Конструктивные схемы и характеристики турбовинтовых двигателей

Турбовинтовые двигатели – это двигатели, в которых подъемная сила создается за счет вращения винта при взаимодействии профиля винта с воздушным потоком. Изготавливаются следующие виды двигателя: с дозвуковым входным диффузором, с соосным и одинарным винтом, которой приводится от редуктора; с центробежным многоступенчатым компрессором с однокаскадным осевым компрессором или с осецентробежным компрессором; камеры сгорания используется трубчатая, кольцевая и трубчато-кольцевая.

В двигателе производится насосная подача топлива, обеспечивается циркуляционная смазка под давлением, воздушное охлаждение двигателя, запуск осуществляется электрическим зажиганием.

 Газовая турбина используется многоступенчатая, разрезная или не разрезная.

 Выходное устройство в виде дозвуковых сопел или выходных устройств без использования реактивной тяги.

Конструктивная система ТВД отличается наличием свободной турбины, которая приводит в движение винт.

  

Силовые схемы двигателей

Известно, что при взаимодействии газовоздушного потока с элементами проточной части возникают усилия, которые передаются на корпус двигателя и через узлы крепления на самолет. Результирующая всех сил, действующая на двигатель являетсяся реактивная тяга, которая приводит в движение самолет. Для изучения и анализа конструктивных схем двигателя необходимо знать силовые схемы двигателя, которые в свою очередь зависят от нагрузок, действующих на узлы и детали двигателей.

 

Нагрузки, действующие на узлы и детали.

На узлы и детали двигателя действуют нагрузки в виде сил и моментов. В зависимости от того, какова природа нагрузок их можно подразделить на газодинамические, инерционные и температурные.

Газодинамические нагрузки возникают при взаимодействии элементов проточной части двигателя с газо-воздушным потоком. При ускорении деталей конструкции двигателей возникают инерционные нагрузки. Если не обеспечена свобода перемещения деталей при температурном расширении, то возникают температурные нагрузки.

По направлению действий на элементы двигателя нагрузки можно разделить на осевые, радиальные и окружные. К осевым относятся нагрузки, действующие по оси или параллельно оси двигателя. Например, осевые составляющие газодинамической силы, осевые силы инерции масс детали. В случае если ускорение двигателя направлено по оси двигателя. К радиальным относятся радиальные составляющие газодинамической силы, силы тяжести деталей, центробежная сила, сила инерции вращающихся масс ротора, реакция опор ротора от действия гироскопического момента. К окружным относятся окружные составляющие газодинамических сил, создающие крутящие моменты, относительно оси двигателя. По характеру вызываемых деформаций различают следующие нагрузки: растягивающие и сжимающие, перерезывающие, изгибающие и крутящие.

Растягивающие и сжимающие силы создаются силами давления газов на детали двигателя и центробежными силами инерции вращающихся масс деталей. Причиной появления изгибающих моментов являются газодинамические силы, силы тяжести узлов и деталей, силы инерции. Крутящие моменты возникают когда изменяется окружающая скорость газового потока. Кроме этого существует внутреннее и свободное усилие. Часть усилий действующих на детали двигателя уравновешивается и не передается на узлы крепления двигателя. Это внутренние усилия. К ним относятся усилия в лопатках и дисках осевых компрессоров и турбин. Центробежные силы, возникающие в них при вращении уравновешиваются силами упругости материалов детали. В противоположности свободные усилия не замыкаются внутри двигателя, а передаются через узлы крепления двигателя на корпус самолета.

Рассмотрим газодинамические нагрузки, действующие в двигателе. Величину газодинамических нагрузок определяют используя уравнение.

Рассмотрим проточную часть осевого компрессора, образованную двумя лопатками. Возьмем сечение 1-2. Изобразим лопатки и скорости на входе и выходе из канала.

 

Сечение 1 – вход

Сечение 2 – выход

P₁ и P₂  - давление на входе и выходе из канала

F₁ и F₂ – площади сечений на входе и выходе

C₁ и C₂ – абсолютные скорости на входе и выходе

C_1а и C_2а – осевые составляющие осевых скоростей

Примем положительным направлением направление самолета, т.е. против потока газа в двигателе. Следовательно равнодействующая газодинамическая сила в проекции на осевое направлению определится по уравнению количества движения:

P=G_B(C_2a – C_2a)+P₂F₂ – P₁F₁

Газодинамическая сила может быть представлена в проекциях на радиальное и окружное направление. Составляющие этой силы по этим направлениям определяются аналогично, как и в вышеприведенной зависимости, однако должны быть подставлены зависимости проекций скоростей газа и площадей сечений на ту ось, относительно которой определяем газодинамическую силу. Кроме газодинамической силы, действующей в канале компрессора существуют силы, действующие на другие узлы компрессора. Эта равнодействующая осевых составляющих газодинамических сил, действующих на рабочие лопатки и торцевые поверхности ротора компрессора. Они рассчитываются по зависимостям уравнения количества движения. Полная осевая сила, действующая на ротор осевого компрессора направлена в сторону полета и нагружает подшипники ротора. Для определения газодинамической силы, действующей на ротор газовой турбины, необходимо изобразить ступень газовой турбины.

 

На ось ротора турбины действуют силы, которые действуют на рабочие лопатки турбины, силы, действующие на передний торец турбины и на задний торец турбины.

Суммарная сила подсчитывается по следующей зависимости:

P_ОТ=P_РТ + P_ПТ - P_ЗТ

Для разгрузки подшипников опор от действия осевых сил применяются следующие мероприятия: в полость А, где расположен подшипник К, подводится воздух с повышенным давлением из одной из промежуточных ступеней К и на переднем торце ротора возникает сила, направленная противоположно осевой силе, действующей на ротор. Благодаря этому сила, действующая на торец ротора уменьшается. Кроме этого разгрузка подшипников достигается наличием осевой связи ротора компрессора с ротором турбины, т.к. осевые силы, действующие на ротор компрессора и ротор турбины направлены противоположно. Газодинамическая сила действуют также на камеру сгорания, в которой нет движущихся деталей. Изобразим схематично корпус камеры сгорания с жаровой трубой.

 

P_ОКС=G_Г(C_АК – C_АГ)+P_ГF_Г – P_КF_К

       C_АК ; C_АГ; P_Г; P_К – скорости и давления газа на входе и выходе.

C_АК  C_АГ

P_К P_Г

P_ОКС =P(F_Г – F_К)

Из вышеприведенных формул следует, что на узлы двигателя действует множество осевых сил и крутящих моментов, которые можно представить следующей схемой:

 

Осевые составляющие газовых сил приложены ко всем узлам и элементам проточной части двигателя. На одни узлы силы действуют по направлению полета, на другие – против. Векторная сумма показывает, что эти силы только частично уравновешиваются. Равнодействующая сила равна силе тяги, которая передается через узлы крепления двигателя на корпус самолета. Радиальная составляющая или радиальные нагрузки возникают в тех элементах проточной части, где газовый поток движется в радиальном направлении. Радиальные нагрузки определяются аналогично, как и осевые, однако форма проточной части двигателя расположена симметрично оси. Поэтому радиальные нагрузки не передаются на опоры ротора и узлы крепления двигателя к самолету. Но они нагружают узлы двигателя на которые они действуют.

Крутящие моменты газовых сил.

На ряд двигателей, которые изменяют окружную скорость потока газа действует окружная составляющая газодинамических сил. Величина окружной составляющей известна из Теории АД:

P_u=G_Г(C_2u – C_2u)

Крутящий момент, приложенный к любому радиусу:

М_КР =P_u r

Проведем анализ действия крутящего момента от газовых сил, действующих на элементы двигателя. При этом будем считать, что если на входе и выходе из рассматриваемого участка проточной части двигателя газовый поток не имеет окружной скорости, то сумма моментов, приложенных к участку равна нулю, например: в осевом компрессоре и турбине. В компрессор воздух входит в осевом направлении и в таком же направлении из него выходит. Однако в рабочем колесе и направляющем аппарате изменяются окружные составляющие скорости воздуха, т.е. возникают крутящие моменты: момент компрессора и момент статора компрессора. Эти моменты по величине равны друг другу, но направлены в разные стороны. Следовательно сумма моментов равна нулю. В газовую турбину газ поступает в осевом направлении, но на выходе из турбины поток закручен, однако пройдя стенки реактивного сопла поток принимает осевое направление, следовательно, сумма моментов ротора и статора турбины, а так же момента, возникающего на стойках реактивного сопла равна нулю. Если рассмотрим двигатель в целом, то будет видно, что момент, действующий на корпус компрессора равен сумме моментов, действующих на корпусы турбины и реактивного сопла, т.е. если бы корпусы компрессора и турбины не были бы связаны друг с другом и другими элементами, они бы вращались в разные стороны, но т.к. они связаны друг с другом, то на них возникает напряжения кручения.

Инерционные нагрузки в виде сил и моментов возникают в тех случаях когда скорость полета самолета изменяется по величине и направлению. Например при взлете или посадке, а также при совершении двигателем маневров. Инерционные нагрузки определяются коэффициентом перегрузки, который равен отношению ускорения самолета к ускорению свободного падения:

a=Kg

P_i =ma=Kgm

Из курса гидродинамики известно, что величина коэффициента перегрузки задается нормами прочности в зависимости от типа маневра и самолета, т.е. максимальное значение коэффициента перегрузки принимается при выходе самолета из пикирования, когда двигатель работает на максимальном режиме. В этом случае коэффициент перегрузки изменяется в пределах 8 – 10. В прямолинейном движении сила инерции направлена по оси двигателя, при торможении по полету, при разгоне против полета. Силы инерции нагружают узлы двигателя и через подшипники передается на корпусные детали двигателя. При совершении самолетом маневров по криволинейной траектории на самолет действует центробежная сила инерции, которая рассчитывается следующим образом:

P_iR =mRΩ²

m – масса самолета;

R - радиус траектории самолета;

Ω – угловая скорость поворота самолета;

Эта сила также нагружает подшипники двигателя, нагружает ротор и корпусные детали двигателя. При работе двигателя на земле или в установившемся прямолинейном полете, когда нет других инерционных нагрузок элементы ротора двигателя нагружаются инерционной силой вращающихся масс, которая рассчитывается по формуле:

P_ц =m_дrω²

m_д – масса элементов вращающихся

r – радиус центра массы

ω – угловая скорость ротора

Если с-т совершает криволинейное движение, а ротор двигателя вращается с очень высокой частотой, известно что ротор двигателя обладает большим моментом инерции относительно оси вращения, в этом случае ротор ведет себя как гироскоп, т.е. вращение ротора, относительно собственной оси с угловой скоростью ω и вращение самой оси ротора в пространстве с угловой скоростью Ω приводит к появлению поворотного ускорения, в результате ускорения возникает гироскопический момент. Величина этого момента определяется следующей зависимостью:

М_ГИР =I ω Ω sin

I – момент инерции вращающихся масс ротора

 - угол между двумя осями, вокруг которых происходит вращение с угловыми скоростями ω и Ω.

       В случае, если =90⁰ , то:

М_ГИР =I ω Ω

Если мы определим силу, которая действует на двигатель при действии М_ГИР, то получим:

P_i =Kgm

P_iR =mRΩ²

V=R Ω

P_iR =mVΩ

Kgm= mVΩ

Ω=

Рассмотрим, каким образом действует М_ГИР на двигатель. Для этого изобразим ротор двигателя.

 

Из рассмотренной схемы следует, что под действием М_ГИР самолет вращается против часовой стрелки вокруг оси Y, т.е. пикирует под действием М_ГИР. Опоры ротора двигателя и корпус двигателя воспринимает дополнительную нагрузку, зависящую от величины М_ГИР и от расстояния между опорами. Эта нагрузка вызывает получение изгиба на валу двигателя и в корпусе.

 

Температурные нагрузки.

За время работы двигателя, большинство его деталей нагревается, т.к. они выполнены из материалов, имеющих разные коэффициенты линейного расширения, то даже при одинаковой температуре они увеличиваются не одинаково поэтому, если не предусмотреть необходимые зазоры на линейные расширения различных деталей, то будут возникать температурные нагрузки на элементах газовой турбины в силу неравномерности нагрева ответственных деталей диска, рабочих лопаток возникают циклические температурные нагрузки.

 

Силовая схема ГТД

 

       Силовые схемы ГТД состоят из корпусов компрессоров, подшипников, камеры сгорания и турбины, которые при помощи фланцевых соединений болтами или шпильками соединяются в единую конструкцию называемую силовым корпусом двигателя. На всех двигателях к силовым корпусам крепятся входные и выходные устройства, коробки приводов для агрегатов, обеспечивающих работу двигателя. В турбовинтовых двигателях к силовым корпусам присоединяется редуктор. На силовых корпусах размещаются узлы крепления двигателя к самолету и приспособления для транспортирования. Силовые корпуса воспринимают в полете следующие усилия:

1. Усилие от массы всех узлов двигателя
2. Газодинамические силы, возникающие при взаимодействии потока газа с элементами проточной части.
3. Крутящий момент, возникающий вследствие воздействия газа на лопатки статора.
4. Инерционные нагрузки, возникающие от неуравновешенности ротора от изменения ускорения самолета при прямолинейной траектории полета и гироскопические моменты, возникающие при маневрах самолета.

В ТВД кроме указанных нагрузок на силовые корпуса действует тяга винта и реактивный момент. Часть усилий замыкается в силовых корпусах, а часть их передается на самолет через узлы крепления в виде реактивной тяги. Все усилия, действующие на силовые корпуса в условиях полета изменяются в широких пределах. Например: неуравновешенные силы ротора изменяются с высокой частотой, вызывая вибрацию силовых корпусов и его элементов. Отдельные части силовых корпусов работают в различных температурных условиях при большом перепаде температур. При отсутствии свободы температурной деформации в корпусах возникают температурные напряжения, которые могут приводить к разрушению корпуса двигателя.

К конструкциям силовых корпусов предъявляют следующие требования:

1. Корпуса должны обладать прочностью и жесткостью при наименьшей массе.

2. Отдельные детали корпусов, изготавливаемые из разных материалов, обладающих различными коэффициентами температурных расширений должны иметь свободу температурных деформаций.

3. Корпуса двигателя должны обеспечивать простоту и удобство сборки и разборки двигателя в целом и его узлов в отдельности.

4. Корпуса должны иметь специальные люки для осмотра в эксплуатации лопаток, деталей камеры сгорания без разборки двигателя.

Основным признаком, определяющим схему силового корпуса двигателя является способ соединения корпуса компрессора с корпусом турбины. По этому признаку можно выделить две разновидности корпусов:

1. Схема силовых корпусов с одинарной связью, внутренней или внешней.

2. Схема крепления с двойной связью, которая может быть замкнутой или разомкнутой.

       Изобразим силовые корпуса двигателя.

Схема силового корпуса ТРД с осевым компрессором с одинарной внутренней связью компрессора и турбины ( с трубчатыми камерами сгорания ):

1-корпус компрессора; 2- корпус турбины; 3-одинарная внутренняя связь компрессора и турбины; 4-литой корпус газосборника с радиальными связями; 5-корпус заднего подшипника; 6-корпус сопловых лопаток; 7-собственно корпус турбины.

Схема силового корпуса ТРД с осевым компрессором и одинарной внешней связью компрессора и турбины:

1-корпус компрессора; 2-корпус турбины при расположении заданного подшипника перед турбиной; 2а-корпус турбины при расположении подшипника за турбиной; 3-одинарная внешняя связь ( корпус камер сгорания ); 4-корпус соплового аппарата турбины с силовой связью наружного и внутреннего колец шпильками, проходящими через внутреннюю полость сопловых лопаток; 5-корпус заднего подшипника с силовой связью с радиальными профилированными ребрами.

Схема силового корпуса ТРД с осевым компрессором с двойной разомкнутой связью компрессора и турбины:

1-корпус компрессора; 2-корпус турбины; 3-внешняя связь ( корпус камер сгорания ), соединения корпуса компрессора и турбины; 4-внутренняя разомкнутая связь, крепящая к компрессору только подшипник турбины; 5-корпус соплового аппарата турбины с силовой связью наружного и внутреннего колец, осуществляемой шпильками, проходящими через внутреннюю полость лопаток ( лопатки в силовую связь не входят).

Схема силового корпуса ТРД с осевым компрессором и двойной замкнутой связью компрессора и турбины:

1-корпус компрессора; 2-корпус соплового аппарата турбины; 3-внешняя связь корпуса компрессора и турбины ( корпус камер сгорания ); 4-внутренняя связь турбины с компрессором; 5-сопловые шпильки, проходящие через внутреннюю полость сопловых лопаток ( соединение внутренней и внешней связей ).

Внутреннюю связь применяют в двигателях с трубчатой камерой сгорания, стенки которой не входят в схему силового корпуса. Особенностью этой схемы является наличие корпуса газосборника, стенками которого корпус турбины соединяются с корпусом компрессора, корпус подшипника крепится к внутренней связи. Основным недостатком силового корпуса с одинарной внутренней связью является его большая масса. Стенки этого корпуса располагаются по окружности малого диаметра, поэтому для усиления корпуса необходимо устанавливать ребра.

Далее рассмотрим силовую схему с одинарной внешней связью. Одинарная внешняя связь корпуса компрессора и турбины осуществляется при помощи корпуса камеры сгорания. Корпус камеры сгорания имеет большой диаметр, поэтому изготовляется из сталей малой толщины, но он имеет большую жесткость и может воспринимать большие нагрузки при малой массе. Особенностью этого силового корпуса является наличие силовых элементов, передающих нагрузки от опоры турбины к наружному корпусу. Эти силовые элементы пересекают среду с высокой температурой, поэтому необходимо применять соответствующую защиту. Все это усложняет конструкцию и увеличивает массу силового корпуса. Основным недостатком рассмотренных схем силовых корпусов является их большая масса, однако имеется конструкция, в которой одинарная связь является единственно возможным.

Рассмотрим силовую схему с двойной разомкнутой связью. Отличие данной схемы от предыдущих кроме внешней связи через корпус камеры сгорания, существует внутренняя связь, поэтому нагрузки от ротора турбины не действуют на корпус. В этой схеме силовые элементы не пересекают поток горячих газов перед турбиной, поэтому конструкция защиты сравнительно проста, проще также подвести смазку в подшипник. Основным недостатком схемы является наличие прочной и жесткой связи внешних, внутренних контуров у компрессора в месте разветвления, которую необходимо для сохранения соосности подшипников турбины и требуемых радиальных зазоров между рабочими лопатками и корпусом турбины при работе двигателя. Данная схема применяется в двигателях с кольцевой и трубчато-кольцевой камерой сгорания.

Корпуса компрессора и турбины соединены между собой двойной внешней и внутренней связями. Таким образом используется несущая способность обоих связей. Внешние и внутренние контуры связаны между собой радиальными силовыми связями в двух сечениях- за компрессором и перед турбиной. Замкнутая схема позволяет получить большую жесткость при сравнительно малой массе корпусов. Основным недостатком является то, что в данной конструкции необходимо уделять внимание тепловому расширению деталей, входящих во внешние и внутренние связи, т.к. их температура различна. Эта силовая схема имеет большое распространение в современных конструкциях двигателя.

 

---

Дата добавления: 2018-04-05; просмотров: 1168; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!