Файл: Методические указания составлены М. М. Зальцманом и отредактированы проф. Ронзиным В. Д.doc

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 12.01.2024

Просмотров: 181

Скачиваний: 1

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

СОДЕРЖАНИЕ

- 2 -ПРЕДИСЛОВИЕ Лабораторные занятия по курсу «Теория лопаточных машин» имеют целью дать студентам визуальное представление об устройстве компрессоров и турбин авиационных газотурбинных двигателей и, тем самым, помочь усвоению материала, излагаемого в лекциях по этому курсу.Не вдаваясь в подробности конструкции упомянутых узлов двигателя (которая изучается позднее), студенты на этих лабораторных занятиях должны выяснить, как реализуются в элементах конструкции компрессоров и турбин различных двигателей основные теоретические положения. К ним относятся, в частности, вопросы: профилирования лопаток и образования неподвижных и вращающихся лопаточных решета, профилирования сечений проточной части компрессоров и турбин, мероприятия по повышению к.п.д. компрессоров и турбин, способы регулирования компрессоров с целью расширения диапазона их устойчивой работы, способы охлаждения лопаток и дисков турбин и некоторые другие.Настоящие методические указания должны помочь студентам за сравнительно короткое время увидеть именно те элементы конструкции компрессоров и турбин, которые рассматривались в лекционном курсе, лучше понять физический смысл происходящих в них процессов, а также научить анализировать причины, которыми обосновано то или иное конструктивное решение. При этом имеется в виду, что на этих занятиях студенты впервые систематически знакомятся с материальной частью авиационных двигателей.Использование настоящих методических указаний на лабораторных занятиях предполагает предварительную подготовку к ним студентов путём повторения соответствующих разделов по учебнику и конспекту лекций.Методические указания составлены М.М.Зальцманом и отредактированы проф. Ронзиным В.Д.- 3 -Зелёный фон, добавления МВП сверх содержания методички1. КОМПРЕССОРЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД Основными типами компрессоров авиационных ГТД являются многоступенчатые осевые или осецентробежные компрессоры. Центробежные компрессоры в настоящее время применяются в малогабаритных ГТД вспомогательного назначения и в качестве последней ступени осецентробежных компрессоров.Из методических соображений удобнее начать ознакомление в лаборатории с центробежным компрессором.1.1 Ступень центробежного компрессора (ЦК) В лаборатории ознакомление со схемой и особенностями устройства центробежного компрессора удобнее всего на двигателе ВК‑1. На этом двигателе, кроме основного центробежного компрессора с двухсторонним входом воздуха, имеется небольшой центробежный компрессор с односторонним входом воздуха, выполняющий роль вентилятора в системе охлаждения горячей части двигателя.Производительность компрессора двигателя ВК-1 на расчетном режиме составляет 48 кг/с, а степень повышения давления в нем . Заметим, что двухсторонний вход воздуха позволяет вдвое увеличить производительность ступени ЦК при тех же диаметральных размерах и сравнительно небольшом увеличении массы компрессора.На рис. 1.1 для простоты изображена схема центробежной ступени с односторонним входом воздуха, а также треугольники скоростей в этой ступени.Для того чтобы вспомнить принцип работы ЦК и назначение отдельных элементов его конструкции, проследим путь воздуха от входа его в двигатель и до выхода из компрессора (на примере ВК‑1).Из воздухозаборника самолёта воздух попадает во входные патрубки (ВхП) компрессора. На входе во ВхП расположен непод­вижный направляющий аппарат (ННА), который закручивает воздуш­ный поток в направлении вращения ротора компрессора. В мери­диональном сечении ВхП представляет собой криволинейный канал,- 4 - Рис. 1.1 Схема ступени ЦК с односторонним входом и треугольники скоростейна входе и на выходе из РК- 5 -который поворачивает поток на угол, несколько меньший 90°, и направляет его в рабочее колесо. При таком повороте потока на частицы воздуха действуют центробежные силы инерции, которые стремятся перемещать их в сторону внутренней стенки ВхП.В результате действия этих сил поле скоростей, давлений и плотностей воздуха на входе в рабочее колесо (РК) имело бы значительную неравномерность (подумайте – какую?). Кроме того, стал бы возможен отрыв потока от наружной стенки ВхП и вихреобразование на этой стенке. Для уменьшения эффекта действия центробежных сил во ВхП установлены разделительные конусы, показанные на схеме и которые вы видите на двигателе.Из треугольника скоростей на входе в РК видно, что относительная скорость W1 направлена под углом к плоскости вращения. Чтобы вход воздуха в РК был безударным, направление передних кромок лопаток должно совпадать с направлением относительной скорости W1, а их передняя кромка должна быть клиновидной, как это показано на рис. 1.1.В компрессорах небольших двигателей передние кромки лопаток механически деформируют, придавая нужную форму. В крупногабаритных компрессорах отогнутую часть лопаток, которую называют вращающимся направляющим аппаратом (ВНА), изготовляют в виде отдельной детали и часто из другого материала (сталь вместо дуралюмина для повышения вибростойкости).Чтобы сообщить воздуху большую энергию в РК, необходимо иметь большую окружную скорость U2, а при данном диаметре РК – бóльшую частоту вращения ротора. Но при этом растёт и скорость U1 и, соответственно, относительная скорость W1. Так как температура воздуха на входе в РК ещё низка, то относительно мала и местная скорость звука α1. Значение скорости W1 может приблизиться к a1 (или ), а при этом на входе в РК возникли бы скачки уплотнений и имели бы место значительные волновые потери. Чтобы при высокой окружной скорости РК относительная скорость W1 оставалась дозвуковой, скорость C1 отклоняют от осевого направления в сторону вращения РК. Именно для этого и необходима предварительная закрутка воздуха, создаваемая ННА.- 6 -Таким образом, ННА, разделительные конуса в ВхП и ВНА РК компрессора – это элементы конструкции, уменьшающие гидравлические и волновые потери на входе в РК и повышающие к.п.д. компрессора.В РК воздух вовлекается во вращение лопатками, которые и передают ему энергию, подводимую от турбины в виде крутящего момента Mкр. Часттицы воздуха движутся по каналам, образованным лопатками РК, поверхностью РК между лопатками и стенкой корпуса. Движение происходит под действием центробежных сил. При этом в РК повышается давление и температура воздуха и возрастает его кинетическая энергия, т.к. увеличивается абсолютная скорость C.Треугольник скоростей на выходе из РК показан на рис. 1.1. Дальнейшее преобразование кинетической энергии воздуха в потенциальную энергию давления происходит в диффузоре.Основной частью диффузора компрессора является лопаточный диффузор (ЛД), который представляет собой ряд каналов, образованных профилированными криволинейными лопатками. Но так как абсолютную скорость на выходе из колеса С2 стремятся иметь как можно большей (достигает

1.2. Ступень осевого компрессора (ОК)

1.3. Входной направляющий аппарат OK (ВНА)

1.4. Многоступенчатый ОК

1.5. Регулирование компрессоров

1.6. Мероприятия, повышающие к.п.д. компрессора

2. ТУРБИНЫ АВИАЦИОННЫХ Г Т Д

2.1. Ступень осевой реактивной турбины

2.2. Многоступенчатые осевые реактивные турбины

2.3. Двухвальные турбины

2.4. Мероприятия, повышающие к.п.д. турбины

2.5. Охлаждение турбин

ЛИТЕРАТУРА


-38 -
потоком газов, содержащих значительное количество свободного кислорода, подвержены газовой коррозии. Лопатки и диски РК одновременно испытывают значительные нагрузки от центробежных и газодинамических сил. В то же время, как известно, механические свойства материалов значительно ниже при высоких температурах. Поэтому, кроме применения для лопаток и дисков турбин жаропрочных и жаростойких материалов, принимаются меры к снижению температуры этих деталей путём их охлаждения, с целью повысить надёжность и долговечность турбины.

Для охлаждения наиболее нагретых деталей в современных авиационных двигателях используется преимущественно воздух высокого давления, отбираемый за компрессором.

Примечание. На двигателе ВК‑1 для нагнетания охлаждающего воздуха имеется специальный вентилятор, в ТРДД часть деталей может охлаждаться воздухом из наружного контура.
Отбор воздуха на охлаждение снижает к.п.д. двигателя в целом и поэтому ограничивается минимально необходимым количеством, зависящим от температуры газов за камерой сгорания. Соответственно, и система охлаждения усложняется по мере роста двигателей.

Из представленных в лаборатории двигателей на ВК‑1, РД‑3М, АИ‑20, ТВ2‑117А температура газов укладывается в пределы . На этих двигателях лопатки РК и СА не имеют внутреннего охлаждения. Тепло от лопаток РК отводится в диски, а ободы и поверхности дисков охлаждаются воздухом. Часть воздуха проходит через зазоры между хвостовиками лопаток и пазами в дисках. Кроме того, охлаждаются полки лопаток СА и корпусы турбин.

В качестве примера можно ознакомиться с охлаждением турбины РД‑3М, схема которого представлена на плакате, а на разрезе двигателя легко проследить пути движения охлаждающего воздуха.

У двигателя Д‑20П средняя температура газов за камерой сгорания составляет уже 1310 К. Система охлаждения турбины усложняется. Лопатки СА 1‑й степени имеют внутреннее охлаждение воздухом, образована система лабиринтных уплотнений и каналов, обеспечивающих подвод воздуха к охлаждаемым поверхностям дис-


Рис. 2.3. Примеры охлаждаемых лопаток:
1 - сопловая лопатка с дефлектором;
2 - 9-каналтная рабочая лопатка; 3 –“штырьковая” рабочая лопатка;

4 - сопловая лопатка с пленочным охлаждением
- 40 -
ков (изучается позднее). Корпусы турбин эффективно охлаждаются воздухом, протекающим в наружном контуре.

Сечение охлаждаемой лопатки СА схематично показано на рис. 2.3, 1. Лопатка полая и в неё вставлен дефлектор. Охлаждающий воздух проходит через дозирующее отверстие внутрь дефлектора и вытекает из него через щели на передней кромке. Протекая между дефлектором и внутренней поверхностью лопатки, воздух охлаждает её и вытекает через щели в “корыте” (вогнутая сторона) лопатки.

На двигателе Д‑30 температура газов за камерой сгорания ещё выше, . Система охлаждения ещё усложняется. Кроме внутреннего охлаждения лопаток СА, вводится внутреннее охлаждение лопаток РК. Вначале применялись так называемые 9‑канальные лопатки, в которых воздух протекал по 9 каналам вдоль пера лопатки (рис. 2.3, 2). Впоследствии они были заменены на так называемые “штырьковые” лопатки (рис. 2.3, 3). Воздух протекает вдоль пера лопатки по полости, между стенками которой при литье образованы цилиндрические перемычки – “штырьки”. Эти “штырьки” делают путь охлаждающего воздуха петлеобразным и эффективность охлаждения увеличивается. Также “штырьки” увеличивают поверхность, с которой отводится тепло. Для повышения коэффициента теплоотдачи некоторые “штырьки” выполнены в форме уголков для турбулизации потока охлаждающего воздуха.

При более высоких температурах газа количество охлаждаемых лопаток увеличивается, а конструктивно обеспечивается более высокая интенсивность охлаждения. Одним из примеров является лопатка с пленочным охлаждением, которую можно увидеть в лаборатории (рис. 2.3, 4).

ЛИТЕРАТУРА


1. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиационных газотурбинных двигателей, ч.1. –М., Машиностроение , 1977.

2. Технические описания двигателей.


Составил ст.инженер М.М.ЗАЛЬЦМАН

Корректор Н.В.БАБИНОВА

Сдано в печать 29.03.83.

Формат 60x84/16. Объем 2,5 п.л.

Тираж 200. Заказ 94. Бесплатно.
____________________________________________

Ротапринт Пермского политехнического института

Смотрите также файлы