Файл: 1. Анализ характеристик двигателей, схожих с проектируемым двигателям по.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.01.2024
Просмотров: 143
Скачиваний: 1
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
12
Камера сгорания (рисунок 4.2) - кольцевого типа, состоит из корпуса 9, жаровой трубы
8, диффузора 1 со спрямляющим аппаратом VII ступени компрессора высокого давления, топливного коллектора 3, форсунок 6, трубопроводов подвода топлива 5 и двух воспламенителей 7.
Воздушный тракт камеры представляет кольцевой канал, образованный оболочками
Диффузора 1, корпуса 9 и внутреннего кожуха 10 соплового аппарата. В воздушном тракте камеры установлена жаровая труба 8.
Спереди, к камере крепится корпус компрессора высокого давления, сзади - сопловой аппарат и корпуса турбины высокого давления.
2.4 Турбина
НК-8
На двигателе НК-8 установлена двухкаскадная трехступенчатая турбина (рис. 27).
Первая турбина (детали 1, 2, 12) одноступенчатая высокого давления. Вторая турбина
(4, 11) двухступенчатая низкого давления.
Турбина высокого давления расходует механическую работу на привод компрессора высокого давления и на приводные агрегаты, установленные на коробках двигательных и самолетных агрегатов.
Турбина состоит из статора (1 и 2) и ротора 12 с опорой 5.
Статор ТВД (рис. 28) — это сопловой аппарат, который состоит из наружного корпуса
(детали 6 и 8), внутреннего корпуса (1 и 2) и лопаток 3.
Ротор ТВД (рис. 29) состоит из вала 1, рабочего колеса с задней опорой.
Рисунок №11
13
Турбина низкого давления (см. рис. 27) расходует механическую работу на привод компрессора низкого давления и на приводные агрегаты в передней, средней и задней опорах двигателя.
Турбина состоит из статора 4, ротора 11 и задней опоры 5 двигателя.
Статор ТНД состоит из двух сопловых аппаратов второй и третьей ступеней, аналогичных по конструкции (см. рис. 28). Каждый сопловой аппарат состоит из наружного кольца (10 и 14), внутреннего корпуса (19 и 21), лопаток (9 и 18) и замкового кольца (12 и 16).
Ротор ТНД (рис. 30) состоит из вала 20, дисков рабочих колес второй 3 и третьей 4 ступеней, задней опоры.
Рисунок №12
Д-36
Турбина высокого давления - осевая, одноступенчатая, преобразует тепло- перепад в механическую работу, идущую на привод компрессора высокого давления и агрегатов.
Турбина низкого давления - осевая, одноступенчатая, преобразует теплоперепад в механическую работу, идущую на привод компрессора низкого давления.
Турбина вентилятора - осевая, трехступенчатая, преобразует теплоперепад в механическую работу, идущую на привод вентилятора.
14
Рисунок №13
Турбина высокого давления (ТВД) включает статор и ротор.
Рисунок №14
15
Статор (рисунок 5.2) состоит из соплового аппарата, включающего наружный корпус
1, внутренний корпус 11, семь секторов 6 и одну лопатку соплового аппарата между июли, задний корпус 4, десять проставок 1 ступени 5, колец 7 и 8 с сотовыми элементами лабиринтного уплотнения
Рисунок №15
Ротор ТВД (рисунок 5.5) состоит из рабочего колеса 5, заднего вала 15 о гребешками лабиринтного, уплотнения, деталей 1, 2, 3, 4, 19 безрасходного уплотнения, роликоподшипника 17, гаек 11 и стяжных болтов 12 крепления валов к рабочему колесу 5, гайки 18 крепления роликоподшипника 17 на заднем валу 15, деталей 14, 20, уплотнения полости, образованной ступичной частью диска рабочего колеса и экраном.
16
Турбина низкого давления (ТНД) включает статор и ротор.
Статор (рисунок 5.10) состоит из корпуса опор турбин, включающего наружный 21 и внутренний 16 корпуса, соединенные между собой при помощи девяти болтов
22 и призонных втулок 23, и девять секторов 20 лопаток соплового аппарата II ступени, смонтированных между этими корпусами.
Ротор ТНД (рисунок 5.10) состоит из рабочего колеса
1, вала
9, роликоподшипника 12 ТНД, втулки 10, упорного кольца 11, болтов 6 и гаек 8 крепления вала к рабочему колесу, гайки
13 крепления роликоподшипника и деталей без- расходного уплотнения на валу, колец лабиринтного уплотнения.
Рисунок №16
Турбина вентилятора (ТВ) состоит из статора 1 (рисунок 5.17) и ротора 2.
Статор (рисунок 5.19) турбины вентилятора состоит из наружного корпуса
6, девятнадцати секторов 2 лопаток соплового аппарата III ступени, девятнадцати секторов
8 лопаток соплового аппарата IV ступени, двадцати одного сектора 10 лопаток соплового аппарата V ступени, внутренних корпусов 1, 13, 12 сопловых аппаратов III,
IV, V ступеней соответственно и проставок
(5, 9, 11) III, IV, V ступеней.
Ротор турбины вентилятора состоит из рабочего колеса III ступени - 3, рабочего колеса IV ступени - 2, рабочего колеса V ступени - 15, вала 19 с роликоподшипником
22, гайки 26, шайбы 25 её стопорящей, лабиринтного кольца 24, болтов 8, гаек 7 и шайб 6, стяжных болтов 18, с гайками Рисунок №17 17 и шайбами 16, уплотнительных колец 1, упорных колец 21, 23 и деталей безрасходного уплотнения.
17 2.5 Выходное устройство
НК-8
Задняя опора (рис. 32) является основной силовой частью двигателя сварной конструкции, состоит из сопла, внутреннего корпуса и шести вилок.
Сопло состоит из наружного кожуха 8, внутреннего кожуха 17 и шести ребер-стоек 20.
Наружный кожух 8 передним фланцем крепится к статору турбины. Сзади к кожуху 8 приварено силовое кольцо с двумя фланцами. К заднему фланцу силового кольца крепится смеситель 13, а в верхней части установлены два кронштейна 10 для вилки заднего узла подвески двигателя на самолет. Спереди наружный кожух усилен шестью парными продольными ребрами жесткости 16. С помощью болтов к парным ребрам крепятся демпферы, поддерживающие проставку внешнего контура. Для прохода силовых вилок 9 между ребрами 16 выполнены просечки. Вокруг просечек приварены манжеты, на которые телескопически опираются ребра-стойки 20. На кожухе при варены четыре гнезда 25 для установки термопар.
Рисунок №18
18
Реактивное сопло установлено, представляющее собой трубу переменного сечения.
Для крепления к двигателю спереди приварен фланец 1. Для увеличения жесткости к соплу приварены кольцевые ребра жесткости 2 и 3. Выходная часть усилена кольцом
4. Ось задней части сопла расположена под углом 6°30' к продольной оси двигателя.
На первом и третьем двигателях сопло 46 крепят к выходной части реверса. Сопло состоит из корпуса насадка 7, к которому с помощью быстросъемного соединения 6 крепится реактивный насадок 5. Быстросъемное соединение 6 позволяет поворачивать реактивный насадок на 180° в зависимости от установки двигателя — слева или справа самолета.
Продольная ось насадка 5 отклонена от оси двигателя на угол 6°30'. Отклонение газовой струи для внешних двигателей производится в горизонтальной плоскости в стороны от продольной оси самолета, а для второго двигателя — вверх.
Рисунок №19
Д-36
Задняя опора - силовой элемент турбины, состоит из наружного корпуса 2, внутреннего корпуса 32, восьми силовых стоек 4 с обтекателями 10 и включает переднее уплотнительное кольцо 28, корпус форсунок 24, кольцо, левое 27 и правое 25 масляного демпфера, уплотнительные кольца 13, 20, 26, переходник трубы подвода масла 39, переходник трубы суфлирования 38, переходник трубы откачки масла 40 из масляной полости, переходник отбора воздуха 30, коммуникации, расположенные внутри обтекателей 10, заднюю крышку 23, насадок 16 и стекатель 18.
Кроме того, задняя опора, насадок и стекатель образуют газовоздушный тракт
(реактивное сопло) на выходе из двигателя, в котором происходит преобразование тепловой энергии и энергии давления в кинетическую энергию потока, создающего тягу двигателя.
19
Рисунок №20 2.6 Характеристика силовой схемы двигателя
НК-8
Рисунок №21
В наружном контуре воздух проходит по каналу, образованному наружными и внутренними оболочками и поступает в камеру смешения, где смешивается с горячими газами, выходящими из внутреннего контура. Во внутреннем контуре после вентиляторных ступеней воздух сжимается в двух ступенях компрессора низкого давления и через регулируемый направляющий аппарат поступает в шестиступенчатый компрессор высокого давления. На выходе из компрессора высокого давления давление pI воздуха достигает максимальной величины, при этом
20 существенно возрастает температура T1. Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания и разделяется на два потока:
— первичный поток проходит через отверстия в блоке форсунок и смешивается с топливом, которое подается через 139 топливных форсунок, и воспламеняется от двух воспламенителей;
— вторичный поток, охлаждая стенки камеры сгорания, постепенно подмешивается к продуктам сгорания, чем достигается необходимая температура газа перед турбиной.
В результате сгорания топливовоздушной смеси значительно возрастает температура
ТI , а давление рI рабочего тела по длине камеры сгорания несколько уменьшается из- за гидравлического и теплового сопротивления камеры.
Из камеры сгорания газ поступает последовательно на три ступени турбины, где происходит процесс расширения, в результате которого совершается механическая работа. Мощность первой ступени затрачивается на вращение компрессора высокого давления и привод агрегатов, обеспечивающих работу систем двигателя и самолета.
Мощность двух следующих ступеней затрачивается на вращение компрессора низкого давления и привод агрегатов двигателя в передней, средней и задней опорах.
Между роторами высокого и низкого давления имеется только газодинамическая связь.
Температура ТI и давление pI газа в турбине уменьшаются, но превышают атмосферные значения.
При последующем расширении рабочего тела в реактивном сопле газовый поток разгоняется и его скорость на выходе из сопла превосходит скорость потока воздуха, поступающего в двигатель через входное устройство, в результате чего во внутреннем контуре создается реактивная тяга.
Воздух, поступивший из компрессора низкого давления во внешний контур, расширяется в реактивном сопле. Тяга во внешнем контуре создается благодаря разности скорости истечения потока воздуха из реактивного сопла и скорости полета.
Суммарная тяга двигателя складывается из тяги внутреннего и тяги внешнего контуров, причем в зависимости от параметров двигателя и режима его работы соотношение тяг может меняться. Истечение газовоздушной смеси из двигателя НК-8-
2У происходит через общее реактивное сопло.
Д-36
В силовую схему корпуса двигателя входят силовые корпуса компрессора 1, камеры сгорания 3 и 6, турбины 4, а также опоры ротора 8 и элементы, передающие усилия с опор на корпус 2, 5 и 7. Силовые корпуса ГТД, в рабочих условиях подвержены действию статических и динамических (вибрационных) нагрузок. Вибрационные нагрузки, действующие на корпуса двигателя, порождаются неуравновешенностью
21 роторов, колебательными процессами в проточной части двигателя, вибрацией агрегатов.
Рисунок №22
Двигатель выполнен по трехвальной схеме с передним расположением вентилятора и укороченным каналом внешнего контура; состоит из осевого 14-ступенчатого компрессора, промежуточного корпуса, кольцевой камеры сгорания, пятиступенчатой турбины и нерегулируемых сопел внешнего и внутреннего контуров. Взамен сопла внешнего контура на двигатель может быть установлено реверсное устройство.
Особенность трехвальной схемы - разделение ротора компрессора на три самостоятельных ротора, каждый из которых приводится во вращение своей турбиной. При этом роторы имеет различные оптимальные для них обороты и связаны между собой только газодинамической связью.
22
3. Определение геометрических характеристик проектируемого двигателя.
3.1. Методика расчета геометрических характеристик проектируемого двигателя
Разработка геометрии проточной части двигателя заключается в опред елении и согласовании между собой размеров проточной части каждого из его узлов.
Конфигурацию проточной части входных и выходных устройств, камер сгорания, а также различных переходных корпусов двигателя выполняют, ориентируясь на геометрию аналогичных узлов существующих двигателей
(от 2 до 5), т.е. основываясь на соотношениях характерных размеров этих узлов и учитывая при этом конструктивные особенности проектируемого двигателя. В первом приближении проточная часть лопаточного узла представляется в виде четырехугольника, для построения которого необходимо располагать диаметральными размерами на входе в узел и на выходе из него, а также общей длиной узла.
При расчете геометрических характеристик проточной части лопаточного узла последовательно определяют: а) потребные площади проходных сечений на входе и выходе из узла; б) диаметральные размеры в тех же сечениях; в) осевую ширину первой и последней ступеней узла и длину узла.
Для определения площадей проходных сечений Fi (м2) газовоздушного тракта двигателя используется уравнение (1):
Величины расхода газа ????
????
( кг/с), его температуры
????
????
(град. К), и давления
????
????
(Па) в сечениях известны из курсовой работы по теории авиационных двигателей для взлетного режима при М=0 и Н=0. Величиной приведенной плотности тока q(λ) необходимо задаться. В первом приближении можно ориентироваться на диапазоны значений q(λi), представленные на рис. 1 из методического пособия.
????
- коэффициент зависящий от показателя адиабаты и газовой постоянной.
Рассчитываем относительный диаметр втулки d на входе в узел для нескольких двигателей-прототипов, схожих по характеристикам с проектируемым:
23
Rвн, Rнар – внутренний и наружный радиусы согласно рис. 2 из методического пособия. Относительный диаметр втулки, используемый при расчетах, определяется только на входе в узел.
Схемы узлов двигателей-прототипов с нанесенными на них размерами приведены в приложении №1. Результаты расчета сведены в таблицу №3
Таблица №3
Д-36
НК-8
КНД
Rнар 5,40 8,20
Rвн
3,30 3,00
????
̅
d
0,61 0,37
0,49
КВД
Rнар 6,80 9,10
Rвн
5,50 6,50
????
̅
d
0,81 0,71
0,76
ТВД
Rнар 6,80 8,20
Rвн
5,75 6,50
????
̅
d
0,85 0,79
0,82
ТНД
Rнар 8,40 8,70
Rвн
6,70 6,10
????
̅
d
0,80 0,70
0,75
Располагая потребными площадями проходных сечений на входе в узел, и, используя полученный выше относительный диаметр втулки на входе в узел, находят наружный, средний и внутренний диаметры (Dнарi, Dcрi, Dвнi,) в i - том сечении с использованием выражений:
Наружный диаметр в i-том сечении:
Внутренний диаметр в i-том сечении:
Средний диаметр в i-том сечении: