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

Следует определить конструкционный материал для диска рабочего колеса турбомашины и указать порядковый номер материала из таблицы:
Таблица 2.8-Конструкционый материал материала

Наименование материала	Основа сплава	Рабочая температура (не более) [град С.]	Предел временной прочности t=20 с МПа
ЭИ617	Ni	900	1100

Расчёт диска с частотой вращения ротора 7643,3об/мин. Расчеты программы Blаdе

D Pцб F Тл

К

(мм) (Н) (см2) ( С) (мПа) (мПа)

.556 E+03 80.5 197.9 30.9 22.9 250.0 *******

.4905E+03 65.8 199.1 35.0 23.0 250.0 8.097

.385Е+03 51.5 201.2 45.9 26.3 250.0 2.125

.3720E+03 49.9 203.3 56.8 30.7 250.0 7.561

.3511E+03 35.0 219.5 50.5 27.0 196.6 9.236

.3087E+03 34.0 237.5 44.7 15.9 1 92.7 2.976

.2974E+03 33.0 262.8 37.7 3.9 186.9 2.204

.2850E+03 32.0 295.4 28.2 2.2 178.2 2.971

.2790E+03 31.0 342.7 16.6 73.0 169.5 7.685

. 2620E+03 32.7 343.2 15.0 75.0 1 68.5 7.625

.235E+03 35.3 345.7 13.4 77.1 1 68.4 7.570

.2025E+03 37.2 347.2 12.1 78.0 1 68.4 3.503

.1921E+03 40.0 351.7 10.5 82.4 167.7 1.249

.184E+03 40.0 354.0 9.3 85.8 1 66.5 1 .221

.14E+03 40.0 358.5 8.0 88.4 166.2 1.797

.009E+03 40.0 361.0 8.6 91.2 1 65.7 1.572

.006E+03 40.0 365.6 7.1 95.0 1 64.9 1.346

.005E+03 40.0 393 .0 1 .6 121.9 1 60.4 1.908

Рисунок 2.5 – Изменение напряжений в диске по радиусу.

Опасное сечение диска на радиусе 0.184E+03 м.

Коэффициент запаса прочности в опасном сечении Кmin= 1.221

Предел длительной прочности материала SIG(t= 500час,T=393.0 С)= 602.4МПа.

Действующее радиальное напряжение SIGR= 166.5МПа, а окружное SIGТ= 85,8МПа.

Выводы по разделу:

Проведено обоснование основных параметров двигателя.
Проведен анализ влияния параметров двигателя на его характеристики

3. Разработка мероприятий по усовершенствованию системы охлаждения турбины высокого давления вертолетного двигателя

3.1 Анализ способов охлаждения газовых турбин

Охлаждению в различной степени подвергаются практически все детали турбины. Способы охлаждения достаточно разнообразны. Простейшим является поддержание допустимой температуры детали за счет теплоотвода в менее нагретый элемент. Пример такого способа - охлаждение рабочих лопаток отводом тепла в диск. При этом интенсификация отбора тепла достигается охлаждением диска, продувкой воздухом соединений лопаток с диском и повышением теплопроводности как материала, так и соединений.

Снижение температуры лопатки происходит в корневых и близлежащих к ним сечениях и относительно невелико (50...80° в корневых сечениях), но приводит к увеличению допустимых напряжений в наиболее нагруженной части лопатки. Достаточно эффективен рассматриваемый способ в коротких лопатках низкотемпературных турбин (температура газа перед турбиной не выше 1150... 1200 К).

Повышение рабочих температур деталей горячего тракта газотурбинных двигателей достигается благодаря применению новых высокожаропрочных материалов, получаемых прогрессивными технологическими методами, а также использованию различных видов термической обработки, включая горячее изостатическое прессование (ГИП). Известно, что в процессе работы материал лопаток горячего тракта современных ГТД может достигать температур 1100…1150°С, поэтому проблема эффективного охлаждения лопаток является чрезвычайно важной. Существуют по крайней мере два пути повышения эффективности воздушного охлаждения.

Первый, общепринятый способ, заключается в использовании конвективно-пленочного охлаждения, которое осуществляется путем оптимизации движения воздушных потоков во внутренних полостях лопаток и достижения устойчивости воздушной пелены на внешних поверхностях лопаток.

В результате совершенствования конструкций лопаток с конвективно-пленочным охлаждением удалось повысить температуру газа на входе в турбину до 1800–1850К, что является пределом для данного способа охлаждения.

Второй способ заключается в разработке принципиально новых схем охлаждения, например таких, как транспирационное и близкое к нему двустенное охлаждение. Транспирационное охлаждение обеспечивает весьма высокую эффективность путем

просачивания воздуха через пористую стенку, но большим недостатком этого метода является загрязнение пористой стенки, что серьезно снижает эффективность охлаждения. Тем не менее известны по крайней мере три патента, посвященные конструкциям лопаток с транспирационным охлаждением

В последнее время авиадвигателестроительные фирмы разрабатывают новые высокоэффективные охлаждаемые конструкции лопаток для ГТД с температурой газа на входе в турбину Т_Г>2000 К. Основная идея состоит в создании дополнительного контура охлаждения непосредственно в стенках лопатки – так называемая двустенная лопатка с инжекционным охлаждением. Существует множество схем инжекционного охлаждения, и практическая реализация каждой из них определяется лишь технологическими возможностями изготовления двустенных лопаток. Следует отметить, что во всех случаях используется комбинированное охлаждение, т. е. сочетание конвективно-пленочного с инжекционным охлаждением в стенках лопатки.

Рисунок 3.1 - Охлаждение лопаток проточной части ГТ и оценка его эффективности с помощью безразмерного параметра охлаждения

а. - методы охлаждения лопаток газовых турбин; б. - зависимость интенсивности охлаждения от

Анализ систем охлаждения показывает, что их применение охлаждения ведет не только к усложнению конструкции ГТД, но и требует дополнительных затрат энергии на их функционирование. Потери энергии определяются увеличением гидравлических сопротивлений (из-за увеличения радиусов кромок лопатки, увеличения относительного шага решетки, изменения структуры пограничного слоя и т. д.) и дополнительными затратами мощности на подготовку и прокачку охладителя. Очевидно, что использование того или иного способа охлаждения следует считать оправданным только в том случае

, когда выигрыш за счет повышения температуры газа существенно перекрывает появляющиеся при этом энергетические затраты.

3.2 Разработка мероприятий по повышению эффективности охлаждения

3.2.1 Реализация различных схем охлаждения

В современных газотурбинных установках охлаждают практически все детали газовой турбины: ротор, подшипники, сопловые и рабочие лопатки, корпус. При охлаждении лопаточного аппарата используют не только воздух, но и в последнее время пар, дистиллированную воду, жидкие металлы (Na, Na + К), обладающие лучшими теплофизическими свойствами.

Система охлаждения газовой турбины выполняет две основные функции: непосредственное охлаждение элементов, подверженных воздействию температуры потока газов, и обеспечение экологической чистоты газотурбинной установки. В разные критические точки газовой турбины подается воздух нужного давления и температуры.

Используются несколько типов систем охлаждения:

а) система воздушного охлаждения, в которой применяется цикловой воздух компрессора, отбираемый из различных отсеков его проточной части. Если после охлаждения этот воздух выводится в проточную часть газовой турбины, такую систему называют открытой. В закрытых воздушных системах охлаждающий воздух возвращается обратно для дожатия в компрессор. Такое техническое решение возможно, если охлаждающий тракт выполнен герметичным;

б) система парового охлаждения, в которой для охлаждения используется водяной пар. Он обладает лучшими теплофизическими свойствами, чем воздух. Его применение связано со значительно меньшими потерями работы сжатия (повышение давления осуществляется в жидкой фазе);

в) комбинированная система охлаждения, в которой первая ступень лопаток (преимущественно сопловых) охлаждаются паром, отводимым обратно в тепловую схему парогазовой установки. Остальные элементы проточной части газовой турбины охлаждаются цикловым воздухом по открытой схеме.

Различают три способа воздушного охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбин:

1) путем внутреннего конвективного теплообмена;

2) путем пленочно-заградительного охлаждения;

3) путем проникающего (пористого) охлаждения.

Возможно также сочетание нескольких способов охлаждения.
При конвективном охлаждении охлаждающий воздух подводится через корневую часть лопатки, проходит по специально выполненным каналам внутри лопатки и затем выпускается в проточную часть турбины. По внутренним каналам воздух может растекаться в различных направлениях.