Турбина ТРДД JT9D пассажирского самолета среднемагистральных воздушных линий - СГАУ

турбина JT9D.frw

Чертеж1_8.cdw

Ефимов С.П - турбина ВД
Окунев А.В - компрессор ВД
Андреев В.Н - турбина НД
Ермолаев Г.М - Вентилятор

турбина JT-9D.cdw

Сборку турбины производить в вертикальном положении.
В прцессе сборки радиальные зазоры замерять по колесам
осевые зазоры - между рабочими лопатками и лопатками соплового
замеры производить в восьми точках по окружности.
При сборке поверхностей тел качения смазывать смазкой
Резьбу болтов покрывать противопригарной смазкой.
После сдаточных испытаний допускается врезание гребешков
лабиринтных уплотнений в покрытия стандартных деталей.

Турбина ВД.spw

Вставка с сотовым уплотнением
Корпус подшипника КВД
Корпус подшипника ТВД
Регулировочное кольцо
Болт М12 ОСТ92-0749-72
Гайка М12 ОСТ92-4709-86

JT9D.frw

Турбина jt9d.doc

Кафедра конструкции и проектирования
двигателей летательных аппаратов
Задание на курсовой проект студенту
Спроектировать турбину высокого давления ТРДД трехдвигательного самолета среднемагистральных воздушных линий. Конструкция турбины должна отвечать современным требованиям по конструктивному исполнению.
Прототип: JT9D ЕEE-GE.
Исходные данные (из курсовой работы по теории ДЛА)
Для двигателя на взлетном режиме:
Частота вращения ротора 7447 радс 7114609 1мин
Температура газов перед турбиной 1517 К
Степень повышения давления (суммарная) 242
Степень двухконтурности
Удельный расход топлива 00108 кгкНс
Расход воздуха (газа) через внутренний контур 125424 кгс
Результаты построения проточной части проектируемого узла.
Радиусы сечений расчетной лопатки:
Переферийного 06295 м
Результаты профилирования рабочей лопатки:
Макс. толщина профиля мм 45
Угол установки градус 46
Макс. подъем средней линии мм 7
Ширина профиля 48915
Макс. толщина профиля мм 7
Угол установки градус 53
Макс. подъем средней линии мм 9
Ширина профиля 44788
Макс. толщина профиля мм 87
Угол установки градус 592
Макс. подъем средней линии мм 10
Количество рабочих лопаток в ступени 74
Статическое давление потока на входе в РК 714382 кПа
Статическое давление потока на выходе из РК 611086 кПа
Скорость на входе в РК осевая167527 мс
Скорость на входе в РК окружная555316 мс
Скорость на выходе в РК осевая177 02 мс
Скорость на выходе в РК окружная-661046 мс
Температура потока на входе в РК12835 К
Дата выдачи задания: 5 сентября 2008г.
Дата защиты: 26 декабря 2005г.
Оценка проекта комиссией:
Пояснительная записка к курсовому проекту:
с. 19; рис. 5; табл. 1 источников 7 приложения.
Графическая документация: 1 лист формата А0х2 2 листа спецификации.
ДВИГАТЕЛЬ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБИНА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ РАБОЧАЯ ЛОПАТКА СОПЛОВОЙ АППАРАТ ПРОЧНОСТЬ ДИСК РАДИАЛЬНЫЕ ЗАЗОРЫ ГАРМОНИКА ЛАБИРИНТНЫЕ УПЛОТНЕНИЯ
Произведен анализ конструктивно-силовых схем ТРДД «JT9D» и «EEE-GE». Спроектирована двухступенчатая турбина высокого давления. Произведен расчет рабочей лопатки на статическую и динамическую прочность.
Анализ конструктивно-силовых схем двигателей и выбор конструктивно-силовой схемы ГТД
1. Анализ конструктивно-силовой схемы двигателя JT9D
2. Анализ конструктивно-силовой схемы двигателя EEE-GE
3. Выбор конструктивно-силовой схемы.
Особенности конструкции турбины ВД
Порядок сборки и разборки турбины
Расчёт на статическую прочность рабочей лопатки
Анализ результатов расчета
Расчёт на колебания рабочей лопатки 1-ой ступени
Список использованных источников
В настоящее время для пассажирских самолетов среднемагистральных воздушных линий наибольшее распространение получили ТРДД четвертого поколения. Этот тип двигателей обеспечивает комплексу самолет-двигатель наивыгоднейшие технологические и эксплуатационные показатели. Такой вывод делается на основании анализа эффективности применения ТРДД с учетом основных критериев оптимальности (себестоимости перевозок высокой надежности и др.) при соответствующем выборе основных параметров термогазодинамического цикла двигателя и степени его двухконтурности.
Компрессор является одним из структурных элементов двигателя поэтому его конструктивное совершенство в значительной степени определяет основные данные всего двигателя.
Сравнительный анализ исходных данных компрессора двухвального турбореактивного двухконтурного двигателя – прототипа JT9D показывает что по основным параметрам он уступает современным аналогам конструкций компрессоров двигателей четвертого поколения (условного деления ГТД на этапы совершенствования). Исходя из этого фактора следует улучшать конструкцию компрессора высокого давления чтобы он отвечал современным требованиям и не уступал компрессорам двигателей четвертого поколения.
При проектировании компрессора высокого давления были учтены тенденции развития и особенности современного состояния элементов конструкции систем и деталей которые позволили сформулировать список технических требований к проектируемой конструкции компрессора и внести в него усовершенствования.
На основании приведенного анализа следует:
выбрать двухвальную конструктивно – силовую схему ТРДД с роторами низкого давления и высокого давления;
разработать ротор компрессора высокого давления с повышенной жесткостью;
разработать конструкцию корпуса компрессора высокого давления;
организовать улучшенную систему подвода и отвода смазки к опорам;
рассмотреть способы охлаждения лопаток компрессора.
Анализ конструктивно-силовых схем двигателей и выбор конструктивно-силовой схемы ГТД
Выбор конструктивно силовой схемы двигателя это первый этап в создании эскизного проекта. Конструктивной схемой двигателя называется такая схема которая определяет тип двигателя взаимное расположение основных элементов двигателя и его силовую систему. Анализ основан на двух прототипах JT9D и EEE-GE.
1.Анализ конструктивно-силовой схемы двигателя JT9D.
Конструктивно-силовая схема двигателя JT9D представлена на рис.1. Двигатель JT9D широко используется в гражданской авиации для пассажирских широкофюзеляжных самолетов большой дальности (DC10-40 A300B Boeing 747-200 и др.)
Турбовентиляторный двигатель JT9D представляет собой двухкаскадный двухконтурный газотурбинный двигатель.
Двигатель имеет два каскада: каскад низкого давления и каскад высокого давления.
Каскад низкого давления состоит из консольно расположенного вентилятора четырехступенчатого компрессора и четырехступенчатой турбины. Ротор низкого давления опирается на две опоры: шариковую (упорный подшипник) и роликовую (опорный подшипник) что представляет собой статически неопределимую систему.
Каскад высокого давления: компрессор - одиннадцать ступеней; турбина - две ступени опирается на - шарико и роликоподшипники. То есть вал так же как и ротор низкого давления опирается на минимальное число опор - две а это представляет собой статически определимую систему при которой легче обеспечить соосность валов и подшипников а также представляет простую и надежную конструкцию.
Шариковые опоры обеспечивают осевую фиксацию ротора и воспринимают осевые и радиальные нагрузки. Роликовые - дают возможность смещения роторов относительно статора и воспринимают только радиальные нагрузки.
Роликовый подшипник ротора высокого давления находится вблизи камеры сгорания т. е. работает в зоне высоких температур что вызывает необходимость защиты подшипника подвода большого количества масла (смазки).
Кольцевая камера сгорания обеспечивает эффективный рабочий процесс в результате которого двигатель имеет низкий уровень дымления. Конструктивно головная часть КС объединена с корпусом диффузора установленного за КВД что сокращает проем между опорами и общую длину двигателя. Корпус КС имеет поперечный разъем. Предусмотрена возможность осмотра КС с помощью
бароскопов вводимых через гнезда форсунок и через специальные лючки. Все усилия воспринимаемые опорами передаются на статор двигателя.
Ротор КНД барабанно-дискового типа жестко связан с диском вентилятора. Ротор КВД имеет барабанно-дисковую конструкцию сварного типа что позволяет повысить изгибную жесткость и прочность. Корпус КВД как и корпус КНД имеет поперечный разъем.
Турбина ВД двухступенчатая. Сопловой аппарат и рабочие лопатки ступеней охлаждаемые.
2.Анализ конструктивно-силовой схемы двигателя EEE-GE.
Конструктивно-силовая схема двигателя EEE-GE представлена на рис.2. Двигатель ЕEE-GE предназначен для установки на магистральные пассажирские самолеты компаний: “Дуглас”.
Турбовентиляторный ЕEE-GE представляет собой двухкаскадный двухконтурный газотурбинный двигатель.
Каскад низкого давления состоит из ступени вентилятора 4-х подпорных ступеней и четырехступенчатой турбины. Ротор низкого давления опирается на три опоры: одну шариковую и две роликовые что представляет собой статически неопределимую систему.
Каскад высокого давления: компрессор - десять ступеней; турбина - две ступени опирается на - шарико и роликоподшипники. То есть вал опирается на минимальное число опор - две а это представляет собой статически определимую систему при которой легче обеспечить соосность валов и подшипников а также представляет простую и надежную конструкцию.
Шариковые опоры обеспечивают осевую фиксацию ротора и воспринимают осевые и радиальные нагрузки. Роликовые - дают возможность смещения роторов относительно статора и воспринимают только радиальные нагрузки.
Опоры турбины защищены от высокотемпературного газового потока мощными дисками ступеней турбины и гребешковыми лабиринтными уплотнителями.
Корпус КВД выполнен с двойной стенкой что позволяет силовым поясом сделать внешний корпус при этом внутренняя стенка не подвержена деформациям благодаря чему возможно делать минимальные радиальные зазоры что позволяет получить большие кΣ следовательно повысить и КПД компрессора.
Ротор КВД имеет барабанно-дисковую конструкцию сварного типа что позволяет повысить изгибную жесткость и прочность.
Турбина ВД двухступенчатая. Диски ступеней соединены между собой 12-ю призонными стяжными шпильками и центрируются специальными втулками. Контровка гаек на шпильках осуществляется контровочными пластинами (одной
Рис. 2. Конструктивно-силовая схема двигателя EEE-GE.
на две шпильки). Сопловой аппарат и рабочие лопатки первой ступени охлаждаемые.
Лопатки соплового аппарата 1-ой ступени охлаждаются «холодным» воздухом поступающим во внутренний дефлектор лопатки с последней ступени компрессора ВД проходящим между внутренней и наружной стенками камеры сгорания.
Рабочие лопатки выполнены литьем с направленной кристаллизацией и крепятся на диске замком типа «ёлочка» и фиксируются от осевого перемещения загибом усиков пластинчатых замков (от оси вверх). Все рабочие лопатки выполнены с бандажными полками и удлиненными ножками для более эффективного охлаждения замков.
Рабочие лопатки 1-ой ступени охлаждаются по перу для этого в них выполнен канал повторяющий очертание профиля пера а также имеются перемычки служащие для направления потока охлаждающего воздуха к входной и выходной кромкам пера.
Для эффективности охлаждения дисков и замков рабочих лопаток на обоих дисках установлены дефлекторы обеспечивающие подвод воздуха к стенкам дисков и рабочим лопаткам. В междисковой полости применено усовершенствованное лабиринтное уплотнение предотвращающее перетекание газа под торцевой поверхностью соплового аппарата 2-ой ступени.
Применена система активного управления радиальными зазорами осуществляемая соответствующим режиму работы двигателя охлаждением элементов корпусов. В корпусе над торцами рабочих лопаток расположены сегментные керамические вставки обеспечивающие более высокую коррозионную и эрозионную стойкость. Керамические вставки не требуют охлаждения и состоят из прочного опорного каркаса и более мягкого истираемого поверхностного слоя.
Крутящий момент с турбины передается на вал компрессора с помощью призонных болтов.
Ротор турбины ВД устанавливается в роликовый подшипник задней опоры с помощью цапфы прикрепленной к диску второй ступени стяжными шпильками.
Для устранения колебаний ротора на опорах установлены демпферы.
3.Выбор конструктивно-силовой схемы двигателя.
На основе проведенных анализов конструктивно-силовых схем в качестве прототипа выбрана схема двигателя JT9D. Проектируемый двигатель имеет ротор высокого и низкого давления. Ротор высокого давления имеет две опоры. Передний шариковый подшипник а задний – роликовый. Такие же опоры имеет ротор НД. Задняя опора ротора НД удалена от КС что существенно улучшает условия работы и смазки.
Роторы КВД и КНД барабанно-дискового типа. Кольцевая КС обеспечивает эффективный рабочий процесс в результате которого двигатель имеет низкий уровень дымления.
Все усилия воспринимаемые опорами передаются на корпус двигателя а затем на узлы крепления.
Недостатком является то что задняя опора ротора ВД находится в зоне КС и вызывает необходимость защиты подшипника подвода большого количества воздуха или масла.
Турбина высокого давления двигателя – двухступенчатая. Расположение опор аналогично ТВД двигателя JT9D уплотнения осуществляются с помощью ТКУ и лабиринтных уплотнений наддув воздушных полостей осуществляется воздухом из-за средних ступеней компрессора. Проточная часть сформирована трактовыми кольцами уплотнения - лабиринтными уплотнениями. Статор является силовым элементом выполненным из титанового сплава т.к. на статоре ТВД замыкаются усилия передаваемые со 2 и 3 опор. Статорные лопатки крепятся штифтами в верхней части а нижняя имеет возможность перемещаться от температурных деформаций. Лопатки РК и СА I и II ступеней охлаждаемые воздухом. К РК лопатки крепятся замком типа «елочка» и зафиксированы пластинчатым замком.
Порядок сборки. На вал турбины высокого давления надевается пакет корпусов с лабиринтными уплотнениями следом надевается распорная втулка и стакан с роликовым подшипником в сборе. Далее надевается пакет корпусов с лабиринтными уплотнениями и распорной втулкой. Затем надеваются два диска турбины ВД в сборе все это стягивается и фиксируется от проворачивания пластинчатой контровкой.
Порядок сборки передней опоры. На коническую шестерню надевается регулировочное кольцо далее устанавливается стакан с шарико-подшипником в сборе затем надевается регулировочное кольцо и пакет лабиринтных уплотнений. После этого шестерня одевается на вал ВД весь комплект стягивается гайкой которая фиксируется от проворачивания пластинчатой контровкой.
Разборка осуществляется в обратном порядке.
Для сборки и разборки требуется специальный стенд для установки двигателя в вертикальное положение.
Расчёт на статическую прочность рабочей лопатки 1-ой ступени
Рабочие лопатки являются наиболее нагруженными и ответственными деталями турбины и компрессора определяющими надёжность двигателя в целом. При работе двигателя рабочие лопатки подвержены воздействию статических динамических и температурных нагрузок. Расчёт лопаток на прочность производим исходя из статических нагрузок к которым относятся центробежные силы возникающие при вращении ротора и газовые силы возникающие при обтекании профиля лопатки газовыми потоками. Центробежные силы вызывают деформации растяжения изгиба и кручения газовые – деформации изгиба и кручения. Напряжение кручения в расчёте не участвует в виду его малости.
– лопатка рассматривается как консольная балка жёстко заделанная в ободе колеса;
– лопатка по сечению нагрета равномерно т.е. температурные напряжения отсутствуют а механические свойства лопатки в сечении одинаковы;
– лопатка считается жёсткой деформацией лопатки (отклонением ее оси) под действием сил и моментов пренебрегают;
– напряжение определяется по каждому виду деформаций независимо друг от друга.
При расчете лопатки используется прямоугольная система координат которая имеет следующее расположение осей:
– ось r – перпендикулярна оси вращения и проходит через центр тяжести корневого сечения лопатки (положительное направление – от оси вращения к концу лопатки);
– ось y – располагается в плоскости вращения причем положительное направление выбирается так чтобы при повороте оси y в направлении вращения лопаток положительная часть этой оси совместилась с положительной частью оси r по кратчайшему пути (см. рис. 3).
Рис. 3. Принятая система координат при расчете лопатки турбины ВД
В процессе расчёта рабочей лопатки определяют:
– напряжение изгиба от газовых и центробежных сил;
– напряжение растяжения от центробежных сил;
– суммарные максимальные напряжения от растяжения и изгиба;
– первую собственную частоту изгибных колебаний лопатки.
В качестве исходных данных используются результаты термогазодинамического расчёта ТРДД и построенные геометрические профили лопатки из работы по «Теории лопаточных машин».
сплав ЖС-6 ρ = 8200 кгм³ 100 = 200 МПа при 900ºС 100 = 440 МПа при 800ºС (по табл. 2 [2]).
Площадь сечения лопатки на любом радиусе определяется по формуле: F=07b где b – хорда профиля;
– max толщина профиля
Рис. 4. К определению геометрических параметров профиля
На рис. 4 буквами обозначено:
mц.т. nц.т. – координаты центра тяжести сечения;
е – максимальный подъём средней линии;
. – максимальная толщина.
Рис. 5. К определению координат точек профиля наиболее удаленных от главных центральных осей
По значениям площадей профилей пяти сечений лопатки строим график изменения по длине лопатки что позволяет с достаточной (для учебных целей) точностью определить площадь любого другого сечения. Для расчёта лопатки на прочность берём пять сечений.
Максимальные значения напряжений изгиба имеют место в точках ABC – наиболее удаленных от главных центральных осей и . Координаты точек ABC определяем для трех сечений по профилям построенным в курсовом проекте по дисциплине «Теории лопаточных машин». Суммарные напряжения в точках ABC определим как алгебраические суммы напряжений от изгиба и напряжений растяжения от действия центробежных сил. Напряжения изгиба в рассматриваемых точках сечений различны по величине и знаку напряжение растяжение во всех точках данного сечения во всех точках данного сечения одинаковы и положительны.
Положение центра тяжести угла наклона главных центральных осей и геометрических параметров а также значения моментов инерции сечений относительно главных центральных осей находим с помощью программы КОМПАС 3D-V10 (см. приложение).
Расчёт лопатки производится на ЭВМ. По результатам этих расчётов строим графики изменения следующих величин по длине лопатки:
– суммарных напряжений в точках ABC
– коэффициентов запаса прочности.
В результате расчета на ЭВМ получены следующие данные (см. приложение):
SIGMAP – напряжения от центробежных сил;
MRY – величины изгибающих моментов от газовых сил относительно осей У и Х;
MX – величины моментов от газовых сил относительно осей Х и У;
МЕТА МКSI – величины изгибающих моментов относительно главных центральных осей
SIGMA – напряжения изгиба в т.т. А В С;
SIGMAМАХ – максимальное напряжение в сечении;
SIGMASUM – суммарное напряжение в т.т. А В С;
k – коэффициент запаса прочности.
Расчет лопатки на прочность произведен с целью определения запаса прочности в пяти сечениях по высоте лопатки. По результатам расчета строим графики в точках А В С а также график изменения коэффициента запаса прочности по высоте лопатки. (см. приложение).
Максимальные напряжения получились в корневом сечении лопатки что объясняется суммарным действием как инерционных так и газовых сил.
Исходя из полученных данных делаем вывод что лопатка работоспособна и может использоваться в проектируемом двигателе.
Оценка выбранного состояния лопатки производится на основании расчета и построении резонансной диаграммы ступени. Полученное в расчете на ЭВМ значение собственной частоты f не учитывает влияния центробежных сил и температуры. Для учета этих влияний можно воспользоваться приближенным выражением:
– динамическая частота Гц;
E Et – модули упругости материала лопатки при нормальной и рабочей температурах мПа;
nc – секундная частота вращения с-1;
– постоянный коэффициент зависящий от геометрии пера лопатки;
Dср – средний диаметр лопатки м;
– средний угол закрутки по длине лопатки град.
Температура газа определяется по формуле:
Температура лопатки определяется по формуле:
Таблица 1. Построение частотной диаграммы лопатки 2-ой ступени.
Рабочие числа оборотов двигателя равны:
По результатам расчета строим частотную диаграмму ступени. Ввиду технологического разброса собственных частот лопаток рабочего колеса вместо одной кривой изменения этих частот строятся две – одна с разбросом в плюс 5% от расчётной другая – в минус 5% . Такая диаграмма называется частотной диаграммой ступени. Предполагается что между этими кривыми находится поле собственных частот всех лопаток ступени.
По построенной диаграмме видно что резонансы в диапазоне мг и взл (гармоники k=6;10;16) опасны. Можно предпринять некоторые конструктивные меры борьбы с опасными колебаниями. В частности можно добиться большей равномерности потока по окружности с помощью профилирования (обтекатели) обтекаемых элементов выполнение более плавных переходов и удаление концентраторов напряжения (полировка лопаток) применение в конструкции лопаток демпфирующих устройств.
В данной работе была сконструирована турбина высокого давления на основе данных предложенных в задании на курсовой проект по дисциплине «Теория двигателей летательных аппаратов». Был проведен анализ конструктивно-силовых схем двигателей-прототипов JT9D и EEE-GE. Выполнен чертеж турбины определен ряд ее технических характеристик.
В ходе проекта был проведен расчет лопатки на статическую и динамическую прочность. По результатам расчетов построены графики диаграммы сделаны выводы о работоспособности турбины. Расчеты показали что лопатка работоспособна в расчетных условиях а ее коэффициент запаса удовлетворяет нормам конструкционной прочности.
Список использованных источников.
“Конструкция и прочность авиационных двигателей”.Панин Е.А. Методические указания к курсовому проектированию. Самара 2003г.СГАУ.
“Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей”. Хронин Д.В. М.Машиностроение1989г.
“Расчет прочности и собственной частоты колебаний рабочей лопатки ГТД на ЭВМ”. Новиков. Методические указания к курсовому проектированию. Самара СГАУ.
“Расчет на прочность дисков и крыльчаток турбомашин методом конечных разностей на ЭВМ”. Белоусов А.И. Методические указания. 1982г.КуАИ.
“Рабочие и сборочные чертежи ГТД”. Ануров Ю.М. Старцев Н.И. 1999г. Самара. СГАУ.
“Расчет на прочность и собственной частоты колебаний рабочей лопатки ГТД на ЭВМ”. Новиков Д.Н. и др.
“Авиационные двигатели: Учеб. пособие” Паравай В.Ф. Пичугин Д.В. СГАУ – Самара 1995 84с.