Аналітична довідка, щодо об’єкту дослідження призначення І область використання гтд

Ім'я файлу: СУ-27.DOCX
Розширення: docx
Розмір: 3340кб.
Дата: 07.09.2022
скачати

ЗМІСТ

АНАЛІТИЧНА ДОВІДКА, ЩОДО ОБ’ЄКТУ ДОСЛІДЖЕННЯ ………………..

Призначення і область використання ГТД…………………………………….

Призначення та область використання ГТД в Україні; актуальність досліджень пов’язаних з покращенням параметрів ГТД………………...…..

Базові відомості про ГТД. Типи, принцип дії та особливості застосування газотурбінних двигунів в авіації……………………………………………….

Складові частини ГТД………………………………………………………….

ОБГРУНТУВАННЯ ВИБОРУ МАТЕРІАЛУ ДЛЯ ПОКРАЩЕННЯ ПАРАМЕТРІВ ГТД………………………………………………………………….

АЕРОТЕРМОГАЗОДИНАМІЧНА ІНТЕГРАЦІЯ ДВОКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА З ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНОЮ ПРИСТАВКОЮ ТА СТУПІНЧАСТОЇ МОТОГОНДОЛИ АВІАЦІЙНОЇ СИЛОВОЇ УСТАНОВКИ ………………………………………………………….

Концепція аеротермогазодинамічної інтеграції ступінчастої мотогондоли і двоконтурного турбореактивного двигуна з турбовентиляторною приставкою………………………………………………….

Аеротермогазодинамічний розрахунок силової установки……………

МЕТОДИ ДІАГНОСТИКИ ДВИГУНІВ……………………….

ВИСНОВОК………………………………………………………………………

СПИСОК ВИКОРИТСАНОЇ ЛІТЕРАТУРИ……………………………………

РОЗДІЛ 1. Аналітична довідка, щодо об’єкту дослідження

Призначення і область використання ГТД

У сучасній техніці розроблено і використовується безліч різних типів двигунів. В даній магістерській роботі розглядається лише один тип - газотурбінні двигуни (ГТД), тобто двигуни, що мають в своєму складі компресор, камеру згорання та газову турбіну. ГТД широко застосовуються в авіаційній, наземній і морській техніці. На рис. 1.1 показані основні об'єкти сфери застосування сучасних ГТД.

Рис. 1.1 Класифікація ГТД за призначенням та об'єктам застосування

На даний час в загальному обсязі світового виробництва ГТД, в вартісному вираженні, авіаційні двигуни становлять близько 70%, наземні і Об’єкти застосування ГТД Авіатехніка Морські умови Енергетика, промисловість та транспорт Літаки звичайного зльоту та посадки Літаки вертикально зльоту та посадки Гелікоптери Крилаті ракети БЛА Механічний привод промислового обладнання Енергетичний привод: привід електрогенераторів Привід транспортних засобів та бойової техніки Допоміжне використання: генератори стиснутого повітря та ін. Цивільні кораблі, бойові кораблі, судна на повітряній подушці Механічний й енергетичній привід в морських умовах: на морських платформах добування нафти й газу Екраноплани 15 морські - близько 30%. Обсяг виробництва наземних і морських ГТД розподіляється наступним чином: - енергетичні ГТД

91%; - ГТД для приводу промислового устаткування і наземних транспортних засобів 5%; - ГТД для приводу судових рушіїв 4%. У сучасної цивільної та військової авіації ГТД практично повністю витіснили поршневі двигуни і зайняли домінуюче становище. Їх широке застосування в енергетиці, промисловості та транспорті стало можливим завдяки більш високій енерговіддачі, компактності та малій вазі в порівнянні з іншими типами силових установок. Високі питомі параметри ГТД забезпечуються особливостями конструкції і термодинамічного циклу. Цикл ГТД, хоча і складається з тих же основних процесів, що і цикл поршневих двигунів внутрішнього згоряння, але має істотну відмінність. У поршневих двигунах процеси відбуваються послідовно, один за іншим, в одному і тому ж елементі двигуна - циліндрі. У ГТД ці ж процеси відбуваються одночасно і безперервно в різних елементах двигуна. Завдяки цьому в ГТД немає такої нерівномірності умов роботи елементів двигуна, як в поршневому, а середня швидкість та масові витрати робочого тіла в 50 ... 100 разів вищі, ніж в поршневих двигунах. Це дозволяє зосередити в малогабаритних ГТД великі потужності.

Призначення та область використання ГТД в Україні; актуальність досліджень пов’язаних з покращенням параметрів ГТД

Для розуміння можливостей конструювання, створення, продажу та ремонту авіа-двигунів, але вже на теренах України, необхідно спершу проаналізувати стан авіа-потужностей в цілому. Для цього треба розглянути стан розвитку авіа індустрії за минулий 2017 рік. За даними військового інформаційного порталу Military Navigator, протягом 2017 р. вдалося відновити аеродроми в трьох регіонах і відремонтувати 9 летовищ. На кожному реабілітованому аеродромі було здійснено масштабні роботи: від заміни аеродромних плит, штучного покриття, до заливання сучасного бетонного моноліту й будівництва стоянок для літаків. За інформацією консалтингової компанії Defense Еxpress, у 2017 р. авіапромисловість України досягнула апогею свого відновлення, оскільки активно фінансувалися проведення першого, середнього та капітального ремонту літаків та гелікоптерів. Та цих досягнень не достатньо навіть для підтримання авіабудівного комплексу в Україні, так як загальне положення справ перекреслює майже всі надбання за останні роки. Одним з найгостріших питань є те, що навіть при вдалому випуску продукції, покупців на неї буде важко знайти. Так як українським підприємствам не вистачає технологій, обладнання та працівників щоб вивести рівень ціни/якості продукції на світовий рівень. В минулому найбільшим покупцем нашої продукції була Росія, та на жаль даний варіант вже не є дійсним. Через політичні, територіальні та військові суперечки, були перекриті найбільш вдалі та перспективні напрямки підтримання авіаціонної промисловості, котрі в минулому були закладені та працювали довгий період часу. Як наслідок, з 2015 року в Україні літаки не виробляються і на них немає замовлень. Також треба звернути увагу на те, що в Київському політехнічному інституті (колишній КПІ, де навчалися І. Сікорський, С. Корольов, А. Люлька і багато інших видатних конструкторів і вчених) в квітні 2018 року був закритий факультет авіаційних і космічних систем. Аналіз нинішнього стану авіаційної промисловості показує, що Україна не в змозі самостійно забезпечити збереження повного циклу створення літаків, тому що для цього потрібні значні фінансові вкладення в галузь. 17 Внутрішнього ринку немає, тому що авіа компанії віддають перевагу більш досконалим літакам західного виробництва. Тому для збереження і розвитку авіаційної промисловості України потрібен мінімум зацікавлений інвестор.

1.3 Базові відомості про ГТД. Типи, принцип дії та особливості застосування газотурбінних двигунів в авіації

Після розгляду способів використання ГТД, нижче буде розглянутий базовий його опис, а також принцип роботи. Авіаційні ГТД за способом створення тягового зусилля відносяться до класу реактивних двигунів, класифікація котрих подана на рис. 1.3.

Рис. 1.3 Класифікація реактивних двигунів

Серед реактивних двигунів можна виділити дві основні групи: Першу групу складають ракетні двигуни. Вони створюють тягове зусилля за рахунок прискорення робочого тіла, запасеного на борту літального апарату (ЛА). В даний час найбільшого поширення набули рідинні ракетні двигуни (РРД) і ракетні двигуни твердого палива (РДТТ). Перші з них використовують двухкомпонентне рідке паливо - розміщенне в різних ємностях пальне та окислювач. А другі - тверде паливо, що містить горючі та окислюючі компоненти і цілком розміщуються в камері згоряння. До другої групи належать повітряно-реактивні двигуни (ВРД), для котрих атмосферне повітря є основним компонентом робочого тіла, а кисень в повітрі використовується як окислювач. Залучення повітряного середовища дозволяє значно скоротити запас робочого тіла на борту ЛА, підвищити економічність і дальність польоту. У свою чергу, ВРД поділяються на дві основні підгрупи. 1. Безкомпресорні ВРД, що включають прямоточні (ПВРД) і пульсуючі (ПуВРД) двигуни. У прямоточних ВРД повітря стискається за рахунок швидкісного напору. Двигуни можуть застосовуватися для надзвукових швидкостей польоту при Мп> 2 ... 3 (СПВРД) і гіперзвукових швидкостей (ГПВРД, Мп> 6 ... 7). Однак прямоточні ВРД не мають стартовою тяги. Цей недолік ПВРД можна виправити переходом до пульсуючому процесу подачі повітря і спалюванню палива при постійному обсязі. Такий процес реалізований в ПуВРД. У них стиснення повітря відбувається без використання швидкісного напору і компресора. ПуВРД використовувалися в Німеччині в кінці Другої світової війни на крилатих ракетах «V-1», але подальшого розвитку не отримали. Останнім часом інтерес до пульсуючим ВРД відновився. Активно вивчаються так звані імпульсні детонаційні двигуни, в яких тяга дискретно створюється за рахунок ударних хвиль, що утворюються в результаті детонаційного (вибухового) згоряння палива в камері згоряння. 2. Газотурбінні ВРД, які отримали свою назву через наявність турбокомпресорного агрегату, що має в своєму складі газову турбіну як основне джерело механічної енергії. Енергетичні ГТД мають не менш важливе значення в сучасній життєдіяльності людини. З кінця минулого століття все більш активно витісняються великогабаритні і низькоефективні парові турбіни більш сучасними газовими турбінами комбінованого циклу. На малюнку 1.4 показаний рівень генерації тепла різними генераторами електроенергії, а на малюнку 1.5 показана їх ефективність. Розглянуто наступні типи турбін: газова турбіна простого циклу (SCGT) з температурою горіння 1315 ° С, рекуперативна газова турбіна (RGT), паро-турбінна (ST) 22 станція, станція комбінованого циклу (CCPP), поліпшена станція комбінованого циклу (ACCPPs) і гібридна станція (HPP).

Рис.1.4 – Рівень генерації тепла

Рис.1.5 – Ефективність

Об'єктом дослідження в даній магістерській роботі буде саме газотурбінний двигун. Для ознайомлення, основні типи ГТД будуть розглянуті нижче. Одну з найпростішіх конструкцій газотурбінного двигуна, для розуміння його роботи, можна уявити як вал, на якому знаходяться два диска з лопатками, перший диск - компресора, другий - турбіни, в проміжку між ними встановлена камера згоряння.

Рис. 1.6. Схематичне зображення роботи ГТД

Нижче приведений рисунок 1.7 зоражує основні вузли ГТД котрі знаходяься в секціях холодного (cold section) та гарячого (hot section) повітря. До них налаежать: секція споживання/утягування (intake), де відбуваеться стиснення повітря (compression), камера згоряння (combustion chambers), турбіна (turbine) та вихлоп (exhaust).

Рис. 1.7 Основні вузли та секції ГТД

Принцип роботи газотурбінного двигуна:

• всмоктування і стиснення повітря в лопатковому компресорі, подача його в камеру згоряння;

• змішування стисненого повітря з паливом для утворення паливноповітряної суміші (ППС) і згоряння цієї суміші;

• розширення газів через її нагрівання при згорянні паливо-повітряної суміші, що формує вектор тиску газу, спрямований в бік найменшого опору (в напрямку лопаток турбіни), передача енергії (тиску) газу лопатками турбіни на диск або вал, в якому ці лопатки закріплені;

• приведення до обертання диска турбіни і, внаслідок цього, передача крутного моменту по валу з диска турбіни на диск компресора.

Збільшення кількості палива, що подається (додавання «газу») викликає генерування більшої кількості газів високого тиску, що, в свою чергу, веде до збільшення числа обертів турбіни і диска(ів) компресора і, внаслідок цього, збільшення кількості повітря, яке нагнітається, і його тиску, що дозволяє подати в камеру згоряння і спалити більше палива. Кількість паливо-повітряної суміші залежить безпосередньо від кількості повітря, поданого в камеру згоряння. Збільшення кількості ППС призведе до збільшення тиску в камері згоряння і температури газів на виході з камери згоряння і, внаслідок цього, дозволить створити велику енергію газів які викидаються, спрямовану для обертання турбіни і підвищення реактивної сили. Як і у всіх циклічних , чим вище температура згоряння, тим вище паливний (якщо точніше, чим вище різниця між «нагрівачем» і «охолоджувачем»). Стримуючим фактором є здатність сталі, нікелю, кераміки або інших матеріалів, з яких складається двигун, витримувати температуру і тиск. Значна частина інженерних розробок спрямована на те, щоб відводити тепло від частин турбіни. Більшість турбін також намагаються рекуперувати тепло вихлопних газів, яке, в іншому випадку, втрачається даремно. Рекуператори - це теплообмінники, які передають тепло вихлопних газів стисненому повітрю перед згорянням. При комбінованому циклі тепло передається системам парових турбін. І при комбінованому виробництві 25 тепла та електроенергії (когенерація) відпрацьоване тепло використовується для виробництва гарячої води. Чим менше двигун, тим вище повинна бути частота обертання валу(ів), необхідна для підтримки максимальної лінійної швидкості лопаток, так як довжина кола (шлях, який проходять лопатки за один оберт), прямо залежить від радіуса ротора. Максимальна швидкість турбінних лопаток визначає максимальний тиск, який може бути досягнуто, що призводить до отримання максимальної потужності, незалежно від розміру двигуна. Реактивний двигун обертається з частотою близько 10000 об/хв і мікротурбіна - з частотою близько 100000 об/хв. Для подальшого розвитку авіаційних і газотурбінних двигунів раціонально застосовувати нові розробки в області високоміцних і жаротривких матеріалів для можливості підвищення температури і тиску. Застосування нових типів камер згоряння, систем охолодження, зменшення числа і маси деталей і двигуна в цілому, можливо в прогресі застосування альтернативних видів палива, зміни самого уявлення конструкції двигуна.

Складові частини ГТД

Так як 70% всіх газотурбінних двигунів використовується саме в авіації, то основні складові частини ГТД будуть розглянуті саме на прикладі авіаційного двигуна. За розглянутий тип двигуна був обраний турбовентиляторний двигун (Turbofan) з високим ступенем двоконтурності, так як він є найбільш поширеним в цивільній авіації і на сьогоднішній день витіснив практично всі інші типи авіа-ГТД.

Рис. 1.15. Складові частини ГТД

Основними складовими двохвального турбовентиляторного двигуна з високим ступенем двоконтурності є: A. Ротор низького тиску B. Ротор високого тиску C. Компоненти статора 1. Гондола 2. Вентилятор 3. Компресор низького тиску 4. Компресор високого тиску 32 5. Камера згоряння 6. Турбіна високого тиску 7. Турбіна низького тиску 8. Сопло газогенератора 9. Сопло вентилятора Серед складових частин ТРДД слід виділити такий вузол, як турбіна. Турбіна є однією з найбільш навантажених частин ТРДД, що сприймає значні фізичні та термічні навантаження. З цієї причини вона є одним з найбільш відповідальних вузлів, деталі котрої ремонтуються частіше, ніж інші складові ГТД. Саме тому даний вузол був обраний ціллю дослідження. Детальніше турбіна буде описана нижче

Розділ 2. Обґрунтування вибору матеріалу для покращення параметрів ГТД

Як метод покращення експлуатаційних можливостей ГТД, пропонується використовувати жароміцні сплави с покращеними параметрами 4.1 Оцінка впровадження нових жароміцних матеріалів для лопаток турбіни, з метою підвищення їх жаростійких властивостей Одним з найбільш затребуваних напрямів розвитку ГТД є - збільшення температури газу перед турбіною. Так як це дозволило б відчутно збільшити тягу без збільшення витрати повітря, що може привести до зменшення лобової площі двигуна і зростання питомої лобової тяги. Для досягнення даної мети, основною потребою є пошук і створення нових матеріалів для жаро-навантажених вузлів ГТД, які перевершували б за своїми характеристиками нині існуючі. Жароміцні сплави, що застосовуються зараз, витримують робочу температуру на рівні 1050— 1100 °C (витримуючи необхідний опір значним статичним і динамічним навантаженням). В разі збільшення температури ресурс матеріалів зменшується, а властивості погіршуються. Саме тому науково-дослідницькі центри в області металознавства та провідні авіабудівні компанії світу займаються розробкою нових матеріалів, які могли б задовольнити зростаючі потреби. На сьогоднішній день не так багато матеріалів можуть претендувати на вагомо кращі параметри жаростійкості та інноваційність. Але такі матеріали все ж таки існують. Серед новинок можна виділити два найбільш перспективних матеріали: композит з керамічною матрицею (Ceramic matrix composites (далі «CMC»)) і матеріал який був відкритий в кінці червня цього 78 року (2018) групою вчений на чолі з професором Кіосуке Йосімі з Вищої інженерної школи Університету Тохоку, Японія (далі «сплав професора Кіосуке Йосімі»). СМС Повертаючись до передових матеріалами, першим з них хотілося б розглянути - СМС. Керамічний матричний композит СМС поєднує властивості як композитів, так і кераміки: він містіть керамічні волокна, що вбудовані у керамічну матрицю. Керамічні матричні композити (CMC) представляють собою як підгрупу композиційних матеріалів, так і підгрупу кераміки. Вони складаються з керамічних волокон, вбудованих в керамічну матрицю. При створені матеріалу може бути використана будь-яка промислова кераміка, зокрема й типова (оксид алюмінію, карбід кремнію, нітрид алюмінію, нітрид кремнію або діоксид цирконію).

Рис. 2.1 Поверхня армованої кераміки, складеної з волокон SiC та матриці SiC в різних масштабах

Основною ціллю розробки СМС було вирішення проблем традиційних керамічних матеріалів, котрі хоча й можуть витримувати значні температурні навантаження але легко руйнуються при механічних чи термомеханічних навантаженнях, які зумовлюють появу тріщин в разі наявності незначних дефектів чи подряпин. Для збільшення опору виникнення тріщин у матрицю СМС вбудовано монокристали у формі ниток (багатожильні керамічні волокна) необмеженої довжини із матеріалу, який має модуль пружності, що дещо вищий ніж у матриці. Відбувається дисипація енергії тріщин навколо вбудованих включень: тріщини зациклюються навколо включень, втрачають енергію й не ростуть далі. Керамічні волокна також попереджують крихку руйнацію, яка характерна для монолітної кераміки. Таким чином, посилення керамічними волоконами не тільки підвищує початкову стійкість структури композиту до поширення тріщини, але також дозволяє CMC уникати різкого крихкого руйнування, характерного для монолітної кераміки. Назва СМС матеріалу включає в себе позначення волокна і матриці: наприклад, C/C (вуглець/вуглець) – це вуглець, який зміцнено вуглецем; C/SiC- C/SiC- карбід кремнію, зміцнений вуглецевим волокном. Іноді в назву включається процес виготовлення, а композит C/SiC, отриманий процесом інфільтрації рідкого полімеру (LPI), скорочено позначається як LPI-C/SiC. Важливими комерційно доступними CMC є C/C, C/SiC, SiC/SiC і Al2O3/Al2O3. Вони відрізняються від традиційної кераміки наступним властивостями: • Здатність видовжуватись до початку розриву - до 1%; • Сильно підвищена ударна в'язкість; • Надзвичайна термостійкість; • Покращена здатність сприймати динамічні навантаження; • Наявність анізотропних властивостей завдяки орієнтації волокон. [2] 80 Окремо треба відзначити відносно малу щільність (меншу за 3 г/см3 ) та, відповідно, низьку вагу

Рис. 2.2 Методи зміцнення керамічної матриці

СМС відмінно підходить для роботи в термонапруженими ділянках ГТД. Але по причині анізотропних властивостей, виникають складнощі застосування його в таких геометрично складних деталях, як робочі лопатки турбіни.

Таблиця 4.1

Порівняння різних типів СМС

З таблиці видно, що СМС на 2/3 легше середнього жароміцного сплаву і здатний витримувати на 20% вищі температури. Межею робочої температури для нього є 1300 - 1400 ° C, що також збільшує тягу до 25%. Завдяки цьому паливна ефективність ГТД може бути поліпшена до 20%. Але також CMC має і свої недоліки. На даний момент ключовим питанням з яким зіткнулися інженери, є масове виробництво даного матеріалу. Як би там не було, компанія General Electric (GE), обіцяє налагодити масовий випуск СМС до 2020 року.

Сплав професора Кіосуке Йосімі

Даний сплав э зовсім новою розробкою, яка ще немає комерційної назви. Перші результати дослідження даного матеріалу, були опубліковані в журналі Scientific Reports 11 липня 2018 року. Розроблений професором Кіосуке Йосімі та його командою матеріал являє собою сплав на основі карбіду титану (TiC) та легований молібденкремній-бору (Mo-Si-B), або MoSiBTiC. «Наші експерименти показують, що сплав MoSiBTiC неймовірно міцний порівняно з передовими монокристальними нікелевими суперсплавами, що часто використовуються в гарячих відсіках теплових двигунів на прикладі авіаційних реактивних двигунів і газових турбін для генерації електроенергії, - каже провідний автор дослідження професор Кіосуке Йосімі з Вищої інженерної школи Університету Тохоку. - Ця робота передбачає, що MoSiBTiC, будучи високотемпературним матеріалом, що не входить в число суперсплавів на основі нікелю, - багатообіцяючий кандидат для застосування в цій області » [1] В даний час монокристалічні суперсплави на основі Ni, які використовуються для лопаток турбін, є найбільш комерційно успішним класом металевих високотемпературних матеріалів. Однак вони не можуть використовуватися при температурах понад 1200 °C. Верхня межа температури для використання матеріалу залежить від його температури 82 плавлення, що становить 1455 °C для Ni. Для суперсплавів на основі Ni також необхідно враховувати температуру, при якій підсилює γ'-фаза розчиняється (γ'-solvus), тобто приблизно 1200 °C. Оскільки однофазні сплави не проявляють добру високотемпературну міцність, їх необхідно підсилити за допомогою дисперстних тонких частинок. Вогнетривкі метали, такі як Mo, мають набагато більш високі температури плавлення, ніж Ni (Mo - 2623 °C); тому сплави на основі Mo вважаються привабливими кандидатами для застосувань надвисокої температури. Потрійна система Mo-Si-B отримала велику увагу в науковій літературі. Однак ця система страждає від високотемпературного окислення і потребує зміцнення більш стабільними частинками. Дослідження в цій області продовжуються. В останні п'ять років система з посиленням частинок типу MoSiBTiC була розроблена зі складом 65Mo-5Si-10B-10Ti-10C. У цьому дослідженні цей матеріал згадується як надпотужний сплав Мо (MoSiBTiC). [1]

Рис. 2.3 Схематичне зображення мікроструктури сплаву MoSiBTiC 83

У своїй роботі група вчених досліджували сплав MoSiB з добавками Ti і C, який має номінальний хімічний склад 65Mo-5Si-10B-10Ti-10C (at%). Матеріал був приготований за способом переробки злитка металургійної маси з вихідної сировини, що складається з чистого Mo (99,99%), Si (99,9999%), B (99,95%) і порошку TiC з холодним пресуванням (чистота 99%, розмір зерна: 2-5 мкм). По-перше, 90 г злитків діаметром 45 мм були приготовлені шляхом дугового плавки (п'ять циклів повторного плавлення) в атмосфері захисного аргону з використанням водоохолоджуваного Cu-тигля. Потім відлитий й матеріал піддавали термообробці гомогенізації при 1800 °С протягом 24 годин в атмосфері аргону. Мікроструктуру спостерігали з використанням скануючого електронного мікроскопа JEOL JSM-7800F, що працює в режимі електронного розсіювання (BSE). Скануюча електронна мікроскопія (SEM) також використовувалася для вивчення впливу повзучості на мікроструктуру. Вторинний електронний SEM використовувався для з'ясування, чи сформувалися порожнини повзучості, і зображення орієнтації SEM (EBSD) було використано для уточнення того, чи можуть бути виявлені які-небудь зміни рівня зерен фази Moss після руйнування. Для проведення подальшого фізико-механічного експеременту при надвисоких температурах, була розроблена спеціальна установка для проведення тестів на одноосьову повзучість (рис. 4.4). Дослідники випробовували повзучість сплаву при температурах від 1400 ° C до 1600 ° C протягом 400 годин при тисках від 100 до 300 МПа. Всі експерименти проводили на керованої комп'ютером випробувальної установки в вакуумі для попередження окислення матеріалу і попадання на нього вологи, через яку на сплаві могла утворитися іржа. [1]

Рис. 2.4 Високотемпературні випробувальні установки, що використовуються в цьому дослідженні. [1] (a) Випробувальна система із замкнутим контуром з вакуумною камерою; весоизмерительная осередок (L) і переднє скляне вікно (GW) підсвічуються. 85 (b) Система екстензометри, розташована перед GW. (c) Відкрита вакуумна камера зі зразком (стрілка вниз) і термоелементи (T) виділені. (d) зразок A і графіт, навантажувальні захоплення. Ширини двох зазорів Δ1 і Δ2 записуються під час тестування. [1] Властивості даного сплаву являються придатними для використання MoSiBTiC в системах, що функціонують в екстремально високих температурах - на зразок систем перетворення енергії в автомобілях, силових установок і рухових систем в авіації та ракетобудуванні. Дослідники повідомляють, що їм ще належить провести кілька додаткових мікроструктурних аналізів для повного розуміння механіки сплаву і його здатності відновлюватися після впливу високих тисків при високих температурах.

РОЗДІЛ 3. АЕРОТЕРМОГАЗОДИНАМІЧНА ІНТЕГРАЦІЯ ДВОКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА З ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНОЮ ПРИСТАВКОЮ ТА СТУПІНЧАСТОЇ МОТОГОНДОЛИ АВІАЦІЙНОЇ СИЛОВОЇ УСТАНОВКИ

3.1. Концепція аеротермогазодинамічної інтеграції ступінчастої мотогондоли і двоконтурного турбореактивного двигуна з турбовентиляторною приставкою.

Концепція аеротермогазодинамічної інтеграції мотогондоли і двоконтурного турбореактивного двигуна з турбовентиляторною приставкою грунтується на використанні енергії примежового шару на поверхні мотогондоли газогенератора для збільшення ефективної тяги турбореактивного двигуна. Відсмоктування примежового шару з поверхні мотогондоли газогенераторного модуля турбовентиляторною приставкою призводить до зниження аеродинамічного опору мотогондоли газогенератора і збільшення внутрішньої тяги турбовентиляторної приставки. Збільшення внутрішньої тяги турбовентиляторної приставки забезпечується тим, що примежовий шар, який відсмоктується під дією перепаду тиску на поверхні мотогондоли ΔGδ, додається до витрати повітря через вентиляторний контур турбовентиляторної приставки GII . Турбовентиляторну приставку виконують у вигляді двоярусного робочого колеса. Внутрішня частина робочого колеса утворюється лопатками турбіни, а зовнішня – лопатками вентилятора. Втулкова частина лопаткового вінця вентиляторного контуру забезпечує відсмоктування примежового шару з поверхні мотогондоли газогенератора, як показано на рис.3.1. Під дією перепаду тисків примежовий шар з поверхні мотогондоли через перфоровані отвори відсмоктується у внутрішню порожнину мотогондоли газогенератора і надходить на вхід у вентиляторний контур турбовентиляторної приставки. Кількість повітря, яке відсмоктується з поверхні мотогондоли, визначається параметрами 179 примежового шару в перетині перед вентиляторним контуром турбовентиляторної приставки. Схему компоновки мотогондоли і ТРДД із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки та позначення основних перерізів, в яких визначаються термогазодинамічні параметри потоку, зображено на рис 3.1.

Рис. 3.1 Схема компоновки мотогондоли і ТРДД із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки

Ефективна тяга силової установки з турбовентиляторною приставкою визначається як сума внутрішньої тяги газогенераторного контура та тяги, що створюється турбовентиляторною приставкою, з урахуванням негативного впливу зовнішнього аеродинамичного опору мотогондоли газогенераторного контуру та мотогондоли турбовентиляторної приставки.

Внутрішня тяга турбовентиляторної приставки буде зростати внаслідок додавання до витрати повітря через вентиляторний контур турбовентиляторної приставки GII додаткової маси повітря ΔGδ, що відсмоктується з поверхні мотогондоли газогенератора.

Внаслідок додавання до витрати повітря через вентиляторний контур турбовентиляторної приставки GII додаткової маси повітря ΔGδ, що відсмоктується з поверхні мотогондоли газогенератора, реальний ступінь двоконтурності буде визначатися як ефективний ступінь двоконтурності турбовентиляторної приставки

де Кδ = ΔGδ /GII - коефіцієнт впливу мотогондоли газогенератора на витрату повітря у вентиляторному контурі турбовентиляторної приставки.

3.2 Аеротермогазодинамічний розрахунок силової установки

Аеротермогазодинамічний розрахунок силової установки з відсмоктуванням примежового шару з поверхні мотогондоли газогенератора вентиляторним контуром турбовентиляторної приставки складається з декількох розрахункових модулів. - Модуля термогазодинамічного розрахунку одноконтурного газогенератора; - Модуля термогазодинамічного розрахунку турбовентиляторної приставки; - Модуля аеродинамічного розрахунку мотогондоли газогенератора; - Модуля аеродинамічного розрахунку мотогондоли турбовентиляторної приставки; 181 - Модуля узгодження параметрів та характеристик мотогондоли газогенератора з відсмоктуванням примежового шару та параметрів турбовентиляторної приставки. Витрата повітря через вентиляторну приставку в реальному процесі визначається з урахуванням примежового шару, який формується на поверхні мотогондоли газогенератора за виразом:

Термодинамічний розрахунок силової установки з відсмоктуванням примежового шару з поверхні газодогенератора ТРДД із заднім розташуванням вентилятора (турбовентиляторної приставки) складається з аеродинамічного розрахунку мотогондоли газогенератора, розрахунку базового газогенератора та визначення оптимальних параметрів модуля турбовентиляторної приставки з відсмоктуванням примежового шару з поверхні мотогондоли газогенератора. Базовий газогенератор створюється за одновальною або двовальною конструкцією. Термодинамічний розрахунок газогенератора проводиться з метою визначення параметрів газового потоку перед турбінним контуром турбовентиляторної приставки.

РОЗДІЛ 4. МЕТОДИ ДІАГНОСТИКИ ДВИГУНІВ

Постійно зростаючі температура і тиск процесу горіння в камерах згоряння ГТД вимагають сучасних методів контролю за станом елементів конструкції. У цій сфері діяльності є і предмет і засоби. Практично всі існуючі і перспективні камери згоряння мають досить гарну контролепридатність, особливо, що стосується візуальних оглядів. Застосування спеціальних бороскопіческіх пристроїв роблять візуальний огляд і контроль внутрішніх порожнин досить нескладною справою. На всіх сучасних двигунах в зовнішньому корпусі камери згоряння є спеціально призначені для бороскопіческіх інспекцій отвори (порти), що закриті легкознімними пробками. Найбільш широко застосовуваними апаратами для таких оглядів є - відеоендоскопи типу XLGO (Everest XLGO) 97 або більш «серйозний» (в свій час) технічний ендоскоп GE Inspection Technologies XL G3 VideoProbe. Однак в червні 2018 року компанія Rolls-Royce, в рамках авіасалону «Фарнборо», що проходить у Великобританії, представила своє бачення майбутнього методу діагностики авіаційних двигунів - мініатюрних «роботівтараканів» (Rolls-Royce SWARM robots) для оперативного огляду авіаційних двигунів, розробкою яких на даний момент компанія займається. У розробці роботів беруть участь фахівці з Гарвардського університету і Університету Ноттінгема. Імовірно, робочі дослідні зразки побачать світ лише через вісім років

Рис. 4.1 Концептуальне зображення роботу Rolls-Royce SWARM

Запропоновані роботи допоможуть в оперативному профілактичному огляді авіаційних двигунів, первинному косметичному ремонті і усунення критичних неполадок. Такі роботи зможуть скоротити часові витрати на діагностику двигуна в 60 разів: людина витрачає на цей процес не менше п'яти годин, а штучний інтелект здатний провести огляд за п'ять хвилин. Робот буде оснащений датчиками і камерами, котрі передаватимуть зображення оператору в режимі реального часу, а розмір роботів буде доведений до 15 міліметрів.

Висновок

У курсовій роботі були розглянуті особливості застосування газотурбінних двигунів, їх «слабкі» місця, а також методи підвищення їх довговічності та економічності. Підтверджено актуальність і перспективність дослідження пов'язаної з ГТД. З огляду на ситуацію, яка склалася в авіаційній галузі України, перспективно розглядати питання експлуатації та ремонту двигунів. Для цього було вивчено принцип роботи ГТД, розглянуто вузькі місця і проблеми пов'язані з ним. Як перспективний об'єкт, з точки зору підвищення експлуатації параметрів, були обрані лопатки турбіни. Були розглянуті методи захисту лопаток від корозії і високотемпературного впливу. Подібну мету можна досягти використанням захисних покриттів або застосуванням конструктивних заходів спрямованих на підвищення експлуатаційних параметрів, зокрема довговічність. Розглянуто питання регулювання радіальних зазорів для уникнення втрат повітря, що призводять до зменшення ККД двигуна, та застосування ущільнень. Проведено загальний статичний розрахунок лопатки ГТД з метою аналізу «слабких» місць лопатки і сил, що на неї впливають. Проаналізовано способи забезпечення працездатності лопатки турбіни при температурах у 1500 – 1600 °C. Для досягнення поставленої мети були розглянуті відповідні матеріали, які мають належні фізико-механічні властивості та здатні зберігати необхідні їх при температурах, що перевищують припустимі робочі температури для інших матеріалів. Були обрані альтернативні пропозиції, проведено спрощене бальне оцінювання щодо кращої альтернативи. Найбільш перспективним матеріалом серед розглянутих визнано сплав Кіосуке Йосімі. Для обраного матеріалу проводився статичний розрахунок на розтяг, який показав, що сплав Кіосуке Йосімі має більшу здатність чинити супротив щодо деформації на розтягнення, ніж сплав INCONEL® 718. Межею міцності сплаву Кіосуке Йосімі є навантаження в 730 Н, а INCONEL® 718 - 690 Н. З урахуванням даних навантаження, еквівалентна деформація першого сплаву дорівнює 99 0,0146197 бр, а INCONEL® 718 - 0,0154462 бр (значення були взяті з розрахунку CAD програми Inventor). Найбільшою перевагою нового сплаву є його жароміцність, він здатній витримувати робочі температури до 1600 °С. У той час коли робочою межею більшості типових сплавів є 1200 °С Наведено додаткові переваги, що можна отримати у разі застосування сплаву професора Кіосуке Йосімі, зумовлені його підвищеною жароміцністю. За рахунок підвищення температури газу перед турбіною, що стає можливим при застосуванні нового жароміцного сплаву, можливо домогтися збільшення тяги, а також ККД, що в свою чергу позитивно позначається на економічності використання ГТД.

СПИСОК ВИКОРИСТАНОЇ ЛІТЕРАТУРИ

1. Нечаев Ю. Н. Теория авиационных двигателей / Ю. Н. Нечаев. – М. : ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1990. – 703 с.

2. Штода А. В. Конструкция авиационных газотурбинных двигателей / А. В. Штода, В. А Секистов, В. В. Кулешов. – К. : КВВАИУ, 1982. – 436 с.

3. Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей / Л. П. Лозицкий, А. Н. Ветров, С. М. Дорошко и др. – М. : Воздушный транспорт, 1992. – 527 с.

4. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / С. А. Вьюнов, Ю. И. Гусев, А. В. Карпов и др. ; под общ. ред. Д. В. Хронина. – М. : Машиностроение, 1989. – 368 с.

5. Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей / Г. С. Скубачевский. – 5-е изд., перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1981. – 550 с.

6. Масягін В. І. Конструкція та міцність авіаційних двигунів : курс лекцій / В. І. Масягін, В. В. Самулєєв, Н. М. Отрешко. –Х. : ХУПС. 2014. – 464 с.

7. Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей / Ю. М. Пчелкин. – 3-е изд., перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1984. – 280 с.

8. Старцев Н. И. Конструкция и проектирование камеры сгорания ГТД / Н. И. Старцев. – Самара : Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. – 120 с.

9. Поляков А. М. Авиационные газотурбинные вспомагательные силовые установки / А. М. Поляков, Ю. И. Шальман, В. И. Кричакин. – М. : Машиностроение, 1978. – 200 с.

10. Домотенко Н. Т. Масляные системы газотурбинных двигателей / Н. Т. Домотенко, А. С. Кравец. – М. : Транспорт, 1972. – 96 с.

11. Петренко В. Н. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания РД33-2С / В. Н. Петренко, В. М. Трембачев, В. Ф. Михнев др. ; под общ. ред. В. В. Кулешова. – М. : ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1986. – 328 с.

12. Игнаткин В. К. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания АЛ-31Ф / В. К. Игнаткин, М. В. Кукс, В. Ф. Михнев и др. ; под общ. ред. А. П. Назарова. – М. : ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1987. – 363 с.

13. Гаркуша А. И. Расчет статической и динамической прочности элементов авиационных ГТД / А. И. Гаркуша, А. П. Кругликов, В. С.Чигрин – Х. : ХВВАИКУ, 1988. – 130 с.

14. Двигатель АЛ-21Ф3. Техническое описание, 1983. – 285 с.

15. Наказ Міністра оборони України “Про затвердження Положення про особливості організації освітнього процесу у вищих військових навчальних закладах Міністерства оборони України та військових навчальних підрозділах вищих навчальних закладів України”. – К. : Міністерство Оборони України, 2015. – 31 с.
скачати