9 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое приведенные обороты авиационного двигателя

автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему: Выбор параметров комбинированных ГПТУ на базе авиационных двигателей ТРДДФ РД-33

Автореферат диссертации по теме «Выбор параметров комбинированных ГПТУ на базе авиационных двигателей ТРДДФ РД-33»

На правах рукописи

ФИЛИМОНОВ ЮРИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОМБИНИРОВАННЫХ ГПТУ НА БАЗЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТРДДФ РД-33

Тепловые двигатели летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ на соискание ученой степени кандидата технических паук

Работа выполнена в Московском государственном авиационном институте (Техническом университете).

Научный руководитель -доктор технических наук, профессор О.Н.Емин

— доктор технических наук,

профессор кафедры ЭЗ МГТУ им. Баумана Бекнев B.C.

г. Москва, 107005, ул. 2-я Бауманская, 5.

— кандидат технических наук,

главный конструктор АО «Люлька-Сатурн» Марчуков ЕЛО.

г. Москва, 129301, ул. Касаткина, 13.

Ведущая организация — НПП «Завод им. В.Я.Климова» г. Санкт-Петербург. 194100, ул. Кантемировская, 11.

Защита состоится « » 199 г. на заседании диссертационного

совета К 053.18.04 в Московском авиационном институте (Техническом университете).

Адрес института: 125871, г.Москва, Волоколамское шоссе, д 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Ваш отзыв на автореферат в одном экземпляре, заверенный печатью, просим направлять по указанному адресу.

Автореферат разослан «_»_1997 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, к.т.н., доцент

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы — Использование авиационных газотурбинных двигателей на земле до последнего времени находилось на очень низком уровне, что )бусловлено недопустимой для наземного применения относительно низкой ■епловой экономичностью ГТД. Так, существующие на сегодняшний день ста-(ионарные газотурбинные установки характеризуются эффективным КПД щкла на уровне 30-35%. Радикально исправить это положение возможно, !режде всего за счет утилизации тепла струи выхлопных газов двигателя в изкотемпературном паротурбинном цикле. Ускорению исследований в этой бласти способствуют потребности современной энергетики в автономных и иковых электростанциях малой и средней мощности, особенно для трудно-оступных районов с большими природными ресурсами.

Комбинированные циклы нашли свое применение в газопаротурбин-ых установках (ГПТУ), однако все предыдущие работы основаны на ис-ользовании промышленных газовых турбин с большеразмерными каме-ами сгорания или специально создаваемого ГТД с относительно низкими пя этого типа двигателей параметрами рабочего процесса. Установки та-эго типа позволяют доводить КПД до 45%.

Использование в качестве газотурбинной части ГПТУ авиационных дви-пгелей позволяет, как показали исследования в ряде организаций, существен> повысить параметры установки. Однако это направление на сегодняшний :нь еще недостаточно изучено, как со стороны многообразия схемных реше-1Й, так и параметрического анализа каждой схемы в отдельности.

Кроме того, создание таких установок кроме решения вышеназванной дачи позволит предложить целесообразные пути конверсии авиационной хники. Причем возможна реализация нескольких направлений:

а) использование авиационных двигателей, выработавших летный ресурс;

б) использование новых двигателей и их узлов;

в) использование производственных мощностей авиадвигателестрои-пьных предприятий;

г) использование научно-технического потенциала авиационной промышленности.

Как будет показано ниже, предлагаемые схемы энергоустановок будут отличаться также более высокими экологическими показателями, чтс несомненно является их важным достоинством.

Все вышеизложенное сделало чрезвычайно перспективным и практическ! важным изучение особенностей рабочего процесса, выбор схем, оптимизацшс основных проектных параметров и проведение предэскизной компоновю ГПТУ различного назначения на базе авиационных двигателей.

Цель работы — создание предэскизного проекта комбинированной газопаротурбинной установки на базе авиационного ГТД РД-33 на основе обобщений, рекомендаций и выводов, полученных в результате проведения комплексного исследования влияния схем и параметров ГПТУ на получающиеся мощность и эффективность установки.

Задачи исследования — в качестве основных задач, решаемых в диссертационной работе, определены следующие:

— разработать методику расчета параметров двухконтурного двигателя с демонтированным компрессором низкого давления при сохранении рабочей точки его характеристики;

— разработать методику расчета и исследовать параметры двигателя с демонтированным КНД при работе его компрессора высокого давления с приведенными оборотамй больше единицы;

— разработать методику, алгоритм и программу расчета параметров комбинированной газопаротурбинной установки;

— исследовать особенности изменения параметров ГПТУ в зависимости от варьируемых входных параметров как газотур-бинной, так и паротурбинной частей установки, а так же схемы ГПТУ;

— на основании полученных результатов провести предэскизное проектирование наземной электростанции с ГПТУ на базе авиационного двигателя с малой степенью двухконтурности.

шной, так и паротурбинной частей установки, а так же схе-I ГИТУ;

— на основании полученных результатов провести прёдэскиз->е проектирование наземной электростанции с ГПТУ на базе ¡иационного двигателя с малой степенью двухконтурности.

Научная новизна — в диссертационной работе получены сле-юшие новые научные результаты:

— систематизация возможных схем комбинированных установок . базе авиационных двигателей;

— методика расчета параметров газотурбинного двигателя •и демонтаже компрессора низкого давления и рассчитанные по й характеристики такой ГТ7 на приведенных оборотах компрес-ра высокого давления .^=1-1,15;

— методика расчета параметров газопаротурбинной установки я оценки эффективности ГПТУ при оптимизации такой системы;

— данные, полученные с помощью машинного эксперимента, рактеризузщие влияние различных схем установок на их выходе параметры, позволяющие определить оптимальные для данного зотурбинного двигателя состав оборудования и компоновку ектростанции;

— данные по влиянию основных температурных разностей про-сса парообразования на мощность, КПД и габариты получаемой тановки;

— анализ возможности и целесообразности введения много-усного подвода тела к выхлопным газам двигателя с точки экия показателей ГПТУ;

Автор зап^ттааегг — возможность и целесообразность примене-я авиационных двигателей при проектировании наземных энер-/становок для различных целей; методику расчета параметров рационного двигателя при демонтаже КНД; характеристики ксм-зссора высокого давления при Ппр>1; методику определения па-/етров комбинированной ГПТУ на базе авиационного ГТД; ком-

плексный анализ эффективности различных, схем установок, также рекомендации по выбору схемы для разных двигателей;

Дразстичесхоа значение — состоит в том, что разработана ] опробована методика определения основных проектных параметро; комбинированной газопаротурбинной, установки на базе авиациоН’ ных двигателей с малой степенью двухконтурности; созданы алгоритм- и программа- расчета характеристик ГПТУ с возможность! варьирования как схемы установки, так и основных рабочих параметров газотурбинного и паротурбинного циклов; разработа) алгоритм предварительной оценки мощности свободной турбин; авиационного ГГД для случая использования его в качестве наземной энергетической установки; предложены варианты возможной компоновки электростанции с ГПТУ на базе авиационных ТРДД

Апробация работы — Материалы диссертационной работы доложены и-■обсуждены: сообщение на кафедре 201 МАИ, январь 1997 г, май 1997 г; ХЫ1-ХЬ^ научно-технических сессия> комиссии по газовым турбинам РАН. Москва, 1995-19Э7гг.; научно-методическая конференция, посвященная 50-и летия кафедры «Теория воздушно реактивных двигателей» МАИ, Москва, МАИ, октябрь 1995 г.: XX научные чтения по космонавтике. Москва, январь 199бг; X Всероссийская Межвузовская научно-техническая конференция «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели», посвященная 150-и летию со дня рождения Н.Е.Жуковского, МГТУ им. Н.Е.Баумана, сентябрь 1996г. Основное содержание диссертационной работы опубликовано з ряде статей и 4 технических отчетах каф. 201 МАИ.

Структура и объем работа — диссертация содержит введение, четыре главы и заключение, что составляет 202 страницы машинописного текста, 52 рисунка, 22 таблицы, список литературы включает 83 наименований.

Во введении показана актуальность темы исследования, изло-эны основные положения и проблемы наземного использования виационных двигателей и их частей. В связи с недостаточной зученностью вопросов, связанных с организацией утилизации зы-попной струи газотурбинной установки, подчеркнута важность роведения исследований в этой области. Указано на возможные >ти решения проблем конверсии авиационной техники, причем сра-/ по нескольким направлениям. Подчеркнута важность темы работы тоски зрения накопления опыта в создании и эксплуатации ком-■шированных установок с целью их дальнейшего применения на эрспективных транспортных средствах, в том числе и з авиации.

Первая глава содержит системный анализ научных рабос. по гме диссертации, в результате которого сформулированы оснозные адачи комплексного исследования комбинированной газопарстур-щной установки на базе авиационных двигателей. -Учитывая тен-2НЦИ20 развития современной энергетики, признано целесообразным качестве объектов исследования принять комбинированную газо-*ротурбинную установку. Дана самая общая принципиальная схема 1кой установки и показаны возможные способы использования теп-1 выхлопных газов ГТД. Приведен анализ различных способоз ор-1низации рабочего процесса в замкнутом паровом контуре. Пока-ша тенденция использования в промышленной энергетике комбини-)ванных установок для комплексного производства электроэнергии когенерации — одновременного получения электроэнергии и тепла применением технологий, позволяющих использование теплоноси-лей с максимальной эффективностью. Проведен анализ сущестзуго-[х электростанций и установок наземного применения, как отече-•венного, так и зарубежного производства, с различными пароге-:раторами (НПГ, ВПГ), рассчитанных на широкий диапазон полу-емых мощностей. Приведены примеры современных разработок в ласти применения авиационных двигателей на земле, проводимые .зличными организациями авиационного направления.

Показано, что комбинированные циклы получили применена также в судовых силовых энергетических установках. Отмечено, что роль быстроразвиваюшихся комбинированных энергетически: установок (КЭУ) в транспортной энергетике будет возрастать, поскольку КЭУ позволяют получить КПД и комплекс характеристик, недостижимых для ПТУ и ГТУ. Рассмотрен ряд примеров использования комбинированных установок, сочетающих газотурбинный двигатель и замкнутый паротурбинный контур, в качеств! основных силовых агрегатов морских судов, а так же вспомогательных судовых установок с характерными значения основные параметров .газотурбинной части: температура газа 1000-1200 К, степень повышения давления 5-6 (иногда до 10); умеренные значения КПД компрессоров и турбин. Приведены примеры установо! с несколькими уровнями давления пара. Рассмотрены возможное^ создания авиационных двигателей с существенно повышенной экономичностью путем дальнейшего форсирования основных параметров цикла двигателя, прежде всего увеличением степени двух-контурности. Оно может быть достигнуто применением утилизационных парогенераторов замкнутого цикла.

Проведен анализ классификаций возможных схем ГПТУ, обусловленных наличием различных вариантов использования авиационных ГТД, как и многообразием схем и конструкций самих ГТД. Отмечены достоинства и недостатки систематизации схем ГПТУ, разработанных в предшествующих работах.

На основании анализа результатов научных исследований было выбрано общее направление диссертационной работы — дальнейшее развитие и совершенствование классификации схем комбинированных установок на базе авиационных двигателей, а так же проведение в соответствии с ней детальных расчетов возможных схем, обеспечивающих оптимальное сочетание основных эксплуатационных характеристик.

Читать еще:  Kayo t2 какое масло в двигатель

Вторая глава посвящена проблемам использования авиационных двигателей в качестве газотурбинных частей комбинированных

‘ПТУ. Предложена классификация возможных схем ГГГГУ на • базе [виационных двигателей, основанная прежде всего на способе па-«генерации. Далее в качестве квалификационного признака следу- _ ¡г тип самого газотурбинного двигателя по . виду вырабатываемой м механической энергии, и затем, способ использования самого «ГД. Замыкается классификация снова на способ парогенерадии.

Базовым двигателем, используемым при написании диссертационной работы, был выбран отечественный авиационный газотур-1инный двигатель РД-33. Проведенный газодинамический расчет «ГД и его лопаточных машин позволил получить параметры исход-ого двигателя, необходимые для дальнейшего исследования, одробно рассмотрены две возможности использования двухваль-ых авиационных ТРДЦ (и ТВД) для создания газотурбинных энер-етических установок (ГТУ) или газотурбинных частей комбини-ованных’газопаротурбинных установок (ГПТУ), проанализированы х достоинства и недостатки.

При рассмотрении варианта применения «полного» двигателя ля создания простой газотурбинной установки, был предложен риближенный метод, основанный на том, что скорость истечения азового потока из сопла ТРДЦ (после смешения) может рассмат-иваться» как так называемая изоэнтропическая располагаемая корость потока в свободной турбине, которая определяет удель-ую тягу двигателя. В результате для РД-33 было получено: Н-гсвсф = 12,46 МВт МТСВФ = 34,88 МВт

Так же приведены результаты расчетов для ряда отечествен-=1Х двигателей, где принято значение КПД турбины г)т = 0,8. Они эказывают, что у двигателей повышенной степени двухконтурно-ги величина удельной мощности получается пониженной.

При расчете параметров газотурбинного двигателя с демон-фованным КНД исходили из того, что система КВД-КС-ТВД остался в той же расчетной рабочей точке. При этом полное давле-1в на входе в КВД уменьшается в раз, а температура тор-

можения в т*кнл=Т*к-/288 раз по сравнению с исходным ТРДД. Чтоб! оставить систему газогенератора в расчетной точке характеристики, необходимо уменьшить физическую -частоту вращения роторов и температуру торможения газов перёд’ турбиной. При это( должны выполняться следующие условия:

«•В результате рассуждений «получены следующие формулы дл: расчета параметров установки:

Як-18Т RA-44302 07.11.2012

07 ноября 2012

По поступившей информации, 07 ноября 2012 г. в 14 час 36 мин московского времени на посадочной площадке Пителино (Рязанская область) произошло авиационное происшествие с самолетом Як-18Т RA-44302 Сасовского летного училища МТУ ЦР ФАВТ.
Экипаж выполнял учетно-тренировочные полеты. На борту находились пилот-инструктор и курсант. По предварительной информации, в полете отказал двигатель. При выполнении вынужденной посадки самолет столкнулся с землей и разрушился, находившиеся на борту погибли.
На основании Российского законодательства и в соответствии с «Правилами расследования авиационных происшествий и инцидентов с гражданскими воздушными судами в Российской Федерации», утверждёнными Постановлением Правительства РФ от 18 июня 1998 г. № 609, расследование проводит комиссия Межгосударственного авиационного комитета с привлечением специалистов заинтересованных ведомств.

13 ноября 2013

Комиссия Межгосударственного авиационного комитета завершила расследование авиационного происшествия с самолетом Як-18Т 36 серии RA-44302, принадлежащим Сасовскому летному училищу гражданской авиации, происшедшего 07.11.12 в Рязанской области.
Причиной катастрофы самолета Як-18Т RA-44302 явилась потеря контроля экипажем за скоростью полета и вывод самолета на закритические углы атаки и режим сваливания с последующим столкновением с землей при выполнении захода на вынужденную посадку на площадку вылета. Решение пилота-инструктора о выполнении захода на вынужденную посадку, наиболее вероятно, было обусловлено неустойчивой работой силовой установки на малой высоте после взлета, проявившейся в значительном колебании оборотов воздушного винта.
Неустойчивая работа силовой установки, наиболее вероятно, явилась следствием разбалансировки совместной работы двигателя М-14П 2-й серии, воздушного винта AV 803-1, регулятора постоянных оборотов Р-2 серии 04 и масла МС-20. Однозначно определить причину разбалансировки, в том числе возможное влияние имеющихся повреждений гильзы управляющего золотника и седла редукционного клапана регулятора оборотов Р-2 серии 04 в виде рисок, царапин и следов вдавливания и отклонений от требований ГОСТа масла МС-20, не представилось возможным.
Факторами, обусловившими непосредственную причину катастрофы, наиболее вероятно, явились (Факторы приведены в логическом порядке, без оценки приоритета):
• невыполнение необходимого объема работ по допуску регулятора постоянных оборотов Р-2 серии 04 к совместной работе с воздушным винтом AV-803-1 в составе силовой установки на Як-18Т 36 серии;
• невыполнение рекомендаций Комиссии по расследованию серьезного авиационного инцидента с самолетом Як-18Т 36 серии RA-44309, происшедшего 01.09.2009 на аэродроме Ульяновск (Баратаевка);
• отсутствие в РЛЭ самолета Як-18Т 36 серии рекомендаций экипажу по действиям при возникновении в полете неустойчивой работы двигателя;
• непринятие экипажем решения о прекращении полетов после многократного проявления признаков нештатной работы силовой установки в предыдущих полетах;
• недостаточная подготовка пилота-инструктора к действиям в сложившейся ситуации при отсутствии в имеющихся нормативных документах по подготовке пилотов-инструкторов минимальных требований по натренированности и опыту полетов в качестве командира воздушного судна на типе, на котором производится обучение.
Низкий уровень организации учебно-тренировочных полетов на посадочной площадке Пителино и неработоспособность системы управления безопасностью полетов в Сасовском летном училище ГА привели к невозможности безопасного выполнения вынужденной посадки перед собой из-за отсутствия пригодных площадок при выполнении взлета с курсом 230°.
По результатам расследования разработаны рекомендации по повышению безопасности полетов.

Приведенные параметры двигателя

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

  • Приведённая скорость
  • Привязной аэростат

Смотреть что такое «Приведенные параметры двигателя» в других словарях:

Характеристики — К.4. Характеристики Применяют следующие дополнительные характеристики: К.4.3.1.2. Номинальное напряжение изоляции Минимальное значение номинального напряжения изоляции должно быть 250 В. К.4.3.2.1. Условный тепловой ток на открытом воздухе… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

время — 3.3.4 время tE (time tE): время нагрева начальным пусковым переменным током IА обмотки ротора или статора от температуры, достигаемой в номинальном режиме работы, до допустимой температуры при максимальной температуре окружающей среды. Источник … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

ГОСТ 23851-79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения — Терминология ГОСТ 23851 79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения оригинал документа: 293. Аварийное выключение ГТД Аварийное выключение Ндп. Аварийное отключение ГТД D. Notausschaltung Е. Emergency shutdown F. Arrêt urgent… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

отказ — 3.14 отказ: Событие, заключающееся в нарушении работоспособного состояния машины, которое наступает, когда машина утрачивает одну или несколько своих основных функций. Примечание Отказ машины обычно происходит в том случае, когда один или… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Основные — 1. Основные положения системы сельской телефонной связи. М., ЦНИИС, 1974. 145 с. Источник: Руководство: Руководство по проектированию сети электросвязи в сельской местности 16. Основные положения по учету труда и заработной платы в… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

номинальный — 3.7 номинальный: Слово, используемое проектировщиком или производителем в таких словосочетаниях, как номинальная мощность, номинальное давление, номинальная температура и номинальная скорость. Примечание Следует избегать использования этого слова … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

высота — 3.4 высота (height): Размер самой короткой кромки карты. Источник: ГОСТ Р ИСО/МЭК 15457 1 2006: Карты идентификационные. Карты тонкие гибкие. Часть 1. Физические характеристики … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

ГОСТ Р МЭК 60204-1-2007: Безопасность машин. Электрооборудование машин и механизмов. Часть 1. Общие требования — Терминология ГОСТ Р МЭК 60204 1 2007: Безопасность машин. Электрооборудование машин и механизмов. Часть 1. Общие требования оригинал документа: TN систем питания Испытания по методу 1 в соответствии с 18.2.2 могут быть проведены для каждой цепи… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Специальные регулируемые асинхронные двигатели — Возможно, эта статья содержит оригинальное исследование. Добавьте ссылки на источники, в противном случае она может быть выставлена на удаление. Дополнительные сведения могут быть на странице обсуждения. С … Википедия

Технические — 19. Технические указания по технологии производства строительных и монтажных работ при электрификации железных дорог (устройства электроснабжения). М.: Оргтрансстрой, 1966. Источник: ВСН 13 77: Инструкция по монтажу контактных сетей промышленного … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Теория газотурбинных двигателей

Книга может оказаться полезной при изучении принципа работы, конструкции и эксплуатации газотурбинных авиационных двигателей.

Оглавление

  • Входные устройства
  • Компрессор

Приведённый ознакомительный фрагмент книги Теория газотурбинных двигателей предоставлен нашим книжным партнёром — компанией ЛитРес.

Теория ступени компрессора ГТД

Компрессор газотурбинного двигателя служит для повышения давления воздуха перед подачей его в камеру сгорания.

Применение компрессора в ГТД позволяет получить нужный расход воздуха, обеспечить желаемое значение КПД, получить высокую тягу (мощность) при небольших габаритных размерах и массе двигателя.

Компрессор ГТД должен удовлетворять следующим требованиям:

а) сжатие воздуха должно происходить при возможно большем КПД;

б) обеспечивается устойчивая работа двигателя во всем диапазоне эксплуатационных режимов;

в) подвод воздуха в камеру сгорания производится без пульсаций давления, расхода и скорости потока;

г) обеспечение наименьшего веса и габаритов двигателя;

д) обеспечивается высокую надежность авиадвигателя.

Основными типами компрессоров авиационных ГТД являются многоступенчатые осевые [1] или осецентробежные компрессоры.

Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия воздуха в отдельных его ступенях.

В современных газотурбинных двигателях наиболее часто используются осевые компрессоры, как наиболее полно отвечающие предъявляемым требованиям. В осевых компрессорах авиадвигателя по сравнению с другими типами компрессоров возможны высокие значения степени повышения давления воздуха и большие расходы воздуха при высоких КПД и сравнительно малых габаритных размерах и массе.

Осевой компрессор ГТД имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора.

Один ряд лопаток ротора называется рабочим колесом.

Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов лопаток (направляющих аппаратов), закрепленных в корпусе. Назначением лопаток статора является:

Читать еще:  Холодный запуск двигателя ман

а) направление проходящего через них воздушного потока под необходимым углом на рабочие лопатки расположенного за ними рабочего колеса;

б) спрямление потока, закрученного лопатками впереди находящегося рабочего колеса, с одновременным преобразованием части кинетической энергии закрученного потока в работу по повышению давления воздуха.

Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним направляющего аппарата называется ступенью компрессора.

Перед первым рабочим колесом компрессора может быть установлен входной направляющий аппарат.

При вращении рабочего колеса за счет внешней энергии повышается скорость потока, при этом на входе рабочего колеса создается разрежение, обеспечивающее непрерывное поступление воздуха. Внешняя энергия, сообщенная лопатками рабочего колеса воздуху, движущемуся по расширяющимся (диффузорным) каналам, затрачивается на повышение давления воздуха, а также на увеличение его скорости.

Преобразование кинетической энергии воздушного потока, приобретенной в рабочем колесе, сопровождающееся повышением давления воздуха, происходит в направляющем аппарате, который, кроме того, обеспечивает потоку требуемое направление для входа в рабочее колесо следующей ступени компрессора.

Разрез лопаток ступени компрессора цилиндрической поверхностью образует решетку профилей рабочего колеса.

На входе в рабочее колесо скорость воздуха может быть направлена не параллельно оси колеса, а под некоторым углом к ней вследствие неполного спрямления потока направляющим аппаратом предыдущей ступени компрессора или установки перед рабочим колесом входного направляющего аппарата. Вращению рабочего колеса соответствует перемещение решетки с окружной скоростью «u». Для определения скорости воздуха относительно рабочих лопаток «w» применим правило сложения векторов скоростей, согласно которому абсолютная скорость равна относительной и переносной. Переносной скоростью будет окружная скорость лопаток, следовательно, c = w + u.

Треугольник, составленный из векторов «c», «u» и «w», является треугольником скоростей на входе в рабочее колесо.

Лопатки рабочего колеса должны быть установлены таким образом, чтобы передние кромки их были направлены по направлению вектора «w» или под небольшим углом к нему. Кривизна профилей лопаток выбирается с таким расчетом, чтобы угол выхода потока из колеса был больше угла входа потока.

Направление потока за решеткой при безотрывном ее обтекании определяется в углом установки задней кромки лопатки.

Разворот потока воздуха в рабочем колесе компрессора приводит к возникновению на каждой лопатке аэродинамической силы «P» направленной от вогнутой к выпуклой поверхности профиля. Можно разложить силу «P» на две составляющие. Составляющую, направленную параллельно вектору окружной скорости, назовем окружной, а составляющую, направленную параллельно оси компрессора — осевой составляющей. Окружная составляющая направлена против движения лопаток колеса и противодействует их вращению. Для поддержания частоты вращения ротора к валу компрессора должен быть приложен крутящий момент. Работа, затрачиваемая на вращение колеса идет на увеличение энергии потока, прошедшего через колесо. Это проявляется в том, что обычно скорость потока за колесом оказывается больше скорости потока перед колесом, несмотря на одновременное увеличение давления.

Абсолютная скорость «с» на выходе из рабочего колеса определится построением треугольника скоростей. Вследствие поворота потока в колесе вектор абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса оказывается отклоненным от вектора абсолютной скорости на входе в сторону вращения колеса.

Лопатки направляющего аппарата отклоняют поток в обратную сторону. Форма лопаток подбирается так, чтобы направление вектора абсолютной скорости за ступенью соответствовало направлению вектора абсолютной скорости на входе в рабочее колесо. При этом, увеличивается поперечное сечение струи, проходящей через канал между соседними лопатками. В результате скорость потока в направляющем аппарате падает, а давление увеличивается.

Независимо от скорости набегающего на лопатки воздуха и формы проточной части, течение потока через ступень может рассматриваться как течение через систему диффузорных каналов с уменьшением относительной скорости потока в рабочем колесе, уменьшением абсолютной скорости потока в направляющем аппарате и увеличением давления в обоих случаях.

Основными элементами центробежной компрессорной ступени являются рабочее колесо и диффузор, а характерными сечениями воздушного тракта — сечение перед рабочим колесом, сечение за рабочим колесом и сечение на выходе из диффузора. За диффузором могут быть установлены выходной канал или выходные патрубки, обеспечивающие поворот выходящего из диффузора потока в нужную сторону.

Рабочее колесо центробежного компрессора обычно представляет собой диск, на торцевой поверхности которого расположены рабочие лопатки.

В центробежной ступени можно получить значительно большее повышение давления воздуха, чем в осевой ступени, благодаря центробежным силам направленным по движению воздушного потока в рабочем колесе. Но в то же время (в отличие от осевой ступени) ее диаметр намного превышает диаметр рабочего колеса осевого компрессора.

Недостатки центробежной ступени могут быть в значительной степени смягчены в диагональной ступени. По своим параметрам она занимает промежуточное положение между осевой и центробежной ступенью компрессора. Сжатие воздуха в ее рабочем колесе происходит как вследствие уменьшения относительной скорости воздуха в межлопаточных каналах, так и в результате работы центробежных сил, совершаемой при перемещении воздушного потока в колесе от центра к периферии. Меньшее отклонение основного направления течения воздуха от осевого позволяет уменьшить диаметральные габаритные размеры ступени.

Степенью повышения давления ступени компрессора называется отношение давления за ступенью к давлению на входе в рабочее колесо.

В осевых ступенях степень повышения давления обычно невелика и равняется 1,2…1,35. В центробежных ступенях степень повышения давления может достигать 4—6 и более.

С целью увеличения общей степени повышения давления применяют многоступенчатые компрессоры, в каждой ступени которых осуществляется повышение давления воздуха.

Адиабатический КПД ступени компрессора представляет собой отношение адиабатической работы повышения давления воздуха в ступени к затраченной работе Адиабатический КПД ступени осевого компрессора обычно равен 0,83—0,87, что свидетельствует об их высоком аэродинамическом совершенстве. Центробежные ступени имеют несколько меньшее значение адиабатического КПД — 0,75—0,80.

Расход воздуха через компрессор пропорционален плотности воздуха, скорости потока и площади проходного сечения.

Окружная скорость воздушного потока является важнейшим конструктивным параметром ступени компрессора двигателя, она ограничивается прочностью лопаток и диска рабочего колеса и газодинамическими соображениями.

По уровню скорости набегающего на лопатки воздуха осевые ступени разделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и трансзвуковые (околозвуковые), в которых окружная или осевая скорости изменяются по радиусу изменяются по радиусу от сверхзвуковой до дозвуковой.

В реальных ступенях компрессора между лопатками рабочего колеса и внутренней поверхностью статора всегда имеется конструктивный зазор [3]. При этом зазор на работающем двигателе отличается от монтажного зазора вследствие деформаций деталей ротора и статора под действием газовых сил и теплового расширения. Обычно у прогретого двигателя рабочие зазоры оказываются меньше монтажных.

Перетекание (утечка) воздуха через радиальные зазоры приводит к понижению давления на вогнутой стороне лопатки и к повышению давления на спинке, т. е. к уменьшению разности давлений на поверхностях профиля. Уменьшение перепада давлений приводит к снижению окружного усилия и, следовательно, к снижению работы, передаваемой воздуху в ступени.

На работу ступени оказывают влияние и осевые зазоры между ее неподвижными и вращающимися венцами. Осевые зазоры между лопатками рабочего колеса и направляющего аппарата составляют примерно 15—20% хорды лопаток и также снижают эффективность работы ступени.

Основные параметры многоступенчатого компрессора

В теории газотурбинных двигателей обычно используются следующие параметры многоступенчатого компрессора:

а) степень повышения давления (отношение полного давления воздуха за компрессором к полному давлению перед компрессором);

б) секундный расход воздуха через компрессор;

в) частота вращения pотоpа компрессора;

г) адиабатический КПД компрессора.

Степень повышения давления в компрессоре ГТД равна произведению степеней повышения давления его отдельных ступеней.

В компрессорах современных авиадвигателей степень повышения давления компрессора доходит до 30 и более. Такие высокие степени повышения давления применяют для улучшения экономичности двигателя.

Дело в том, что в газотурбинных двигателях 70% тепла, введенного с топливом в двигатель, теряется с уходящими газами. Эти потери обусловлены вторым законом термодинамики (в двигатель засасывается холодный воздух, а выходит горячий).

При увеличении степени повышения давления в компрессоре соответственно увеличивается и степень понижения давления на тракте расширения газа в двигателе (во сколько раз воздух сжимается — во столько же раз газы расширяются). А чем больше степень понижения давления, тем ниже (при заданной температуре газа перед турбиной) температура уходящих газов и, следовательно, тем меньше потери тепла с уходящими газами.

Иначе говоря, с увеличением степени повышения давления воздуха степень полезного использования введенного в двигатель тепла увеличивается.

Ступени компрессора работают в разных условиях: они имеют разные окружные и осевые скорости, их лопатки обтекаются потоком с разными скоростями и т. д. Поэтому адиабатические работы сжатия воздуха в различных ступенях одного и того же компрессора могут существенно отличаться друг от друга.

В первых и в меньшей степени в последних ступенях работа заметно снижена по сравнению с работой приходящейся на каждую из средних ступеней.

Все о транспорте газа

I. Основные технические данные стр. 2

1.1. Параметры двигателя стр. 3

1.2. Мощностная характеристика стр. 3

1.3. Принцип работы двигателя стр. 4

2. Устройство двигателя

2.1. Входной направляющий аппарат стр. 6

2.2. Компрессор. Общие сведения стр. 7

2.3. Компрессор НД стр. 8

2.4. Компрессор ВД стр. 9

2.5. Передняя опора стр. 10

2.6. Средняя опора стр. 11

2.7. Блок камеры сгорания стр. 13

2.8. Турбина ГГ стр. 14

2.9. Опора турбины ГГ стр. 15

2.10.Турбина СТ стр. 16

2.11. Крепление двигателя к раме стр. 18

2.12. Система топливопитания и регулирования стр. 18

2.13. Система запуска стр. 26

2.14. Система контроля и защиты стр. 29

2.15. Масляная система стр. 36

2.16. Система отбора воздуха стр. 42

2.17. Кинематическая схема двигателя стр. 43

2.18. Электрооборудование стр. 45

3. Эксплуатация двигателя

Читать еще:  Что означает атмосферный двигатель

3.1. Подготовка двигателя к пуску стр. 46

3.2. Проведение холодной прокрутки (ХП) и горячего запуска (ГЗ) стр. 47

3.3. Работа автоматики двигателя при ХП и ГЗ во взаимодействии с САУ ГПА стр. 48

3.4. Неисправности при запуске и их устранение стр. 52

3.5. Проверка и отладка запуска стр. 54

3.6. Работа двигателя на установившемся режиме стр. 55

3.7. Регулируемые параметры двигателя стр. 56

3.8. Поиск причин отклонения нерегулируемых параметров маслосистемы стр. 58

3.9. Особенности эксплуатации при низких температурах стр. 59

4. Техническое обслуживание

4.1. Общие требования стр. 60

4.2. Межрегламентный осмотр стр. 60

4.3. Регламентные работы стр. 62

4.4. Замена узлов и агрегатов стр. 65

4.5. Замена двигателя или его модулей стр. 66

4.6. Хранение двигателя на компрессорной станции стр. 69

1. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ НК 16 СТ

Двигатель НК-16СТ конструкции ОКБ Кузнецова создан на базе авиационного двухконтурного двигателя НК-8-2У семейства двигателей НК. Базовый двигатель применяется в качестве силовой установки самолета Ту-154.

Двигатель НК-16СТ предназначен для работы в составе газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц-16/76 разработки Сумского машиностроительного научно-производственного объединения (СМНПО) им. Фрунзе по заказу Министерства газовой промышленности.

Двигатель создавался в течении 1979. 1982 гг.

Конструктивно двигатель состоит из 2-х модулей — газогенератора (собственно базового двигателя с доработками) и силовой турбины. Каждый модуль имеет свою раму для крепления, что позволяет при необходимости заменять двигатель целиком или отдельно ГГ и СТ.

Модуль СТ для данного двигателя разработан и изготовлен вновь.

1.1. Параметры двигателя

Максимальная мощность на приводном валу силовой турбины (СТ) без отбора воздуха за компрессором ВД и при стандартных атмосферных условиях*, МВт

Максимальная мощность на приводном валу СТ без отбора воздуха за компрессором высокого давления (ВД) и при температуре воздуха на входе в двигатель-6° С и ниже, МВт

Эффективный КПД двигателя при мощности 16 МВт без отборов воздуха за компрессорами низкого и высокого давления и потерь в системах всасывания и выхлопа,%

Эффективный КПД двигателя при мощности 19,2 МВт без отборов воздуха за компрессорами НД и ВД и потерь в системах всасывания и выхлопа, %

Частота вращения ротора НД, об/мин:

Частота вращения ротора ВД, об/мин:

Частота вращения ротора СТ, об/мин:

Температура газа перед СТ на режиме максимальной мощности, °С не более

Уровень вибраций двигателя, мм/с не выше

Расход воздуха через двигатель, кг/с

Температура газов на выхлопе двигателя, °С

Температура наружных поверхностей двигателя, °С, не более

Масса двигателя с рамой,т

Масса газогенератора с рамой, т

Масса силовой турбины с рамой, т

Габаритные размеры, мм

Полный ресурс, ч (по выработке которого материальная часть должна списываться)

Межремонтный ресурс двигателя, ч, между текущими (межрегламентными) осмотрами

Ресурс двигателя до первого капитального ремонта, ч

Стандартные атмосферные условия соответствуют температуре окружающего воздухаtн =+15°С, атмосферное давлению Рн=1,033 атм.

1.2. Принцип работы двигателя НК-16СТ(рис. 3)

На рис. 4 показано изменение основных параметров по газовоздушному тракту, дающее представление о теплофизических процессах в двигателе.

Условия эксплуатации, tн град.С

Мощность на выходном валу, МВт

1.3. Мощностная характеристика (рис. 2).

На рис.2 эта характеристика № 1. Представляет собой изменение мощности двигателя в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (приближенно это температура наружного воздуха t н).

Характеристику №1 надо рассматривать совместно с характеристикой №2, представляющую собой закон регулирования, т.е. изменение оборотов ротора НД по той же температуре воздуха на входе в двигатель tн. Заданное изменение оборотов НД обеспечивается работой системы регулирования, ее основными агрегатами: регулятором оборотов Р0 16 со встроенным термокорректором и дозатором газа ДГ16 (или ДУС).

Характеристики № I и № 2 условно можно разделить на левую и правую ветви, отсчитывая от температуры tн, равной +15°С. При уменьшении окружающей температуры, следовательно, уменьшении tнот +15°С (левая ветвь) мощность самопроизвольно растет при неизменных оборотах НД. Самопроизвольный рост мощности понятен, так как, чем холоднее воздух, тем выше его плотность, больше и расход его через двигатель. Это характерно для любой тепловой машины, если обороты ротора компрессора постоянные. Теоретически при достаточно низких температурах (tн =-40. -50°С) двигатель может развить большую мощность (см. пунктирную линию). Однако из условия прочности узлов двигателя возрастающую мощность приходится ограничивать. На графике № I мощность, начиная с tн =-6°С, в сторону уменьшения, держится постоянной и равной 19,2 МВт, что достигается работой Р0 16, который выдает команду дозатору газа на уменьшение режима. Выдача команды на ДГ16 производится автоматически по закону работы термокорректора, отслеживающему изменение температуры воздуха на входе в двигатель.

В правой ветви при увеличении температуры воздуха на входе в двигатель и постоянных оборотах НД из-за изменения плотности воздуха мощность уменьшается. Для компенсации потери мощности и поддержания ее, например, на уровне 16 МВт, логически было принять такой закон регулирования, по которому обороты ротора НД необходимо увеличить. Однако опережающий рост температуры газа перед СТ не дает это сделатъ. Более того, для заданного градиента уменьшения мощности по характеристике приходится даже, начиная с +15°С, уменьшать обороты НД, что отражено на характеристике № 2.

Добавим к сказанному выше, что приведенные на рисунке характеристики – «расчетные» и даны для условий: n ст =5300 об/мин, давление атмосферное Рн = 1,033 кгс/см 2 и режим работы двигателя –максимальный.

2. УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ НК-16СТ

2.1 Входной направляющий аппарат (рис. 3)

Входной направляющий аппарат (ВНА) установлен на входе в компрессор и обеспечивает направление воздушного потока на рабочие лопатки I ст. Одновременно является силовым узлом двигателя, т.к. в нем установлена передняя опора ротора компрессора НД, спереди прикрытаякоком.

Направление потока воздуха формируется 12-ю радиально расположенными лопатками. К каждой лопатке спереди приклепан дефлектор, образующий со входной кромкой лопатки полость, куда подается горячий воздух с целью предотвращения льдообразования. Подача горячего воздуха по лопаткам производится из общего кольцевого ресивера между наружным кольцом ВНА и кольцом ресивера. В ресивер воздух подается из-за 10 ст. компрессора по отдельному воздухопроводу с управляемой заслонкой, расположенному поверх оболочки двигателя.

На кольце ресивера с наружной стороны (с левой стороны двигателя) приклепаны фланцы, к которым крепятся: угольник трубопровода подвода масла к передней опоре (4-я стойка), угольник трубопровода отвода масла (5-я стойка), фланец трубопровода подвода горячего воздуха для подогрева масла в ПО (от соседних ГПА), фланец трубопровода подвода горячего воздуха из-за 10 ступ.компрессора на обогрев ВНА и кока.

Спереди к ВНА стыкуется проставка, окончательно формирующая поток воздуха перед двигателем после уравнительной трубы (входного коллектора ГПА) и на которой расположены: 6 шт. заглушенных фланцев для монтажа промывочных зондов, фланец крепления трубопровода подвода воздуха к термокорректору агрегата Р016 (трубопровод с теплоизоляцией зеленого цвета), фланец для крапления приемника замера температуры на входе в двигатель (П-98А).

2.2. Компрессор (общие сведения)

Предназначен для сжатия и подачи атмосферного воздуха в камеру сгорания двигателя.

Компрессор – осевой, состоит из 10 ступеней сжатия. Первые 4 ступени составляют компрессор низкого давления (КНД), сжимающий воздух до

2,5 атм. Остальные 6 ступеней составляют компрессор высокого давления (КВД), на выходе из которого (т.е. на входе в камеру сгорания) давление воздуха достигает

Компрессоры НД и ВД разделены средней опорой двигателя.

Работа сжатия в компрессоре производится благодаря работе турбин ГГ, вращающих оба компрессора.

Компрессор НД в связке с турбиной НД называют каскадом НД двигателя, а компрессор ВД в связке с турбиной ВД — каскадом ВД.

Каждая ступень компрессора состоит из рабочего колеса и направляющего аппарата.

В рабочем колесе производится непосредственное сжатие воздуха, в направляющем аппарате воздух частично дожимается и получает заданное направление перед следующей ступенью.

2.3. Компрессор НД (рис. 5)

Состоит из ротора и статора . 4-ре рабочих колеса компрессора НД, передний вал, три промежуточных кольца между колесами, задний вал в сборе составляют ротор компрессора НД. Ротор имеет 2 опоры: переднюю, расположенную в ступице ВНА, и заднюю — в средней опоре.

В статор входят 4 направляющих аппарата (1-ый, 2-ой, 3-ий, 4-ый), рабочие кольца, трактовые кольца. Рабочие кольца находятся против каадого рабочего колеса и имеют легкосъемные покрытия для обеспечения минимальных зазоров с лопатками колеса.

Трактовые кольца являются, продолжением рабочих колец и предназначены для организации тракта.

2.4. Компрессор ВД (рис. 6)

Состоит из ротора и статора. В ротор входят 6 рабочих колес, 5 промежуточных колец с лабиринтными уплотнительными гребешками, коническая проставка, лабиринт (с несколькими участками лабиринтных гребешков), воддухоподводащая труба (для организации полости, в которую проходит воздух из-за 9-ой ступени на охлаждение диска 2-ой ступени турбины).

Передняя опора ротора расположена в средней опоре. Задняя опора ротора в связке с валом ротора турбины ВД расположена в задней опоре турбины.

В конструкцию статора входят: регулируемый направляющий аппарат (РНА), 6 направляющих аппаратов, 6 рабочих колец, механизм перепуска воздуха (КПВ) за 8-ой ступенью компрессора, система отбора воздуха за компрессором с ресивером.

РНА и КПВ являются средствами механизации компрессора, предназначенные для обеспечения устойчивой (беспомпажной) работы на запуске и режиме.

Пусковое положение РНА — лопатки прикрывают доступ воздуха в компрессор ВД для быстрейшей раскрутки ротора ВД в начале запуска.

Рабочее положение РНА — лопатки установлены под заданным рабочим углом.

Пусковое положение КПВ — открытое и воздух за 8-ой ступеньюсбрасывается в атмосферу через специальный патрубок.

Рабочее положение КПВ – закрытое.

РНА управляется агрегатом АУ системы регулирования, КПВ — агрегатами АК и АУП системы регулирования.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector