твд д-30. Статор турбины высокого давления
 Скачать 258.23 Kb.
|
|
Изм. Лист № докум Подпись Дата Разраб Литера Лист Листов Пров y Н. Контр. Утв Содержание
I. Введение Современные авиадвигатели в гражданской авиации сделаны по аэрогидродинамическим и технологическим параметрам. Авиадвигатели сегодня уже перешагнули пятидесяти тонный рубеж тяги. По уровню напряжений и тепловому состоянию деталей авиадвигателям практически нет аналогов среди изделий в машиностроении. Поэтому для авиадвигателей ближайшего будущего намечено в основном количественное совершенствование. Добиться этого совсем не просто в условиях жесткой конкуренции на мировом рынке авиатехники. Без опережающего научно- технического задела и достижений в области материаловедения, электроники и других отраслей науки, техники и новейших технологий - это просто не возможно. Сегодня в мире только около двух десятков крупных научных центров разных стран и ряд ведущих двигателестроительных фирм создают такие научно- технические заделы по новым ключевым технологиям, узлам и демонстрационным двигателям. Именно это обеспечивает сокращение сроков и стоимости этапов разработки, сертификации и запуска в серийное производство - в 3-4 раза, число опытных двигателей сокращается до 8-12. Значительная роль здесь принадлежит информационным технологиям. Они позволили создать комплексные многодисциплинарные расчетные модели для исследования параметров течения рабочего газа, анализа теплового состояния конструкции и расчета ее напряженно-деформированного состояния, накопления повреждений и пр. Идет массовое внедрение технологий компьютерного конструирования и построения схем двигателя, его элементов и узлов. Качественные «прорывы» в гражданской авиации ближайшего времени связываются с продолжением работ над криогенными двигателями. Еще в 1988 г. 15 апреля в воздух впервые поднялся самолет Ту-155. Это был первый в мире самолет на криогенном топливе. С долговременной тенденцией и перестройкой энергетической системы согласуется переход на метан, как на менее богатый углеродом источник энергии XXI века. Также перспективой развития авиадвигателестроения является попытка создания семейства двигателей нового поколения тягой 9-18 тонн, которое призвано стать «стержнем» консолидации крайне ограниченных отраслевых научно-конструкторских ресурсов. Выходными результатами проекта должны стать реализованные на единой технологической основе авиадвигатели для перспективных самолетов гражданской авиации семейства МС-21, широкофюзеляжного ближнее- среднемагистрального самолета, а также для российско-индийского самолета МТА. При этом синхронизированное осуществление проектов создания самолета МС-21 и семейства авиадвигателей тягой 9-18 тонн является главным фактором вхождения российской авиационной промышленности в полномасштабную конкурентную борьбу за мировой рынок авиатехники нового поколения. Большое значение имеет государственная поддержка развития данной отрасли, которая определяет её перспективы на будущее. Механизмом поддержки отрасли остается федеральная целевая программа «Развитие гражданской авиационной техники России». И в текущей программе, и в готовящейся новой редакции на период до 2020 года предусмотрено адекватное финансирование перспективных разработок. При этом планируется, что особенностью новой редакции программы станет специальный раздел «Авиадвигателестроение». Это позволит эффективнее планировать и осуществлять долгосрочное финансирование прорывного двигателестроительного проекта и существенно оперативнее реагировать на вызовы рынка. Второе направление по поддержке двигателестроительной отрасли связано со стимулированием реализации инвестиционных программ предприятий. Министерство будет следовать политике поощрения инвестиционных программ технического перевооружения как путем прямого финансирования в рамках федеральных целевых программ, так и с использованием других механизмов, в том числе предоставления государственных гарантий, мер избирательной кредитной поддержки инвестиционных проектов в условиях кризиса. Третьим направлением поддержки российского двигателестроения останется защита внутреннего рынка от экономически и технически неоправданного проникновения зарубежных двигателей при производстве отечественных самолетов. Предпринимаемые меры будут касаться, прежде всего, поощрения Министерством использования двигателей ПС-90А1 и А2 российскими авиастроителями как для внутрироссийских, так и для международных проектов. Развитие авиадвигателестроения имеет большое значение для развития аэрокосмической отрасли в целом. Авиационная и космическая отрасли были и во многом останутся важным национальным достоянием, поставляющим высокие технологии. Для обеспечения развития отрасли авиадвигателестроения необходимо иметь профессионально подготовленный, надежный, лояльный и положительно мотивированный персонал. Для дальнейшего развития отрасли необходимо пристальное внимание и помощь со стороны государства. При разумном руководстве и верной маркетинговой политике данная отрасль имеет все возможности для дальнейшего развития. II. Техническое описание и анализ конструкции турбины высокого давления двигателя Д-30 3 серии 2.1. Назначение и технические данные турбины высокого давления двигателя Д-30 3 серии Осевая турбина двигателя выполнена четырехступенчатой двухвальной. I и II ступени турбины (первая турбина) приводят во вращение ротор второго каскада компрессора, а III и IV ступени (вторая турбина) — ротор первого каскада компрессора. Роторы первой и второй турбины имеют разную частоту вращения. Роторы обеих турбин вращаются против вращения часовой стрелки. Д л я снижения виброперегрузок корпусов двигателя опоры роликоподшипника первой турбины и заднего роликоподшипника второй турбины выполнены упругодемпферными. Упругодемпферная опора состоит из упругого элемента (рессоры), выполненного в виде беличьего колеса, и кольцевого масляного демпфера. 2.2. Анализ конструкции узлов турбины высокого давления двигателя Д-30 3 серии 2.2.1. Статор турбины высокого давления Первая турбина состоит из двух сопловых аппаратов, опоры роликоподшипника и ротора первой турбины. Сопловой аппарат I ступени турбины состоит из наружного кольца, опоры, лопаток и разрезного кольца. Действующее на сопловой аппарат осевое усилие передается через наружное кольцо и опору соплового аппарата на диффузор и внутренний кожух камеры сгорания. Окружное усилие передается через наружное кольцо соплового аппарата на диффузор камеры сгорания.  Опора соплового аппарата сварная. Она состоит из конуса, внутреннего кольца и переднего фланца. Внутреннее кольцо в передней и задней частях имеет фланцы с наружными кольцевыми проточками под буртики внутренних полочек лопаток соплового аппарата, а в переднем фланце — дополнительную проточку под фланцы газосборников жаровых труб к а меры сгорания. Посередине кольца имеется тонкостенный термокомпенсатор, позволяющий при температурных расширениях л оп аток и кольца перемещаться им в осевом направлении. На конической части опоры имеются отверстий для прохода воздуха в разгрузочную лабиринтную полость первой турбины. Передним фланцем конической части опора соплового аппарата совместно с опорой роликоподшипника крепится к внутреннему кожуху камеры сгорания. К заднему фланцу внутреннего кольца опоры, имеющему резьбовые отверстия, крепится крышка. Эта крышка своим внутренним фланцем крепится к фланцу лабиринта, который, в свою очередь, крепится к опоре роликоподшипника. Лопатки соплового аппарата изготовлены из сплава ЖС-6К методом точного литья и имеют внутренние и наружные полочки, отлитые как одно целое с пустотелым пером. Наружные поверхности лопаток алитированы для повышения жаростойкости. На наружных полочках лопаток имеются конические (спереди) и Г-образные (сзади) выступы, которыми лопатки входят в соответствующие проточки в наружном кольце. От осевого и окружного перемещений лопатки фиксируются в кольце радиальными штифтами. Буртиками внутренних полочек лопатки устанавливаются в соответствующие проточки внутреннего кольца. Между полочками соседних л о паток, а также по задним торцам наружных полочек выдержан зазор, необходимый для предотвращения распора при температурном расширении лопаток. Между наружными полочками лопаток в специальные канавки установлены планки для устранения перетекания охлаждающего воздуха в проточную часть двигателя. Для охлаждения лопаток во внутренние полости (переднюю и заднюю) пера лопатки монтируются дефлекторы. Через 148 отверстий в наружном кольце соплового аппарата охлаждающий воздух подводится к лопаткам и поступает в дефлекторы. Через отверстия в дефлекторах воздух поступает на охлаждение внутренних поверхностей лопаток. Из передней полости воздух выходит в проточную часть турбины через отверстия, расположенные на выходной кромке, спинке и корыте лопатки, обеспечивая пленочное охлаждение всех наружных поверхностей пера лопатки. Из задней полости лопатки охлаждающий воздух выходит в проточную часть через щель, расположенную на корыте вблизи выходной кромки. К переднему фланцу наружного кольца крепятся болтами газо- сборники жаровых труб камеры сгорания. Средний фланец наруженого кольца соплового аппарата крепится болтами к фланцу к а меры сгорания. Разрезное кольцо состоит из секторов. Секторы разрезного кольца устанавливаются в наружном кольце соплового аппарата I ступени и фиксируются радиальными штифтами от осевого и окружного перемещений. Наружное кольцо изготовлено из стали ХН77ТЮР, а разрезное кольцо — из сплава ХН60ВТ. Сопловой аппарат II ступени состоит из наружного кольца, разрезного кольца, внутреннего кольца, лопаток, диафрагмы и фланца лабиринта. Окружные и осевые усилия, действующие на сопловой аппарат II ступени, передаются через фланец наружного кольца на задний фланец наружного кольца соплового аппарата I ступени. Лопатки сопловогц аппарата II ступени изготовлены методом точного литья и имеют внутренние и наружные полочки, отлитые как одно целое с пустотелым пером. Для повышения жаростойкости наружные поверхности лопаток алитированы. На наружных полочках лопаток имеются Г-образные выступы, которыми л о патки входят в соответствующие торцевые цилиндрические проточки в наружном кольце. Торцами переднего выступа лопатки плотно прижаты к торцу проточки в кольце и зафиксированы радиальными штифтами. Между полочками соседних лопаток, а также по задним торцам наружных полочек имеется гарантированный зазор, необходимый для предотвращения повреждения при температурном расширении лопаток. Лопатки цилиндрическими бобышками, расположенными на внутренних полочках, входят в глухие -отверстия внутреннего кольца, а буртиками надеты с долевым зазором на наружные цилиндрические буртики внутреннего кольца. Такое соединение лопаток с кольцами обеспечивает свободное •температурное расширение их в осевом, окружном и радиальном направлениях. Наружное кольцо снаружи имеет два фланца. Передним фл анц ем сопловой аппарат II ступени крепится к сопловому аппарату I ступени, а задним фланцем — к сопловому аппарату III ступени. Наружное кольцо в задней части имеет торцевый выступ и проточку, в которую входит выступ разрезного кольца. Разрезное кольцо состоит из 12 секторов и имеет на внутренней поверхности гребешки, которые совместно с гребешками на бандажных полочках рабочих лопаток II ступени образуют лабиринтное уплотнение, уменьшающее перетекание газа в радиальном зазоре. Внутреннее кольцо имеет два наружных буртика, глухие отверстия (по числу лопаток) и внутренний фланец. К внутреннему фланцу кольца крепится диафрагма. К внутреннему фланцу диафрагмы крепится болтами фланец лабиринта, который вместе с гребешками вращающегося лабиринта ротора первой турбины образует уплотнение, препятствующее перетеканию газа из проточной турбины. Наружное и внутреннее кольца изготовлены из сплава ХН77ТЮР; разрезное кольцо — из сплава ХН60ВТ. 2.2.2. Ротор турбины высокого давления ОПОРА РОЛИКОПОДШИПНИКА Опора роликоподшипника ротора первой турбины сварная. Она собрана с упругодемпферным элементом и устанавливается внутри опоры соплового аппарата I ступени. Опора роликоподшипника в передней, средней и задней частях имеет фланцы. Под средним фланцем сделана проточка, в которую устанавливается с небольшим зазором внутренняя рессора. Передним фланцем опора совместно с эксцентриковым кольцом и фланцем опоры соплового аппарата крепится болтами к внутреннему кожуху камеры сгорания. При сборке турбины поворотом эксцентрикового кольца достигается соосность роликоподшипника ротора первой турбины с осью ротора второго ка скада компрессора.  Во внутренней рессоре монтируется роликоподшипник, воспринимающий радиальные нагрузки ротора первой турбины. Внутреннее кольцо роликоподшипника закреплено на валу, а наружное зажато в рессоре внутренней гайкой, ввернутой в рессору. К среднему фланцу опоры крепятся: спереди кожух вала, а сзади фланцы лабиринтов, кольцо и отражатель. К заднему фланцу опоры крепятся болтами фланец лабиринта и верхний фланец лабиринта. Фланцы лабиринтов совместное двойным лабиринтом и втулкой , имеющей кольцевые ребра на наружной поверхности, образуют систему лабиринтного уплотнения первой турбины. Верхний фланец лабиринта имеет кольцевой паз типа ласточкина хвоста, в который вставлены металлокерамические вставки. Фланцы сопряжены с двойным лабиринтом , имеют на внутренней поверхности кольцевые ребра. Фланец сопряжения с втулкой имеет теплоизоляцию. Рессора в передней части имеет упругий элемент типа беличьего колеса и фланец, которым она крепится к кольцу , т акже имеющему упругий элемент. Кольцо закреплено на опоре роликоподшипника. В зазор между рессорой и опорой подается масло, уплотнение полости для которого достигается установкой двух пар маслоуплотнительных колец. РОТОР ТУРБИНЫ Ротор первой турбины состоит из вала, диска I ступени с 80 рабочими лопатками и дефлектором, диска II ступени с 82 рабочими лопатками и дефлектором, роликоподшипника, деталей лабиринтного уплотнения и деталей крепления.  Вал ротора первой турбины полый. Он изготовлен из стали 13Х11Н2В2МФ, в передней части имеет наружные шлицы, а в задней — фланец для крепления дисков I и II ступеней. Шлицами вал ротора соединяется с валом ротора второго каскада компрессора. К наружной части фланца вала крепится призонными болтами диск I ступени. На запрессованные штифты во внутреннюю часть фланца монтируется диск II ступени, который че- рез распорную втулку зажат на валу гайкой. Соединение вала ротора первой турбины с валом ротора второго каскада компрессора осуществлено стяжной втулкой и гайкой, законтренной шлицевым замком, который зафиксирован от осевого перемещения пружинным замком. Для компенсации возможного перекоса осей валов турбины и компрессора во время работы в соединении валов предусмотрены два сферических кольца. Требуемое осевое положение ротора первой турбины достигается подбором колец . Опорой ротора первой турбины служит роликоподшипник, наружное кольцо которого зажато в рессоре, а внутреннее кольцо совместно с лабиринтом, втулкой и регулировочным кольцом 58 затянуты на валу гайкой. Внутри вала смонтирована втулка, зафиксированная двумя штифтами. Диски и соответственно I и II ступеней турбины имеют на ободах пятизубые пазы елочного типа для установки рабочих лопаток. На передней фланец диска I ступени установлен дефлектор, который совместно с двойным лабиринтом закреплен болтами. К заднему наружному фланцу диска I ступени крепится болтами лабиринт, образующий совместно с фланцем лабиринта уплотнение проточной части. В ободе диска и в контровках лопаток имеются отверстия, через которые поступает воздух на охлаждение рабочих лопаток I ступени. К переднему фланцу диска II ступени крепится дефлектор и жиклерное кольцо, а к заднему — лабиринт, который совместно с фланцем и лабиринтом создает уплотнение проточной части. На фланцах дисков I и II ступеней, к которым крепятся дефлекторы и лабиринты, между отверстиями под болты сделаны фрезеровки для прохода охлаждающего воздуха. Рабочие лопатки и ротора первой турбины отлиты из сплава ЖС6-К. Для повышения жаростойкости перо и поверхности полок, находящиеся в проточной части, алитированы. Лопатки крепятся в дисках ротора пятизубыми замками елочного типа и от осевого перемещения фиксируются контровками, установленными в пазы дисков. Бесполочные рабочие лопатки I ступени отлиты пустотелыми, внутренняя полость служит для прохода охлаждающего воздуха от хвостовика к торцу пера. Полость перегорожена штырьками, расположенными в шахматном порядке между спинкой и корытом. Снаружи на пере рабочих лопаток II ступени имеются полочки с зигзагообразными боковыми поверхностями, по которым при установке лопаток в диски обеспечивается натяг, необходимый для снижения вибронапряжений. Полочки образуют кольцевой бандаж с гребешками по наружной поверхности, уменьшающими утечку газа в радиальном зазоре. Для уравновешивания осевых сил, действующих на роторы первой турбины и второго каскада компрессора, предусмотрена разгрузочная полость А, торцовая площадь которой (между лабиринтом диаметра и лабиринтом) и давления, оказываемые на нее, подобраны так, чтобы осевая сила, действующая на шарикоподшипник ротора второго каскада компрессора, не превышала* допустимой. Д л я предотвращения утечки масла через радиальный зазор ла- биринтйой втулки и изоляции от охлаждающего воздуха высокого давления и сравнительно высокой температуры полость над- дувается воздухом из наружного контура. Роликоподшипник ротора первой турбины смазывается и охлаждается маслом, поступающим через два жиклера, установленных на кольцо опоры. К жиклерам масло подводится по трубе, проходящей внутри кожуха вала. Отработавшее масло отводится от роликоподшипника через отверстия в опоре в кожух 2.3. Возможные неисправности турбины высокого давления двигателя Д-30 3 серии и их влияние на БП. 1. Вытяжка лопаток и задевание за корпус. Причины: превышения t газов из-за неисправности топливной автоматики, чрезмерной подачи топлива при запуске, помпаже и превышение допустимого времени работы на взлетном режиме, форсаже, превышение оборотов газогенератора. Признаки: Можно определить по «выбегу», посторонним звукам, появлению металлических частиц в выходной системе. 2. Коробление и обгорание лопаток из-за нарушения процесса сгорания и неравномерности поля t перед турбиной. Последствия: уменьшение мощности, вследствие чего растет температура газов . Признаки: рост ТМТ выбрасывание пучков искр из сопла, визуально при тех. обслуж. 3. Обрыв или разрушение. Причины: 1.Превышение tmax при запуске или выводе непрогретого двигателя на повышенный реж. Остановка двигателя без охлаждения на м.г. при низких tнар. 2.Повышенная вибрация из-за частичного разрушения лопаток компрессора, помпажа, обгорания. 3.Забоины от попадания посторонних предметов. 4.Вытяжка лопаток. После обрыва наблюдается хлопок в двигателе. Обрыв вызывает повреждение других лопаток, уменьшается частота вращения, увеличивается подача топлива и рост температуры газов. При значительном уменьшении оборотов может произойти срыв пламени в КС и останов двигателя. Может произойти заклинивание ротора. При обрыве на высоких режимах работы лопатка может пробить корпус, вызвать разрушение элементов СУ и самолета, пожар. Для исключения этого есть защита в виде 5 трубчатых стальных колец. При обрыве лопаток двигатель необходимо выключить. III. Техническое обслуживание 3.1. Работы, выполняемые по техническому обслуживанию турбины высокого давления 3.2. Технология выполнения работ по техническому обслуживанию турбины высокого давления 3.3. Меры безопасности при выполнении работ по техническому обслуживанию IV. Расчетная часть 4.1. Формулы и данные для расчета 4.2. Расчет 4.3. Вывод по расчету V. Список используемых источников |