Как устроен стандартный турбореактивный (ТРД) двигатель? Отвечает авиатехник
Стандартная схема турбореактивного двигателя выглядит следующим образом: входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина и конечно же — выходное устройство.
Входное устройство ТРД служит для подвода воздуха к компрессору двигателя. За счет наличия входного устройства, происходит повышение давления воздуха перед компрессором.
Далее происходит повышение давления воздуха в самом компрессоре. На ТРД применяются центробежные и осевые компрессоры.
Для осевого компрессора характерны следующие процессы: при вращении ротора осевого компрессора, его рабочие лопатки воздействуют на поток воздуха, закручивая его, после чего поток двигается вдоль оси в сторону выхода из компрессора.
При работе центробежного компрессора, его рабочее колесо вращается, поток воздуха в этот момент попадает на его лопатки. Под действием центробежных сил воздух движется к периферии.
Осевые компрессоры нашли широкое применение в современной авиации.
Осевой компрессор состоит из ротора (часть, которая вращается) и статора (неподвижная часть компрессора). Ротор состоит из нескольких рядов рабочих лопаток, расположенных по окружности. Чередуются вдоль оси вращения.
Существуют три типа роторов: барабанные, дисковые и барабаннодисковые.
Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток. Крепятся к корпусу. Таким образом у компрессора образуются ступени, которые состоят из неподвижных лопаток (спрямляющий аппарат) и ряда рабочих лопаток.
В современной авиации используются многоступенчатые компрессоры, которые способствуют увеличению процесса сжатия воздуха.
Ступени компрессора устанавливаются таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени. Направление воздуха зависит от расположения спрямляющего аппарата. Также, перед компрессором устанавливается направляющий аппарат, который, в свою очередь, аналогично СА отвечает за направление потока воздуха в компрессор. Далеко не на всех ТРД имеется в наличии направляющий аппарат.
Одним из главных элементов ТРД является камера сгорания. Она расположена за компрессором. Существует несколько типов КС: трубчатые, кольцевые и трубчато-кольцевые.
Трубчатая КС состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, который служит для стабилизации пламени.
В жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, которые уменьшают перегрев.
Воспламенение ТВС происходит за счет специальных запальных устройств. Жаровые трубы между собой соединяются с помощью патрубков, которые обеспечивают поджигание смеси сразу во всех камерах.
Кольцевая КС выполняется в форме кольцевой полости, которая образуется наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала располагается жаровая труба, в носовой части — завихрители и форсунки.
Трубчато-кольцевая КС состоит из внутреннего и наружнего кожухов, которые образуют кольцевое пространство, внутри которого имеются индивидуальные жаровые трубы.
Для осуществления привода компрессора турбореактивного двигателя служит газовая турбина (осевая на современных двигателях). Могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до 6 ступеней). Турбина состоит из нескольких рабочих колес с рабочими лопатками (диски), а также основным узлом турбины является сопловой (направляющий) аппарат.
Рабочие колеса турбины крепятся к валу, образуя ротор. Перед рабочими лопатками каждого диска устанавливаются неподвижные сопловые аппараты. Также как и с компрессором, в совокупности эти элементы образуют ступени турбины.
Выпускное устройство состоит из выпускной трубы внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. Существуют сопла с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.
Про работу ТРД я расскажу в одной из следующих статей!
Если вам понравился данный материал, поддержите его пальцем вверх! Подписывайтесь на канал! Спасибо 🙂
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.
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,
