Файл: 1. Общая характеристика двигателя 5 1 Конструктивнокомпоновочная схема двигателя 5.docx

Повреждения от действия вибрационных нагрузок встречаются на всех типах ГТД, эксплуатирующихся в разных странах мира. Эти повреждения связаны с повышенным уровнем переменных напряжений, возникающих в деталях при их колебаниях, с качеством изготовления и режимом нагружения. Режим нагружения оказывает влияние как на предел усталости, так и на термоциклическую долговечность.



Рисунок 1.2 ­­– обрыв рабочей лопатки турбины в результате роста усталостной трещины до критического значения


Рисунок 1.3 – обгорание рабочих лопаток ТНД

Изотермические и неизотермические режимы нагружения оказывают существенное влияние на возникновение повреждений малоцикловой усталости. Малоцикловое неизотермическое нагружение деталей горячей части ГТД характеризуется существенной нестационарностью. Эта нестационарность проявляется в изменении нагрузки (размаха напряжений или деформаций), разности температур, длительности цикла и развивающихся деформациях ползучести.

Под действием повышенных динамических нагрузок при наличии концентраторов напряжений, ухудшения физико-механических свойств материала и температурного состояния возникают усталостные повреждения рабочих лопаток турбины. В результате такого воздействия возникают усталостные трещины в пазах замковой части лопаток. В эксплуатации при определённых условиях возможно растрескивание защитного покрытия и создание условий для ускорения коррозии.

2. 
   Общая характеристика параметров рабочего процесса турбины двигателя
   

Основными параметрами, характеризующими рабочий процесс в двигателе, являются:

– степень повышения давления воздуха в компрессоре Пк

– температура газов перед турбиной (Т_Г)

В основе выбора параметров рабочего процесса лежит полная температура

газов перед турбиной. Увеличение этого значения приводит к росту удельной

мощности двигателя и снижению его удельной массы.

Однако возросшему значению температуры газов должна соответствовать и большая степень повышения полного давления воздуха в двигателе, что приводит к уменьшению удельного расхода топлива, а, следовательно, увеличению экономичности двигателя.

---

Следует отметить, что для вертолетных ГТД величина степени повышения

давления воздуха в компрессоре находится в пределах 8,5...9,5, а температура

газов перед турбиной — 1150...1250 К.

Наименьшая величина удельного расхода топлива соответствует

экономическому значению степени повышения давления воздуха в компрессоре (π_т). Однако наибольшая величина удельной мощности достигается при оптимальном значении степени повышения давления воздуха. Это объясняется особенностями протекания рабочего процесса, изменения

внутреннего и тягового коэффициентов полезного действия,

Следует отметить, что одним из наиболее важных направлений в развитии

газотурбинных двигателей на современном этапе является повышение

максимальной температуры газа перед турбиной. Однако рост температуры

ограничивается прочностью деталей турбины, в основном сопловых и рабочих

лопаток. Наибольшую трудность при этом представляет обеспечение надежности работы лопаток турбины.

Находясь в среде высокотемпературного газа, лопатки испытывают одновременное действие высоких газовых, центробежных и вибрационных сил; от работоспособности лопаток зависит работоспособность и ресурс двигателя.

Проектируемый двигатель ТВ3-117 относится к двигателям третьего поколения. Начальная температура газа в ГТД на этом этапе их развития возрастала на 8-10 градусов в год счет улучшения технологии изготовления существующих и использования новых жаропрочных сплавов.

Широкое распространение получили сопловые, а затем и рабочие лопатки, изготовленные из жаропрочных сплавов методами точного литья. Все это способствовало существенному (до 5-7 тыс. ч) увеличению ресурса ГТД третьего поколения, резкому повышению их надежности и снижению стоимости при относительно небольшом улучшении экономичности и удельной мощности двигателей.

---

В это же время стало очевидным, что создание новых жаропрочных сплавов, способных длительно работать в газовых турбинах при температурах, больших 1300К, является далеко не столь простым, как это представлялось ранее. Не оправдались и надежды, возлагавшиеся в начале рассматриваемого периода на разработку для газовых турбин новых жаропрочных материалов керамического или металлокерамического типа.

Возросшие требования к экономичности и удельной мощности ГТД, а также практическое исчерпание возможностей улучшения их показателей за счет аэродинамического усовершенствования проточной части компрессоров и турбин, заставили конструкторов искать новые пути увеличения начальной температуры газа и способствовали сосредоточению внимания на разработке и исследованиях систем охлаждения элементов турбин.

При отсутствии жаропрочных материалов, сохраняющих свои свойства при высоких температурах, приходится применять эффективные способы охлаждения, позволяющие улучшить работу газовой турбины.

Проведенные в этой области научно-исследовательские и опытно- конструкторские работы позволили создать эффективные и надежные системы воздушного охлаждения сопловых и рабочих лопаток.

Одновременно были разработаны и освоены новые технологические приемы их изготовления и обработки. В результате появились двигатели с начальной температурой газа порядка 1350-1450К, имеющие ресурс такой же, как у рассмотренных выше ГТД третьего поколения.

Выводы по разделу:

1. 
   Проведено обоснование конструктивно-компоновочной схемы двигателя.
   
2. 
   Рассмотрены основные неисправности лопаток газовой турбины и их причины. Сделан вывод о том что надо усовершенствовать систему охлаждения турбины .
   

---

---

2. Обоснование параметров рабочего процесса двигателя

2.1 Выбор параметров двигателя

Вертолетный газотурбинный двигатель ТВЗ-117В конструкции С.П. Изотова был создан с учетом отечественного и зарубежного опыта проектирования, производства и эксплуатации.

Особенностью конструкции турбовального двигателя является наличие свободной турбины. Мощность, вырабатываемая свободной турбиной, передается главному редуктору и составляет эффективную мощность двигателя.

Эта особенность имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ:

• позволяет получать желаемую частоту вращения ротора свободной турбины (вала несущего винта вертолета) независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя;

• облегчает раскрутку ротора турбокомпрессора при запуске двигателя;

• позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя;

исключает необходимость установки фрикционной муфты в силовой установке вертолета.

Таблица 2.1 - Основные параметры вертолетных ГТД

Параметр	Тип двигателя
	ТВ3-117	250-С20	СТ58-140	ТВ-2-117	Т64-6	1ЕТД12	Д-25В	Д-136
DKB, м	0,135	0,125	0,22	0,275	0,31	0,53	0,58	0,68
ZK	12	6+1ц/б	10	10	14	9	9	15
ZKH	-	-	-	-	-	-	-	7
ZTK	2	2	2	2	2	2	1	3
ZTKH	-	-	-	-	-	-	-	1
ZTB	2	2	2	2	2	2	2	2
Взлётный режим, H 0 , MH  0 ,МСА:
Nе, кВт	1637	294	1030	1100	2097	2981	4050	8096
T Г, К	1248	1225	1225	1153	1310	1280	1300	1500
 K	9,45	7,0	8,4	6,6	12,6	6,5	10,5	16
 KH	-	-	-	-	-	-	-	3,9
GB, кг/ с	9,15	1,54	6,2	8,2	11,1	22	36	32,2
Nе.уд., кВт скг	178	190	166	134	189	135	112	251
Се , кг кВт ч	0,278	0,387	0,376	0,361	0,304	0,424	0,348	0,27
nНД, об/ мин	-	-	-	-	-	-	-	10690
nBД, об/ мин	19537	51000	19500	21400	17800	16000	9950	14900
nTB, об/ мин	15000	28500	14800	11150	13600	9000	7800	9400
е	0,25	0,223	0,229	0,239	0,283	0,203	0,248	0,319

---