Проектирование двигателя

СОДЕРЖАНИЕ

 

ВВЕДЕНИЕ                                                                                                              3

 

1. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ ПРОЕКТИРУЕМОГО ДВИГАТЕЛЯ                                                                                                           4

 

2. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ СИСТЕМ ДВИГАТЕЛЯ                                         13

2.1 Система смазки ГТД                                                                                       13

2.2. Система топливо питания двигателя                                                            14

2.3. Система запуска двигателя                                                                            16

2.4. Противообледенительная система двигателя                                              17

2.5. Система контроля параметров                                                                      17

2.6.  Противопожарная система                                                                           18

 

3. Расчет на прочность рабочей лопатки                                       19

 

4. Разработка компрессора повышенной напорности         25

Выводы                                                                                                               37

 

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ                                                                                     38

 

Приложение 1. Расчет лопаток на растяжение от центробежных сил             39

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ВВЕДЕНИЕ

 

Авиация России вносит существенный вклад в дело экономического развития страны. Её отличные черты, такие как быстрота доставки грузов и пассажиров, обеспечение требуемой комфортности, существенная протяженность трасс, возможность обеспечения тех регионов, где перевозка другими видами транспорта затруднена, способствует её дальнейшему развитию. В этих условиях особое внимание уделяется совершенствованию характеристик авиационных установок в целях уменьшения удельного расхода топлива.

В связи с существенными  экономическими затратами на проектирование новых авиационных ГТД важное значение приобретает модернизация уже существующих. Модернизация авиационных ГТД ведётся в  направлении повышения параметров рабочего процесса, улучшение технических показателей отдельных узлов, повышения их надёжности.

Всё это повышает безопасность полётов летательного аппарата. Из анализа характеристик элементов авиационных ГТД следует, что повышение напорности компрессора является важным фактором повышения мощности двигателя. Поэтому в курсовом проекте ставится задача по совершенствованию компрессора.

 

 

 

 

 

 

 

1. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ  КОНСТРУКЦИИ ПРОЕКТИРУЕМОГО ДВИГАТЕЛЯ

 За прототип был  выбран двигатель Аи-20. Проектируемый двигатель – высотный, турбовинтовой, воздушно – реактивный с воздушным винтом левого вращения.

Двигатель предназначен для установки на пассажирские и транспортные самолеты.

Двигатель состоит из следующих основных частей: редуктор, выполненный по схеме замкнутого дифференциального замкнутого планетарного механизма, лобового картера, на котором  расположены все приводные агрегаты двигателя; осевого десяти ступенчатого компрессора; камеры сгорания кольцевого типа; трехступенчатой реактивной турбины; нерегулируемого реактивного сопла; агрегатов обслуживающих работу двигателя и самолета.

Характерной особенностью двигателя, обеспечивающей его эксплуатацию и надежность, является наличие систем, автоматически предохраняющих двигатель от перегрузки по мощности и температуры газов.

Редуктор  двигателя, выполненный по схеме  замкнутого дифференциально-планетарного механизма, служит для обеспечения наивыгоднейшего числа оборотов воздушного винта при передаче избыточной мощности от ротора двигателя на винт.

Редуктор  состоит из планетарной ступени, ступени перебора, вала воздушного винта и механизма измерителя крутящего момента, смонтированных в картере редуктора.

Мощность  двигателя на вал винта передается по двум ветвям:

а) через планетарную ступень примерно 30%;

б) через ступень перебора примерно 70%.

 

 

Рис.1- Двигатель

 

Детали редуктора  смазываются и охлаждаются маслом, подаваемым из масломагистрали двигателя через специальные форсунки, а также барботажным маслом.

Редуктор  расположен в передней части двигателя, крепится задним фланцем к лобовому картеру, а спереди имеет фланец со шпильками для крепления внутреннего обтекателя капота самолета и токосъемника воздушного винта.

Вал винта  имеет торцовые шлицы для установки  и крепления воздушного винта.

В нижней части  картера редуктора на фланце крепится маслонасос измерителя крутящего момента (ИКМ).

Лобовой картер представляет деталь, отлитую из магниевого сплава, образующую своими стенками входной канал воздушного тракта двигателя и несущую в своих приливах приводы агрегатов, устанавливаемых на двигателе. В воздушном тракте лобового картера устанавливается входной направляющий аппарат компрессора (ВНА).

В центральной  расточке внутреннего конуса монтируется  роликоподшипник на упругом элементе, являющийся передней опорой ротора компрессора. В этой расточке проходит рессора, которая передает мощность через редуктор на воздушный винт.

На наружной поверхности лобового картера выполнены коробчатые приливы и фланцы, на которых устанавливаются следующие агрегаты:

1. центробежный суфлер;
2. регулятор оборотов;
3. стартер-генератор;
4. генератор переменного тока;
5. центробежный воздухоотделитель;
6. маслоагрегат;
7. сигнализатор обледенения;
8. датчик автофлюгера.

Внизу лобового картера с задней стороны крепится коробка приводов, на которой устанавливаются следующие агрегаты:

1. насос-датчик топливный;
2. датчик тахометра;
3. датчик электрического корректора оборотов;
4. гидронасос;
5. подкачивающий топливный насос.

К лобовому картеру  спереди крепится редуктор, сзади  — компрессор.

Лобовой картер, являясь одним из силовых узлов  двигателя, воспринимает и передает через цапфы на подмоторную раму тягу воздушного винта, боковые и большую часть вертикальных сил.

Компрессор  осевой, 10-ступенчатый, предназначенный  для сжатия воздуха, поступающего в двигатель, состоит из двух основных узлов: ротора с рабочими лопатками и корпуса компрессора со спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами. Ротор компрессора барабанно-дисковой конструкции состоит из десяти отдельных дисков, несущих на своих венцах рабочие лопатки, и заднего вала, являющегося задней опоры ротора. Диски соединяются между собой последовательно напрессовкой друг на друга с натягом и скрепляются радиальными штифтами, которые передают крутящий момент.

Диск первой ступени имеет полый хвостовик, являющийся передней опорой ротора компрессора.

Ротор помещается внутри корпуса компрессора на двух подшипниках качения, из которых передний (роликовый) устанавливается в лобовом картере, а задний (шариковый) — в корпусе камеры сгорания.

Корпус компрессора  — стальной, сварной конструкции, выполнен в виде двух половин с разъемом в вертикальной плоскости. Корпус имеет фланцы на торцах и в плоскости разъема. Снаружи корпуса приварены ресиверы с фланцами крепления клапанов перепуска воздуха. На корпусе устанавливаются две пусковые катушки, электромагнитный клапан пускового топлива, выключатель стартера и механизм перепуска горячего воздуха на обогрев ВНА. Снизу на четыре приваренные бобышки устанавливается автомат дозировки топлива (АДТ).

На внутренней поверхности монтируются спрямляющие  аппараты и рабочие кольца.

Корпус камеры сгорания — сварной конструкции, изготовлен из листовой жаропрочной стали, является силовым узлом двигателя и одновременно кожухом камеры сгорания.

Корпус камеры сгорания состоит из переднего наружного  кожуха, заднего наружного кожуха, конической балки. Внутренняя коническая балка и передняя часть наружного кожуха соединяются между собой восемью вваренными полыми ребрами.

В передней части  конической балки - монтируется шариковый подшипник с лабиринтным уплотнением, являющийся задней опорой ротора компрессора; в задней части устанавливается роликовый подшипник с лабиринтным уплотнением, являющийся опорой ротора турбины.

В полости  корпуса камеры сгорания, образованной стенками наружного кожуха и конической балки, размещается камера сгорания.

Передним  фланцем кожуха корпус камеры сгорания крепится к корпусу компрессора; к заднему его фланцу крепится первый сопловой аппарат турбины.

Камера сгорания — кольцевого типа, имеет спереди 8 головок с завихрителями, через  которые в ее полость поступает  поток первичного воздуха.

Головки переходят  в кольцевую полость, ограниченную наружным и внутренним кожухами, имеющими отверстия и щели для подвода вторичного воздуха в камеру сгорания. В центральные отверстия головок устанавливаются рабочие форсунки.

Камера сгорания в передней части крепится к корпусу  восемью штифтами, а задними стенками опирается на стенки первого соплового аппарата турбины.

Турбина —  реактивная, осевая, служит для преобразования тепловой энергии газов в механическую работу на валу, которая используется для вращения компрессора, воздушного винта и агрегатов.

Турбина состоит из вращающейся части — ротора и неподвижной — статора.

Ротор турбины  — консольного типа, состоит из вала турбины и рабочих колес, соединенных между собой стяжными болтами.

Вал турбины  вращается на роликовом подшипнике, установленном в конической балке корпуса камеры сгорания, своим шлицевым концом соединяется с задним валом компрессора.

Крепление лопаток  на дисках осуществляется с помощью  замков елочного типа.

Статор турбины  состоит из сопловых аппаратов. Соединяются  сопловые аппараты между собой, с корпусом камеры сгорания и реактивным соплом с помощью болтов.

Реактивное  сопло — нерегулируемое, состоит  из наружного кожуха и внутреннего кожуха — стекателя. К наружному кожуху крепится удлинительная труба.

Канал реактивного  сопла вместе со стекателем и каналом удлинительной трубы образуют выходную часть газовоздушного тракта двигателя.

Статистические данные по двигателям приведены в таблице 1.2

 

Таблица 1.2

Статистические данные

№	Наименование параметров	Ед. изм.	Двигатель
			T35 - LM	Alison T35 A15	Alison 501 - 022	АИ 24 Вт
1	Взлетная мощность		2804	3640	3078	2855
2	Удельный расход топлива		0,321	0,322	0,369	0,36
3	Удельная масса		0,199	0,235	0,273	0,28
4	Степень повышения давления	-	8,2	9,7	9,25	7,65
5	Температура газа перед  турбиной		1210	1349	1244	1180
6	Расход воздуха		17,2	13	15	9,7
7	Число ступеней компрессора	-	8	14	14	10
8	Число ступеней турбины	-	4	4	4	3
9	Диаметр		0,61	0,68	0,68	0,67
10	Длина		1,58	0,99	3,71	2,34

 

 

 

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ

 

 

Так как в курсовой работе по «Теории авиационных двигателей»  был проведен термодинамический  расчет двигателя, то результаты расчета сведем в таблицу 2.

В соответствии с термодинамическим  расчетом получены следующие параметры:

  Мощность двигателя- 4000 кВт;

Суммарная степень сжатия-  9;

Температура газов перед  турбиной – 1350К.

 

Определение осевых размеров узлов и длины двигателя

Длина двигателя складывается из осевых габаритов всех узлов двигателя.

Определение осевых габаритов  компрессора и турбины проводится по формуле:

L=(S +S ) ,

где S и S -ширина первой и последней ступеней;

N- число ступеней.

Осевая ширина ступени равна:

S=h , где - относительная ширина ступени.

Редуктор:

L=1,7 =1,7 0,5=0,85м

Компрессор:

S =0.077 м;

S =0.045 м;

L= м.

Турбина:

S =0.05 м;

S =0.15 м;

L= м.

Длина ОКС:

L=0.8D = м.

Длина сопла:

L =(0.7-1.5) D ;

L =0,8 D =0,8 м.

Длина двигателя:

L=0,85+0,53+0,27+0,56+0,631=2,77 м

 

Определение массы двигателя  и проектируемого узла

Приближенно массу двигателя  можно оценить:

М =А , где А-  поправочный коэффициент; для двигателей  равен 2500-4500.

М =4100 =1406,3 кг.

Выводы

Согласно расчетам, компрессор выполнен десятиступенчатым, турбина- трехступенчатой; ОКС- прямоточная, кольцевая; длина двигателя-; 2,77 м., масса двигателя – 1406,3 кг.

 

 

 

 

 

Таблица 2

Элементы	Параметры			Сечения	Параметры			Параметры
	кг/с	об/мин	N, кВт		Р , Па	Т, К	С , м/с	D , мм	D , мм	H, мм
Компрессор	17,035	4975,9	9567,13	Вход Выход	1,01 9,1	288 579,8	185 120	500 700	371 425	181 137
Турбина	16	8875,2	9567,13	Вход Выход	8,76 2,88	1350 893,5	157,33 303,72	760 798	680 649	41 69

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2. Краткое описание систем, обеспечивающих работу двигателя

2.1 Масляная система двигателя

Маслосистема двигателя  служит для обеспечения потребителей необходимым количеством масла.

Масло используется в  следующих целях:

уменьшение трения и  износа деталей;

охлаждение деталей;

удаление продуктов  износа;

контроль тех. состояния деталей, находящихся в контакте (опор двигателя и агрегатов);

предотвращение коррозии и наклепа.

Потребителями масла  в проектируемом двигателе являются: редуктор, подшипники опор роторов, детали привода агрегатов.

Высокоскоростные подшипники опор двигателя, требуют применения масла низкой вязкости для обеспечения  большой прочности.

 Редуктору же необходимо  масло повышенной вязкости, способное хорошо удерживаться на поверхности сопрягающихся деталей. В качестве смазывающего вещества используется смесь масел, состоящая из 75% трансформаторного масла или МК-8 и из 25% масла МС-20. Эта смесь масел  удовлетворяет всем вышеизложенным требованиям и надежно обеспечивает запуск двигателя при низких температурах воздуха.

На проектируемом двигателе  в целях повышения безопасности полетов, уменьшения веса и гидравлических потерь в трубопроводах применяют  автономную маслосистему, у которой  все агрегаты расположены на двигателе.

Маслосистема на проектируемом  двигателе циркуляционная, короткозамкнутая, то есть нагнетаемое и откачиваемое непрерывно прокачивается по замкнутому кольцу, что значительно упрощает маслосистему и значительно увеличивает  скорость прогрева масла и достаточную высотность.

Параметры маслосистемы:

1  температура масла  на входе в двигатель - 343…363 К;

2  максимально допустимая  температура масла - 363 К;

3  давление масла  на режиме «малого газа» - Па;

4  давление масла на режиме выше «малого газа» - Па;

В маслосистему входят следующие  агрегаты:

масляный бак;

воздушно – масляный радиатор;

маслоагрегат, включающий в себя, пять секций, нагнетающую и четыре откачивающих;

центробежный воздухоотделитель;

центробежный суфлер;

 масляные фильтры.

  Заполнение маслосистемы  двигателя маслом, поддержание постоянного  давления на входе в нагнетающую  секцию маслоагрегата производится  подкачивающей секцией. Избыточное  давление масла в системе поддерживается редукционным клапаном. Все отработанное масло из картера, редуктора двигателя через маслосборник откачивается откачивающими секциями маслоагрегата. При этом в воздухоотделителе происходит отделение воздуха от масла и воздух через центробежный суфлер отводится в атмосферу. 

 

2.2 Система топливопитания

Система топливопитания предназначена для подвода необходимого количества топлива к форсункам  камеры сгорания.

Система топливопитания должна удовлетворять следующим  требованиям:

хорошее качество распыла  топлива на всех режимах работы двигателя;

высотность должна быть не ниже практического потолка самолета;

безопасность в пожарном отношении;

удобство заправки топливом и возможность аварийного слива  топлива;

процесс подачи топлива  к двигателю должен быть полностью автоматизированным;

система должна иметь  высокую надежность, малый вес  и габариты.

Система топливопитания двигателя состоит из магистралей  низкого и высокого давления.

Система низкого давления включает топливный подкачивающий  насос с редукционным клапаном, топливные фильтры грубой и тонкой очистки с сигнализатором перепада давления и предохранительным клапаном, расходомер топлива.

Система высокого давления обеспечивает подвод топлива к рабочим  форсункам. Она состоит из насоса регулятора, автомата дозаправки топлива, стоп крана, датчика давления топлива, топливного коллектора с восемнадцатью рабочими форсунками.

Параметры системы топливопитания:

1  давление топлива  за подкачивающим насосом - Па;

2  потребная прокачка топлива - м³/c;

3  расход топлива через насос  регулятор - м³/c;

 

Система автоматического  управления двигателем поддерживает постоянными, равновесные обороты на всех рабочих режимах, корректирует подачу топлива в двигатель по высоте и скорости полета, ограничивает температуру газа перед турбиной, управляет запуском и обеспечивает автоматически останов двигателя с одновременным вводом воздушного винта во флюгерное положение, при выходе двигателя из строя.

Система управления двигателем обеспечивает изменение мощности двигателя, его останов и принудительное флюгирование.

 Основная группа автоматических  устройств включает в себя: замкнутую систему регулирования оборотов и незамкнутую систему автоматического регулирования температуры газов перед турбиной. Эта система дополняется замкнутыми ограничителями крутящего момента на валу винта и температуры газов перед турбиной. Задание режима работы двигателя осуществляется единым рычагом управления, путем настройки регулятора подачи топлива. Корректировка настройки регулятора производится по давлению воздуха на входе в двигатель с помощью барометрического корректора.

Во вторую группу входят дополнительные регулирующие устройства,

с помощью барометрического корректора, обеспечивающие регулирование подачи топлива на неустановившихся режимах работы двигателя при запуске, приемистости и сбросе газа. Сюда входят топливный автомат запуска (ТАЗ), ограничитель предельных оборотов во время приемистости (ОПО), автомат приемистости и сброса газа (АП).

В третью группу входят автоматические устройства, обеспечивающие регулирование  компрессора.

В четвертую группу входят защитные автоматические устройства, с помощью которых осуществляется непосредственной воздействие на воздушный  винт.

 

2.3  Система запуска двигателя

Система запуска двигателя  является частью системы питания  и запуска СПЗ-27.

Система  СПЗ-27 обеспечивает питание  постоянным током и запуск двигателя осуществляемый от стартер-генератора. Последовательность включения агрегатов  при запуске двигателя осуществляется временным автоматом.

Система состоит из стартер-генератора, свечей зажигания, элементов пусковой топливной системы.

Пусковая топливная  система обеспечивает подачу топлива  при запуске. В систему входит электромагнитный клапан пускового топлива, фильтр, обратный клапан, коллектор пускового топлива, два пусковых воспламенителя.    

 

2.4 Противообледенительная система

Противообледенительная  система состоит из рессивера отбора воздуха за VI ступенью компрессора, распределительной заслонки отбора воздуха (ЗОВ), электрозаслонки, теплоизолированного коллектора  и трубопроводов, соединяющих перечисленные элементы.

Включение ПОС осуществляется открытием электрозаслонки , управляемой электромеханизмом ЭПВ- 24МТ. При включенной системе воздух через распределительную заслонку , трубопроводы и электрозаслонку поступает в кольцевой теплоизолированный коллектор и далее через уголковые штуцера - в полости в районе редкктора. По указанным полостям воздух проходит к центральной втулке ВНА и, выйдя через отверстия в передней крышке, направляется на обогрев наружной обечайки кока . Из обечайки кока через отверстия воздух выходит в проточную часть.

 

2.5 Система контроля двигателя

Система контроля двигателя  обеспечивает:

- контроль режимов работы двигателя;

- контроль работы систем двигателя;

- контроль   технического   состояния   отдельных   узлов   и   агрегатов

двигателя.

Режимы работы двигателя задаются частотой вращения (оборотами),  постоянными    для    всех    условий    полета,    кроме       режимов

ограничения.

Дополнительными параметрами  контроля режимов работы двигателя  являются:

- - температура газов за турбиной .

 

 

2.6 Противопожарная система

Противопожарная система  двигателя включает в себя:

— трубопроводы подвода огнегасящей жидкости во внутреннюю полость редуктора, масляную полость картера турбины и заднюю опору, а также форсунки распыла огнегасящей жидкости в указанных полостях;

— противопожарную перегородку, установленную на картере турбины, которая вместе с противопожарной перегородкой гондолы двигателя отделяет горячую часть двигателя от агрегатов и трубопроводов топливной и масляной системы, расположенных в передней части двигателя.

Противопожарная система  двигателя выполнена отдельно от противопожарной системы самолета.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

3. РАСЧЕТ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ НА ПРОЧНОСТЬ

1 ступень компрессора

В рабочих лопатках возникают  следующие напряжения:

• растяжение центробежных сил вращающихся масс рабочих лопаток;
• изгиба   под   действием   потока   газа   или   воздуха,   при   движении   его
• по межлопаточным каналам;
• изгиба от центробежных сил, если центр масс сечений лопатки не лежат на одном радиусе, проходящем через центр масс корневого сечения;
• вибрационное напряжение;
• кручение от действия центробежных и газовых сил.

Центробежные силы, действующие  на продольную часть лопатки, являются основным источником её статической  напряженности.

Определяющими напряжениями при этом будут напряжения растяжения.

При расчете лопатки на прочность  делаются следующие допущения:

лопатка рассматривается  как консольная балка;

напряжения определяются независимо от других видов деформации;

по сечению лопатка нагревается  равномерно, т.е. Температурное напряжение отсутствует, механические свойства материала  лопатки по сечению одинаковы;

лопатку считаем жесткой;

предполагаем, что деформации лопатки  протекают в упругой зоне.

Тогда напряжение растяжения от действия элементарной центробежной силы определяются по формуле:

; интегрируя это выражение  от  до ,

получим: