Курсовая ТВ3-117ВМ

Содержание
1. Введение
1.1. Назначение турбин ГТД и основные требования к ним;
1.2. Схемы турбин;
1.3. Формы проточной части многоступенчатых турбин.

2. Расчетно-пояснительная записка
2.1. Основные технические данные турбины
2.2. Принцип работы реактивной ступени турбины
2.3. Конструкция турбины компрессора
2.4. Ротор турбины компрессора:
2.4.1. Рабочие лопатки;
2.4.2.Диски;
2.4.3. Вращающиеся дефлекторы;
2.4.4. Вал ротора ТК.

2.5. Статор турбины компрессора:
2.5.1. Сопловой аппарат I ступени ТК;
2.5.2. Сопловой аппарат II ступени ТК.

2.6. Задняя опора ротора ТК:
2.6.1. Смазка и охлаждение;
2.6.2. Суфлирование масляной полости;
2.6.3.Уплотнение масляной полости;
2.6.4. Наддув предмасляной полости.
2.7. Охлаждение ТК
2.8 Характерные неисправности ТК
2.9. Техническое обслуживание
3. Расчетная часть
4. Заключение
5. Приложения
6. Список литературы Введение
1.1. Назначение турбин ГТД и основные требования к ним
Турбина в авиационных ГТД предназначается для привода во вращение компрессора (в ГТД всех типов), а также вентилятора (в двухконтурных ТРД) и для получения мощности, необходимой для вращения тянущего винта (или винтовентилятора) в ТВД или ТВВД или несущего винта в вертолётных двигателях. Кроме того, некоторая (незначительная) часть мощности турбины используется для привода насосов, электрогенераторов и других агрегатов самолета (вертолета) и двигателя. Для получения необходимой мощности в турбине происходит преобразование энергии сжатого и нагретого газа в механическую работу на её валу.
Основными требованиями к турбинам ГТД являются: высокий КПД, малые затраты мощности на охлаждение лопаток, минимально возможные масса и габариты при данных параметрах, а также надежность работы (при высокой температуре газа) на всех эксплуатационных режимах и возможно малая стоимость изготовления (зависящая, кроме других параметров, от числа ступеней).
Высокая надёжность турбины и большой ресурс обеспечиваются: применением жаропрочных и жаростойких; высоким качеством изготовления деталей и тщательным контролем за состоянием элементов турбины в эксплуатации; снижением температуры наиболее нагретых деталей за счет эффективного охлаждения; выполнением требований инструкции по эксплуатации двигателя. Надежность и ресурс, как показывает практика, больше зависит от числа циклов нагружения и тепловых смен, связанных с запусками, остановами и изменениями режима работы двигателя, чем от большего числа часов наработки.
Турбина должна быть простой в ремонте. Это важно по тому, что стоимость турбины составляет 2530% от стоимости двигателя. Турбина должна быть проста по конструкции и обеспечивать возможность осмотра ее более нагруженных деталей в процессе эксплуатации двигателя.
1.2. Схемы турбин Газовые турбины подразделяются по направлению движения газа на радиальные и осевые, а по числу ступеней на одно- и многоступенчатые. Многоступенчатые турбины могут быть одно-, двух- и трехроторные.
В авиационных ГТД нашли применение только осевые одно- и многоступенчатые турбины. При этом, как и многоступенчатый компрессор, многоступенчатая турбина может быть разделена на несколько групп ступеней (каскадов), расположенных на соосных валах. Процесс расширения газа в многоступенчатой турбине ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов расширения в отдельных ступенях.
Для современных ГТД работа, которую можно получить на валу одной ступени турбины, значительно меньше, чем требуется для вращения компрессора и других потребителей мощности. Поэтому в них обычно применяются многоступенчатые турбины. При этом ступени турбины могут быть разделены на группы (каскады), расположенные друг за другом или соединенные переходными каналами. Число таких групп (каскадов) в турбореактивных двигателях равно числу каскадов в их компрессорах, например, турбина высокого давления (ТВД), приводящая во вращение компрессор высокого давления (КВД), и турбина низкого давления (ТНД), вращающая компрессор низкого давления (КНД). В двигателях других типов отдельная ступень или группа ступеней может быть выделена в так называемую свободную турбину (СТ), не связанную механически с компрессором и отдающую свою мощность на привод тянущего или несущего винта и т.п. 1.3. Формы проточной части многоступенчатых турбин
По мере понижения давления при переходе от ступени к ступени плотность газа падает. В соответствии с уравнением расхода падение плотности должно быть компенсировано либо увеличением осевой составляющей скорости газа, либо увеличением площади поперечного сечения проточной части (высоты лопаток). Увеличение осевой скорости ведет к росту числа Маха на выходе из турбины, что, как уже отмечалось, приводит к росту потерь в затурбинном диффузоре. Увеличение высоты лопаток приводит к росту габаритов и массы турбины. Поэтому в выполненных конструкциях многоступенчатых турбин обычно реализуется компромиссный вариант: увеличение осевой скорости (увеличение угла 13 EMBED Equation.DSMT4 1415) от ступени к ступени сочетается с одновременным увеличением высоты лопаток.
Число ступеней и конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяются прежде всего конструктивными и технологическими соображениями. Употребляются следующие формы (рис. 1.1):
1) с постоянным наружным диаметром;
2) с постоянным (или близким к постоянному) средним диаметром;
3) с постоянным внутренним диаметром;
4) с возрастающими внутренним и внешним диаметрами.
Первая и третья формы имеют некоторые технологические преимущества. Однако в схеме 2 менее вероятен отрыв потока с поверхностей втулки или корпуса (они имеют меньший наклон к оси турбины, чем в схемах 1 или 3). О применении схемы 4 будет сказано ниже.
Распределение работы газа (теплоперепада) между ступенями тесно связано с формой меридионального профиля проточной части и с соотношением частот вращения ступеней. Окружные скорости рабочих лопаток на среднем диаметре пропорциональны этому диаметру и частоте вращения.

Рис. 1.1. Формы проточной части
многоступенчатых турбин
Расчетно пояснительная записка

2.1. Основные технические данные турбины

Основные технические данные турбины
1 Максимальная температура газов на входе в турбину..............................990°С
2.Максимальная температура газов на выходе из турбины........................640°С
3.Степень понижения давления в турбине...............................................3,64
4.Коэфициент полезного действия....................................0,9
З.Осевая скорость газа на входе в турбину.............................................158 м/сек.
6. Осевая скорость газа на выходе из турбины...........................169 м/сек
7. Окружная скорость ротора на среднем радиусе................................341 м/сек
8. Удельная мощность .........................................................................352 (кВт:с)кг



2.2. Принцип работы реактивной ступени турбины
Принцип работы реактивной ступени турбины заключается в следующем (рис 4.1). Газы, обладающие высокой температурой Тr и давлением рr, из камеры сгорания поступают к сопловому аппарату турбины с абсолютной скоростью сr. Лопатки соплового аппарата образуют сужающиеся криволинейные каналы, где происходит разгон газового потока и его закрутка в сторону вращения РК. Давление газа и его температура соответственно уменьшаются до рr' и Тr а абсолютная скорость газового потока возрастает до сr . Таким образом в сопловом аппарате происходит преобразование части энтальпии газа в кинетическую энергию в абсолютном движении. Так как РК вращается с окружной скоростью и, то газы в межлопаточных каналах рабочего колеса будут двигаться с относительной скоростью wr, которая на входе в РК wr' определяется как геометрическая разность вектора абсолютной скорости сr' и вектора окружной скорости u. Лопатки РК образуют суживающиеся криволинейные каналы, где происходит разгон газового потока в относительном движении и его раскрутка. В результате относительная скорость газового потока возрастает до wr", а давление и температура соответственно уменьшаются до р" и Тr", т. е. в РК уменьшение энтальпии газа приводит к росту кинетической энергии газового потока в его относительном движении. Абсолютная же скорость газового потока на выходе из РК уменьшается до сr", что свидетельствует об уменьшении кинетической энергии газового потока в абсолютном движении.
Таким образом в РК происходит преобразование энтальпии газового потока и его кинетической энергии в абсолютном движении в механическую энергию вращения ротора турбины.
Сущность этого процесса заключается в следующем. При обтекании лопаток РК потоком газа за счет разности давлений с вогнутой и выпуклой сторон лопаток создается активная (аэродинамическая) сила рa . Так как межлопаточные каналы РК выполнены сужающимися, то газовый поток движется в них с ускорением. Произведение массы газового потока на ускорение это есть сила сила взаимодействия рабочих лопаток и газового потока. Лопатки действуют на газовый поток с силой p'R , а газовый поток на лопатки с равной силой рr , но направленной в противоположную сторону. Сила рr называется реактивной. Таким образом, на каждую рабочую лопатку действуют две силы: активная ра и реактивная рr .
Разложим каждую из этих сил на две составляющих, одна из которых направлена вдоль оси турбины рa oc и рR oc , а вторая по направлению вращения РК (рa окр и рR oкр). Окружные составляющие активной и реактивной сил, приложенные к лопаткам РК на определенном расстоянии от оси вращения, создают вращающий момент, развиваемый турбиной. Разность осевых составляющих создает осевое усилие, действующее на РК и направленное назад, против полета.
В рассмотренной реактивной ступени абсолютная скорость на входе в сопловый аппарат сr равна абсолютной скорости на выходе из РК сr", а треугольники скоростей на входе в РК и на выходе из него одинаковы, т. е.
·i РК =
·i СА или рст = 0,5.
Потребное число ступеней турбины определяется газодинамическим расчетом. По условиям прочности лопаток и дисков теплоперепад, срабатываемый в одной ступени, выбирается в пределах 50...70 ккал/кг и в отдельных случаях до 80 ккал/кг. Для срабатывания большего теплоперепада используются многоступенчатые турбины, которые обладают рядом существенных преимуществ перед одноступенчатыми. Основными из них являются: более высокий КПД, достигаемый за счет уменьшения скорости движения газа в проточной части и увеличения длины лопаток, большая надежность работы за счет возможности снижения частоты вращения, а значит и центробежных сил, действующих на вращающиеся детали ротора. К недостаткам многоступенчатых турбин можно отнести: конструктивную сложность, более тяжелые температурные условия для работы первых ступеней, большая масса и осевой габарит.




























2.3. Конструкция турбины компрессора

Турбина компрессора обеспечивает привод ротора компрессора и агрегатов. Она состоит из ротора, сопловых аппаратов I и II ступеней, опоры ротора.
Детали турбины компрессора подвержены влиянию высоких температур потока газа и больших механических нагрузок. Наиболее теплонапряженными являются сопловые и рабочие лопатки турбины, а также диски РК. Длительное воздействие механических нагрузок (центробежных и аэродинамических сил) в условиях высокой температуры вызывает пластические деформации металла при напряжениях, Значительно меньших пределов текучести. С другой стороны, в этих условиях металл разрушается при напряжении, значительно меньшем предела прочности, причем с увеличением времени приложения нагрузки разрушающие напряжения уменьшаются.
Таким образом, при высокой температуре прочность металла зависит не только от величины механических нагрузок, но и от продолжительности их воздействия. Наряду с этим надежность и прочность деталей турбины в большей степени зависят от числа циклов нагружения и теплосмен, связанных с запусками, остановами и изменениями режимов работы двигателя. Это делает задачу обеспечения высокой надежности турбины особенно сложной. Вот почему большинство деталей турбины компрессора выполнено из специальных жаропрочных сталей и сплавов. Облегчению условий работы и повышению работоспособности турбины способствует охлаждение большинства ее деталей воздухом.















2.4. Ротор турбины компрессора
Ротор ТК (рис. 4.2, см. вклейку) состоит из рабочих лопаток 8, 9, дисков РК I 26 и РК II 25 ступеней, четырех вращающихся дефлекторов 7, 6,10,11, вала 27, стяжных болтов 15, узла соединения ротора компрессора с валом ТК и вращающихся деталей задней опоры ротора ТК (третьей опоры двигателя). Ротор ТК установлен на двух опорах. Передней его опорой служит задняя цапфа ротора компрессора, на которой смонтирован радиально-упорный шариковый подшипник второй опоры двигателя; задней опорой радиально-опорный роликоподшипник 16 третьей опоры двигателя, расположенной за ротором ТК.
Такое расположение опор делает ротор ТК более жестким и позволяет уменьшить зазоры между гребешками наружных полок рабочих лопаток и металлокерамическими уплотнителями обойм сопловых аппаратов ТК, что в конечном итоге, повышает КПД турбины компрессора.
2.4.1. Рабочие лопатки 8, 9 относятся к числу самых ответственных деталей двигателя. В их межлопаточных каналах происходит преобразование кинетической энергии и энтальпии газового потока в механическую энергию вращения ротора ТК. Они работают в условиях весьма высоких температур и давлений, испытывают большие центробежные, вибрационные и температурные напряжения.
Рабочие лопатки 5, 9 изготавливаются прецизионным литьем из жаропрочного сплава ЖС-6К. Они имеют перо (профильную часть) наружную и внутреннюю полки и хвостовик типа «елочка» с удлиненной ножкой. Перо в каждом сечении вдоль лопатки имеет свой вполне определенный профиль. Перо имеет закрутку вдоль лопатки, обеспечивающую плавное обтекание лопаток и радиальное равновесие газового потока вдоль лопатки. Перо лопатки плавно переходит в полки. Наружные и внутренние полки после установки лопаток в диск РК образуют наружную и внутреннюю стенки, ограничивающие проточную часть турбины. Внутренняя полка лопатки плавно переходит в хвостовик с удлиненной ножкой. На хвостовике выполнены две пары зубьев замка типа «елочка» и выступ, ограничивающий осевое перемещения лопатки в диске РК. Наружные полки стыкуются между собой с помощью зигзагообразных вырезов с зазорами по окружности и натягом в осевом направлении, образуя кольцевой бандаж, повышающий виброустойчивость лопаточного венца. На наружной поверхности бандажных полок выполнены гребешки, которые с металлокерамическими покрытиями обойм сопловых аппаратов образуют лабиринтные уплотнения проточной части турбины по внешнему контуру, что способствует повышению КПД турбины.
Крепление рабочих лопаток в дисках РК аналогично и осуществляется: в радиальном и окружном направлениях с помощью замков типа «елочка», имеющих по две пары зубьев; в осевом направлении ограничительными выступами хвостовиков лопаток и передними вращающимися дефлекторами 7 и 10.
Количество рабочих лопаток в РК I ступени 133, в РК II - 101.
2.4.2. Диски 26, 25 рабочих колес служат для размещения на них рабочих лопаток и для передачи на вал 27 ТК вращающего момента и осевых сил, создаваемых в лопаточных аппаратах при работе двигателя.
Диск нагружается большими растягивающими усилиями от центробежных сил масс самого диска и размещенных на нем рабочих лопаток и изгибающими моментами от разности давлений газа перед РК и за ним. В диске также возникают динамические напряжения, вызванные колебаниями, и значительные температурные напряжения, обусловленные неравномерностью его нагрева по радиусу. Диски РК изготовлены из поковок высоколегированного жаропрочного сплава ХН73МВТЮВД с последующей механической обработкой.
Диск 26 РК I ступени ТК имеет обод, полотно и ступицу. На ободе равномерно по окружности под некоторым углом к оси выполнены пазы типа «елочка» для монтажа рабочих лопаток. Обод плавно переходит в тонкое полотно. На полотне с обеих сторон выполнено по два цилиндрических пояса с торцевыми радиальными шлицами для соединения диска 26 с валом 27 и с диском 25 РК II ступени.
На передних цилиндрических поясах выполнены сквозные радиальные отверстия для прохода охлаждающего воздуха. Между цилиндрическими поясами просверлено двенадцать отверстий под стяжные болты 15, На внешние цилиндрические пояса устанавливаются и центрируются по их наружным поверхностям и торцевым расточкам полотна: спереди передний вращающийся дефлектор 7 и сзади задний вращающийся дефлектор 6. У центрального отверстия полотно уширено и плавно переходит в ступицу, которая обеспечивает достаточную прочность центральной части диска.
Диск 25 РК II ступени ТК конструктивно выполнен аналогично диску 26. Он также имеет обод, полотно и ступицу. На ободе выполнены пазы типа «елочка» для монтажа рабочих лопаток. На полотне спереди выполнено два цилиндрических пояса и торцевая расточка для центрирования и монтажа переднего вращающегося дефлектора 10 диска РК II ступени. На цилиндрических поясах спереди имеются торцевые радиальные шлицы, которые служат для центровки и соединения дисков 25 и 26, и просверлено двенадцать сквозных отверстий под стяжные болты 15. Сзади на полотне выполнен кольцевой бурт, к которому прижимается задний вращающийся дефлектор 11. Дефлектор центрируется по внутренней цилиндрической расточке заднего кольцевого бурта и крепиться двенадцатью стяжными болтами 15. Ступица диска 25 сзади развита в цапфу, на которую монтируются вращающиеся детали третьей опоры двигателя. Для обеспечения герметичности внутренней полости ротора ТК в цапфу устанавливается уплотнительное кольцо 23 и заворачивается гайка – заглушка 22 законтренная замком 21. Вращающиеся детали третьей опоры двигателя закрепляются на цапфе гайкой 18 с замком 17.
2.4.3. Вращающиеся дефлекторы 7, 6, 10, 11 защищают диски РК и хвостовики рабочих лопаток от воздействия на них потока горячих газов и повышают эффективность их воздушного охлаждения. Кроме того передние вращающиеся дефлекторы 7 и 10 фиксируют рабочие лопатки в осевом направлении. Вращающиеся дефлекторы изготовлены из поковок высоколегированного жаропрочного сплава ХН73МВТЮВД с последующей механической обработкой.
Передний вращающийся дефлектор 7 диска РК I ступени ТК представляет собой тонкостенное полотно, переходящее в ступицу. На полотне спереди имеются: балансировочный бурт и цилиндрический бурт с гребешками лабиринтного уплотнения. Расточка в ступице служит для монтажа и центрирования дефлектора 7 на переднем цилиндрическом бурте диска РК I ступени ТК. В ступице просверлены наклонные отверстия для прохода охлаждающего воздуха в полость между дефлектором 7 и диском 26. Сзади вращающийся дефлектор имеет центрирующий бурт, который входит в торцевую расточку диска 26 РК с гарантированным осевым зазором, что обеспечивает постоянное прижатие вращающегося дефлектора к полкам хвостовиков рабочих лопаток как на холодном, так и на горячем двигателе. Вращающийся дефлектор 7 в окружном направлении фиксируется восемью осевыми штифтами 5. Задний вращающийся дефлектор 6 РК I ступени ТК конструктивно выполнен аналогично переднему вращающемуся дефлектору 7, но в зеркальном изображении. Он имеет те же конструктивные элементы, но на периферии выполнен ряд отверстий для прохода охлажденного воздуха в проточную часть турбины. В окружном направлении он фиксируется шестью радиальными стопорами 12.
Передний вращающийся дефлектор 10 РК II ступени ТК конструктивно выполнен аналогично переднему вращающемуся дефлектору 7 РК I ступени ТК, но спереди на цилиндрическом поясе он имеет один гребешок лабиринтного уплотнения. Фиксация в окружном направлении производится шестью радиальными стопорами 12.
Задний вращающийся дефлектор 11 РК II ступени ТК спереди имеет центрирующий бурт. В полотне дефлектора просверлено двенадцать отверстий под стяжные болты и ряд отверстий на периферии для прохода охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Сзади на полотне имеются кольцевой балансировочный бурт и ступица с гребешками лабиринтного уплотнения.
2.4.4. Вал ротора ТК 27 предназначен для передачи вращающего момента от ротора ТК к ротору компрессора. Кроме того он воспринимает осевую силу, действующую на ротор ТК, ее массу и гидроскопический момент. Вал 27 ротора ТК сварной конструкции изготовлен из поковок нержавеющей деформируемой стали 1Х12Н2ВМФШ. Он состоит из передней и задней цилиндрических, и средней конической частей, сваренных между собой электронно-лучевой сваркой. Затем полученная таким образом заготовка подвергается механической обработке. На передней части вала снаружи имеются цилиндрический и шлицевой пояски соответственно для центровки и соединения вала ротора ТК с задней цапфой ротора компрессора. Через эти эвольвентные шлицы передается вращающий момент от ротора ТК к ротору компрессора. Во внутренней полости вала спереди устанавливаются детали узла соединения вала ротора ТК с ротором компрессора. Для этого внутри вала имеются: кольцевой выступ с эвольвентными шлицами для установки фиксатора 2; цилиндрическая расточка для монтажа регулировочного кольца 3 и пружины 1 фиксатора; однозаходная резьба с шагом 1, 5 мм для вворачивания стяжной втулки 30. На конусной поверхности вала спереди выполнен кольцевой бурт для монтажа балансировочных грузиков 25, которые фиксируются штифтами 4. На задней цилиндрической поверхности средней части вала просверлены четырнадцать радиальных отверстий для прохода вторичного воздуха в полость вала для охлаждения дисков РК и хвостовиков рабочих лопаток. На задней торцевой поверхности фланца вала выполнены: радиальные шлицы для центровки и соединения вала 27 с диском 26 РК I ступени ТК; двенадцать осевых отверстий под стяжные болты и восемь осевых отверстий на гладкой внешней поверхности под штифты 5, фиксирующие передний вращающийся дефлектор 7 в окружном направлении. На наружной цилиндрической поверхности фланца нарезаны гребешки лабиринтного уплотнения.
Стяжные болты 15 предназначены для соединения вала 27 ротора ТК, дисков РК 26 и 25 с установленными на них вращающимися дефлекторами 7, 6, 10 и 11 в единый узел. Стяжные болты имеют: круглую головку с лыской, стержень с цилиндрическими опорными буртиками, резьбовую часть и четырехгранник. Лыска головки препятствует провороту стяжного болта при затяжке гайки 13. Цилиндрические опорные буртики стяжных болтов служат для уменьшения изгибных напряжений от центробежных сил и вибраций самих стяжных болтов. На буртике, расположенном около резьбы, выполнены лыски для прохода воздуха на охлаждение задней стенки диска 25 РК II ступени ТК. Четырехгранник используют для удержания стяжных болтов 15 от скручивания при затяжке гаек 13, которая производится с большими усилиями. Степень затяжки гаек 13 контролируется по вытяжке стяжных болтов 15, которые должны быть 0,12 мм. Гайки 13 контрятся пластинчатыми замками 14.
Все детали ротора ТК в процессе их изготовления и сборки проходят раздельную балансировку. Окончательно собранный ротор подвергается динамической балансировке на своих опорах. Допустимый дисбаланс достигается подбором по массе балансировочных грузиков 28 и путем съема металла с кольцевых поясков вращающихся дефлекторов 7 и 11.





2.5. Статор турбины компрессора
Статор ТК (рис. 4.3) включает: СА I ступени 7, 14, 15 , СА II ступени 12, корпус ТК 2, проставку 8 и обойму 9 с металлокерамическим уплотнением 10.
2.5.1. Сопловой аппарат I ступени ТК служит для разгона газового потока и подвода его под определенным углом к рабочим лопаткам. Он состоит из сопловых лопаток 14, наружной 7 и внутренней 15 обойм, проставки 8, переходных втулок 5, 29, экрана 6 с накладками 4, сухарей 30, секторов 31, винтов 32 с пластинчатыми замками, конической диафрагмы 28, фиксирующего кольца 27, втулок лабиринтов 21, 23 с металлокерамическими уплотнениями 22, 24 и крепежных деталей.
Сопловые лопатки 14 выполнены из жаропрочного сплава ЖС-6К методом прецизионного литья. Они имеют в каждом сечении свой профиль, увеличивающиеся хорды от корня к периферии и закрутку, обеспечивающую радиальное равновесие газового потока в сопловом аппарате (СА). Сопловые лопатки 14 полые, охлаждаемые. Они устанавливаются в профилированные гнезда наружной 7 и внутренней 15 обойм с некоторым зазором, что обеспечивает свободу их температурных деформаций. В торцы сопловых лопаток устанавливаются переходные втулки 29, 5, которые фиксируют лопатки и через которые проходит охлаждающий воздух. Внутренние переходные втулки 29 фиксируются кольцом 27, а внешние 5 кольцевым экраном. Зазоры между втулками и экраном закрываются накладками 4. Наружная обойма 7 СА I ступени ТК изготовлена из жаропрочного сплава и предназначена для монтажа сопловых лопаток и ограничения проточной части турбины по внешнему контуру. Она представляет собой кольцо с наружным корончатым фланцем. В стенке наружной обоймы выполнены шестьдесят три профилированных прорези для монтажа сопловых лопаток и четырнадцать отверстий для прохода датчиков термопар. Отверстия и расположенные против них профилированные прорези соединены между собой температурными швами, которые исклю
·чают самопроизвольное образование трещин на этих участках. Спереди на наружную обойму телескопически устанавливается наружная опорная секция жаровой трубы камеры сгорания. Крепление наружной обоймы к корпусу ТК осуществляется винтами 32 с пластинчатыми замками посредством сухарей 30 и ограничительных секторов 31. Сухари 30 имеют форму прямоугольной пластины с отверстием под винт. Они вставляются в прямоугольные вырезы фланца наружной обоймы, но так как их толщина больше толщины фланца обоймы, то она и определяет расстояние между ограничительным кольцом 31 и фланцем корпуса 2 турбины компрессора. Таким образом фланец наружной обоймы 7 установлен на сухарях 30 с зазором между ограничительным кольцом 31 и фланцем корпуса 2 ТК. Такое крепление позволяет наружной обойме 7 свободно деформироваться при температурных изменениях, как в осевом, так и в радиальном направлениях без нарушения ее центрирования относительно корпуса турбокомпрессора. Сзади в кольцевой торцевой паз наружной обоймы 7 монтируется проставка 8, которая установлена между корпусом 2 ТК и обоймой 9 с радиальным и осевым зазорами.
Внутренняя обойма 15 СА I ступени ТК изготовлена из жаропрочного сплава и предназначена для монтажа сопловых лопаток и ограничения проточной части турбины по внутреннему контуру. Она имеет: спереди центрирующий бурт; на цилиндрической образующей 63 профилированных прорези для монтажа сопловых лопаток и сзади фланец для ее крепления к конической диафрагме 25, образующая которой совместно с внутренней обоймой 15 ограничивают проточную часть ТК по внутреннему контуру. Коническая диафрагма 28 изготовлена из жаропрочного сплава. Она относится к числу высоконагруженных силовых деталей двигателя и имеет сложную геометрическую форму. Спереди в нее телескопически устанавливается внутреннее опорное кольцо жаровой трубы камеры сгорания. У наружной поверхности проточена торцевая кольцевая канавка для центровки и крепления внутренней обоймы 15. На наружной цилиндрической поверхности конической диафрагмы 28 просверлено 63 радиальных отверстия для установки переходных втулок 29. Коническая диафрагма имеет два фланца. К внешнему фланцу с помощью болтов крепятся: спереди кольцо 27, фиксирующее переходные втулки 29 от выпадания, а сзади внутренняя обойма 15 и упорное кольцо 26, На конической стенке приклепана втулка 21 и приварена втулка 23 лабиринтов с металлокерамическими уплотнениями 22, 24 и просверлено семь отверстий для прохода охлажденного воздуха. Внутренний фланец служит для соединения конической диафрагмы 28 с фланцем внутреннего корпуса 25 диффузора камеры сгорания.
Корпус 2 турбины компрессора сварной конструкции изготовлен из титанового сплава ВТ-20. Он является общим корпусом для сопловых аппаратов I и II ступеней ТК. Спереди он имеет два фланца: наружный для его присоединения к наружному корпусу 1 диффузора камеры сгорания и внутренний с резьбовыми отверстиями для крепления наружной обоймы 7 СА I ступени ТК, и отверстиями, для прохода охлаждающего воздуха. Крепление обоймы 7 осуществляется винтами 32 с пластинчатыми замками посредством сухарей 30 и секторов 31. Такое крепление обоймы обеспечивает свободу ее температурных деформаций.
К заднему фланцу корпуса 2 крепится корпус 11 СА I ступени свободной турбины (СТ). На наружной поверхности корпуса 2 имеется четырнадцать опорных площадок для крепления термопар 3. Внутри корпуса 2 образован кольцевой выступ с двумя кольцевыми торцевыми расточками, по которым центрируется и устанавливается разрезанная на три части обойма 9 РК I ступени ТК с металлокерамическими уплотнениям 10. В окружном направлении каждая часть обоймы 9 фиксируется тремя пластинчатыми замками. Перед обоймой 9 устанавливается проставка 9, являющаяся задней опорой наружной обоймы СА I ступени ТК.
Уплотнение плоскостей разъемов фланцев крепления корпуса 2 ТК с наружным корпусом 1 диффузора камеры сгорания и корпусом 11 СА I ступени СТ обеспечивается специальной уплотнительной мастикой, а резьбовая часть винтов, для предотвращения пригорания, смазывается жаропрочной смазкой ЖС. Корпус 2 ТК и крепежные детали покрываются эмалью черного цвета.
2.5.2. Сопловой аппарат II ступени ТК 12 изготовлен литьем из жаропрочного сплава ЖС-ЗЛС с последующей механической обработкой. Он имеет наружный обод, 55 полых охлаждаемых сопловых лопаток и внутренний обод с фланцем.
На переднем фланце наружного обода выполнена кольцевая расточка для центрирования СА II ступени по обойме 9 РК I ступени ТК. Центрирование СА II ступени в корпусе 2 турбины компрессора осуществляется по наружной поверхности его заднего фланца. Для фиксации СА II ступени в окружном направлении на заднем фланце его наружного обода выполнены двадцать четыре выступа, которые при монтаже СА II ступени входят в соответствующие пазы корпуса 2 турбины компрессора. В осевом направлении СА II ступени совместно с проставкой 5, обоймой 9 РК I ступени и обоймой РК II ступени фиксируется корпусом СА I ступени СТ.
К фланцу внутреннего обода 17 приклепана коническая диафрагма 18, к которой, в свою очередь, приварена втулка 19 лабиринта с металлокерамическим уплотнением 20. К внутреннему ободу приварен экран 16, в котором против каждой сопловой лопатки просверлены радиальные калибровочные отверстия, дозирующие количество выходящего охлаждающего воздуха.















2.6. Задняя опора ротора турбины компрессора
Третья опора двигателя (рис. 4.4) представляет собой роликовый подшипник воспринимающий только радиальные нагрузки от массы ротора и неуравновешенных масс. Она размещается в корпусе СА I ступени СТ и состоит из вращающихся и неподвижных деталей. Вращающиеся детали монтируются на цапфу диска 2 РК II ступени ТК. К ним относятся: уплотнительная втулка 29, распорная втулка 27, регулировочное кольцо 26, внутренне кольцо роликоподшипника 7 с сепаратором и роликами, чашеобразный замок 13 и гайка 22. Неподвижные детали третьей опоры устанавливаются в корпусе СА I ступени СТ. Неподвижными деталями опоры являются: корпус 8 подшипника, упруго- гидравлический демпфер (упругое 14 и гладкое 15 кольца), наружное кольцо роликоподшипника 7, регулировочное кольцо 6, корпус 3 уплотнительного устройства, втулка 4 лабиринта, диафрагма 10 с втулкой 22 и экран 9.
Корпус 8 подшипника изготовлен из стальной отливки путем механической обработки. Он имеет фланец для его центровки и крепления к заднему фланцу внутреннего силового кольца 5 СА I ступени СТ. На фланце просверлены отверстия под винты крепления корпуса 8 подшипника, отверстия с фрезеровками на задней стороне фланца для прохода охлаждающего воздуха и отверстие для подвода масла в корпус. Сзади к корпусу приварены: диафрагма 20, обеспечивающая герметичность масляной полости опоры со втулкой 22 и экран 9, способствующий более эффективному охлаждению корпуса 8 подшипника и направляющий воздух на охлаждение деталей ротора СТ. В экране 9 просверлено восемь отверстий 03 мм для дополнительного обдува полотна диска РК I ступени СТ спереди с целью его охлаждения. В корпусе выполнена система масляных каналов для подвода масла на смазку и охлаждение деталей опоры и для работы упрутогидравлического демпфера. Спереди в корпусе подшипника выполнена цилиндрическая расточка для установки деталей упрутогидравлического демпфера (упругого 14 и гладкого 25 колец) вместе с наружным кольцом роликоподшипника 7 и регулировочного кольца 6. К переднему фланцу внутреннего силового кольца 5 СА I ступени СТ винтами с пластинчатыми замками крепятся: втулка 4 лабиринта и корпус 3 уплотнительного устройства. Через наклонные отверстия во внутреннем силовом кольце 5 и осевые отверстия во фланцах втулки 4 лабиринта и корпуса 3 уплотнительного устройства подается воздух из-за VII ступени компрессора на наддув предмасляной полости третьей опоры. Корпус 3 уплотнительного устройства своим задним цилиндрическим буртом, упираясь в регулировочное кольцо 6, препятствует осевому перемещению упрутогидравлического демпфера 14, 25 и наружного кольца роликоподшипника 7.
2.6.1. Смазка и охлаждение деталей третьей опоры двигателя осуществляется маслом, поступающим под давлением 0,35±0,05 МПа (3,5±0,5 кгс/см2) от нагнетающего насоса масляного агрегата через маслофильтр по внешним трубопроводам, по трубке, проходящей в левой верхней силовой стойке корпуса СА I ступени СТ, по каналам во внутреннем силовом кольце 5 к корпусу 5 подшипника. В корпусе масло идет в двух направлениях: по осевому каналу подводится к упругогидравлическому демпферу 14, 15 и к форсунке, обеспечивающей охлаждение корпуса уплотнительного устройства 18 и уплотнительной втулки 19 с внешней стороны; по радиальному каналу к форсунке роликоподшипника на его смазку и охлаждение и к форсунке, направляющей масло в полость цапфы диска 1 РК II ступени ТК. Здесь масло под действием центробежных сил отбрасывается к периферии и через отверстия в цапфе, внутреннюю кольцевую проточку и наклонные отверстия в распорной втулке 17 направляется на охлаждение уплотнительной втулки 19 с внутренней стороны. Отработавшее масло самотеком сливается в маслосборник, образованный силовым кольцом 5 СА I ступени СТ и корпусом 8 подшипника и отсюда по специальной трубке, проходящей в нижней силовой стойке и по внешней трубке откачивается одним из откачивающих насосов масляного агрегата в маслобак.
2.6.2. Суфлирование масляной полости опоры производится через откачивающий насос маслоагрегата, воздушно-масляный радиатор, маслобак, расширительный бачок, по внешней трубке в полость диффузора выходного устройства.
2.6.3. Уплотнение масляной полости опоры осуществляется: сзади с помощью диафрагмы 20; спереди внутри цапфы с помощью уплотнительного кольца 20 и гайки-заглушки 22; спереди снаружи цапфы с помощью трех элементов уплотнения, т. е. радиально-торцевого контактного уплотнения 2 8,пред- масляной полости А с повышенным давлением и лабиринтного уплотнения, образованного гребешками ступицы заднего вращающегося дефлектора 2 диска I РК II ступени ТК и втулкой 4 лабиринта.
2.6.4. Наддув предмасляной полости А производится воздухом, отбираемым из ресивера за VII ступенью компрессора. Воздух на наддув поступает через полые силовые стойки СА I ступени СТ в полость В и отсюда по наклонным отверстиям в силовом кольце 5 СА I ступени СТ, по осевым отверстиям во фланцах втулки 4 лабиринта и корпуса 3 уплотнительного устройства в полость А.








2.7. Охлаждение турбины компрессора
В двигателях ТВЗ-117 всех модификаций для охлаждения деталей газовых турбин предусмотрены воздушные системы. Система охлаждения газовой турбины служит для снижения рабочих температур горячих деталей турбины в целях увеличения запасов прочности и надежности их работы. Требуемый уровень рабочих температур горячих деталей турбин обеспечивается путем надежной изоляции этих деталей от прямого воздействия на них горячих газов и путем отбора части тепла от этих деталей менее нагретым воздухом, поступающим для их охлаждения.
Для охлаждения деталей ТК используется вторичный воздух из камеры сгорания двигателя. При этом охлаждаются как детали ротора, так и детали статора. Охлаждение деталей ротора (рис. 4.5) производится следующим образом. Вторичный воздух из полости А (кольцевая полость между жаровой трубой и внутренним корпусом 2 диффузора КС) через семь отверстий в конической диафрагме 4 попадает в полость Б (кольцевая полость между внутренним корпусом 2 диффузора КС и валом 2 ТК). Из полости Б воздух идет:
через лабиринтные уплотнения 3 и 5 в полость Д для охлаждения переднего вращающегося дефлектора 6 и для предотвращения проникновения горячих газов из проточной части турбины в полость Д через отверстия вала 2 ТК в его внутреннюю полость В, Отсюда воздух идет по двум направлениям: через отверстия в ступице диска РК I ступени ТК и отверстия в ступице переднего вращающегося дефлектора 6 на охлаждение передней стенки диска РК I ступени ТК, его обода, хвостовиков и внутренних полок рабочих лопаток; по центральному отверстию в ступице диска РК I ступени ТК в полость Г (полость, ограниченная дисками РК и их ступицами). Из полости Г воздух по радиальным каналам, образованным укороченными торцевыми шлицами, идет по трем направлениям: через внутреннюю кольцевую расточку и наклонные отверстия в ступице заднего вращающегося дефлектора 7 РК I ступени ТК для охлаждения задней стенки этого диска; через наклонные отверстия в ступице переднего вращающегося дефлектора 10 РК II ступени ТК на охлаждение передней стенки этого диска, его обода, хвостовиков и внутренних полок рабочих лопаток; по проточкам и лыскам на задних опорных буртиках стяжных болтов, по радиальным пазам на передней стенке в заднем вращающемся дефлекторе 22 диска РК II ступени ТК на охлаждение его задней стенки. На задних вращающихся дефлекторах 7 и 22 равномерно по окружности у периферии выполнены отверстия для сброса отработавшего охлаждающего воздуха в проточную часть турбины компрессора.
Охлаждение деталей статора также производится вторичным воздухом, поступающим из КС двигателя. Из полости А вторичный воздух через внутренние переходные втулки проходит через полые лопатки СА I ступени ТК, охлаждая их, и через внешние переходные втулки выходит в полость 3 (кольцевая полость, образованная корпусом 8 ТК и наружной обоймой 9 СА I ступени ТК). В эту же полость по отверстиям в переднем внутреннем фланце корпуса 8 ТК вторичный воздух поступает непосредственно из КС двигателя. Этот воздух смешиваясь с основным потоком воздуха, поступающим через сопловые лопатки заметно снижает его температуру. Из полости 3 воздушный поток, охладив корпус 8 ТК и наружную обойму 9 СА I ступени ТК через осевые отверстия во внутреннем кольцевом выступе корпуса 8 поступает в полость И (кольцевая полость, образованная корпусом 8 ТК и наружным ободом 11 СА II ступени ТК). Отсюда часть воздуха идет через полые лопатки СА II ступени ТК, охлаждая их, и выходит в полость Е. Другая часть воздуха через пазы в корпусе 8 ТК и отверстия в обойме РК II ступени сбрасывается за РК в проточную часть. Из полости Е воздух идет по двум направлениям: часть воздуха, охлаждая заднюю стенку вращающегося дефлектора 7, через кольцевую щель, образованную вращающимся дефлектором 7 РК I ступени и внутренним ободом СА II ступени ТК, сбрасывается в проточную часть турбины; часть воздуха прорывается через лабиринтное уплотнение 13 и поступает в полость Ж, где она охлаждает переднюю стенку вращающегося дефлектора 10 и через кольцевую щель между внутренним ободом СА II ступени и вращающимся дефлектором 10 РК II ступени сбрасывается в проточную часть турбины. Выходящий из полостей Е и Ж воздух препятствует проникновению горячих газов из проточной части турбины в эти полости.




















2.8. Характерные неисправности турбины компрессора
К наиболее возможным неисправностям относятся:
1.Вытяжка рабочих лопаток турбин, которая возможна вследствие длительного воздействия на рабочие лопатки больших центробежных сил в условиях высоких температур. Вытяжка рабочих лопаток приводит к уменьшению зазора и, в конечном счете, к касанию гребешками бандажных полок рабочих лопаток металлокерамического слоя обойм рабочих колес. Вытяжка приводит к выработке металлокерамического покрытия, к заеданию ротора и даже к поломкам рабочих лопаток. Дефект может быть обнаружен по увеличению усилий при ручной прокрутке ротора, а также по уменьшению времени выбега ротора не менее 50 с после выключения двигателя.
2.Обрыв или разрушение рабочих лопаток турбин. Это самый опасный дефект, который может привести к весьма серьезным последствиям. Так, при попадании оторвавшегося куска лопатки в проточную часть может возникнуть изгиб следующих по потоку лопаток и выпучивание корпусов турбин или заклинивание ротора.
Пробой корпуса турбины куском оторвавшейся лопатки может вызвать разрушение элементов силовой установки и конструкции планера вертолета. При этом, в случае повреждения топливных или масляных коммуникаций возможно возникновение пожара в отсеках силовой установки. Причинами обрыва или разрушения рабочих лопаток могут быть нарушения руководства по летной и технической эксплуатации двигателя, такие как:
а) заброс температуры газа перед турбиной при запуске выше максимально допустимой величины;
б) вывод непрогретого двигателя на повышенный режим;
в)выключение двигателя без предварительного охлаждения его на режиме малого газа;
г) вытяжка рабочих лопаток;
д)повышенная вибрация двигателя; что ведет к появлению усталостных микротрещин, к их развитию и т. д.
попадание на рабочие лопатки посторонних предметов в виде разрушившихся деталей компрессора, камеры сгорания, соплового аппарата, турбины двигателя.
Обрыв или разрушения рабочих лопаток как постепенно развивающийся дефект может быть заблаговременно обнаружен в процессе эксплуатации и технического обслуживания двигателя.
3.Обгорание сопловых и рабочих лопаток турбин происходит из-за значительного увеличения температуры газа перед ТК сверх допустимой величины. Рост температуры газа перед ТК возможен: вследствие нарушения процесса сгорания в камере сгорания и увеличения неравномерности температурного поля при помпаже компрессора или при увеличении подачи топлива к рабочим форсункам системой автоматического управления.


2.9. Техническое обслуживание
Для предупреждения, своевременного обнаружения и устранения различного рода неисправностей деталей газовых турбин и выходного устройства и отказов двигателей необходимо соблюдать требования руководящих документов» регламентирующих надежную работу двигателей как на земле, так и в полете. Основными профилактическими мероприятиями, направленными на предотвращение появления неисправностей, являются:
в процессе технического обслуживания тщательный осмотр корпусов турбин и ВУ с целью выявления трещин, забоин, короблений;
перед запуском осмотр в доступных для этого местах проточной части и ручная прокрутка ротора двигателя, чтобы убедиться в отсутствии посторонних предметов в проточной части двигателя;
после запуска прогрев двигателя перед переводом его на повышенный режим;
на работающем двигателе тщательный контроль параметров, характеризующих режимы его работы с целью недопущения отклонений их значений от допустимых величин;
перед выключением двигателя охлаждение его на режиме малого газа, после чего выключение и проверка времени выбега, которое должно быть не менее 50 с;
после останова закрытие проточной части двигателя специальными заглушками, что уменьшает вентиляцию проточной части и обеспечивает равномерность охлаждения его деталей.
Эти и ряд других мероприятий позволяют обеспечить эксплуатацию двигателя с высокой надежностью и без летных происшествий.
В процессе технического обслуживания необходимо следить за состоянием корпусов турбин и выходного устройства, сопловых и рабочих лопаток. С этой целью при техническом обслуживании осматриваются корпуса турбин и диффузора ВУ и выхлопной патрубок на предмет выявления трещин, забоин, короблений. При обнаружении трещин их концы должны быть засверлены сверлом диаметром 1,5...2,0 мм. На наружных корпусах турбин и диффузора ВУ и на выхлопном патрубке допускаются трещины в количестве до 5 штук и длиной не более 200 мм каждая, при суммарной длине трещин на данном корпусе не более 450 мм. В случаях неправильной засверловки концов трещин или при их развитии в другом направлении разрешается повторная засверловка трещин при общей длине каждой из трещин не более 200 мм.

3. Расчетная часть
Произведем проверочный расчет на прочность вала ротора турбины высотного ТВД. За расчетный режим выхода из кругового планирования у земли при работе двигателя на взлетном режиме.
Исходные данные для расчета: мощность турбины 13 QUOTE 1415=2200 л.с.; число оборотов в минуту n=2500; вес приведенного диска с учетом веса рабочих лопаток 13 QUOTE 1415=34 кг; массовый полярный момент инерции ротора 13 QUOTE 1415=12 кГ
·см
·секІ; дисбаланс ротора 13 QUOTE 1415r=5 г
·см; осевое усилие, действующее на вал, 13 QUOTE 1415=1100 кГ; скорость полёта при эволюции v=150 км/ч; коэффициент эксплуатационной перегрузки при эволюции 13 QUOTE 1415=5. Материал вала – сталь 40ХНМА.
Размеры вала даны на рис. 4.6.
1.Определим величины действующих нагрузок.

Центробежная сила от неуравновешенных масс.

Центробежная сила при эволюции вертолета на расчетном режиме.

Гироскопический момент ротора турбины при эволюции вертолета.

Здесь

2.Найдем величины изгибающих моментов.
Суммарная сила, приложенная в центре тяжести приведенного диска.

Изгибающие моменты от суммарной силы:
на участке между опорами:

на консольном участке:

Изгибающий момент от гироскопического момента 13 QUOTE 1415, действующего в плоскости, перпендикулярной плоскости действия силы:
на участке между опорами


на консольном участке

Суммарный изгибающий момент:

Момент сопротивления кручения

Касательные напряжения

Напряжения изгиба

где



Напряжения от продольных сил
13 QUOTE 1415.
Суммарные нормальные напряжения

Эквивалентные напряжении

Запас прочности определяем по формуле

Здесь взят предел текучести для стали 40ХНМА при рабочей температуре вала 200єС 13 QUOTE 1415.

4. Заключение
При выполнении данной курсовой работы была рассмотрена турбина компрессора двигателя ТВ3 – 117ВМ. В ней я выяснил что турбина компрессора – осевая, двухступенчатая. Служит для создания мощности, передаваемой ротору компрессора и агрегатам двигателя. Состоит из корпуса сопловых аппаратов, двух сопловых аппаратов, ротора турбины, третьей опоры двигателя.
Детали турбины компрессора подвержены влиянию высоких температур потока газа и больших механических нагрузок. Наиболее теплонапряженными являются сопловые и рабочие лопатки турбины, а так же диски рабочего колеса. Ротор турбины воспринимает силу давления газов, т.е. тепловую энергию газового потока преобразует в механическую работу. Ротор турбины компрессора состоит из рабочих лопаток, дисков РК 1 и РК 2 ступеней, четырех вращающихся дефлекторов, вала, стяжных болтов, узла соединения ротора компрессора с валом турбины компрессора и вращающихся деталей задней опоры ротора турбины компрессора. Сопловой аппарат I ступени ТК служит для разгона газового потока и подвода его под определенным углом к рабочим лопаткам. Он состоит из сопловых лопаток, наружной и внутренней обойм, проставки , переходных втулок , экрана с накладками , сухарей секторов, винтов с пластинчатыми замками, конической диафрагмы, фиксирующего кольца, втулок лабиринтов с металлокерамическими уплотнениями и крепежных деталей.
К наиболее возможным неисправностям относятся:

Вытяжка рабочих лопаток турбин, которая возможна вследствие длительного воздействия на рабочие лопатки больших центробежных сил в условиях высоких температур.
Обрыв или разрушение рабочих лопаток турбин. Это самый опасный дефект, который может привести к весьма серьезным последствиям.
Обгорание сопловых и рабочих лопаток турбин происходит из-за значительного увеличения температуры газа перед ТК сверх допустимой величины.
В ходе выполнения расчета на прочность вала турбины компрессора, определил запас его прочности он равен 7,4.
5. Приложения
Рис. 4.1. Схема принципа работы ступени РТ



















Рис. 4.3.Статор ТК
Рис. 4.4. Опора ТК























Рис. 4.5. Система охлаждения ТК



Рисунок 4.2.





Рисунок 4.6.



















6. Список литературы:
1. А.Д. Богданов, Н.П. Калинин, А.И. Кривко. Турбовальный двигатель ТВ3-117ВМ.
2. Г.И. Данилейко, Л.Н. Капустин, Е.П. Фельдман. Основы конструкции авиационных двигателей.
3. В.К. Лобанов. Конструкция и летная эксплуатация авиационного двигателя ТВ3-117ВМ.
4. В.А. Данилов, В.М. Занько, Н.П. Калинин, А. И. Кривко. Вертолет Ми-8 МТВ.









13 PAGE \* MERGEFORMAT 142815


13PAGE 15


Омск 2013 г.









Root Entry

Приложенные файлы

  • doc 10950949
    Размер файла: 2 MB Загрузок: 0

Добавить комментарий