Установка для різносторонніх газодинамічних досліджень натурних турбін повітряно-реактивних двигунів

Принцип дії аварійного дроселя. Технологічний процес випробування турбіни та вимоги до установки. Підготовка стенду для випробування авіаційних турбін. Економічний розрахунок собівартості процесу випробування. Система захисту, блокування та автоматики.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

10

Размещено на

РЕФЕРАТ

ПЗ: 74ст.,2мал., 12таблиць.

Об'єкт дослідження - турбіна потужністю до 15000 к.с..

Мета роботи - спроектувати установку для отримання характеристик турбіни потужністю до 15000к.с..

У сучасному авіаційному двигунобудуванні одним з найважливіших процесів виробництва авіаційних двигунів який підвищує надійність двигунів в експлуатації є процес випробування як двигуна в цілому, так і його агрегатів та вузлів. Сучасний розвиток методів випробування дозволяє з меншими витратами часу проводити випробування без погіршення якості цього процесу. Спроектована установка дозволяє швидко та точно визначати параметри та характеристики турбіни, а система автоматичної регистрації параметрів дозволяє зручно заміряти та систематизувати дані отримані у процесі випробування.

У дипломному проекті описане призначення та загальні відомості про установки; перелічується системи забезпечення установки, а також обладнання яке до неї входить; описується принцип дії аварійного дроселя, встановленого на установці, який зазначений на складальному креслені в спеціальній частині. Також у дипломному проекті проведено економічний розрахунок собівартості процесу випробування та розроблена інструкція з техніки безпеки та охорони праці. Також в даному проекті описуються технологічний процес випробування турбіни та основні вимоги до установки.

В процесі розробки дипломного проекту був детально вивчений стенд для випробування авіаційних турбін, а також були поведені розрахунки на міцність фланцевого з`єднання вимірного сопла. З метою підвищення точності вимірів та зменшення часу на випробування, в даному дипломному проекті було запропоновано використання спеціального вимірного сопла для заміру витрат повітря під час випробування.

Тобто, установка яка проектується у дипломному проекті призначена для визначення параметрів та характеристик турбіни потужністю до 15000 к.с. та максимальними обертами до 18000 об/хв.

ВСТУП

В процесі створення нових конструкції виробів, а також дороботки, модифікуванні та деяких змін, як конструктивних особливостей об`єкта, так й матеріалів, технологій виготовлення існуючих конструкцій, необхідно проводити їх відробітку та випробування з метою підтвердження їх працездатності, надійності, відповідності отримуємих параметрів з розрахунковими. При цьому якщо проводити відробітку виробу в цілому, що досить важко, а іноді навіть неможливо встановити який з вузлів конструкції або агрегатів не виконує свій робочий процес у відповідності з розрахунковими. Ці ускладнення викликані тим, що процес, який проходить при роботі двигуна настільки складний, що на всі вузли та агрегати діють возмущаючі фактори, які можуть якісну картину, яка проходить в окремому вузлі або агрегаті. Ці накладення можуть привести до того, що робочий вузол не буде видавати своїх розрахункових параметрів та може бути помилково забраковане, а скриті дефекти та недоліки в сміжному вузлі не будуть виявлені. Це потягне за собою повторні та нещасливі випробування, а то і вихід з ладу декількох вузлів або двигуна в цілому, що збільшує строки приробітки, а також собівартість випробування.

Тому перед випробуванням виробу в цілому необхідно проводити відробітку та випробування кожного вузла та агрегату виробу окремо на установках, які імітують роботу агрегату в двигуні.

Рішенням даної задачі займається експериментально-дослідний відділ (ЕДВ). Відділ має можливість відробітки як окремих деталей та елементів, так і вузлів в цілому (модельних та натурних).

Так, окремі елементи конструкції можуть випробовувати:

-- на статичну, динамічну міцність, віброжосткість -- диски турбін, компресорів, лопатки та т.і.;

-- на статичну міцність -- корпуса, підшипникові вузли;

-- на термостійкість -- лопатки, жарові труби, а також відробітки теплозахищених покритій;

-- на газодинамічну відповідність -- компресори, турбіни.

Також існує можливість відробітки всіх елементів конструкції:

-- на вібростендах -- перевірка елементів конструкції на частоти власних коливань, руйнуючі частоти, резонансні та ін.;

-- на стендах термічного випробування, де елементи підлягають нагріву до певної температури, або статичному підтримані її на протязі певного часу, або змінюючи температуру по заздалегідь розробленому циклу. В процесі випробування визначаються як змінення міцності деталей, так й ефективності захисту теплозахисних покриттів;

-- на стендах статичної міцності витримують деталь під не змінюючимся навантаженням тривалий час, або навантаженням, яке в декілька раз перевищує штатну, та визначення величин деформації елементів конструкції.

Для випробування (відробітки) складальних вузлів (компресора, турбіни, камери згорання) використовують :

Стенд для випробування компресорів.

Стенд уявляє собою установку з розгінною системою (електродвигун, мультиплікатор), яка здійснює підвід потужності до компресора та розганяє його до визначених обертів, а також імітують повітряні тракти до та після компресора. Також на установці можливі імітація різноманітних кліматичних та висотних умов випробування.

В процесі випробування знімаються:

-- віброхарактеристики;

-- швидкісні характеристики;

-- встановлюються межі витривалості;

-- можуть відроблятися зривні характеристики, методи відходу від зривних режимів;

-- відробітка позаштатних ситуацій, та т.і.

2. Стенд для випробування турбін.

Уявляє собою установку з гідрогальмом, на який передається крутячий момент турбіни та проводиться його замір. В процесі випробування знімається весь спектр замірів, та виводяться різноманітні види характеристик, відробітка теплозахисних покритів та інші спеціальні випробування.

3. Стенд для випробування повнорозмірних камер згорання.

Уявляє собою установку, яка імітує компресор перед камерою згорання, а також створює підпір на виході з камери згорання, тобто імітує гідроопір турбіні. Імітація компресора проводиться створенням витрат повітря через камеру згорання з заданою швидкістю, тиском та температурою.

Таким чином, можливо випробувати, відробити та довести будь-який вузол окремо не прибігаючи до високовартісним натурним випробуванням двигуна в цілому. Це спрощує процес доводки вузлів, покращує якість виробляємої продукції, збільшує надійність виробів, знижує собівартість двигуна в цілому.

1. ОПИС КОНСТРУКЦІЇ ВУЗЛА

Турбіна -- це лопаткова машина, яка необхідна для перетворення внутрішньої енергії газу в механічний рух. Ступеню газової турбіни в ГТД називають сукупність соплового апарата та розміщеного за ним робочого колеса. По основним конструктивним признакам турбіни поділяють на осьові та радіальні. В більшості авіаційних ГТД використовуються осьові газові турбіни, тому що радіальні турбіни низькоефективні та мають великі габарити.

Турбіна складається з ротору та статору. До ротору турбіни відносять робоче колесо, вал турбіни, лабітинтні ущільнення та роторну частину підшипника. До статору турбіни відносять зовнішній корпус, соплові апарати, внутрішній корпус та статорну частину підшипника.

По конструкції з`єднання дисків з валом, та дисків між собою турбіни поділяються на роз`ємні та нероз`ємні. Нероз`ємні ротори не допускають роз'єднання та з`єднання робочих колес при монтажу на двигун або на випробувальну установку. Робочі колеса роз`ємних роторів можливо послідовно монтувати в двигун.

Деталі турбіни виготовляють з матеріалів, які можуть працювати в умовах високих температур та напруг, корозії та вібрації. Ці умови задовольняють різноманітні ливарні та деформуємі жароміцні та жаростійкі сплави на нікелевій та кобальтовій основі, високолеговані нержавіючі сталі, а також матеріали, отримані спіканням металічних порошків та проволоки.

Лопатки та диски турбіни при роботі витримують високі температури та навантаження, тому для зниження температури деталі турбіни потрібно охолоджувати.

Зниження температури досягається конвенктивним охолодженням, при якому частина тепла, яке потрапило в деталях в зонах їх контакту з гарячими газами, відносяться потоком вторинного повітря, який обтікає елементи деталей, що не входять в контакт з газами. Використовуються також захисне охолодження, при якому тепловіддача від газів в деталі зменшується засобом безперервно виникаючою плівки охолоджуючого повітря. Для охолодження робочих та соплових лопаток турбіни використовують конверктивне, захисне та змішане охолодження.

На всіх турбінах ГТД для з`єднання лопаток з диском використовують ялинкові з`єднання. Це зумовлено тим, що клиновидна форма хвостовика та виступу диска близька до рівноміцній. Максимальна товщина хвостовика повинна бути такою, щоб дозволило розмістити на дисці необхідну кількість лопаток для отримання решітки заданої густини. До недоліків з'єднання відносять концентрацію напруження у впадинах зубців та необхідність у високій міцності виготовлення елементів.

Для випробовування на проектуємій установці підлягають турбіни максимальні габарити: максимальний зовнішній діаметр d=600 мм., максимальна довжина l=2500 мм.. До цієї турбіни підводиться повітря з параметрами: максимальний тиск--12атм., температура--4-300...