1. Общая характеристика двигателя 5 1 Конструктивнокомпоновочная схема двигателя 5
 Скачать 2.33 Mb.
|
 СодержаниеВведение 3 1.Общая характеристика двигателя 5 1.1 Конструктивно-компоновочная схема двигателя 5 1.2Общая характеристика отказов 6 1.3 Общая характеристика параметров рабочего процесса турбины двигателя 10 2. Обоснование параметров рабочего процесса двигателя 14 2.1 Выбор параметров двигателя 14 Задаём скорость воздуха на выходе из компрессора: м/с 21 Определение диаметральных размеров на выходе из турбины компрессора 23 2.4Определение количества ступеней компрессора 24 3. Разработка мероприятий по усовершенствованию системы охлаждения турбины высокого давления вертолетного двигателя 35 3.1 Анализ способов охлаждения газовых турбин 35 3.2 Разработка мероприятий по повышению эффективности охлаждения 38 3.2.1 Реализация различных схем охлаждения 38 3.2.2 Конструкция проектируемой газовой турбины 48 3.2.3Оценка конструктивного совершенства предлагаемой конструкции рабочей лопатки и эффективности охлаждения 52 4. Безопасность полетов 56 4.1 Общие сведения 56 4.2Опыт эксплуатации вертолетных ГТД 59 4.3 Оценка влияния предлагаемых мероприятий на безопасность полётов 60 5.Экономическое обоснование предлагаемых технических решений 62 5.1Общая характеристика работы 62 5.2 Определение инвестиций для реализации проекта 62 6. Безопасность и экологичность разработанных технических решений 68 6.1 Охрана труда 68 6.1.2 Мероприятия по уменьшению воздействия опасных и вредных производственных факторов 71 6.1.3 Анализ пожароопасности и мероприятий по её уменьшению 72 6.2 Экологичность 74 6.2.1 Анализ экологичности 74 6.2.2 Мероприятия по обеспечению экологичности 75 Заключение 77 Список литературы 78 ВведениеВертолетный сегмент является важной частью авиатранспортного рынка. Особые летно-технические возможности вертолетов обеспечивают им существенные преимущества по сравнению с самолетами, а также с наземными технологиями при выполнении целого ряда работ. Особенно эти преимущества проявляются в труднодоступной местности, при отсутствии аэродромов и оборудования. При этом технологии с применением вертолетов мобильны по времени организации, зачастую требуют меньших ресурсов. Объемы применения вертолетов в России до 1990 г. были значительны и составляли около 1,8 млн. летных часов. После падения в 1990-е гг. сформировалась положительная динамика объемов применения вертолетов в России, хотя общий налет часов вертолетами пока в 4 раза меньше уровня, достигнутого до распада СССР. Активная роль применения вертолетов в развития нефтегазового комплекса страны и других отраслей экономики позволяет оптимистически оценивать тенденции роста спроса на вертолетные услуги по мере преодоления в стране экономического кризиса. В то же время ряд негативных тенденций, проблемных вопросов не позволяют в полной мере реализовать потенциал этого перспективного рынка воздушного транспорта. В этой связи чрезвычайно важно экономически гармонизировать рынок применения вертолетов, имея в виду обеспечить согласованность предложений авиакомпаний по вертолетным услугам и спроса на эти услуги - в целях повышения эффективности и развития этого важного сегмента авиатранспортного рынка. Поиск путей совершенствования вертолетных двигателей и их систем должен исходить из анализа особенностей эксплуатации и увязываться с решаемыми полетными задачами и характером применения вертолетов. Для вертолетов в целом характерна достаточно большая наработка в эксплуатации и, следовательно, необходим учет особенностей, связанных с понятием длительной эксплуатации двигателей, которая вносит определенную специфику в проведение исследования. Длительная эксплуатация СУ осуществляется в тяжелых условиях, особенно при взлете и посадке вертолетов и при активном использовании вертолетов с неподготовленных площадок. Особенности длительного пребывания в эксплуатации каждого из вертолетных двигателей, как показывает статистика, обусловливают в целом рост числа отказов и неисправностей силовой установки. Величина мощности вертолетного двигателя во многом зависит от таких параметров рабочего процесса, как степень повышения давления воздуха в компрессоре и температура газов перед турбиной. Максимальное значение температуры газов перед турбиной определяется надежностью элементов турбины, особенно сопловых и рабочих лопаток. При использовании углеводородного топлива может быть получена температура 2500...2800 К. В то же время турбинные лопатки из материалов на основе никеля и кобальта могут работать при температуре не выше 1250 К. Обеспечить работоспособность деталей турбины при больших температурах и повысить надежность горячей части двигателя можно только с помощью охлаждения. Исходя из всего вышесказанного, в выпускной квалификационной работе ставится задача по усовершенствованию системы охлаждения газовой турбины двигателя. Общая характеристика двигателя 1.1 Конструктивно-компоновочная схема двигателя Конструктивно – компоновочная схема двигателя включает в себя входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину компрессора, свободную турбину и выходное устройств  Рисунок 1.1 – Конструктивно-компоновочная схема двигателя ТВ3-117 Входное устройство – часть фюзеляжа вертолета, образующая плавный канал для подвода воздуха из атмосферы в компрессор с минимальными гидравлическими потерями. Входное устройство предназначено для подвода воздуха из атмосферы к компрессору с заданными параметрами. Во входном устройстве двигателя происходит ускорение воздушного потока до требуемой скорости за счет разряжения, создаваемого компрессором при его работе. Компрессор двигателя – осевой, двенадцатиступенчатый, высоконапорный, высокомеханизированный с поворотными лопатками входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов первых четырех ступеней компрессора, а также с двумя управляемыми клапанами перепуска воздуха из-за седьмой ступени компрессора. Компрессор служит для повышения давления воздуха за счет механической работы, подводимой от турбины компрессора. Камера сгорания – кольцевая, прямоточная. Камера сгорания предназначена для организации процесса горения топлива и подвода выделяющейся при этом теплоты к рабочему телу − воздуху. В камере сгорания происходит изменение химического состава рабочего тела. Воздух превращается в газ, представляющий собой смесь воздуха с продуктами сгорания. Турбина компрессора – реактивная, двухступенчатая осевая. Турбина компрессора предназначена для преобразования части энтальпии газа в механическую работу для привода компрессора и агрегатов двигателя Свободная турбина – реактивная, двухступенчатая, осевая. Свободная турбина представляет собой преобразователь энергии газового потока в механическую работу для создания мощности, передаваемой через трансмиссию и редуктор на вращение несущего и рулевого винтов вертолета, а также агрегатов установленных на главном редукторе. Выходное устройство двигателя - выполнено в виде расширяющегося овального патрубка, снижающего скорость газового потока и отводящего его в сторону от оси двигателя с таким расчетом, чтобы исключить попадание горячих газов на элементы конструкции вертолета. Общая характеристика отказов Основной причиной инцидентов во все годы является "человеческий фактор", на который в среднем приходится 57,6 % от всех отказов. На инциденты, связанные с отказом авиационной техники, приходится 37,6 %. Причиной оставшихся инцидентов является воздействие внешних непрогнозируемых факторов. Из всех инцидентов по "человеческому фактору" 37,3 % связано с "фактором экипажа". Ошибочные действия летного состава стали следствием недисциплинированности или непрофессиональных действий. Самым распространенным проявлением внешнего неблагоприятного фактора стало попадание во входное устройство двигателей птиц, которое, как правило, приводит к досрочному съему двигателей с эксплуатации. Анализ статистических данных по отказам АТ показал, что, несмотря на уменьшение общего налета и числа инцидентов по парку вертолетов, доля инцидентов из-за отказов авиационной техники увеличивается. Для вертолетов Ми-24 и Ми-8 больше всего отказов приходится на силовую установку вертолета (для Ми-24 - 29,4 %, для Ми- 8 - 37 %) . Большая часть отказов, приводящих к досрочному съему двигателей ТВ3- 117, приходится на компрессор из-за повреждений лопаток компрессора. Причиной большинства досрочно снятых двигателей ТВ3-117А стали отказы, обнаруженные на земле (повышенный расход масла, негерметичность опор двигателя) - 68,4%. При этом данные отказы двигателей проявляются при наработке более 2000 ч с начала эксплуатации. Таким образом, причинами отказов СУ являются конструктивно-производственные недостатки, нарушения и ошибочные действия при эксплуатации, а также воздействие внешних факторов. Следовательно, для обеспечения эксплуатационной надежности СУ необходимы совершенствование форм и методов контроля технического состояния СУ, специальная подготовка летного состава к работе при возникновении ОС в полете, учет условий использования двигателей. Проанализируем наиболее характерные отказы и неисправности турбины Рабочие лопатки турбины современных ГТД, работая в условиях сложного совместного действия статических, термоциклических и динамических нагрузок, подвергаются неизотермическому нагружению при достижении экстремальных температур в цикле нагружения. Это способствует появлению в материале обширных областей, охваченных циклическими пластическими деформациями, в которых исходные деформационные и прочностные свойства материала претерпевают значимые изменения. Этим во многом объясняются повреждения, переходящие в трещины и разрушения колёс и лопаток турбины. Основными причинами повреждений являются: – высокий уровень температурных нагрузок; – высокий уровень вибрационных нагрузок; – высокий уровень изотермических и неизотермических нагрузок; – высокий уровень динамических нагрузок; – длительные статические нагрузки. Под влиянием повышенных термических напряжений и повышенных температур, по сравнению с номинальными значениями, в определённых условиях возникают следующие термические повреждения: перегрев материала элементов конструкции; обгорание пера лопатки; вытяжка рабочих лопаток турбины; трещины ползучести; повышенная степень окисления; растрескивание и прогар кромок лопаток Повреждения от действия вибрационных нагрузок встречаются на всех типах ГТД, эксплуатирующихся в разных странах мира. Эти повреждения связаны с повышенным уровнем переменных напряжений, возникающих в деталях при их колебаниях, с качеством изготовления и режимом нагружения. Режим нагружения оказывает влияние как на предел усталости, так и на термоциклическую долговечность.  Рисунок 1.2 – обрыв рабочей лопатки турбины в результате роста усталостной трещины до критического значения  Рисунок 1.3 – обгорание рабочих лопаток ТНД Изотермические и неизотермические режимы нагружения оказывают существенное влияние на возникновение повреждений малоцикловой усталости. Малоцикловое неизотермическое нагружение деталей горячей части ГТД характеризуется существенной нестационарностью. Эта нестационарность проявляется в изменении нагрузки (размаха напряжений или деформаций), разности температур, длительности цикла и развивающихся деформациях ползучести. Под действием повышенных динамических нагрузок при наличии концентраторов напряжений, ухудшения физико-механических свойств материала и температурного состояния возникают усталостные повреждения рабочих лопаток турбины. В результате такого воздействия возникают усталостные трещины в пазах замковой части лопаток. В эксплуатации при определённых условиях возможно растрескивание защитного покрытия и создание условий для ускорения коррозии. Общая характеристика параметров рабочего процесса турбины двигателя Основными параметрами, характеризующими рабочий процесс в двигателе, являются: – степень повышения давления воздуха в компрессоре Пк – температура газов перед турбиной (ТГ) В основе выбора параметров рабочего процесса лежит полная температура газов перед турбиной. Увеличение этого значения приводит к росту удельной мощности двигателя и снижению его удельной массы. Однако возросшему значению температуры газов должна соответствовать и большая степень повышения полного давления воздуха в двигателе, что приводит к уменьшению удельного расхода топлива, а, следовательно, увеличению экономичности двигателя. Следует отметить, что для вертолетных ГТД величина степени повышения давления воздуха в компрессоре находится в пределах 8,5...9,5, а температура газов перед турбиной — 1150...1250 К. Наименьшая величина удельного расхода топлива соответствует экономическому значению степени повышения давления воздуха в компрессоре (πт). Однако наибольшая величина удельной мощности достигается при оптимальном значении степени повышения давления воздуха. Это объясняется особенностями протекания рабочего процесса, изменения внутреннего и тягового коэффициентов полезного действия, Следует отметить, что одним из наиболее важных направлений в развитии газотурбинных двигателей на современном этапе является повышение максимальной температуры газа перед турбиной. Однако рост температуры ограничивается прочностью деталей турбины, в основном сопловых и рабочих лопаток. Наибольшую трудность при этом представляет обеспечение надежности работы лопаток турбины. Находясь в среде высокотемпературного газа, лопатки испытывают одновременное действие высоких газовых, центробежных и вибрационных сил; от работоспособности лопаток зависит работоспособность и ресурс двигателя. Проектируемый двигатель ТВ3-117 относится к двигателям третьего поколения. Начальная температура газа в ГТД на этом этапе их развития возрастала на 8-10 градусов в год счет улучшения технологии изготовления существующих и использования новых жаропрочных сплавов. Широкое распространение получили сопловые, а затем и рабочие лопатки, изготовленные из жаропрочных сплавов методами точного литья. Все это способствовало существенному (до 5-7 тыс. ч) увеличению ресурса ГТД третьего поколения, резкому повышению их надежности и снижению стоимости при относительно небольшом улучшении экономичности и удельной мощности двигателей. В это же время стало очевидным, что создание новых жаропрочных сплавов, способных длительно работать в газовых турбинах при температурах, больших 1300К, является далеко не столь простым, как это представлялось ранее. Не оправдались и надежды, возлагавшиеся в начале рассматриваемого периода на разработку для газовых турбин новых жаропрочных материалов керамического или металлокерамического типа. Возросшие требования к экономичности и удельной мощности ГТД, а также практическое исчерпание возможностей улучшения их показателей за счет аэродинамического усовершенствования проточной части компрессоров и турбин, заставили конструкторов искать новые пути увеличения начальной температуры газа и способствовали сосредоточению внимания на разработке и исследованиях систем охлаждения элементов турбин. При отсутствии жаропрочных материалов, сохраняющих свои свойства при высоких температурах, приходится применять эффективные способы охлаждения, позволяющие улучшить работу газовой турбины. Проведенные в этой области научно-исследовательские и опытно- конструкторские работы позволили создать эффективные и надежные системы воздушного охлаждения сопловых и рабочих лопаток. Одновременно были разработаны и освоены новые технологические приемы их изготовления и обработки. В результате появились двигатели с начальной температурой газа порядка 1350-1450К, имеющие ресурс такой же, как у рассмотренных выше ГТД третьего поколения. Выводы по разделу: Проведено обоснование конструктивно-компоновочной схемы двигателя. Рассмотрены основные неисправности лопаток газовой турбины и их причины. Сделан вывод о том что надо усовершенствовать систему охлаждения турбины . |