ТРДД для перспективного авиационного комплекса дальней авиации

КНД чертеж стандартный.frw

ПАКДА двигатель (Файзуллин).cdw

ТРДД для перспективного
авиационного комплекса
Размеры зазоров соответствуют холодному состоянию узла при
Направление вращения ротора - по вращению часовой стрелки -
Допустимый дисбаланс ротора низкого давления
Допустимый дисбаланс ротора высокого давления

КНД чертеж моноколесо.frw

7. Термогазодинамический расчет.doc

7 Термогазодинамические расчеты двигателя и расчет ВСХ
1 Выбор газогенератора для двигателя
Создание нового двигателя обходится дорого. Для уменьшения стоимости разработчики унифицируют детали для различных двигателей создают двигатели на базе одного газогенератора и стараются достичь хороших параметров при минимальной массе.
Поэтому в качестве прототипа было решено взять двигатель НК-32 т.к. он применяется на бомбардировщике Ту-160 и технология его изготовления отработана. Также на него будет установлен газогенератор от SaM-146который имеет отличные параметры при малой массе и его применение хорошо отработано. Высокие характеристики газогенератора позволяют убрать с прототипа каскад среднего давления.
На основе исследования проведенного в разделе 1 мы выяснили что ПАК ДА будет дозвуковым из-за чего необходимость в форсажной камере отпадает. А т.к. не будет форсажной камере то и всережимное сопло не требуется. Все эти конструктивные изменения позволяют нам значительно снизить массу проектируемого двигателя.
2 Выбор и обоснование оптимальных параметров рабочего процесса и характеристик узлов двигателя
Из литературных и электронных источников а также с помощью рекомендаций преподавателя были собраны данные для различных двигателей [1 3 4 5]. Они приведены в таблице 7.1. Там же указаны принятые для расчета параметры. Входной диаметр и расход воздуха на проектируемом двигателе было решено оставить как на прототипе. Это позволить получить хороший удельный расход топлива из-за большой степни двухконтурности.
Степень двухконтурности и степень повышения давления в КВД были приняты по параметрическому анализу (рисунки 7.1-7.2).
Рисунок 7.1 - Изменение тяги в зависимости от степени двухконтурности и степени повышения полного давления в КВД
Рисунок 7.2 - Изменение удельного расхода топлива в зависимости от степени двухконтурности и степени повышения полного давления в КВД
Принятые значения параметров двигателя для расчета указаны в таблице 7.1.
Таблица 7.1 - Параметры двигателей
Удельный расход топлива кг(кгс·ч)
Степень двухконтурности
Степень повышения давления общая
Температура газа перед турбиной К
Максимальный диаметр мм
3 Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме
Из результатов расчета двигателя НК-32 в «GasTurb» выяснили что приведенный расход в сечении 25 равен m25 = 477 а у газогенератора SaM-146 в том же сечении расход m25 = 19871. Из-за чего необходимо увеличить диаметр газогенератора в раз. По имеющимися чертежу двигателя мы просчитали что увеличенный газогенератор можно установить в двигатель не меняя его габаритных размеров:
- диаметр ТВД НК-32 равен 0942 м;
- диаметр увеличенного в 1549 раз ТВД SaM-146 равен 0940 м.
Входные параметры для расчета в «GasTurb» показаны на рисунке 7.1.
Полученные в результате расчета параметры показаны на рисунке 7.2 а схема двигателя на рисунке 7.3.
Рисунок 7.3 - Входные параметры
Рисунок 7.4 - Результаты расчетов
Рисунок 7.5 - Схема двигателя из программы «GasTurb»
4 Высотно-скоростные характеристики
В ходе расчета двигателя в программе «GasTurb» были просчитаны точки соответствующие режимам работы двигателя в диапазоне высот от 0 до 15000 м и диапазоне приведенных скоростей при числах Маха от 0 до 1. Построены характеристики КНД и КВД (рисунки 7.4-7.7). Для расчета был принят закон регулирования: частота вращения ротора высокого давления nH = const.
Рисунок 7.6 - Характеристика КНД с линией рабочих режимов
Рисунок 7.7 - Характеристика КВД с линией рабочих режимов
Рисунок 7.8 - Зависимость тяги двигателя от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.9 - Зависимость удельного расхода топлива от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.10 - Зависимость температуры за КВД от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.11 - Зависимость температуры за камерой сгорания от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.12 - Зависимость температуры за ТНД от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.13 - Зависимость давления за КВД от числа Маха и высоты полета
Из анализа графиков видно что с подъемом на высоту тяга падает а с увеличением скорости полета тяга двигателя увеличивается. Удельный расход топлива с ростом высоты уменьшается а с ростом скорости увеличивается.
При уменьшении высоты полета и при увеличении числа Маха увеличивается температура за компрессором.
С ростом числа Маха давление за компрессором растет однако с ростом высоты уменьшается давление перед компрессором и давление за компрессором падает.
Температура за ТНД как и температура за камерой сгорания растет с ростом числа Маха и падает с увеличением высоты полета.

0.5. Приложение.doc

Маршрутная технология
Таблица А.1 – Маршрутная технология изготовления диска
Получение заготовки из штамповки
Контроль ультразвуковой
Сдача на комлектовку
Таблица А.2 - Маршрутная технология изготовления лопатки
Сдача на комплектовку
Таблица А.3 - Маршрутная технология изготовления моноколеса
Профили и планы скоростей контрольных сечений РК турбины
Рисунок Б.1 – План скоростей и профиль втулочного сечения РК турбины
Рисунок Б.2 – План скоростей и профиль среднего сечения РК турбины
Рисунок Б.3 – План скоростей и профиль концевого сечения РК турбины
Геометрические характеристики и моменты инерции сечений рабочей лопатки
Рисунок В.1 – Профиль лопатки в корневом сечении
Рисунок В.2 – Геометрические характеристики и моменты инерции корневого сечения лопатки
Рисунок В.3 – Профиль лопатки в среднем сечении
Рисунок В.4 – Геометрические характеристики и моменты инерции среднего сечения лопатки
Рисунок В.5 – Профиль лопатки в концевом сечении
Рисунок В.6 – Геометрические характеристики и моменты инерции концевого сечения
Результаты расчета диска на прочность
Таблица Г.1 – Результаты расчета диска на прочность
Выходные данные по сечениям
Температура по сечениям
Предел длительной прочности материала
Тангенциальные напряжение
Радиальные напряжение
Эквивалентное напряжение
Продолжение табл. Г.1
Определение объема и массы
Рисунок Д.1 - Определение массы диска
Рисунок Д.2 - Определение массы дефлектора

0.4. Список литературы.doc

Зрелов В. А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы: Учебное пособие В. А. Зрелов. - М.: Машиностроение 2005. - 336 с.
Двигатели 1944-2000: авиационные ракетные морские промышленные - П.: Авиадвигатель 2000 - 387 с.
World encyclopedia of aero engines. From the pioneers to the present day B. Gunston. – England: Sutton publishing limited 2006 – 260 p.
Конструкция и прочность авиационных двигателей и энергетических установок. Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т; Сост.: Б.К. Галимханов В.Ф. Харитонов. – Уфа 2007. – 39 с.
Фомичев Е. О. Разработка способов восстановления моноколес газотурбинных двигателей: автореф. дис. канд. техн. наук Фомичев Евгений Олегович. – Москва. 2013. – 19 с.
Жеманюк П. Формообразование сложнопрофильных поверхностей моноколес высокоскоростны фрезерованием П. Жеманюк В. Мозговой Рыбинск: Газотурбинные технологии. – 2003 - №5. – С. 18-21.
Самаров В.Н. Крапт Е.П. Магеррамова Л.А. Захарова Т.П.. Перспективы применения технологии горячего изостатического прессования для изготовления блиск-колес турбин из комбинаций порошковыхи литеных жаропрочных никелевых сплавов. Новые технологические процессы и наженость ГТД. Выпуск 1. Блиски и блинги турбомашин. Изд. ЦИАМ Москва 1999. 182 с.
Фомичев Е. О. Подбор и обоснование технологических параметров сварки для способа ремонта единичной лопатки в составе моноколеса Е. О. Фоми-чев В. А. Гейкин Двигатель. – 2013 – № 5. – С.22-23.
Краузе С. Улучшенная технология ремонта: порошковая наплавка лазером С. Краузе Рыбинск: Газотурбинные технологии. – 2003 - №5. – С. 24-26.
Фомичев Е. О. Анализ существующих методов восстановления лопаток компрессора газотурбинных двигателей Е. О. Фомичев Н. Н. Воронин Двигатель. – 2013 – № 5. – С. 18-19.
Скворцов Ю.В. Организационно-экономические вопросы в дипломном проектировании: Учебное пособие Ю. В. Скворцов. - М.: Высшая школа 2006. - 399 с.
Правила устройства электроустановок Министерство топлива и энергетики Российской Федерации.- 7-е изд. - Санкт-Петербург: Деан 2002. - 176 с.
Постников Н.П. Рубашов Г.М. Электроснабжение промышленных предприятий. Учебник для вузов. – Л. Стройиздат 1980. – 376 с.
Красногорская Н. Н. Безопасность труда: Учебное пособие Н. Н. Красногорская Н. Ю. Цвиленева Е. М. Ганцева; ГОУ ВПО УГАТУ. - Уфа: УГАТУ 2010. - 81 с.
Очистка производственных сточных вод Яковлев С.В. Корелин Я.А. Ласков Ю.М. Воронов Ю.В.. – М.: Стройиздат 1985. – 336 с.
СТО УГАТУ 016-2007: общие требования к построению изложению оформлению ГОУ ВПО УГАТУ. - Уфа: ГОУ ВПО УГАТУ 2007. - 93 с.
Белоусов А.Н. Проектный термогазодинамический расчет основных параметров авиационных лопаточных машин А.Н.Белоусов Н.К. Мусаткин В.М.Радько В.С.Кузьмичев – СГАУ 2006 – 311с.
Емин О.Н. Карасев В.Н. Ржавин Ю.А. Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД: Учебное пособие. – М.: «Дипак» 2003 г. 156 с.
Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин К.В. Холщевников Машиностроение Москва 1970. - 604 с.
Расчёт на прочность рабочих лопаток ГТД – Методические указания Сост. Тархов Л.Н. Харитонов В.Ф. – Уфа изд. УГАТУ 2006. - 38 с.
Методические указания “Расчёт на прочность дисков ГТД” Харитонов В.Ф. и др. – Уфа УГАТУ 2005.-25с.
Расчёт критических скоростей вращения роторов ГТД Методические указания Сост. Харитонов В.Ф. и др. – Уфа изд. УГАТУ 2006 17с.
Материалы деталей авиационных ГТД. Харитонов В.Ф. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию. – Уфа 2004. – 38с.
Кобельков В.Н. Полев А.С. Влияние запасов устойчивости компрессоров на характеристики силовой установки с ТРДДФ. – Процессы и характеристики авиационных двигателей: научно-методические материалы под ред. Ю. Н. Нечаева – М.: ВВИА 1986 - С. 3-18.
Колосов Л.С. Фомин В.Н. Расчет характеристик осевых компрессоров с учетом пространственности потока. – Научно-методические материалы по вопросам теории и конструкции ГТД ВВИА 1978. – С. 15-18.
Гостелов Дж.П. Сравнение характеристик лопаточных венцов рабочего колеса компрессора рассчитанных на большие числа М. – технический перевод ЦИАМ 1971 №11752.
Влияние радиальной неравномерности потока на входе в двухконтурный двигатель на его характеристики и запас газодинамической устойчивости. Кобельков В.Н. Полев А.С. Гусев С.Б. Миневич А.Б. Фомин В.Н. – Процессы и характеристики авиационных двигателей: научно-методические материалы под ред. Ю. Н. Нечаева – М.: ВВИА 1986. – с. 37-47.
Перспективы развития двигателей для магистральных самолетов гражданской авиации А. И. Ланшин [и др.] Конверсия в машиностроении. 2005. № 4–5. С. 22–31.
Цховребов М. М. Газотурбинные и комбинированные двигатели для самолетов ЦИАМ 2001–2005. Основные результаты научно-технической деятельности. Т. 1 Под общ. науч. ред. В. А. Скибина В. И. Солонина М. Я. Иванова. М.: ЦИАМ 2005. С. 11–13.
Visser W. P. J. Broomhead M. J. GSP a generic object-oriented gas turbine simulation environment NLR Technical Publication NLR-TP-2000-267 21 p.
Научный вклад в создание авиационных двигателей. Кн. 1 Под общ. науч. ред. В. А. Скибина и В. И. Солонина. М.: Машиностроение 2000. - 725 с.
Теория расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учеб. Кн. 3. Основные проблемы: Начальный уровень проектирования газодинамическая доводка специальные характеристики и конверсия авиационных ГТД В. В. Кулагин [и др.]. М.: Машиностроение 2005. - 464 с.
Горюнов И. М. Термогазодинамические расчеты ГТД и теплоэнергетических установок с использованием системы DVIGwT Вестник УГАТУ. 2006. Т. 7 № 1 (14). С. 61–70.
Jose Javier Alvarez. Simulation of compressible internal flow systems with EcosimPro Jose. Javier Alvarez 1а Reunion de Usuarios de EcosimPro UNED. Madrid. May 3–4 2001. 7 p.
Бойко Л. Г. Карпенко Е. Л. Метод расчета характеристик турбовального двигателя с повенцовым описанием многоступенчатого осевого компрессора Вестник двигателестроения. 2007. № 3. С. 143–146.
Нечаев Ю. Н. Федоров Р. М. Теория авиационных гозотурбинных двигателей. Ч. I. М.: Машиностроение 1977. - 312 с.
Горюнов И. М. Учет влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ И. М. Горюнов А. И. Горюнов Вестник УГАТУ. 2010. Т. 14 № 3 (38). С. 57-61.

0.3. Заключение.doc

В ходе выполнения проекта рассмотрели стоящие на вооружении бомбаридровщики и их силовые установки а также предполагаемые летно-технические характеристики ПАК ДА. На основе этого были сформированы требования для его двигателя: тяга 152 кН расход топлива 1 кгкм и степень двухконтурности не менее 14.
Затем была выбрана конструктивная схема двигателя состоящего из КНД КВД КС ТНД ТВД и нерегулируемого реактивного сопла и описана его кострукция.
Исследовали технологии изготовления моноколеса КНД и выяснили что применение технологии изготовления моноколеса вместе традиционной оправдано. Т.к. позволяет снизить массу диска в два раза отпадает необходимость в приспособлениях для осевой фиксации. Также отсутствие трущихся поверхностей (замковой части) не создает контактных напряжений и фретинг-коррозии. Еще рассмотрели повреждаемость лопаток при эксплуатации. Лопатки КНД наиболее подвержены износу из-за чего будет необходим их хороший контроль и частый ремонт лопаток. Однако ремонт лопаток технологически более сложен чем при традиционной технологии изготовления ступени. В связи с чем были проанализированы различные способы ремонта моноколес и их защиты.
Провели экономическую оценку эффективности применения моноколеса вместо традиционной технологии изготовления рабочего колеса КНД. В ходе расчета выяснили что по затратам на материалы экономия составляет около 20%. Однако из-за увеличения трудоемкости технологии конечная цена изготовления моноколеса по сравнению с традиционным РК меньше на 452481 рублей.
Были рассмотрены возможные вредные воздействия на человека и экологию при изготовлении моноколес. Исследованы возможные причины и последствия поражения человека электрическим током. Предложен метод обеспечения электробезопасности рабочего места путем зануления электроустановок. И расчитано что он сработает в случае неполадок т.к. Также расмотрены способы очистки сточных вод. И предложены наиболее эффективные способы: отстаивание различные виды флотации и фильтрация.
В ходе патентного исследования на тему изготовления моноколеса были рассмотрены достоинства и недостатки различных способов. Наиболее оптимальным и перспективным оказался патент №2456141 «Способ линейной сварки трением деталей из титановых сплавов» который решено использовать в технологии изготовления рабочего колеса КНД проектируемого двигателя.
Рассмотрены технические характеристики прототипа НК-32 и выбран для него новый газогенератор от двигателя SaM-146. Выбраны параметры рабочего процесса которые позволят соответсвовать требованиям двигателя для ПАК ДА: P = 152 кН Тг = 1700 К Gв = 278 кгс и к = 284. Произведен термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме и расчитаны ВСХ в ПК GasTurb. Рассмотрены зависимости удельного расхода топлива и тяги двигателя на различный высотах (0 15000 м) и скоростях полета (М = 0 1).
В результате газодинамических расчетов турбины высокого давления получены параметры соответствующие рекомендациям. Проведенные расчеты позволили спрофилировать лопатку ступени турбины высокого давления.
Полученные в прочностных расчетах значения коэффициентов запасов длительной прочности деталей РК соответствуют рекомендациям . Также были расчитаны критические частоты вращения. Запас по критической частоте вращения ротора более 10%.
В ходе дипломного проекта спроектирован ТРДД для ПАК ДА а проведенные расчеты подтверждают надежность и работоспособность спроектированного двигателя
В специальной части был произведен анализ влияния неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом. В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости. Воздействие неравномерности зависит не только от величины разности давлений или температур в зоне неравномерности и зоне равномерного потока. Но также от размера зоны неравномерности и ее расположения. Наиболее неблагоприятными являются зоны на переферии.
Также это создает проблему при проектировании двигателя так как в расчетах производят осреднение параметров в сечениях. Что приводит к тому что двигатель полученный в металле и расчитаный отличаются. Из-за чего приходиться проводить большой объем доводочных испытаний.
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.

2. Конструкторская часть.doc

2 Конструкция двигателя
1 Выбор конструктивной схемы двигателя
Спроектированный двигатель состоит из КНД компрессора высокого давления (КВД) турбины низкого давления (ТНД) ТВД кольцевой КС камеры смешения и нерегулируемого реактивного сопла.
Примем ротор высокого давления (РВД) - двухопорным. Передняя опора РВД - один шариковый подшипник (радиально-упорный) выполняющий функцию осевой фиксации. Задняя опора РВД – роликовый подшипник (радиальный) обеспечивающий смещение ротора относительно статора. Ротор низкого давления (РНД) - трехопорный.
Ротор опирающийся на две опоры представляет собой статически определимую систему при которой лучше обеспечивается соосность подшипников и валов [7]. При этом смещение подшипников приводит лишь к изменениям наклона оси вращения но не вызывают никаких дополнительных статических и динамических нагрузок которые могут появляться в статически неопределимой системе то есть в трех - или четырехопорном роторе.
При минимальном числе опор упрощается конструкция изделия в целом за счет сокращения количества несущих деталей корпуса уплотнений упрощения маслосистемы системы суфлирования и теплозащиты опор.
При выборе места установки подшипников по длине ротора будем руководствоваться тем что радиально-упорный подшипник воспринимая радиальные нагрузки обеспечивает осевую фиксацию ротора относительно статора и передает результирующую осевую силу ротора на корпус.
На рисунке 2.1 изображена конструктивная схема роторов и роторных опор двигателя.
- роликоподшипник передней опоры ротора КНД; 2 - РНД; 3 - шарикоподшипник средней опоры РНД;
- шарикоподшипник опоры ротора КВД; 5 – РВД; 6 - роликоподшипник опоры ротора ТВД;
- роликоподшипник задней опоры ротора ТНД.
Рисунок 2.1 - Конструктивная схема роторов и роторных опор двигателя
2 Описание конструкции двигателя
Двигатель - турбореактивный двухконтурный со смешением потоков наружного и внутреннего контуров за турбиной с нерегулируемым реактивным соплом.
Компрессор двигателя осевой двухкаскадный состоит из трехступенчатого КНД и шестиступенчатого КВД. Назначение компрессора - сжатие и подача воздуха в наружный контур и КС двигателя. Кроме того сжатый в компрессоре воздух используется для охлаждения деталей горячей части двигателя наддува полостей уплотнений подшипниковых узлов регулирования радиальных зазоров над рабочими лопатками КВД и турбины работы агрегатов автоматики двигателя противообледенительной системы (ПОС) системы наддува и кондиционирования салона самолета.
Промежуточный силовой корпус состоит из трех концентрических колец соединенных между собой стойками обтекаемой формы. Внутри них размещают трубопроводы для подвода и отвода масла. К промежуточному корпусу крепятся спереди статор КНД сзади - статор КВД.
Шестиступенчатый КВД приводится во вращение ТВД имеет регулируемый ВНА НА I II и III ступеней и автоматически открываемые клапаны перепуска воздуха (КПВ) из-за IV и V ступеней. Компрессор состоит из ВНА корпуса с НА I II и III ступеней переднего и заднего корпусов корпуса перепусков и отборов воздуха корпуса обдува ротора упругодемпферной опоры спрямляющего аппарата. Между передним и задним корпусами КВД выполнен кольцевой канал из которого отбирается воздух для охлаждения лопаток турбины кондиционирования салона на ПОС. Корпус перепуска и отбора воздуха выполнен сварным из титанового сплава установлен на переднем корпусе КВД и образует вместе с ним изолированные кольцевые полости. Через две из них осуществляется перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный. На корпусе установлены КПВ и трубы отбора.
Газодинамическую устойчивость компрессора во всем диапазоне эксплуатационных режимов обеспечивают следующие конструктивные решения: лопатки НА I II и III ступеней КВД выполнены поворотными за подпорными ступенями установлены заслонки перепуска воздуха за IV и V ступенями - КПВ из внутреннего контура в наружный. Поворот лопаток НА I II и III ступеней перепуск воздуха осуществляется по заданной программе сиcтемой управления компрессором входящей в состав системы автоматического управления (САУ) двигателем.
Камера сгорания: кольцевая усовершенствованная система охлаждения и керамическое покрытие основными деталями конструкции являются корпус внутренний кожух кольцо газосборника кожух вала. На корпусе установлены 12 топливных форсунок и коллекторы первого и второго контуров с 24 трубопроводами подвода топлива к форсункам.
Корпус и внутренний кожух образуют кольцевой канал в котором располагаются жаровые трубы и кольцевой газосборник. Каждая жаровая труба состоит из топливно-воздушной насадки головки шести секций семи гофрированных колец и заднего фланца сваренных между собой.
Жаровые трубы заканчиваются фланцами рамочного типа. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника. Кроме перечисленных к новым конструктивным решениям в камере сгорания можно отнести наличие топливно-воздушных насадок душевое охлаждение свечей.
Секции и гофрированные кольца образуют стенки жаровых труб для их охлаждения в щели между гофрированными кольцами и секциями поступает воздух. В стенках жаровых труб выполнено три ряда отверстий для подвода воздуха в зоны горения и смешения. В первой секции 3-й и 10-й жаровых труб установлены свечи для воспламенения топлива при запуске. Воспламенение топлива в других жаровых трубах происходит через пламеперебрасывающие патрубки. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника.
Кожух вала образует теплоизолированную полость в которую стекает масло после смазки и охлаждения шарикового подшипника ротора КВД роликового подшипника ротора ТВД и переднего подшипника ротора ТНД.
ТВД спроектированного двигателя одноступенчатая осевая охлаждаемая приводит во вращение 6 ступенчатый КВД. Для охлаждения турбины используется воздух из-за компрессора. ТВД не имеет бандажной полки антивибрационной полки на рабочей лопатке.
Ступень турбины включает сопловой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК). Форма проточной части турбины . Ротор ТВД состоит из диска с рабочими лопатками дефлектора носка ТВД с лабиринтами и маслоуплотнительными кольцами. Тип РВД дисковый разъемный центровка и передача осуществляется через соединение призонными болтами расположенными в передней и задней части диска. В передней части диск ТВД через соединение призонными болтами передает крутящий момент валу КВД а центрация осуществляется через носок ТВД (за дисковая область) соединенного фланцем роликового подшипника. Роликовый подшипник является задней опорой РВД.
Рабочая лопатка ТВД имеет конвективно-пленочное охлаждение. Во внутренней полости имеется продольный канал с отверстиями. Хвостовик лопатки «елочного» типа осевая фиксация осуществляется фиксатором с одной стороны и отгибными пластинами. В диске выполнены наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.
Сопловая лопатка – пустотелая охлаждаемая крепление полочного типа. В стенках лопатки выполнена перфорация для создания охлаждающей пленки на поверхности лопатки. В полости расположен дефлектор для подвода охлаждающего воздуха к перфорационным отверстиям.
Радиальные усилия передаются от ротора ТВД на опору через роликовый подшипник. К хвостовику носка ТВД через фланец прикреплено масляное уплотнение и обойма роликового подшипника.
На цилиндрическом пояске в передней части носка ТВД имеется набор уплотнительных колец для уплотнения масляной полости между роторами турбин высокого и низкого давления. Все уплотнения масляных полостей графитовые. В лабиринтных уплотнениях узла используются сотовые вставки и легкосрабатываемые покрытия.
Корпус турбины имеет поперечный разъем.
Активное уплотнение радиальным зазором обеспечивает минимальный зазор между ротором и статором.
Передняя опора ротора ВД воспринимает суммарную осевую и радиальную нагрузки от роторов КВД и ТВД. В переднюю опору входят: корпус подшипника шариковый подшипник радиально-контактное уплотнение. Шариковый подшипник фиксируется в осевом направлении с одной стороны металлическим кольцом а с другой – втулкой. Вращается внутреннее кольцо. Оно же разрезное. Шариковый подшипник с точеным неразъемным сепаратором разделяющим шарики по окружности что исключает трение непосредственно между ними. Смазочное масло подается с помощью форсунки откуда масло попадает в зазор между внутренним кольцом подшипника и сепаратором. Смазочное масло хорошо омывает рабочую поверхность внутреннего кольца подшипника поверхности тел качения под действием инерционных сил попадает на беговую дорожку наружного кольца омывает ее и обеспечивая снятие требуемого количества тепла вытекает через радиальные пазы в маслосборник откуда удаляется отсасывающим маслонасосом.
Задняя опора РВД: наружное кольцо роликового подшипника с одной стороны фиксируется кольцом с форсункой а с другой через металлическое кольцо буртиком носка ТВД. Подвод масла осуществляется форсункой. Отвод масла осуществляется через зазор между сепаратором и наружным кольцом наружу через каналы в передней цилиндрической части носка ТНД. Опора упруго-демпферная состоящая из упругого кольца.

4. Организационно-экономическая часть.doc

4 Экономическая оценка целесообразности применения технологии изготовления моноколеса КНД
Создание новых поколений двигателей - это прежде всего создание и развитие базовых ГТД обеспечивающих уменьшение расхода топлива до 30% снижение удельной массы на 25-50% увеличение циклической долговечности примерно в два раза дальнейшее улучшение экологических характеристик и повышение безопасности эксплуатации авиационной техники. Это достигается использованием разрабатываемых прогрессивных технологий.
Целью выпускной квалификационной работы является проектирование двигателя для ПАК ДА на основе прототипа НК-32 с уменьшением его массы. Одним из методов решения поставленной задачи - применение технологии «блиск» при изготовлении КНД.
Главное достоинство применения технологии «блиск» - это сравнительно низкая масса изготавливаемой изделия. Это объясняется тем что нет необходимости создания в рабочем колесе массивного обода для размещения в нем пазов под замки. Если обод колеса «блиск»-ступени компрессора становится не таким массивным как в классической схеме значит и диск рабочего колеса можно сделать тоньше поскольку нагрузки передаваемые от обода и рабочих лопаток к диску а следовательно и к ступице колеса становятся значительно ниже. Если закладываются минимальные запасы прочности при проектировании то масса компрессора выполненного по технологии «блиск» будет ниже массы компрессора выполненного по классической схеме на 20-30%.
Примем: индекс «1» - базовый двигатель «2» - проектируемый двигатель.
1 Экономическая оценка изготовления рабочего колеса по традиционным технологиям
В расчете принимаем что ступень КНД конструктивно состоит из диска с РЛ.
Масса заготовки диска определяется следующим образом:
КИМ - коэффициент использованного материала.
Масса заготовки комплекта лопаток определяется исходя из количества лопаток:
где - масса рабочей лопатки;
- число рабочих лопаток.
В первом приблежении считаем что массы дисков и лопаток ступеней КНД одинаковые. Результаты расчета приведены в таблице 4.1.
Таблица 4.1 - Параметры КНД прототипа двигателя
Материалы деталей компрессора цена за 1 кг и затраты на изготовление приведены в таблицы 4.2.
Стоимость материала диска КНД:
где - цена одного килограмма;
- масса заготовки диска.
Стоимость материала комплекта лопаток РК КНД:
где - масса заготовки комплекта рабочих лопаток.
Таблица 4.2 - Стоимость материалов деталей КНД прототипа двигателя
Затраты на материал руб
Общая стоимость материалов
Общие затраты на материал КНД:
где - коэффициент транспортировки 20%.
Среднечасовая тарифная ставка:
где - среднемесячная заработная плата рабочего;
- длительность рабочей смены;
- количество рабочих дней в месяц.
Принимаем трудоемкость изготовления дисков 60 норма часов лопатки – 90 норма часов.
Затраты по основной заработной плате рабочих при изготовлении ступени КНД в первом приближении:
Для всего компрессора (3 ступени) затраты по основной заработной плате составит:
Прогнозируемая себестоимость изготовления ступеней компрессора находится по методу укрупненной калькуляции [14]:
где - коэффициент учитывающий цеховые затраты;
- коэффициент учитывающий общепроизводительные затраты;
- коэффициент учитывающий затраты на дополнительную зарплату основных рабочих (с учетом премий 25%);
- коэффициент учитывающий социальные отчисления;
- коэффициент учитывающий внепроизводственные затраты.
Рентабильность изготовления КНД принимаем Р = 15% НДС = 18%.
Прогнозируемая цена изготовления КНД:
2 Экономическая оценка изготовления моноколеса
В первом приблежении считаем что массы дисков и лопаток ступеней КНД одинаковые. Результаты расчета приведены в таблице 4.3.
Таблица 4.3 - Параметры КНД проектируемого двигателя
Материалы деталей компрессора цена за 1 кг и затраты на изготовление приведены в таблицы 4.4.
Таблица 4.4 - Стоимость материалов деталей КНД проектируемого двигателя
Принимаем трудоемкость изготовления дисков 80 норма часов лопатки – 110 норма часов.
Прогнозируемая себестоимость изготовления ступеней компрессора находится по методу укрупненной калькуляции:
Прогнозируемая цена изготовления спроектированного КНД:
3 Сравнительная оценка затрат на изготовление рабочего колеса КНД
Проведенный расчет показал что затраты на материалы для КНД изготовленному по технологии «блиск» составляет 23918076 рублей затраты на материалы для КНД традиционной технологи 309156858 рублей. Это связано с тем что масса лопатки и диска становится меньше. Однако трудоемкость изготовления моноколеса «блиск» больше. Стоимость изготовления по традиционной технологии и технологии «блиск» составляют соотвественно 8552993833 и 850774573 рубля. Разность стоимости составляет 45248103 рублей.
Применение технологии «блиск» экономически оправдан. Однако в сравнении с традиционным рабочим колесом ремонт колес типа «блиск» в большинстве случаев технологически очень сложен и дорог.

Автореферат.docx

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЫПУСКНОЙ КВАЛИФИКАЦИОННОЙ РАБОТЫ
Развитие техники возможно в двух направлениях эволюционном и революционном.
Эволюционное направление предполагает развитие и модернизацию уже существующей техники. Например стоящие в настоящее время на вооружении России бомбардировщики Ту-160 и Ту-95 совершили первый полет в 1981 и 1952 годах соответственно. С течением времени они и их двигатели модернизировались для того чтобы соответствовать новым требованиям. Однако этот процесс не бесконечен. И скоро модернизация станет малоэффективной и дорогостоящей. Тогда появится необходимость в создании принципиально нового образца техники - революционное направление.
В связи с этим в России началась разработка новейшей техники соответствующая всем современным требованиям и имеющая большой потенциал для развития. Таким является перспективный авиационный комплекс дальней авиации который должен заменить Ту-160 Ту-95 а также Ту-22.
Также актуальной является разработка ГТД для дальнего стратегического бомбардировщика вследствие физического износа парка двигателей находящихся в эксплуатации и морального устаревания существующей конструкции данного класса изделий.
Цель работы. Проектирование ТРДД для ПАК ДА с уровнем параметров соответствующих современному уровню развития авиадвигателестроения.
Провести выбор параметров термогазодинамический расчет и расчет ВСХ для ТРДД;
Провести газодинамический расчет турбины и расчеты на прочность;
Разработать технологию изготовления моноколеса КНД;
Оценить экономическую целесообразность применения технологии моноколеса;
Изучить мероприятия по технике безопасности при изготовлении моноколеса;
Провести патентное исследование по теме: способы изготовления «блиск»-колеса.
Предмет исследования: анализ влияния неравномерности параметров входного потока на узлы и характеристики двигателя в целом.
Объект исследования: ТРДД.
Практическая значимость. В специальной части ВКР предложен вариант решения проблемы влияния неравномерности входного потока на характеристики двигателя который при достаточной экспериментальной проработке может быть использован на стадии НИОКР в авиадвигателестроительных предприятиях.
Методы исследования:
теория расчет и проектирование АД и ЭУ
теория и расчет лопаточных машин
конструкция и прочность АД и ЭУ
математическое моделирование.
ВКР состоит из введения 10 разделов заключения и списка литературы. ВКР изложена на 163 страницах иллюстрирована 75 рисунками 29 таблицами. Список литературы включает 41 работу.
ХАРАКТЕРИСТИКА СОДЕРЖАНИЯ ВЫПУСКНОЙ КВАЛИФИКАЦИОННОЙ РАБОТЫ
В ходе выполнения проекта рассмотрели стоящие на вооружении бомбаридровщики и их силовые установки а также предполагаемые летно-технические характеристики ПАК ДА. На основе этого были сформированы требования для его двигателя: тяга 152 кН расход топлива 1 кгкм и степень двухконтурности не менее 14.
Затем была выбрана конструктивная схема двигателя состоящего из КНД КВД КС ТНД ТВД и нерегулируемого реактивного сопла и описана его кострукция.
Исследовали технологии изготовления моноколеса КНД и выяснили что применение технологии изготовления моноколеса вместе традиционной оправдано. Т.к. позволяет снизить массу диска в два раза отпадает необходимость в приспособлениях для осевой фиксации. Также отсутствие трущихся поверхностей (замковой части) не создает контактных напряжений и фретинг-коррозии. Еще рассмотрели повреждаемость лопаток при эксплуатации. Лопатки КНД наиболее подвержены износу из-за чего будет необходим их хороший контроль и частый ремонт лопаток. Однако ремонт лопаток технологически более сложен чем при традиционной технологии изготовления ступени. В связи с чем были проанализированы различные способы ремонта моноколес и их защиты.
Провели экономическую оценку эффективности применения моноколеса вместо традиционной технологии изготовления рабочего колеса КНД. В ходе расчета выяснили что по затратам на материалы экономия составляет около 20%. Однако из-за увеличения трудоемкости технологии конечная цена изготовления моноколеса по сравнению с традиционным РК меньше на 452481 рублей.
Были рассмотрены возможные вредные воздействия на человека и экологию при изготовлении моноколес. Исследованы возможные причины и последствия поражения человека электрическим током. Предложен метод обеспечения электробезопасности рабочего места путем зануления электроустановок. И расчитано что он сработает в случае неполадок т.к. Также расмотрены способы очистки сточных вод. И предложены наиболее эффективные способы: отстаивание различные виды флотации и фильтрация.
В ходе патентного исследования на тему изготовления моноколеса были рассмотрены достоинства и недостатки различных способов. Наиболее оптимальным и перспективным оказался патент №2456141 «Способ линейной сварки трением деталей из титановых сплавов» который решено использовать в технологии изготовления рабочего колеса КНД проектируемого двигателя.
Рассмотрены технические характеристики прототипа НК-32 и выбран для него новый газогенератор от двигателя SaM-146. Выбраны параметры рабочего процесса которые позволят соответсвовать требованиям двигателя для ПАК ДА: P = 152 кН Тг = 1700 К Gв = 278 кгс и к = 284. Произведен термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме и расчитаны ВСХ в ПК GasTurb. Рассмотрены зависимости удельного расхода топлива и тяги двигателя на различный высотах (0 15000 м) и скоростях полета (М = 0 1).
В результате газодинамических расчетов турбины высокого давления получены параметры соответствующие рекомендациям. Проведенные расчеты позволили спрофилировать лопатку ступени турбины высокого давления.
Полученные в прочностных расчетах значения коэффициентов запасов длительной прочности деталей РК соответствуют рекомендациям . Также были расчитаны критические частоты вращения. Запас по критической частоте вращения ротора более 10%.
В ходе дипломного проекта спроектирован ТРДД для ПАК ДА а проведенные расчеты подтверждают надежность и работоспособность спроектированного двигателя
В специальной части был произведен анализ влияния неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом. В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости. Воздействие неравномерности зависит не только от величины разности давлений или температур в зоне неравномерности и зоне равномерного потока. Но также от размера зоны неравномерности и ее расположения. Наиболее неблагоприятными являются зоны на переферии.
Также это создает проблему при проектировании двигателя так как в расчетах производят осреднение параметров в сечениях. Что приводит к тому что двигатель полученный в металле и расчитаный отличаются. Из-за чего приходиться проводить большой объем доводочных испытаний.
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.

0.6. Отзыв.doc

ФГБОУ ВПО «Уфимский государственный авиационный технический университет»
профессора д.т.н Горюнова Ивана Михайловича
(звание степень фамилия имя отчество)
Должность профессор место работы кафедра АД УГАТУ
о выпускной квалификационной работе студента группы АД-550 факультета АД
(фамилия имя отчество)
Тема выпускной квалификационной работы студента Файзуллина Д.А. является актуальной вследствие физического износа парка двигателей для дальних стратегических бомбардировщиков находящихся в эксплуатации и морального устаревания существующей конструкции данного класса изделий.
Файзуллин Д.А. спроектировал двухконтурный турбореактивный двигатель на базе НК-32 и газогенератора ТРДД SaM-146 с тягой 152 кН.
В основной части квалификационной работы выполнены расчеты подтверждающие работоспособность и надежность спроектированной конструкции: термогазодинамический и газодинамические расчеты турбины высокого давления расчет на статическую прочность рабочей лопатки и диска расчет критических частот вращения вала расчет замкового соединения лопатки и диска на прочность.
В специальной части исследовано влияние неравномерности параметров входного потока на узлы и характеристики двигателя в целом. В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости. Что требует внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.
В технологической части рассмотрены методы изготовления моноколеса. Проанализированы возможные повреждения лопаток КНД при эксплуатации и способы их ремонта и защиты. Также разработана технология изготовления моноколеса КНД проектируемого двигателя.
В экономической части проведена технико-экономическая оценка эффективности технологии изготовления моноколеса по сравнению с традиционной.
Произведена идентификация и выполнен анализ опасных и вредных факторов возникающих при изготовлении моноколес. Выполнен расчет зануления элетроустройства и рассмотрены способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей..
В рамках патентного исследования рассмотрены методы изготовления моноколеса.
В процессе работы Файзуллин Д.А. продемонстрировал умение пользоваться литературой и самостоятельно решать поставленные перед ним задачи находить оптимальные решения.
Выпускная квалификационная работа выполнена в полном объеме. Пояснительная записка и чертежи выполнены грамотно и аккуратно.
Считаю что Файзуллин Д.А. заслуживает присвоения квалификации инженера по специальности 160301 «Авиационные двигатели и энергетические установки».
Руководитель выпускной квалификационной работы

1. Исследовательская часть.doc

I Проектно-аналитическая часть
Анализ требований предъявляемых к двигателю для ПАК ДА и сравнение с имеющимися аналогами
1 Современные бомбардировщики и их силовые установки
Из отечественных разработок рассмотрим стратегические бомбардировщики Ту-160 и Ту-95 а среди зарубежных – американские B-52 B-1 и B-2.
Ту-160 - сверхзвуковой стратегический бомбардировщик-ракетоносец с крылом изменяемой стреловидности (рисунок 1.1) предназначенный для нанесения ударов по объектам противника с малых и больших высот. Был запущен в серийное производство в 1984 году на Казанском авиационном заводе. В составе ВВС России в настоящее время находятся 16 самолётов Ту-160.
Рисунок 1.1 - Самолет Ту-160
По конструкции он представляет собой свободно-несущий моноплан с крылом изменяемой геометрии хвостовым оперением трехопорным шасси и четырьмя двигателями НК-32.
Двухконтурный турбореактивный форсированный двигатель (ТРДДФ) НК-32 (рисунок 1.2) созданный ОКБ Н.Д. Кузнецова серийно выпускается с 1986 года в Самаре.
Рисунок 1.2 - Двигатель НК-32
Компрессор ТРДДФ имеет трехступенчатый вентилятор пять ступеней среднего давления и семь ступеней высокого давления. Лопатки компрессора изготовлены из титана стали и (в контуре высокого давления) высокопрочного никелевого сплава. Камера сгорания (КС) кольцевая с испарительными форсунками обеспечивающая бездымное горение и стабильный температурный режим. Турбина имеет одну ступень высокого давления с охлаждаемыми монокристаллическими лопатками одну промежуточную ступень и две ступени низкого давления. Форсажная камера спроектирована с учетом снижения инфракрасного (ИК) излучения и обеспечения минимального дымления. Сопло - полностью регулируемое автомодельное. Система управления двигателем - электрическая с гидромеханическим дублированием.
Ту-95 - один из самых быстрых винтовых самолётов (рисунок 1.3). Последняя модификация самолета предназначена для поражения крылатыми ракетами объектов в тылу противника в любое время суток и при любых погодных условиях. В августе 1955 года в Куйбышеве был построен первый серийный бомбардировщик Ту-95. На 2012 год в составе вооруженных сил России состоит 32 Ту-95МС.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным стреловидным крылом большого удлинения. Крыло - стреловидное свободнонесущее трехлонжеронное.
Рисунок 1.3 - Самолет Ту-95МС
В качестве силовой установки применяется турбовинтовой двигатель (ТВД) НК-12 разработанный в СНТК Кузнецова (рисунок 1.4) и выпускаемый серийно с 1955 года на Куйбышевском моторостроительном заводе №24.
Рисунок 1.4 - Двигатель НК-12
НК-12МП состоит из 14-ступенчатого осевого компрессора кольцевой КС реактивной 5-ступенчатой турбины нерегулируемого реактивного сопла и дифференциального редуктора. Для уменьшения радиальных зазоров были применены легкосрабатываемые покрытия на элементах проточной части статора. Для лопаток турбины были использованы литейные жаропрочные сплавы.
С двигателем используются тянущие автоматические соосные винты изменяемого шага диаметром около 6 метров вращающихся в противоположных направлениях.
В таблице 1.1 приведены летно-технические характеристики Ту-95 и Ту-160 по данным [1 2].
Таблица 1.1 - Летно-технические характеристики Ту-160 и Ту-95МС
максимальная взлетная
Максимальная скорость кмч
Крейсерская скорость кмч
Практическая дальность км
с нормальной загрузкой
с максимальной загрузкой
Продолжительность полета ч
Максимальная скороподъемность ммин
Практический потолок м
Макс. эксплуатационная перегрузка
(10-16) Х-55 и Х-55М
B-52 - многофункциональный тяжёлый сверхдальний межконтинентальный стратегический бомбардировщик-ракетоносец второго поколения фирмы Boeing стоящий на вооружении ВВС США с 1955 года (рисунок 1.5). В ВВС США остается 68 бомбардировщиков B-52 которые будут использоваться до 2040 года.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме со стреловидным высокорасположенным крылом большого удлинения и стреловидным вертикальным оперением.
Рисунок 1.5 - Самолет B-52G
На B-52G устанавливается двигатель J57-P-43WB без форсажной камеры но с впрыском водометаноловой смеси разработанной фирмой Pratt & Whitney для самолета-заправщика KC-135 (рисунок 1.6).
Рисунок 1.6 – Двигатель J57-P-43WB
B-1 - сверхзвуковой стратегический бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности (рисунок 1.7) разработанный компанией Rockwell International. Состоит на вооружении ВВС США с 1986 года. На 2012 год имеют 66 бомбардировщиков B-1B. В окончательной версии бомбардировщика (B-1B) реализована концепция низковысотного прорыва ПВО посредством полета на сверхмалых высотах с огибанием рельефа местности.
Рисунок 1.7 - Самолет B-1
Приводится в движение ТРДД с форсажной камерой сгорания F101-GE-102 (рисунок 1.8). Для уменьшения эффективной площади рассеяния (ЭПР) используются нерегулируемые воздухозаборники с изогнутыми каналами и перегородками экранирующими вентиляторы.
Рисунок 1.8 - Двигатель F101-GE-102
Он имеет двухступенчатый вентилятор с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) десятиступенчатый компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами (НА) трех первых ступеней двухступенчатую ТВД короткую кольцевую КС форсажную камеру со смешением потоков и регулируемое сужающееся-расширяющееся сопло.
B-2 - тяжёлый малозаметный стратегический бомбардировщик разработанный компанией Northrop Grumman (рисунок 1.9). Предназначен для прорыва плотной ПВО и доставки обычного или ядерного оружия. В настоящее время находятся в строю 21 самолет В-2. На самолете установлены четыре двигателя F118-GE-100 попарно по обеим сторонам центральной части корпуса.
Рисунок 1.9 - Самолет B-2
F118 - высокотемпературный ТРДД разработанный компанией General Electric (рисунок 1.10).
Рисунок 1.10 - Двигатель F118-GE-100
Представляет собой нефорсированный ТРДД разработанный на основе ТРДДФ F100-GE-100 (устанавливавшегося на истребителях F-16). Коробка приводов агрегатов выносная.
В таблице 1.2 приведены летно-технические характеристики B-1 B-2 и B-52 по данным [1 2].
Таблица 1.2 - Летно-технические характеристики B-1 B-2 и B-52
В таблице 1.3 приведены основные параметры двигателей НК-32 НК-12 F101-GE-102 F118-GE-100 и J57-P-43WB на основе данных [1 3 4 5].
Таблица 1.3 - Параметры двигателей НК-32 НК-12 F101-GE-102 F118-GE-100 и J57-P-43WB
Тяга форсированная кН
Удельный расход топлива кг(кгс·ч)
Удельный расход топлива форсированный кг(кгс·ч)
Степень двухконтурности
Степень повышения давления общая
Температура газа перед турбиной К
Максимальный диаметр мм
2 Требования предъявляемые к двигателю для ПАК ДА
ПАК ДА - российский стратегический бомбардировщик-ракетоносец нового поколения (рисунок 1.11). Самолёт не будет являться глубокой модернизацией Ту-160 а будет принципиально новым летательным аппаратом основанным на принципиально новых решениях. Он должен заменить стоящие на вооружении российских ВВС самолёты дальней (стратегической) авиации Ту-95 и Ту-160.
Рисунок 1.11 - Предполагаемый облик ПАК ДА
Предполагаемые летно-технические характеристики по данным [2 6] представлены в таблице 1.4.
Таблица 1.4 - Предполагаемые летно-технические характеристики
с нормальной бомбовой загрузкой
с максимальной бомбовой загрузкой
На комиссию было представлено множество проектов от различных КБ которые можно разделить на два основных типа: гиперзвуковой самолет или самолет-неведимка. Они были диаметрально противоположны друг другу т.к. чтобы двигаться с гиперзвуковой скоростью самолет должен быть идеальной аэродинамической формы с плавными обводами а что бы стать невидимым для радаров – наоборот угловатым. Кроме того для полета на сверхзвуке двигатель должен получать много кислорода. Для этого воздухозаборник должен быть широкий и прямой. А самолету «стелс» нужен воздухозаборник S-образный формы чтобы он мог закрыть лопатки двигателя от радиолокационного излучения. Для обеспечения незаметности в тепловом диапазоне двигатели самолета должны быть спрятаны внутрь корпуса как у дозвукового американского самолета-невидимки B-2. А для полета на сверхзвуке нужна мощная тяга которую пока могут создать только двигатели с соплами вынесенными за пределы корпуса как на Ту-160 Concorde и B-1. При выборе предэскизного проекта победила разработка КБ Туполева. Самолёт будет выполнен по схеме «летающее крыло». Значительный размах крыла и особенности конструкции не позволят самолёту преодолеть скорость звука вместе с тем будет обеспечена невидимость для радаров.
На основе анализа требований к ПАК ДА можно установить требования к его двигателю:
- из-за особенностей конструкции планера он не сможет преодолеть скорость звука двигатель будет дозвуковой (М = 08-09);
- самолет будет малозаметным поэтому необходимо в двигателе использовать различные методы снижения заметности: экранировать двигатель в горячих частях; спрофилировать первую ступень компрессора таким образом что бы уменьшить радиолокационную заметность; спроектировать центральное тело в сопле таким образом чтобы сзади не было видно камеры сгорания и турбины;
- с учетом предыдущего опыта оптимальным является 4 двигателя с тягой около 152 кН (15500 кгс);
- практическая дальность – 12000 км. Для достижения таких параметров необходимо чтобы двигатель был экономичным (расход топлива 1 кгкм) со степенью двухконтурности не менее 14.

0.2. Аннотация + Содержание + Введение.doc

В данной выпускной квалификационной работе спроектирован двухконтурный турбореактивный двигатель на базе НК-32 и газогенератора ТРДД SaM-146 для перспективного авиационного комплекса дальней авиации (ПАК ДА).
Разработана и описана конструкция двигателя его основных узлов. Выполнен чертеж общего вида спроектированного авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).
Произведен термогазодинамический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) на взлетном режиме рассчитаны высотно-скоростные характеристики (ВСХ). Выполнены газодинамические и прочностные расчеты турбины высокого давления (ТВД) с профилированием пера рабочей лопатки просчитаны на статическую прочность диск и рабочие лопатки произведен расчет соединения рабочей лопатки с диском а так же расчет критических частот вращения ротора ТВД. Выполненные расчеты подтверждают надежность и работоспособность спроектированного двигателя.
Выполнен анализ патентов по методам изготовления моноколеса.
В специальной части выпускной квалификационной работы рассмотрено влияние неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и параметры двигателя в целом.
В технологической части выполнен анализ повреждаемости лопаток компрессора низкого давления (КНД) рассмотрена технология изготовления моноколес ступеней КНД.
В организационно-экономическом разделе определена экономическая эффективность от применения технологии изготовления моноколеса.
В разделе безопасность и экологичность проекта рассмотрены вредные и опасные факторы при изготовлении монолеса произведена оценка электробезопасности персонала при работе на станках рассмотрены механические методы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей.
I Проектно-аналитическая часть
Анализ требований предъявляемых к двигателю для ПАК ДА и сравнение с имеющимися аналогами . 6
1 Современные бомбардировщики и их силовые установки ..6
2 Требования предъявляемые к двигателю для ПАК ДА . .. .14
Конструкция двигателя .. . .17
1 Выбор конструктивной схемы двигателя . . ..17
2 Описание конструкции двигателя . 18
Разработка технологии изготовления моноколеса КНД .. .23
1 Технологии изготовления моноколеса .23
2 Повреждаемость лопаток КНД в эксплуатации . .30
3 Ремонт моноколеса . 32
4 Нанесение защитных покрытий с целью повышения ресурса моноколеса .36
5 Разработка технологии изготовления моноколеса .. 38
Экономическая оценка целесообразности применения технологии изготовления моноколеса КНД .. .. ..40
1 Экономическая оценка изготовления рабочего колеса по традиционным технологиям .41
2 Экономическая оценка изготовления моноколеса 44
3 Сравнительная оценка затрат на изготовление рабочего колеса КНД ..47
Обеспечение безопасных условий работы персонала при изготовлении моноколеса . ..48
1 Повреждение от электрического тока . .48
2 Механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей ..52
Патентные исследования. Способы изготовления «блиск»-колеса ГТД . 58
Термогазодинамические расчеты двигателя и расчет ВСХ .64
1 Выбор газогенератора для проектируемого двигателя ..64
2 Выбор и обоснование оптимальных параметров рабочего процесса и характеристик узлов двигателя . ..64
3 Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме 65
4 Высотно-скоростные характеристики .. 68
Газодинамические расчеты ТВД . . . ..74
1 Расчет турбины высокого давления по параметрам на среднем диаметре ..74
2 Профилирование РК ступени турбины . ..92
Прочностные расчеты ТВД . . 96
1 Исходные данные 96
2 Расчет на статическую прочность рабочей лопатки турбины 97
3 Расчет на статическую прочность диска турбины 102
4 Расчет соединения рабочей лопатки с диском ..105
5 Определение критической частоты вращения ротора ..112
II Специальная часть
Влияние неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом ..118
1 Влияние радиальной неравномерности потока на входе в двухконтурный двигатель на его характеристики и запас газодинамической устойчивости .119
2 Учёт влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ .129
Заключение . .. ..139
Список литературы . 142
Приложение А (обязательное) - Маршрутная технология
Приложение Б (обязательное) - Профили и планы скоростей контрольных сечений РК турбины
Приложение В (обязательное) - Геометрические характеристики и моменты инерции сечений рабочей лопатки
Приложение Г (обязательное) - Результаты расчета диска на прочность
Приложение Д (обязательное) - Определение объема и массы
Приложение Ж (справочное) - Презентация доклада
Развитие техники возможно в двух направлениях эволюционном и революционном.
Эволюционное направление предполагает развитие и модернизацию уже существующей техники. Например стоящие в настоящее время на вооружении России бомбардировщики Ту-160 и Ту-95 совершили первый полет в 1981 и 1952 годах соответственно. С течением времени они и их двигатели модернизировались для того чтобы соответствовать новым требованиям. Однако этот процесс не бесконечен. И скоро модернизация станет малоэффективной и дорогостоящей. Тогда появится необходимость в создании принципиально нового образца техники - революционное направление.
В связи с этим в России началась разработка новейшей техники соответствующая всем современным требованиям и имеющая большой потенциал для развития. Таким является перспективный авиационный комплекс дальней авиации который должен заменить Ту-160 Ту-95 а также Ту-22.
Также актуальной является разработка ГТД для дальнего стратегического бомбардировщика вследствие физического износа парка двигателей находящихся в эксплуатации и морального устаревания существующей конструкции данного класса изделий.

8. Газодинамические расчеты ТВД.doc

8 Газодинамические расчеты турбины высокого давления
1 Расчет турбины высокого давления по параметрам на среднем диаметре
1.1 Подготовка исходных данных для расчета турбины высокого давления
После проведения термогазодинамического расчета двигателя на заданном режиме становятся известны некоторые параметры турбины:
- степень понижения давления в турбине
- полное давление воздуха на входе в турбину
- полная температура воздуха на входе в турбину
- расход газа через турбину
- частота вращения ротора
- адиабатический КПД турбины
- удельная работа турбины
- приведенная скорость на входе в турбину
- приведенная скорость на выходе из турбины
Расходы газа в ТВД с учетом охлаждения полные температуры на входе и выходе из ступени известны после проведения термогазодинамического расчета двигателя. Геометрические размеры определенны по чертежу двигателя.
Средний диаметр во входном сечении:
Площадь проточной части во входном сечении:
Определение полных и статических давлений:
где - определяется по таблице газодинамических функций для
Аналогично вычисляем средние диаметры площади и давления в остальных сечениях (таблица 8.1). Также исходя из рекомендаций [21] назначаем степень реактивности ступени ρст = 06 в пределах каскада она меняется незначительно.
Таблица 8.1- Исходные данные для расчета турбины на среднем диаметре
1.2 Расчет параметров потока в межвенцовом зазоре
1.2.1 Параметры термодинамического состояния газа перед СА (определяются по диаграмме ТДФ) [21]:
1.2.2 Изоэнтропический теплоперепад в ступени при расширении газа до давления P2:
1.2.3 Скорость изоэнтропического истечения из СА:
1.2.4 Коэффициент скорости φ учитывающий потери энергии в СА выбирается в диапазоне 096 098 (в дальнейшем величина φ уточняется).
1.2.5 Приведенная скорость истечения из СА:
По величинам и φ определяем значение [21]:
1.2.6 Угол выхода потока из соплового венца в начальном приближении:
1.2.7 Уточняется значение коэффициента скорости φ. Величина φ определяется в основном суммой углов и параметром конфузорности решетки :
Тогда уточненное значение φ = 0977. Пересчитываем пункт 8.1.2.5:
1.2.8 Вычисляется уточненное значение угла выхода потока из СА соответствующее уточненному значению φ:
Уточненное значение принимаем окончательным и используем для всех дальнейших расчетов.
1.2.9 Находим угол отставания потока в косом срезе СА в зависимости от и [21]:
1.2.10 Эффективный угол выходной кромки СА:
1.2.11 Определяем угол установки γ профиля в решетке[21]:
1.2.12 Хорда профиля лопатки СА в среднем сечении:
1.2.13 Значение оптимального с точки зрения КПД относительного шага решетки в зависимости от углов и [21]:
1.2.14 Оптимальный шаг решетки СА:
1.2.15 Оптимальное число лопаток в венце:
Вычисляем окончательное значение шага:
1.2.16 Ширина межлопаточного канала в горле:
1.2.17 Статическое давление в межвенцовом зазоре:
где определяется по величине энтальпии:
1.2.18 Абсолютная скорость за СА:
1.2.19 Осевая и окружная составляющие скорости истечения в абсолютном движении:
1.2.20 Окружная составляющая скорости на входе в РК в относительном движении:
1.2.21 Угол входа потока в РК в относительном движении:
1.2.22 Скорость на входе в РК в относительном движении:
1.2.23 Определяются параметры термодинамического состояния газа на входе в РК в относительном движении. Полная энтальпия:
1.2.24 Приведенная скорость потока в относительном движении:
1.2.25 Полное давление потока в относительном движении:
определяем по величине ;
По результатам расчета параметров потока в межвенцовом зазоре составляем таблицу 8.2.
Таблица 8.2 - Результаты расчета
1.3 Расчет параметров потока за лопаточным венцом рабочего колеса
Влияние центробежного эффекта в осевой ступени невелико поэтому будем считать что полная энергия потока в относительном движении постоянна т.е. [21].
За лопаточным венцом рабочего колеса определяются следующие параметры потока:
1.3.1 Изоэнтропическая скорость потока в относительном движении:
где энтальпия определяются по величине:
после этого вычисляется приведенная скорость:
1.3.2 Величина угла выхода потока из РК в относительном движении (первое приближение):
Величину и выбираем по величине которая определяется по уравнению: а коэффициент выбирается в диапазоне 095 097. Принимаем
1.3.3 Уточняем значение коэффициента скорости по обобщенной зависимости [21]:
1.3.4 Определяем уточненное значение угла выхода потока в относительном движении:
1.3.5 Угол отставания потока в косом срезе рабочего венца определяем в зависимости от и [21]:
1.3.6 Эффективный угол выхода из решетки:
1.3.7 Оцениваем угол установки γ профиля в решетке [21] принимая и
1.3.8 Хорда профиля лопатки РК в среднем сечении:
1.3.9 Значение оптимального с точки зрения КПД относительного шага решетки РК находим в функции углов и [21]:
1.3.10 Оптимальный шаг решетки РК:
1.3.11 Оптимальное число лопаток в венце РК:
1.3.12 Ширина межлопаточного канала в горле:
1.3.13 Относительная скорость потока на выходе из решетки:
1.3.14 Осевая и окружная составляющие скорости:
1.3.15 Окружная составляющая абсолютной скорости:
1.3.16 Абсолютная скорость потока за рабочим венцом:
1.3.17 Угол выхода потока из РК в абсолютном движении:
1.3.18 Полная энтальпия потока за рабочими лопатками:
По результатам расчета параметров потока за лопаточным венцом рабочего колеса составляем таблицу 8.3.
Таблица 8.3 - Результаты расчета
1.4 Расчет параметров потока за сопловым венцом с постоянным по высоте лопатки углом выхода потока () при радиальной установке лопаток
Расчет производим для трех контрольных сечений. Принимаем Расчет для :
1.4.1 Диаметр поверхности тока:
1.4.2 Относительный диаметр:
1.4.3 Угол выхода потока в абсолютном движении:
1.4.4 Коэффициент скорости:
1.4.5 Абсолютная скорость:
1.4.6 Окружная составляющая абсолютной скорости:
1.4.7 Осевая составляющая абсолютной скорости:
1.4.8 Изоэнтропическая скорость истечения газа:
1.4.9 Статическое давление:
где ТДФ определяется по величине энтальпии:
1.4.10 Плотность газа:
1.4.11 Окружная скорость вращения колеса:
1.4.12 Окружная составляющая скорости на входе в РК в относительном движении:
1.4.13 Угол входа потока в РК в относительном движении:
1.4.14 Относительная скорость потока:
1.4.15 Полное давление на входе в РК в относительном движении:
где величина определяется по значению [21] а величина - по значению:
1.4.16 Приведенная скорость на входе в рабочий венец:
Аналогично производим расчеты для сечений и заносим результаты в таблицу 8.4.
Таблица 8.4 - Результаты расчета
1.5 Расчет параметров потока за рабочим колесом с постоянным по высоте лопатки углом выхода потока ()
Расчет производим для трех контрольных сечений. Принимаем Расчет для :
1.5.1 Диаметр поверхности тока:
1.5.2 Относительный диаметр:
1.5.3 Окружная скорость вращения колеса:
1.5.4 Угол выхода потока из рабочего венца в абсолютном движении:
1.5.5 Абсолютная скорость потока за РК:
1.5.6 Осевая составляющая абсолютной скорости:
1.5.7 Окружная составляющая абсолютной скорости:
1.5.8 Окружная составляющая скорости относительной скорости:
1.5.9 Угол выхода потока в относительном движении:
1.5.10 Скорость потока в относительном движении на выходе из РК:
1.5.11 Относительная скорость на выходе из РК при изоэнтропическом расширении:
1.5.12 Приведенная величина скорости:
1.5.13 Статическое давление за рабочим венцом:
где величина определяется по значению энтальпии:
1.5.14 Полная температура потока на выходе из РК определяется по величине энтальпии:
1.5.15 Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК:
где определяется из ГДФ по величине:
Аналогично производим расчеты для сечений и заносим результаты в таблицу 8.5.
Таблица 8.5 – Результаты расчета
На основании результатов расчета в пунктах 8.1.4 и 8.1.5 строится совмещенный план скоростей соответствующий параметрам в контрольных сечениях. Планы скоростей представлены в приложении Б.
2 Профилирование РК ступени турбины
Завершающим этапом газодинамического проектирования является построение профиля сечений лопатки как профиля плоской решетки с шагом t соответствующим радиальному расположению сечения.
2.1 Построение графиков распределения
По результатам расчетов проведенных выше (таблица 8.6) строим графические зависимости (рисунок 8.1-8.2) которые используются в дальнейшем при определении геометрических параметров профилей лопаток в контрольных сечениях.
Рисунок 8.1 - Зависимость и
Проанализировав построенные зависимости назначаем три контрольных сечения: и
Рисунок 8.2 - Зависимость
Таблица 8.6 – Данные для построения зависимостей
2.2 Расчет геометрических параметров профилей в контрольных сечениях
Профилирование проводится методом описанным в [22]. Подробный расчет проводится для втулочного сечения.
2.2.1 Принимаем значение ширины лопаточного венца согласно чертежу S = 27 мм.
2.2.2 Расчет угла установки профиля:
2.2.3 Рассчитываем значение хорды профиля:
2.2.4 Определяем шаг решетки:
2.2.5 Назначаем радиусы скругления кромок:
2.2.6 Угол заострения входной кромки:
2.2.7 Угол заострения выходной кромки
2.2.8 Максимальная толщина профиля:
2.2.9 Геометрический угол на входе в лопатку
2.2.10 Геометрический угол на выходе из лопатки
2.2.11 Рассчитываем ширину «горла» канала:
Аналогично производим расчет для среднего и концевого сечений. Результаты расчета представлены в таблице 8.7.
Таблица 8.7 – Геометрические параметры профиля
По результатам расчетов осуществляется профилирование ступени РК турбины в контрольных сечениях. Построенные профили представлены в приложении Б.

10. Специальная часть.doc

II Специальная часть
Влияние неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом.
Создание новых изделий авиационной техники не обходится без комплексного математического проектирования. Различные программные средства позволяют выполнить проектные расчеты с достаточно высокой точностью. Однако существует разница между изделием полученным «на компьютере» и «в металле».
Одним из факторов наряду с отклонением геометрических размеров влияющих на отличие реальных параметров авиационного ГТД и ЭУ от проектных является неравномерность распределения параметров потока в проточной части двигателя. При проектировании предыдущих поколений авиационных двигателей необходимый уровень точности при математическом моделировании ГТД позволял использовать в расчетах осредненные параметры потока в проточной части. Однако необходимость выполнения противоречивых требований при создании современного многорежимного двигателя требует более качественного и точного моделирования параметров узлов ГТД.
Современный многорежимный самолет подвергается значительным возмущающим воздействиям что создает существенную неравномерность и нестационарность потока на входе в двигатель. Источником неравномерности и нестационарности также может быть сверхзвуковое входное устройство при полете с большими углами атаки и скольжения или энергичном маневрировании. Как известно неравномерность и нестационарность полей скоростей давления и температуры заметно влияет на характеристики и положение границы устойчивой работы компрессора. Это приводит к потере тяги ухудшению экономичности а в определенных условиях к помпажу и самовыключению двигателя.
Ввиду большой сложности и различного характера воздействия на двигатель вышеуказанных аэродинамических и тепловых возмущений процессы эти до конца не изучены и получение конкретных экспериментальных или расчетных данных применительно к силовым установкам различных схем представляет большой практический интерес.
2 Влияние радиальной неравномерности потока на входе в двухконтурный двигатель на его характеристики и запас газодинамической устойчивости
Рассматривается влияние радиальной неравномерности поля полных давлений потока на входе в двухконтурный двигатель на характеристику и границу устойчивой работы вентилятора а также на протекание высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя [28].
Для расчета характеристики вентилятора в этих условиях необходимо применять методы учитывающие пространственность течения воздуха в лопаточных венцах. Наиболее доступна для применения на современных ЭВМ двумерная (осесимметричная) математическая модель вентилятора разработанная в [29] которая позволяет задавать и учитывать практически любое изменение параметров потока по высоте лопатки. Сравнение результатов расчета характеристик лопаточных венцов и ступеней проведенных с помощью данной модели с известными исследованиями [30] показало что она качественно и количественно правильно учитывает влияние радиальной неравномерности полного давления на входе на характеристику вентилятора.
На рисунках 1.1 и 1.2 приведены результаты расчета характеристик вентилятора с расчетными параметрами характерными для современных двухконтурных двигателей в равномерном и неравномерном потоке на входе в вентилятор. На рисунке 1.1 в качестве примера показаны два варианта радиальной неравномерности коэффициента расхода во входном сечении соответствующие снижению полного давления у втулочного сечения на 10% и различающиеся площадью зоны пониженного давления. Указанные эпюры параметров приведены для одного и того же расхода воздуха через вентилятор и соответствуют одной точке на напорной ветви. А на рисунке 1.2 приведены характеристики вентилятора при аналогичном снижении полного давления у периферии. Размер зоны пониженного давления определяется величиной - представляющей собой отношение площади занимаемой потоком с пониженным полным давлением ко всей площади входа.
Рисунок 1.1 - Характеристики вентилятора при снижении полного давления у втулочного сечения
Исследования проведены при допущении что неравномерность потока выравнивается в ступенях вентилятора и за ним поток равномерный. Характеристика вентилятора при равномерном потоке на входе показана на рисунках 1.1 и 1.2 сплошной линией при неравномерности с – штриховой линией и с – штрихпунктирной. Из этих рисунков видно что радиальная неравномерность полного давления приводит к увеличению потерь (снижению КПД) в вентиляторе снижению его напорности и расхода воздуха. Граница устойчивой работы смещается вправо в область более высоких расходов. Качественно это соответствует полученным данным [30]. Следует отметить что при равных относительных размерах зоны неравномерности полного давления ее положение на периферии более сильно влияет на характеристику и границу устойчивости вентилятора (рисунок 1.2).
Рисунок 1.2 - Характеристики вентилятора при снижении полного давления у периферии
Это отрицательное воздействие можно уменьшить при управлении положением направляющих аппаратов. На рисунке 1.2 показано влияние поворота НА всех ступеней вентилятора на прикрытие () на характеристики вентилятора при неравномерности потока с и расположенной на периферии. Расчеты показывают что поворот НА практически возвращает расход воздуха и напорность к значениям соответствующим равномерному потоку на входе. Но мало улучшает КПД и положение границы устойчивой работы.
Исследование влияния радиальной неравномерности на характеристики ТРДДФ проведено для двигателя с изменяемым рабочим процессом (рисунок 1.3). Последняя ступень вентилятора приводится во вращение совместно с КВД от общей ТВД. Вентилятор имеет систему из двух регулируемых створок переключения которые подключают его последнюю ступень либо к вентилятору либо к КВД внутреннего контура. Возможен режим работы когда через обе створки осуществляется частичный перепуск воздуха в наружный контур. Эта конструктивная особенность расширяет возможности управления рабочим процессомдвигателя в целях улучшения его дросельных характеристик. Кроме того в двигателе регулируются НА вентилятора и КВД СА ТНД створки на входе в камеру смешения и площадь критического сечения сопла [28].
Рисунок 1.3 – Двигатель с изменяемым рабочим процессом
Анализ схемы двигателя и формы представления характеристик его элементов показывает что при независимом управлении НА трех выделенных каскадов компрессора сопловыми аппаратами турбины высокого и низкого давления створками переключающего устройства камеры смешения и критического сечения реактивного сопла а также температурой в основной и форсажной камерах сгорания число независимых переменных достигает 18.
На рисунке 1.4 показаны эффективные скоростные характеристики силовой установки с двухконтурным ТРДФ изменяемого рабочего процесса при различной радиальной неравномерности потока на входе. Отметим что обозначения принятые на этом рисунке используются далее на всех остальных. Здесь же показано влияние неравномерности на некоторые параметры двигателя (расход воздуха степень повышения давления и КПД вентилятора).
Рисунок 1.4 - Характеристики силовой установки с оптимальным управляемым соплом и смесителем
Значения эффективной тяги эффективного удельного расхода топлива и площади критического сечения сопла представлены в относительных величинах. Текущее значение каждой из указанных величин отнесено к их значениям на максимальном режиме работы в стендовых условиях. Характеристики получены при оптимальном управлении соплом и неуправляемом смесителе. Закон управления сопла также показан на рисунке 1.4. Как видно во всех рассмотренных случаях неравномерность потока на входе приводит к уменьшению эффективной тяги. При этом наибольшее влияние оказывает такой вид неравномерности когда область пониженного полного давления расположена на периферии. В этом случае при потери эффективной тяги при скоростях полета с могут достигать 20-25%. Соответственно растет эффективный удельных расход топлива. Основной причиной ухудшения тягово-экономических характеристик является уменьшение расхода воздуха и степени повышения давления в вентиляторе и в двигателе . Неравномерность потока на входе ухудшает КПД вентилятора. Следует указать на то что при неравномерном потоке на входе изменяется оптимальный закон управления площадью критического сечения сопла . В связи с уменьшением давления в камере смешения потребная величина растет. В наиболее неблагоприятном случае (неравномерность на периферии) уже при величина достигает максимального конструктивного значения. Дальнейшее увеличение при связано со снижением запаса устойчивой работы вентилятора ниже максимального допустимого значения () и поэтому должно считаться недопустимым по устойчивости силовой установки. Повышение в этой области может быть достигнуто путем управления створками камеры смешения или что более эффективно направляющими аппаратами КНД. На рисунке 1.4 показано протекание скоростной характеристики в случае когда устанавливается ограничение . Этот случай следует считать предельным при котором теоретически еще возможна устойчивая работа силовой установки.
На рисунках 1.1 и 1.2 сравнивается протекание рабочих линий при управляемых и неуправляемых () створках камеры смешения. Видно что управление створками смесителя смещает рабочую линию вентилятора при равномерном и при неравномерном потоке на ходе в вентилятор в область более высоких значений степени повышения давления и КПД вентилятора. Отметим также что управление створками камеры смешения на нерасчетных режимах приближает отношение давлений на выходе из внутреннего и наружного контуров к единице что уменьшает потери на смешение потоков. Указанные факторы приводят к некоторому росту эффективной тяги и снижению удельного расхода топлива расширяется также диапазон режимов полета при отсутствии ограничения по устойчивой работе силовой установки. Это видно из сравнения представленных на рисунке 1.5 характеристик силовой установки имеющий оптимальное управление соплом и смесителем с характеристиками силовой установки имеющей только управляемое сопло (рисунок 1.4). Из рисунка 1.5 видно что и при дополнительном управлении смесителем влияние радиальной неравномерности потока на протекание характеристик качественно остается таким же как показано на рисунке 1.4. Для наиболее неблагоприятного случая (снижение полного давления на периферии) проведена оценка влияния управления всеми направляющими аппаратами вентилятора на эффективную тягу и удельный расход топлива. На рисунке 1.5 показано что поворот направляющего аппаратов на раскрытие на 10-15% увеличивает эффективную тягу в области и соответственно уменьшает удельный расход топлива. При этом несколько расширяется диапазон скоростей полета при отсутствии установленного ограничения по запасу устойчивой работы вентилятора. Управление НА вентилятора улучшает как указывалось выше протекание характеристик вентилятора (рисунок 1.2) и соответственно повышает параметры и снижает потери в вентиляторе и двигателе в целом (см. рисунок 1.5).
Рисунок 1.5 - Характеристики силовой установки с управляемым соплом
Рисунок 1.6 - Влияние радиальной неравномерности потока на входе на дроссельные характеристики силовой установки
Влияние радиальной неравномерности потока на входе на дроссельные характеристики силовой установки рассмотрено для двух режимов полета - и . Результаты расчетов представлены на рисунке 1.6. Сплошные линии показывают протекание дроссельных характеристик и зависимость параметров процесса от режима работы двигателя при равномерном потоке. Штриховая линия с крестиками относится к одному из наиболее неблагоприятных случаев радиальной неравномерности расположенной на периферии (). Рассматривается в обоих случаях оптимальное управление соплом и смесителем. Протекание дроссельных характеристик при нерегулируемом смесителе не рассматривалось так как их предварительные расчеты и протекание скоростных характеристик показывает что область режимов допустимых по устойчивой работе вентилятора и в этом случае крайне ограничена (см. рисунок 1.6). Как показывают расчеты влияние указанной радиальной неравномерности ухудшает экономичность двигателя до 15%. Это объясняется тем что дросселирование двигателя при неравномерности на входе протекает при более высокой температуре газа перед турбиной что является следствием снижения напорности и КПД вентилятора.
На рисунках 1.5 и 1.6 показано также что дополнительное управление всеми направляющими аппаратами вентилятора как и на форсированных режимах позволяет улучшить экономичность силовой установки на 3-5% по сравнению со случаем когда управляется сопло и смеситель. Дроссельные характеристики и параметры двигателя при управлении НА вентилятора показаны штриховой линией с треугольниками [31].
Радиальная неравномерность потока на входе в двигатель ухудшает эффективные характеристики силовой установки на всех режимах ее работы. При этом отрицательное влияние неравномерности существенно зависит от размера зоны пониженного давления и ее расположения относительно втулки. Более неблагоприятным является положение зоны пониженного давления на периферии. Применение управляемых смесителя и направляющих аппаратов всех ступеней вентилятора снижает потери связанные с радиальной неравномерностью и расширяет диапазон устойчивой работы силовой установки.
2 Учёт влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ
2.1 Применяемые системы моделирования ГТД
В настоящее время на всех этапах создания авиационных ГТД и энергетических установок используются методы математического моделирования и системы САПР. Используемые системы в целях резкого сокращения сроков (в 2-4 раза) а также стоимости (до 10 раз) создания современных конкурентоспособных двигателей в авиадвигателестроении [32] должны быть развиты в современные методологии и технологии проектирования конструирования и производства авиационных двигателей с гарантированным качеством.
В основе систем моделирования лежат междисциплинарные многоуровневые робастные математические модели процессов в двигателе и его конструкционной прочности полученные аналитическим и экспериментальным путём. Большой объем разработок в этом направлении отражен в [33].
Разработаны и используются системы моделирования процессов в двигателях имеющие различный уровень сложности (GASTURB GSP EcosimPro комплекс ЦИАМ ГРАД DVIGw [34-39]). Эти программные комплексы позволяют выполнять термогазодинамический расчет авиационных ГТД и ЭУ расчет характеристик на установившихся и переходных режимах.
В большинстве мощных систем реализован модульный принцип т.е. собственно ГТД формируется из модулей которые являются математическими моделями узлов (входное устройство компрессор камера сгорания турбина и др.) с соответствующей библиотекой их характеристик. Характеристики узлов могут учитывать влияние параметров описывающих неравномерность потока на характеристики например влияние угла установки входного направляющего аппарата в компрессоре влияние угла входной закрутки через приведенную скорость.
2.2 Критерии неравномерности потока
Неравномерность потока характеризуется определенным распределением таких параметров потока как скорость давление температуры углы потока. Изменение этих параметров может быть вдоль радиуса (рисунок 1.7) в окружном направлении (рисунок 1.8) или же комбинированным. Для упрощения анализа очень сложной картины течения обычно рассматривает отдельно неравномерности потока в радиальном и окружном направлениях.
Рисунок 1.7 - Радиальная неравномерность
Неравномерность поля скоростей:
где сma cср – осреднённое по площади сечения значение скорости.
Неравномерность поля полных давлений:
Рисунок 1.8 - Окружная неравномерность
где и - соответственно максимальное и минимальное значение полного давления; - осреднённое по площади сечения значение давления.
Неравномерность поля температур:
где и – соответственно максимальное и минимальное значение температуры потока; – осреднённое по площади сечения значение температуры.
Для оценки влияния неоднородности потока на устойчивость работы двигателя используется интегральный параметр W:
где - окружная неравномерность потока; e - среднеквадратичное значение пульсации полного давления оценивающее крупномасштабную турбулентность.
В настоящее время для расчёта и анализа изменения неравномерности потока в узлах применяются программные комплексы трёхмерного моделирования например AnsysFlotran.
В большинстве существующих поэлементных ММ ГТД используются осреднённые параметры потока. Такая ситуация может иметь место на одном (как правило расчетном) или нескольких режимах работы ГТД. При изменении режима работы двигателя изменяется неравномерность потока на входе в узлы двигателя которая в свою очередь влияет на характеристики узлов и двигателя в целом.
Созданная немецкими разработчиками система GASTURB сочетает в себе простоту интерфейса и сложность проводимых многопараметрических расчётов. В ней реализована возможность учета входной неравномерности потока (неравномерность поля давление и поля температур).
Условно в расчётной модели принимается что неоднородность поля параметров задается в выбранном секторе ограниченным углом φ на входе в двигатель. Для описания поведения компрессора также принимается теория о параллельных компрессорах.
Неравномерность поля полных давлений для выбранного угла φ характеризующего сектор учитывается поправочным коэффициентом:
Этот коэффициент определен исходя из эксплуатации и характеристик входного устройства. Разумные числа для коэффициента искажения давления находятся в диапазоне 0 15
На компрессоры далее по тракту будет влиять температурное искажение даже в случае когда задана на входе лишь неравномерность давления.
Поправочный коэффициент влияния температурной неравномерности:
Для получения адекватных результатов в расчете следует использовать значения из диапазона 0 01.
Полная температура в расчётном секторе T2 α:
2.3 Учёт влияния неравномерности в математической модели ГТД
Неравномерность потока не является особенностью одного узла двигателя это присуще всем элементам по газодинамическому тракту. Неравномерность бывает как внешняя (свойство потока за пределами двигателя параметры на входе) так и внутренняя (влияние рабочих колёс и стоек в потоке). В дальнейшем поле параметров рабочего тела может выравниваться либо же стать ещё более неравномерным.
В системе математического моделирования DVIGwT поток рабочего тела характеризуется следующими параметрами:
– влагосодержание воздуха в рабочем теле кг влагикг вл. воздуха;
– давление рабочего тела кПа;
– коэффициент избытка воздуха [-];
– расход рабочего тела кгс;
– температура рабочего тела К.
Часто вместо изменения поля скоростей рассматривают степень неравномерности поля давлений а с учётом крупномасштабной турбулентности переходят к использованию интегральному параметру W. Поэтому для учёта неравномерности вводятся дополнительные параметры потока: W - интегральный параметр; α - угол закрутки потока; - неравномерность поля температур.
Связь параметров неравномерности на выходе и входе предлагается описывать соотношениями вида:
где П - режимный параметр (приведенная частота вращения или приведенный расход воздуха); - относительный расход отбираемого или подводимого рабочего тела; K – параметр характеризующий конструкцию узла.
Для каждой конструктивной схемы узла двигателя задаётся своя зависимость относительного интегрального параметра от режимного параметра П.
Учёт влияния неравномерности параметров потока рабочего тела на характеристики узлов разумнее начинать с входа в двигатель. Неравномерность потока во входном устройстве оказывает влияние на коэффициент восстановления полного давления и учитывается введением поправки:
где - поправка на коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве:
Остаточная неравномерность на выходе из входного устройства и не осевой вход в компрессор связанный с закруткой потока приводят к изменению характеристики компрессора а именно смещение границы устойчивости снижение КПД снижению приведенного расхода воздуха [40]. Поэтому в ММ компрессора учитывается влияние неравномерности потока на КПД степень повышения полного давления приведенный расход воздуха и границу газодинамической устойчивости соответствующими поправками на параметры в точке образмеривания характеристики компрессора.
где индекс «х» относится к параметрам снятым с характеристики компрессора.
Несмотря на то что компрессор является многоступенчатым и осевым с наличием спрямляющего аппарата на выходе может присутствовать неоднородность потока.
Входная неравномерность потока влияет на гидравлическое сопротивление камеры сгорания (рисунок 1.9).
Рисунок 1.9 – Влияние неравномерности потока на входе на характеристику компрессора
В связи с этим вводится поправка на коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания:
где - поправка на коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания:
В турбине влияние неравномерности параметров потока на характеристики учитывается аналогично компрессору:
где индекс «х» относится к параметрам снятым с характеристики турбины:
В переходных каналах влияние неоднородности потока сказывается на коэффициент восстановления полного давления и учитывается поправкой:
где - поправка на коэффициент восстановления полного давления в канале:
В выходном устройстве влияние неоднородности потока сказывается на коэффициенты расхода и скорости учитывается соответствующими поправками:
где - поправки на коэффициент расхода и скорости выходного устройства:
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов сократить затраты на создание нового двигателя [41].
Предложенная методика позволяет оценить влияние неравномерности потока на характеристики узлов и двигателя определить запас газодинамической устойчивости.
В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости.. Воздействие неравномерности зависит не только от величины разности давлений или температур в зоне неравномерности и зоне равномерного потока. Но также от размера зоны неравномерности и ее расположения. Наиболее неблагоприятными являются зоны на переферии.
Управляя рабочим процессом двигателя (НА вентилятора управляемые смесители) можно снизить потери связанные с неравномерностью и расширить диапазон устойчивой работы силовой установки.
Также это создает проблему при проектировании двигателя так как в расчетах производят осреднение параметров в сечениях. Что приводит к тому что двигатель полученный в металле и расчитаный отличаются. Из-за чего приходиться проводить большой объем доводочных испытаний.
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.
В качестве параметров могут выступать коэффициенты неравномерности полученные эмпирически для каждого узла. Это позволит оценить влияние неравномерности потока на характеристики узлов и двигателя определить запас газодинамической устойчивости.
Из вышеизложенного следует что данная тема очень актуальна и имеет большой потенциал для применения.

9. Прочностные расчеты ТВД.doc

9 Прочностные расчеты турбины высокого давления
Исходные данные необходимые для выполнения расчётов приведены в таблице 9.1.
Таблица 9.1 – Исходные данные
Наименование параметра
Частота вращения обмин
Расход газа (воздуха) кгс
Средний диаметр проточной части на входе м
Высота проточной части на входе м
Средний диаметр проточной части на выходе м
Высота проточной части на выходе м
Температура газа на входе К
Осевая составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ступени мс
Осевая составляющая абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса ступени мс
Окружная составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ступени мс
Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса ступени мс
Статическое давление на входе в рабочее колесо ступени Па
Статическое давление на выходе из рабочего колеса ступени Па
Температура газа на входе в рабочее колесо ступени К
Температура газа на выходе из рабочего колеса ступени К
Наружный диаметр лопаточного венца на входе в рабочее колесо ступени м
Наружный диаметр лопаточного венца на выходе из рабочего колеса ступени м
Диаметр втулки на входе м
Диаметр втулки на выходе м
Хорда профиля рабочей лопатки мм:
Максимальная толщина профиля мм:
Угол установки профиля градус:
Длина проточной части узла м
2 Расчет на статическую прочность рабочей лопатки турбины
Подготавливаем исходные данные для расчета рабочей лопатки турбины на статическую прочность.
Перо лопатки по высоте разбиваем на пять равных участков (рисунок 9.1). Корневое сечение выбирается на расстоянии 2-3 мм от начала переходной галтели от пера к полке хвостовика. Концевое сечение выбирается на 2-3 мм ниже торца пера [24].
Рисунок 9.1 – Расчетная схема рабочей лопатки турбины
Определяем температуру лопатки в среднем сечении:
где - температура воздуха охлаждающего лопатки
- коэффициент глубины охлаждения (конвективно-пленочное охлаждение).
Типичное распределение температуры по высоте пера лопатки: температура концевого сечения лопатки на 50-70 К меньше температуры лопатки на среднем диаметре а температура корневого сечения лопатки занижается на 70-150 К по сравнению с температурой лопатки на среднем диаметре.
Принимаем материал рабочей лопатки - жаропрочный литейный сплав на никелевой основе ЖС30 () [27]. В зависимости от температуры для каждого сечения находим значения .
Геометрические характеристики трех сечений определены в программе КОМПАС. Геометрические характеристики промежуточных сечений определены методом линейной интерполяции. Лопатка рассматривается как оболочка с толщиной стенок 1-2 мм.
Профиль лопатки в трех рассматриваемых сечениях их геометрические характеристики и моменты инерции показаны в приложении В. Координаты опасных точек определены в КОМПАС 3D.
Вычисляем газовые силы действующие на единицу длины рабочей лопатки:
- радиус наружного сечения
- радиус корневого сечения.
Проведя все необходимые расчеты получаем таблицу исходных данных:
Таблица 9.2 – Исходные данные для расчета лопатки на прочность
Коэффициенты компенсации в первом расчете принимаем равными нулю. Геометрические характеристики сечений расчет которых не был произведен в предыдущей работе определяются с помощью линейной интерполяции по граничным значениям параметров рассчитанных ранее сечений.
Теперь вводим таблицу исходных данных в программу Volcano предназначенную для проведения прочностных расчетов деталей узлов ГТД. Полученные результаты программного расчета представлены в таблице 9.3. На рисунках 9.2-9.4 представлены графики распределения параметров вдоль пера лопатки.
Таблица 9.3 – Результаты расчета рабочей лопатки
Рисунок 9.2 – Распределение напряжений вдоль пера лопатки
Рисунок 9.3 – Распределение запасов прочности вдоль пера лопатки
Рисунок 9.4 – Распределение температуры вдоль пера лопатки
Минимальный запас длительной статической прочности получился Допустимое значение запаса длительной прочности примем . Условие выполняется прочностная надёжность обеспечена.
3 Расчет на статическую прочность диска турбины
Исходные данные для расчёта диска берутся из предыдущих расчётов и принимаются по рекомендациям [25] приведены в таблице 9.4
Таблица 9.4 - Исходные данные для расчёта диска на прочность
Для диска выбран жаропрочной деформируемый сплав на никелевой основе ХН70ВМТЮ (ЭИ617) () [27].
Диск разбиваем на 16 сечений первое сечение совпадает с образующей центрального отверстия а последнее является касательным к окружности вписанной по нижним точкам впадин (рисунок 9.5). Определяем радиус и толщину каждого кольцевого элемента.
Рабочая температура подшипников ограничивается величиной 500 700 К. С учётом этого температура задаётся в интервале 550 750 К. Принято значение . Величина задаётся на 50 150 К меньше температуры в корневом сечении рабочей лопатки. Принято значение ().
Температура в каждом сечении рассчитывается по зависимости:
где m = 3 для охлаждаемых дисков. В зависимости от температуры для каждого сечения находим значение физико-механических характеристик материала .
Рисунок 9.5 - Расчётная схема диска турбины
Задаём значение напряжений в 1-м сечении для первого и второго расчётов: (для диска с центральным отверстием) - произвольно.
Исходные данные для расчета диска собраны в таблицу 9.5.
Проводим расчет диска в программе Volcano. Результаты расчёта приведены в приложении Г.
Графики распределения напряжений по радиусу диска изображены на рисунках 9.6-9.7.
Минимальный запас прочности по напряжениям получился Нормативное значение запаса длительной прочности примем [25] прочностная надёжность обеспечена.
Таблица 9.5 – Исходные данные по сечениям для расчета диска на прочность
Рисунок 9.6 - Распределение напряжений по радиусу диска
Рисунок 9.7 - Распределение запасов прочности по радиусу диска
4 Расчет соединения рабочей лопатки с диском
Конструктивная форма и размеры показаны на рисунках 9.8-9.9.
Рисунок 9.8 - Конструктивная форма характерные размеры соединения ёлочного типа и действующие силы
Рисунок 9.9 - Геометрия и характерные параметры зуба хвостовика лопатки и паза под него в диске
Параметры соединения выбираем в соответствии с рекомендациями и заносим в таблицу 9.6.
Таблица 9.6 - Параметры соединения лопатки с диском
После эскизной прорисовки соединения в ПК КОМПАС определяем значения площадей длин радиусов центров масс соответствующих участков поперечного сечения выступа и хвостовика. Полученные данные заносим в таблицу 9.7.
Таблица 9.7 - Исходные данные для расчёта соединения
Инерционная сила пера лопатки:
Центробежная сила действующая на 1-й участок хвостовика:
Центробежная сила действующая на 2-й участок хвостовика:
Центробежная сила действующая на 3-й участок хвостовика:
Центробежная сила действующая на 4-й участок хвостовика:
Инерционная сила всей лопатки (бандажная полка отсутствует):
Погонная сила приходящаяся на единицу длины зуба одинаковая для всех зубьев:
Сила действующая на каждый зуб:
Сила действующая нормально к рабочей поверхности зуба:
Предел длительной прочности по напряжениям смятия примем равным пределу длительной прочности по напряжениям растяжения:
тогда запас по напряжениям смятия определится:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность обеспечена.
Предел длительной прочности по напряжениям среза примем:
тогда запас по напряжениям среза определится:
Нормативное значение примем . Условие выполняется прочностная надёжность зуба обеспечена.
Изгибающий момент в основании зуба:
Момент сопротивления основания зуба:
Напряжения растяжения в сечении
Запас статической прочности хвостовика:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность хвостовика обеспечена.
Центробежная сила действующая на 1-й участок выступа:
Центробежная сила действующая на 2-й участок выступа:
Центробежная сила действующая на 3-й участок выступа:
Запас статической прочности выступа:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность выступа обеспечена.
5 Определение критической частоты вращения ротора
Весь ротор по длине разбиваем на участки (рисунок 9.10) которые пронумеровываем слева направо от 1 до N. Количество расчётных сечений будет на единицу больше т.е. . Распределённые массы ротора заменяем сосредоточенными. В этом случае для i-го сечения масса определится как сумма масс половины (i-1)-го участка вала и половины i-го участка вала плюс масса какого-либо элемента ротора расположенного в этом сечении (например диска) [26].
Для каждого участка ротора составляем набор исходных данных в состав которых входят длина участка внешние диаметры на входе и выходе участка соответствующие внутренние диаметры и (см. таблицу 9.8).
Таблица 9.8 - Исходные данные по участкам
Примем материал вала и всех дисков – ХН70ВМТЮ (ЭИ617) плотностью .
Массу участка вала определяем по формуле:
Рисунок 9.10 - Расчётная схема ротора
Жёсткость опор определяется:
где - податливость опоры.
Податливость опор можно ориентировочно оценить следующими значениями:
для передней опоры:
Примем жёсткость опор:
Определение полярного и диаметрального моментов инерции диска и его массы. Объем и массу дефлектора и диска определим при помощи ПК КОМПАС. Результаты представлены в приложении Д.
Массу пера лопатки определим по формуле:
где - плотность материала лопатки;
- средняя площадь поперечного сечения лопатки:
Массу одного выступа вычислим по формуле:
где - плотность материала диска;
- площадь поперечного сечения выступа:
Моменты инерции дефлектора и диска были найдены при помощи ПК КОМПАС. Расчеты представлены в приложении Д.
Полярный момент инерции лопаточного венца:
где - радиус центра массы профильной части лопатки; приближённо примем что этот центр массы лежит на расстоянии 13 высоты пера лопатки считая от корневого сечения:
Считаем что диски достаточно тонкие. В этом случае диаметральный момент инерции приближённо определим как
Результаты расчётов исходных данных приведены в таблице 9.9. Расчёт производим в программе UISAPR. Результаты приведены на рисунках 9.11-9.12.
Таблица 9.9 - Исходные данные по сечениям
Проверка запаса устойчивости:
Вывод: ротор считаем гибким и устойчивым.
***********************************************************************
* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ВАЛОВ НА КОЛЕБАНИЯ *
* Количество сечений вала * 11.00000*
* Признак наличия конических участков (0 - нет 1 - есть) * 0.00000*
* Модуль упругости [ *10e-5МПа ] * 0.20500*
Рисунок 9.11 - Результаты расчета вала на прочность
* Параметры по сечениям вала *
* *******************************************************************
* N * L * DH1 * DH2 * DB1 * DB2 * M * JP * JD * CB *
* 1*0.03400*0462*0462*0452*0452*0.4200*0.000000*0.000000*0.000*
* 2*0.36000*0462*0.298*0452*0452*1.1800*0.000000*0.000000*8.060*
* 3*0.36000*0462*0.298*0452*0452*1.6400*0.000000*0.000000*0.000*
* 4*0.36100*0462*0.298*0452*0452*1.5600*0.000000*0.000000*0.000*
* 5*0.05200*0462*0.298*0452*0452*8.7800*0.238000*0.119000*0.000*
* 6*0.02600*0462*0.298*0452*0452*0.8800*0.000000*0.000000*0.000*
* 7*0.02800*0.455*0.455*0.409*0.409*22.370*1.603000*0.802000*0.000*
* 8*0.01600*0.421*0.421*0.338*0.338*2.9200*0.000000*0.000000*0.000*
* 9*0.02200*0.350*0.350*0.257*0.257*3.0700*0.000000*0.000000*0.000*
* 10*0.02600*0.260*0.260*0.235*0.235*2.1300*0.000000*0.000000*0.000*
* 11*0.03000*0.260*0.260*0.235*0.235*0.9400*0.000000*0.000000*13.33*
* 12* * * * * * 0.5000*0.000000*0.000000*0.000*
* L - длина участка вала [ м ]; *
* DH1 - наружный диаметр начала участка вала [ м ]; *
* DH2 - наружный диаметр конца участка вала [ м ]; *
* DB1 - внутренний диаметр начала участка вала [ м ]; *
* DB2 - внутренний диаметр конца участка вала [ м ]; *
* M - масса участка вала [ кг ]; *
* JP - полярный момент инерции [ кг*м2 ]; *
* JD - диаметральный момент инерции [ кг*м2 ]; *
* CB - жесткость опоры вала [ МНм ]; *
**********************************************************************
* РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА ВАЛА НА КОЛЕБАНИЯ *
* Критическая частота 1 [ радс ] * 334.331000*
* Критическая частота 2 [ радс ] * 2354.46700*
* Критическая частота 3 [ радс ] * 0.00000*
Рисунок 9.12 - Результаты расчета вала на прочность

Пояснительная записка.doc

В данной выпускной квалификационной работе спроектирован двухконтурный турбореактивный двигатель на базе НК-32 и газогенератора ТРДД SaM-146 для перспективного авиационного комплекса дальней авиации (ПАК ДА).
Разработана и описана конструкция двигателя его основных узлов. Выполнен чертеж общего вида спроектированного авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).
Произведен термогазодинамический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) на взлетном режиме рассчитаны высотно-скоростные характеристики (ВСХ). Выполнены газодинамические и прочностные расчеты турбины высокого давления (ТВД) с профилированием пера рабочей лопатки просчитаны на статическую прочность диск и рабочие лопатки произведен расчет соединения рабочей лопатки с диском а так же расчет критических частот вращения ротора ТВД. Выполненные расчеты подтверждают надежность и работоспособность спроектированного двигателя.
Выполнен анализ патентов по методам изготовления моноколеса.
В специальной части выпускной квалификационной работы рассмотрено влияние неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и параметры двигателя в целом.
В технологической части выполнен анализ повреждаемости лопаток компрессора низкого давления (КНД) рассмотрена технология изготовления моноколес ступеней КНД.
В организационно-экономическом разделе определена экономическая эффективность от применения технологии изготовления моноколеса.
В разделе безопасность и экологичность проекта рассмотрены вредные и опасные факторы при изготовлении монолеса произведена оценка электробезопасности персонала при работе на станках рассмотрены механические методы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей.
I Проектно-аналитическая часть
Анализ требований предъявляемых к двигателю для ПАК ДА и сравнение с имеющимися аналогами . 6
1 Современные бомбардировщики и их силовые установки ..6
2 Требования предъявляемые к двигателю для ПАК ДА . .. .14
Конструкция двигателя .. . .17
1 Выбор конструктивной схемы двигателя . . ..17
2 Описание конструкции двигателя . 18
Разработка технологии изготовления моноколеса КНД .. .23
1 Технологии изготовления моноколеса .23
2 Повреждаемость лопаток КНД в эксплуатации . .30
3 Ремонт моноколеса . 32
4 Нанесение защитных покрытий с целью повышения ресурса моноколеса .36
5 Разработка технологии изготовления моноколеса .. 38
Экономическая оценка целесообразности применения технологии изготовления моноколеса КНД .. .. ..40
1 Экономическая оценка изготовления рабочего колеса по традиционным технологиям .41
2 Экономическая оценка изготовления моноколеса 44
3 Сравнительная оценка затрат на изготовление рабочего колеса КНД ..47
Обеспечение безопасных условий работы персонала при изготовлении моноколеса . ..48
1 Повреждение от электрического тока . .48
2 Механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей ..52
Патентные исследования. Способы изготовления «блиск»-колеса ГТД . 58
Термогазодинамические расчеты двигателя и расчет ВСХ .64
1 Выбор газогенератора для проектируемого двигателя ..64
2 Выбор и обоснование оптимальных параметров рабочего процесса и характеристик узлов двигателя . ..64
3 Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме 65
4 Высотно-скоростные характеристики .. 68
Газодинамические расчеты ТВД . . . ..74
1 Расчет турбины высокого давления по параметрам на среднем диаметре ..74
2 Профилирование РК ступени турбины . ..92
Прочностные расчеты ТВД . . 96
1 Исходные данные 96
2 Расчет на статическую прочность рабочей лопатки турбины 97
3 Расчет на статическую прочность диска турбины 102
4 Расчет соединения рабочей лопатки с диском ..105
5 Определение критической частоты вращения ротора ..112
II Специальная часть
Влияние неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом ..118
1 Влияние радиальной неравномерности потока на входе в двухконтурный двигатель на его характеристики и запас газодинамической устойчивости .119
2 Учёт влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ .129
Заключение . .. ..139
Список литературы . 142
Приложение А (обязательное) - Маршрутная технология
Приложение Б (обязательное) - Профили и планы скоростей контрольных сечений РК турбины
Приложение В (обязательное) - Геометрические характеристики и моменты инерции сечений рабочей лопатки
Приложение Г (обязательное) - Результаты расчета диска на прочность
Приложение Д (обязательное) - Определение объема и массы
Приложение Ж (справочное) - Презентация доклада
Развитие техники возможно в двух направлениях эволюционном и революционном.
Эволюционное направление предполагает развитие и модернизацию уже существующей техники. Например стоящие в настоящее время на вооружении России бомбардировщики Ту-160 и Ту-95 совершили первый полет в 1981 и 1952 годах соответственно. С течением времени они и их двигатели модернизировались для того чтобы соответствовать новым требованиям. Однако этот процесс не бесконечен. И скоро модернизация станет малоэффективной и дорогостоящей. Тогда появится необходимость в создании принципиально нового образца техники - революционное направление.
В связи с этим в России началась разработка новейшей техники соответствующая всем современным требованиям и имеющая большой потенциал для развития. Таким является перспективный авиационный комплекс дальней авиации который должен заменить Ту-160 Ту-95 а также Ту-22.
Также актуальной является разработка ГТД для дальнего стратегического бомбардировщика вследствие физического износа парка двигателей находящихся в эксплуатации и морального устаревания существующей конструкции данного класса изделий.
Анализ требований предъявляемых к двигателю для ПАК ДА и сравнение с имеющимися аналогами
1 Современные бомбардировщики и их силовые установки
Из отечественных разработок рассмотрим стратегические бомбардировщики Ту-160 и Ту-95 а среди зарубежных – американские B-52 B-1 и B-2.
Ту-160 - сверхзвуковой стратегический бомбардировщик-ракетоносец с крылом изменяемой стреловидности (рисунок 1.1) предназначенный для нанесения ударов по объектам противника с малых и больших высот. Был запущен в серийное производство в 1984 году на Казанском авиационном заводе. В составе ВВС России в настоящее время находятся 16 самолётов Ту-160.
Рисунок 1.1 - Самолет Ту-160
По конструкции он представляет собой свободно-несущий моноплан с крылом изменяемой геометрии хвостовым оперением трехопорным шасси и четырьмя двигателями НК-32.
Двухконтурный турбореактивный форсированный двигатель (ТРДДФ) НК-32 (рисунок 1.2) созданный ОКБ Н.Д. Кузнецова серийно выпускается с 1986 года в Самаре.
Рисунок 1.2 - Двигатель НК-32
Компрессор ТРДДФ имеет трехступенчатый вентилятор пять ступеней среднего давления и семь ступеней высокого давления. Лопатки компрессора изготовлены из титана стали и (в контуре высокого давления) высокопрочного никелевого сплава. Камера сгорания (КС) кольцевая с испарительными форсунками обеспечивающая бездымное горение и стабильный температурный режим. Турбина имеет одну ступень высокого давления с охлаждаемыми монокристаллическими лопатками одну промежуточную ступень и две ступени низкого давления. Форсажная камера спроектирована с учетом снижения инфракрасного (ИК) излучения и обеспечения минимального дымления. Сопло - полностью регулируемое автомодельное. Система управления двигателем - электрическая с гидромеханическим дублированием.
Ту-95 - один из самых быстрых винтовых самолётов (рисунок 1.3). Последняя модификация самолета предназначена для поражения крылатыми ракетами объектов в тылу противника в любое время суток и при любых погодных условиях. В августе 1955 года в Куйбышеве был построен первый серийный бомбардировщик Ту-95. На 2012 год в составе вооруженных сил России состоит 32 Ту-95МС.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным стреловидным крылом большого удлинения. Крыло - стреловидное свободнонесущее трехлонжеронное.
Рисунок 1.3 - Самолет Ту-95МС
В качестве силовой установки применяется турбовинтовой двигатель (ТВД) НК-12 разработанный в СНТК Кузнецова (рисунок 1.4) и выпускаемый серийно с 1955 года на Куйбышевском моторостроительном заводе №24.
Рисунок 1.4 - Двигатель НК-12
НК-12МП состоит из 14-ступенчатого осевого компрессора кольцевой КС реактивной 5-ступенчатой турбины нерегулируемого реактивного сопла и дифференциального редуктора. Для уменьшения радиальных зазоров были применены легкосрабатываемые покрытия на элементах проточной части статора. Для лопаток турбины были использованы литейные жаропрочные сплавы.
С двигателем используются тянущие автоматические соосные винты изменяемого шага диаметром около 6 метров вращающихся в противоположных направлениях.
В таблице 1.1 приведены летно-технические характеристики Ту-95 и Ту-160 по данным [1 2].
Таблица 1.1 - Летно-технические характеристики Ту-160 и Ту-95МС
максимальная взлетная
Максимальная скорость кмч
Крейсерская скорость кмч
Практическая дальность км
с нормальной загрузкой
с максимальной загрузкой
Продолжительность полета ч
Максимальная скороподъемность ммин
Практический потолок м
Макс. эксплуатационная перегрузка
(10-16) Х-55 и Х-55М
B-52 - многофункциональный тяжёлый сверхдальний межконтинентальный стратегический бомбардировщик-ракетоносец второго поколения фирмы Boeing стоящий на вооружении ВВС США с 1955 года (рисунок 1.5). В ВВС США остается 68 бомбардировщиков B-52 которые будут использоваться до 2040 года.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме со стреловидным высокорасположенным крылом большого удлинения и стреловидным вертикальным оперением.
Рисунок 1.5 - Самолет B-52G
На B-52G устанавливается двигатель J57-P-43WB без форсажной камеры но с впрыском водометаноловой смеси разработанной фирмой Pratt & Whitney для самолета-заправщика KC-135 (рисунок 1.6).
Рисунок 1.6 – Двигатель J57-P-43WB
B-1 - сверхзвуковой стратегический бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности (рисунок 1.7) разработанный компанией Rockwell International. Состоит на вооружении ВВС США с 1986 года. На 2012 год имеют 66 бомбардировщиков B-1B. В окончательной версии бомбардировщика (B-1B) реализована концепция низковысотного прорыва ПВО посредством полета на сверхмалых высотах с огибанием рельефа местности.
Рисунок 1.7 - Самолет B-1
Приводится в движение ТРДД с форсажной камерой сгорания F101-GE-102 (рисунок 1.8). Для уменьшения эффективной площади рассеяния (ЭПР) используются нерегулируемые воздухозаборники с изогнутыми каналами и перегородками экранирующими вентиляторы.
Рисунок 1.8 - Двигатель F101-GE-102
Он имеет двухступенчатый вентилятор с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) десятиступенчатый компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами (НА) трех первых ступеней двухступенчатую ТВД короткую кольцевую КС форсажную камеру со смешением потоков и регулируемое сужающееся-расширяющееся сопло.
B-2 - тяжёлый малозаметный стратегический бомбардировщик разработанный компанией Northrop Grumman (рисунок 1.9). Предназначен для прорыва плотной ПВО и доставки обычного или ядерного оружия. В настоящее время находятся в строю 21 самолет В-2. На самолете установлены четыре двигателя F118-GE-100 попарно по обеим сторонам центральной части корпуса.
Рисунок 1.9 - Самолет B-2
F118 - высокотемпературный ТРДД разработанный компанией General Electric (рисунок 1.10).
Рисунок 1.10 - Двигатель F118-GE-100
Представляет собой нефорсированный ТРДД разработанный на основе ТРДДФ F100-GE-100 (устанавливавшегося на истребителях F-16). Коробка приводов агрегатов выносная.
В таблице 1.2 приведены летно-технические характеристики B-1 B-2 и B-52 по данным [1 2].
Таблица 1.2 - Летно-технические характеристики B-1 B-2 и B-52
В таблице 1.3 приведены основные параметры двигателей НК-32 НК-12 F101-GE-102 F118-GE-100 и J57-P-43WB на основе данных [1 3 4 5].
Таблица 1.3 - Параметры двигателей НК-32 НК-12 F101-GE-102 F118-GE-100 и J57-P-43WB
Тяга форсированная кН
Удельный расход топлива кг(кгс·ч)
Удельный расход топлива форсированный кг(кгс·ч)
Степень двухконтурности
Степень повышения давления общая
Температура газа перед турбиной К
Максимальный диаметр мм
2 Требования предъявляемые к двигателю для ПАК ДА
ПАК ДА - российский стратегический бомбардировщик-ракетоносец нового поколения (рисунок 1.11). Самолёт не будет являться глубокой модернизацией Ту-160 а будет принципиально новым летательным аппаратом основанным на принципиально новых решениях. Он должен заменить стоящие на вооружении российских ВВС самолёты дальней (стратегической) авиации Ту-95 и Ту-160.
Рисунок 1.11 - Предполагаемый облик ПАК ДА
Предполагаемые летно-технические характеристики по данным [2 6] представлены в таблице 1.4.
Таблица 1.4 - Предполагаемые летно-технические характеристики
с нормальной бомбовой загрузкой
с максимальной бомбовой загрузкой
На комиссию было представлено множество проектов от различных КБ которые можно разделить на два основных типа: гиперзвуковой самолет или самолет-неведимка. Они были диаметрально противоположны друг другу т.к. чтобы двигаться с гиперзвуковой скоростью самолет должен быть идеальной аэродинамической формы с плавными обводами а что бы стать невидимым для радаров – наоборот угловатым. Кроме того для полета на сверхзвуке двигатель должен получать много кислорода. Для этого воздухозаборник должен быть широкий и прямой. А самолету «стелс» нужен воздухозаборник S-образный формы чтобы он мог закрыть лопатки двигателя от радиолокационного излучения. Для обеспечения незаметности в тепловом диапазоне двигатели самолета должны быть спрятаны внутрь корпуса как у дозвукового американского самолета-невидимки B-2. А для полета на сверхзвуке нужна мощная тяга которую пока могут создать только двигатели с соплами вынесенными за пределы корпуса как на Ту-160 Concorde и B-1. При выборе предэскизного проекта победила разработка КБ Туполева. Самолёт будет выполнен по схеме «летающее крыло». Значительный размах крыла и особенности конструкции не позволят самолёту преодолеть скорость звука вместе с тем будет обеспечена невидимость для радаров.
На основе анализа требований к ПАК ДА можно установить требования к его двигателю:
- из-за особенностей конструкции планера он не сможет преодолеть скорость звука двигатель будет дозвуковой (М = 08-09);
- самолет будет малозаметным поэтому необходимо в двигателе использовать различные методы снижения заметности: экранировать двигатель в горячих частях; спрофилировать первую ступень компрессора таким образом что бы уменьшить радиолокационную заметность; спроектировать центральное тело в сопле таким образом чтобы сзади не было видно камеры сгорания и турбины;
- с учетом предыдущего опыта оптимальным является 4 двигателя с тягой около 152 кН (15500 кгс);
- практическая дальность – 12000 км. Для достижения таких параметров необходимо чтобы двигатель был экономичным (расход топлива 1 кгкм) со степенью двухконтурности не менее 14.
Конструкция двигателя
1 Выбор конструктивной схемы двигателя
Спроектированный двигатель состоит из КНД компрессора высокого давления (КВД) турбины низкого давления (ТНД) ТВД кольцевой КС камеры смешения и нерегулируемого реактивного сопла.
Примем ротор высокого давления (РВД) - двухопорным. Передняя опора РВД - один шариковый подшипник (радиально-упорный) выполняющий функцию осевой фиксации. Задняя опора РВД – роликовый подшипник (радиальный) обеспечивающий смещение ротора относительно статора. Ротор низкого давления (РНД) - трехопорный.
Ротор опирающийся на две опоры представляет собой статически определимую систему при которой лучше обеспечивается соосность подшипников и валов [7]. При этом смещение подшипников приводит лишь к изменениям наклона оси вращения но не вызывают никаких дополнительных статических и динамических нагрузок которые могут появляться в статически неопределимой системе то есть в трех - или четырехопорном роторе.
При минимальном числе опор упрощается конструкция изделия в целом за счет сокращения количества несущих деталей корпуса уплотнений упрощения маслосистемы системы суфлирования и теплозащиты опор.
При выборе места установки подшипников по длине ротора будем руководствоваться тем что радиально-упорный подшипник воспринимая радиальные нагрузки обеспечивает осевую фиксацию ротора относительно статора и передает результирующую осевую силу ротора на корпус.
На рисунке 2.1 изображена конструктивная схема роторов и роторных опор двигателя.
- роликоподшипник передней опоры ротора КНД; 2 - РНД; 3 - шарикоподшипник средней опоры РНД;
- шарикоподшипник опоры ротора КВД; 5 – РВД; 6 - роликоподшипник опоры ротора ТВД;
- роликоподшипник задней опоры ротора ТНД.
Рисунок 2.1 - Конструктивная схема роторов и роторных опор двигателя
2 Описание конструкции двигателя
Двигатель - турбореактивный двухконтурный со смешением потоков наружного и внутреннего контуров за турбиной с нерегулируемым реактивным соплом.
Компрессор двигателя осевой двухкаскадный состоит из трехступенчатого КНД и шестиступенчатого КВД. Назначение компрессора - сжатие и подача воздуха в наружный контур и КС двигателя. Кроме того сжатый в компрессоре воздух используется для охлаждения деталей горячей части двигателя наддува полостей уплотнений подшипниковых узлов регулирования радиальных зазоров над рабочими лопатками КВД и турбины работы агрегатов автоматики двигателя противообледенительной системы (ПОС) системы наддува и кондиционирования салона самолета.
Промежуточный силовой корпус состоит из трех концентрических колец соединенных между собой стойками обтекаемой формы. Внутри них размещают трубопроводы для подвода и отвода масла. К промежуточному корпусу крепятся спереди статор КНД сзади - статор КВД.
Шестиступенчатый КВД приводится во вращение ТВД имеет регулируемый ВНА НА I II и III ступеней и автоматически открываемые клапаны перепуска воздуха (КПВ) из-за IV и V ступеней. Компрессор состоит из ВНА корпуса с НА I II и III ступеней переднего и заднего корпусов корпуса перепусков и отборов воздуха корпуса обдува ротора упругодемпферной опоры спрямляющего аппарата. Между передним и задним корпусами КВД выполнен кольцевой канал из которого отбирается воздух для охлаждения лопаток турбины кондиционирования салона на ПОС. Корпус перепуска и отбора воздуха выполнен сварным из титанового сплава установлен на переднем корпусе КВД и образует вместе с ним изолированные кольцевые полости. Через две из них осуществляется перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный. На корпусе установлены КПВ и трубы отбора.
Газодинамическую устойчивость компрессора во всем диапазоне эксплуатационных режимов обеспечивают следующие конструктивные решения: лопатки НА I II и III ступеней КВД выполнены поворотными за подпорными ступенями установлены заслонки перепуска воздуха за IV и V ступенями - КПВ из внутреннего контура в наружный. Поворот лопаток НА I II и III ступеней перепуск воздуха осуществляется по заданной программе сиcтемой управления компрессором входящей в состав системы автоматического управления (САУ) двигателем.
Камера сгорания: кольцевая усовершенствованная система охлаждения и керамическое покрытие основными деталями конструкции являются корпус внутренний кожух кольцо газосборника кожух вала. На корпусе установлены 12 топливных форсунок и коллекторы первого и второго контуров с 24 трубопроводами подвода топлива к форсункам.
Корпус и внутренний кожух образуют кольцевой канал в котором располагаются жаровые трубы и кольцевой газосборник. Каждая жаровая труба состоит из топливно-воздушной насадки головки шести секций семи гофрированных колец и заднего фланца сваренных между собой.
Жаровые трубы заканчиваются фланцами рамочного типа. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника. Кроме перечисленных к новым конструктивным решениям в камере сгорания можно отнести наличие топливно-воздушных насадок душевое охлаждение свечей.
Секции и гофрированные кольца образуют стенки жаровых труб для их охлаждения в щели между гофрированными кольцами и секциями поступает воздух. В стенках жаровых труб выполнено три ряда отверстий для подвода воздуха в зоны горения и смешения. В первой секции 3-й и 10-й жаровых труб установлены свечи для воспламенения топлива при запуске. Воспламенение топлива в других жаровых трубах происходит через пламеперебрасывающие патрубки. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника.
Кожух вала образует теплоизолированную полость в которую стекает масло после смазки и охлаждения шарикового подшипника ротора КВД роликового подшипника ротора ТВД и переднего подшипника ротора ТНД.
ТВД спроектированного двигателя одноступенчатая осевая охлаждаемая приводит во вращение 6 ступенчатый КВД. Для охлаждения турбины используется воздух из-за компрессора. ТВД не имеет бандажной полки антивибрационной полки на рабочей лопатке.
Ступень турбины включает сопловой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК). Форма проточной части турбины . Ротор ТВД состоит из диска с рабочими лопатками дефлектора носка ТВД с лабиринтами и маслоуплотнительными кольцами. Тип РВД дисковый разъемный центровка и передача осуществляется через соединение призонными болтами расположенными в передней и задней части диска. В передней части диск ТВД через соединение призонными болтами передает крутящий момент валу КВД а центрация осуществляется через носок ТВД (за дисковая область) соединенного фланцем роликового подшипника. Роликовый подшипник является задней опорой РВД.
Рабочая лопатка ТВД имеет конвективно-пленочное охлаждение. Во внутренней полости имеется продольный канал с отверстиями. Хвостовик лопатки «елочного» типа осевая фиксация осуществляется фиксатором с одной стороны и отгибными пластинами. В диске выполнены наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.
Сопловая лопатка – пустотелая охлаждаемая крепление полочного типа. В стенках лопатки выполнена перфорация для создания охлаждающей пленки на поверхности лопатки. В полости расположен дефлектор для подвода охлаждающего воздуха к перфорационным отверстиям.
Радиальные усилия передаются от ротора ТВД на опору через роликовый подшипник. К хвостовику носка ТВД через фланец прикреплено масляное уплотнение и обойма роликового подшипника.
На цилиндрическом пояске в передней части носка ТВД имеется набор уплотнительных колец для уплотнения масляной полости между роторами турбин высокого и низкого давления. Все уплотнения масляных полостей графитовые. В лабиринтных уплотнениях узла используются сотовые вставки и легкосрабатываемые покрытия.
Корпус турбины имеет поперечный разъем.
Активное уплотнение радиальным зазором обеспечивает минимальный зазор между ротором и статором.
Передняя опора ротора ВД воспринимает суммарную осевую и радиальную нагрузки от роторов КВД и ТВД. В переднюю опору входят: корпус подшипника шариковый подшипник радиально-контактное уплотнение. Шариковый подшипник фиксируется в осевом направлении с одной стороны металлическим кольцом а с другой – втулкой. Вращается внутреннее кольцо. Оно же разрезное. Шариковый подшипник с точеным неразъемным сепаратором разделяющим шарики по окружности что исключает трение непосредственно между ними. Смазочное масло подается с помощью форсунки откуда масло попадает в зазор между внутренним кольцом подшипника и сепаратором. Смазочное масло хорошо омывает рабочую поверхность внутреннего кольца подшипника поверхности тел качения под действием инерционных сил попадает на беговую дорожку наружного кольца омывает ее и обеспечивая снятие требуемого количества тепла вытекает через радиальные пазы в маслосборник откуда удаляется отсасывающим маслонасосом.
Задняя опора РВД: наружное кольцо роликового подшипника с одной стороны фиксируется кольцом с форсункой а с другой через металлическое кольцо буртиком носка ТВД. Подвод масла осуществляется форсункой. Отвод масла осуществляется через зазор между сепаратором и наружным кольцом наружу через каналы в передней цилиндрической части носка ТНД. Опора упруго-демпферная состоящая из упругого кольца.
Разработка технологии изготовления моноколеса КНД
Создание современного авиационного двигателя - комплексный процесс базирующийся на новейших достижениях в области газовой динамики горения и теплообмена конструкционной прочности теории интегрального управления диагностики материаловедения и технологии.
В двигателях пятого поколения предполагается использовать новые конструктивные решения. Обеспечивающих уменьшение расхода топлива до 30% снижение удельной массы на 25-50% увеличение циклической долговечности примерно в два раза дальнейшее улучшение экологических характеристик и повышение безопасности эксплуатации авиационной техники. Это достигается использованием разрабатываемых прогрессивных технологий.
1 Технологии изготовления моноколеса
2.1 Основные преимущеста и недостатки
Для новых поколений ГТД характерной особенностью является замена традиционно используемых дисков с лопатками на моноколеса - блиски (от английского blisk: bladed disk) и аналогичные бездисковые кольцевые конструкции - блинги (от английского bling: bladed ring) (рисунок 3.1).
а - диск с лопатками б - блискв - блинг
Рисунок 3.1 – Эволюция дисков
Моноколеса и крыльчатки давно используются в производстве малых ГТД. Но только в последние годы их начинают применять для двигателей военной и гражданской авиации. Рабочее колесо компрессора (рисунок 3.2) выполненное по технологии «блиск» обладает рядом преимуществ перед рабочим колесом выполненного по классической схеме.
Рисунок 3.2 – «Блиск»-колесо компрессора
Главное достоинство «блиска» - это его сравнительно низкая масса. Это объясняется тем что в рабочем колесе не возникает необходимости создания массивного обода для того чтобы разместить на нем пазы замков. Если обод колеса «блиск»-ступени компрессора становится не таким массивным как в классической схеме значит и диск рабочего колеса можно сделать тоньше прежнего поскольку нагрузки передаваемые от обода и рабочих лопаток (РЛ) к диску а следовательно и к ступице колеса становятся значительно ниже. Т.к. закладываются минимальные запасы прочности при проектировании то масса компрессора выполненного по технологии блиск будет ниже массы компрессора выполненного по классической схеме на 20-30%.
Если учесть что масса газогенератора составляет 70% от массы двигателя то применение технологии блиск в компрессоре и турбине приведет к снижению массы двигателя на 20-25% и повышению удельных параметров примерно на 10%.
При проектировании высоконапорных ступеней компрессора в которых требуется обеспечить возникает необходимость обеспечения густоты решетки обеспечивающий поворот потока в ней. Густота рабочих колес может достигать 15 17. Обеспечение требуемой густоты решетки приводит к использованию в рабочем колесе широкохордных лопаток или в силу каких либо ограничений к размещению большего числа лопаток на рабочем колесе. Размещение большего числа лопаток на РК а особенно на рабочих колесах с относительно малым диаметром втулки чаще всего бывает невозможным. В корневой части лопатки расстояние между лопатками достаточно мало к тому же необходимо достаточное количество места для замковой части колеса чтобы обеспечить прочностную надежность крепления лопатки. В «блиск»–компрессоре таких сложностей не возникает.
Увеличение центробежных сил и следовательно контактных давлений и вибраций в замковых соединениях лопаток с диском приводит к фреттинг-коррозии вызывающей снижение усталостной прочности и ускоряющей появление усталостных трещин что в свою очередь способствует отрыву лопаток и выходу двигателя из строя. Опять же из-за отсутствия замковой части в блисках эта проблема не стоит.
«Блиск»-компрессор наряду со своими достоинствами обладает большим недостатком. Поскольку рабочие колеса компрессора представляют собой неразъемное соединение лопатки и диска возникает сложность или невозможность его ремонта. Это является особой проблемой использования «блиск»-компрессоров поскольку лопатки компрессора менее всего защищены от повреждения посторонними предметами попадающими в проточную часть [8].
2.2 Технологии изготовления «блисков»
Производители ГТД используют для изготовления блисков различные технологии: фрезерование лопаток в монолитной заготовке; сварка лопаток с диском и горячее изостатическое прессование.
Каждая из этих технологий имеет свои преимущества и недостатки и используется в зависимости от сложности формы лопаток материала и габаритов деталей.
2.2.1 Механическая обработка
Формообразование сложнопрофильных поверхностей осевых и центробежных моноколес выполненных как единое целое является одной из сложных технологических операций при производстве авиадвигателей (рисунок 3.3). Это обусловлено как трудностью обработки так и высокими требованиями к их точности и шероховатости. Он особенно эффективен при опытном производстве. В серийном производстве этот метод может быть экономически выгоден при изготовлении титановых блисков сравнительно небольших размеров. Блиски из высокопрочных сталей и никелевых сплавов получать фрезерованием неэффективно вследствие низкой обрабатываемости этих материалов. Фрезерованием невозможно получить очень тонкие лопатки.
Рисунок 3.3 – Механическая обработка межлопаточного канала
Применяют для обработки осевых и центробежных моноколес современные высокоскоростные 5-координатные станки: «LIECTI»-TURBOBLISK 1005 с ЧПУ «SINUVERIK»-840D BRETON Xceeder 1200 RT Liechti TB 1306 и др (рисунок 3.4). Они позволяют обрабатывать блиски c широкохордными лопатками диаметром до 1000 мм из алюминиевых титановых и других сплавов. Измерение геометрических размеров профиля пера лопаток моноколес производится без снятия детали со шпинделя станка с применением щупа. Это исключает погрешности возникающие при переустановке детали. Для обеспечения требуемых показателей по биению на чистовых операциях применяются специальные гидрооправки.
Рисунок 3.4 – Общий вид станка «TURBOBLISK 1005» и «STC 100 DIXIELAND»
Наиболее прогрессивным методом обработки лопаток является спиральное фрезерование. Этот метод позволяет избежать уступов на поверхности лопаток и обеспечивает равномерный съем материала по высоте лопатки [9].
При изготовлении моноколес применяюся электронно-лучева сварка или сварка трением.
Электронно-лучевая сварка обеспечивает минимальные по сравнению с другими видами сварки термические деформации незначительные изменения структуры металла в зоне термического влияния и формирование сварного шва с узкой зоной проплавления. Глубокий вакуум в котором происходит процесс электронно-лучевой сварки обеспечивает надежную защиту от влияния атмосферных газов.
Рабочая лопатка при электронно-лучевой сварке изготавливается как обычная лопатка только вместо замковой части делается специальный башмак (лопатки свариваются между собой). Полученный обод в дальнейшем крепится на диск (рисунок 3.5).
В результате получается блиск-колесо. Концевая часть лопатки имеет специальный фиксатор необходимый для фиксации пера лопатки во время термической обработки сварных швов. Фиксаторы удаляются после термообработки.
Рисунок 3.5 – Сваренные между собой лопатки
Наиболее перспективным является сварка трением (рисунок 3.6). Каждая лопатка приваривается отдельно.
Рисунок 3.6 - Изготовление моноколес с помощью сварки трением
Для изготовления моноколес в основном применяются титановые сплавы ВТЗ-1 ВТ5-1 ВТ-6 ВТ-8 ВТ-25 а также алюминиевые сплавы АК4-1 АК-6 ВД-17. Процесс линейной сварки трением становится ключевой технологией формирования сварных соединений из трудносвариваемых материалов. Достоинством его является также минимальная подготовка поверхностей к свариванию. В процессе возвратно-поступательного движения с частотой порядка 60 Гц и амплитудой до 3-х мм части подлежащие свариванию сжимаются для образования плотного контакта. Генерируемая в плоскости сварки теплота способствует пластической деформации приповерхностных объемов свариваемых материалов. В процессе сварки вязко-пластичные слои металла перемещаются к границам свариваемой поверхности. При этом происходит удаление окислов и загрязнений которые могут присутствовать в зоне сварки. Короткая длительность процесса сварки (несколько секунд) обеспечивает малую зону термического влияния. Время остановки процесса возвратно-поступательного движения составляет ~ 02 сек. Для обеспечения точности сварки необходимо предусматривать мероприятия для устранения перекосов и погрешностей расположения свариваемых поверхностей.
Из недостатков можно отметить очень высокую стоимость оборудования высокие требования к квалификации персонала и сложность изготовления. Так же затруднен контроль полученной зоны сварного шва на наличие дефектов.
2.2.3 Порошковая металургия
Общий вид конструкции пресс-формы дляв сборе представлен на рисунке 3.7.
- закладные элементы (стержни); 2 - проставки в форме межлопаточных каналов;
- накидное кольцо; 4 - рабочие лопатки; 5 - прижимные винты; 6 - основа пресс-формы.
Рисунок 3.7 - Общий вид пресс-формы и окончательный вид блиска ступени компрессора
Сверху пресс-форма закрывается крышкой имеющей форму противоположную форме диска для получения заданной геометрии и прижимается болтами для предотвращения раскрытия стыков во время процесса[10].
2 Повреждаемость лопаток КНД в эксплуатации
Лопатки газотурбинных двигателей являются наиболее нагруженными деталями определяющими ресурс трудоемкость и стоимость двигателя. В процессе эксплуатации лопатки подвергаются: растяжению и изгибу под действием центробежных сил; изгибу и кручению под действием газового потока; воздействию переменных напряжений от вибрационных нагрузок; воздействию повышенных и высоких температур (300 600 °С для лопаток компрессора и 800 1200 °С для лопаток турбин); резким колебаниям температуры при пусках и остановках двигателя вызывающим термическую усталость материалов лопаток; воздействию пылевой дождевой и газовой эрозии; электрохимической и высокотемпературной газовой коррозии; износу и фреттинг-коррозии в местах сопряжений (замковых соединениях бандажных и антивибрационных полках).
Исходя из особенностей условий нагружения пера лопаток типичного вентилятора наиболее опасными с точки зрения повреждаемости считаются забоины (или др. нарушения формы) и трещины (или др. нарушения целостности) тонкой входной кромки лопатки от попадания в газовоздушный тракт твердых частиц. Особенно много забоин встречается на кромках рабочих лопаток первых ступеней компрессора (рисунок 3.8).
Рисунок 3.8 - Зоны повреждений и распределение дефектов
Для предотвращения возникновения аварийной ситуации необходимо обеспечить надёжную работу всех деталей и узлов двигателя. Эта задача может быть решена лишь при проведении комплексной диагностики включающий в себя все современные методы и специальное оборудование предназначенное контролировать работу двигателя целиком и отдельно его узлов и ответственных деталей.
В настоящее время на изделиях в эксплуатации производится периодический осмотр состояния лопаток на наличие забоин на кромках.
Небольшие по величине забоины на лопатках устраняются специальным инструментом. При обнаружении забоин и вмятин на лопатках которые нельзя устранить на изделиях в эксплуатации производится досрочный съем таких изделий с отправкой в ремонт. По статическим данным досрочный съем изделий по забоинам в настоящее время составляет 40-50% от общего числа изделий снимаемых с эксплуатации.
При ремонте рабочие лопатки компрессора имеющие забоины вмятины надрывы на кромках превышающие нормы для местной зачистки отбраковываются и заменяются новыми.
Учитывая что отбраковываются в основном крупногабаритные лопатки компрессора первых ступеней из титанового сплава и в связи с этим большую трудоемкость в изготовлении ремонт возвращаемых изделий значительно удорожается.
По характеру повреждений забоины разделены на три группы:
- точечные забоины допускаемые без зачистки;
- забоины подлежащие зачистке;
- недопустимые забоины которые не выводятся при ремонте а колесо при этом бракуются.
Рабочие лопатки КНД из титановых сплавов допускаются к эксплуатации без выведения забоин:
- с забоинами по всей профильной части глубиной не более 01 мм;
- с точечными забоинами по всей профильной части глубиной h и толщиной кромок d: при при .
Выведение забоин проводится выборкой материала глубиной на 02 03 мм больше чем глубина повреждения при этом максимальная глубина съема материала h не более 3 мм длина не более 3h мм. Эффективность выведения забоин проверяется усталостными испытаниями доработанных рабочих лопаток.
В зависимости от повреждения лопатки моноколеса ремонт возможен либо без замены пера (электронно-лучевая вварка вставки наплавка лазером) либо с полной заменой пера (электронно-лучевая сварка сварка трением).
3.1 Ремонт без замены пера лопатки
Ремонт лопатки методом вварки вставки состоит из следующих этапов:
- фрезерование дефектного места на пере моноколеса;
- изготовление вставки и технологических накладок;
- механическая обработка;
Фрезерование дефектного места выполняется с таким расчетом чтобы обеспечить заполнение дефектного места вставкой из того же материала что и лопатка (рисунок 3.9). При широком освоении данного вида ремонта может быть выбран один типоразмер выреза участков с забоиной и отработан для каждой ступени компрессора.
Рисунок 3.9 - Макроструктура металла лопаток после электронно-лучевой сварки вставок и механической обработки
Вставка должна изготавливаться из того же материала что и лопатка и пройти операции штамповки и термообработки аналогично ремонтируемому колесу. Это условие обеспечит после ремонта однородность свойств и структуры вставки и лопатки. Вставки изготавливаются с учетом припуска по толщине на механическую обработку. Важнейшим этапом после сварки титановых деталей является термообработка [11].
Автоматизированная технология наплавки лазером объединяющая элементы сварки и плакирования является в настоящее перспективным методом при восстановительном ремонте (рисунок 3.10).
Рисунок 3.10 – Периферическая часть лопатки ротора отремонтированная методом наплавки лазером
Управление количеством подводимого тепла сокращающее расход энергии за счет создания небольших зон нагрева минимальная деформация и точный контроль размеров сварного шва позволили восстанавливать детали которые прежде шли только на переплавку.
Лазерный пучок фокусируется над поверхностью основы направляясь на нее вертикально. В зоне падения луча образуется зона расплава над которой пропускается поток защитного газа с внесенными частицами порошка.
Поскольку основа на несколько порядков превышает по толщине наплавляемый слой она действует как теплоотвод. Благодаря высокой скорости перемещения лазерного пучка относительно расплавленной зоны расплав охлаждается сразу же после образования [12].
3.2 Ремонт с заменой пера лопатки
При электронно-лучевой сварке ремонт лопатки происходит следующим способом:
- вырезается из обода дефектная лопатка вместе с его башмаком;
- на место удаленной лопатки устанавливается новая лопатка технологически повторяющая способ изготовления РК (см. пункт 3.2.2.2).
Наибольшую сложность ремонта пера лопатки представляет тот случай когда РК изготовлено из единой заготовки с помощью механической обработки межлопаточного канала. Если величина дефекта лопатки требует ее полную замену предлагается следующий способ (рисунок 3.11):
- перо рабочей лопатки имеющая повреждение срезается поперек лопатки таким образом чтобы не осталось дефектных зон;
- изготавливается заготовка пера аналогичная по геометрии срезанной части лопатки с запасом на технологические припуски;
- полученная заготовка крепится в специально изготовленной форме (каждая половинка формы по внутренней ее части повторяет профиль лопатки со стороны спинки и корыта);
- лопатку прикрепляют к РК с помощью сварки трением.
а) подготовка свариваемых поверхностейб) моноколесо после сварки
Рисунок 3.11 - Способ ремонта моноколес сваркой трением:
После сварки сварной шов подвергается механической обработке шлифовальным кругом. С цель сохранения геометрии профиля пера лопатки обработку проводят одновременно с двух сторон. Несмотря на то что механические свойства сварного шва близки к механическим свойствам основного материала рекомендуется провести термообработку особенно деталей из титанового сплава (для снятия напряжений) [13].
4 Нанесение защитных покрытий с целью повышения ресурса моноколеса
Ремонт моноколес связан с различными проблемами поэтому основной перспективой развития технологии их изготовления является повышение уровня выносливости и что особенно актуально для первых ступеней КНД сопротивляемости эрозии и коррозии. Нанесение различных покрытий может решить эти проблемы.
Титановые сплавы отличаются низкой твердостью и износостойкостью поэтому их можно использовать в ГТД в течение длительного времени только при условии нанесения защитных покрытий. В таких условиях ресурс ГТД определяется долговечностью покрытий которая в свою очередь зависит от состава и способа нанесения покрытия.
Необходимое качество покрытий обеспечивают методы газотермического напыления со сверхзвуковой скоростью истечения источника. Данные способы в настоящее время совершенствуются и все более широко применяются для ремонта защиты от износа и коррозии всех типов в авиационной промышленности.
Вакуумное ионно-плазменное покрытие является эффективным средством обеспечения заданных свойств деталей. Позволяют увеличить ресурс ответственных деталей энергетических установок в 2-5 раз.
Под вакуумной ионно-плазменной технологией понимается совокупность методов обработки с использованием трех необходимых условий:
- наличие вакума в качестве защитной среды;
- наличие вещества в плазменном состоянии;
- ускорение плазменных потоков и пучков заряженных частиц с помощью электрических и магнитных полей.
Указанные необходимые условия обеспечивают следующие принципиальные преимущества методов вакуумной ионно-плазменной технологии по сравнению с другими методами защиты поверхности конструкционных материалов:
- чистота процесса (низкое содержание кислорода);
- протекание химических реакций прямого синтеза при смешивании плазменных потоков с газами (получение карбидов нитридов карбонитридов);
- получение веществ которые не могут быть получены другими методами;
- получение потоков частиц с практически любой энергией.
Методы нанесения покрытий следующие:
а) термическое испарение и конденсация (испарение электронным лучом испарение взрывом лазерное испарение и др.);
б) катодное распыление и конденсация (ионное распыление высокочастотное распыление и др.);
в) ионное осаждение (осаждение из пучков ионов из тлеющего разряда дугового разряда и др.);
г) ионная имплантация.
Для нанесения вакуумно-плазменных покрытий применяются различные установки содержащие вакуумные камеры где формируется покрытие вакуумные системы системы контроля технологических параметров системы изменения температуры источники питания и др.
Это позволяет повысить износо- жаро- и коррозионную стойкость повысить длительную усталостную прочность. Металлы и их сплавы такие как хром никель нихром применяются для создания стойких к коррозии поверхностей ниобий и молибден – износостойких покрытий вольфрам – окалиностойких до высоких температур. Хромоникелевые сложные покрытия позволяют получить комплекс высоких эксплуатационных характеристик - износо- и коррозионностойких.
Для лопаток компрессоров наиболее характерны покрытия на основе молибдена (повышение износостойкости) никеля (повышение коррозионной стойкости) WC-Co (повышение изностойкости) Sm2O3 (повышение твердости коррозионностойкости).
5 Разработка технологии изготовления моноколеса
В проектируемом двигателе было решено заменить три ступени КНД традиционной конструкции на моноколеса типа блиск (рисунок 3.12).
а – лопатки и диски б – моноколеса
Рисунок 3.12 - Конструкция КНД проектируемого двигателя и прототипа
Лопатки первой ступени КНД имеют высоту 420 мм. Из-за чего изготовить моноколеса фрезированием сложно. В связи с чем ступени решено изготавливать линейной сваркой трением. Отдельно изготавливаются диск и полые лопатки после чего их соединят сваркой.
Разработанная маршрутная технология представлена в приложении А.
Вывод: применение технологии изготовления моноколеса вместе традиционной позволяет снизить массу диска в два раза отпадает необходимость в приспособлениях для осевой фиксации. Также отсутствие трущихся поверхностей (замковой части) не создает контактных напряжений и фретинг-коррозии.
Однако ремонт лопаток технологически более сложен чем при традиционной технологии изготовления ступени. Поэтому разработка доступных и менее трудоемких вариантов ремонтных технологий моноколес обеспечивающих высокое качество работы и пригодных не только для ремонта пера лопаток но для исправления дефектов лопатки или в самом ободе рабочего колеса является актуальной задачей.
Нанесение покрытий на моноколеса КНД значительно повышает их ресурс и износостойкость тем самым устраняя такой существенный недостаток блисков как сложность ремонта. Таким образом несмотря на высокую трудоемкость изготовления сложность ремонта моноколеса имеют ряд преимуществ которые на современном этапе позволяют им успешно конкурировать с осевыми сборными колесами компрессоров ГТД.
Экономическая оценка целесообразности применения технологии изготовления моноколеса КНД
Создание новых поколений двигателей - это прежде всего создание и развитие базовых ГТД обеспечивающих уменьшение расхода топлива до 30% снижение удельной массы на 25-50% увеличение циклической долговечности примерно в два раза дальнейшее улучшение экологических характеристик и повышение безопасности эксплуатации авиационной техники. Это достигается использованием разрабатываемых прогрессивных технологий.
Целью выпускной квалификационной работы является проектирование двигателя для ПАК ДА на основе прототипа НК-32 с уменьшением его массы. Одним из методов решения поставленной задачи - применение технологии «блиск» при изготовлении КНД.
Главное достоинство применения технологии «блиск» - это сравнительно низкая масса изготавливаемой изделия. Это объясняется тем что нет необходимости создания в рабочем колесе массивного обода для размещения в нем пазов под замки. Если обод колеса «блиск»-ступени компрессора становится не таким массивным как в классической схеме значит и диск рабочего колеса можно сделать тоньше поскольку нагрузки передаваемые от обода и рабочих лопаток к диску а следовательно и к ступице колеса становятся значительно ниже. Если закладываются минимальные запасы прочности при проектировании то масса компрессора выполненного по технологии «блиск» будет ниже массы компрессора выполненного по классической схеме на 20-30%.
Примем: индекс «1» - базовый двигатель «2» - проектируемый двигатель.
1 Экономическая оценка изготовления рабочего колеса по традиционным технологиям
В расчете принимаем что ступень КНД конструктивно состоит из диска с РЛ.
Масса заготовки диска определяется следующим образом:
КИМ - коэффициент использованного материала.
Масса заготовки комплекта лопаток определяется исходя из количества лопаток:
где - масса рабочей лопатки;
- число рабочих лопаток.
В первом приблежении считаем что массы дисков и лопаток ступеней КНД одинаковые. Результаты расчета приведены в таблице 4.1.
Таблица 4.1 - Параметры КНД прототипа двигателя
Материалы деталей компрессора цена за 1 кг и затраты на изготовление приведены в таблицы 4.2.
Стоимость материала диска КНД:
где - цена одного килограмма;
- масса заготовки диска.
Стоимость материала комплекта лопаток РК КНД:
где - масса заготовки комплекта рабочих лопаток.
Таблица 4.2 - Стоимость материалов деталей КНД прототипа двигателя
Затраты на материал руб
Общая стоимость материалов
Общие затраты на материал КНД:
где - коэффициент транспортировки 20%.
Среднечасовая тарифная ставка:
где - среднемесячная заработная плата рабочего;
- длительность рабочей смены;
- количество рабочих дней в месяц.
Принимаем трудоемкость изготовления дисков 60 норма часов лопатки – 90 норма часов.
Затраты по основной заработной плате рабочих при изготовлении ступени КНД в первом приближении:
Для всего компрессора (3 ступени) затраты по основной заработной плате составит:
Прогнозируемая себестоимость изготовления ступеней компрессора находится по методу укрупненной калькуляции [14]:
где - коэффициент учитывающий цеховые затраты;
- коэффициент учитывающий общепроизводительные затраты;
- коэффициент учитывающий затраты на дополнительную зарплату основных рабочих (с учетом премий 25%);
- коэффициент учитывающий социальные отчисления;
- коэффициент учитывающий внепроизводственные затраты.
Рентабильность изготовления КНД принимаем Р = 15% НДС = 18%.
Прогнозируемая цена изготовления КНД:
2 Экономическая оценка изготовления моноколеса
В первом приблежении считаем что массы дисков и лопаток ступеней КНД одинаковые. Результаты расчета приведены в таблице 4.3.
Таблица 4.3 - Параметры КНД проектируемого двигателя
Материалы деталей компрессора цена за 1 кг и затраты на изготовление приведены в таблицы 4.4.
Таблица 4.4 - Стоимость материалов деталей КНД проектируемого двигателя
Принимаем трудоемкость изготовления дисков 80 норма часов лопатки – 110 норма часов.
Прогнозируемая себестоимость изготовления ступеней компрессора находится по методу укрупненной калькуляции:
Прогнозируемая цена изготовления спроектированного КНД:
3 Сравнительная оценка затрат на изготовление рабочего колеса КНД
Проведенный расчет показал что затраты на материалы для КНД изготовленному по технологии «блиск» составляет 23918076 рублей затраты на материалы для КНД традиционной технологи 309156858 рублей. Это связано с тем что масса лопатки и диска становится меньше. Однако трудоемкость изготовления моноколеса «блиск» больше. Стоимость изготовления по традиционной технологии и технологии «блиск» составляют соотвественно 8552993833 и 850774573 рубля. Разность стоимости составляет 45248103 рублей.
Применение технологии «блиск» экономически оправдан. Однако в сравнении с традиционным рабочим колесом ремонт колес типа «блиск» в большинстве случаев технологически очень сложен и дорог.
Обеспечение безопасных условий работы персонала при изготовлении моноколеса
Современные технологические процессы очень разнообразны и сложны. Производства сопровождаются высокими уровнями температур давления шума другими вредными и опасными факторами отрицательно влияющими на человека и окружающую среду. В связи с этим при организации производсва необходимо учитывать эти факторы и разрабатывать мероприятия по снижению вредного воздействия.
При изготовлении моноколеса КНД применяются различные обрабатывающие станки использующие эмульсию и масла. Все эти вещества могут попасть в сточные воды предприятия. В связи с чем возникает необходимость их очистки.
Также во время работы на станках возможно поражение электрическим током высокого напряжения. Для защиты персонала необходимо примение защитных мер - зануления которое расчитывается для каждого станка и электроустановки.
Цель: обеспечение безопасных условий труда и экологичности.
) Рассчитать зануление станка.
) Рассмотреть и рекомендовать механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей.
1 Повреждение от электрического тока
1.1 Методы обеспечения электробезопасности при работе на станках
Электроустановки различного класса напряжения потенциально являются источниками опасности для людей в целом и для обслуживающего их персонала в частности. Травматизм и смертность при их эксплуатации довольно велики. Однако в силу объективных причин их применение является неотъемлемой частью нашей жизни.
Зачастую при эксплуатации электроустановок нетоковедущие части их оказываются под напряжением. Величина его может быть различна в зависимости от причины.
Наиболее частая причина – наведение напряжения от близко расположенных токоведущих частей. В частности например на корпус трансформатора наводится потенциал от проходящих сквозь него магнитных потоков. Таким образом не будучи запитанным корпус становится опасным для прикосновения.
Второй причиной может стать замыкание на корпус одной или нескольких фаз. При этом корпус оказывается под напряжением.
Таким образом нетоковедущие части электроустановок оказываются под напряжением и имеют потенциал относительно земли не равный нулю. Понятно что при соприкосновении с ним произойдёт поражение человека электрическим током что проявляется в электрическом ударе и ожоге наружных и внутренних органов. Следствием электрического удара могут быть судороги мышц грудной клетки прекращение деятельности органов дыхания потеря сознания и расстройство сердечной деятельности со смертельным исходом.
Степень поражения определяется величиной тока путем и длительностью прохождения через тело человека. Величина тока зависит от напряжения прикосновения и сопротивления всей электрической цепи в которую последовательно «включается» человек.
С целью сокращения несчастных случаев разработана система правил эксплуатации электроустановок. В этом документе нашли своё отражение как общие требования так и специальные.
Согласно правилам устройства электроустановок (ПУЭ) [15] для защиты людей от поражения электрическим током должна быть применена по крайней мере одна из следующих защитных мер: заземление зануление защитное отключение разделительный трансформатор малое напряжение двойная изоляция выравнивание потенциалов.
Заземлением называется преднамеренное электрическое соединение данной точки системы или установки или оборудования с локальной землей посредством заземляющего устройства.
Занулением называется преднамеренное электрическое соединение нейтральной проводящей части (нейтрального проводника) в электроустановке до 1 кВ с заземленной нейтралью трансформатора на подстанции.
Необходимость проведения защитных мероприятий а также устройство заземлителей или занулителей любых электроустановок зависит от ряда факторов.
К ним в первую очередь относится:
- рабочее напряжение электроустановки;
- режим работы нейтрали электроустановки.
Заземление или зануление электроустановок следует выполнять:
- при напряжении 380 В и выше переменного тока и 440 В и выше постоянного тока – во всех электроустановках;
- при номинальных напряжениях выше 42 В но ниже 380 В переменного тока и выше 110 В но ниже 440 В постоянного тока - только в помещениях с повышенной опасностью особо опасных и в наружных установках;
- во взрывоопасных помещениях при всех напряжениях.
Применение зануления требуется чаще всего помещениях с большим количеством электроприемников так как заземление на месте каждого из них бывает невозможным в силу объективных причин. Для этого например в цехе [16] прокладываются магистральные защитные проводники из полосовой стали сечение которой указано ранее. В наружных установках заземляющие и нулевые защитные проводники допускается прокладывать в земле в полу или по краю площадок фундаментов технологических установок и т.п. Затем зануляемые части приемников подключаются к магистрали. Ответвления от магистралей к электроприемникам до 1 кВ допускается прокладывать скрыто непосредственно в стене под чистым полом и т.п. с защитой их от воздействия агрессивных сред. Такие ответвления не должны иметь соединений. Способ прокладки их зависит от помещения в котором они выполняются.
В помещениях сухих без агрессивной среды заземляющие и нулевые защитные проводники допускается прокладывать непосредственно по стенам. Во влажных сырых и особо сырых помещениях и в помещениях с агрессивной средой заземляющие и нулевые защитные проводники следует прокладывать на расстоянии от стен не менее чем 10мм. Сама магистраль выводится к месту устройства заземления.
Не допускается использовать в качестве нулевых защитных проводников нулевые рабочие проводники идущие к переносным электроприемникам однофазного и постоянного тока. Для зануления таких электроприемников должен быть применен отдельный третий проводник присоединяемый во втычном соединителе ответвительной коробки в щите щитке сборке и т.п. к нулевому рабочему или нулевому защитному проводнику.
1.2 Расчет зануления
При расчете зануления необходимо расчитать ток короткого замыкания причём он должен быть больше либо равным току установки умноженному на коэффициент запаса:
Ток установки равен 14 А коэффициент запаса равен 3 фазное напряжение 220 В полная мощность трансформатора 40 кВт длина проводов 140 м переходное сопротивление 1 Ом материал фазного провода – Al материал нулевого провода – Fe площадь поперечного сечения проводов 10 мм2.
Рассчитываем ток короткого замыкания по формуле:
Так как мощность трансформатора 40 кВА сопротивление трансформаторной обмотки принимаем равным 1 Ом.
где RП = 1 Ом; ХВЗ = 06 Ом; r - радиус сечения
Подставляем найденные значения в формулу:
Данное устройство соответствует нормам так как
2 Механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей
Очистка сточных вод от маслосодержащих примесей в зависимости от состава и концентрации примесей производится отстаиванием обработкой в гидроциклонах флотацией и фильтрованием. При отстаивании происходит всплывание частиц масел с плотностью меньшей плотности воды по тем же законам что и осаждение тяжелых частиц. Процесс отстаивания осуществляется в отстойниках а также в маслоловушках при незначительной концентрации механических загрязнений. В результате отстаивания маслопродукты содержащиеся в воде всплывают на поверхность откуда удаляются маслосборным устройством (рисунок 5.1). Для расчета маслоловушек необходимо знать скорость всплывания маслопродуктов и расход сточной воды. Для очистки концентрированных маслосодержащих сточных вод машиностроительных предприятий например стоков охлаждающих жидкостей металлорежущих станков широко применяется обработка сточных вод специальными реагентами способствующими коагуляции загрязнений в эмульсиях. В качестве реагентов используются Na2CO3 H2SO4 NaCl A12(SO4)3 смесь NaCl и A12(SO4)3и др.
- входной патрубок; 2 - отстойная камера; 3 - маслосборник; 4 - цепной конвейер; 5 - выходной патрубок.
Рисунок 5.1 – Схема маслоловушки
Очистка сточных вод от маслопримесей флотацией заключается в интенсификации процесса всплывания маслопродуктов жиров при обволакивании их частиц пузырьками воздуха подаваемого в сточную воду. Образование «частица - пузырьки воздуха» зависит от интенсивности их столкновений друг с другом химического взаимодействия находящихся в воде веществ избыточного давления воздуха в сточной воде и т. п.
В зависимости от способа образования пузырьков воздуха различают несколько видов флотации: напорная пневматическая пенная химическая биологическая электрофлотация и т. д.
Наибольшее применение в системах очистки сточных вод получили установки напорной флотации (рисунок 5.2). Загрязненная сточная вода по трубе 1 поступает в приемный резервуар 2 откуда по всасывающей трубе 3 с помощью насоса 5 подается в сатуратор 6. Через трубу 4 в сточную воду поступает сжатый воздух с расходом не менее 3% от объемного расхода сточной воды. В сатураторе происходит перемешивание воды с воздухом. Этот процесс протекает при избыточном давлении 30-50 Па время пребывания жидкости в сатураторе 2-3 мин. Из сатуратора смесь воды с воздухом отводится по трубе и через сопла 8 направляется во флотационную камеру 7 в которой происходит всплывание на поверхность камеры агрегатов «маслопримесь - частицы воздуха». Для удаления маслопродуктов предусмотрен пеносборник 9 а очищенная сточная вода удаляется по трубе 10. Эффективность очистки сточных вод от маслопримесей в таких установках достигает 085-095.
Рисунок 5.2 – Схема установки напорной флотации
В установках пневматической флотации насыщение воды воздухом происходит за счет эжекции воздуха подаваемого через эжектор. Процесс пенной флотации заключается в интенсификации процесса всплывания маслопримесей в результате обволакивания их пеной образующейся при введении флотационных реагентов-пенообразователей. При химической флотации процесс образования пузырьков воздуха протекает в результате реакции химического взаимодействия специальных реагентов со сточной водой. При вибрационной флотации пузырьки воздуха выделяются из воды под воздействием вибрационных нагрузок. Биологическая флотация основана на выделении пузырьков воздуха из сточной воды в результате взаимодействия ее с биологически активной массой. Однако все эти виды флотации в практике очистки сточных вод применяются пока очень редко ввиду их технической сложности.
В последние годы в промышленности внедряется метод электрофлотации. Преимущества этого метода заключаются в том что протекающие при электрофлотации электрохимические окислительно-восстановительные процессы обеспечивают дополнительное обезвреживание сточных вод. Кроме того использование алюминиевых или железных электродов обусловливает переход ионов алюминия или железа в раствор что способствует коагулированию мельчайших частиц загрязнений содержащихся в сточной воде.
Очистка сточных вод от маслосодержащих примесей фильтрованием - заключительный этап очистки. Это объясняется тем что концентрация маслопродуктов в сточной воде на выходе из отстойников или гидроциклонов составляет 005 ÷ 2 кгм3и значительно превышает допустимые концентрации маслопродуктов в водоемах.
Адсорбция масел (как и любых нефтепродуктов) на поверхности фильтроматериала происходит за счет сил межмолекулярного взаимодействия и ионных связей. Существенное влияние на процесс осаждения масло-продуктов на фильтроматериал имеют электрические явления происходящие на поверхности раздела кварц - водная среда связанные с возникновением разности электрических потенциалов на этой поверхности и образованием двойного электрического слоя. На процесс адсорбции маслопродуктов влияют также и поверхностно-активные вещества (ПАВ) содержащиеся в сточной воде. Анионы ПАВ ориентированно скрепляются с поверхностью кварца через катионы металлов как правило находящихся на поверхности кварца. В результате этого частица кварца становится гидрофобной что способствует осаждению на ней пленок масла. На процесс адсорбции масла влияет и взаимодействие капель масла с растворенным в воде кислородом в результате чего образуются оксиды масла адсорбционная способность которых значительно выше чем у капель масла. Кроме указанных физико-химических факторов на процесс осаждения влияет скорость и направление фильтрования. При повышенных скоростях сближения капель масла с поверхностью фильтроматериала интенсивность адсорбции понижается. Исследования процессов фильтрования сточных вод содержащих маслопримеси показали что кварцевый песок - лучший фильтроматериал. Применение реагентов повышает эффективность очистки однако при этом значительно возрастает стоимость очистных сооружений и усложняется процесс их эксплуатации. Образующийся при этом осадок требует дополнительных устройств для его переработки.
В качестве фильтрующих материалов кроме кварцевого песка используют доломит керамзит глауконит. Эффективность очистки сточных вод от маслосодержащих примесей значительно повышается при добавлении волокнистых материалов (асбеста и отходов асбестоцементного производства).
Перечисленные фильтрующие материалы характеризуются рядом недостатков: малой скоростью фильтрации и сложностью процесса регенерации. Эти недостатки устраняются при использовании в качестве фильтроматериала вспененного полиуретана. Пенополиуретаны обладая большой маслопоглощающей способностью обеспечивают эффективность очистки до 097-099 при скорости фильтрования до 001 мс насадка из пенополиуретана легко регенерируется механическим отжиманием маслопродуктов.
На рисунок 5.3 представлена схема полиуретанового фильтра для очистки сточных вод от маслопримесей.
Рисунок 5.3 – Схема полиуретанового фильтра
Сточная вода по трубопроводу 1 поступает в распределительную камеру 2 и через регулирующий вентиль 3 и водораспределительные окна 4 подается в фильтр 5 заполненный пенополиуретаном 6. Пройдя через слои фильтроматериала сточная вода очищается от масла и взвешенных веществ и через сетчатое днище 13 отводится по трубопроводу 14. Для поддержания постоянного уровня очищаемой воды в фильтре предусмотрена камера 12 с регулирующим вентилем 11. Регенерация частиц пенополиуретана осуществляется специальным устройством установленным на передвижной тележке 10 что позволяет регенерировать весь объем фильтра. Насыщенные маслом частицы пенополиуретана цепным элеватором 7 подают на отжимные барабаны 8 и освободив от маслообразных и взвешенных веществ вновь подают в фильтр. Отжатые загрязнения по сборному желобу 9 отводят для дальнейшей переработки [17 18].
В разделе выполнено:
) Расмотрены методы обеспечения электробезопастности и расчитано зануление станка.
) Расмотренны и рекомендованы механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей.
Патентные исследования. Способы изготовления «блиск»-колеса ГТД
Рассмотрим патенты посвященные изготовлению моноколеса типа «блиск» с целью анализа возможности применения на проектируемом двигателе [19].
) Усовершенствованный способ изготовления цельного ротора типа «блиск» с вспомогательным опорным кольцом для лопаток расположенных на расстоянии от их кромок (№ 2493947).
Берланже Серж (FR) Бордю Себастьян (FR) Малевилль Тьерри Жан (FR) Рока Кристоф Шарль Морис (FR)
Патентообладатель (и)
Подача заявки 25.03.2009
Начало действия патента 25.03.2009
Публикация патента 27.09.2013
Изобретение относится к области изготовления цельных роторов типа «блиск» и содержит этап на котором используется абразивно-струйная обработка для резки заготовки (100) с целью получения предварительных заготовок (102) лопаток продолжающихся радиально наружу от диска (4) сохраняя в то же время материал для образования соединительного средства (112) между следующими друг за другом предварительными заготовками лопаток этап резки который выполняется таким образом что вышеуказанное соединительное средство образует кольцо на радиальном расстоянии от вышеуказанного диска и соединяет вышеуказанные предварительные заготовки лопаток между собой на некотором расстоянии от их кромок радиально во внутреннем направлении и этап удаления вышеуказанного соединительного средства (112). Ограничиваются деформации и вибрации лопаток во время их изготовления (рисунок 6.1).
Рисунок 6.1 – Изображение соединительного средства
) Способ изготовления ротора газотурбинного двигателя (№ 2196672).
Каблов Е.Н. Ломберг Б.С. Чударева Л.П. Рыльников В.С. Овсепян С.В. Орехов Н.Г. Толорайя В.Н. Григорьева Т.И. Лукин В.И. Маркина Л.С.
7005 Москва ул.Радио 17 ФГУП ВИАМ ген.директору Е.Н.Каблову
Подача заявки 17.12.2001
Начало действия патента 17.12.2001
Публикация патента 20.01.2003
Способ может быть использован при изготовлении ротора конструкции "блиск" для работы в высокотемпературном режиме. Лопатку из литейного жаропрочного никелевого сплава с размером фазы 01-05 мкм замковой частью устанавливают в паз диска из жаропрочного деформируемого никелевого сплава с размером зерна 5-15 мкм. Соединяют диск с лопаткой путем высокотемпературной пайки в интервале температур (tпр-10C)-(tпр+30C) где tпр - температура полного растворения фазы жаропрочного деформируемого сплава. Проводят последующую термическую обработку состоящую из закалки и старения. Способ позволяет получить ротор с малым весом повышенной надежностью и ресурсом при рабочей температуре обода диска более 850°С.
) Способ линейной сварки трением деталей из титановых сплавов (№ 2456141)
B23K 2012 B23K 10314
Мингажев Аскар Джамилевич Смыслов Анатолий Михайлович Смыслова Марина Константиновна Даутов Сагит Хамитович Медведев АлександрЮрьевич Селиванов Алексей Сергеевич
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет
0000 Башкортостан г.Уфа ул.К.Маркса 12 УГАТУ ОИС В.П.Ефремовой
Подача заявки 18.06.2010
Начало действия патента 18.06.2010
Публикация патента 20.07.2012
Изобретение может быть использовано при соединении трением деталей в виде пера лопатки и диска турбомашины в частности при производстве или ремонте моноблоков турбомашин из титановых сплавов. На стадии нагрева заготовки прижимают друг к другу по контактным поверхностям с усилием обеспечивающим давление сварки при заданной амплитуде и частоте относительного перемещения деталей вдоль их контактных поверхностей. Стадию проковки осуществляют после прекращения возвратно-поступательных перемещений заготовок приложением давления проковки. Проковку детали совмещают с электроимпульсной обработкой при плотности электрического тока от 10 до 200 МАм2. Нагрев трением производят в два этапа с разной амплитудой и частотой. Давлени прижатия составляет от 30 до 180 МПа а давление проковки от 160 до 320 МПа. Коэффициент удельной подводимой мощности при сварке составляет от 22 до 32 кВт. Совмещение стадии проковки с упрочняющей электроимпульсной обработкой обеспечивает повышение качества сварных соединений и высокие эксплуатационные свойства деталей.
) Способ формообразования сложнопрофильных межлопаточных каналов моноколеса гтд и инструмент для его осуществления (№ 2264891)
Жуков В.К. Захаров О.Г. Лунев А.Н. Моисеева Л.Т.
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
0111 г.Казань ул. Карла Маркса 10 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Отдел интеллектуальной собственности
Подача заявки 25.02.2004
Начало действия патента 25.02.2004
Публикация патента 27.11.2005
Изобретение относится к области обработки резанием технологии изготовления авиационных двигателей. Способ включает прорезку пазов чистовую обработку спинки корыта и дна межлопаточных каналов и финишную обработку лопаток моноколеса (рисунок 6.2). Для расширения технологических возможностей и повышения производительности прорезание и чистовую обработку спинки корыта и дна межлопаточного канала ведут одновременно за один технологический установ одним кольцевым режущим инструментом с последующей доработкой кромок лопаток перед финишной обработкой.
Рисунок 6.2 – Обработка межлопаточного пространства
При этом оси вращения инструмента и моноколеса располагают с перекрещиванием под заданным углом определяемым кривизной обрабатываемых поверхностей. При этом инструменту сообщают прямолинейное движение вдоль трех осей пространственной системы координат и поворот на заданный угол вокруг указанных трех осей. Инструмент содержит торцовые режущие элементы расположенные по периметру кольцевой формы корпуса. Для достижения того же технического результата он выполнен в виде Т-образных режущих элементов равномерно расположенных по периметру кольцевого корпуса с шириной равной ширине межлопаточного канала в корневом сечении при этом Т-образные режущие элементы выполнены с торцовыми внешними и внутренними боковыми режущими кромками причем диаметр окружности описанной вокруг внешних боковых режущих кромок инструмента равен диаметру окружности вписанной в профиль корыта срединного сечения лопатки по трем точкам и с неравными плечами внешних и внутренних боковых режущих кромок определенных величиной закрутки лопаток по высоте и расстояниями от оси вращения режущего инструмента до проекций ближайших точек соответственно входной и выходной кромок концевого сечения межлопаточного канала на плоскость вращения инструмента. При этом длина Т-образного режущего элемента определена величиной превышающей глубину межлопаточного канала.
) Способ изготовления моноколес или крыльчаток газотурбинных двигателей (№ 2300447)
Захаров Олег Геннадьевич Лунев Александр Николаевич Жуков Валерий Кузьмич Стариков Александр Владимирович
Открытое акционерное общество "Казанское моторостроительное производственное объединение
Подача заявки 10.03.2005
Начало действия патента 10.03.2005
Публикация патента 10.06.2007
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения обработке фрезерованием межлопаточных каналов моноколес или крыльчаток ГТД (рисунок 6.3). Способ включает фрезерование межлопаточных каналов фрезерование спинки и корыта лопатки и впадины между ними. Для снижения трудоемкости изготовления обозначают числами фрезеруемые межлопаточные каналы и осуществляют фрезерование межлопаточных каналов через один в обработанные межлопаточные каналы заливают сплав и фрезеруют соседние межлопаточные каналы а затем удаляют сплав путем выплавления. В обработанные межлопаточные каналы может быть залит сплав Вуда.
Рисунок 6.3 – Межлопаточный канал
Вывод: анализ рассмотренных патентов по способам изготовления моноколес выявил достоинства и недостатки существующих методов. Наиболее перспективным является патент № 2456141 линейная сварка трением деталей из титановых сплавов который решено применитьа в технологии изготовления моноколес КНД проектируемого двигателя.
Термогазодинамические расчеты двигателя и расчет ВСХ
1 Выбор газогенератора для двигателя
Создание нового двигателя обходится дорого. Для уменьшения стоимости разработчики унифицируют детали для различных двигателей создают двигатели на базе одного газогенератора и стараются достичь хороших параметров при минимальной массе.
Поэтому в качестве прототипа было решено взять двигатель НК-32 т.к. он применяется на бомбардировщике Ту-160 и технология его изготовления отработана. Также на него будет установлен газогенератор от SaM-146который имеет отличные параметры при малой массе и его применение хорошо отработано. Высокие характеристики газогенератора позволяют убрать с прототипа каскад среднего давления.
На основе исследования проведенного в разделе 1 мы выяснили что ПАК ДА будет дозвуковым из-за чего необходимость в форсажной камере отпадает. А т.к. не будет форсажной камере то и всережимное сопло не требуется. Все эти конструктивные изменения позволяют нам значительно снизить массу проектируемого двигателя.
2 Выбор и обоснование оптимальных параметров рабочего процесса и характеристик узлов двигателя
Из литературных и электронных источников а также с помощью рекомендаций преподавателя были собраны данные для различных двигателей [1 3 4 5]. Они приведены в таблице 7.1. Там же указаны принятые для расчета параметры. Входной диаметр и расход воздуха на проектируемом двигателе было решено оставить как на прототипе. Это позволить получить хороший удельный расход топлива из-за большой степни двухконтурности.
Степень двухконтурности и степень повышения давления в КВД были приняты по параметрическому анализу (рисунки 7.1-7.2).
Рисунок 7.1 - Изменение тяги в зависимости от степени двухконтурности и степени повышения полного давления в КВД
Рисунок 7.2 - Изменение удельного расхода топлива в зависимости от степени двухконтурности и степени повышения полного давления в КВД
Принятые значения параметров двигателя для расчета указаны в таблице 7.1.
Таблица 7.1 - Параметры двигателей
3 Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме
Из результатов расчета двигателя НК-32 в «GasTurb» выяснили что приведенный расход в сечении 25 равен m25 = 477 а у газогенератора SaM-146 в том же сечении расход m25 = 19871. Из-за чего необходимо увеличить диаметр газогенератора в раз. По имеющимися чертежу двигателя мы просчитали что увеличенный газогенератор можно установить в двигатель не меняя его габаритных размеров:
- диаметр ТВД НК-32 равен 0942 м;
- диаметр увеличенного в 1549 раз ТВД SaM-146 равен 0940 м.
Входные параметры для расчета в «GasTurb» показаны на рисунке 7.1.
Полученные в результате расчета параметры показаны на рисунке 7.2 а схема двигателя на рисунке 7.3.
Рисунок 7.3 - Входные параметры
Рисунок 7.4 - Результаты расчетов
Рисунок 7.5 - Схема двигателя из программы «GasTurb»
4 Высотно-скоростные характеристики
В ходе расчета двигателя в программе «GasTurb» были просчитаны точки соответствующие режимам работы двигателя в диапазоне высот от 0 до 15000 м и диапазоне приведенных скоростей при числах Маха от 0 до 1. Построены характеристики КНД и КВД (рисунки 7.4-7.7). Для расчета был принят закон регулирования: частота вращения ротора высокого давления nH = const.
Рисунок 7.6 - Характеристика КНД с линией рабочих режимов
Рисунок 7.7 - Характеристика КВД с линией рабочих режимов
Рисунок 7.8 - Зависимость тяги двигателя от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.9 - Зависимость удельного расхода топлива от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.10 - Зависимость температуры за КВД от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.11 - Зависимость температуры за камерой сгорания от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.12 - Зависимость температуры за ТНД от числа Маха и высоты полета
Рисунок 7.13 - Зависимость давления за КВД от числа Маха и высоты полета
Из анализа графиков видно что с подъемом на высоту тяга падает а с увеличением скорости полета тяга двигателя увеличивается. Удельный расход топлива с ростом высоты уменьшается а с ростом скорости увеличивается.
При уменьшении высоты полета и при увеличении числа Маха увеличивается температура за компрессором.
С ростом числа Маха давление за компрессором растет однако с ростом высоты уменьшается давление перед компрессором и давление за компрессором падает.
Температура за ТНД как и температура за камерой сгорания растет с ростом числа Маха и падает с увеличением высоты полета.
Газодинамические расчеты турбины высокого давления
1 Расчет турбины высокого давления по параметрам на среднем диаметре
1.1 Подготовка исходных данных для расчета турбины высокого давления
После проведения термогазодинамического расчета двигателя на заданном режиме становятся известны некоторые параметры турбины:
- степень понижения давления в турбине
- полное давление воздуха на входе в турбину
- полная температура воздуха на входе в турбину
- расход газа через турбину
- частота вращения ротора
- адиабатический КПД турбины
- удельная работа турбины
- приведенная скорость на входе в турбину
- приведенная скорость на выходе из турбины
Расходы газа в ТВД с учетом охлаждения полные температуры на входе и выходе из ступени известны после проведения термогазодинамического расчета двигателя. Геометрические размеры определенны по чертежу двигателя.
Средний диаметр во входном сечении:
Площадь проточной части во входном сечении:
Определение полных и статических давлений:
где - определяется по таблице газодинамических функций для
Аналогично вычисляем средние диаметры площади и давления в остальных сечениях (таблица 8.1). Также исходя из рекомендаций [21] назначаем степень реактивности ступени ρст = 06 в пределах каскада она меняется незначительно.
Таблица 8.1- Исходные данные для расчета турбины на среднем диаметре
1.2 Расчет параметров потока в межвенцовом зазоре
1.2.1 Параметры термодинамического состояния газа перед СА (определяются по диаграмме ТДФ) [21]:
1.2.2 Изоэнтропический теплоперепад в ступени при расширении газа до давления P2:
1.2.3 Скорость изоэнтропического истечения из СА:
1.2.4 Коэффициент скорости φ учитывающий потери энергии в СА выбирается в диапазоне 096 098 (в дальнейшем величина φ уточняется).
1.2.5 Приведенная скорость истечения из СА:
По величинам и φ определяем значение [21]:
1.2.6 Угол выхода потока из соплового венца в начальном приближении:
1.2.7 Уточняется значение коэффициента скорости φ. Величина φ определяется в основном суммой углов и параметром конфузорности решетки :
Тогда уточненное значение φ = 0977. Пересчитываем пункт 8.1.2.5:
1.2.8 Вычисляется уточненное значение угла выхода потока из СА соответствующее уточненному значению φ:
Уточненное значение принимаем окончательным и используем для всех дальнейших расчетов.
1.2.9 Находим угол отставания потока в косом срезе СА в зависимости от и [21]:
1.2.10 Эффективный угол выходной кромки СА:
1.2.11 Определяем угол установки γ профиля в решетке[21]:
1.2.12 Хорда профиля лопатки СА в среднем сечении:
1.2.13 Значение оптимального с точки зрения КПД относительного шага решетки в зависимости от углов и [21]:
1.2.14 Оптимальный шаг решетки СА:
1.2.15 Оптимальное число лопаток в венце:
Вычисляем окончательное значение шага:
1.2.16 Ширина межлопаточного канала в горле:
1.2.17 Статическое давление в межвенцовом зазоре:
где определяется по величине энтальпии:
1.2.18 Абсолютная скорость за СА:
1.2.19 Осевая и окружная составляющие скорости истечения в абсолютном движении:
1.2.20 Окружная составляющая скорости на входе в РК в относительном движении:
1.2.21 Угол входа потока в РК в относительном движении:
1.2.22 Скорость на входе в РК в относительном движении:
1.2.23 Определяются параметры термодинамического состояния газа на входе в РК в относительном движении. Полная энтальпия:
1.2.24 Приведенная скорость потока в относительном движении:
1.2.25 Полное давление потока в относительном движении:
определяем по величине ;
По результатам расчета параметров потока в межвенцовом зазоре составляем таблицу 8.2.
Таблица 8.2 - Результаты расчета
1.3 Расчет параметров потока за лопаточным венцом рабочего колеса
Влияние центробежного эффекта в осевой ступени невелико поэтому будем считать что полная энергия потока в относительном движении постоянна т.е. [21].
За лопаточным венцом рабочего колеса определяются следующие параметры потока:
1.3.1 Изоэнтропическая скорость потока в относительном движении:
где энтальпия определяются по величине:
после этого вычисляется приведенная скорость:
1.3.2 Величина угла выхода потока из РК в относительном движении (первое приближение):
Величину и выбираем по величине которая определяется по уравнению: а коэффициент выбирается в диапазоне 095 097. Принимаем
1.3.3 Уточняем значение коэффициента скорости по обобщенной зависимости [21]:
1.3.4 Определяем уточненное значение угла выхода потока в относительном движении:
1.3.5 Угол отставания потока в косом срезе рабочего венца определяем в зависимости от и [21]:
1.3.6 Эффективный угол выхода из решетки:
1.3.7 Оцениваем угол установки γ профиля в решетке [21] принимая и
1.3.8 Хорда профиля лопатки РК в среднем сечении:
1.3.9 Значение оптимального с точки зрения КПД относительного шага решетки РК находим в функции углов и [21]:
1.3.10 Оптимальный шаг решетки РК:
1.3.11 Оптимальное число лопаток в венце РК:
1.3.12 Ширина межлопаточного канала в горле:
1.3.13 Относительная скорость потока на выходе из решетки:
1.3.14 Осевая и окружная составляющие скорости:
1.3.15 Окружная составляющая абсолютной скорости:
1.3.16 Абсолютная скорость потока за рабочим венцом:
1.3.17 Угол выхода потока из РК в абсолютном движении:
1.3.18 Полная энтальпия потока за рабочими лопатками:
По результатам расчета параметров потока за лопаточным венцом рабочего колеса составляем таблицу 8.3.
Таблица 8.3 - Результаты расчета
1.4 Расчет параметров потока за сопловым венцом с постоянным по высоте лопатки углом выхода потока () при радиальной установке лопаток
Расчет производим для трех контрольных сечений. Принимаем Расчет для :
1.4.1 Диаметр поверхности тока:
1.4.2 Относительный диаметр:
1.4.3 Угол выхода потока в абсолютном движении:
1.4.4 Коэффициент скорости:
1.4.5 Абсолютная скорость:
1.4.6 Окружная составляющая абсолютной скорости:
1.4.7 Осевая составляющая абсолютной скорости:
1.4.8 Изоэнтропическая скорость истечения газа:
1.4.9 Статическое давление:
где ТДФ определяется по величине энтальпии:
1.4.10 Плотность газа:
1.4.11 Окружная скорость вращения колеса:
1.4.12 Окружная составляющая скорости на входе в РК в относительном движении:
1.4.13 Угол входа потока в РК в относительном движении:
1.4.14 Относительная скорость потока:
1.4.15 Полное давление на входе в РК в относительном движении:
где величина определяется по значению [21] а величина - по значению:
1.4.16 Приведенная скорость на входе в рабочий венец:
Аналогично производим расчеты для сечений и заносим результаты в таблицу 8.4.
Таблица 8.4 - Результаты расчета
1.5 Расчет параметров потока за рабочим колесом с постоянным по высоте лопатки углом выхода потока ()
Расчет производим для трех контрольных сечений. Принимаем Расчет для :
1.5.1 Диаметр поверхности тока:
1.5.2 Относительный диаметр:
1.5.3 Окружная скорость вращения колеса:
1.5.4 Угол выхода потока из рабочего венца в абсолютном движении:
1.5.5 Абсолютная скорость потока за РК:
1.5.6 Осевая составляющая абсолютной скорости:
1.5.7 Окружная составляющая абсолютной скорости:
1.5.8 Окружная составляющая скорости относительной скорости:
1.5.9 Угол выхода потока в относительном движении:
1.5.10 Скорость потока в относительном движении на выходе из РК:
1.5.11 Относительная скорость на выходе из РК при изоэнтропическом расширении:
1.5.12 Приведенная величина скорости:
1.5.13 Статическое давление за рабочим венцом:
где величина определяется по значению энтальпии:
1.5.14 Полная температура потока на выходе из РК определяется по величине энтальпии:
1.5.15 Полное давление потока в абсолютном движении на выходе из РК:
где определяется из ГДФ по величине:
Аналогично производим расчеты для сечений и заносим результаты в таблицу 8.5.
Таблица 8.5 – Результаты расчета
На основании результатов расчета в пунктах 8.1.4 и 8.1.5 строится совмещенный план скоростей соответствующий параметрам в контрольных сечениях. Планы скоростей представлены в приложении Б.
2 Профилирование РК ступени турбины
Завершающим этапом газодинамического проектирования является построение профиля сечений лопатки как профиля плоской решетки с шагом t соответствующим радиальному расположению сечения.
2.1 Построение графиков распределения
По результатам расчетов проведенных выше (таблица 8.6) строим графические зависимости (рисунок 8.1-8.2) которые используются в дальнейшем при определении геометрических параметров профилей лопаток в контрольных сечениях.
Рисунок 8.1 - Зависимость и
Проанализировав построенные зависимости назначаем три контрольных сечения: и
Рисунок 8.2 - Зависимость
Таблица 8.6 – Данные для построения зависимостей
2.2 Расчет геометрических параметров профилей в контрольных сечениях
Профилирование проводится методом описанным в [22]. Подробный расчет проводится для втулочного сечения.
2.2.1 Принимаем значение ширины лопаточного венца согласно чертежу S = 27 мм.
2.2.2 Расчет угла установки профиля:
2.2.3 Рассчитываем значение хорды профиля:
2.2.4 Определяем шаг решетки:
2.2.5 Назначаем радиусы скругления кромок:
2.2.6 Угол заострения входной кромки:
2.2.7 Угол заострения выходной кромки
2.2.8 Максимальная толщина профиля:
2.2.9 Геометрический угол на входе в лопатку
2.2.10 Геометрический угол на выходе из лопатки
2.2.11 Рассчитываем ширину «горла» канала:
Аналогично производим расчет для среднего и концевого сечений. Результаты расчета представлены в таблице 8.7.
Таблица 8.7 – Геометрические параметры профиля
По результатам расчетов осуществляется профилирование ступени РК турбины в контрольных сечениях. Построенные профили представлены в приложении Б.
Прочностные расчеты турбины высокого давления
Исходные данные необходимые для выполнения расчётов приведены в таблице 9.1.
Таблица 9.1 – Исходные данные
Наименование параметра
Частота вращения обмин
Расход газа (воздуха) кгс
Средний диаметр проточной части на входе м
Высота проточной части на входе м
Средний диаметр проточной части на выходе м
Высота проточной части на выходе м
Температура газа на входе К
Осевая составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ступени мс
Осевая составляющая абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса ступени мс
Окружная составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ступени мс
Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса ступени мс
Статическое давление на входе в рабочее колесо ступени Па
Статическое давление на выходе из рабочего колеса ступени Па
Температура газа на входе в рабочее колесо ступени К
Температура газа на выходе из рабочего колеса ступени К
Наружный диаметр лопаточного венца на входе в рабочее колесо ступени м
Наружный диаметр лопаточного венца на выходе из рабочего колеса ступени м
Диаметр втулки на входе м
Диаметр втулки на выходе м
Хорда профиля рабочей лопатки мм:
Максимальная толщина профиля мм:
Угол установки профиля градус:
Длина проточной части узла м
2 Расчет на статическую прочность рабочей лопатки турбины
Подготавливаем исходные данные для расчета рабочей лопатки турбины на статическую прочность.
Перо лопатки по высоте разбиваем на пять равных участков (рисунок 9.1). Корневое сечение выбирается на расстоянии 2-3 мм от начала переходной галтели от пера к полке хвостовика. Концевое сечение выбирается на 2-3 мм ниже торца пера [24].
Рисунок 9.1 – Расчетная схема рабочей лопатки турбины
Определяем температуру лопатки в среднем сечении:
где - температура воздуха охлаждающего лопатки
- коэффициент глубины охлаждения (конвективно-пленочное охлаждение).
Типичное распределение температуры по высоте пера лопатки: температура концевого сечения лопатки на 50-70 К меньше температуры лопатки на среднем диаметре а температура корневого сечения лопатки занижается на 70-150 К по сравнению с температурой лопатки на среднем диаметре.
Принимаем материал рабочей лопатки - жаропрочный литейный сплав на никелевой основе ЖС30 () [27]. В зависимости от температуры для каждого сечения находим значения .
Геометрические характеристики трех сечений определены в программе КОМПАС. Геометрические характеристики промежуточных сечений определены методом линейной интерполяции. Лопатка рассматривается как оболочка с толщиной стенок 1-2 мм.
Профиль лопатки в трех рассматриваемых сечениях их геометрические характеристики и моменты инерции показаны в приложении В. Координаты опасных точек определены в КОМПАС 3D.
Вычисляем газовые силы действующие на единицу длины рабочей лопатки:
- радиус наружного сечения
- радиус корневого сечения.
Проведя все необходимые расчеты получаем таблицу исходных данных:
Таблица 9.2 – Исходные данные для расчета лопатки на прочность
Коэффициенты компенсации в первом расчете принимаем равными нулю. Геометрические характеристики сечений расчет которых не был произведен в предыдущей работе определяются с помощью линейной интерполяции по граничным значениям параметров рассчитанных ранее сечений.
Теперь вводим таблицу исходных данных в программу Volcano предназначенную для проведения прочностных расчетов деталей узлов ГТД. Полученные результаты программного расчета представлены в таблице 9.3. На рисунках 9.2-9.4 представлены графики распределения параметров вдоль пера лопатки.
Таблица 9.3 – Результаты расчета рабочей лопатки
Рисунок 9.2 – Распределение напряжений вдоль пера лопатки
Рисунок 9.3 – Распределение запасов прочности вдоль пера лопатки
Рисунок 9.4 – Распределение температуры вдоль пера лопатки
Минимальный запас длительной статической прочности получился Допустимое значение запаса длительной прочности примем . Условие выполняется прочностная надёжность обеспечена.
3 Расчет на статическую прочность диска турбины
Исходные данные для расчёта диска берутся из предыдущих расчётов и принимаются по рекомендациям [25] приведены в таблице 9.4
Таблица 9.4 - Исходные данные для расчёта диска на прочность
Для диска выбран жаропрочной деформируемый сплав на никелевой основе ХН70ВМТЮ (ЭИ617) () [27].
Диск разбиваем на 16 сечений первое сечение совпадает с образующей центрального отверстия а последнее является касательным к окружности вписанной по нижним точкам впадин (рисунок 9.5). Определяем радиус и толщину каждого кольцевого элемента.
Рабочая температура подшипников ограничивается величиной 500 700 К. С учётом этого температура задаётся в интервале 550 750 К. Принято значение . Величина задаётся на 50 150 К меньше температуры в корневом сечении рабочей лопатки. Принято значение ().
Температура в каждом сечении рассчитывается по зависимости:
где m = 3 для охлаждаемых дисков. В зависимости от температуры для каждого сечения находим значение физико-механических характеристик материала .
Рисунок 9.5 - Расчётная схема диска турбины
Задаём значение напряжений в 1-м сечении для первого и второго расчётов: (для диска с центральным отверстием) - произвольно.
Исходные данные для расчета диска собраны в таблицу 9.5.
Проводим расчет диска в программе Volcano. Результаты расчёта приведены в приложении Г.
Графики распределения напряжений по радиусу диска изображены на рисунках 9.6-9.7.
Минимальный запас прочности по напряжениям получился Нормативное значение запаса длительной прочности примем [25] прочностная надёжность обеспечена.
Таблица 9.5 – Исходные данные по сечениям для расчета диска на прочность
Рисунок 9.6 - Распределение напряжений по радиусу диска
Рисунок 9.7 - Распределение запасов прочности по радиусу диска
4 Расчет соединения рабочей лопатки с диском
Конструктивная форма и размеры показаны на рисунках 9.8-9.9.
Рисунок 9.8 - Конструктивная форма характерные размеры соединения ёлочного типа и действующие силы
Рисунок 9.9 - Геометрия и характерные параметры зуба хвостовика лопатки и паза под него в диске
Параметры соединения выбираем в соответствии с рекомендациями и заносим в таблицу 9.6.
Таблица 9.6 - Параметры соединения лопатки с диском
После эскизной прорисовки соединения в ПК КОМПАС определяем значения площадей длин радиусов центров масс соответствующих участков поперечного сечения выступа и хвостовика. Полученные данные заносим в таблицу 9.7.
Таблица 9.7 - Исходные данные для расчёта соединения
Инерционная сила пера лопатки:
Центробежная сила действующая на 1-й участок хвостовика:
Центробежная сила действующая на 2-й участок хвостовика:
Центробежная сила действующая на 3-й участок хвостовика:
Центробежная сила действующая на 4-й участок хвостовика:
Инерционная сила всей лопатки (бандажная полка отсутствует):
Погонная сила приходящаяся на единицу длины зуба одинаковая для всех зубьев:
Сила действующая на каждый зуб:
Сила действующая нормально к рабочей поверхности зуба:
Предел длительной прочности по напряжениям смятия примем равным пределу длительной прочности по напряжениям растяжения:
тогда запас по напряжениям смятия определится:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность обеспечена.
Предел длительной прочности по напряжениям среза примем:
тогда запас по напряжениям среза определится:
Нормативное значение примем . Условие выполняется прочностная надёжность зуба обеспечена.
Изгибающий момент в основании зуба:
Момент сопротивления основания зуба:
Напряжения растяжения в сечении
Запас статической прочности хвостовика:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность хвостовика обеспечена.
Центробежная сила действующая на 1-й участок выступа:
Центробежная сила действующая на 2-й участок выступа:
Центробежная сила действующая на 3-й участок выступа:
Запас статической прочности выступа:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность выступа обеспечена.
5 Определение критической частоты вращения ротора
Весь ротор по длине разбиваем на участки (рисунок 9.10) которые пронумеровываем слева направо от 1 до N. Количество расчётных сечений будет на единицу больше т.е. . Распределённые массы ротора заменяем сосредоточенными. В этом случае для i-го сечения масса определится как сумма масс половины (i-1)-го участка вала и половины i-го участка вала плюс масса какого-либо элемента ротора расположенного в этом сечении (например диска) [26].
Для каждого участка ротора составляем набор исходных данных в состав которых входят длина участка внешние диаметры на входе и выходе участка соответствующие внутренние диаметры и (см. таблицу 9.8).
Таблица 9.8 - Исходные данные по участкам
Примем материал вала и всех дисков – ХН70ВМТЮ (ЭИ617) плотностью .
Массу участка вала определяем по формуле:
Рисунок 9.10 - Расчётная схема ротора
Жёсткость опор определяется:
где - податливость опоры.
Податливость опор можно ориентировочно оценить следующими значениями:
для передней опоры:
Примем жёсткость опор:
Определение полярного и диаметрального моментов инерции диска и его массы. Объем и массу дефлектора и диска определим при помощи ПК КОМПАС. Результаты представлены в приложении Д.
Массу пера лопатки определим по формуле:
где - плотность материала лопатки;
- средняя площадь поперечного сечения лопатки:
Массу одного выступа вычислим по формуле:
где - плотность материала диска;
- площадь поперечного сечения выступа:
Моменты инерции дефлектора и диска были найдены при помощи ПК КОМПАС. Расчеты представлены в приложении Д.
Полярный момент инерции лопаточного венца:
где - радиус центра массы профильной части лопатки; приближённо примем что этот центр массы лежит на расстоянии 13 высоты пера лопатки считая от корневого сечения:
Считаем что диски достаточно тонкие. В этом случае диаметральный момент инерции приближённо определим как
Результаты расчётов исходных данных приведены в таблице 9.9. Расчёт производим в программе UISAPR. Результаты приведены на рисунках 9.11-9.12.
Таблица 9.9 - Исходные данные по сечениям
Проверка запаса устойчивости:
Вывод: ротор считаем гибким и устойчивым.
***********************************************************************
* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ВАЛОВ НА КОЛЕБАНИЯ *
* Количество сечений вала * 11.00000*
* Признак наличия конических участков (0 - нет 1 - есть) * 0.00000*
* Модуль упругости [ *10e-5МПа ] * 0.20500*
Рисунок 9.11 - Результаты расчета вала на прочность
* Параметры по сечениям вала *
* *******************************************************************
* N * L * DH1 * DH2 * DB1 * DB2 * M * JP * JD * CB *
* 1*0.03400*0462*0462*0452*0452*0.4200*0.000000*0.000000*0.000*
* 2*0.36000*0462*0.298*0452*0452*1.1800*0.000000*0.000000*8.060*
* 3*0.36000*0462*0.298*0452*0452*1.6400*0.000000*0.000000*0.000*
* 4*0.36100*0462*0.298*0452*0452*1.5600*0.000000*0.000000*0.000*
* 5*0.05200*0462*0.298*0452*0452*8.7800*0.238000*0.119000*0.000*
* 6*0.02600*0462*0.298*0452*0452*0.8800*0.000000*0.000000*0.000*
* 7*0.02800*0.455*0.455*0.409*0.409*22.370*1.603000*0.802000*0.000*
* 8*0.01600*0.421*0.421*0.338*0.338*2.9200*0.000000*0.000000*0.000*
* 9*0.02200*0.350*0.350*0.257*0.257*3.0700*0.000000*0.000000*0.000*
* 10*0.02600*0.260*0.260*0.235*0.235*2.1300*0.000000*0.000000*0.000*
* 11*0.03000*0.260*0.260*0.235*0.235*0.9400*0.000000*0.000000*13.33*
* 12* * * * * * 0.5000*0.000000*0.000000*0.000*
* L - длина участка вала [ м ]; *
* DH1 - наружный диаметр начала участка вала [ м ]; *
* DH2 - наружный диаметр конца участка вала [ м ]; *
* DB1 - внутренний диаметр начала участка вала [ м ]; *
* DB2 - внутренний диаметр конца участка вала [ м ]; *
* M - масса участка вала [ кг ]; *
* JP - полярный момент инерции [ кг*м2 ]; *
* JD - диаметральный момент инерции [ кг*м2 ]; *
* CB - жесткость опоры вала [ МНм ]; *
**********************************************************************
* РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА ВАЛА НА КОЛЕБАНИЯ *
* Критическая частота 1 [ радс ] * 334.331000*
* Критическая частота 2 [ радс ] * 2354.46700*
* Критическая частота 3 [ радс ] * 0.00000*
Рисунок 9.12 - Результаты расчета вала на прочность
Влияние неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом.
Создание новых изделий авиационной техники не обходится без комплексного математического проектирования. Различные программные средства позволяют выполнить проектные расчеты с достаточно высокой точностью. Однако существует разница между изделием полученным «на компьютере» и «в металле».
Одним из факторов наряду с отклонением геометрических размеров влияющих на отличие реальных параметров авиационного ГТД и ЭУ от проектных является неравномерность распределения параметров потока в проточной части двигателя. При проектировании предыдущих поколений авиационных двигателей необходимый уровень точности при математическом моделировании ГТД позволял использовать в расчетах осредненные параметры потока в проточной части. Однако необходимость выполнения противоречивых требований при создании современного многорежимного двигателя требует более качественного и точного моделирования параметров узлов ГТД.
Современный многорежимный самолет подвергается значительным возмущающим воздействиям что создает существенную неравномерность и нестационарность потока на входе в двигатель. Источником неравномерности и нестационарности также может быть сверхзвуковое входное устройство при полете с большими углами атаки и скольжения или энергичном маневрировании. Как известно неравномерность и нестационарность полей скоростей давления и температуры заметно влияет на характеристики и положение границы устойчивой работы компрессора. Это приводит к потере тяги ухудшению экономичности а в определенных условиях к помпажу и самовыключению двигателя.
Ввиду большой сложности и различного характера воздействия на двигатель вышеуказанных аэродинамических и тепловых возмущений процессы эти до конца не изучены и получение конкретных экспериментальных или расчетных данных применительно к силовым установкам различных схем представляет большой практический интерес.
2 Влияние радиальной неравномерности потока на входе в двухконтурный двигатель на его характеристики и запас газодинамической устойчивости
Рассматривается влияние радиальной неравномерности поля полных давлений потока на входе в двухконтурный двигатель на характеристику и границу устойчивой работы вентилятора а также на протекание высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя [28].
Для расчета характеристики вентилятора в этих условиях необходимо применять методы учитывающие пространственность течения воздуха в лопаточных венцах. Наиболее доступна для применения на современных ЭВМ двумерная (осесимметричная) математическая модель вентилятора разработанная в [29] которая позволяет задавать и учитывать практически любое изменение параметров потока по высоте лопатки. Сравнение результатов расчета характеристик лопаточных венцов и ступеней проведенных с помощью данной модели с известными исследованиями [30] показало что она качественно и количественно правильно учитывает влияние радиальной неравномерности полного давления на входе на характеристику вентилятора.
На рисунках 1.1 и 1.2 приведены результаты расчета характеристик вентилятора с расчетными параметрами характерными для современных двухконтурных двигателей в равномерном и неравномерном потоке на входе в вентилятор. На рисунке 1.1 в качестве примера показаны два варианта радиальной неравномерности коэффициента расхода во входном сечении соответствующие снижению полного давления у втулочного сечения на 10% и различающиеся площадью зоны пониженного давления. Указанные эпюры параметров приведены для одного и того же расхода воздуха через вентилятор и соответствуют одной точке на напорной ветви. А на рисунке 1.2 приведены характеристики вентилятора при аналогичном снижении полного давления у периферии. Размер зоны пониженного давления определяется величиной - представляющей собой отношение площади занимаемой потоком с пониженным полным давлением ко всей площади входа.
Рисунок 1.1 - Характеристики вентилятора при снижении полного давления у втулочного сечения
Исследования проведены при допущении что неравномерность потока выравнивается в ступенях вентилятора и за ним поток равномерный. Характеристика вентилятора при равномерном потоке на входе показана на рисунках 1.1 и 1.2 сплошной линией при неравномерности с – штриховой линией и с – штрихпунктирной. Из этих рисунков видно что радиальная неравномерность полного давления приводит к увеличению потерь (снижению КПД) в вентиляторе снижению его напорности и расхода воздуха. Граница устойчивой работы смещается вправо в область более высоких расходов. Качественно это соответствует полученным данным [30]. Следует отметить что при равных относительных размерах зоны неравномерности полного давления ее положение на периферии более сильно влияет на характеристику и границу устойчивости вентилятора (рисунок 1.2).
Рисунок 1.2 - Характеристики вентилятора при снижении полного давления у периферии
Это отрицательное воздействие можно уменьшить при управлении положением направляющих аппаратов. На рисунке 1.2 показано влияние поворота НА всех ступеней вентилятора на прикрытие () на характеристики вентилятора при неравномерности потока с и расположенной на периферии. Расчеты показывают что поворот НА практически возвращает расход воздуха и напорность к значениям соответствующим равномерному потоку на входе. Но мало улучшает КПД и положение границы устойчивой работы.
Исследование влияния радиальной неравномерности на характеристики ТРДДФ проведено для двигателя с изменяемым рабочим процессом (рисунок 1.3). Последняя ступень вентилятора приводится во вращение совместно с КВД от общей ТВД. Вентилятор имеет систему из двух регулируемых створок переключения которые подключают его последнюю ступень либо к вентилятору либо к КВД внутреннего контура. Возможен режим работы когда через обе створки осуществляется частичный перепуск воздуха в наружный контур. Эта конструктивная особенность расширяет возможности управления рабочим процессомдвигателя в целях улучшения его дросельных характеристик. Кроме того в двигателе регулируются НА вентилятора и КВД СА ТНД створки на входе в камеру смешения и площадь критического сечения сопла [28].
Рисунок 1.3 – Двигатель с изменяемым рабочим процессом
Анализ схемы двигателя и формы представления характеристик его элементов показывает что при независимом управлении НА трех выделенных каскадов компрессора сопловыми аппаратами турбины высокого и низкого давления створками переключающего устройства камеры смешения и критического сечения реактивного сопла а также температурой в основной и форсажной камерах сгорания число независимых переменных достигает 18.
На рисунке 1.4 показаны эффективные скоростные характеристики силовой установки с двухконтурным ТРДФ изменяемого рабочего процесса при различной радиальной неравномерности потока на входе. Отметим что обозначения принятые на этом рисунке используются далее на всех остальных. Здесь же показано влияние неравномерности на некоторые параметры двигателя (расход воздуха степень повышения давления и КПД вентилятора).
Рисунок 1.4 - Характеристики силовой установки с оптимальным управляемым соплом и смесителем
Значения эффективной тяги эффективного удельного расхода топлива и площади критического сечения сопла представлены в относительных величинах. Текущее значение каждой из указанных величин отнесено к их значениям на максимальном режиме работы в стендовых условиях. Характеристики получены при оптимальном управлении соплом и неуправляемом смесителе. Закон управления сопла также показан на рисунке 1.4. Как видно во всех рассмотренных случаях неравномерность потока на входе приводит к уменьшению эффективной тяги. При этом наибольшее влияние оказывает такой вид неравномерности когда область пониженного полного давления расположена на периферии. В этом случае при потери эффективной тяги при скоростях полета с могут достигать 20-25%. Соответственно растет эффективный удельных расход топлива. Основной причиной ухудшения тягово-экономических характеристик является уменьшение расхода воздуха и степени повышения давления в вентиляторе и в двигателе . Неравномерность потока на входе ухудшает КПД вентилятора. Следует указать на то что при неравномерном потоке на входе изменяется оптимальный закон управления площадью критического сечения сопла . В связи с уменьшением давления в камере смешения потребная величина растет. В наиболее неблагоприятном случае (неравномерность на периферии) уже при величина достигает максимального конструктивного значения. Дальнейшее увеличение при связано со снижением запаса устойчивой работы вентилятора ниже максимального допустимого значения () и поэтому должно считаться недопустимым по устойчивости силовой установки. Повышение в этой области может быть достигнуто путем управления створками камеры смешения или что более эффективно направляющими аппаратами КНД. На рисунке 1.4 показано протекание скоростной характеристики в случае когда устанавливается ограничение . Этот случай следует считать предельным при котором теоретически еще возможна устойчивая работа силовой установки.
На рисунках 1.1 и 1.2 сравнивается протекание рабочих линий при управляемых и неуправляемых () створках камеры смешения. Видно что управление створками смесителя смещает рабочую линию вентилятора при равномерном и при неравномерном потоке на ходе в вентилятор в область более высоких значений степени повышения давления и КПД вентилятора. Отметим также что управление створками камеры смешения на нерасчетных режимах приближает отношение давлений на выходе из внутреннего и наружного контуров к единице что уменьшает потери на смешение потоков. Указанные факторы приводят к некоторому росту эффективной тяги и снижению удельного расхода топлива расширяется также диапазон режимов полета при отсутствии ограничения по устойчивой работе силовой установки. Это видно из сравнения представленных на рисунке 1.5 характеристик силовой установки имеющий оптимальное управление соплом и смесителем с характеристиками силовой установки имеющей только управляемое сопло (рисунок 1.4). Из рисунка 1.5 видно что и при дополнительном управлении смесителем влияние радиальной неравномерности потока на протекание характеристик качественно остается таким же как показано на рисунке 1.4. Для наиболее неблагоприятного случая (снижение полного давления на периферии) проведена оценка влияния управления всеми направляющими аппаратами вентилятора на эффективную тягу и удельный расход топлива. На рисунке 1.5 показано что поворот направляющего аппаратов на раскрытие на 10-15% увеличивает эффективную тягу в области и соответственно уменьшает удельный расход топлива. При этом несколько расширяется диапазон скоростей полета при отсутствии установленного ограничения по запасу устойчивой работы вентилятора. Управление НА вентилятора улучшает как указывалось выше протекание характеристик вентилятора (рисунок 1.2) и соответственно повышает параметры и снижает потери в вентиляторе и двигателе в целом (см. рисунок 1.5).
Рисунок 1.5 - Характеристики силовой установки с управляемым соплом
Рисунок 1.6 - Влияние радиальной неравномерности потока на входе на дроссельные характеристики силовой установки
Влияние радиальной неравномерности потока на входе на дроссельные характеристики силовой установки рассмотрено для двух режимов полета - и . Результаты расчетов представлены на рисунке 1.6. Сплошные линии показывают протекание дроссельных характеристик и зависимость параметров процесса от режима работы двигателя при равномерном потоке. Штриховая линия с крестиками относится к одному из наиболее неблагоприятных случаев радиальной неравномерности расположенной на периферии (). Рассматривается в обоих случаях оптимальное управление соплом и смесителем. Протекание дроссельных характеристик при нерегулируемом смесителе не рассматривалось так как их предварительные расчеты и протекание скоростных характеристик показывает что область режимов допустимых по устойчивой работе вентилятора и в этом случае крайне ограничена (см. рисунок 1.6). Как показывают расчеты влияние указанной радиальной неравномерности ухудшает экономичность двигателя до 15%. Это объясняется тем что дросселирование двигателя при неравномерности на входе протекает при более высокой температуре газа перед турбиной что является следствием снижения напорности и КПД вентилятора.
На рисунках 1.5 и 1.6 показано также что дополнительное управление всеми направляющими аппаратами вентилятора как и на форсированных режимах позволяет улучшить экономичность силовой установки на 3-5% по сравнению со случаем когда управляется сопло и смеситель. Дроссельные характеристики и параметры двигателя при управлении НА вентилятора показаны штриховой линией с треугольниками [31].
Радиальная неравномерность потока на входе в двигатель ухудшает эффективные характеристики силовой установки на всех режимах ее работы. При этом отрицательное влияние неравномерности существенно зависит от размера зоны пониженного давления и ее расположения относительно втулки. Более неблагоприятным является положение зоны пониженного давления на периферии. Применение управляемых смесителя и направляющих аппаратов всех ступеней вентилятора снижает потери связанные с радиальной неравномерностью и расширяет диапазон устойчивой работы силовой установки.
2 Учёт влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ
2.1 Применяемые системы моделирования ГТД
В настоящее время на всех этапах создания авиационных ГТД и энергетических установок используются методы математического моделирования и системы САПР. Используемые системы в целях резкого сокращения сроков (в 2-4 раза) а также стоимости (до 10 раз) создания современных конкурентоспособных двигателей в авиадвигателестроении [32] должны быть развиты в современные методологии и технологии проектирования конструирования и производства авиационных двигателей с гарантированным качеством.
В основе систем моделирования лежат междисциплинарные многоуровневые робастные математические модели процессов в двигателе и его конструкционной прочности полученные аналитическим и экспериментальным путём. Большой объем разработок в этом направлении отражен в [33].
Разработаны и используются системы моделирования процессов в двигателях имеющие различный уровень сложности (GASTURB GSP EcosimPro комплекс ЦИАМ ГРАД DVIGw [34-39]). Эти программные комплексы позволяют выполнять термогазодинамический расчет авиационных ГТД и ЭУ расчет характеристик на установившихся и переходных режимах.
В большинстве мощных систем реализован модульный принцип т.е. собственно ГТД формируется из модулей которые являются математическими моделями узлов (входное устройство компрессор камера сгорания турбина и др.) с соответствующей библиотекой их характеристик. Характеристики узлов могут учитывать влияние параметров описывающих неравномерность потока на характеристики например влияние угла установки входного направляющего аппарата в компрессоре влияние угла входной закрутки через приведенную скорость.
2.2 Критерии неравномерности потока
Неравномерность потока характеризуется определенным распределением таких параметров потока как скорость давление температуры углы потока. Изменение этих параметров может быть вдоль радиуса (рисунок 1.7) в окружном направлении (рисунок 1.8) или же комбинированным. Для упрощения анализа очень сложной картины течения обычно рассматривает отдельно неравномерности потока в радиальном и окружном направлениях.
Рисунок 1.7 - Радиальная неравномерность
Неравномерность поля скоростей:
где сma cср – осреднённое по площади сечения значение скорости.
Неравномерность поля полных давлений:
Рисунок 1.8 - Окружная неравномерность
где и - соответственно максимальное и минимальное значение полного давления; - осреднённое по площади сечения значение давления.
Неравномерность поля температур:
где и – соответственно максимальное и минимальное значение температуры потока; – осреднённое по площади сечения значение температуры.
Для оценки влияния неоднородности потока на устойчивость работы двигателя используется интегральный параметр W:
где - окружная неравномерность потока; e - среднеквадратичное значение пульсации полного давления оценивающее крупномасштабную турбулентность.
В настоящее время для расчёта и анализа изменения неравномерности потока в узлах применяются программные комплексы трёхмерного моделирования например AnsysFlotran.
В большинстве существующих поэлементных ММ ГТД используются осреднённые параметры потока. Такая ситуация может иметь место на одном (как правило расчетном) или нескольких режимах работы ГТД. При изменении режима работы двигателя изменяется неравномерность потока на входе в узлы двигателя которая в свою очередь влияет на характеристики узлов и двигателя в целом.
Созданная немецкими разработчиками система GASTURB сочетает в себе простоту интерфейса и сложность проводимых многопараметрических расчётов. В ней реализована возможность учета входной неравномерности потока (неравномерность поля давление и поля температур).
Условно в расчётной модели принимается что неоднородность поля параметров задается в выбранном секторе ограниченным углом φ на входе в двигатель. Для описания поведения компрессора также принимается теория о параллельных компрессорах.
Неравномерность поля полных давлений для выбранного угла φ характеризующего сектор учитывается поправочным коэффициентом:
Этот коэффициент определен исходя из эксплуатации и характеристик входного устройства. Разумные числа для коэффициента искажения давления находятся в диапазоне 0 15
На компрессоры далее по тракту будет влиять температурное искажение даже в случае когда задана на входе лишь неравномерность давления.
Поправочный коэффициент влияния температурной неравномерности:
Для получения адекватных результатов в расчете следует использовать значения из диапазона 0 01.
Полная температура в расчётном секторе T2 α:
2.3 Учёт влияния неравномерности в математической модели ГТД
Неравномерность потока не является особенностью одного узла двигателя это присуще всем элементам по газодинамическому тракту. Неравномерность бывает как внешняя (свойство потока за пределами двигателя параметры на входе) так и внутренняя (влияние рабочих колёс и стоек в потоке). В дальнейшем поле параметров рабочего тела может выравниваться либо же стать ещё более неравномерным.
В системе математического моделирования DVIGwT поток рабочего тела характеризуется следующими параметрами:
– влагосодержание воздуха в рабочем теле кг влагикг вл. воздуха;
– давление рабочего тела кПа;
– коэффициент избытка воздуха [-];
– расход рабочего тела кгс;
– температура рабочего тела К.
Часто вместо изменения поля скоростей рассматривают степень неравномерности поля давлений а с учётом крупномасштабной турбулентности переходят к использованию интегральному параметру W. Поэтому для учёта неравномерности вводятся дополнительные параметры потока: W - интегральный параметр; α - угол закрутки потока; - неравномерность поля температур.
Связь параметров неравномерности на выходе и входе предлагается описывать соотношениями вида:
где П - режимный параметр (приведенная частота вращения или приведенный расход воздуха); - относительный расход отбираемого или подводимого рабочего тела; K – параметр характеризующий конструкцию узла.
Для каждой конструктивной схемы узла двигателя задаётся своя зависимость относительного интегрального параметра от режимного параметра П.
Учёт влияния неравномерности параметров потока рабочего тела на характеристики узлов разумнее начинать с входа в двигатель. Неравномерность потока во входном устройстве оказывает влияние на коэффициент восстановления полного давления и учитывается введением поправки:
где - поправка на коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве:
Остаточная неравномерность на выходе из входного устройства и не осевой вход в компрессор связанный с закруткой потока приводят к изменению характеристики компрессора а именно смещение границы устойчивости снижение КПД снижению приведенного расхода воздуха [40]. Поэтому в ММ компрессора учитывается влияние неравномерности потока на КПД степень повышения полного давления приведенный расход воздуха и границу газодинамической устойчивости соответствующими поправками на параметры в точке образмеривания характеристики компрессора.
где индекс «х» относится к параметрам снятым с характеристики компрессора.
Несмотря на то что компрессор является многоступенчатым и осевым с наличием спрямляющего аппарата на выходе может присутствовать неоднородность потока.
Входная неравномерность потока влияет на гидравлическое сопротивление камеры сгорания (рисунок 1.9).
Рисунок 1.9 – Влияние неравномерности потока на входе на характеристику компрессора
В связи с этим вводится поправка на коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания:
где - поправка на коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания:
В турбине влияние неравномерности параметров потока на характеристики учитывается аналогично компрессору:
где индекс «х» относится к параметрам снятым с характеристики турбины:
В переходных каналах влияние неоднородности потока сказывается на коэффициент восстановления полного давления и учитывается поправкой:
где - поправка на коэффициент восстановления полного давления в канале:
В выходном устройстве влияние неоднородности потока сказывается на коэффициенты расхода и скорости учитывается соответствующими поправками:
где - поправки на коэффициент расхода и скорости выходного устройства:
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов сократить затраты на создание нового двигателя [41].
Предложенная методика позволяет оценить влияние неравномерности потока на характеристики узлов и двигателя определить запас газодинамической устойчивости.
В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости.. Воздействие неравномерности зависит не только от величины разности давлений или температур в зоне неравномерности и зоне равномерного потока. Но также от размера зоны неравномерности и ее расположения. Наиболее неблагоприятными являются зоны на переферии.
Управляя рабочим процессом двигателя (НА вентилятора управляемые смесители) можно снизить потери связанные с неравномерностью и расширить диапазон устойчивой работы силовой установки.
Также это создает проблему при проектировании двигателя так как в расчетах производят осреднение параметров в сечениях. Что приводит к тому что двигатель полученный в металле и расчитаный отличаются. Из-за чего приходиться проводить большой объем доводочных испытаний.
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.
В качестве параметров могут выступать коэффициенты неравномерности полученные эмпирически для каждого узла. Это позволит оценить влияние неравномерности потока на характеристики узлов и двигателя определить запас газодинамической устойчивости.
Из вышеизложенного следует что данная тема очень актуальна и имеет большой потенциал для применения.
В ходе выполнения проекта рассмотрели стоящие на вооружении бомбаридровщики и их силовые установки а также предполагаемые летно-технические характеристики ПАК ДА. На основе этого были сформированы требования для его двигателя: тяга 152 кН расход топлива 1 кгкм и степень двухконтурности не менее 14.
Затем была выбрана конструктивная схема двигателя состоящего из КНД КВД КС ТНД ТВД и нерегулируемого реактивного сопла и описана его кострукция.
Исследовали технологии изготовления моноколеса КНД и выяснили что применение технологии изготовления моноколеса вместе традиционной оправдано. Т.к. позволяет снизить массу диска в два раза отпадает необходимость в приспособлениях для осевой фиксации. Также отсутствие трущихся поверхностей (замковой части) не создает контактных напряжений и фретинг-коррозии. Еще рассмотрели повреждаемость лопаток при эксплуатации. Лопатки КНД наиболее подвержены износу из-за чего будет необходим их хороший контроль и частый ремонт лопаток. Однако ремонт лопаток технологически более сложен чем при традиционной технологии изготовления ступени. В связи с чем были проанализированы различные способы ремонта моноколес и их защиты.
Провели экономическую оценку эффективности применения моноколеса вместо традиционной технологии изготовления рабочего колеса КНД. В ходе расчета выяснили что по затратам на материалы экономия составляет около 20%. Однако из-за увеличения трудоемкости технологии конечная цена изготовления моноколеса по сравнению с традиционным РК меньше на 452481 рублей.
Были рассмотрены возможные вредные воздействия на человека и экологию при изготовлении моноколес. Исследованы возможные причины и последствия поражения человека электрическим током. Предложен метод обеспечения электробезопасности рабочего места путем зануления электроустановок. И расчитано что он сработает в случае неполадок т.к. Также расмотрены способы очистки сточных вод. И предложены наиболее эффективные способы: отстаивание различные виды флотации и фильтрация.
В ходе патентного исследования на тему изготовления моноколеса были рассмотрены достоинства и недостатки различных способов. Наиболее оптимальным и перспективным оказался патент №2456141 «Способ линейной сварки трением деталей из титановых сплавов» который решено использовать в технологии изготовления рабочего колеса КНД проектируемого двигателя.
Рассмотрены технические характеристики прототипа НК-32 и выбран для него новый газогенератор от двигателя SaM-146. Выбраны параметры рабочего процесса которые позволят соответсвовать требованиям двигателя для ПАК ДА: P = 152 кН Тг = 1700 К Gв = 278 кгс и к = 284. Произведен термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме и расчитаны ВСХ в ПК GasTurb. Рассмотрены зависимости удельного расхода топлива и тяги двигателя на различный высотах (0 15000 м) и скоростях полета (М = 0 1).
В результате газодинамических расчетов турбины высокого давления получены параметры соответствующие рекомендациям. Проведенные расчеты позволили спрофилировать лопатку ступени турбины высокого давления.
Полученные в прочностных расчетах значения коэффициентов запасов длительной прочности деталей РК соответствуют рекомендациям . Также были расчитаны критические частоты вращения. Запас по критической частоте вращения ротора более 10%.
В ходе дипломного проекта спроектирован ТРДД для ПАК ДА а проведенные расчеты подтверждают надежность и работоспособность спроектированного двигателя
В специальной части был произведен анализ влияния неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом. В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости. Воздействие неравномерности зависит не только от величины разности давлений или температур в зоне неравномерности и зоне равномерного потока. Но также от размера зоны неравномерности и ее расположения. Наиболее неблагоприятными являются зоны на переферии.
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.
Зрелов В. А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы: Учебное пособие В. А. Зрелов. - М.: Машиностроение 2005. - 336 с.
Двигатели 1944-2000: авиационные ракетные морские промышленные - П.: Авиадвигатель 2000 - 387 с.
World encyclopedia of aero engines. From the pioneers to the present day B. Gunston. – England: Sutton publishing limited 2006 – 260 p.
Конструкция и прочность авиационных двигателей и энергетических установок. Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т; Сост.: Б.К. Галимханов В.Ф. Харитонов. – Уфа 2007. – 39 с.
Фомичев Е. О. Разработка способов восстановления моноколес газотурбинных двигателей: автореф. дис. канд. техн. наук Фомичев Евгений Олегович. – Москва. 2013. – 19 с.
Жеманюк П. Формообразование сложнопрофильных поверхностей моноколес высокоскоростны фрезерованием П. Жеманюк В. Мозговой Рыбинск: Газотурбинные технологии. – 2003 - №5. – С. 18-21.
Самаров В.Н. Крапт Е.П. Магеррамова Л.А. Захарова Т.П.. Перспективы применения технологии горячего изостатического прессования для изготовления блиск-колес турбин из комбинаций порошковыхи литеных жаропрочных никелевых сплавов. Новые технологические процессы и наженость ГТД. Выпуск 1. Блиски и блинги турбомашин. Изд. ЦИАМ Москва 1999. 182 с.
Фомичев Е. О. Подбор и обоснование технологических параметров сварки для способа ремонта единичной лопатки в составе моноколеса Е. О. Фоми-чев В. А. Гейкин Двигатель. – 2013 – № 5. – С.22-23.
Краузе С. Улучшенная технология ремонта: порошковая наплавка лазером С. Краузе Рыбинск: Газотурбинные технологии. – 2003 - №5. – С. 24-26.
Фомичев Е. О. Анализ существующих методов восстановления лопаток компрессора газотурбинных двигателей Е. О. Фомичев Н. Н. Воронин Двигатель. – 2013 – № 5. – С. 18-19.
Скворцов Ю.В. Организационно-экономические вопросы в дипломном проектировании: Учебное пособие Ю. В. Скворцов. - М.: Высшая школа 2006. - 399 с.
Правила устройства электроустановок Министерство топлива и энергетики Российской Федерации.- 7-е изд. - Санкт-Петербург: Деан 2002. - 176 с.
Постников Н.П. Рубашов Г.М. Электроснабжение промышленных предприятий. Учебник для вузов. – Л. Стройиздат 1980. – 376 с.
Красногорская Н. Н. Безопасность труда: Учебное пособие Н. Н. Красногорская Н. Ю. Цвиленева Е. М. Ганцева; ГОУ ВПО УГАТУ. - Уфа: УГАТУ 2010. - 81 с.
Очистка производственных сточных вод Яковлев С.В. Корелин Я.А. Ласков Ю.М. Воронов Ю.В.. – М.: Стройиздат 1985. – 336 с.
СТО УГАТУ 016-2007: общие требования к построению изложению оформлению ГОУ ВПО УГАТУ. - Уфа: ГОУ ВПО УГАТУ 2007. - 93 с.
Белоусов А.Н. Проектный термогазодинамический расчет основных параметров авиационных лопаточных машин А.Н.Белоусов Н.К. Мусаткин В.М.Радько В.С.Кузьмичев – СГАУ 2006 – 311с.
Емин О.Н. Карасев В.Н. Ржавин Ю.А. Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД: Учебное пособие. – М.: «Дипак» 2003 г. 156 с.
Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин К.В. Холщевников Машиностроение Москва 1970. - 604 с.
Расчёт на прочность рабочих лопаток ГТД – Методические указания Сост. Тархов Л.Н. Харитонов В.Ф. – Уфа изд. УГАТУ 2006. - 38 с.
Методические указания “Расчёт на прочность дисков ГТД” Харитонов В.Ф. и др. – Уфа УГАТУ 2005.-25с.
Расчёт критических скоростей вращения роторов ГТД Методические указания Сост. Харитонов В.Ф. и др. – Уфа изд. УГАТУ 2006 17с.
Материалы деталей авиационных ГТД. Харитонов В.Ф. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию. – Уфа 2004. – 38с.
Кобельков В.Н. Полев А.С. Влияние запасов устойчивости компрессоров на характеристики силовой установки с ТРДДФ. – Процессы и характеристики авиационных двигателей: научно-методические материалы под ред. Ю. Н. Нечаева – М.: ВВИА 1986 - С. 3-18.
Колосов Л.С. Фомин В.Н. Расчет характеристик осевых компрессоров с учетом пространственности потока. – Научно-методические материалы по вопросам теории и конструкции ГТД ВВИА 1978. – С. 15-18.
Гостелов Дж.П. Сравнение характеристик лопаточных венцов рабочего колеса компрессора рассчитанных на большие числа М. – технический перевод ЦИАМ 1971 №11752.
Влияние радиальной неравномерности потока на входе в двухконтурный двигатель на его характеристики и запас газодинамической устойчивости. Кобельков В.Н. Полев А.С. Гусев С.Б. Миневич А.Б. Фомин В.Н. – Процессы и характеристики авиационных двигателей: научно-методические материалы под ред. Ю. Н. Нечаева – М.: ВВИА 1986. – с. 37-47.
Перспективы развития двигателей для магистральных самолетов гражданской авиации А. И. Ланшин [и др.] Конверсия в машиностроении. 2005. № 4–5. С. 22–31.
Цховребов М. М. Газотурбинные и комбинированные двигатели для самолетов ЦИАМ 2001–2005. Основные результаты научно-технической деятельности. Т. 1 Под общ. науч. ред. В. А. Скибина В. И. Солонина М. Я. Иванова. М.: ЦИАМ 2005. С. 11–13.
Visser W. P. J. Broomhead M. J. GSP a generic object-oriented gas turbine simulation environment NLR Technical Publication NLR-TP-2000-267 21 p.
Научный вклад в создание авиационных двигателей. Кн. 1 Под общ. науч. ред. В. А. Скибина и В. И. Солонина. М.: Машиностроение 2000. - 725 с.
Теория расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учеб. Кн. 3. Основные проблемы: Начальный уровень проектирования газодинамическая доводка специальные характеристики и конверсия авиационных ГТД В. В. Кулагин [и др.]. М.: Машиностроение 2005. - 464 с.
Горюнов И. М. Термогазодинамические расчеты ГТД и теплоэнергетических установок с использованием системы DVIGwT Вестник УГАТУ. 2006. Т. 7 № 1 (14). С. 61–70.
Jose Javier Alvarez. Simulation of compressible internal flow systems with EcosimPro Jose. Javier Alvarez 1а Reunion de Usuarios de EcosimPro UNED. Madrid. May 3–4 2001. 7 p.
Бойко Л. Г. Карпенко Е. Л. Метод расчета характеристик турбовального двигателя с повенцовым описанием многоступенчатого осевого компрессора Вестник двигателестроения. 2007. № 3. С. 143–146.
Нечаев Ю. Н. Федоров Р. М. Теория авиационных гозотурбинных двигателей. Ч. I. М.: Машиностроение 1977. - 312 с.
Горюнов И. М. Учет влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ И. М. Горюнов А. И. Горюнов Вестник УГАТУ. 2010. Т. 14 № 3 (38). С. 57-61.
Маршрутная технология
Таблица А.1 – Маршрутная технология изготовления диска
Получение заготовки из штамповки
Контроль ультразвуковой
Сдача на комлектовку
Таблица А.2 - Маршрутная технология изготовления лопатки
Сдача на комплектовку
Таблица А.3 - Маршрутная технология изготовления моноколеса
Профили и планы скоростей контрольных сечений РК турбины
Рисунок Б.1 – План скоростей и профиль втулочного сечения РК турбины
Рисунок Б.2 – План скоростей и профиль среднего сечения РК турбины
Рисунок Б.3 – План скоростей и профиль концевого сечения РК турбины
Геометрические характеристики и моменты инерции сечений рабочей лопатки
Рисунок В.1 – Профиль лопатки в корневом сечении
Рисунок В.2 – Геометрические характеристики и моменты инерции корневого сечения лопатки
Рисунок В.3 – Профиль лопатки в среднем сечении
Рисунок В.4 – Геометрические характеристики и моменты инерции среднего сечения лопатки
Рисунок В.5 – Профиль лопатки в концевом сечении
Рисунок В.6 – Геометрические характеристики и моменты инерции концевого сечения
Результаты расчета диска на прочность
Таблица Г.1 – Результаты расчета диска на прочность
Выходные данные по сечениям
Температура по сечениям
Предел длительной прочности материала
Тангенциальные напряжение
Радиальные напряжение
Эквивалентное напряжение
Продолжение табл. Г.1
Определение объема и массы
Рисунок Д.1 - Определение массы диска
Рисунок Д.2 - Определение массы дефлектора

6. Патентные исследования.doc

6 Патентные исследования. Способы изготовления «блиск»-колеса ГТД
Рассмотрим патенты посвященные изготовлению моноколеса типа «блиск» с целью анализа возможности применения на проектируемом двигателе [19].
) Усовершенствованный способ изготовления цельного ротора типа «блиск» с вспомогательным опорным кольцом для лопаток расположенных на расстоянии от их кромок (№ 2493947).
Берланже Серж (FR) Бордю Себастьян (FR) Малевилль Тьерри Жан (FR) Рока Кристоф Шарль Морис (FR)
Патентообладатель (и)
Подача заявки 25.03.2009
Начало действия патента 25.03.2009
Публикация патента 27.09.2013
Изобретение относится к области изготовления цельных роторов типа «блиск» и содержит этап на котором используется абразивно-струйная обработка для резки заготовки (100) с целью получения предварительных заготовок (102) лопаток продолжающихся радиально наружу от диска (4) сохраняя в то же время материал для образования соединительного средства (112) между следующими друг за другом предварительными заготовками лопаток этап резки который выполняется таким образом что вышеуказанное соединительное средство образует кольцо на радиальном расстоянии от вышеуказанного диска и соединяет вышеуказанные предварительные заготовки лопаток между собой на некотором расстоянии от их кромок радиально во внутреннем направлении и этап удаления вышеуказанного соединительного средства (112). Ограничиваются деформации и вибрации лопаток во время их изготовления (рисунок 6.1).
Рисунок 6.1 – Изображение соединительного средства
) Способ изготовления ротора газотурбинного двигателя (№ 2196672).
Каблов Е.Н. Ломберг Б.С. Чударева Л.П. Рыльников В.С. Овсепян С.В. Орехов Н.Г. Толорайя В.Н. Григорьева Т.И. Лукин В.И. Маркина Л.С.
7005 Москва ул.Радио 17 ФГУП ВИАМ ген.директору Е.Н.Каблову
Подача заявки 17.12.2001
Начало действия патента 17.12.2001
Публикация патента 20.01.2003
Способ может быть использован при изготовлении ротора конструкции "блиск" для работы в высокотемпературном режиме. Лопатку из литейного жаропрочного никелевого сплава с размером фазы 01-05 мкм замковой частью устанавливают в паз диска из жаропрочного деформируемого никелевого сплава с размером зерна 5-15 мкм. Соединяют диск с лопаткой путем высокотемпературной пайки в интервале температур (tпр-10C)-(tпр+30C) где tпр - температура полного растворения фазы жаропрочного деформируемого сплава. Проводят последующую термическую обработку состоящую из закалки и старения. Способ позволяет получить ротор с малым весом повышенной надежностью и ресурсом при рабочей температуре обода диска более 850°С.
) Способ линейной сварки трением деталей из титановых сплавов (№ 2456141)
B23K 2012 B23K 10314
Мингажев Аскар Джамилевич Смыслов Анатолий Михайлович Смыслова Марина Константиновна Даутов Сагит Хамитович Медведев АлександрЮрьевич Селиванов Алексей Сергеевич
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет
0000 Башкортостан г.Уфа ул.К.Маркса 12 УГАТУ ОИС В.П.Ефремовой
Подача заявки 18.06.2010
Начало действия патента 18.06.2010
Публикация патента 20.07.2012
Изобретение может быть использовано при соединении трением деталей в виде пера лопатки и диска турбомашины в частности при производстве или ремонте моноблоков турбомашин из титановых сплавов. На стадии нагрева заготовки прижимают друг к другу по контактным поверхностям с усилием обеспечивающим давление сварки при заданной амплитуде и частоте относительного перемещения деталей вдоль их контактных поверхностей. Стадию проковки осуществляют после прекращения возвратно-поступательных перемещений заготовок приложением давления проковки. Проковку детали совмещают с электроимпульсной обработкой при плотности электрического тока от 10 до 200 МАм2. Нагрев трением производят в два этапа с разной амплитудой и частотой. Давлени прижатия составляет от 30 до 180 МПа а давление проковки от 160 до 320 МПа. Коэффициент удельной подводимой мощности при сварке составляет от 22 до 32 кВт. Совмещение стадии проковки с упрочняющей электроимпульсной обработкой обеспечивает повышение качества сварных соединений и высокие эксплуатационные свойства деталей.
) Способ формообразования сложнопрофильных межлопаточных каналов моноколеса гтд и инструмент для его осуществления (№ 2264891)
Жуков В.К. Захаров О.Г. Лунев А.Н. Моисеева Л.Т.
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
0111 г.Казань ул. Карла Маркса 10 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Отдел интеллектуальной собственности
Подача заявки 25.02.2004
Начало действия патента 25.02.2004
Публикация патента 27.11.2005
Изобретение относится к области обработки резанием технологии изготовления авиационных двигателей. Способ включает прорезку пазов чистовую обработку спинки корыта и дна межлопаточных каналов и финишную обработку лопаток моноколеса (рисунок 6.2). Для расширения технологических возможностей и повышения производительности прорезание и чистовую обработку спинки корыта и дна межлопаточного канала ведут одновременно за один технологический установ одним кольцевым режущим инструментом с последующей доработкой кромок лопаток перед финишной обработкой.
Рисунок 6.2 – Обработка межлопаточного пространства
При этом оси вращения инструмента и моноколеса располагают с перекрещиванием под заданным углом определяемым кривизной обрабатываемых поверхностей. При этом инструменту сообщают прямолинейное движение вдоль трех осей пространственной системы координат и поворот на заданный угол вокруг указанных трех осей. Инструмент содержит торцовые режущие элементы расположенные по периметру кольцевой формы корпуса. Для достижения того же технического результата он выполнен в виде Т-образных режущих элементов равномерно расположенных по периметру кольцевого корпуса с шириной равной ширине межлопаточного канала в корневом сечении при этом Т-образные режущие элементы выполнены с торцовыми внешними и внутренними боковыми режущими кромками причем диаметр окружности описанной вокруг внешних боковых режущих кромок инструмента равен диаметру окружности вписанной в профиль корыта срединного сечения лопатки по трем точкам и с неравными плечами внешних и внутренних боковых режущих кромок определенных величиной закрутки лопаток по высоте и расстояниями от оси вращения режущего инструмента до проекций ближайших точек соответственно входной и выходной кромок концевого сечения межлопаточного канала на плоскость вращения инструмента. При этом длина Т-образного режущего элемента определена величиной превышающей глубину межлопаточного канала.
) Способ изготовления моноколес или крыльчаток газотурбинных двигателей (№ 2300447)
Захаров Олег Геннадьевич Лунев Александр Николаевич Жуков Валерий Кузьмич Стариков Александр Владимирович
Открытое акционерное общество "Казанское моторостроительное производственное объединение
Подача заявки 10.03.2005
Начало действия патента 10.03.2005
Публикация патента 10.06.2007
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения обработке фрезерованием межлопаточных каналов моноколес или крыльчаток ГТД (рисунок 6.3). Способ включает фрезерование межлопаточных каналов фрезерование спинки и корыта лопатки и впадины между ними. Для снижения трудоемкости изготовления обозначают числами фрезеруемые межлопаточные каналы и осуществляют фрезерование межлопаточных каналов через один в обработанные межлопаточные каналы заливают сплав и фрезеруют соседние межлопаточные каналы а затем удаляют сплав путем выплавления. В обработанные межлопаточные каналы может быть залит сплав Вуда.
Рисунок 6.3 – Межлопаточный канал
Вывод: анализ рассмотренных патентов по способам изготовления моноколес выявил достоинства и недостатки существующих методов. Наиболее перспективным является патент № 2456141 линейная сварка трением деталей из титановых сплавов который решено применитьа в технологии изготовления моноколес КНД проектируемого двигателя.

3. Технологическая часть.doc

3 Разработка технологии изготовления моноколеса КНД
Создание современного авиационного двигателя - комплексный процесс базирующийся на новейших достижениях в области газовой динамики горения и теплообмена конструкционной прочности теории интегрального управления диагностики материаловедения и технологии.
В двигателях пятого поколения предполагается использовать новые конструктивные решения. Обеспечивающих уменьшение расхода топлива до 30% снижение удельной массы на 25-50% увеличение циклической долговечности примерно в два раза дальнейшее улучшение экологических характеристик и повышение безопасности эксплуатации авиационной техники. Это достигается использованием разрабатываемых прогрессивных технологий.
1 Технологии изготовления моноколеса
2.1 Основные преимущеста и недостатки
Для новых поколений ГТД характерной особенностью является замена традиционно используемых дисков с лопатками на моноколеса - блиски (от английского blisk: bladed disk) и аналогичные бездисковые кольцевые конструкции - блинги (от английского bling: bladed ring) (рисунок 3.1).
а - диск с лопатками б - блискв - блинг
Рисунок 3.1 – Эволюция дисков
Моноколеса и крыльчатки давно используются в производстве малых ГТД. Но только в последние годы их начинают применять для двигателей военной и гражданской авиации. Рабочее колесо компрессора (рисунок 3.2) выполненное по технологии «блиск» обладает рядом преимуществ перед рабочим колесом выполненного по классической схеме.
Рисунок 3.2 – «Блиск»-колесо компрессора
Главное достоинство «блиска» - это его сравнительно низкая масса. Это объясняется тем что в рабочем колесе не возникает необходимости создания массивного обода для того чтобы разместить на нем пазы замков. Если обод колеса «блиск»-ступени компрессора становится не таким массивным как в классической схеме значит и диск рабочего колеса можно сделать тоньше прежнего поскольку нагрузки передаваемые от обода и рабочих лопаток (РЛ) к диску а следовательно и к ступице колеса становятся значительно ниже. Т.к. закладываются минимальные запасы прочности при проектировании то масса компрессора выполненного по технологии блиск будет ниже массы компрессора выполненного по классической схеме на 20-30%.
Если учесть что масса газогенератора составляет 70% от массы двигателя то применение технологии блиск в компрессоре и турбине приведет к снижению массы двигателя на 20-25% и повышению удельных параметров примерно на 10%.
При проектировании высоконапорных ступеней компрессора в которых требуется обеспечить возникает необходимость обеспечения густоты решетки обеспечивающий поворот потока в ней. Густота рабочих колес может достигать 15 17. Обеспечение требуемой густоты решетки приводит к использованию в рабочем колесе широкохордных лопаток или в силу каких либо ограничений к размещению большего числа лопаток на рабочем колесе. Размещение большего числа лопаток на РК а особенно на рабочих колесах с относительно малым диаметром втулки чаще всего бывает невозможным. В корневой части лопатки расстояние между лопатками достаточно мало к тому же необходимо достаточное количество места для замковой части колеса чтобы обеспечить прочностную надежность крепления лопатки. В «блиск»–компрессоре таких сложностей не возникает.
Увеличение центробежных сил и следовательно контактных давлений и вибраций в замковых соединениях лопаток с диском приводит к фреттинг-коррозии вызывающей снижение усталостной прочности и ускоряющей появление усталостных трещин что в свою очередь способствует отрыву лопаток и выходу двигателя из строя. Опять же из-за отсутствия замковой части в блисках эта проблема не стоит.
«Блиск»-компрессор наряду со своими достоинствами обладает большим недостатком. Поскольку рабочие колеса компрессора представляют собой неразъемное соединение лопатки и диска возникает сложность или невозможность его ремонта. Это является особой проблемой использования «блиск»-компрессоров поскольку лопатки компрессора менее всего защищены от повреждения посторонними предметами попадающими в проточную часть [8].
2.2 Технологии изготовления «блисков»
Производители ГТД используют для изготовления блисков различные технологии: фрезерование лопаток в монолитной заготовке; сварка лопаток с диском и горячее изостатическое прессование.
Каждая из этих технологий имеет свои преимущества и недостатки и используется в зависимости от сложности формы лопаток материала и габаритов деталей.
2.2.1 Механическая обработка
Формообразование сложнопрофильных поверхностей осевых и центробежных моноколес выполненных как единое целое является одной из сложных технологических операций при производстве авиадвигателей (рисунок 3.3). Это обусловлено как трудностью обработки так и высокими требованиями к их точности и шероховатости. Он особенно эффективен при опытном производстве. В серийном производстве этот метод может быть экономически выгоден при изготовлении титановых блисков сравнительно небольших размеров. Блиски из высокопрочных сталей и никелевых сплавов получать фрезерованием неэффективно вследствие низкой обрабатываемости этих материалов. Фрезерованием невозможно получить очень тонкие лопатки.
Рисунок 3.3 – Механическая обработка межлопаточного канала
Применяют для обработки осевых и центробежных моноколес современные высокоскоростные 5-координатные станки: «LIECTI»-TURBOBLISK 1005 с ЧПУ «SINUVERIK»-840D BRETON Xceeder 1200 RT Liechti TB 1306 и др (рисунок 3.4). Они позволяют обрабатывать блиски c широкохордными лопатками диаметром до 1000 мм из алюминиевых титановых и других сплавов. Измерение геометрических размеров профиля пера лопаток моноколес производится без снятия детали со шпинделя станка с применением щупа. Это исключает погрешности возникающие при переустановке детали. Для обеспечения требуемых показателей по биению на чистовых операциях применяются специальные гидрооправки.
Рисунок 3.4 – Общий вид станка «TURBOBLISK 1005» и «STC 100 DIXIELAND»
Наиболее прогрессивным методом обработки лопаток является спиральное фрезерование. Этот метод позволяет избежать уступов на поверхности лопаток и обеспечивает равномерный съем материала по высоте лопатки [9].
При изготовлении моноколес применяюся электронно-лучева сварка или сварка трением.
Электронно-лучевая сварка обеспечивает минимальные по сравнению с другими видами сварки термические деформации незначительные изменения структуры металла в зоне термического влияния и формирование сварного шва с узкой зоной проплавления. Глубокий вакуум в котором происходит процесс электронно-лучевой сварки обеспечивает надежную защиту от влияния атмосферных газов.
Рабочая лопатка при электронно-лучевой сварке изготавливается как обычная лопатка только вместо замковой части делается специальный башмак (лопатки свариваются между собой). Полученный обод в дальнейшем крепится на диск (рисунок 3.5).
В результате получается блиск-колесо. Концевая часть лопатки имеет специальный фиксатор необходимый для фиксации пера лопатки во время термической обработки сварных швов. Фиксаторы удаляются после термообработки.
Рисунок 3.5 – Сваренные между собой лопатки
Наиболее перспективным является сварка трением (рисунок 3.6). Каждая лопатка приваривается отдельно.
Рисунок 3.6 - Изготовление моноколес с помощью сварки трением
Для изготовления моноколес в основном применяются титановые сплавы ВТЗ-1 ВТ5-1 ВТ-6 ВТ-8 ВТ-25 а также алюминиевые сплавы АК4-1 АК-6 ВД-17. Процесс линейной сварки трением становится ключевой технологией формирования сварных соединений из трудносвариваемых материалов. Достоинством его является также минимальная подготовка поверхностей к свариванию. В процессе возвратно-поступательного движения с частотой порядка 60 Гц и амплитудой до 3-х мм части подлежащие свариванию сжимаются для образования плотного контакта. Генерируемая в плоскости сварки теплота способствует пластической деформации приповерхностных объемов свариваемых материалов. В процессе сварки вязко-пластичные слои металла перемещаются к границам свариваемой поверхности. При этом происходит удаление окислов и загрязнений которые могут присутствовать в зоне сварки. Короткая длительность процесса сварки (несколько секунд) обеспечивает малую зону термического влияния. Время остановки процесса возвратно-поступательного движения составляет ~ 02 сек. Для обеспечения точности сварки необходимо предусматривать мероприятия для устранения перекосов и погрешностей расположения свариваемых поверхностей.
Из недостатков можно отметить очень высокую стоимость оборудования высокие требования к квалификации персонала и сложность изготовления. Так же затруднен контроль полученной зоны сварного шва на наличие дефектов.
2.2.3 Порошковая металургия
Общий вид конструкции пресс-формы дляв сборе представлен на рисунке 3.7.
- закладные элементы (стержни); 2 - проставки в форме межлопаточных каналов;
- накидное кольцо; 4 - рабочие лопатки; 5 - прижимные винты; 6 - основа пресс-формы.
Рисунок 3.7 - Общий вид пресс-формы и окончательный вид блиска ступени компрессора
Сверху пресс-форма закрывается крышкой имеющей форму противоположную форме диска для получения заданной геометрии и прижимается болтами для предотвращения раскрытия стыков во время процесса[10].
2 Повреждаемость лопаток КНД в эксплуатации
Лопатки газотурбинных двигателей являются наиболее нагруженными деталями определяющими ресурс трудоемкость и стоимость двигателя. В процессе эксплуатации лопатки подвергаются: растяжению и изгибу под действием центробежных сил; изгибу и кручению под действием газового потока; воздействию переменных напряжений от вибрационных нагрузок; воздействию повышенных и высоких температур (300 600 °С для лопаток компрессора и 800 1200 °С для лопаток турбин); резким колебаниям температуры при пусках и остановках двигателя вызывающим термическую усталость материалов лопаток; воздействию пылевой дождевой и газовой эрозии; электрохимической и высокотемпературной газовой коррозии; износу и фреттинг-коррозии в местах сопряжений (замковых соединениях бандажных и антивибрационных полках).
Исходя из особенностей условий нагружения пера лопаток типичного вентилятора наиболее опасными с точки зрения повреждаемости считаются забоины (или др. нарушения формы) и трещины (или др. нарушения целостности) тонкой входной кромки лопатки от попадания в газовоздушный тракт твердых частиц. Особенно много забоин встречается на кромках рабочих лопаток первых ступеней компрессора (рисунок 3.8).
Рисунок 3.8 - Зоны повреждений и распределение дефектов
Для предотвращения возникновения аварийной ситуации необходимо обеспечить надёжную работу всех деталей и узлов двигателя. Эта задача может быть решена лишь при проведении комплексной диагностики включающий в себя все современные методы и специальное оборудование предназначенное контролировать работу двигателя целиком и отдельно его узлов и ответственных деталей.
В настоящее время на изделиях в эксплуатации производится периодический осмотр состояния лопаток на наличие забоин на кромках.
Небольшие по величине забоины на лопатках устраняются специальным инструментом. При обнаружении забоин и вмятин на лопатках которые нельзя устранить на изделиях в эксплуатации производится досрочный съем таких изделий с отправкой в ремонт. По статическим данным досрочный съем изделий по забоинам в настоящее время составляет 40-50% от общего числа изделий снимаемых с эксплуатации.
При ремонте рабочие лопатки компрессора имеющие забоины вмятины надрывы на кромках превышающие нормы для местной зачистки отбраковываются и заменяются новыми.
Учитывая что отбраковываются в основном крупногабаритные лопатки компрессора первых ступеней из титанового сплава и в связи с этим большую трудоемкость в изготовлении ремонт возвращаемых изделий значительно удорожается.
По характеру повреждений забоины разделены на три группы:
- точечные забоины допускаемые без зачистки;
- забоины подлежащие зачистке;
- недопустимые забоины которые не выводятся при ремонте а колесо при этом бракуются.
Рабочие лопатки КНД из титановых сплавов допускаются к эксплуатации без выведения забоин:
- с забоинами по всей профильной части глубиной не более 01 мм;
- с точечными забоинами по всей профильной части глубиной h и толщиной кромок d: при при .
Выведение забоин проводится выборкой материала глубиной на 02 03 мм больше чем глубина повреждения при этом максимальная глубина съема материала h не более 3 мм длина не более 3h мм. Эффективность выведения забоин проверяется усталостными испытаниями доработанных рабочих лопаток.
В зависимости от повреждения лопатки моноколеса ремонт возможен либо без замены пера (электронно-лучевая вварка вставки наплавка лазером) либо с полной заменой пера (электронно-лучевая сварка сварка трением).
3.1 Ремонт без замены пера лопатки
Ремонт лопатки методом вварки вставки состоит из следующих этапов:
- фрезерование дефектного места на пере моноколеса;
- изготовление вставки и технологических накладок;
- механическая обработка;
Фрезерование дефектного места выполняется с таким расчетом чтобы обеспечить заполнение дефектного места вставкой из того же материала что и лопатка (рисунок 3.9). При широком освоении данного вида ремонта может быть выбран один типоразмер выреза участков с забоиной и отработан для каждой ступени компрессора.
Рисунок 3.9 - Макроструктура металла лопаток после электронно-лучевой сварки вставок и механической обработки
Вставка должна изготавливаться из того же материала что и лопатка и пройти операции штамповки и термообработки аналогично ремонтируемому колесу. Это условие обеспечит после ремонта однородность свойств и структуры вставки и лопатки. Вставки изготавливаются с учетом припуска по толщине на механическую обработку. Важнейшим этапом после сварки титановых деталей является термообработка [11].
Автоматизированная технология наплавки лазером объединяющая элементы сварки и плакирования является в настоящее перспективным методом при восстановительном ремонте (рисунок 3.10).
Рисунок 3.10 – Периферическая часть лопатки ротора отремонтированная методом наплавки лазером
Управление количеством подводимого тепла сокращающее расход энергии за счет создания небольших зон нагрева минимальная деформация и точный контроль размеров сварного шва позволили восстанавливать детали которые прежде шли только на переплавку.
Лазерный пучок фокусируется над поверхностью основы направляясь на нее вертикально. В зоне падения луча образуется зона расплава над которой пропускается поток защитного газа с внесенными частицами порошка.
Поскольку основа на несколько порядков превышает по толщине наплавляемый слой она действует как теплоотвод. Благодаря высокой скорости перемещения лазерного пучка относительно расплавленной зоны расплав охлаждается сразу же после образования [12].
3.2 Ремонт с заменой пера лопатки
При электронно-лучевой сварке ремонт лопатки происходит следующим способом:
- вырезается из обода дефектная лопатка вместе с его башмаком;
- на место удаленной лопатки устанавливается новая лопатка технологически повторяющая способ изготовления РК (см. пункт 3.2.2.2).
Наибольшую сложность ремонта пера лопатки представляет тот случай когда РК изготовлено из единой заготовки с помощью механической обработки межлопаточного канала. Если величина дефекта лопатки требует ее полную замену предлагается следующий способ (рисунок 3.11):
- перо рабочей лопатки имеющая повреждение срезается поперек лопатки таким образом чтобы не осталось дефектных зон;
- изготавливается заготовка пера аналогичная по геометрии срезанной части лопатки с запасом на технологические припуски;
- полученная заготовка крепится в специально изготовленной форме (каждая половинка формы по внутренней ее части повторяет профиль лопатки со стороны спинки и корыта);
- лопатку прикрепляют к РК с помощью сварки трением.
а) подготовка свариваемых поверхностейб) моноколесо после сварки
Рисунок 3.11 - Способ ремонта моноколес сваркой трением:
После сварки сварной шов подвергается механической обработке шлифовальным кругом. С цель сохранения геометрии профиля пера лопатки обработку проводят одновременно с двух сторон. Несмотря на то что механические свойства сварного шва близки к механическим свойствам основного материала рекомендуется провести термообработку особенно деталей из титанового сплава (для снятия напряжений) [13].
4 Нанесение защитных покрытий с целью повышения ресурса моноколеса
Ремонт моноколес связан с различными проблемами поэтому основной перспективой развития технологии их изготовления является повышение уровня выносливости и что особенно актуально для первых ступеней КНД сопротивляемости эрозии и коррозии. Нанесение различных покрытий может решить эти проблемы.
Титановые сплавы отличаются низкой твердостью и износостойкостью поэтому их можно использовать в ГТД в течение длительного времени только при условии нанесения защитных покрытий. В таких условиях ресурс ГТД определяется долговечностью покрытий которая в свою очередь зависит от состава и способа нанесения покрытия.
Необходимое качество покрытий обеспечивают методы газотермического напыления со сверхзвуковой скоростью истечения источника. Данные способы в настоящее время совершенствуются и все более широко применяются для ремонта защиты от износа и коррозии всех типов в авиационной промышленности.
Вакуумное ионно-плазменное покрытие является эффективным средством обеспечения заданных свойств деталей. Позволяют увеличить ресурс ответственных деталей энергетических установок в 2-5 раз.
Под вакуумной ионно-плазменной технологией понимается совокупность методов обработки с использованием трех необходимых условий:
- наличие вакума в качестве защитной среды;
- наличие вещества в плазменном состоянии;
- ускорение плазменных потоков и пучков заряженных частиц с помощью электрических и магнитных полей.
Указанные необходимые условия обеспечивают следующие принципиальные преимущества методов вакуумной ионно-плазменной технологии по сравнению с другими методами защиты поверхности конструкционных материалов:
- чистота процесса (низкое содержание кислорода);
- протекание химических реакций прямого синтеза при смешивании плазменных потоков с газами (получение карбидов нитридов карбонитридов);
- получение веществ которые не могут быть получены другими методами;
- получение потоков частиц с практически любой энергией.
Методы нанесения покрытий следующие:
а) термическое испарение и конденсация (испарение электронным лучом испарение взрывом лазерное испарение и др.);
б) катодное распыление и конденсация (ионное распыление высокочастотное распыление и др.);
в) ионное осаждение (осаждение из пучков ионов из тлеющего разряда дугового разряда и др.);
г) ионная имплантация.
Для нанесения вакуумно-плазменных покрытий применяются различные установки содержащие вакуумные камеры где формируется покрытие вакуумные системы системы контроля технологических параметров системы изменения температуры источники питания и др.
Это позволяет повысить износо- жаро- и коррозионную стойкость повысить длительную усталостную прочность. Металлы и их сплавы такие как хром никель нихром применяются для создания стойких к коррозии поверхностей ниобий и молибден – износостойких покрытий вольфрам – окалиностойких до высоких температур. Хромоникелевые сложные покрытия позволяют получить комплекс высоких эксплуатационных характеристик - износо- и коррозионностойких.
Для лопаток компрессоров наиболее характерны покрытия на основе молибдена (повышение износостойкости) никеля (повышение коррозионной стойкости) WC-Co (повышение изностойкости) Sm2O3 (повышение твердости коррозионностойкости).
5 Разработка технологии изготовления моноколеса
В проектируемом двигателе было решено заменить три ступени КНД традиционной конструкции на моноколеса типа блиск (рисунок 3.12).
а – лопатки и диски б – моноколеса
Рисунок 3.12 - Конструкция КНД проектируемого двигателя и прототипа
Лопатки первой ступени КНД имеют высоту 420 мм. Из-за чего изготовить моноколеса фрезированием сложно. В связи с чем ступени решено изготавливать линейной сваркой трением. Отдельно изготавливаются диск и полые лопатки после чего их соединят сваркой.
Разработанная маршрутная технология представлена в приложении А.
Вывод: применение технологии изготовления моноколеса вместе традиционной позволяет снизить массу диска в два раза отпадает необходимость в приспособлениях для осевой фиксации. Также отсутствие трущихся поверхностей (замковой части) не создает контактных напряжений и фретинг-коррозии.
Однако ремонт лопаток технологически более сложен чем при традиционной технологии изготовления ступени. Поэтому разработка доступных и менее трудоемких вариантов ремонтных технологий моноколес обеспечивающих высокое качество работы и пригодных не только для ремонта пера лопаток но для исправления дефектов лопатки или в самом ободе рабочего колеса является актуальной задачей.
Нанесение покрытий на моноколеса КНД значительно повышает их ресурс и износостойкость тем самым устраняя такой существенный недостаток блисков как сложность ремонта. Таким образом несмотря на высокую трудоемкость изготовления сложность ремонта моноколеса имеют ряд преимуществ которые на современном этапе позволяют им успешно конкурировать с осевыми сборными колесами компрессоров ГТД.

0.1. Лист с заданием.doc

ФБГОУ ВПО «Уфимский государственный авиационный технический университет»
Кафедра авиационных двигателей
по подготовке выпускной квалификационной работы
студенту группы: АД - 550 Файзуллину Динару Айбулатовичу
Тема выпускной квалификационной работы: ТРДД для перспективного авиационного
комплекса дальней авиации.
Тема спецчасти выпускной квалификационной работы: Влияние неравномерности
Исходные данные к выпускной квалификационной работе: Прототипы НК-32 и SaM-146.
Перечень вопросов подлежащих разработке в выпускной квалификационной работе:
прочностные расчеты ТВД описание конструкции общий вид двигателя.
Технологических. Разработка технологии изготовления моноколеса КНД.
сравнение с имеющимися аналогами.
технологии изготовления моноколеса.
Безопасность и экологичность проекта. Обеспечение безопасных условий работы
Патентная проработка темы. Способы изготовления «блиск»-колеса ГТД.
Календарный план работы над выпускной работой:
Наименование этапов работы
Объем от всего проекта в %
Примечание: календарный план над выпускной квалификационной работой разрабатывается студентом до начала дипломного проектирования и согласовывается с руководителем проекта.
Ход выполнения выпускной работы:
Дата смотра проекта на кафедре
Выполнение проекта в % от всего объема
Подпись контролирующего

0.8. Автореферат.docx

ФГБОУ ВПО «Уфимский государственный авиационный технический университет»
Факультет авиационных двигателей энергетики и транспорта
Кафедра авиационных двигателей
выпускной квалификационной работы
на тему: «Двухконтурный турбореактивный двигатель для перспективного авиационного комплекса дальней авиации»
Руководитель выпускной
квалификационной работы
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЫПУСКНОЙ КВАЛИФИКАЦИОННОЙ РАБОТЫ
Развитие техники возможно в двух направлениях эволюционном и революционном.
Эволюционное направление предполагает развитие и модернизацию уже существующей техники. Например стоящие в настоящее время на вооружении России бомбардировщики Ту-160 и Ту-95 совершили первый полет в 1981 и 1952 годах соответственно. С течением времени они и их двигатели модернизировались для того чтобы соответствовать новым требованиям. Однако этот процесс не бесконечен. И скоро модернизация станет малоэффективной и дорогостоящей. Тогда появится необходимость в создании принципиально нового образца техники - революционное направление.
В связи с этим в России началась разработка новейшей техники соответствующая всем современным требованиям и имеющая большой потенциал для развития. Таким является перспективный авиационный комплекс дальней авиации который должен заменить Ту-160 Ту-95 а также Ту-22.
Также актуальной является разработка ГТД для дальнего стратегического бомбардировщика вследствие физического износа парка двигателей находящихся в эксплуатации и морального устаревания существующей конструкции данного класса изделий.
Цель работы. Проектирование ТРДД для ПАК ДА с уровнем параметров соответствующих современному уровню развития авиадвигателестроения.
Провести выбор параметров термогазодинамический расчет и расчет ВСХ для ТРДД;
Провести газодинамический расчет турбины и расчеты на прочность;
Разработать технологию изготовления моноколеса КНД;
Оценить экономическую целесообразность применения технологии моноколеса;
Изучить мероприятия по технике безопасности при изготовлении моноколеса;
Провести патентное исследование по теме: способы изготовления «блиск»-колеса.
Предмет исследования: анализ влияния неравномерности параметров входного потока на узлы и характеристики двигателя в целом.
Объект исследования: ТРДД.
Практическая значимость. В специальной части ВКР предложен вариант решения проблемы влияния неравномерности входного потока на характеристики двигателя который при достаточной экспериментальной проработке может быть использован на стадии НИОКР в авиадвигателестроительных предприятиях.
Методы исследования:
теория расчет и проектирование АД и ЭУ
теория и расчет лопаточных машин
конструкция и прочность АД и ЭУ
математическое моделирование.
ВКР состоит из введения 10 разделов заключения и списка литературы. ВКР изложена на 163 страницах иллюстрирована 75 рисунками 29 таблицами. Список литературы включает 41 работу.
ХАРАКТЕРИСТИКА СОДЕРЖАНИЯ ВЫПУСКНОЙ КВАЛИФИКАЦИОННОЙ РАБОТЫ
В ходе выполнения проекта рассмотрели стоящие на вооружении бомбаридровщики и их силовые установки а также предполагаемые летно-технические характеристики ПАК ДА. На основе этого были сформированы требования для его двигателя: тяга 152 кН расход топлива 1 кгкм и степень двухконтурности не менее 14.
Затем была выбрана конструктивная схема двигателя состоящего из КНД КВД КС ТНД ТВД и нерегулируемого реактивного сопла и описана его кострукция.
Исследовали технологии изготовления моноколеса КНД и выяснили что применение технологии изготовления моноколеса вместе традиционной оправдано. Т.к. позволяет снизить массу диска в два раза отпадает необходимость в приспособлениях для осевой фиксации. Также отсутствие трущихся поверхностей (замковой части) не создает контактных напряжений и фретинг-коррозии. Еще рассмотрели повреждаемость лопаток при эксплуатации. Лопатки КНД наиболее подвержены износу из-за чего будет необходим их хороший контроль и частый ремонт лопаток. Однако ремонт лопаток технологически более сложен чем при традиционной технологии изготовления ступени. В связи с чем были проанализированы различные способы ремонта моноколес и их защиты.
Провели экономическую оценку эффективности применения моноколеса вместо традиционной технологии изготовления рабочего колеса КНД. В ходе расчета выяснили что по затратам на материалы экономия составляет около 20%. Однако из-за увеличения трудоемкости технологии конечная цена изготовления моноколеса по сравнению с традиционным РК меньше на 452481 рублей.
Были рассмотрены возможные вредные воздействия на человека и экологию при изготовлении моноколес. Исследованы возможные причины и последствия поражения человека электрическим током. Предложен метод обеспечения электробезопасности рабочего места путем зануления электроустановок. И расчитано что он сработает в случае неполадок т.к. Также расмотрены способы очистки сточных вод. И предложены наиболее эффективные способы: отстаивание различные виды флотации и фильтрация.
В ходе патентного исследования на тему изготовления моноколеса были рассмотрены достоинства и недостатки различных способов. Наиболее оптимальным и перспективным оказался патент №2456141 «Способ линейной сварки трением деталей из титановых сплавов» который решено использовать в технологии изготовления рабочего колеса КНД проектируемого двигателя.
Рассмотрены технические характеристики прототипа НК-32 и выбран для него новый газогенератор от двигателя SaM-146. Выбраны параметры рабочего процесса которые позволят соответсвовать требованиям двигателя для ПАК ДА: P = 152 кН Тг = 1700 К Gв = 278 кгс и к = 284. Произведен термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме и расчитаны ВСХ в ПК GasTurb. Рассмотрены зависимости удельного расхода топлива и тяги двигателя на различный высотах (0 15000 м) и скоростях полета (М = 0 1).
В результате газодинамических расчетов турбины высокого давления получены параметры соответствующие рекомендациям. Проведенные расчеты позволили спрофилировать лопатку ступени турбины высокого давления.
Полученные в прочностных расчетах значения коэффициентов запасов длительной прочности деталей РК соответствуют рекомендациям . Также были расчитаны критические частоты вращения. Запас по критической частоте вращения ротора более 10%.
В ходе дипломного проекта спроектирован ТРДД для ПАК ДА а проведенные расчеты подтверждают надежность и работоспособность спроектированного двигателя
В специальной части был произведен анализ влияния неравномерности параметров входного потока на узлы двигателя и характеристики двигателя в целом. В ходе исследования выяснили что неравномерность потока на входе в двигатель оказывает сильное влияние на характеристики двигателя как пример падает эффективная тяга и растет удельный расход топлива так и на границы газодинамической устойчивости. Воздействие неравномерности зависит не только от величины разности давлений или температур в зоне неравномерности и зоне равномерного потока. Но также от размера зоны неравномерности и ее расположения. Наиболее неблагоприятными являются зоны на переферии.
Также это создает проблему при проектировании двигателя так как в расчетах производят осреднение параметров в сечениях. Что приводит к тому что двигатель полученный в металле и расчитаный отличаются. Из-за чего приходиться проводить большой объем доводочных испытаний.
Из этого следует что внедрение в математическую модель дополнительных параметров характеризующих неравномерность потока рабочего тела в различных узлах двигателя позволит повысить точность расчётов и сократить затраты на создание нового двигателя.

5. Безопастность и экологичность проекта.doc

5 Обеспечение безопасных условий работы персонала при изготовлении моноколеса
Современные технологические процессы очень разнообразны и сложны. Производства сопровождаются высокими уровнями температур давления шума другими вредными и опасными факторами отрицательно влияющими на человека и окружающую среду. В связи с этим при организации производсва необходимо учитывать эти факторы и разрабатывать мероприятия по снижению вредного воздействия.
При изготовлении моноколеса КНД применяются различные обрабатывающие станки использующие эмульсию и масла. Все эти вещества могут попасть в сточные воды предприятия. В связи с чем возникает необходимость их очистки.
Также во время работы на станках возможно поражение электрическим током высокого напряжения. Для защиты персонала необходимо примение защитных мер - зануления которое расчитывается для каждого станка и электроустановки.
Цель: обеспечение безопасных условий труда и экологичности.
) Рассчитать зануление станка.
) Рассмотреть и рекомендовать механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей.
1 Повреждение от электрического тока
1.1 Методы обеспечения электробезопасности при работе на станках
Электроустановки различного класса напряжения потенциально являются источниками опасности для людей в целом и для обслуживающего их персонала в частности. Травматизм и смертность при их эксплуатации довольно велики. Однако в силу объективных причин их применение является неотъемлемой частью нашей жизни.
Зачастую при эксплуатации электроустановок нетоковедущие части их оказываются под напряжением. Величина его может быть различна в зависимости от причины.
Наиболее частая причина – наведение напряжения от близко расположенных токоведущих частей. В частности например на корпус трансформатора наводится потенциал от проходящих сквозь него магнитных потоков. Таким образом не будучи запитанным корпус становится опасным для прикосновения.
Второй причиной может стать замыкание на корпус одной или нескольких фаз. При этом корпус оказывается под напряжением.
Таким образом нетоковедущие части электроустановок оказываются под напряжением и имеют потенциал относительно земли не равный нулю. Понятно что при соприкосновении с ним произойдёт поражение человека электрическим током что проявляется в электрическом ударе и ожоге наружных и внутренних органов. Следствием электрического удара могут быть судороги мышц грудной клетки прекращение деятельности органов дыхания потеря сознания и расстройство сердечной деятельности со смертельным исходом.
Степень поражения определяется величиной тока путем и длительностью прохождения через тело человека. Величина тока зависит от напряжения прикосновения и сопротивления всей электрической цепи в которую последовательно «включается» человек.
С целью сокращения несчастных случаев разработана система правил эксплуатации электроустановок. В этом документе нашли своё отражение как общие требования так и специальные.
Согласно правилам устройства электроустановок (ПУЭ) [15] для защиты людей от поражения электрическим током должна быть применена по крайней мере одна из следующих защитных мер: заземление зануление защитное отключение разделительный трансформатор малое напряжение двойная изоляция выравнивание потенциалов.
Заземлением называется преднамеренное электрическое соединение данной точки системы или установки или оборудования с локальной землей посредством заземляющего устройства.
Занулением называется преднамеренное электрическое соединение нейтральной проводящей части (нейтрального проводника) в электроустановке до 1 кВ с заземленной нейтралью трансформатора на подстанции.
Необходимость проведения защитных мероприятий а также устройство заземлителей или занулителей любых электроустановок зависит от ряда факторов.
К ним в первую очередь относится:
- рабочее напряжение электроустановки;
- режим работы нейтрали электроустановки.
Заземление или зануление электроустановок следует выполнять:
- при напряжении 380 В и выше переменного тока и 440 В и выше постоянного тока – во всех электроустановках;
- при номинальных напряжениях выше 42 В но ниже 380 В переменного тока и выше 110 В но ниже 440 В постоянного тока - только в помещениях с повышенной опасностью особо опасных и в наружных установках;
- во взрывоопасных помещениях при всех напряжениях.
Применение зануления требуется чаще всего помещениях с большим количеством электроприемников так как заземление на месте каждого из них бывает невозможным в силу объективных причин. Для этого например в цехе [16] прокладываются магистральные защитные проводники из полосовой стали сечение которой указано ранее. В наружных установках заземляющие и нулевые защитные проводники допускается прокладывать в земле в полу или по краю площадок фундаментов технологических установок и т.п. Затем зануляемые части приемников подключаются к магистрали. Ответвления от магистралей к электроприемникам до 1 кВ допускается прокладывать скрыто непосредственно в стене под чистым полом и т.п. с защитой их от воздействия агрессивных сред. Такие ответвления не должны иметь соединений. Способ прокладки их зависит от помещения в котором они выполняются.
В помещениях сухих без агрессивной среды заземляющие и нулевые защитные проводники допускается прокладывать непосредственно по стенам. Во влажных сырых и особо сырых помещениях и в помещениях с агрессивной средой заземляющие и нулевые защитные проводники следует прокладывать на расстоянии от стен не менее чем 10мм. Сама магистраль выводится к месту устройства заземления.
Не допускается использовать в качестве нулевых защитных проводников нулевые рабочие проводники идущие к переносным электроприемникам однофазного и постоянного тока. Для зануления таких электроприемников должен быть применен отдельный третий проводник присоединяемый во втычном соединителе ответвительной коробки в щите щитке сборке и т.п. к нулевому рабочему или нулевому защитному проводнику.
1.2 Расчет зануления
При расчете зануления необходимо расчитать ток короткого замыкания причём он должен быть больше либо равным току установки умноженному на коэффициент запаса:
Ток установки равен 14 А коэффициент запаса равен 3 фазное напряжение 220 В полная мощность трансформатора 40 кВт длина проводов 140 м переходное сопротивление 1 Ом материал фазного провода – Al материал нулевого провода – Fe площадь поперечного сечения проводов 10 мм2.
Рассчитываем ток короткого замыкания по формуле:
Так как мощность трансформатора 40 кВА сопротивление трансформаторной обмотки принимаем равным 1 Ом.
где RП = 1 Ом; ХВЗ = 06 Ом; r - радиус сечения
Подставляем найденные значения в формулу:
Данное устройство соответствует нормам так как
2 Механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей
Очистка сточных вод от маслосодержащих примесей в зависимости от состава и концентрации примесей производится отстаиванием обработкой в гидроциклонах флотацией и фильтрованием. При отстаивании происходит всплывание частиц масел с плотностью меньшей плотности воды по тем же законам что и осаждение тяжелых частиц. Процесс отстаивания осуществляется в отстойниках а также в маслоловушках при незначительной концентрации механических загрязнений. В результате отстаивания маслопродукты содержащиеся в воде всплывают на поверхность откуда удаляются маслосборным устройством (рисунок 5.1). Для расчета маслоловушек необходимо знать скорость всплывания маслопродуктов и расход сточной воды. Для очистки концентрированных маслосодержащих сточных вод машиностроительных предприятий например стоков охлаждающих жидкостей металлорежущих станков широко применяется обработка сточных вод специальными реагентами способствующими коагуляции загрязнений в эмульсиях. В качестве реагентов используются Na2CO3 H2SO4 NaCl A12(SO4)3 смесь NaCl и A12(SO4)3и др.
- входной патрубок; 2 - отстойная камера; 3 - маслосборник; 4 - цепной конвейер; 5 - выходной патрубок.
Рисунок 5.1 – Схема маслоловушки
Очистка сточных вод от маслопримесей флотацией заключается в интенсификации процесса всплывания маслопродуктов жиров при обволакивании их частиц пузырьками воздуха подаваемого в сточную воду. Образование «частица - пузырьки воздуха» зависит от интенсивности их столкновений друг с другом химического взаимодействия находящихся в воде веществ избыточного давления воздуха в сточной воде и т. п.
В зависимости от способа образования пузырьков воздуха различают несколько видов флотации: напорная пневматическая пенная химическая биологическая электрофлотация и т. д.
Наибольшее применение в системах очистки сточных вод получили установки напорной флотации (рисунок 5.2). Загрязненная сточная вода по трубе 1 поступает в приемный резервуар 2 откуда по всасывающей трубе 3 с помощью насоса 5 подается в сатуратор 6. Через трубу 4 в сточную воду поступает сжатый воздух с расходом не менее 3% от объемного расхода сточной воды. В сатураторе происходит перемешивание воды с воздухом. Этот процесс протекает при избыточном давлении 30-50 Па время пребывания жидкости в сатураторе 2-3 мин. Из сатуратора смесь воды с воздухом отводится по трубе и через сопла 8 направляется во флотационную камеру 7 в которой происходит всплывание на поверхность камеры агрегатов «маслопримесь - частицы воздуха». Для удаления маслопродуктов предусмотрен пеносборник 9 а очищенная сточная вода удаляется по трубе 10. Эффективность очистки сточных вод от маслопримесей в таких установках достигает 085-095.
Рисунок 5.2 – Схема установки напорной флотации
В установках пневматической флотации насыщение воды воздухом происходит за счет эжекции воздуха подаваемого через эжектор. Процесс пенной флотации заключается в интенсификации процесса всплывания маслопримесей в результате обволакивания их пеной образующейся при введении флотационных реагентов-пенообразователей. При химической флотации процесс образования пузырьков воздуха протекает в результате реакции химического взаимодействия специальных реагентов со сточной водой. При вибрационной флотации пузырьки воздуха выделяются из воды под воздействием вибрационных нагрузок. Биологическая флотация основана на выделении пузырьков воздуха из сточной воды в результате взаимодействия ее с биологически активной массой. Однако все эти виды флотации в практике очистки сточных вод применяются пока очень редко ввиду их технической сложности.
В последние годы в промышленности внедряется метод электрофлотации. Преимущества этого метода заключаются в том что протекающие при электрофлотации электрохимические окислительно-восстановительные процессы обеспечивают дополнительное обезвреживание сточных вод. Кроме того использование алюминиевых или железных электродов обусловливает переход ионов алюминия или железа в раствор что способствует коагулированию мельчайших частиц загрязнений содержащихся в сточной воде.
Очистка сточных вод от маслосодержащих примесей фильтрованием - заключительный этап очистки. Это объясняется тем что концентрация маслопродуктов в сточной воде на выходе из отстойников или гидроциклонов составляет 005 ÷ 2 кгм3и значительно превышает допустимые концентрации маслопродуктов в водоемах.
Адсорбция масел (как и любых нефтепродуктов) на поверхности фильтроматериала происходит за счет сил межмолекулярного взаимодействия и ионных связей. Существенное влияние на процесс осаждения масло-продуктов на фильтроматериал имеют электрические явления происходящие на поверхности раздела кварц - водная среда связанные с возникновением разности электрических потенциалов на этой поверхности и образованием двойного электрического слоя. На процесс адсорбции маслопродуктов влияют также и поверхностно-активные вещества (ПАВ) содержащиеся в сточной воде. Анионы ПАВ ориентированно скрепляются с поверхностью кварца через катионы металлов как правило находящихся на поверхности кварца. В результате этого частица кварца становится гидрофобной что способствует осаждению на ней пленок масла. На процесс адсорбции масла влияет и взаимодействие капель масла с растворенным в воде кислородом в результате чего образуются оксиды масла адсорбционная способность которых значительно выше чем у капель масла. Кроме указанных физико-химических факторов на процесс осаждения влияет скорость и направление фильтрования. При повышенных скоростях сближения капель масла с поверхностью фильтроматериала интенсивность адсорбции понижается. Исследования процессов фильтрования сточных вод содержащих маслопримеси показали что кварцевый песок - лучший фильтроматериал. Применение реагентов повышает эффективность очистки однако при этом значительно возрастает стоимость очистных сооружений и усложняется процесс их эксплуатации. Образующийся при этом осадок требует дополнительных устройств для его переработки.
В качестве фильтрующих материалов кроме кварцевого песка используют доломит керамзит глауконит. Эффективность очистки сточных вод от маслосодержащих примесей значительно повышается при добавлении волокнистых материалов (асбеста и отходов асбестоцементного производства).
Перечисленные фильтрующие материалы характеризуются рядом недостатков: малой скоростью фильтрации и сложностью процесса регенерации. Эти недостатки устраняются при использовании в качестве фильтроматериала вспененного полиуретана. Пенополиуретаны обладая большой маслопоглощающей способностью обеспечивают эффективность очистки до 097-099 при скорости фильтрования до 001 мс насадка из пенополиуретана легко регенерируется механическим отжиманием маслопродуктов.
На рисунок 5.3 представлена схема полиуретанового фильтра для очистки сточных вод от маслопримесей.
Рисунок 5.3 – Схема полиуретанового фильтра
Сточная вода по трубопроводу 1 поступает в распределительную камеру 2 и через регулирующий вентиль 3 и водораспределительные окна 4 подается в фильтр 5 заполненный пенополиуретаном 6. Пройдя через слои фильтроматериала сточная вода очищается от масла и взвешенных веществ и через сетчатое днище 13 отводится по трубопроводу 14. Для поддержания постоянного уровня очищаемой воды в фильтре предусмотрена камера 12 с регулирующим вентилем 11. Регенерация частиц пенополиуретана осуществляется специальным устройством установленным на передвижной тележке 10 что позволяет регенерировать весь объем фильтра. Насыщенные маслом частицы пенополиуретана цепным элеватором 7 подают на отжимные барабаны 8 и освободив от маслообразных и взвешенных веществ вновь подают в фильтр. Отжатые загрязнения по сборному желобу 9 отводят для дальнейшей переработки [17 18].
В разделе выполнено:
) Расмотрены методы обеспечения электробезопастности и расчитано зануление станка.
) Расмотренны и рекомендованы механические способы очистки сточных вод от маслосодержащих примесей.

Плакат №1-4.cdw

Технологии изготовления
Горячее изостатическое
Для новых поколений ГТД характерной особенностью является
замена традиционно используемых дисков с лопатками на
моноколеса - блиски (от английского
аналогичные бездисковые кольцевые конструкции - блинги (от
Повреждаемость лопаток при
Экономическая оценка целесообразности
применения технологии
изготовления моноколеса КНД
Обеспечение безопасных условий
работы персонала при
изготовлении моноколеса
Механическая обработка
межлопаточного канала
Общий вид пресс-формы и
окончательный вид блиска
- закладные элементы (стержни); 2 - проставки в форме межлопаточных
каналов; 3 - накидное кольцо; 4 - рабочие лопатки;
- прижимные винты; 6 - основа пресс-формы
Сваренные между собой
Изготовление моноколес
с помощью сварки трением
В процессе эксплуатации лопатки подвергаются:
- воздействию пылевой
дождевой и газовой эрозии;
- электрохимической и высокотемпературной газовой коррозии;
- износу и фреттинг-коррозии в местах сопряжений;
- повреждению от попадания посторонних предметов
По характеру повреждений забоины разделены на три группы:
допускаемые без зачистки;
подлежащие зачистке;
- недопустимые забоины
которые не выводятся при ремонте
а колесо при этом бракуется.
Ремонт без замены пера лопатки:
- метод вварки вставки;
- метод наплавки лазером.
Ремонт с заменой пера лопатки:
- электронно-лучевой сваркой;
Периферическая часть лопатки
методом наплавки лазером
Способ ремонта моноколес
Сравнительная таблица стоимости изготовления
традиционной технологии и моноколеса
именение технологии «блиск» экономически оправдан.
Однако в сравнении с традиционным рабочим колесом
колес типа «блиск» в большинстве случаев технологически
очень сложен и дорог.
Механические способы очистки сточных вод
от маслосодержащих примесей
Причины возникновения опасности поражения электрическим током:
- нетоковедущие части оказываются под напряжением;
- наведение напряжения от близко расоложенных токоведущих
- замыкание на корпус одной или нескольких фаз.
При расчете зануления необходимо расчитать ток короткого
причем он должен быть больше
На основе данных было расчитано что:
Способы очистки сточных вод:
Электронно-лучевая сварка
Повреждение от электрического тока
Схема полиуретанового фильтра