Расчет геометрических характеристик двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

Расчет геометрических характеристик двигателя



Содержание

Введение

1. Краткое описание конструкции проектируемого двигателя

2. Определение геометрических размеров проектируемого двигателя

3. Краткое описание систем двигателя

4. Расчет на прочность

5. Разработка камеры сгорания

Заключение

Список литературы



Введение

В настоящее время в нашей стране большое внимание уделяется развитию двигателестроения. Основные задачи перспективных разработок и исследования авиационных газотурбинных двигателей состоят, как правило, в улучшении их экономичности, уменьшении их массы и себестоимости жизненного цикла, а так же повышении надёжности его эксплуатации и долговечности. В настоящее время всё больше внимание уделяется двигателям модульной конструкции, создание таких двигателей существенно уменьшает время на их ремонт.

В связи с малыми экономическими затратами особую ценность приобретают работы по модернизации двигателей.

Поэтому работы, направленные на повышение надежности камеры сгорания, повышении параметров рабочего процесса являются актуальными и повышают надежность работы авиационных силовых установок и безопасность полетов.



1. Краткое описание конструкции проектируемого двигателя

Турбореактивный двухконтурный двигатель АИ-222-25 предназначен для использования в маршевой силовой установке учебно-тренировочных (УТС), учебно-боевых (УБС) и легких боевых самолетов (ЛБС). Двигатель выполнен по двухвальной схеме.

Двигатель состоит из вентилятора разделительного корпуса с коробкой приводов, компрессора высокого давления (КВД), камеры сгорания , турбины высокого давления (ТВД), турбины низкого давления (ТНД), опоры турбины, наружного корпуса , стекателя и насадка реактивного сопла.

Особенность двухвальной схемы состоит в разделении ротора двигателя на два самостоятельных ротора:

- низкого давления (НД), состоящего из ротора вентилятора, который установлен на двух подшипниках, и ротора ТНД, который установлен на одном подшипнике и опирается через эвольвентное шлицевое соединение на ротор вентилятора;

- высокого давления (ВД), состоящего из роторов КВД и ТВД которые жестко соединены друг с другом и установлены на двух подшипниках, один из которых - межвальный, установлен между роторами ТВД и ТНД.

Роторы НД и ВД имеют различные оптимальные для них частоты вращения и связаны между собой только газодинамической связью, что позволяет использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запуске стартер раскручивает только ротор высокого давления. Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной) сборки. Двигатель разделен на 12 основных модулей (рис. 4), каждый из которых - законченный конструктивно технологический узел и

может быть демонтирован и заменен на двигателе без разборки соседних модулей в условиях авиационно-технических баз, кроме главного модуля.

Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления его исправности заменой деталей и узлов в условиях эксплуатации. Компрессор - двухкаскадный осевой десятиступенчатый, состоит из сверхзвукового двухступенчатого вентилятора и дозвукового восьмиступенчатого компрессора высокого давления.

Вентилятор является первым каскадом компрессора и состоит из статора и ротора. Статор вентилятора состоит из следующих узлов:

корпуса вентилятора с направляющим аппаратом первой ступени;

направляющего аппарата второй ступени и спрямляющего аппарата (СА) вентилятора.

Передний фланец корпуса вентилятора служит для уплотнения проточной части компрессора при монтаже двигателя на самолете. Уплотнение выполняется пустотелым резиновым кольцом, принадлежащим конструкции воздухозаборника самолета. Лопатки направляющего аппарата первой ступени вентилятора двухопорные и установлены верхними цапфами в корпусе вентилятора, а нижними цапфами в разъемном внутреннем кольце.

Лопатки направляющего аппарата второй ступени и СА вентилятора двухопорные и установлены в цельном наружном и разъемном внутреннем кольцах аналогично лопаткам направляющего аппарата первой ступени вентилятора.

Ротор вентилятора состоит из колеса 1-й ступени вентилятора и колеса второй ступени вентилятора, валопровода и кока .

Диски и лопатки колес 1-й и 2-й ступеней вентилятора выполнены заодно целое и крепятся болтами к фланцу вала валопровода.

Валопровод состоит из вала вала турбины и корпуса, в котором расположены опоры вентилятора.

Передняя опора ротора вентилятора упругая, выполнена с шариковым радиально-упорным подшипником. Задняя опора - жесткая, выполнена с роликовым подшипником.

Разделительный корпус расположен между вентилятором и компрессором высокого давления. Он служит для формирования проточной части двигателя на участке между вентилятором и КВД с разделением воздуха, сжатого в вентиляторе, на два потока.

Компрессор высокого давления (КВД) - осевой, дозвуковой, восьмиступенчатый состоит из ротора, статора, передней опоры ротора КВД, механизма поворота лопаток регулируемого входного направляющего аппарата (РВНА) и лопаток регулируемых направляющих аппаратов (РНА).

На корпусе КВД размещаются клапан 13 запуска для перепуска воздуха из-за 5-й ступени в процессе запуска; и два фланца отбора воздуха из-за 5-ой ступени на самолетные нужды.

Ротор КВД барабанно-дисковой конструкции, состоит из восьми рабочих колес, пяти проставок между рабочими колесами, переднего и заднего валов, переднего и заднего лабиринтов. Рабочие колеса 1 - 7-ой ступеней, передний и задний валы, задний лабиринт, соединяются между собой при помощи 16-ти призонных стяжек, образуя силовую схему ротора.

Передняя опора ротора КВД - упругая, выполнена с радиально-упорным трехточечным шариковым подшипником и масляным демпфером.

Задняя опора - межвальная, между роторами ТНД и ТВД, выполнена с роликовым подшипником и является общей для роторов КВД и ТВД.

Камера 14 сгорания - кольцевого типа, состоит из корпуса, диффузора, жаровой трубы, топливного коллектора с 16-ю форсунками и двух воспламенителей.

Турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и

одноступенчатой турбины низкого давления, опоры турбины, реактивного насадка и стекателя .

Рисунок 1.1- Двигатель Аи-222-25

Турбина высокого давления - охлаждаемая, осевая, реактивная, одноступенчатая, состоит из статора и ротора.

Статор ТВД состоит из соплового аппарата ТВД, наружного корпуса, проставок над рабочими лопатками и внутреннего корпуса с элементами лабиринтных уплотнений. Лопатки соплового аппарата 16 ТВД охлаждаемые и объединены в секторы. Ротор ТВД состоит из рабочего колеса, лабиринтного диска, задней цапфы и переднего экрана. Колесо ротора включает в себя диск и рабочие лопатки, зафиксированные уплотнительным диском. Рабочие лопатки ТВД литые, охлаждаемые. Турбина низкого давления (ТНД) - осевая, реактивная, одноступенчатая, состоит из статора и ротора. Статор ТНД состоит из соплового аппарата 18 ТНД, наружного корпуса, проставок над рабочими лопатками и внутреннего корпуса с элементами лабиринтных уплотнений. Лопатки соплового аппарата 18 ТНД охлаждаемые и объединены в секторы. Ротор ТНД состоит из рабочего колеса 19, лабиринтного кольца и вала ТНД. Колесо ТНД состоит из диска и лопаток, зафиксированных уплотнительным диском. Рабочие лопатки ТНД - неохлаждаемые. Опора ротора ТНД - упругая, выполнена с роликовым подшипником и масляным демпфером.

Реактивное сопло- дозвуковое.



2. Определение геометрических размеров проектируемого двигателя

Расчетные параметры:

Тяга двигателя - 2550кг;

суммарная степень сжатия- 15,5;

температура газов - 1470К;

степень двухконтурности -1,2

Рисунок 2.1-Расчетная схема ТРДД

Определение осевых размеров узлов и длины двигателя

Определение длины вентилятора, КНД и КВД

Для определения длины двигателя необходимо знать число ступеней лопаточного узла. Выбирают осевую ширину S первой и последней ступеней, задаваясь относительной шириной (

) этих ступеней. Исходя из статических данных, можно принимать следующие значения :

Вентилятор

Для первой ступени вентилятора ТРДД, компрессора ТРД или ТВД 0.55-0.7 (для сверхзвуковой ступени до 0.9 и более)

Для последней ступени компрессора ТРДД 0.8-1.0

КНД

Для первой ступени компрессора НД 0.55-0.7 (для сверхзвуковой ступени до 0.9 и более)

Для последней ступени компрессора

ТРДД 0.8-1.0

КВД

Для первой ступени КВД 0.8-1.0

Для последней ступени КВД 1.3-1.7

Задавшись величиной , находят осевую ширину ступени:

, м

Длину узла, имеющего N ступеней, ориентировочно вычисляют через среднюю ширину ступени:

, м

где N- количество ступеней;

S1 и S2- соответственно ширина первой и последней ступени, м.

Определение длины разделительного корпуса

Чем больше значение , тем больше значение коэффициента :

Определение длины камеры сгорания

Расчет длины проточной части камеры сгорания производится по формуле:

, м

Чем больше значение , тем больше значение коэффициента :

Определение длины газовой турбины

Аналогично расчету КНД и КВД находим длину узла, имеющего N ступеней, который ориентировочно вычисляют через среднюю ширину ступени по формуле:

, м

где S1 и S2 - соответственно осевая ширина первой и последней ступени;

N- количество ступеней.

Исходя из статических данных относительная ширина ступеней :

ТВД

Для первой ступени ТВД 1.2-1.5

Для последней ступени ТВД 0.7-1.0

ТНД

Для первой ступени ТНД 0.7-1.0

Для последней ступени ТНД 0.55-0.8

Сопло

Диаметр выходного сечений реактивного сопла определяется с использованием уравнения расхода.

, м

Масса двигателя, вычисляется по следующей формуле:

, кг

где коэффициент А=4100, для ТРДД и ТВД.

Результаты расчета приведены в Приложении 1.

Выводы:

Согласно расчетам, компрессор выполнен десятиступенчатым, турбина -двухступенчатой; ОКС- прямоточная, кольцевая; длина двигателя- 1,8м; масса двигателя - 2050 кг.

Таблица 2.1

Элементы	Параметры	Сечения	Параметры	Параметры
	кг/с	об/мин	N, кВт		Р,10 Па	Т, К	С, м/с	D, мм	D, мм	H, мм
Вентилятор (наружный контур)		10765		Вход Выход	1 2,12	288 304	200 180	710 710	272 640	219 35
КВД		21365		Вход Выход	2,12 15,19	304 739	160 130	350 350	210 310	70 20
ТВД		21365		Вход Выход	10,33 4,76	1470 1145	200 350	365 365	350 330	7,5 17,5
ТНД		16465		Вход Выход	4,76 12	1145 962	208 350	600 584	460 475	54,5 70
Сопло		-	-	Выход	1,24	586	479	710	319	-

3. Краткое описание систем двигателя

Система топливопитания двигателя

Система топливопитания предназначена для подачи топлива в камеру сгорания в соответствии с заданными законами, обеспечивающими надежную работу двигателя на всех режимах во всех условиях эксплуатации и для обеспечения работы регулятора РНА.

Система топливопитания состоит из:

насоса-регулятора;

топливомасляного теплообменника;

топливного коллектора (рабочего и пускового);

рабочих форсунок;

трубопроводов.

Система автоматического управления и контроля предназначена для:

автоматического управления двигателем;

контроля работы двигателя.

Система автоматического управления и контроля САУК-222 комплексно обеспечивает автоматическое управление, защиту и оперативный контроль (с выдачей информации в самолетные системы управления и контроля).

САУК - электронно-гидропневмомеханическая, двухканальная, с двумя равноценными каналами управления, каналом контрольных параметров и гидромеханической резервной системой. САУК включает в себя:

основной канал (канал А) управления расходом топлива и управления положением регулируемого входного направляющего аппарата (РВНА) и регулируемых направляющих аппаратов (РНА) нулевой и первой ступеней

КВД (далее по тексту РВНА и РНА нулевой-первой ступеней - РНА КВД);

дублирующий канал (канал Б) управления расходом топлива и управления положением РНА КВД;

резервную гидромеханическую систему управления расходом топлива и управления положением РНА КВД;

канал контроля параметров (в том числе - канал контроля вибрации). САУК на самолете взаимодействует с органами управления двигателем в кабине самолета и самолетными системами:

СУОСО - система управления общесамолетным оборудованием;

БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина;

БАСК- бортовая автоматизированная система контроля;

БСОИ - блоки сбора и обработки информации в составе: ЭБН - эксплуатационный бортовой накопитель, ЗБН - защищенный бортовой накопитель.

Поддержание заданного угловым положением РУД режима работы двигателя осуществляется путем дозирования расхода топлива. ЭСУ в соответствии с заданным положением РУД формирует и выдает на исполнительные механизмы насоса-регулятора управляющие команды, необходимые для поддержания требуемого режима двигателя. По полученным от ЭСУ управляющим командам насос-регулятор непосредственно обеспечивает дозирование расхода топлива в двигатель.

Гидромеханическая система управления предназначена для подачи топлива в камеру сгорания в соответствии с заданными законами, обеспечивающими надежную работу двигателя во всех условиях эксплуатации, для обеспечения работы регулятора регулируемых направляющих аппаратов КВД и подачи топлива для охлаждения привода-генератора. Гидромеханическая система управления состоит из:

насоса-регулятора (- HP);

топливомасляного теплообменника (ТМТ);

топливного коллектора;

рабочих форсунок;

трубопроводов.

Топливные форсунки предназначены для подачи и распыла топлива в камеру сгорания двигателя. Установлены топливные форсунки на камере сгорания.

Топливный коллектор пускового топлива предназначен для подвода топлива к пусковым форсункам двигателя.

Пусковые форсунки (2 шт.) - одноконтурные, центробежного типа.

Пусковые форсунки предназначены для распыла и подачи топлива в

воспламенители камеры сгорания.

Пусковые форсунки установлены на корпусах воспламенителей.

Насос-регулятор обеспечивает выполнение следующих функций:

повышение давления топлива в подкачивающей ступени насоса-регулятора;

подачу топлива для охлаждения привода-генератора;

повышение давления топлива в основной ступени насоса-регулятора;

управление подачей топлива в коллектор пусковых форсунок;

управление расходом топлива в коллектор рабочих форсунок по командам электронного блока регулирования и контроля на следующих режимах работы двигателя:

а) запуск;

б) установившиеся режимы;

в) приёмистость;

г) дросселирование;

выдача сигнала о положении дозирующего элемента;

выдача сигнала о характеристике расхода топлива;

подача топлива в регулятор регулируемых направляющих аппаратов КВД

переход на резервную систему автоматического управления расходом топлива.

Дренажная система двигателя предназначена для:

сбора и удаления жидкостей, сливаемых из дренажных полостей уплотнений регулятора регулируемого направляющего аппарата КВД (РНА КВД), насоса-регулятора, привода-генератора и гидронасоса;

сбора и удаления топлива из камеры сгорания и корпуса опоры турбины при неудавшихся и ложных запусках двигателя.

Дренажная система двигателя состоит из: дренажного бачка , эжектора , трубопровода отвода сливаемой жидкости из дренажного бачка к эжектору, сливных трубопроводов и деталей их крепления.

Рисунок 3.1- Система топливопитания

Масляная система

Система смазки и суфлирования предназначена для постоянной подачи масла под давлением к трущимся поверхностям подшипников опор роторов, вращающимся деталям центрального привода, коробки приводов и привода гидронасоса.

Кроме того, масло из системы смазки подается к демпферам шарикоподшипников вентилятора, КВД и к роликоподшипнику ТНД. Система смазки и суфлирования двигателя выполнена автономной, т.е. все изделия, обеспечивающие перечисленные выше функции, установлены на двигателе.

Система смазки обеспечивает подачу масла в центральный привод и опоры компрессора при действии отрицательных и околонулевых перегрузок длительностью не более 30 с с перерывом 30 с.

В систему смазки (входят маслобак 11; маслоагрегат 33; маслофильтр 5 грубой очистки; воздухоотделитель 7; топливомасляный теплообменник 2; гидроаккумулятор 20; предохранительные фильтры 17 и 28, установленные перед форсунками; краны сливные 1; трубопроводы, клапаны и форсунки.

Маслоагрегат 33 состоит из нагнетающего насоса 37 с редукционным 35 и обратным 36 клапанами, откачивающего насоса 32 из опор турбин и откачивающего насоса 39 из поддона разделительного корпуса. Кроме этого, в состав маслоагрегата входит маслофильтр 34 тонкой очистки с перепускным клапаном 6 и сигнализатором 31 перепада давлений масла.

На воздухоотделителе 7 установлен термостружкосигнализатор 29 опор турбин с защитным фильтром 30.

В системе смазки контролируется давление масла на входе в двигатель датчиком 25, температура масла на входе в двигатель - датчиком 10, количество масла в маслобаке - датчиком-сигнализатором 8 уровня, наличие ферромагнитных частиц или превышение температуры откачиваемого масла - термостружкосигнализаторами 29 и 41, засорение маслофильтра 34 тонкой очистки - сигнализатором 31 перепада давлений масла на маслофильтре.

Соответствующие сигналы от этих датчиков и сигнализаторов поступают в блок ЭСУ-222, где обрабатываются по алгоритмам контроля, результаты которых регистрируются в самолетном эксплуатационном бортовом накопителе (ЭБН) и одновременно поступают в комплексную систему электронной индикации (КСЭИ) и на многофункциональный цветной индикатор (МФЦИ) бортовой автоматизированной системы контроля (БАСК).

Суфлирование масляных полостей необходимо для обеспечения нормальной работы системы смазки и уплотнений опор. Масляные полости опор турбин, компрессоров и центрального привода суфлируются в полость коробки приводов и далее, через центробежный суфлер 40, в реактивное сопло.

Рисунок 3.2- Масляная система

Пусковая система

Система запуска предназначена для выполнения следующих операций:

автоматического запуска двигателя на земле и в полете;

ложного запуска двигателя на земле;

холодной прокрутки двигателя на земле;

автоматического и ручного прекращения запуска, холодной прокрутки и ложного запуска до окончания их полного цикла.

Система запуска двигателя - автоматическая, включает в свой состав:

воздушный турбостартер (ВТС);

систему зажигания;

топливный насос-регулятор;

органы управления процессом запуска и самолетную систему управления и контроля (см. РЭ самолета);

блок управления и контроля ЭСУ-222 (блок ЭСУ);

датчики и сигнализаторы первичной информации о параметрах системы запуска, параметрах двигателя и воздуха на входе в двигатель.

В качестве источника сжатого воздуха для питания ВТС при запуске двигателя на земле могут быть применены:

бортовой вспомогательный газотурбинный двигатель или наземная установка воздушного запуска с параметрами отбираемого воздуха, обеспечивающими номинальную мощность ВТС ;

соседний работающий двигатель.

При запуске двигателя в полете источником сжатого воздуха для питания ВТС могут быть:

бортовой вспомогательный газотурбинный двигатель;

соседний работающий двигатель.

Развиваемая воздушным турбостартером мощность передается ротору ВД двигателя через храповую муфту с тремя упорами, шестеренчатый механизм коробки приводов и центральный привод.

На неработающем двигателе и в процессе запуска двигателя открыт клапан перепуска воздуха из-за пятой ступени компрессора ВД. Клапан закрывается до выхода двигателя на режим МГ. Регулируемый входной направляющий аппарат и регулируемые направляющие аппараты 0-2-й ступеней компрессора в процессе запуска прикрыты - поворотные лопатки аппаратов остаются на минимальном углу.

Контроль за процессом запуска двигателя осуществляется по информации о состоянии и параметрах двигателя, отображаемой на многофункциональном индикаторе в кабине экипажа.

Рисунок 3.3-ВТС

Система контроля параметров

На двигателе установлены датчики и сигнализаторы, преобразующие параметры работающего двигателя в электрические сигналы, которые через электропроводку двигателя и самолета поступают в блок регулирования и контроля двигателя (ЭСУ) и (или) на многофункциональные цветные индикаторы (МФЦИ) в кабине экипажа.

Они позволяют:

определить соответствие действительных значений параметров двига теля требуемым;

обнаружить неисправности в их начальной стадии.

Для визуального контроля параметров работы двигателя в кабине экипажа на приборной доске, на МФЦИ в кадре "Двигатель" отображаются текущие значения следующих параметров:

приведенная частота вращения ротора высокого давления (шкала, цифра);

приведенная частота вращения ротора низкого давления (шкала);

температура газа за турбиной низкого давления (шкала, цифра);

температура масла на входе в двигатель (цифра);

давление масла на входе в двигатель (цифра);

вибрация (шкала на каждый из двух каналов измерения);

положение рычага управления двигателем (цифра);

относительный режим двигателя (коэффициент);

время запуска двигателя;

а также сигналов:

помпаж;

открытое положение воздушного клапана ВТС.

В случае отказа ЭСУ предусмотрена резервная индикация на МФЦИ текущего значения частоты вращения ротора высокого давления. ЭСУ по алгоритмам контроля выдает на МФЦИ (в виде текстовых сообщений) информацию об обнаруженных неисправностях.

На двигателе измеряется частота вращения ротора вентилятора (ротора низкого давления), ротора высокого давления.

Данные о частоте вращения ротора низкого давления поступают в блок регулирования и контроля (ЭСУ-222) для использования в алгоритмах управления и контроля работы двигателя. Информация о текущем значении частоты вращения ротора низкого давления отображается на многофункциональном цветном индикаторе (МФЦИ) бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ).

Данные о частоте вращения ротора высокого давления поступают в ЭСУ-222 для использования в алгоритмах управления и контроля работы двигателя и в систему управления общесамолетным оборудованием (СУОСО) для измерения и индикации частоты вращения ротора высокого давления при полном отказе ЭСУ-222 или мультиплексного канала информационного обмена (МКИО).

Система измерения температуры газа в двигателе предназначена для выдачи электрического сигнала, пропорционального температуре газа за турбиной низкого давления, в электронную систему управления (ЭСУ), выполняющую функцию регулирования и контроля.

В блоке ЭСУ электрический сигнал обрабатывается и преобразуется в цифровой код для использования в алгоритмах управления двигателем и для выдачи в самолетные системы индикации и регистрации параметров работы двигателя.

Контроль вибрации двигателя АИ-222-25 на самолете осуществляется системой контроля роторных вибраций во всем диапазоне частот вращения роторов низкого (НД) и высокого давления (ВД).

Вибрации двигателя измеряются в плоскостях передней и задней подвесок двигателя.

Система предназначена для раздельного контроля вибрации каждого ротора, по первым роторным гармоникам, с использованием узкополосных следящих фильтров. Система обеспечивает автоматическую настройку фильтров на частоты измеряемых сигналов в диапазонах частот вращения роторов по сигналам от датчиков частоты вращения (ДЧВ). В систему контроля роторных вибраций входят:

канал контроля вибрации (входит в состав электронного блока регулирования и контроля ЭСУ-222) - далее - ККВ - 1 шт.;

пьезоэлектрический датчик вибрации МВ-38 - 2 шт.;

электрическая проводка (электроколлектор) двигателя и самолета. Изделия, взаимодействующие с системой контроля роторных вибраций:

датчики частоты вращения роторов - 2шт.;

бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ);

многофункциональный цветной индикатор (МФЦИ);

эксплуатационный бортовой накопитель (ЭБН);

защищенный бортовой накопитель (ЗБН).

Учет наработки двигателя выполняется автоматически блоком регулирования и контроля двигателя (ЭСУ).

ЭСУ подсчитывает суммарное время работы двигателя, а также суммарное время работы на режимах:

максимальном;

учебном.

Текущий режим работы двигателя определяется по положению РУД (параметр бХруд). Кроме того, ЭСУ подсчитывает суммарное количество полетных циклов работы двигателя и суммарное количество запусков двигателя. Суммарное время работы двигателя подсчитывается при наличии признака работающего двигателя.

Противообледенительная система

Для предотвращения обледенения в двигателях предусмотрен обогрев двадцати шести лопаток ВНА КНД и кока двигателя. Обогрев осуществляется воздухом, отбираемым за XI или за VI ступенью КВД. Переключение отбора производится автоматически в зависимости от частоты вращения ротора КВД. Три нижние лопатки (из 26 лопаток ВНА) кроме воздушных каналов имеют каналы для подвода или отвода масла и обогреваются им независимо от работы ПОС.

Противообледенительная система состоит из стакана отбора воздуха за VI ступенью КВД, стакана отбора воздуха за XI ступенью КВД, распределительной заслонки отбора воздуха (ЗОВ), электрозаслонки , теплоизолированного коллектора и трубопроводов, соединяющих перечисленные элементы.

На режимах работы двигателя, при которых частота вращения ротора КВД ниже (8700 ± 150) об/мин, воздух для обогрева отбирается за XI ступенью; на более высоких режимах распределительная заслонка переключена в положение отбора воздуха за VI ступенью. Переключение распределительной заслонки производится гидроцилиндром, в который подается топливо высокого давления от насоса-регулятора.

Включение ПОС осуществляется открытием электрозаслонки , управляемой электромеханизмом ЭПВ-150МТ. При включенной системе воздух через распределительную заслонку , трубопроводы и электрозаслонку поступает в кольцевой теплоизолированный коллектор и далее через уголковые штуцера в полости в районе входных кромок лопаток ВНА. По указанным полостям воздух проходит к центральной втулке ВНА и, выйдя через отверстия в передней крышке, направляется на обогрев наружной обечайки кока. Из обечайки кока через отверстия воздух выходит в проточную часть КНД.

Противопожарная система

Противопожарная система двигателя выполняется по единой схеме и включает в себя систему сигнализации о пожаре 2С7К и системы внутреннего и наружного пожаротушения. Система наружного пожаротушения является частью самолетной противопожарной системы.

Система сигнализации о пожаре 2С7К предназначена для выдачи сигнала в кабину экипажа в случае возникновения пожара в защищаемых полостях двигателя и автоматического включения системы пожаротушения двигателя.

Система сигнализации обслуживает одновременно два двигателя и состоит из четырех датчиков ДП-11 (по два на двигатель) и одного блока-реле 2С7К-БР.

Исправность системы сигнализации о пожаре проверяется переключателями контроля. При включении переключателя и при исправности всей системы загорается соответствующая сигнальная лампа, но напряжение на вход автоматического включения системы пожаротушения не подается.

Внутренняя система пожаротушения состоит из баллона с огнегасящим составом фреон 114В-2 (масса заправляемого фреона 2,725 кг), трубопровода

подвода огнегасящего состава к двигателю, трубопровода для подвода огнегасящего состава в полость кожуха вала.

4. Расчет на прочность

Расчет оболочки камеры сгорания на устойчивость

Условие нагружения: кручение оболочки моментами Т.

Исходные данные:

Радиус оболочки R = 0.338 м

Длина оболочки l = 0.45 м

Толщина оболочки h = 0.0012 м

Модуль Юнга E = 210000.0 Па

Коэффициент Пуассона mu = 0.30

Результаты расчета:

Критическое касательное напряжения tau_kr = 0.004489 Па

Критический момент сжатия Т_kr = 0.0074 Н*м

Рисунок 4.1- Расчетная схема

Расчет оболочки на прочность

Исходные данные:

Радиус кривизны оболочки R = 0.9700 м

Радиус кривизны меридиана оболочки r_x = 1.2350 м

Толщина оболочки h = 0.1000 м

Угол между R и осью Gamma = 30.0 град

Избыточное давление P = 1500.0 Па

Осевая сила N = 3000.0 Н

Результаты расчета:

Осевое напряжение :

Sigma_x= 0.504E+04 Па

Окружное напряжение :

Sigma_t= 0.106E+05 Па

Рисунок 4.2- Расчетная схема

Расчет напряжений в месте соединения оболочек

Исходные данные:

Радиус оболочки R = 0.338 м

Толщина оболочки h = 0.0012 м

Избыточное давление P = 1500.0 Па

Результаты расчета:

Осевое напряжение :

Sigma_x= 0.941E+04 Па

Окружное напряжение :

Sigma_t= 0.150E+05 Па

Рисунок 4.3- Расчетная схема

Расчет влияния фланца на прочность оболочки

Исходные данные:

Радиус оболочки R = 0.338 м

Толщина стенки оболочки h = 0.0012 м

Толщина фланца h_fl = 0.4000 м

Высота фланца l_fl = 0.9000 м

Высота галтели h_g = 0.1500 м

Радиус галтели r_g = 0.3500 м

Избыточное давление delta_p = 5000.0 Н

Осевая нагрузка P = 1500.0 Н

Температура перед фланцем T0 = 400.0 С

Температура за фланцем T1 = 300.0 С

Коэф. температурного расширения материала фланца

alpha_fl = 0.001230 1/К*10^6

Коэф. температурного расширения материала оболочки a

lpha_ob = 0.004560 1/К*10^6

Модуль упругости материала фланца E_fl = 8000.0 Па

Модуль упругости материала оболочки E_ob = 7800.0 Па

Коэффициент Пуанссона mu = 0.300

Результаты расчета:

Суммарное напряжение изгиба в оболочке :

Sigma_s = 0.101E+05 Па

Рисунок 4.4- Расчетная схема

Результаты расчета показали, что элементы камеры сгорания имеют нормируемый запас прочности.

5. Разработка камеры сгорания

Эффективность использования охлаждающего воздуха в камере сгорания в значительной мере определяется выбранной схемой охлаждения стенки жаровой трубы. Установлено, что при температуре газа на выходе из камеры сгорания Т <1500К пленочное охлаждение вполне обеспечивает защиту стенки от прогарания. Существенным недостатком этого способа является невысокое использование хладоресурса охлаждающего воздуха. Кроме того, воздушная пленка способствует снижению, главным образом, конвективной составляющей теплового потока и в некоторой степени предохраняет от теплового излучения светящегося пламени. Поэтому в ряде случаев для охлаждения стенок пленочным способом расходуется до 50% воздуха, поступающего в камеру сгорания.

При повышении температуры газов в камере сгорания такое количество воздуха не удается использовать для охлаждения стенок, т. к. он должен расходоваться на обеспечение заданной радиальной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры. Поэтому для высокотемпературных камер сгорания следует применять более сложные, но и более экономичные по расходу системы охлаждения. К таким системам относится разработанная фирмой "Роллс-Ройс" камера сгорания с жаровой трубой, имеющая двойную стенку. На рис. 5.1.а показано несколько секций жаровой трубы вильчатого типа. Каждая "вилка" своим основанием приварена к окончанию наружной стенки 1 предыдущей секции -- тем самым обеспечивается свобода термической деформации более нагретой внутренней стенки 4. Воздух в каждой секции через отверстия 2 поступает внутрь камеры, следуя в основном

вдоль внутренней поверхности стенки, и частично отклоняется к центру жаровой трубы устройством 3, расположенным на конце стенки 4.

К другим эффективным схемам охлаждения можно отнести пористое (рис. 5.1, в) охлаждение.

в)

Рисунок 5.1-Охлаждение стенок ОКС

Последняя схема является наиболее эффективной, т. к. охладитель пронизывает стенку жаровой трубы с максимальным теплосъемом.

На рис. 5.2, а показана разработанная фирмой "Роллс-Ройс" камера сгорания с проницаемой внутренней стенкой 1, которая выполнена многослойной. Каждый слой 5 стенки имеет сквозные отверстия 6, оси которых в смежных слоях сдвинуты вдоль образующей, что позволяет регулировать сечение -канала для прохода охлаждающего воздуха. Вокруг образованной таким образом пористой стенки 1 расположена силовая гофрированная оболочка 2 , образующая кольцевые каналы 3, в которые через отверстия 4 поступает вторичный воздух, распределяющийся далее по

близлежащим каналам стенки 1 .

Камера сгорания с жаровой трубой, составленной из пористых кольцевых секций 9, представлена на рис. 5.2, б. Вторичный воздух 7 проходит через поры в секциях 9 , охлаждая стенку и создавая защитный воздушный слой у ее внутренней поверхности. Количество охлаждающего воздуха определяется размером пор и их числом на единице площади поверхности стенки 8. Для увеличения расхода воздуха

Рис.5.2-Конструкции ОКС

первая и последняя секции имеют большую проницаемость, чем средняя. Различную проницаемость (пористость) каждой секции получают выбором соответствующего размера нитей (волокон) из жаропрочного материала. При диаметре волокон 0,1...0,2 10~3 м и их длине в 0,001 м (пористость составляет примерно 73% при плотности материала около 6-103кг/м3.

Следует, однако, подчеркнуть, что существующие пористые металлические материалы недостаточно прочны и имеют нестабильные гидравлические характеристики при засорении проходных сечений различными загрязнениями, а также склонны к постоянному окислению.

В качестве компромиссного решения, позволяющего значительно повысить интенсивность охлаждения стенки жаровой трубы за счет пропускания воздуха по ее внутренним каналам (при обеспечении достаточной прочности и стабильности теплового состояния камеры сгорания), фирмой "Дженерал Моторс" предложен слоистый материал ламиллой .

Он изготавливается из трех и более слоев перфорированного листового материала, имеющего заранее заданные диаметр отверстий и шаг между ними, размеры которых определяются исходя из потребного расхода охлаждающего воздуха. Охлаждающий воздух поступает через отверстия внутрь стенки жаровой трубы, проходит по системе вытравленных в промежуточных слоях каналов и, охладив стенку, попадает в зону горения через выходные отверстия.

ТУ установлено, что ресурс жаровых труб в основном определяется величиной термических напряжений, возникающих вследствие перепада температур на их стенке. Наибольшие деформации термического характера зафиксированы на кольцевых обечайках жаровых труб, и для обеспечения благоприятных условий работы целесообразным решением Фирма "Пратт-Уитни" с целью увеличения ресурса жаровых труб применила сборную конструкцию, состоящую из отдельных сегментов внутренней и внешней обечаек, закрепленных соответственно на внутреннем и наружном каркасах с помощью пазового соединения. Каждый сегмент жаровой трубы отливается из жаропрочного материала, из которого обычно изготавливаются лопатки турбины. авиационный камера сгорание прочность

В проектируемой ОКС для повышения эффективности охлаждения стенок камеры сгорания и снижения термических напряжений в головке завихрителя установлены щели.

Рис.5.3- Щели в корпусе завихрителя

Щели обеспечивают дополнительное увеличение воздуха в районе зоны горения, тем самым улучшая смесеобразование.

Конструкция камеры сгорания

Камера сгорания - кольцевого типа, состоит из корпуса, диффузора, жаровой трубы, топливного коллектора с 16-ю форсунками и двух воспламенителей и предназначена для подвода тепла к рабочему телу.

На корпус камеры сгорания устанавливаются шестнадцать топливных форсунок и коллекторы первого и второго контуров с 32 трубопроводами подвода топлива к форсункам.

Корпус камеры сгорания и кожух внутренний образуют кольцевой канал, в котором располагается жаровая труба.

Корпус и кожух внутренний вместе с двенадцатью силовыми стойками, направляющим аппаратом тринадцатой ступени КВД и кольцом подвески средним входят в силовую схему двигателя.

Кольцо диффузора, наружное и внутреннее кольцо образуют кольцевой диффузорный канал с плавным безотрывным обтеканием и далее с внезапным расширением потока, что обеспечивает стабильное течение воздуха. Кольцо диффузора крепится к кольцу подвески.

Кольцо диффузора внутреннее крепится к переднему фланцу кожуха внутреннего. Жаровые трубы и кольца газосборника установлены в кольцевом канале, образованном корпусом и кожухом внутренним. Они служат для организации процесса горения в камере сгорания.

Жаровая труба фиксируется от перемещения в радиальном направлении при помощи форсунок. В осевом направлении фиксируется при помощи подвесок.

Жаровая труба состоит из топливо-воздушного насадка (ТВН), головки, шести секций, гофрированных колец и заднего фланца, сваренных между собой.

ТВН состоит из цилиндрического колпачка с отверстиями на цилиндрической части и лопаточного завихрителя, расположенного вокруг отверстия под форсунку. Вокруг лопаточного завихрителя по окружности расположены щели. Секции и гофрированные кольца образуют стенки жаровых труб, для их охлаждения в щели между гофрированными кольцами поступает воздух.

В стенках жаровых труб выполнено три ряда отверстий для подвода воздуха в зону горения и смешения.

В первой секции жаровой трубы имеются отверстия для установки свечей, которые служат для воспламенения топлива при запуске двигателя.

Жаровая труба заканчивается фланцами рамочного типа.



Заключение

В курсовом проекте проведен расчет геометрических характеристик двигателя. Проектируемый двигатель имеет следующие расчетные параметры:

Тяга двигателя - 2550кг;

суммарная степень сжатия- 15,5;

температура газов - 1470К;

Согласно расчетам, компрессор выполнен десятиступенчатым, турбина -двухступенчатой; ОКС- прямоточная, кольцевая; длина двигателя- 1,8м; масса двигателя - 2050 кг.

Разработанная в курсовом проекте камера сгорания имеет более высокую надежность. Предложенная система турбулизации воздуха за счет применения щелей позволила уменьшить температурные напряжения, а, следовательно, повысила надежность работы камеры сгорания. Проведенный расчет на прочность и устойчивость элементов камеры сгорания показал, что рабочие напряжения существенно меньше предельных.



Список литературы

4.Лозицкий Л.П., Авдошко М.Д., Гвоздецкий И.И. и др. Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП. М.: Машиностроение 1988 г.-288с.

2. Лозицкий Л.П., Ветров А.Н., Дорошко С.М., Иванов В.П., Коняев Е.А.Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей. М.: Воздушный транспорт, 1992. ь

3. Жаркой И.И. Ходацкий С.А., Щеглов С.И. Особенности конструкции и эксплуатации двухконтурного турбореактивного двигателя Д-30КП. М.:МГТУ ГА, 2009.

4. Пыхалов А.А., Ходацкий С.А.,. Учебно- методическое пособие по

изучению дисциплины и выполнению курсового проекта по

дисциплине " Конструкция и прочность авиационных двигателей",

ИФ МГТУ ГА, 2010.



Приложение

(Справочное)

Расчет геометрических характеристик

Исходные данные:
Тип двигателя	ТРДД Аи-222
Число ступеней N:	( по прототипу или расчету)
КНД	2	ТВД	1
КВД	8	ТНД	1
h	высота лопаточного узла
	Вход	Выход		Вход
КНД	0,218	0,035	ТВД	0,017
КВД	0,085	0,024	ТНД	0,05
Диаметр
КВД на выходе (Dк)	0,35
Турбины на входе	0,584		выход	выход
Расчет:			0,052	0,052
1. Компрессор		Длина КНД
Значения относительной ширины ступеней
1-я ступень	0,55
Посл-я ступень	0,8
Ширина ступени:
S1	0,1199	м
S2	0,028	м
Длина узла L
L=(S1+S2)*N/2	0,1479	м

		Длина КВД
Значения относительной ширины ступеней
1-я ступень	0,8	м
Посл-я ступень	1,3	м
Ширина ступени:
S1=h*	0,068	м
S2=h*	0,0312	м
Длина узла L
L=(S1+S2)*N/2	0,3968	м
	2. Разделительный корпус
Длина разделительного корпуса
Lрк	0,56	Dк нар	0,8	м
Ккр	0,7	(Справочные данные 0,4-0,7)
	3. Камера сгорания
Длина проточной части камеры сгорания
Lо кс	0,28	м
Ккс	0,8	(Справочные данные 0,8-1)
		4. Газовая турбина
		Длина ТВД
Значения относительной ширины ступеней
1-я ступень	1,2
Посл-я ступень	0,7
Ширина ступени:
S1=h*	0,0204	м
S2=h*	0,0315	м
Длина узла L
L=(S1+S2)/2	0,02595	м
		Длина ТНД
Значения относительной ширины ступеней
1-я ступень	0,7
Посл-я ступень	0,55
Ширина ступени:
S1=h*	0,035	м
S2=h*	0,0286	м
Длина узла L
L=(S1+S2)/2	0,0318	м
		5. Сопло
Длина сопла:
Lс	0,35	м
Dт нар	0,5	м
Ксопла	0,7-1,5	0,7
		6.Длина двигателя
Lдв	1,79245	м
		7. Масса двигателя
Мдв	2050	кг
А	4100
Dк(в)	0,5	м
результаты, которые представлены наже в таблице:
Число ступеней:	КНД	2
	КВД	8
	ТВД	1
	ТНД	1
Длина двигателя:	1,8	м
Масса двигателя:	2050	кг

Размещено на Allbest.ru

...