550 с.

3. Инструкция по технической эксплуатации двигателя Аи-24ВТ. М.: Машиностроение, 1976.

4. Пыхалов А.А., Ходацкий С.А.,. Учебно- методическое пособие по изучению дисциплины и выполнению курсового проекта по дисциплине « Конструкция и прочность авиационных двигателей», ИФ МГТУ ГА, 2010.

Приложение

Расчет лопаток на растяжение от центробежных сил

Лопатка первой ступени компрессора

Исходные данные:

Число сечений лопатки n = 5

Площадь корневого сечения лопатки F = 0.0047 м

Радиус корневого сечения R = 0.055 м

Частота вращения ротора n = 353,8 об/с

Плотность материала лопатки = 4500.0 кг/м

В сечении № 1: площадь F( 1)=0.00306 м радиус R( 1)=0,086 м

В сечении № 2: площадь F( 2)=0.00281 м радиус R( 2)=0,075 м

В сечении № 3: площадь F( 3)=0.00256 м радиус R( 3)=0.069м

В сечении № 4: площадь F( 4)=0.00217 м радиус R( 4)=0.061 м

В сечении № 5: площадь F( 5)=0.00184 м радиус R( 5)=0.055м Результаты расчета: Напряжения растяжения от центробежных сил:

В сеч. № 1: SigmaR( 1)=.28E+9 Пa В сеч. № 2: SigmaR( 2)=.50E+9 Пa В сеч. № 3: SigmaR( 3)=.70E+9 Пa В сеч. № 4: SigmaR( 4)=.95E+9Пa В сеч. № 5: SigmaR( 5)=.142E+9 Пa

Расчет лопаток на изгиб от газовых сил

Исходные данные: Число сечений n = 5 Радиус корневого сечения лопатки R = 0.055м Радиус верхнего сечения лопатки R = 0.086м Число лопаток на рабочем колесе z = 86 Высота лопатки L = 0,079м Давление газа (воздуха) на среднем радиусе на входе в ступень P = 101325Н\ м Давление газа (воздуха) на среднем радиусе на выходе из ступени P = 215100 Н\ м

Осевая составляющая абсолютной скорости на входе в ступень C1acp = 210 м/с Осевая составляющая абсолютной скорости на выходе из ступени C2acp = 200 м/с Окружная составляющая абсолютной скорости на входе в ступень C = 180 м/с

Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из ступени C = 210 м/с

Массовый расход газа (воздуха) через ступень M = 7,22 кг/сРезультаты расчета: Напряжения изгиба от сил газовых сил:

В сечении №= 0 SigmaA(i)= 0 SigmaБ(i)= 0 SigmaВ(i)= 0 В сечении №= 1 SigmaA(i)= 0,01131E+08 SigmaБ(i)= -.0,045E+08 SigmaВ(i)= 0.047E+08 В сечении №= 2 SigmaA(i)= 0,03E+08 SigmaБ(i)= -0.095E+08 SigmaВ(i)= 0.07E+08 В сечении №= 3 SigmaA(i)= 0.04E+08 SigmaБ(i)= -0.11E+08 SigmaВ(i)= 0.09E+08 В сечении №= 4 SigmaA(i)= 0,06E+08 SigmaБ(i)= -.0,14E+08 SigmaВ(i)= 0,12E+08 В сечении №= 5 SigmaA(i)= 0.008E+09 SigmaБ(i)= -0.06E+09 SigmaВ(i)= 0.017E+09

Расчет напряженного состояния диска

Исходные данные:

Число интервалов (итераций) n = 5

Площадь поперечного сечения внешнего кольца диска F= 0.15600 м

Радиус окружностей центров сечений кольца R = 0.055 м

Радиус периферии диска без элементов крепления лопаток R = 0.05 м

Угловая скорость дискаomega = 353,8.0 м/c

Плотность материала диска= 4500.0 кг/м Число лопаток на дискеz = 86

Центробежная сила пера лопатки P = 15625.0 H

Коэффициент поперечной деформации= 0.30 Сечение № 0 Радиус 0-го сечения диска R = 0.04900 м

Толщина 0-го сечения диска b = 0.05000 м

Температура 0-го сечения дискаtC = 190.0 С

Коэффициент линейного температурного расширения 0-го сечения= 14.800000 1/K*10

Сечение № 1 Радиус 1-го сечения диска R = 0.05 м

Толщина 1-го сечения дискаb = 0.05000 м

Температура 1-го сечения диска tC = 20.0 С

Коэффициент линейного температурного расширения 1-го сечения= 14.800000 1/K*10

Сечение № 2 Радиус 2-го сечения дискаR = 0.012 м Толщина 2-го сечения дискаb = 0.03800 м

Температура 2-го сечения диска tC = 20.0 С Коэффициент линейного температурного расширения 2-го сечения= 14.800000 1/K*10Сечение № 3 Радиус 3-го сечения дискаR = 0.023м Толщина 3-го сечения дискаb = 0.03 м

Температура 3-го сечения диска tC =30.0 С

Коэффициент линейного температурного расширения 3-го сечения= 14.800000 1/K*10Сечение № 4 Радиус 4-го сечения дискаR = 0.055 м Толщина 4-го сечения дискаb = 0.013 м

Температура 4-го сечения диска tC = 30.0 С

Коэффициент линейного температурного расширения 4-го сечения= 14.800000 1/K*10

Результаты расчета:В сеч. № 0: радиальное напряжение SigmaR( 0)= .00E+00 Пa

окружное напряжение SigmaT( 0) = 0.210E+09 ПaВ сеч. № 1: радиальное напряжение SigmaR( 1)= .56E+08 Пa

окружное напряжение SigmaT( 1) = 0.16E+09 ПaВ сеч. № 2:

радиальное напряжение SigmaR( 2)= .14E+09 Пa

окружное напряжение SigmaT( 2) = 0.13E+09 ПaВ сеч. № 3:

радиальное напряжение SigmaR( 3)= .18E+09 Пa

окружное напряжение SigmaT( 3) = 0.12E+09 ПaВ сеч. № 4:

радиальное напряжение SigmaR( 4)= .35E+09 Пa

окружное напряжение SigmaT( 4) = 0.28E+09 Пa

Размещено на Allbest.ru