Изготовление лопатки турбины из УУКМ

Содержание.

 

Аналитическая часть

1.Введение………………………………………………………………….…  7

2. Общая характеристика  двигателя НК-86………………………………… 10

2.1 Общие сведения о двигателе…………………………………………….. 11

2.2 Газовоздушный тракт двигателя………………………………………… 12

2.3 Параметры двигателя……………………………………………………. 13

2.4 Система противообледенения…………………………………………… 16

2.5 Весовые и габаритные характеристики двигателя……………………... 18

       3. Турбина двигателя НК-86…………………………………………………. 19

3.1 Общая часть……………………………………………………………….. 19

3.2 Описание турбины…………………………………………………………19

3.3 Работа турбины………………………………………………………….... 20

3.4 Ротор турбины ВД. Описание……………………………………………. 22

3.5 Ротор турбины НД. Описание……………………………………………. 23

3.6 Статор турбины. Описание ………………………………………………. 24

4.Применение углерод-углеродных композиционных материалов для

изготовления лопарок турбины двигателя НК-86………………………....... 26

4.1 Определение композиционных материалов……………………...…….....26

4.2 Применение композиционных материалов в авиа и ракетостроении…...27

4.3 Углерод- углеродные композиционные материалы……………………..  29

5. Особенности консервации, упаковки и хранения двигателя НК-86……... 33

5.1. Консервация и упаковка двигателя при снятии его с самолета

сроком на 1 год………………………………………………………………… 34    

5.2 Хранение двигателя…………………………………………………….  ... 35

6. Охрана труда и техника безопасности…………………………………...... 40

6.1 Охрана труда……………………………………………………………...... 41

6.2 Техника безопасности……………………………………………………... 42

6.3 Требования безопасности…………………………………………………. 43

6.4 Требования безопасности в аварийных ситуациях……………………… 50

6.5 Электробезопасность………………………………………………………. 51

6.6 Требования безопасности после окончания работы………………………52

7. Заключение………………………………………………………………….. 53

8. Список чертежей…………………………………………………………….. 54

9. Список используемой литературы…………………………………………..60

 

1.Введение

 

   Основным классом материалов, удовлетворяющих таким жестким, противоречащим друг другу требованиям, как обеспечение минимальной прочности, жесткости, надежности и долговечности при работе в тяжелых условиях нагружения, в том числе при высоких температурах и в агрессивных средах, являются композиты.

   Современная наука о композитных материалах обязана своему динамичному развитию в течений  последних десятилетий главным образом применению композитов в ракетной технике и самолетостроении. Условия эксплуатации тяжело нагруженных узлов и элементов конструкции разрабатываемых самолетов и ракет не позволяют использовать для их изготовления традиционные металлические материалы и композиты. Каждая новая конструкция, обеспечивающая рост технических характеристик, как правило, требует разработки новых композиционных материалов.

   В  качестве  примера можно привести необходимость  решения проблем, связанных с  реализацией в США проекта  разработки аэрокосмических аппаратов для заатмосферных полетов. Предполагается, что летательный аппарат, названный «Восточный экспресс», сможет взлетать и садиться на обычных взлетных полосах современных аэродромов. Перелет с западного побережья США в страны Азии займет менее двух часов. Во время полета некоторые элементы конструкции самолета будут нагреваться до 1800ºС. Естественно, для изготовления конструкции аппарата подобного типа нельзя применять металлические материалы. Эффективное решение может быть достигнуто только при использовании новых высокопрочных, легких, жестких, высокотемпературных композиционных материалов. Такие материалы разрабатываются в передовых лабораториях развитых стран. Разработка новых материалов, в том числе и композитов, стимулирует развитие техники и технологии во многих развитых странах мира.

   В последние  десятилетия темпы роста производства  композиционных материалов постоянно возрастаю.

   Как правило,  стоимость композиционных материалов  очень высока, что связанно со  сложностью технических процессов их производства, высокой ценой используемых компонентов. Однако следует подчеркнуть возможность экономии при производстве сложных конструкции за счет уменьшения количества деталей, сокращения числа сборочных операции. Трудоемкость производства изделий из композиционных материалов можно снизить в 1,5- 2 раза по сравнению с металлическими аналогами.

   Композиты эффективно  конкурируют с такими конструкционными  материалами, как алюминии, титан, сталь. К отраслям, активного использующим композиционные материалы и являющимися заказчиками для разработки и производства новых материалов и изделий из них, относится авиация, космонавтика, наземный транспорт, химическое машиностроение, медицина, спорт, туризм, образование. Композиты используются для производства автомобилей, объекты железного транспорта, самолетов, ракет, яхт, подводных лодок, емкости для хранения различного рода жидкостей, трубопроводов, стволов артиллерийских орудий. Материалы, разработка которых первоначально осуществлялась по заказам военных ведомств, в первую очередь для применения в летательных аппаратах, внедрены во многих отраслях гражданской промышленности.

   Тема дипломного  проекта: « Повышение механических  свойств лопаток турбины двигателя  НК-86 их изготовление из углерод-углеродных композиционных материалов» является актуальной. Так как применение углерод-углеродных композиционных материалов при изготовлении турбинных лопаток позволяет повысить максимальную рабочую температуру двигателей, что в свою очередь увеличивает его экономичность, позволяет применять более дешевые сорта топлива.     

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2.Общая характеристика  двигателя НК-86

 

2.1 Общие сведения о двигателе НК-86

НК-86 предназначен для  установки на самолет Ил-86, создан в КБ Н.Д. Кузнецова. Двигатели расположены в четырех мотогондолах, подвешенных на пилонах под крылом самолета. Для обеспечения доступа к агрегатам и системам двигателя мотогондола снабжена откидными створками, крышками и лючкам. Для организации подвода воздуха на вход в двигатель мотогондола оборудована воздухозаборником. Для улучшения посадочных характеристик самолета двигатель оборудован реверсом тяги.

Двигатели, взаимно заменяемые и поставляются в комплекте для левого и правой половины крыла.

Газотурбинный турбовентиляторный двигатель НК-86 (см. рис. I) представляет собой двухконтурный, двухкаскадный двигатель со смешением потоков наружного и внутреннего контуров в общем выходном устройстве. Двигатель экономичен и имеет низкий уровень шума, что достигается за счет применения в тракте наружного контура панелей со звукопоглощающим сотовым наполнителем.

На двигателе предусмотрены  системы запуска, контроля, защиты и сигнализации, обеспечивающие быстрое обнаружение недостатков и отклонений параметров на работающем двигателе, а также системы противопожарной защиты и противооблединения. Системы двигателя не требуют дополнительного регулирования в процессе эксплуатации.

Все агрегаты двигателя  располагаются в нижней части, что  облегчает к ним доступ и значительно упрощает их обслуживание.

Двигатель включает в себя следующие узлы:

- входной направляющий аппарат (ВНА) с коком;

- компрессор осевой  одиннадцатиступенчатый, двухкаскадный, состоящий из компрессоров низкого давления (НД) и высокого давления (ВД);

 - многофорсунчатую камеру сгорания кольцевого типа;

- реактивную турбину;

- опоры (переднюю, среднюю и заднюю);

- оболочки, образующие тракт вентиляторного контура;

- выходное устройство.

Компрессор низкого  давления пятиступенчатый. Первая и вторая его ступени работают  на два контура - внутренний и наружный (вентиляторный). Разделение воздушного потока  на контуры происходит за рабочим колесом второй ступени вентилятора. Для уменьшения уровня шума вентилятор выполнен с увеличенными зазорами между рабочими колесами и направляющими аппаратами. Компрессор высокого давления шестиступенчатый. На наружный корпус компрессора устанавливаются оболочки со звукопоглощающим наполнителем.

Блок камеры сгорания включает в себя кольцевую камеру сгорания, наружный и внутренне  корпусы камеры и два воспламенителя.

Турбина высокого давления одноступенчатая. Лопатки первого соплового аппарата охлаждаемые. Турбина низкого давления двухступенчатая. Статор турбины на крейсерском режиме охлаждается воздухом наружного контура.

Опора турбины включает в себя наружный и внутренний кожухи и внутренний корпус. Гофрированный смеситель (18-лепестковый) организует смешение внутреннего и наружного потоков, являясь элементом шумоглушения двигателя.

Наружные оболочки (сотовой конструкции) выполнены из звукопоглощающих панелей. Выходное устройство состоит из реверса тяги и узлов капотирования, являющихся хвостовой частью мотогондолы.

Рис. 1. Общий вид двигателя.

2.1 Газовоздушный тракт двигателя.

 

Воздух из самолетного воздухозаборника поступает во входной направляющий аппарат (ВНА), сжимается в двухступенчатом вентиляторе, после чего направляется во внутренний и наружный контуры двигателя.

      В наружном контуре воздух проходит по каналу, образованному наружными и внутренними оболочками. Затем в смесителе воздух смешивается с газом, выходящим из внутреннего контура. Часть воздуха наружного контура используется для охлаждения статора турбины, опоры турбины и для воздухо-воздушного теплообменника.

Во внутреннем контуре воздух дополнительно сжимается в трех ступенях компрессора низкого давления и далее в шести ступенях компрессора высокого давления, после чего поступает в камеру сгорания.

       Часть воздуха внутреннего контура используется:

- для охлаждения лопаток I соплового аппарата;

- на наддув лабиринтов  за турбиной;

- для обогрева входного  направляющего аппарата и кока при обледенении;

- для вращения турбины привода постоянных оборотов (ППО-40МВ);

- для наддува и кондиционирования  кабины экипажа и пассажирского салона;

- для противообледенительной  системы самолета;

- для струйной защиты;

- для подогрева топлива.

В камере сгорания воздух разделяется на два потока: первичный  и вторичный. Воздух первичного потока, перемешиваясь с топливом, впрыскиваемым через форсунки, участвует в процессе горения.

       Воздух вторичного потока используется для охлаждения стенок камеры сгорания, а затем подмешивается к продуктам сгорания для получения необходимой температуры газа перед турбиной.

Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется от двух воспламенителей, состоящих из форсунок и запальных свечей.

Газ, выходящий из камеры сгорания, поступает последовательно  на три ступени турбины.

Первая ступень турбины  ВД обеспечивает вращение компрессора ВД, два ступени турбины НД  приводят во вращение компрессора НД и вентилятор. Роторы каскадов высокого и низкого давления связаны между собой только газодинамически.

Кинематическая схема  двигателя (см. рис. 3)

Ротор высокого давления (ВД) обеспечивает привод следующих агрегатов:                               -  блока насосов;

-  центрифуги   подкачивающего    насоса;

-  агрегата   дозировки   топлива   (ЛДТ);

-  двух  гидронасосов;

-  насоса-датчика;

-  стартера;

- ручной прокрутки; 

- привода постоянных оборотов (ППО);

- индуктора;

- суфлера.

Ротор низкого давления (НД) обеспечивает привод следующих  агрегатов:

- суфлера опоры турбины; 

- откачивающего насоса  опоры турбины; 

- индуктора; 

- оттачивающего насоса  передней опоры; 

- привод датчика тахометра.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Рис. 2. Газовоздушный тракт двигателя.

 

 

 

 

2.2 Параметры двигателя.

 

Время   приемистости при   перемещении   рычага   управления двигателем за 1 сек.

С  разрешенными       отборами      мощности   от     двигателя:

на земле от режима малого газа до получения  95% взлетной тяги от 8 до 10 с.

в полете от режима полетного малого газа до 95%   взлетной  тяги 5с, не   более.

на  земле  на  прерванном  взлете  до режима, соответствующего 95%максимальной   обратной тяги………………………………… 6 с, не более.

Эксплуатационный   диапазон   скоростей   полета Мп ……. от 0 до   0,88

Эксплуатационный   диапазон   высот   полета ………….…… 0…..11000м

Запуск   двигателя       в   полете, после    пребывания  его  в   режиме  авторотации  не более 15 мин обеспечивается до высоты 8000 м при всех возможных   температурах           воздуха  на входе в   двигатель.

Максимальный уровень  шума самолета с двигателями НК-86 в стандартных контрольных точках не должен превышать:

сборку ВПП (при взлете) ………………. 104,2 EPNдБ

при наборе высоты (при  пролете) …….. 107,4 EPNдБ

при заходе на посадку ………………….  105,1EPNдБ

      Особенности  систем двигателя и их основные  характеристики

Система топливопитания двигателя:

а) Сорт топлива РТ ГОСТ 10227-86 и РТ с 0,003% антиокислительной присадки ИОНОЛ (ТУ38-101633-76); ТС-1 ГОСТ 10227-86. Заправку топлива вести через фильтр 5 мкм.

б) Давление топлива перед подкачивающим  насосом:

при работе на всех режимах …………………………………от 0,7 до 3,5 ата

при обесточенном самолете на высоте Н = 10 км ………… 0,3 ата, не менее

при запуске ……………………………………………………от 1,7 до 3,5 ата

в) Максимальное давление топлива перед рабочими форсунками…60 кгс/см², не более.

г) Допустимая температура топлива  на входе в насос +50... -60°С

ПРИМЕЧАНИЕ: Замер производится перед распределителем топлива.

Масляная система и система  суфлирования двигателя:

а) Тип масляной системы короткозамкнутая, циркуляционная, под давлением.

б) Сорт масла…МК-8п ГОСТ 6457-66,МС-8п ГОСТ 3801163-78, МС-8РК ТУ 381011121-88 ИПМ-10 ГОСТ 38 01294-83

 

Масла иностранных марок  по "Перечню зарубежных ГСМ, рекомендованных к применению на авиатехнике отечественного производства.

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. Разрешается смешение  масел МК-8п, МС-8п, МС-8РК в  маслобаке при

дозаправке в любом  соотношении.

2. Запрещается смешение масла ВНИИНП с маслами МК-8п, МС-8п, МС-8РК.

3. Замена масла производится  в соответствии с РО.

4. Смешение отечественных  и зарубежных масел не допускается.

в) Минимально допустимая температура масла на входе при  запуске двигателя:

для масла МС-8п, МС-8РК, ИПМ-10…… -40°С

для масла МК-8п -………………………… -25°С

г) Температура масла  на входе в двигатель при продолжительной  работе на режимах:

минимальная……………………………....+ 25ºC

рекомендуемая……………….. от + 60 до + 80ºC

максимальная ……………………………+ 100ºC

д) Максимально допустимая температура масла на выходе

из двигателя………………………………………………………….. + 125°С

е) Давление масла на входе  в двигатель на земле и в  полете:

на режиме малого газа и до 0,7 максимального продолжительного  2,5 ...4,0 кгс/см²

ПРИМЕЧАНИЕ: На высотах  выше 10000м допускается уменьшение давления масла до 3,4 кгс/см².

ж) Теплоотдача в масло  в земных стандартных условиях и  прокачка масла на максимальном продолжительном режиме при температуре масла на входе в двигатель +80°С.

Теплоотдача …………… 1000 ккал/мин, не более

Прокачка ……………….  55 ... 72 кг/мин

з) Расход масла …………1,0 кг/ч, не более

ПРИМЕЧАНИЕ: При работе двигателя с температурой масла  на входе 100°С допускается расход масла …………………….. 2,0 кг/ч.

и) Суфлер задней опоры: тип………центробежный;

передаточное число от привода ротора ВД…………..1,07

передаточное число  от привода ротора НД…………..1,0

Система запуска: тип

а) автоматическая, автономная от стартера, приводимого в действие воздухом от вспомогательной силовой или наземной установки, или от работающего двигателя.

б) Время выхода непрогретого двигателя на взлетный режим с  момента нажатия кнопки "ЗАПУСК" должно быть не менее 5 мин, при этом время выхода на малый газ должно составлять не более 80 с.

ПРИМЕЧАНИЕ; Запуск двигателя  на земле обеспечивается при температурах наружного воздуха от -60 до +50°С (при 98% влажности воздуха при +40°С), в том числе на аэродромах, расположенных на высоте до 2500 м над уровнем моря. При этом время выхода на малый газ должно составлять не более 120 с.

в) Стартер: тип……воздушный, с осевой турбиной и редуктором.

передаточное число  от стартера к ротору ВД………..……............1,012

номинальная мощность на выходном валу ……………………..150± 10 л.с.

ПРИМЕЧАНИЕ: Данная мощность соответствует следующим параметрам воздуха на  входе в турбину стартера при запуске от ВСУ-10 (Н= 0; V = 0; СА - 74):

расход воздуха …………………1,115 кг/с

полное давление ………………..3,9 ата

температура воздуха …………...178°С

г) Агрегат зажигания:

условное обозначение…………….. КНПС-22, серия 2

напряжение питания ………………27 ± 2,7 В

свеча полупроводниковая ………СПН-4-ЗТ

 

 

1.4 Система противообледенения.

 

а)Тип воздушно-тепловая с обогревом лопаток ВНА, кока и воздухозаборника. Включение: автоматическое по сигналам от интенсиметра-сигнализатора обледенения планера или от сигнализатора обледенения двигателя; ручное со щитка управления ПОС в кабине экипажа.

б) Отбор воздуха на обогрев ВНА  и кока производится из-за 9-й ступени  компрессора на всех режимах работы двигателя (от малого газа до взлетного) на земле и в полете на всех высотах до II км.

в) Величина отбора воздуха определяется ограничительной шайбой ¢40 мм и ограничителем максимального давления и составляет 2000 кг/ч на режимах с давлением на фланце отбора > 2,5       кгс/см

ПРИМЕЧАНИЙ: Включение системы противообледенения двигателя производится при температуре окружавдего воздуха tн = +5°С и ниже.

Противопожарная система:

а) Тип - фреоновая с автоматическим включением и дублированием включения  вручную.

б) Огнегасящая жидкость ………………………………………фреон II4В2,

огнетушитель УБШ-2-1 …………………………………………….4шт

ПРИМЕЧАНИЕ: На двигателе  установлено 4 коллектора противопожарной системы мотогондолы, которые подключаются к противопожарной системе самолета.

Самолетные системы, установленные  на двигателе:

а) Система отбора воздуха  на кондиционирование:

Отбор воздуха для  системы кондиционирования производится из-за 9-й ступени компрессора до режима 0,35...0,4 максимального продолжительного и из-за 7-й ступени на режимах выше 0,35...0,4 максимального продолжительного.

Регулятор весового расхода  обеспечивает постоянный отбор воздуха на всех установившихся режимах его работы, равный 3500+210 кг/ч. В случае отбора воздуха для питания турбонасосных установок суммарный расход воздуха увеличивается до 5000 кг/ч.

Параметры отбираемого  из-за 9-й ступени воздуха на выходе из фланца отбора:

минимальное давление (на режиме малого газа)

при Н = 0 км, tн = +50ºC ………………………………1,8 ата, не менее

при Н = II км, tн = -36,5°С …………………………...2,25 ата, не менее

максимальное давление

(Н = 0, tн = -60°С, М = 0,315) …………………………  13 кгс/см², не более

максимальная температура (Н = 0, tн = +50°С) …………..410°С, не более

Отбор воздуха для  воздухо-воздушного теплообменника (ВВТ) производится из вентиляторного контура и определяется температурой охлаждаемого воздуха. Максимальная величина отбора 12000 кг/ч.

Содержание вредных  примесей (при наличии хтя бы одного компонента) в воздухе, отбираемом для системы кондиционирования самолета, не должно превышать:

окиси углерода ………………………………………..0,02 мг/л

паров топлива в пересчете  на углерод ……………...0,3 мг/л

продуктов термического разложения минеральных масел:

без специальных присадок …………………………...0,02 мг/л

с присадками …………………………………………..0,01 мг/л

б) Система отбора воздуха  на противообледенение воздухозаборника и для струйной защиты входа в  двигатель.

Отбор воздуха в систему противообледенения воздухозаборника производится из-за 9-й ступени компрессора на всех режимах работы двигателя (от малого газа до взлетного) на земле и в полете на всех высотах до II км.

      Величина отбора воздуха определяется площадью сопла эжектора (¢22,7), установленного в системе, и максимально составляет 2400 кг/ч.

Управление системой производится заслонкой с электромеханизмом  ЭПВ-150МТ, серия 2.

в) Система отбора воздуха  для привода постоянных оборотов (ПП0-40МВ)

Отбор воздуха для работы агрегата ППО производится из-за 9-й ступени компрессора на всех режимах работы двигателя.

Величина отбора воздуха  для ППО регулируется самим агрегатом  ППО и составляет (при нагрузке генератора 25 кВт):

на крейсерском режиме (Н = II км, V = 850 км/ч, СА-74) ……….. 500 кг/ч

на режиме малого газа (Н = 0, V = 0, СА-74) …………………….. 1620 кг/ч

г) Система отбора воздуха  на подогрев топлива

Отбор воздуха на подогрев топлива производится из-за 9-й ступени  компрессора на всех режимах работы двигателя (от малого газа до взлетного) на всех высотах до II км при обледенении топливного фильтра.

Количество отбираемого  воздуха составляет:

на рокиме малого газа (Н = 0, V = 0, СА-74) ………………………. 1800 кг/ч

на крейсерском режиме (Н = II км, V = 850 км/ч, СА-74) ………… 3600 кг/ч

д) Гидросистема

Рабочая жидкость НГЖ-4 ТУ 38101740-80

Давление жидкости на входе в насосы:

на режимах эксплуатационной работы …………………………. .. 1,7...4,5 ата

при запуске ………………………………………………….… 0,6 ата, не менее

максимальное давление за насосами …………………… 220 кгс/см², не более

допустимая температура  жидкости на входе в насосы ……. от -55 до +100°С

 

 

2.5 Весовые и габаритные характеристики двигателя.

 

Масса сухая двигателя  по ГОСТ 17106-79:

без реверсивного устройства 2150  ²  кг

с реверсивным устройством 2500  ²   кг

Габаритные размеры  двигателя:

длина без хвостовой  части мотогондолы и реверсивного устройства ..3636 мм

длина с хвостовой  частью мотогондолы ………………………….…… 6357 мм

максимальный диаметр (без агрегатов и выходного устройства) ….…1600 мм

Гарантии:

Назначенный  (общетехнический) ресурс двигатель……………….15000ч

Гарантийный ресурс до 1-го капитального ремонта ……………….. 7500ч

Первоначальный гарантийный  ресурс двигателя ……………………1000ч

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

3. Турбина двигателя НК-86.

 

3.1 Общая часть.

 

Турбина предназначена  для преобразования энергии газа в мощность на валу. Турбина - двухкаскадная, трехступенчатая, осевая, реактивная, охлаждаемая.

Первый каскад - одноступенчатая (I ступень) турбина высокого давления    (турбина (ВД).

Второй каскад - двухступенчатая турбина (II и Ш ступени) низкого давления (турбина НД).

Турбина, как самый  теплонапряженный узел двигателя, является и наиболее частым источником неисправностей, приводящим к отправки в ремонт и  ограничивающим ресурс двигателя. При  замене лопатки турбины на углерод –

углеродный композиционный материал ресурс двигателя заметно  увеличится.

 

 

3.2 Описание турбины.

 

Турбина выполнена из следующих узлов (см. рис. 4):

- ротора турбины ВД;

- ротора турбины НД;

- статора;

- задней опоры.

На внешней части турбины установлены капот и кожух.

       Опорами роторов турбин ВД и ЦД служат средняя и задняя опоры двигателя.

Вал ротора турбины ЦД опирается на два подшипника: роликовый  и шариковый.

Роликовым подшипник  установлен на носке задней опоры; шариковый - в средней опоре.

Осевые усилия, действующие на ротор турбины НД, воспринимаются шариковым подшипником.

Ротор турбины ВД, соединенный с  ротором компрессора ВД, одним  концом опирается на шариковый подшипник, расположенный в средней опоре. Второй опорой ротора турбины ВД является межвальный роликовый подшипник, установленный в вале турбины ВД. Осевые  усилия, действующие на ротор турбины ВД, воспринимаются шариковым подшипником.

В турбине ВД сопловые лопатки - охлаждаемые, диск турбины  и замки рабочих лопаток для охлаждения обдуваются воздухом из компрессора ВД.

Все рабочие лопатки  турбины и сопловые лопатки турбины  НД - неохлаждаемые.

Рабочие лопатки всех ступеней па периферийной части имеют бандажные полки.