Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя. Компрессоры авиационных двигателей


Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя

 

Осевой многоступенчатый компрессор содержит неразъемный барабан ротора 1 с рабочими лопатками, корпус статора 2 с набором колец 3 над рабочими лопатками и направляющих аппаратов 4. Наружная поверхность корпуса статора 2, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора 2 и кольца 3 выполнены неразъемными. В корпусе статора 2 над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка, причем кольца 3 и направляющие аппараты 4 установлены в корпусе статора 2 посредством промежуточной гильзы 5 цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом 6 на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем 7 со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора 2 и корпусом камеры сгорания 8. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к осевым многоступенчатым компрессорам.

Известен осевой многоступенчатый компрессор, содержащий неразъемный барабан ротора с рабочими лопатками, корпус статора с набором колец над рабочими лопатками и направляющих аппаратов (см. А.В. Штода, С.П. Алещенко и др. Конструкция авиационных двигателей, 1958 г., стр.21, фиг.1.4). Недостатком данной конструкции является то, что статор этого компрессора малопригоден для использования в составе компрессора высокого давления двухконтурного турбореактивного двигателя. Его непригодность объясняется тем, что из-за неразъемности ротора корпус со всеми закрепленными в нем элементами проточной части по условиям сборки должен иметь продольный разъем, а следовательно, и фланцы для стяжки двух половин. Этот факт приводит, с одной стороны, к невозможности в малых габаритах выполнить наружную поверхность корпуса обтекаемой, так как требуется специальный обтекатель, а с другой, к заметной овализации элементов проточной части. Первый из указанных недостатков вызывает повышенные потери во втором контуре, а второй - к повышенным радиальным зазорам в проточной части компрессора, что является решающим фактором с точки зрения возможности применения компрессора в качестве компрессора высокого давления малоразмерного двухконтурного турбореактивного двигателя. Задачей изобретения является повышение КПД путем уменьшения радиальных зазоров между ротором и статором и снижение гидравлического сопротивления корпуса. Указанный технический результат достигается тем, что осевой многоступенчатый компрессор содержит неразъемный барабан ротора с рабочими лопатками, корпус статора с набором колец над рабочими лопатками и направляющих аппаратов. Наружная поверхность корпуса статора, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора и кольца выполнены неразъемными. В корпусе статора над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка. Кольца и направляющие аппараты установлены в корпусе статора посредством промежуточной гильзы цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора и корпусом камеры сгорания. Кроме того, на внутренней поверхности промежуточной гильзы по всей длине образующей цилиндра закреплена шпонка, а на наружных поверхностях направляющих аппаратов и колец выполнены ответные пазы для их фиксации в окружном направлении. На кольцевом бурте промежуточной гильзы выполнены сквозные окна, а на наружной поверхности выходной части корпуса статора - пазы для обеспечения демонтажа. Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1 представлен продольный разрез компрессора, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1, где представлен вид на сквозные окна в бурте гильзы, на фиг.3 - продольный разрез по шпонке, на фиг.4 - продольный разрез по окну в бурте гильзы и по пазу в корпусе, а на фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.3. Осевой многоступенчатый компрессор содержит неразъемный барабан ротора 1 с рабочими лопатками, корпус статора 2 с набором колец 3 над рабочими лопатками и направляющих аппаратов 4. Наружная поверхность корпуса статора 2, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора 2 и кольца 3 выполнены неразъемными. В корпусе статора 2 над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка, причем кольца 3 и направляющие аппараты 4 установлены в корпусе статора 2 посредством промежуточной гильзы 5 цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом 6 на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем 7 со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора 2 и корпусом камеры сгорания 8. На внутренней поверхности промежуточной гильзы 5 по всей длине образующей цилиндра закреплена, например припаяна или приклеена, шпонка 9, а на наружных поверхностях направляющих аппаратов 4 и колец 3 выполнены ответные пазы 10 для их фиксации в окружном направлении. На кольцевом бурте 6 промежуточной гильзы 5 выполнены сквозные окна 11, а на наружной поверхности выходной части корпуса статора 2 - пазы 12 для обеспечения демонтажа. Наружная поверхность статора 2, выходящая в канал второго контура, выполнена конусной, переходящей в цилиндрическую в выходной части, внутренняя поверхность имеет цилиндрическую форму, а место сопряжения этих поверхностей со стороны входа выполнено скругленным по радиусу. Такое выполнение наружной поверхности корпуса статора 2 обтекаемой формы обеспечивает снижение его гидравлического сопротивления с сохранением минимального габарита второго контура. Выполнение неразъемными корпуса 2, колец 3, аппаратов 4, гильзы 5 обеспечивает сохранение правильной геометрической формы проточной части и, как следствие, обеспечивает получение минимально возможных величин радиальных зазоров. Вместе с тем, такое выполнение в сочетании с неразъемным барабаном ротора 1 накладывает особенности на сборку и разборку компрессора. Эти особенности сборки характеризуются тем, что она начинается на обезлопаченном роторе 1 со стороны последних ступеней компрессора и выполняется в следующей последовательности: облопачивание первой ступени ротора 1, установка соответствующего кольца 3, замер радиальных зазоров по лопаткам ротора 1, установка направляющего аппарата 4 соответствующей ступени, замер радиальных зазоров по лопаткам аппарата 4, облопачивание следующей ступени ротора и т.д. по всем остальным ступеням. Затем на установленные кольца 3 и аппараты 4 насаживается гильза 5 до упора в бурт 6, ротор 1 вместе с собранными на нем элементами корпуса статора 2, замкнутыми гильзой 5, устанавливается в корпус статора 2 и замыкается корпусом камеры сгорания 8. Разборка осуществляется в обратном порядке. Из сказанного по вопросу сборки следует, что пазы 12 нужны для выпрессовки гильзы 5 вместе с ротором 1, кольцами 3 и аппаратами 4 из корпуса статора 2, окна 11 необходимы для выпрессовки гильзы 5 с наборами колец 3 и аппаратов 4, а сама гильза 5 необходима для разборки компрессора без повреждения лопаток и для удобства сборки. Шпонка 9 на гильзе 5 нужна для фиксации в окружном направлении колец 3 и аппаратов 4. Такое выполнение осевого многоступенчатого компрессора позволит получить минимальные радиальные зазоры, стабильные по окружности в проточной части, а работа в компоновке малоразмерного ГТД обеспечит высокий КПД и необходимый запас устойчивой работы.

Формула изобретения

1. Осевой многоступенчатый компрессор, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий неразъемный барабан ротора с рабочими лопатками, корпус статора с набором колец над рабочими лопатками и направляющих аппаратов, при этом наружная поверхность корпуса статора, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора и кольца выполнены неразъемными, в корпусе статора над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка, причем кольца и направляющие аппараты установлены в корпусе статора посредством промежуточной гильзы цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора и корпусом камеры сгорания. 2. Компрессор по п. 1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности промежуточной гильзы по всей длине образующей цилиндра закреплена шпонка, а на наружных поверхностях направляющих аппаратов и колец выполнены ответные пазы для их фиксации в окружном направлении. 3. Компрессор по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что на кольцевом бурте промежуточной гильзы выполнены сквозные окна, а на наружной поверхности выходной части корпуса статора - пазы для обеспечения демонтажа.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

www.findpatent.ru

Ротор компрессора авиационного турбореактивного двигателя, компрессор и турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области крепления лопаток ротора компрессора турбореактивного двигателя и обеспечивает уменьшение массы ротора, в частности передней системы стопорения. Указанный технический результат достигается при помощи диска (11) ротора, содержащего фланец (26) осевого удержания напротив гнезд (16), в которых устанавливают ножки лопаток, при этом диск и фланец выполнены таким образом, чтобы образовать наружную круговую кулачковую систему (34, 48) и внутреннюю круговую кулачковую систему (44, 50). 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение касается ротора, в частности ротора компрессора авиационного турбореактивного двигателя и, в частности, относится к системе крепления лопаток. Оно касается также компрессора турбореактивного двигателя и турбореактивного двигателя, компрессор которого оборудован таким ротором.

В двухконтурном турбореактивном двигателе ротор компрессора содержит множество лопаток. Каждая лопатка содержит ребристую ножку лопатки, установленную в пазу, выполненном на периферии диска и называемом «гнездом». Гнезда ограничены между радиальными утолщениями, называемыми «зубцами диска» и оборудованными боковыми бобышками, перекрывающими края гнезд для удержания ножек лопаток. Гнезда выполнены открытыми как спереди, так и сзади. В данном случае термины «передний» и «задний» используются для обозначения соответственно положению в направлении входа и в направлении выхода ротора, то есть соответственно направлению воздушного потока.

При монтаже каждую ножку лопатки устанавливают в гнездо, перемещая ее скольжением за ее передний конец. После этого передние концы закрывают, в частности, кольцевой деталью, называемой обычно «задним кольцом капота». Эту деталь закрепляют на диске ротора. Она позволяет также заблокировать продольные колодки, установленные в гнездах под ножками лопаток.

В случае потери лопатки смежная лопатка ложится за счет поворота, обеспечиваемого формой колодки, и передвигается вперед. В связи с этим система крепления должна выдерживать это осевое усилие.

В патенте ЕР 1223309 описана такая система крепления лопаток, в которой головка колодки, увлекаемая лопаткой, перемещается вперед и входит в контакт с упомянутым задним кольцом капота. Поэтому размеры этого кольца необходимо определять таким образом, чтобы оно могло поглощать значительное усилие. Колодка, которая также выполняет функцию передачи усилий, должна быть металлическим элементом, достаточно прочным, чтобы выполнять эту функцию. Следовательно, упомянутое заднее кольцо капота, как и колодки, вставленные в разные гнезда, являются относительно тяжелыми металлическими деталями.

Задачей настоящего изобретения является уменьшение массы ротора, в частности передней системы стопорения.

В этой связи объектом настоящего изобретения является ротор, содержащий диск, оборудованный гнездами на своей наружной периферии, лопатки, связанные с упомянутым диском, при этом каждая лопатка содержит ножку лопатки, установленную и закрепленную в таком гнезде, и кольцевой фланец осевого удержания, закрепленный спереди упомянутого диска напротив открытых концов указанных гнезд, отличающийся тем, что упомянутый диск и упомянутый фланец выполнены с возможностью образования наружной круговой кулачковой системы, выполненной радиально снаружи упомянутых открытых концов, и внутренней круговой кулачковой системы, выполненной радиально внутри упомянутых открытых концов.

Объектом настоящего изобретения является также, в частности, ротор компрессора турбореактивного двигателя.

Таким образом, фланец, предназначенный исключительно для переднего стопорения, является существенно менее тяжелым, чем находящееся впереди заднее кольцо капота, используемое для этой цели.

Кроме того, колодка больше не участвует в передаче усилий вперед, поэтому она может быть облегчена. Ее можно выполнять, в частности, из композиционного материала. Такая колодка, выполненная упруго деформируемой и вставленная между каждой ножкой лопатки и дном соответствующего гнезда, предназначена только для воздействия на лопатку в наружном направлении, чтобы удерживать ножки лопаток в контакте с боковыми бобышками, перекрывающими края гнезд.

Настоящее изобретение и его другие преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, приведенного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 - изображает частичный вид в изометрии диска ротора компрессора в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - частичный вид в изометрии фланца осевого удержания, предназначенного для крепления к диску спереди.

Фиг.3 - частичный вид в изометрии ротора, на котором для большей ясности показана только одна лопатка ротора.

Фиг.4 - детальный вид в изометрии упруго деформируемой колодки.

Фиг.5 - схематичный вид в радиальном разрезе ротора во время монтажа.

Фиг. 6 - вид, аналогичный фиг. 5, показывающий поведение фланца удержания лопатки в случае потери лопатки.

Показанный на чертеже ротор компрессора для турбореактивного двигателя содержит диск 11 и множество лопаток 14, соединенных с этим диском. Для этого диск оборудуют гнездами 16 по его наружной периферии. Гнезда 16 ограничены между зубцами 18 диска, содержащими боковые бобышки 19, перекрывающие края упомянутых гнезд 16. Кроме того, каждая лопатка 14 содержит ножку 20 лопатки, выполненную с возможностью установки в соответствующее гнездо 16. Форму гнезда 16 определяют таким образом, чтобы удерживать ножки лопаток. Между дном каждого гнезда 16 и соответствующей ножкой 20 лопатки устанавливают продольную колодку 22, чтобы стабилизировать положение лопатки в радиальном направлении. Гнезда 16 содержат открытые спереди концы 16а, как показано на чертеже. Спереди диска, напротив открытых концов 16а этих гнезд крепят кольцевой фланец 26 осевого удержания. Следовательно, этот кольцевой фланец выполнен с возможностью препятствовать выходу лопатки из ее гнезда в переднем направлении, когда на нее действует усилие, стремящее переместить ее в этом направлении. Именно это и происходит во время потери одной из лопаток. В этом случае смежная лопатка ложится, поворачиваясь на колодке 22, и перемещается вперед. Ножка лопатки входит в контакт с фланцем 26 осевого удержания, который должен выдерживать это усилие.

Для этого диск 12 и фланец 26 выполняют таким образом, чтобы они образовали двойную кулачковую систему. Различают наружную круговую кулачковую систему 30, выполненную радиально снаружи упомянутых открытых концов 16а гнезд, и внутреннюю круговую кулачковую систему 32, выполненную радиально внутри упомянутых открытых концов.

Под круговой кулачковой системой следует понимать любое соединение между двумя кольцевыми деталями, содержащее два ряда зубцов, принадлежащих соответственно этим двум деталям. Обе детали стопорятся друг на друге за счет осевого зацепления с последующим поворотом, в результате чего зубцы обоих рядов оказываются друг против друга и взаимодействуют друг с другом в случае осевого воздействия на одну из деталей.

В описанном примере диск 11 содержит между гнездами зубцы 34 упомянутой наружной круговой кулачковой системы, которые находятся в переднем продолжении вышеуказанных зубцов 18 диска. Таким образом, зубцы 34 выступают наружу вперед в радиальном направлении по отношению к упомянутым открытым концам 16а гнезд 16. В зубцах 34 выполнены кольцевые пазы 36, открывающиеся на внутренние стороны этих зубцов.

Кроме того, диск 11 содержит также кольцевой фланец 40, выступающий спереди радиально внутрь по отношению к упомянутым открытым концам 16а гнезд 16. Кольцевой фланец 40 отходит от диска, ограничивая кольцевой паз 42. Он выполнен зубчатым, ограничивая зубцы, распределенные в окружном направлении. Эти зубцы являются частью упомянутой внутренней круговой кулачковой системы 32.

Фланец 26 удержания содержит два ряда зубцов 48, 50, распределенных в окружном направлении, соответственно по наружной периферии и внутренней периферии кольцевого обода 46. Когда фланец 26 удержания крепят на диске, этот обод оказывается напротив упомянутых открытых концов 16а гнезд 16. Зубцы 48 являются частью наружной круговой кулачковой системы, а зубцы 50 являются частью внутренней круговой кулачковой системы.

Кроме того, фланец 26 удержания содержит передний фланец 54, выполненный радиально внутрь. В монтажном положении этот фланец соединяют с кольцевым фланцем 40 диска. Оба фланца соединяют при помощи болтов.

Как показано на фиг.5 и 6, кольцевой обод 46 является деформируемым, и при монтаже образуется осевой зазор J между взаимодействующими зубцами 34, 48 кулачковой системы, в частности, в данном случае наружной кулачковой системы. Это позволяет ободу деформироваться до вхождения в контакт упомянутых зубцов наружной кулачковой системы. Таким образом, только обод начинает поглощать энергию удара, вызванного перемещением ножки лопатки. Эта амортизация снижает удар во время восприятия усилий двойной кулачковой системой.

Кроме того, взаимодействующие зубцы 34, 48-44, 50 наружной и внутренней кулачковых систем смещены в окружном направлении на угол, соответствующий половине угла в центре между двумя смежными гнездами. Следовательно, как показано на фиг. 2, зубцы 48, 50 фланца смещены в угловом направлении. Это же относится и к зубцам 34, 44, выполненным на диске. Для каждого гнезда 16 усилия на уровне двойной кулачковой системы воспринимаются треугольником, называемым «треугольником удержания», образованным между двумя наружными опорными зонами и внутренней опорной зоной.

Упруго деформируемую колодку 22, показанную на фиг. 4, предпочтительно выполняют из композиционного материала. Даже если она выполнена из металла, ее вес остается незначительным, так как она уже не предназначена для передачи усилия от ножки лопатки к средствам осевого удержания.

Необходимо отметить, что механическая обработка кольцевых пазов 36 является простой операцией обработки на токарном станке, которая является недорогой и которую осуществляют перед выполнением гнезд диска.

Профиль фланца удержания между двумя рядами зубцов выполняют оптимизированным с возможностью поглощения энергии удара, вызванного перемещением ножки лопатки.

При монтаже лопатки 14 компрессора устанавливают в их соответствующие гнезда, а колодки 22 устанавливают под ножками лопаток. Фланец 26 выполняют таким образом, чтобы зубцы 48, 50 могли заходить в пространства, разделяющие зубцы 34, 44 диска. Когда зубцы 48, 50 фланца находятся соответственно напротив кольцевых пазов 36 и внутреннего кольцевого паза 42, оператор поворачивает его и производит его крепление на фланце.

Во время нормальной работы аэродинамические усилия толкают лопатки компрессора вперед в осевом направлении. Поэтому ножки лопаток приходят в положение опоры на фланце удержания. Если на лопатку действует резкое толкающее усилие, направленное вперед (случай смежной лопатки, как было указано ранее), фланец 26, блокированный на своей внутренней кулачковой системе, деформируется, амортизируя удар усилия. В конце этой деформации фланец опирается на внутренние стороны зубцов 34 диска, принадлежащие наружной кулачковой системе. Энергия удержания в этом случае рассеивается вышеуказанным «треугольником удержания».

Зазор, образованный в верхней кулачковой системе, способствует деформации фланца удержания.

1. Ротор, содержащий диск (11), оборудованный гнездами (16) на своей наружной периферии, лопатки (14), соединенные с упомянутым диском, при этом каждая лопатка содержит ножку (20) лопатки, установленную и закрепленную в таком гнезде, и кольцевой фланец (26) осевого удержания, закрепленный спереди упомянутого диска напротив открытых концов (16а) указанных гнезд, отличающийся тем, что упомянутый диск и упомянутый фланец выполнены с возможностью образования наружной круговой кулачковой системы (34, 48), выполненной радиально снаружи упомянутых открытых концов (16а), и внутренней круговой кулачковой системы (44, 50), выполненной радиально внутри упомянутых открытых концов.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что между упомянутыми гнездами упомянутый диск содержит зубцы (34) упомянутой наружной круговой кулачковой системы, выступающие вперед наружу по отношению к упомянутым открытым концам, причем в упомянутых зубцах выполнены кольцевые пазы (36), открытые на внутренних сторонах зубцов.

3. Ротор компрессора по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутый диск содержит кольцевой фланец (40), выступающий спереди внутрь по отношению к упомянутым открытым концам и выполненный зубчатым с образованием зубцов (44), распределенных в окружном направлении и являющихся частью упомянутой внутренней круговой кулачковой системы.

4. Ротор компрессора по п.3, отличающийся тем, что фланец (44) удержания содержит передний фланец (54), выполненный радиально внутрь, соединенный с упомянутым кольцевым фланцем упомянутого диска и закрепленный на этом фланце.

5. Ротор по п.1, отличающийся тем, что упомянутый фланец удержания содержит два ряда зубцов (48, 50), распределенных в окружном направлении соответственно по наружной периферии и по внутренней периферии кольцевого обода (46), установленного напротив упомянутых открытых концов гнезд, при этом оба ряда зубцов являются частью соответственно упомянутой наружной круговой кулачковой системы и упомянутой внутренней круговой кулачковой системы.

6. Ротор по п.5, отличающийся тем, что кольцевой обод (46) выполнен деформируемым, причем при монтаже образуется зазор (J) между взаимодействующими зубцами (34, 48) упомянутой кулачковой системы, способствующий деформации упомянутого обода, прежде чем упомянутые взаимодействующие зубцы войдут в контакт друг с другом.

7. Ротор по п.6, отличающийся тем, что осевой зазор (J) образован между взаимодействующими зубцами упомянутой наружной кулачковой системы.

8. Ротор по одному из пп.5-7, отличающийся тем, что взаимодействующие зубцы упомянутых наружной и внутренней кулачковых систем смещены в окружном направлении.

9. Ротор по п.1, отличающийся тем, что между каждой ножкой лопатки и дном соответствующего гнезда устанавливают упруго деформируемую колодку (22).

10. Компрессор авиационного турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что содержит ротор по одному из пп.1-9.

11. Авиационный турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит компрессор, оборудованный ротором по одному из пп.1-9.

www.findpatent.ru

Воздушный компрессор для авиационных двигателей

 

Класс 4б а, Д Я7-Ь

1 № 2718

HATEHT HA ИЗОБРЕТЕНИЕ

ОПИСАНИЕ воздушного компрессора для авиационных двигателей.

К патенту Н. Э. Страздинга, заявленному 3 мая 1924 года (ваяв. свид. ¹" 78798).

0 выдаче патента опубликовано 30 апреля 1921 r. Действие патента распространяется на 15 лет от 15 сентября 1924 г.

Предлагаемый воздушный компрессор для авиационных двигателей действует при помощи давления циркулирующей в системе воды и предназна- чается для работы при продолжительных полетах.

На чертеже фиг. 1 изображает схему расположения частей воздушного компрессора, фиг. 2, 3 и 4 резервуары компрессора в трех проекциях и фиг. 5 — деталь переключающего клапана приспособления.

В сеть охлаждающей двигатель воды включены два резервуара 5 и 5(фиг. 1), выдерживающие высокое давление и соединяемые поочередно с насосом 3, подающим в них воду, засасывамую из радиатора 5. Вытесняемый из резервуара 5, У сжатый воздух подается в баллоны б, откуда поступает в форсунку 8.

При наполнении системы водой на- полняется не вся система, а только охлаждающая камера двигателя, один, 1 радиатор 5 и один из резервуара 5 или I

5- с соединяющим их трубопроводом 21, при чем предварительно переводится рычаг 10 (фиг. 5) на открытый клапан нагнетания трубопровода 21, идущего от насоса 3 к ненаполненному резервуару 5-, приток воздуха в который регулируется клапаном всасывания 22, имеющимся на каждом из резервуаров 5", У, а выпуск воздуха происходит только через трубки 14, соединенные с баллоном б.

При пуске двигателя, насос 3, прп помощи зубчатой передачи 23, 24, засась:вает из камеры охлаждения двигателя воду, проходящую через трубки 4. радиатор 5 и трубку 19, служащую всасывающей тру.бой насоса 3.

Вода, охлажденная пре;варительно в радиаторе 5, поступает в насос 3 и нагнетается последним через трубу 21 в ненаполненный водой резерв> ар 5-, сжимая находящийся в нем воздух, в это время вода из резервуара 5, на котором выпускной клапан открыт, всасывающей силой насоса 3 поступает по трубе 20 и питательной трубе 2 в камеру охлаждения двигателя.

Сжатый в резервуаре У воздух автоматически открывает запорный клапан 31 и по труое 14 поступает в баллон 6. После чего шаровой кран 30 (фиг. 2), действующий автоматиче- ски от уровня жидкости в резервуаре, закрывается, прекращая этим доступ воды в клапан 31 и трубку 14; насос же, продолжая работать, производит давление в трубке 12. Расширенная центральная часть трубки 12 (фиг. 5) служит цилиндром для поршня 25 и имеет в середине пружинную задвижку 34, оканчивающуюся роликом 35. Поршень 25 на верхней своей стенке и:»еет две выемки, соответствующих части окружности ролика 35; расстояние между выемками равно ходу рычага 10. Поршень 25, давлением воды через трубку 72, преодолевает действие пружинной задвижки 34. BbljlBHëèBàÿ ролик 35 кверху, таким ооразом, верхний край задвижки 34 закрывает ход ручке 10, а все увеличивающееся давление в трубке? Z передвигает поршень справа налево, при чем пружина 33, соединяющая рычаг 10 со стержнем 32, прикрепленны» к поршню и пропущенным через стенку цилиндра, растягивается, и ролик 35 катится по поверхности ггоршня. Еогла вторая выемка в поршне 25 подойдет под ролик 35, задвижка, силой инерции пружины, которая долж- на быть сильнее пружины клапана 31, входит в выемку, освобождая рычаг 10, и последний перебрасывается под дей- ствием пружины 33 влево. Так как рычаг 10 связан с рычагами 26, укрепленными в приспособлении 9, то все четь1ре клапана 27 HII трубопроводах

20 и 21 изменяют свое положение у резервуара 5 -, нагнетательная труб-, ка 21 закрывается и выпускная 20 открывается, а у резервуара 5, успевшем освободиться от воды за время наполнения резервуара 5-, нагнетательный клапан открывается и Вь!пускнои закрывается. Насос 3, продолжая все время работать, нагнетает воду в ре- зервуар 5, по наполнении которого давлением поршня 25 опять производится переключение клапанов 27, и, таким образом, резервуары, 5 периодически наполняются, а сжатый воздух переходит в баллон б.

При наполнении сжатым воздухом обоих баллонов б и б, последний закрывается клапаном 15, и сжатый

lB нем воздух служит, как запасная сила заряда, для пуска в ход двигателя на слу чай непредвиденного спуска на землю и последующего под е»а аэроплана на воздух. Весь вновь прибывающий в баллон б воздух направляется через трубку 16 к форсунке 8 и, нагреваясь в трубке 78, распыляет поступающее из бака 7 топливо в камере горения.

При неисправности в системе компрессора (течи, поломка и т. п.) распылителем топлива .»ожет служить вода, подаваемая по .1рубке 77 к форсунке 8, превращаясь в конце труоки в пар. пр1:.дмвт плтгнтл.

Воздушный компрессор для авиа.ционных двигателей, действующий давлением воды, характеризующийся применением двух резервуаров 5 и 5", включенных B сеть охлаждающей воды двигателя (фиг. (), B каковые резервуары поочередно подается насосом 3 вода, засасываемая из радиатора 5, и сжатый в каковых воздух вы.1 есняется вступающей водой через клапана 31 (фиг. 2) по трубам 14 в баллоны б, при чем переключение резервуаров 5 и 5- производится перестановкой клапанов 27 на нагнетательной трубе 27 и на отводной 20 действием поршенька 25 (фиг. 5) передвигаемого „.авлением воды по трубке 72.

Типо-пптографпп «Красный Печатник», Че ипград, ЗГеждупародный, 75.

   

www.findpatent.ru

Авиационные компрессоры - Энциклопедия по машиностроению XXL

Для данного компрессора Цад и степень сжатия я зависят в основном от расхода О, который можно в обш,ем случае регулировать внешними условиями (скорость полета, площади проходных сечений и т. п.), и от числа оборотов рабочих колес, создающих напор. Для данного компрессора существуют расчетные наивыгоднейшие режимы работы, для которых т]ад имеет наибольшее значение. Максимальные значения Цад зависят от типа, назначения и условий работы компрессора. В лучших авиационных компрессорах в одной ступени со степенью сжатия я 1,5—1,4 достигаются значения т)ад 0,87—0,88.  [c.106] Теория авиационных компрессоров и газовых турбин (теория лопаточных машин) является первой частью общего курса теории двигателей летательных аппаратов. Она представляет самостоятельную научную дисциплину, без знания которой невозможно глубокое изучение теории современных газотурбинных двигателей (ГТД) и их эксплуатационных характеристик.  [c.3]

При расчетах авиационного компрессора в качестве основных параметров эффективности решетки обычно принимают не коэффициенты сил, а угол отклонения потока в решетке  [c.58]

ЗАДАЧИ И СПОСОБЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ КОМПРЕССОРОВ  [c.135]

В книге излагаются основы теории авиационных компрессоров, турбин и входных устройств (воздухозаборников) силовых установок с газотурбинными двигателями (ГТД). Основное внимание уделяется процессам, протекающим в указанных элементах двигателей на различных режимах работы, их характеристикам и влиянию на них условий эксплуатации.  [c.2]

Действительная мощность Л ст, которую необходимо затратить на вращение колеса ступени, превышает iV на некоторую дополнительную. величину,. идущую на преодоление сил вязкостного трения, возникающих при вращении диска колеса, колец, бандажей, лабиринтов и других элементов конструкции ступени (расположенных вне проточной части) в воздушной среде. Эту дополнительную мощность принято обозначать Nra, и называть мощностью трения диска. Кроме того, нужно было бы учесть трение в подшипниках, но в авиационных компрессорах его роль в балансе мощностей ничтожна и при необходимости учитывается отдельно. Таким образом,  [c.52]

Степень повышения давления, работа сжатия воздуха и КПД ступени. На рис. 2.12 изображен процесс сжатия воздуха в ступени компрессора в pv и Гх-координатах. Изобары pi и рз соответствуют здесь давлению воздуха перед и за ступенью. Точка / изображает состояние воздуха на входе в ступень. В авиационных компрессорах, пропускающих через себя большие количества воздуха при сравнительно малой наружной поверхности корпуса, теплообмен между потоком в компрессоре и окружающей средой на установившихся режимах играет ничтожную роль. Поэтому мы будем в дальнейшем изложении считать внешний теплообмен в компрессоре в целом и в каждой его ступени отсутствующим. Если бы, кроме того, воздух в компрессоре был бы лишен вязкости, то процесс повы-  [c.53]

Решетки профилей авиационных компрессоров работают в широком диапазоне значений чисел М и Re. Многочисленные экспериментальные и теоретические исследования позволили установить следующие особенности влияния чисел М и Re на работу и характеристики компрессорных решеток, составленных из профилей, применяемых в дозвуковых компрессорах.  [c.87]

Обычно в авиационных компрессорах скорость воздуха на выходе из последней ступени равна 120—180 м/с. Большие значения относятся здесь к компрессорам с меньшей степенью повышения давления или с большим расходом воздуха, у которых лопатки последних ступеней получаются достаточно длинными и при повышенных значениях Са-  [c.108]

Течения газа, которые можно считать не зависящими от какого-либо из критериев подобия (в определенном диапазоне его изменения), принято называть автомодельными по этому критерию. Практически в компрессорах мощных ГТД на малых и умеренных высотах полета числа Re превышают критические и поэтому течение газа в компрессорных решетках является автомодельным по числу Re. Помимо этого в авиационных компрессорах теплообмен с внешней средой также пренебрежимо мал и учитывать его нет необходимости. Показатель же адиабаты в большинстве случае в можно считать постоянным (не зависящим от изменения температуры воздуха на входе в компрессор). Исключение здесь могут составить -только режимы с очень большими числами М полета (Мн>3,5.... .. 4), когда температура на входе в компрессор значительно увеличивается. Пои сделанных допущениях подобие течений в компрессорах ГТД определяется только равенством чисел М.  [c.120]

Относительное изменение максимальных значений КПД нерегулируемого компрессора при изменении Пдр зависит в основном от расчетной степени повышения давления я .р и при характерных для авиационных компрессоров соот-  [c.176]

Указанные зависимости позволяют выполнить приближенный расчет характеристики нерегулируемого авиационного компрессора по значениям его параметров на расчетном режиме.  [c.177]

Изложенная методика применима для нерегулируемых авиационных компрессоров н дает удовлетворительные результаты в диапазоне пр =0,6. .. 1,1. При регулировании компрессора поворотом лопаток направляющих аппаратов обычно каждому значению пр соответствует определенное (фиксированное) значение углов установки лопаток. Поэтому данные рис. 4.47 и 4.48 можно использовать и для регулируемых компрессоров, если значения коэффициента Цк и соответ-  [c.180]

Обычно д 270-4-290 м/сек. В авиационных компрессорах окружная скорость достигает 375 м/сек.  [c.415]

Абразивные материалы 625 Абсорбционно-диффузионные холодильные установки 2ба Абсорбционные холодильные установки 237, 239, 26U Авиационные компрессоры 411  [c.664]

Фасонные изделия изготовляют центробежным литьем в тех случаях, когда литьем в разовые формы эти изделия либо не могут быть получены, либо их получают с плохими техникоэкономическими показателями. Большинство фасонных изделий получают в формах с вертикальной осью вращения, а формы с горизонтальной осью вращения используют редко. При этом для фасонных изделий используют песчано-глинистые, металлические, керамические и графитовые формы. Наибольшее распространение фасонное литье получило при производстве венцов шарошек для установок колонкового бурения, корпусов клапанов, авиационных компрессоров и газовых турбин, фасонных барабанов и крышек энергетических установок высокого давления, турбинных колес, роторов короткозамкнутых двигателей, ювелирных и зуботехнических изделий и других тонкостенных деталей с извилистыми очертаниями, а также с тонким и острым рельефом.  [c.389]

Электродвигатели и генераторы средней и малой мощности, легкие и средние редукторы, центробежные насосы и компрессоры, коренные и шатунные подшипники транспортных двигателей (авиационных, автомобильных, тракторных, тепловозных), прокатные станы.  [c.308]

Из стеклопластиков изготовляют направляющие лопатки компрессоров, авиационных и ракетных двигателей, что дает возможность снизить вес этих аппаратов.  [c.43]

В случае, если весь избыток давления, имеющийся в камере сгорания, используется на колесе турбины, двигатель перестает развивать реактивную силу, но при этом мощность турбины превосходит мощность, потребляемую компрессором избыток мощности можно использовать, например, для вращения авиационного винта или динамомашины.  [c.56]

Компрессор является одним из основных агрегатов газотурбинных, поршневых и комбинированных авиационных двигателей. В поршневых двигателях сжатие воздуха происходит в цилиндрах. Если двигатель комбинированный, то сжатие воздуха или топливо-воз-душной смеси (наддув двигателя) предварительно осуществляется в компрессоре. Применение наддува было вызвано стремлением увеличить высотность двигателя, так как с увеличением высоты мощность простого двигателя падает, вследствие понижения плотности атмосферного воздуха.  [c.142]

После 1945 г. началось бурное развитие авиационного газо-турбостроения как в СССР, так и в других странах. В настоящее время ГТУ широко распространены в авиации. Кроме того, ГТУ используются в качестве привода центробежных компрессоров для перекачивания природного газа от мест добычи к потребителю, двигателей на судах, локомотивах, автомобилях. Области использования ГТУ расширяются.  [c.137]

По назначению ГТУ делят на стационарные, транспортные и авиационные. Стационарные энергетические ГТУ служат для выработки электрической и тепловой энергии на электростанциях, привода компрессоров и насосов на газо и нефтепроводах, подачи дутьевого воз духа или выработки электроэнергии (а иногда и теплоты) на промышленны), предприятиях (нефтеперерабатывающих и химических заводах, домнах и др.).  [c.178]

По назначению двигатели делят на стационарные (для установок на злектро-станциях, насосных и газоперекачивающих станциях, привода компрессоров и т. д.) наземного транспорта (автомобильные, тракторные, тепловозные, для сельскохозяйственных, дорожных и транспортно-погрузочных машин и т. п.), судовые (главные — реверсивные и нереверсивные — для привода гребных винтов и вспомогательные — для привода вспомогательных машин и механизмов) авиационные.  [c.238]

Существуют различные типы газовых компрессоров. Это могут быть поршневые машины, в которых поступающий газ низкого давления сжимается в цилиндрах поршнем. Поршневые компрессоры часто применяются для получения газа с очень высокими давлениями. В авиационной технике и в промышленности вообще большое распространение получили компрессоры непрерывного действия, в которых передача энергии протекающему газовому потоку в направляющих каналах или прямо в открытом объеме производится с помощью специальных вращающихся лопастей или систем лопаток. Вращающееся колесо с системой лопаток, или вентилятор, или воздушный винт, или водяной винт являются основными и типичными элементами компрессоров, передатчиков энергии газу от двигательных систем электромоторов, двигателей внутреннего сгорания, турбин и т. п.  [c.103]

Получили большое распространение в технике для решения множества важных промышленных задач. В современных авиационных двигателях для вращения компрессоров или воздушных винтов применяются мощные газовые турбины (порядка сотен тысяч киловатт). Во многих случаях турбины используются как корабельные двигатели.  [c.108]

Относительный диаметр втулки выбирают с учетом следующих соображений. С уменьшением d уменьшаются диаметральные размеры компрессора и увеличивается длина лопаток. На первой ступени, где лопатки имеют большую длину, это приводит к большим напряжениям и сложной закрутке лопаток. Для первой ступени рекомендуется принимать di = 0,5-f-0,6 (в авиационных конструкциях di = 0,35ч-0,45).  [c.236]

В ступенях с переменной высотой лопаток приходится учитывать также, что поверхность тока на выходе из рабочего колеса может располагаться на ином (например, на большем) радиусе, чем на входе в него, что приводит к соответствующему различию в значении переносной (окружной) скорости (h3=5 Mi). Это различие особенно заметно для околовтулочных сечений лопаток первых ступеней авиационных компрессоров, где оно может достигать 20—30%.  [c.43]

Изложенные выше понятия степени повышения давления, адиабатической работы и КПД ступени базировались на использовании действительных (статических) параметров воздушного потока перед и за ступенью. В исследованиях и расчетах авиационных компрессоров широко используются также параметры заторможенного потока воздуха. Если pi — полное давление в потоке воздуха перед ступенью, а рз — лолное давление на выходе т нее, то отношение Лст= Рз/Pi называется степенью повышения полного давления в ступени. Адиабатическая работа ступени в параметрах заторможенного потока (адиабатический напор) по аналогии с (2.8) определяется формулой  [c.56]

Проектирование вентиляторов и компрессоров низкого и высокого давления современных ГТД сопровождается трудностями, присущими созданию авиационного осевого компрессора с высокой степенью повышения давления в ступени при высоком КПД и необходимом запасе устойчивости при работе в напорной системе двигателя. При этом одним из основных путей снижения массы и габаритных размеров авиационного компрессора является уменьшение его внешнего диаметра и числа ступеней. Применение трансзвуковых и сверхзвуковых ступеней позволяет при увеличенных значениях осевой скорости и относительной скорости потока (Мш1 = набегающего на рабочие лопатки, существенно увеличить удельную производительность, т. е. расход воздуха через площадь проходного сечения колеса, или увеличить степень повышения давления в ступени, т. е. уменьшить число ступеней. Специальным профилированием лопаток и рациональной организацией течения в межлопаточных каналах, а также применением повышенных по сравнению с дозвуковыми ступенями коэффициентов нагрузки можно достигнуть высоких значений КПД таких ступеней. В целом трансзвуковые и сверхзвуковые компрессорные ступени благодаря повышенным значениям коэффициентов нагрузки, специально спроектированным профилям и высоким окружным скоростям при использовании их в качестве первых ступеней вентилятора ДТРД или компрессора низкого давления ТРД могут обеспечить степень повышения давления = 1,4-ь1,8.  [c.45]

В брошюре заслуженного изобретателя РСФСР М. Г. Дубинского кратко изложены некоторые сведения по холодильной технике, как бы под-черкиваюш,ие место и значение описываемой более подробно воздушной турбохолодильной машины ТХМ-300, изобретенной и выполненной в нашей стране. ТХМ-300 создана с использованием достижений в области авиационных компрессоров и турбин. Оригинальная особенность машины — ее цикл, в котором рабочее тело — атмосферный воздух — в конце цикла выбрасывается вновь в атмосферу в горячем состоянии, т. е. не нуждается в дополнительном охлаждении, что очень важно в эксплуатации.  [c.160]

Картер двигателя должен охлаждаться воздухом, при этом от двигателя отводится некоторое количество тепла 0 . Для этого в капотах делают заборники для входа и сечения для выхода воздуха, размеры которых выбираются из конструктивных соображений на основании летных испытаний опытных образцов самолета. При недостаточном охлаждении моторных агрегатов, магнето, свечей и др. увеличивают сечения в капоте для прохода воздуха. Для обдувки и охлаладения авиационного компрессора устанавливают специальные заборники воздуха.  [c.223]

Химический состав и механические свойства износостойких и жаропрочных чугунов, применяемых для авиационных дпигателей, приведены в табл. 16. Чугун ПЧИ используют для изготовления маслот и индивидуальных отливок поршневых и маелосборочных колец автомобильных и авиационных двигателей. Из чугунов марок ХНВ, ХНМ, ХНМВ отливают в песчаные формы маслоты и из них изготовляют поршневые и уплотнительные кольца для газотурбинных авиационных двигателей. Уплотнительные кольца ГТД служат для предотвращения перепада давления между компрессором и турбиной, где температура составляет 400 - 500°С.  [c.66]

Сталь 18ХНВА хромоникельвольфрамовая применяется для изготовления самых ответственных и наиболее нагруженных деталей авиационных двигателей (коленчатые валы, валы компрессора).  [c.96]

Газотурбинные установки и двигатели. Конструкции ГТУ и ГТД и их узлов зависят от выбранной конструктивной схемы, т. е. взаимного расположения компрессоров, камер сгорания, турбин, воздухоохладителей и регенераторов (рис. 4.15). По простейшей одновальной схеме (рис. 4.15,д) без регенератора выполняют энергетические пиковые ГТУ и ГТУ вспомогательного назначения, приводящие электрогенератор. По этой же схеме был выполнен ГТД первого отечественного газотурбовоза и многие авиационные турбореактивные двигатели. Для транспортных ГТД сравнительно малой мощности (до 1 — 1,5 МВт), например, автомобильных, характерна двухзальная конструктивная схема (рис. 4.15,6). По этой же схеме изготовляют пиковые (без регенерации и базовые энергетические (с регенерацией) ГТУ.  [c.192]

Конструкции узлов стационарных, транспортных и авиационных ГТД и ГТУ достаточно разнообразны. Стационарная энергетическая установка ГТ-КЮ-750 (см. рис. 4.16) предназначена для работы в качестве пиковой, но может работать и как базовая. Топливом служит газ или жи.дкое топливо. Мощность установки 100 МВт при температуре окружающето воздуха 278 К и начальной температуре газа 1023 К. КПД установки составляет 28 %, расход воздуха через комггрессор низкого давления 435 кг/с, длина лопатки первой ступени компрессора 520 мм.  [c.193]

Диски компрессоров и турбин авиационных двигателей часто рассматриваются как пластинки перемепной толщины.  [c.16]

Типы элементарных ступеней с различной степенью реактивности. Распределение работы сжатия между рабочим колесом и направляющим аппаратом характеризуется степенью реактивности. На рис. 7.10 представлены треугольники скоростей для ступеней с Рк = 0,5 и рк = 1,0. В ступени первого типа работа сжатия распределена равномерно между рабочим колесом и направляюш,им аппаратом, лопатки конгруэнтны, треугольники скоростей симметричны. В ступени с Рк = 1,0 сжатие воздуха происходит только в рабочем колесе, направляющий аппарат служит лишь для поворота потока. По экономичности оба типа ступеней близки. При одинаковых значениях окружной скорости ступень с р = 1 создает больший напор. Однако такая ступень не может работать с большими окружными скоростями, так как при этом из-за возрастания ffijj число Мц,1 становится недопустимо большим. В компрессорах судовых ГТД обычно применяют ступени со степенью реактивности Рк == 0,5. В компрессорах авиационного типа в целях увеличения напора и уменьшения числа ступеней степень реактивности повышают вдоль проточной части. При этом число остается в допустимых пределах, так как на последних ступенях температура, а следовательно, и скорость звука имеют большее значение. Применив степень реактивности 0,7, можно получить ступень с осевым входом и не устанавливать входной направляющий аппарат перед первым рабочим колесом.  [c.231]

Ниже приведен пример расчета осевого компрессора авиационного типа с использованием результатов продувок плоских решеток профилей. Как следует из расчета, при = onst длина лопаток получается большей следовательно, и КПД ступеней может быть принят выше по сравнению со случаем d == onst. Однако при этом во избежание роста числа ступеней приходится повышать окружные скорости, что не всегда приемлемо по условиям прочности.  [c.238]

Система интенсивно эксплуатировалась на заводе авиационных двигателей на контроле лопаток турбин и компрессоров. Сравнение работы системы с традиционным визуальным контролем показало, что она может выявлять очень маленькие люмине-сцирующие следы дефектов при наличии нормальных уровней фоновой люминесценции, обеспечивать нужную чувствительность и повторяемость результатов, а также повышать надежность осмотра.  [c.180]

Вместе с тем применительно к авиационным конструкциям проблема использования титановых сплавов для изготовления дисков компрессоров различных ступеней ГТД состоит в существовании чувствительности титановых сплавов к условиям их эксплуатационного нагружения [66-72]. Снижение скорости деформации и переход к трапецеидальной форме цикла нагружения сопровождаются увеличением скорости роста трещины и сменой механизма роста трещины. Это касается титановых сплавов типа Ti-Al-Mo с пластинчатой и глобулярной структурами в двухфазовом и однофазовом состоянии.  [c.360]

Многолетний опыт эксплуатации авиационных ГТД показывает, что усталостные повреждения титановых дисков вплоть до разрушения различных ступеней компрессоров разных типов двигателей происходят в различных зонах дисков и при разной их наработке (табл. 9.1). Причины появления и распространения усталостных трещин в дисках различны и могут быть связаны с исчерпанием их циклической долговечности по критериям МНЦУ, МЦУ или МНЦУ/МЦУ в расчетных или нерасчетных условиях работы дисков и наличием или отсутствием факторов, снижающих усталостную прочность дисков и имеющих производственную или эксплуатационную природу. Последствия от разрушения дисков таковы, что двигатель утрачивает полностью свою работоспособность (рис. 9.1). Поэтому при отказе двигателя в полете из-за разрушения диска возникает предпосылка к летному происшествию, в том числе и из-за титанового пожара двигателя.  [c.464]

mash-xxl.info

Компрессор авиационного двигателя — курсовая работа

Министерство образования и науки Украины

Национальный аэрокосмический университет

им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

кафедра 203

Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту

по дисциплине: «Конструкция АД»

КОМПРЕССОР АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

ХАИ.203.244.07О.260.07002171

Выполнил: студент гр.244

Тимченко Д. В.

Руководитель: преподаватель каф. 203

Марценюк Е. В.

Харьков 2011

Содержание

Введение

1. Основные сведения о двигателе и краткое описание

2. Расчет на прочность лопатки первой ступени КВД

3. Расчет на прочность диска компрессора

4. Расчет на прочность замка крепления лопатки типа «Ласточкин хвост»

5. Расчет на прочность наружного корпуска камеры сгорания

6. Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора и построение частотной диаграммы

Список используемой литературы

ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время интенсивность развития авиационной техники довольно высока. Это обусловлено потребностями мирового авиарынка и высоким уровнем конкуренции между фирмами-производителями. Существовавшие ранее промышленно-производственные и материальные связи Украины со странами бывшего СССР делают актуальной проблему поддержания отечественного авиастроения на современном уровне. Мировая обстановка складывается таким образом, что авиапромышленность в Украине ориентирована на «мирную» авиацию. А значит, нам необходимы разработки по созданию дешевых и эффективных двигателей для самолетов пассажирского и транспортного назначения, соответствующих европейским и мировым стандартам. Таким требованиям очень хорошо отвечают турбовентиляторные и двухконтурные двигатели с большой степенью двухконтурности m 5. Их основные преимущества: низкий удельный расход топлива и соответствие современным экологическим требованиям.

Темой данного проекта является разработка конструкции компрессора высокого давления ТРДД для транспортного самолета на базе существующего ТРДД - Д 18Т. Выбор этого двигателя в качестве прототипа связан с тем, что он сможет обеспечить необходимые параметры при относительно низком удельном расходе топлива и уровне шумности за счет большой степени двухконтурности.

1. Основные сведения о двигателе и краткое описание

В качестве прототипа двигателя принят ТРДД Д-18Т - трёхвальный турбореактивный двухконтурный двигатель. Особенность трёхвальной схемы -разделение ротора компрессора на три самостоятельных ротора, каждый из которых приводится во вращение своей турбиной.

Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной) сборки. Двигатель состоит из 12-ти модулей, каждый из которых - законченный конструктивно-технологический узел и может быть (кроме главного 12-го модуля) демонтирован и заменен на двигателе без разборки соседних модулей в условиях авиационно-технических баз, имеющихся на всех крупных аэродромах. Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления его эксплуатационной пригодности заменой деталей и узлов в условиях эксплуатации, а высокая контролепригодность способствует переходу от планово-предупредительного обслуживания к обслуживанию по состоянию.

Компрессор двигателя.

Компрессор двигателя - осевой, трехкаскадный, состоит из сверхзвукового вентилятора, околозвукового КНД и дозвукового КВД.

Одноступенчатый вентилятор не имеет ВНА и состоит из рабочего колеса, статора со спрямляющим аппаратом, вала с подшипниковым узлом и вращающегося обогреваемого воздухом кока.

Соединение диска рабочего колеса с валом - болтовое, лопатки крепятся к дискам хвостовиками типа «ласточкин хвост».

Рабочие лопатки вентилятора имеют бандажные антивибрационные полки, расположенные в тракте наружного контура.

Спрямляющий аппарат - разборной конструкции. Внутренняя поверхность наружного кольца спрямляющего аппарата имеет акустическую облицовку. К переднему фланцу корпуса вентилятора крепится самолетный воздухозаборник.

Вал вентилятора соединен с валом турбины вентилятора шлицами. Вентилятор и турбина вентилятора образуют ротор вентилятора, установленный на 2-х подшипниках. Оба подшипниковых узла ротора вентилятора имеют масляные демпферы.

Компрессор низкого давления - семиступенчатый, состоит из статора и ротора. Статор своим обтекателем разделяет поток воздуха за рабочим колесом вентилятора по контурам. В статоре смонтированы неподвижный и поворотный ВНА, узлы передних подшипников роторов вентилятора и КНД, спрямляющие аппараты ступеней, рабочие кольца и клапаны перепуска воздуха из КНД. Наличие поворотных лопаток ВНА КНД позволяет производить отладку двигателя в стендовых условиях. После отладки лопатки ВНА фиксируются в выбранном положении. Ротор компрессора - барабанно-дисковой конструкции, соединен с передним и задним валами с помощью болтов, рабочие лопатки соединены с венцами дисков хвостовиками типа «ласточкин хвост». Ротор КНД соединен с турбиной НД с помощью шлицев и образует ротор низкого давления. Ротор НД установлен на 2-х подшипниковых узлах, имеющих масляные демпферы.

Компрессор высокого давления - семиступенчатый, состоит из ВНА, ротора, статора и клапанов перепуска воздуха. Ротор КВД - барабанно-дисковой конструкции. Сварной барабан, диски последних ступеней, поставки и валы соединены между собой болтами, лопатки с дисками соединены хвостовиками «ласточкин хвост». КВД соединяется с турбиной ВД с помощью болтов и образует ротор высокого давления, установленный на 2-х подшипниках.

Передний шариковый подшипник установлен в упругой опоре с жестким ограничителем хода. Задний роликовый подшипник ротора ВД установлен на масляном демпфере.

Поворотные лопатки ВНА КВД позволяют производить отладку двигателя в стендовых условиях. После отладки лопатки ВНА фиксируются в выбранном положении. Промежуточный корпус служит для формирования переходного тракта от КНД к КВД и тракта наружного контура, размещения агрегатов и приводов к ним, а также размещения передней опоры ротора КВД и переднего пояса подвески двигателя. Кольцевые оболочки, формирующие тракт внутреннего и наружного контуров, соединены между собой 8-ю полыми рёбрами, внутри которых проходят коммуникации. Промежуточный корпус состоит из корпуса, центрального привода, коробки приводов и колонки приводов. Все приводные агрегаты двигателя получают вращение от ротора ВД. К заднему фланцу наружной оболочки промежуточного корпуса крепится болтами выходное сопло наружного контура, являющееся элементом конструкции самолетной мотогондолы, или реверсивное устройство. К внутреннему силовому корпусу спереди крепится корпус КНД, а сзади - корпус КВД.

В трехвальном турбореактивном двухконтурном двигателе Д-18Т весь воздух, поступающий на вход двигателя через самолетный воздухозаборник, проходит через вентилятор, в котором происходит некоторое повышение давления и температуры воздуха. Это повышение температуры и давления различно по длине лопатки вентилятора: у хвостовика оно меньше, на периферии рабочего колеса - больше.

За вентилятором поток воздуха делится на два: наружный и внутренний. По наружному контуру проходит около 85% всего воздуха, который, расширяясь и увеличивая свою скорость в канале и сопле наружного контура, создает приблизительно 77% общей тяги.

Во внутреннем контуре воздух дополнительно сжимается в компрессорах низкого и высокого давления и попадает в камеру сгорания, где, перемешиваясь с тонкораспыленным топливом, создает топливно-воздушную смесь. Газ поступает на турбину, где происходит преобразование энергии газового потока в механическую энергию, используемую для привода компрессора высокого и низкого давления и вентилятора. При прохождении газа через проточную часть турбины его энергия уменьшается, при этом температура и давление газа понижаются. В реактивном сопле внутреннего контура происходит расширение газа с падением давления до атмосферного, сопровождающееся увеличением скорости газового потока, создающего тягу внутреннего контура.

Промежуточный корпус.

Промежуточный корпус служит для формирования переходного канала от КНД к КВД и проточной части наружного контура, размещения агрегатов и приводов к ним, а также размещения передней опоры ротора КВД и узлов переднего пояса подвески двигателя. Кольцевые оболочки промежуточного корпуса, формирующие проточную часть внутреннего и наружного контуров, соединены между собой восемью полыми стойками, внутри которых проходят коммуникации систем двигателя. Промежуточный корпус состоит из собственно промежуточного корпуса, центрального привода, коробки приводов и промежуточного привода.

Все приводные агрегаты двигателя установлены на коробке приводов и получают вращение от ротора ВД через систему зубчатых передач и шлицевых рессор. К переднему фланцу наружной оболочки промежуточного корпуса крепится корпус СА вентилятора. К внутренней кольцевой оболочке, спереди, крепится корпус КНД, а сзади - корпус КВД. На промежуточном корпусе установлены также элементы капота газогенератора, формирующие внутреннюю поверхность наружного контура между стойками промежуточного корпуса.

Камера сгорания.

Камера сгорания состоит из корпуса, входного диффузора со спрямляющим аппаратом седьмой ступени КВД, жаровой трубы, топливного коллектора, топливных форсунок и пусковых воспламенителей. Жаровая труба кольцевого типа, с восемнадцатью топливными форсунками, имеет сварную конструкцию, состоит из отдельных, сваренных встык, колец, имеющих ряд отверстий для прохода вторичного воздуха.

Топливные форсунки _ центробежного типа, одноканальные, четыре из них - аэрофорсунки (с пневмораспылом топлива), которые обеспечивают устойчивое горение при обеднении топливовоздушной смеси.

Топливный коллектор и трубки подвода топлива к форсункам имеют защитный кожух, предотвращающий попадание топлива на горячие корпусные детали в случае нарушения герметичности коллектора и трубок подвода топлива. На корпусе камеры сгорания установлены два воспламенителя факельного типа со свечами зажигания.

В передней части корпуса камеры сгорания установлены два клапана перепуска воздуха из-за КВД при запуске двигателя; на одном из клапанов установлен патрубок для отбора воздуха из-за КВД на нужды самолета.

Турбина

Турбина _ трехкаскадная, шестиступенчатая, реактивная, состоит из одноступенчатой турбины высокого давления (ТВД), одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД) и четырехступенчатой турбины вентилятора (ТВ).

Каждая из турбин приводит во вращение соответствующий ротор компрессора: ТВД _ ротор КВД, ТНД _ ротор КНД, ТВ _ ротор вентилятора.

ТВД состоит из соплового аппарата (СА) и ротора. СА набирается из десяти отдельных секторов. В секторах по три (в одном секторе две) сопловые лопатки соединены между собой с помощью пайки. Сопловые лопатки пустотелые, охлаждаемые воздухом из-за КВД, имеют дефлекторы для поджатия охлаждающего воздуха к внутренним стенкам лопаток и систему перфорационных отверстий в стенках профиля и трактовых полок лопаток, через которые охлаждающий воздух выходит на наружную поверхность лопатки и защищает ее от горячих газов.

Ротор ТВД состоит из рабочего колеса (диска с рабочими лопатками), лабиринтного диска, вала ТВД.

Рабочая лопатка ТВД _ охлаждаемая, состоит из хвостовика, ножки, пера и бандажной полки с гребешками. Воздух на охлаждение подводится к хвостовику, проходит по радиальным каналам в теле пера лопатки и выходит через отверстия в передней и задней части пера лопатки в проточную часть. В каждом пазу диска устанавливается по две лопатки. Соединяются лопатки с диском замками «елочного» типа. Лабиринтный диск и диск ТВД охлаждается воздухом из-за КВД.

Турбина низкого давления состоит из ротора и корпуса опор турбин с сопловым аппаратом ТНД. Ротор ТНД состоит из рабочего колеса (диска с рабочими лопатками) и вала ТНД, соединённых между собой болтами. Рабочие лопатки ротора ТНД неохлаждаемые, соединяются с диском замками «елочного» типа. Диск охлаждается воздухом, отбираемым из КВД.

В корпусе опор турбин наружная и внутренняя оболочки соединены между собой стойками, проходящими внутри полых лопаток соплового аппарата второй ступени турбины. Через лопатки проходят также трубопроводы масляных и воздушных коммуникаций. В корпусе опор турбин имеются узлы задних подшипников опор роторов низкого и высокого давления.

Сопловые лопатки, отлитые в виде секторов по три лопатки в секторе, охлаждаются воздухом, отбираемым из-за четвертой ступени КВД.

Турбина вентилятора состоит из ротора и статора. Статор турбины вентилятора состоит из корпуса и пяти сопловых аппаратов, набранных из отдельных литых секторов, по пять лопаток в секторе. Ротор турбины вентилятора дисково-барабанной конструкции. Диски соединяются между собой и с валом турбины вентилятора болтами. Лопатки, как сопловые, так и рабочие, неохлаждаемые; диски турбины вентилятора охлаждаются воздухом, отбираемым из КВД. Рабочие лопатки всех ступеней ротора ТВ бандажированы, соединены с дисками замками «елочного типа».

Выходное устройство турбины состоит из корпуса задней опоры, реактивного сопла внутреннего контура и стекателя.

На корпусе задней опоры турбины имеются места крепления узлов заднего пояса подвески двигателя к самолету. Задний узел подвески двигателя установлен на силовом кольце, которое является частью внешней оболочки корпуса задней опоры. Внутри корпуса расположен подшипниковый узел ротора вентилятора.

В стойках, соединяющих внутреннюю и наружную оболочки корпуса, расположены коммуникации задней опоры ротора вентилятора.

2. Расчет на прочность лопатки первой ступени КВД

Рабочие лопатки осевого компрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.

При работе газотурбинного двигателя на рабочие лопатки действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.

Расчет на прочность пера лопатки выполняем, учитывая воздействие только 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. Центробежные силы вызывают деформации растяжения, изгиба и кручения, газовые - деформации изгиба и кручения. Напряжения кручения от центробежных, газовых сил слабозакрученных рабочих лопаток компрессора малы, и ими пренебрегаем. Напряжения растяжения от центробежных сил являются наиболее существенными. Напряжения изгиба обычно меньше напряжений растяжения, причем при необходимости для уменьшения изгибающих напряжений в лопатке от газовых сил ее проектируют так, чтобы возникающие изгибающие моменты от центробежных сил были противоположны по знаку моментам от газовых сил и, следовательно, уменьшали последние.

При расчете лопатки на прочность принимаем следующие допущения:

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

- напряжения определяем по каждому виду деформации отдельно;

myunivercity.ru