Старцев Н.И. Конструкция узлов 2007. Н. И. Старцев, С. В. Фалалеев конструкция узлов авиационных двигателей
 Скачать 2.31 Mb.
|
|
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЕВА» Н.И.СТАРЦЕВ, С.В.ФАЛАЛЕЕВ КОНСТРУКЦИЯ УЗЛОВ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ: ТУРБИНА И КАМЕРА СГОРАНИЯ Ут верж дено Редакционно-издат ельским совет ом университ ет а в качест ве элект ронного курса лекций С А М А Р А Издательство СГАУ 2007 УДК 621.452.221.3.01(075.8) Инновационная образовательная программа "Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий” Рецензенты: канд. техн. наук, доц. А.Е. Трянов докт. техн. наук, проф. В.Б.Балякин Старцев Н.И., Фалалеев С.В. Конструкция узлов авиационных двигателей: турбина и камера сгорания: электронный курс лекций / Н.И.Старцев, С.В.Фалалеев. – Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. – 108с. ISBN Учебное пособие представляет собой вторую и третью части электронного курса лекций по конструкции и проектированию авиационных двигателей (АД) и энергетических установок (ЭУ). В нем рассмотрены вопросы конструкции и проектирования узлов АД и ЭУ – турбины и камеры сгорания. Дано описание конструкции основных элементов этих узлов, перспективы их развития, а также основы расчета и проектирования. Учебное пособие предназначено для студентов факультета двигателей летательных аппаратов, обучающихся по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки". Подготовлено на кафедре конструкции и проектирования двигателей летательных аппаратов. 117 ил., 5 табл., 11 библ.назв. УДК 621.452.221.3.01 ББК 27.5.14.4 ISBN © Старцев Н.И., Фалалеев С.В., 2007 © Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007 ПР ИО Р И Т Е Т Н Ы Е Н А Ц И О Н А Л Ь Н Ы Е П Р О Е К Т Ы Оглавление Условные обозначения Предисловие Введение 1. Турбины АД и ЭУ 1.1. Конструктивные особенности турбин 1.1.1. Связь турбины с другими узлами ТРДД 1.1.2. Анализ конструктивных схем турбин 1.1.3. Функции ротора и статора 1.1.4. Обеспечение высоких параметров турбины 1.1.4.1. Повышение жаропрочности материала 1.1.4.2. Покрытия на поверхности лопаток 1.1.4.3. Охлаждение лопаток 1.1.4.4. Снижение температуры охлаждающего воздуха 1.1.4.5. Охлаждение дисков 1.1.4.6. Охлаждение корпуса 1.1.4.7. Управление радиальными зазорами 1.1.4.8. Минимизация зазоров в лабиринтных уплотнениях 1.1.4.9. Бандажные связи лопаток 1.1.4.10. Исключение затекания горячего газа в околодисковые полости 1.2. Ротор 1.2.1. Конструкция ротора 1.2.2. Конструкция дисков 1.2.3. Конструкция вала 1.2.4. Конструкция дефлектора 1.2.5. Конструкция барабанной проставки 1.2.6. Конструкция заднего носка ротора 1.3. Конструирование лопаток 1.3.1. Рабочая лопатка неохлаждаемая 1.3.2. Рабочая лопатка охлаждаемая 1.4. Статор 1.4.1. Статор турбины 1.4.2. Концепция двустенного статора 1.4.3. Корпус турбины 1.4.4. Сопловой аппарат 1.4.5. Кольцо лабиринта (или внутреннее кольцо СА) 1.4.6. Трактовое кольцо 1.4.7. Лопатки сопловых аппаратов 1.5. Конструкционная прочность элементов турбины 1.6. Особенности конструкции свободной турбины 1.7. Реверсивные турбины 2. Камеры сгорания АД и ЭУ 2.1. Организация рабочего процесса в КС 2.2. Конструктивные схемы камер сгорания 2.3. Требования к камере сгорания 2.4. Элементы КС 2.4.1. Диффузор 2.4.2. Жаровая труба с фронтовым устройством 2.4.3. Корпус КС 2.4.4. Система розжига 2.4.5. Система смешения 2.5 . Тепловое состояние стенок жаровой трубы 2.6 . Подвеска и центрирование жаровой трубы в корпусе 2.7 . Оформление стыка жаровой трубы с 1СА турбины 2.8 . Выбросы вредных веществ 2.9 . Конструкционная прочность элементов камеры сгорания 2.10 . Особенности конструкции камер сгорания энергетических установок Заключение Список литературы Глоссарий Условные обозначения АД – авиационный двигатель ЭУ – энергетическая установка ГТД – газотурбинный двигатель ТРД – турбореактивный двигатель ТРДД – турбореактивный двигатель двухконтурный ТВД – турбина высокого давления ТНД – турбина низкого давления Предисловие Разработанные второй и третий модули электронного курса лекций по конструкции и проектированию компрессоров предназначены для использования в учебной дисциплине «Конструирование основных узлов и систем авиационных двигателей и энергетических установок» для студентов, обучающихся по специальности 160301 «Авиационные двигатели и энергетические установки». Данная дисциплина является связующей цикла специальных дисциплин, формирующих всестороннюю подготовку конструкторов по авиационным двигателям и энергетическим установкам, по следующим направлениям: теория АД и ЭУ, проектирование и конструирование АД и ЭУ, надежность АД и ЭУ, компьютерные технологии проектирования и конструирования АД и ЭУ, автоматическое регулирование АД и ЭУ, технология сборки АД и ЭУ, технология механической обработки. Перед студентами ставится задача после прослушивания курса лекций быть готовыми в рамках курсового и дипломного проектирования проектировать высокоэффективные авиационные газотурбинные двигатели и их элементы на базе использования современных компьютерных технологий. Основной особенностью данного издания является использование объемных моделей элементов двигателя, а также анимаций их работы. Это приведет к существенному улучшению понимания физических процессов, происходящих в двигателе. Применение электронного курса лекций позволит перейти при чтении лекций на качественно другой уровень, а именно, вместо рутинного диктования учебного материала вскрывать технические проблемы и указывать пути их решения с широким использованием участия студентов в виде дискуссий и т.п. Это, безусловно, повысит качество усвоения материала и позволит по иному построить самостоятельную работу студентов и методику проведения лабораторных работ. Введение Данная методическая разработка «Конструкция и проектирование камер сгорания и турбин АД и ЭУ», являющаяся вторым и третьим модулями электронного курса лекций по конструкции и проектированию авиационных двигателей (АД) и энергетических установок (ЭУ), входит основной компонентой в прогрессивную систему формирования инженера- конструктора, реализованную в Самарском государственном аэрокосмическом университете имени академика С.П.Королева. Идея этой системы состоит в том, что выпускник должен уметь проектировать авиационные газотурбинные двигатели и их элементы и на этой базе создавать оригинальные проекты других сложных изделий, уметь находить новые инженерные решения и в совершенстве владеть современными компьютерными технологиями проектирования. Устойчивые конструкторские навыки формируются за счет многократности повторения материала в разных формах. Так, каждая тема в дисциплинах «Основы проектирования АД и ЭУ» и «Компьютерное проектирование основных узлов АД и ЭУ» прорабатывается студентами четыре раза: в лекционном курсе, на лабораторной работе, в проектной работе (как специальное задание, формирующее конструкторские навыки) и в контрольной работе. Результат обучения по данной системе - высокая профессиональная выучка, широкий спектр знаний и минимальное время адаптации в рабочем коллективе. 1. Турбины АД и ЭУ Турбина в рабочем цикле ГТД обеспечивает выработку мощности, необходимой для привода компрессора, а также для привода агрегатов двигателя и летательного аппарата. Основные параметры, характеризующие степень совершенства конструкции турбины - это температура газов перед турбиной Т * Г и КПД η Т . С увеличением Т * Г возрастает работа цикла и удельная тяга двигателя Р уд . Это основная причина постоянного роста Т * Г , которая с начала 40-х годов прошлого столетия увеличилась почти в 2 раза с 1000 до 1900К. В последнем случае лопатки турбины работают при температуре равной температуре плавления материала лопаток. КПД турбины достигает уровня 0,9…0,94. Такие результаты определились успехами в металлургии жаропрочных сплавов и теплозащитных покрытий, в аэрогазодинамике трёхмерных течений и профилировании, в совершенствовании систем охлаждения, в широком использовании конечно-элементного моделирования и, в конечном счёте, высокой культурой конструирования и доводки двигателей. Отметим преимущества осевой газовой турбины, как тепловой машины: • относительная простота конструкции, малый удельный вес; • возможность получения больших мощностей в ограниченных габаритах; • возможность наращивания мощности в ходе доводки и модернизации двигателя. Современные газовые турбины имеют совершенные системы воздушного охлаждения и системы управления радиальными зазорами, что позволяет повышать их выходные характеристики. Основными особенностями современных турбин являются высокий срабатываемый теплоперепад, приводящий к трансзвуковым и сверхзвуковым скоростям потока, высокая температура газа на входе ( Т * Г ≥ 2000 К), требующая новых решений по охлаждению лопаток и дисков, значительная неравномерность параметров, диктующая необходимость применения трёхмерных методов проектирования и исследования элементов проточной части. Требования к сокращению массы и габаритов авиационного двигателя стремятся достичь применением высокоперепадных одноступенчатых турбин ( π * Т = 4). Большое внимание при создании современных турбин с температурой газа в зазоре перед рабочим колесом Т * Г = 1800…1900 К и выше требует разработки новых систем охлаждения лопаток и в частности транспирационного проникающего способа охлаждения. Суть этого решения заключается в том, что основные каналы охлаждающей системы размещаются непосредственно в стенках пустотелой лопатки, из которых воздух через системы перфорации (отверстий) выдувается на поверхность лопатки, омываемую газом. Создание таких лопаток требует высокоточной управляемой технологии литья и последующей обработки лопаток. ТРЕБОВАНИЯ К ТУРБИНАМ АД и ЭУ Турбины определяют экономичность, вес и надежность двигателя. Основные требования: 1. Высокие значения к.п.д. на расчетных режимах Это требование обеспечивается: • правильным выбором количества ступеней и формы проточной части; оптимальным распределением теплоперепада по ступеням и значений рабочих параметров в проточной части; • рациональным профилированием сопловых и рабочих лопаток, уменьшающим радиальное перетекание газа в осевых зазорах ступеней, а также закрутку потока газа за турбиной; • уменьшением расхода воздуха на охлаждение (норма 12%); • уменьшением перетекания газа в радиальном зазоре по концам рабочих лопаток между ступенями и внутри рабочего колеса (за счет снижения до минимума величины зазора, применением охлаждения статора, различных периферийных уплотнений, а также бандажирования рабочих лопаток); • тщательной отделкой поверхностей проточной части в целях снижения потерь на трение; плавностью трактовых поверхностей статора и ротора; снижением аэродинамических сопротивлений различных стоек и ребер. 2. Минимальный вес и габариты Вес турбины - 0,25...0,3 от веса двигателя. Компрессор - 0,5...0,6. Это требование достигается: • уменьшением числа ступеней за счет увеличения теплоперепада в одной ступени и окружных скоростей (до 450 м/с и более) (ограничение: прочность рабочих лопаток и дисков); • увеличением температуры газа перед турбиной; • применением больших осевых скоростей газа (до 500 м/с); • выбором оптимальной формы проточной части; • правильным выбором силовой схемы турбины; • применением жаропрочных, жаростойких и других конструкционных материалов с повышенными свойствами; • снижением до допустимого минимума запасов прочности; • строгим учетом действующих факторов, достоверностью и точностью расчетов на прочность и колебания; • рациональным конструированием отдельных деталей и узлов (равнопрочные диски, лопатки с удлиненной ножкой, самоконтрящиеся болтовые соединения, сварные роторы и статоры, "гибкие" роторы, минимальные осевые зазоры между ротором и статором, размещение опор внутри ротора, введение демпферов и др.). 3. Простота и технологичность конструкции Наиболее труднореализуемо. Конструкция турбины определяется: • высокой температурой газа и необходимостью охлаждения элементов турбины; • числом ступеней и каскадов в турбине; • числом и расположением опор; • необходимостью обеспечения минимальных радиальных зазоров в проточной части и их стабильности в течение ресурса при недостаточной жесткости корпусов и ротора турбины и в условиях больших перепадов температур на различных режимах работы; • сложностью подвода смазки к межвальным подшипникам и отвода ее из опор, а также необходимостью теплоизоляции и суфлирования масляных полостей; • сложной системой уплотнений и требованием их высокой надежности; • тяжелыми условиями работы практически всех элементов конструкции - большими механическими (статическими и динамическими) нагрузками при наличии высоких температур, многократной повторности нагружения, газовой коррозии и других неблагоприятных факторов Технологичность конструкции определяет трудоемкость по всему комплексу производственного процесса, расходы на материалы, испытания и доводку. Причины низкой технологичности газовой турбины: • высокая стоимость жаропрочных сплавов (стоимость материалов составляет около 40...50% стоимости двигателя): • низкая обрабатываемость и плохая свариваемость жаропрочных сплавов; • большое количество лопаток и других деталей сложной формы с высокими требованиями по точности и качеству поверхности; • значительное число специальных, весьма низкопроизводственных, технологических операций (упрочняющие виды обработки, многокомпонентные термобарьерные покрытия, пайка износостойких пластин, сборка бандажированных рабочих колес и др.), а также контрольных операций (до 20...30% трудоемкости изготовления). Снижение трудоемкости изготовления турбин: • новые технологические приемы (бесприпусковая отливка лопаток, горячий раскат крупногабаритных корпусных деталей, высокопрочностная штамповка, электромеханическая и электроэрозионная обработка отверстий и сложных фасонных поверхностей, электронно-лучевая сварка и др.), • высокопроизводительное оборудование, • совершенствование конструирования. Эксплуатационная технологичность конструкции определяется: • контролепригодностью: наличием достаточного количества датчиков, обеспечивающих надежное обнаружение отказов, удобством осмотра и др.; • ремонтопригодностью, заключающейся в приспособлении к предупреждению и обнаружению причин отказов и устранение их последствий путем проведения ремонта и технического обслуживания (возможность замены отдельных узлов и деталей без снятия двигателя; взаимозаменяемость без подгонок; исключение возможности неправильной сборки н уникального оборудования при ремонте; удобство техобслуживания и доступность осмотра; простой и удобный инструмент и т.д.); • эргономическими показателями (соответствие инструмента, отдельных приспособлений и отдельных узлов по весу и усилиям возможностям человека; наличие указателей, сборочных меток, опознавательной окраски, номеров узлов и т.д., обеспечивающих качество обслуживания и ремонта). 4. Высокая эксплуатационная надежность Она определяется при конструировании, обеспечивается в производстве и поддерживается в эксплуатации. Кроме ремонтопригодности и контролепригодности надежность определяется: • безотказностью, т.е. способностью непрерывно сохранять работоспособность в течение ресурса; • долговечностью, т.е. свойством сохранять работоспособность до наступления предельного состояния при установленной системе техобслуживания; • сохраняемостью, т.е. способностью непрерывно сохранять исправное и работоспособное состояние в течение и после хранения; • прочностными показателями (запасы, связанные со статической и длительной прочностью, с термостойкостъю, ползучестью, жаростойкостью; максимально допустимые пластические и упругие деформации, вибрационные перегрузки; уровни затяжки различных резьбовых соединений; меры по демпфированию колебаний и др.). Все эти показатели обеспечиваются: • высоким качеством конструирования турбины; • правильным выбором конструктивной и силовой схемы турбины; • наиболее полным учетом условий работы ее элементов; • правильным выбором материалов, покрытий, термообработки и назначением специальных технологических операций; • достоверностью статических и динамических расчетов на прочность и колебания; • специальными конструктивными мерами (охлаждением и теплоизоляцией отдельных элементов турбины; демпфированием изгибных колебаний роторов; бандажированием рабочих лопаток; надежной системой уплотнений; обеспечением оптимального теплового режима подшипниковых узлов на всех режимах работы двигателя и т.д.). В процессе эксплуатации надежность поддерживается строгим соблюдением всех действующих инструкций по эксплуатации, техобслуживанию и ремонту. Необходим точный учет всех без исключения происходящих дефектов и отказов. На рис.1.1 показана турбина ТРДД BR715, выполненная с использованием 3-х мерного моделирования. Турбина ВД двухступенчатая, охлаждаемая с бандажированными рабочими лопатками, выполненными в виде монокристалла с защитным покрытием. В турбине использовано пассивное управление радиальными зазорами путем согласования тепловых деформаций ротора и статора. Опора турбины размещена за турбиной ВД, в составе которой два роликовых подшипника с гидродинамическими демпферами для ротора каскада ВД и НД. На рис.1.2 изображена турбина двигателя Д-36 с такой же схемой опор. В табл.1 приведена средняя наработка узлов двигателя (данные фирмы GE). Стоимость лопаток составляет примерно 20% от стоимости всего двигателя. Трудоемкость изготовления одной лопатки ТВД больше трудоемкости изготовления легкового автомобиля. |