Какое основное предназначение у компрессора авиационного двигателя?

КОМПРЕССОР

НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА

Компрессор газотурбинного двигателя предназначен для сжатия воздуха и подачи его в камеру сгорания. Сжатие воздуха необходимо для более полного преоб­разования подводимого в камеру сгорания тепла в ки­нетическую энергию газового потока. Это наглядно вид­но из формулы, выражающей зависимость термическо­го коэффициента полезного действия двигателя (щ) от степени повышения давления компрессора

где лк — степень повышения давления в компрессоре; к — показатель адиабаты.

Анализ формулы показывает, что при отсутствии сжатия (лк=1) термический КПД равен нулю и, сле­довательно, введенное в двигатель тепло в результате сгорания топлива не идет на увеличение кинетической энергии газа. С увеличением степени повышения дав­ления повышается термический КПД, возрастает эф­фективность использования подводимого в двигатель тепла. Поэтому одним из основных требований, предъ­являемых к компрессорам, наряду с требованиями обес­печения надежной и устойчивой работы на всех эксплуа­тационных* режимах, предъявляются требования обес­печить возможность получения больших степеней сжа­тия при малой массе и габаритах.

Возможность удовлетворения этих требований в зна­чительной степени определяется конструкцией компрес­сора. По конструкции компрессоры современных авиационных двигателей разделяются на два типа: центробежные и осевые.

Центробежные компрессоры имеют целый ряд пре­имуществ перед осевыми: простота конструкции и ма­лая трудоемкость в изготовлении, удовлетворительная характеристика при переменных режимах работы, воз­можность получения больших степеней повышения дав­ления в одной ступени (яСт = 3…6).

Основные недостатки центробежных компрессоров по сравнению с осевыми — меньший КПД, небольшая пропускная способность и большие габаритные разме­ры в поперечном направлении.

Осевые компрессоры имеют более высокий коэффи­циент полезного действия, большую пропускную способ­ность, выполняются многоступенчатыми, а потому име­ют более высокую степень повышения давления и, сле­довательно, более высокий КПД, однако они более сложны и дороги в изготовлении, менее устойчивы в газодинамическом отношении и менее надежны в экс­плуатации.

Высокая надежность, простота конструкции и боль­шая газодинамическая устойчивость предопределили использование на двигателе М701 центробежного ком­прессора.

Центробежный компрессор (рис. 85) состоит из ро­тора и статора. Лопатки вращающегося направляюще­го аппарата (воздухозаборника) совместно с лопатками рабочего колеса образуют межлопаточные каналы и вместе с корпусом — проточную часть компрессора.

Рабочее колесо с вращающимся направляющим ап­паратом (ВНА) и валом образуют ротор компрессора, а корпус компрессора с диффузором — его статор. Вра­щающийся направляющий аппарат — это спрофилиро­ванный лопаточный венец, обеспечивающий безударный вход воздуха на лопатки рабочего колеса.

На входе во ВНА величина и направление относи­тельной скорости W определяются величинами абсо­лютной скорости С и изменяющейся по высоте лопаток окружной скорости U (рис. 86).

Для обеспечения безударного входа углы загиба ло­паток ВНА делают близкими к углам направле­ния относительной скорости Wi. Поскольку направле­ние относительной скорости меняется по высоте лопат­ки, углы загиба лопаток ВНА также изменяются про­порционально высоте лопатки, увеличиваясь от втулки к периферии.

Рис. 85. Про­дольный раз­рез компрессо­ра двигателя М70ІС-500:

1—входной кор­пус компрессо­ра; 2—передняя стенка компрес­сора; 3—перед­нее опорное кольцо лопаточ­ного диффузо­ра; 4 — фланец отбора воздуха для охлажде­ния узла тур­бины; 5—заднее опорное кольцо лопаточного диффузора; 6— крыльчатка компрессора;

7 — передний вал; 8 — основ­ной вал ротора; 9 — силовой ко­нус; 10—задний корпус компрес­сора; 11 — гор­ловина заднего корпуса ком­прессора; 12— нижний узел крепления дви­гателя; 13—ло­патка диффузо­ра; 14—штифт; 15 — передний подшипник с корпусом пе­реднего уплот­нения; 16—вра­щающийся на­правляющий ап­парат крыль­чатки компрес­сора

В межлопаточных каналах происходит поворот воз­душного потока, вращающийся направляющий аппарат вовлекает воздушный поток во вращение, закручивает его и сообщает ему кинетическую энергию вращатель­ного движения.

Рис. 86. Треугольник ско-
ростей воздуха на входе В;
колесо центробежного ком-
прессора

В межлопаточных каналах колеса центро­бежного компрессора.: поток воздуха, посту — ^ лающий из ВНА, дви­жется в направлении от центра к периферии с непрерывным возра­станием окружной ско­рости. На двигателе М701 окружная ско­рость колеса компрес­сора меняется от 130 м/с у втулки до 450 м/с на периферии (на максимальном режиме работы дви­гателя). Вращение потока вызывает появление центро­бежных сил, повышающих давление воздуха. Таким образом, из колеса выходит закрученный воздушный поток с большой скоростью, т. е. обладающий большой кинетической энергией.

Из колеса воздушный поток поступает в диффузор, в котором полученная кинетическая энергия превраща­ется в работу сжатия. Поэтому на выходе из диффу­зора скорость воздуха уменьшается, а давление и тем­пература увеличиваются.

Процесс сжатия воздуха в компрессоре происходит с определенными потерями. Так, вследствие вязкости воздуха при вращении колеса происходит трение возду­ха, окружающего колесо, и воздуха, движущегося по межлопаточным каналам, о стенки колеса. Это трение создает дополнительный момент сопротивления враще­нию колеса и требует на его преодоление затрат допол­нительной работы, которая входит составной частью в работу, затрачиваемую на вращение компрессора. Ос­новную часть потерь вызывает трение торцевых повен ч — ностей лопаток колеса и воздуха, движущегося по э:» му колесу, о воздух, находящийся в осевых зазорах между колесом и корпусом компрессора.

Кроме трения воздуха, увлеченного во вращение ло­патками колеса, о стенки корпуса значительное влия­ние на величину потерь оказывает перетекание воздуха по зазорам между торцами лопаток и стенкой корпуса. Это приводит к возникновению дополнительных гидрав­лических потерь. Перетекание воздуха обусловливается наличием разности давлений с обеих сторон лопатки колеса, которая, в свою очередь, является следствием радиального относительного движения воздуха в коле­се и абсолютного движения по спирали с возрастающей окружной скоростью, вызывающих появление сил, дей­ствующих перпендикулярно относительной скорости в сторону, обратную направлению движения. Действие этих сил создает перепад давления по обе стороны ло­паток, что является источником возникновения момен­та сопротивления, на преодоление которого необходимо затратить работу. Поскольку величина зазора между лопатками колеса компрессора и корпусом существенно влияет на величину потерь, а следовательно, и на коэф­фициент полезного действия компрессора, этот зазор конструктивно стараются сделать минимальным.

Какое основное предназначение у компрессора авиационного двигателя?

ОСЕВОЙ КОМПРЕССОР В АВИАЦИОННЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

Осевой компрессор — лопаточная машина, которая засасывает воздух из атмосферы, сжимает его и принудительно подает (нагнетает) в камеры сгорания. Он состоит из двух элементов: неподвижного корпуса, где крепятся спрямляющие лопатки, и вращающегося ротора, несущего рабочие лопатки (рис. 4).

Рис. 4. Ротор и корпус 11-ти ступенчатого осевого компрессора

Сочетание одного ряда подвижных рабочих лопаток и одного ряда неподвижных спрямляющих лопаток назы­вается ступенью осевого компрессора .

Воздух всасывается в осевой компрессор через кольцевую щель, образуемую корпусом и ротором, и при сжатии дви жется параллельно оси вращения ротора, потому компрессор и называется осевым.

Процесс сжатия воздуха в осевом компрессоре состоит из ряда последовательных процессов сжатия его в каждой ступени.

Рис. 5. Сжатие воздуха в осевом компрессоре

Воздух, сжатый в первой ступени, перегоняется во вто­рую ступень, где сжимается, перегоняется в третью ступень и сжимается и т. д., пока не пройдет сжатие во всех сту­пенях компрессора. Высота лопаток ступеней 2, 3, 4, 5 и т. д. уменьшается, так как удельный объем воздуха вслед­ствие сжатия его уменьшается.

В каждой ступени воздух сжимается незначительно поэтому для получения давления воздуха на выходе из ком­прессора порядка 5 — 7 кг/см 2 осевые компрессоры современ­ных ТРД имеют 8 — 12 ступеней.

Схематически повышение давления воздуха в осевом компрессоре показано на рис.5.

В осевом компрессоре каждая ступень имеет свою сте­пень сжатия (для разных ступеней она может быть численно различной). Степень сжатия ступени — это отношение дав­ления воздуха за ступенью к давлению воздуха до ступени:

Где Р ЗА – давление воздуха за ступенью компрессора, Р ДО – давление воздуха до ступени компрессора.

Читайте также  Чем промыть топливную систему дизельного двигателя?

Численно ε СТУП = 1,20 — 1,35 (для тех ступеней, где скорость движения воздуха не превышает скорости звука). Степень сжатия осевого компрессора — это отношение (давления воздуха, выходящего из последней ступени ком­прессора, к давлению воздуха, входящего в первую ступень компрессора.

Для выполненных осевых компрессоров степень сжатия равна 6,2 — 8.

Познакомимся с принципом работы ступени осевого ком­прессора.

Каждая ступень осевого компрессора состоит из вращаю­щегося рабочего колеса и неподвижного спрямляющего аппарата.

Иногда перед первой ступенью современных осевых ком­прессоров устанавливается еще один ряд лопаток — входной направляющий аппарат или входное устройство.

Работа каждого из этих устройств в процессе сжатия воздуха различна, поэтому рассмотрим ее раздельно.

А. Входной направляющий аппарат

Воздух, входящий в компрессор со скоростью с 1 движется параллельно оси компрессора. Попадая в каналы, образуе­мые лопатками входного устройства, частицы воздуха изме­ряют направление движения — они отклоняются в сторону вращения рабочего колеса (рис. 6, скорость с 1 ) . Отклоне­ние потока воздуха от осевого направления движения назы­вается “закруткой” потока воздуха.

Предварительная закрутка потока воздуха по направле­нию вращения колеса позволяет увеличить окружную ско­рость колеса и получить в ступени больший напор.

Таким образом, назначение входного устройства состоит в следующем: создать наиболее выгодное направление потока воздуха на входе в рабочее колесо и этим улучшить работу первой ступени.

Лопатки входного устройства иногда делают управляе­мыми — при изменении числа оборотов компрессора спе­циальный автомат поворачивает лопатки и этим изменяя величину закрутки потока воздуха, чтобы сохранить наибо­лее выгодное, безударное направление потока воздуха на входе в колесо.

Рис. 6. Треугольники скоростей воздуха в ступени

Б. Рабочее колесо

Газовая турбина вращает ротор рабочего колеса комп peccopa , а лопатки колеса передают полученную энергию потоку воздуха.

Частицы, воздуха со скоростью с 1 подходят к лопаткам рабочего колеса (см. рис. 6). Рабочая лопатка вращается со скоростью u , равной окружной скорости вращения колеса.

Если бы поток воздуха был неподвижен, а двигались только рабочие лопатки, то скорость движения частиц воздуха относительно лопаток была бы – u .

Но поток воздуха имеет скорость с 1 . В результате сложе­ния скоростей с 1 и — u частицы воздуха приобретают отно­сительную скорость w 1 (скорость, с которой поток воздуха движется относительно лопаток).

Скорости с 1 , — u , w 1 образуют треугольник скоростей на входе в рабочее колесо ступени. Треугольник скоростей на входе изменяется в зависимости от величины секундного расхода воздуха через компрессор (изменяется скорость с 1 ) и от скорости вращения колеса компрессора (изменяется скорость и ).

Форма лопаток рабочего колеса и их взаимное располо­жение подобраны так, что между лопатками образуются расширяющиеся каналы.

Воздух, двигаясь в расширяющемся канале, уменьшает свою скорость движения, поэтому относительная скорость на выходе из канала w 2 меньше относительной скорости воздуха w 1 на входе в канал.

За счет уменьшения относительной скорости давление воздуха в каналах колеса повышается.

Рабочие лопатки сжимают воздух, поворачивают поток воздуха и увеличивают абсолютную скорость движения воз­духа до величины с 2 . Абсолютная скорость воздуха на вы­ходе из рабочего с 2 колеса больше скорости на входе с 1 на 50—70 м/сек за счет энергии, получаемой воздухом от рабо­чих лопаток.

Таким образом, энергия, получаемая рабочим колесом, расходуется на сжатие воздуха, на увеличение его скоро­стной энергии и на преодоление гидравлических потерь в ка­налах между рабочими лопатками.

В. Спрямляющий аппарат

Лопатки спрямляющего аппарата неподвижно закреплены в корпусе компрессора. Они имеют хорошо обтекаемую форму и специально изогнуты для изменения направления потока воздуха. Между лопатками спрямляющего аппарата получаются расширяющиеся каналы — диффузоры.

Частицы воздуха со скоростью w 2 (рис. 6) отбра­сываются рабочим колесом к спрямляющему аппарату. Вра­щаясь вместе с колесом, они получил окружную ско­рость — и. Попадая в каналы спрямляющего аппарата, частицы воздуха тормозятся, их окружная скорость умень­шается. Поэтому на треугольнике скоростей на входе в спрямляющий аппарат окружная скорость и направлена в другую сторону, чем было на треугольнике скоростей на входе в рабочие колесо, хотя величина ее осталась без изме­нения.

В результате сложения скоростей w 2 , и и получается абсолютная скорость c 2 . Имея эту скорость, поток воздуха входит в каналы спрямляющего аппарата.

В каналах спрямляющего аппарата скорость потока воз­духа уменьшается от с 2 до с ВЫХ , а давление увеличивается.

Н апишем для этого случая уравнение, которым мы поль­зовались при рассмотрении входа воздуха в двигатель во время полета:

Скорость на выходе из направляющего аппарата с ВЫХ меньше скорости на входе с 2 . Поэтому дробь, стоящая в скобках, всегда будет иметь положительную величину, т. е. Рвых будет больше Р 2 .

Лопатки спрямляющего аппарата изогнуты так, чтобы направление скорости с ВЫХ с которой воздух покидает ступень, совпадало или немного отличалось от направления ско­рости с 1 с которой воздух входит в ступень. Этим обеспечи­вается подход воздуха под нужным углом к лопаткам рабо­чего колеса следующей ступени.

Скоростная энергия воздуха при его движении в спрям­ляющем аппарате расходуется на совершение работы сжатия воздуха, на поворот потока воздуха и на преодоление гидрав­лических потерь в каналах спрямляющего аппарата.

Окружная скорость и различна по высоте лопатки. У корня лопатки она меньше, чем у ее конца. Поэтому тре­угольники скоростей будут различными по высоте лопатки.

Типы компрессоров, применяемых в ГТД

Требования, предъявляемые к компрессорам

КОНСТРУКЦИИ КОМПРЕССОРОВ

Компрессор служит для обеспечения заданного давления воздуха и подачу его в камеру сгорания ГТД.

Техническое совершенство компрессора в значительной степени определяет эффективность двигателя и безопасность полета летательного аппарата. В связи с этим к компрессорам авиационных ГТД предъявляются следующие требования:

минимальные габаритные размеры и масса;

высокий КПД;

достаточные запасы газодинамической устойчивости на всех режимах эксплуатации;

высокая надежность и живучесть в эксплуатационных условиях;

технологичность и возможность модернизации;

противопожарная безопасность;

минимальное влияние на окружающую среду;

удобство контроля технического состояния.

Требование обеспечения минимальных габаритных размеров и массы является для силовой установки и двигателя летательного аппарата.

Относительная масса компрессора (отношение массы компрессора к массе двигателя) составляет 0,35 . 0,50. Поэтому разработка легкого компрессора — одна из важнейших проблем, стоящих перед создателями авиационных двигателей.

Выбор конструктивной компоновки компрессора, его газодинамических и конструктивных параметров, допустимых значений запасов прочности деталей и применяемых материалов определяется назначением ГТД (использованием на летательном аппарате определенного типа).

Для общей классификации компрессоров, применяемых в ГТД, использованы существенные признакинаправление и скорость потока воздуха в проточной части.

По направлению потока различают следующие основные классы.

Осевые компрессоры, у которых направление скорости потока воздуха в меридиональной плоскости примерно параллельно оси (30…50% от массы двигателя, πк =до 50, степень распространения – 80-90% в авиац. двиг-строении);

Схема осевого компрессора 1 – ротор; 2 – входной направляющий аппарат; 3 — направляющий аппарат; 4 — статор

Центробежные компрессоры (ЦБК), в которых поток направлен по радиусу (30…50% от массы двигателя, πк = 1.5…5, степень распространения – 10-15% в авиац. двиг-строении).

Схема центробежного компрессора 1 – неподвижный направляющий аппарат; 2 – вращающийся направляющий аппарат; 3 – рабочее колесо; 4 – безлопаточный (щелевой) диффузор; 5 – лопаточный диффузор; 6 – выходное устройство (сборная улитка)

Диагональные компрессоры, направление потока в которых занимает среднее положение между направлениями движения воздуха в осевых и центробежных компрессорах к = до 6, степень распространения в авиац. двиг-строении неизвестна); имеют сравнительно низкий к. п. д.

Комбинированные компрессоры, представляющие собой последовательное соединение осевых и центробежных (осецентробежные), или осевых и диагональных (диагонально-осевые) компрессоров. Применяются для снижения размеров и массы или уменьшения концевых потерь в осевых ступенях компрессора (30…50% от массы двигателя, πк =10…15, степень распространения – % в авиац. двиг-строении).

Читайте также  Какое синтетическое масло лучше заливать в двигатель?
Схема комбинированного компрессора а – диагонально-осевой; б – осецентробежный; 1 – входной направляющий аппарат; 2 – диагональное рабочее колесо; 3 – осевой компрессор; 4 – центробежное рабочее колесо; ω – угловая скорость

Любой из указанных компрессоров состоит из ротора и статора. Применение того или иного типа компрессора в значительной степени обусловлено назначением летательного аппарата.

| следующая лекция ==>
Принципы проектирования подвески двигателя на планере | Центробежные компрессоры

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Газотурбинный двигатель. Фото. Строение. Характеристики.

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

  • забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
  • сжатие – 2 (компрессор)
  • смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
  • выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
  • Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

  • турбореактивные
  • турбовинтовые
  • турбовентиляторные
  • турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

  • по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
  • по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
  • по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
  • по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
  • по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Компрессор авиационного двигателя

Поворотные лопатки ВНА КВД позволяют производить отладку двигателя в стендовых условиях. После отладки лопатки ВНА фиксируются в выбранном положении. Промежуточный

Компрессор авиационного двигателя

Другие курсовые по предмету

Министерство образования и науки Украины

Национальный аэрокосмический университет

им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту

по дисциплине: «Конструкция АД»

КОМПРЕССОР АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Выполнил: студент гр.244

Руководитель: преподаватель каф. 203

. Основные сведения о двигателе и краткое описание

. Расчет на прочность лопатки первой ступени КВД

. Расчет на прочность диска компрессора

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

. Расчет на прочность наружного корпуска камеры сгорания

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

Список используемой литературы

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 ³ 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 — 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 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 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,