Un canal de transición continuo entre la turbina de alta presión y la turbina de baja presión de un motor de avión de derivación. Diseño de la turbina de un motor Diagrama de un motor turbofan principales componentes del motor su finalidad

En 2006, la dirección del Complejo de Construcción de Motores de Perm y OJSC Territorial Generating Company No. 9 (sucursal de Perm) firmaron con el PS un acuerdo para la fabricación y suministro de la central eléctrica de turbina de gas GTES-16PA basada en el GTE-16PA. -Motor 90EU-16A.

Le pedimos a Daniil SULIMOV, diseñador general adjunto y diseñador jefe de turbinas de gas y centrales eléctricas de OJSC Aviadvigatel, que nos contara las principales diferencias entre el nuevo motor y el PS-90AGP-2 existente.

La principal diferencia entre la instalación GTE-16PA y el GTU-16PER existente es el uso de una turbina de potencia con una velocidad de rotación de 3000 rpm (en lugar de 5300 rpm). Reducir la velocidad de rotación permite prescindir de una costosa caja de cambios y aumentar la fiabilidad de la unidad de turbina de gas en su conjunto.

Características técnicas de los motores GTU-16PER y GTE-16PA (bajo condiciones ISO)

Optimización de los principales parámetros de la turbina de potencia.

Parámetros básicos de una turbina libre (ST): diámetro, trayectoria del flujo, número de etapas, eficiencia aerodinámica - optimizados para minimizar la directa costos de operacion.

Los costos operativos incluyen el costo de adquirir el equipo y los costos de un cierto período de operación (aceptable para el cliente como período de recuperación). La elección de un período de recuperación bastante previsible para el cliente (no más de 3 años) permitió implementar un diseño económicamente sólido.

Elección opcion optima La selección de una turbina libre para una aplicación específica como parte del GTE-16PA se llevó a cabo en el sistema del motor en su conjunto basándose en una comparación de los costos operativos directos para cada opción.

Utilizando un modelado unidimensional del ST basado en el diámetro promedio, se determinó el nivel alcanzable de eficiencia aerodinámica del ST para un número de etapas discretamente especificado. Se seleccionó la parte de flujo óptima para esta opción. El número de palas, teniendo en cuenta su importante impacto en el coste, se seleccionó a partir de la condición de que el coeficiente de carga aerodinámica de Zweifel fuera igual a uno.

Con base en la ruta de flujo seleccionada, se estimó el peso del CT y el costo de producción. Luego se compararon las opciones de turbinas en el sistema del motor en función de los costos operativos directos.

Al elegir el número de etapas para ST, se tienen en cuenta los cambios en la eficiencia, los costos de adquisición y operación (costo de combustible).

El costo de adquisición aumenta uniformemente al aumentar el costo a medida que aumenta el número de etapas. De la misma manera, la eficiencia obtenida aumenta, como resultado de la reducción de la carga aerodinámica en el escenario. Los costos operativos (componente de combustible) caen a medida que aumenta la eficiencia. Sin embargo, los costes totales tienen un mínimo claro con cuatro etapas en la turbina de potencia.

Los cálculos tuvieron en cuenta tanto la experiencia de desarrollos propios como la experiencia de otras empresas (implementada en diseños específicos), lo que permitió asegurar la objetividad de las evaluaciones.

En el diseño final, al aumentar la carga en el escenario y reducir la eficiencia del ST desde el valor máximo alcanzable en aproximadamente un 1%, fue posible reducir los costos totales del cliente en casi un 20%. Esto se logró reduciendo el costo y precio de la turbina en un 26% respecto a la opción de máxima eficiencia.

Diseño aerodinámico del ST.

La alta eficiencia aerodinámica del nuevo ST con una carga bastante alta se logró aprovechando la experiencia de Aviadvigatel OJSC en el desarrollo de turbinas. baja presión y turbinas de potencia, así como el uso de modelos aerodinámicos espaciales de múltiples etapas utilizando las ecuaciones de Euler (sin tener en cuenta la viscosidad) y Navier-Stokes (teniendo en cuenta la viscosidad).

Comparación de parámetros de las turbinas eléctricas GTE-16PA y Rolls-Royce TND

Una comparación de los parámetros del GTE-16PA ST y el Rolls-Royce LPT más moderno de la familia Trent (diagrama de Smith) muestra que en términos del ángulo de rotación del flujo en las palas (aproximadamente 1050), el nuevo ST está en el nivel de las turbinas Rolls-Royce. La ausencia de estrictas restricciones de peso inherentes a las estructuras de los aviones permitió reducir ligeramente el factor de carga dH/U2 aumentando el diámetro y la velocidad periférica. La magnitud de la velocidad de salida (típica de las estructuras terrestres) permitió reducir la velocidad axial relativa. En general, el potencial del ST diseñado para lograr eficiencia se encuentra en el nivel característico de las etapas de la familia Trent.

Una característica de la aerodinámica del ST diseñado es también garantizar una óptima valores de eficiencia turbinas en modos de potencia parcial característicos del funcionamiento en el modo base.

Mientras se mantiene la velocidad de rotación, un cambio (disminución) en la carga en el rotor conduce a un aumento en el ángulo de ataque (desviación de la dirección del flujo de gas en la entrada a las palas del valor calculado) en la entrada al llantas de pala. Aparecen ángulos de ataque negativos, más significativos en las últimas etapas de la turbina.

El diseño de las llantas ST Blade con alta resistencia a los cambios en los ángulos de ataque está garantizado por un perfilado especial de las llantas con verificación adicional de la estabilidad de las pérdidas aerodinámicas (según los modelos aerodinámicos 2D/3D de Navier-Stokes) en grandes ángulos de entrada de aire.

Las características analíticas del nuevo ST han demostrado, como resultado, una importante resistencia a los ángulos de ataque negativos, así como la posibilidad de utilizar el ST para accionar generadores que produzcan corriente con una frecuencia de 60 Hz (con una velocidad de rotación de 3600 rpm). ), es decir, la posibilidad de aumentar la velocidad de rotación en un 20 % sin pérdida apreciable de eficiencia. Sin embargo, en este caso, las pérdidas de eficiencia son casi inevitables en los modos de bajo consumo (lo que lleva a un aumento adicional de los ángulos de ataque negativos).
Características de diseño de ST.
Para reducir el consumo de material y el peso del ST, se utilizaron enfoques de aviación probados para el diseño de turbinas. Como resultado, la masa del rotor, a pesar del aumento en el diámetro y el número de etapas, resultó ser igual a la masa del rotor de la turbina de potencia GTU-16PER. Esto aseguró una importante unificación de las transmisiones, también se unificaron el sistema de aceite, el sistema de presurización de los soportes y la refrigeración del ST.
Se ha aumentado la cantidad de aire utilizada para presurizar los soportes de los cojinetes de la transmisión y se ha mejorado la calidad del aire, incluida su limpieza y refrigeración. También se ha mejorado la calidad de la lubricación de los cojinetes de la transmisión mediante el uso de elementos filtrantes con una finura de filtración de hasta 6 micras.
Para aumentar el atractivo operativo de la nueva unidad de turbina de gas, se ha introducido un sistema de control especialmente desarrollado, que permite al cliente utilizar tipos de lanzamiento turboexpansor (aire y gas) y hidráulico.
Las características de peso y tamaño del motor permiten utilizar diseños en serie de la central eléctrica en bloque GTES-16P para su colocación.
La carcasa aislante del ruido y del calor (cuando se coloca en locales permanentes) garantiza las características acústicas de la central eléctrica de turbina de gas al nivel requerido por las normas sanitarias.
El primer motor se encuentra actualmente en una serie de pruebas especiales. El generador de gas del motor ya ha superado la primera etapa de pruebas cíclicas equivalentes y ha iniciado la segunda etapa tras su revisión. condición técnica, que estará terminado en la primavera de 2007.

La turbina de potencia como parte de un motor de tamaño completo pasó la primera prueba especial, durante la cual se tomaron indicadores de 7 características del acelerador y otros datos experimentales.
Con base en los resultados de las pruebas, se llegó a una conclusión sobre el rendimiento del CT y su cumplimiento de los parámetros declarados.
Además, según los resultados de las pruebas, se hicieron algunos ajustes al diseño de la ST, incluido un cambio en el sistema de refrigeración de la carcasa para reducir la emisión de calor a las instalaciones de la estación y garantizar seguridad contra incendios, además de optimizar los juegos radiales para aumentar la eficiencia, ajuste la fuerza axial.
La próxima prueba de la turbina está prevista para el verano de 2007.

Unidad de turbina de gas GTE-16PA
en vísperas de pruebas especiales

A motores de avión incluyen todos los tipos de motores térmicos utilizados como dispositivos de propulsión para aeronaves del tipo aviación, es decir, dispositivos que utilizan cualidades aerodinámicas para moverse, maniobrar, etc. dentro de la atmósfera (aviones, helicópteros, misiles de crucero de las clases "B-B", "B- 3", "3-B", "3-3", sistemas aeroespaciales, etc.). Esto da como resultado una amplia variedad de motores utilizados, desde motores de pistón hasta motores de cohetes.

Los motores de avión (Fig. 1) se dividen en tres grandes clases:

• pistón (PD);
• chorro de aire (DMA incluido motor de turbina de gas);
• cohete (RD o RKD).

Las dos últimas clases están sujetas a una clasificación más detallada, especialmente la clase DMA.

Por principio de compresión de aire Las DMA se dividen en:

• compresor , es decir, que incluye un compresor para compresión mecánica de aire;
• sin compresor :
  • directo VRD ( SPVRD) con compresión de aire solo por presión de alta velocidad;
  • pulsante VRD ( PuVRD) con compresión de aire adicional en dispositivos especiales dinámicos de gas de acción periódica.

Clase de motor de cohete LRE También se refiere al tipo compresor de los motores térmicos, ya que en estos motores la compresión del fluido de trabajo (combustible) se realiza en estado líquido en unidades de turbobomba.

motor de cohete combustible sólido (Motor cohete de propulsor sólido) no tiene dispositivo especial para comprimir el fluido de trabajo. Se lleva a cabo cuando el combustible comienza a arder en el espacio semicerrado de la cámara de combustión, donde se ubica la carga de combustible.

Por principio de operación existe tal división: PD Y PuVRD trabajar en ciclos periódico acciones, mientras que en DMA, motor de turbina de gas Y RKD el ciclo se lleva a cabo continuo comportamiento. Esto les confiere ventajas en términos de potencia relativa, empuje, peso, etc., que determinaron, en particular, la viabilidad de su uso en la aviación.

Por el principio de crear empuje a reacción Las DMA se dividen en:

• motores de reacción directa;
• motores de reacción indirecta.

Los motores del primer tipo crean fuerza de tracción (empuje P) directamente, eso es todo motores de cohetes (RKD), turborreactor sin postquemador y con postquemador ( motor turborreactor Y TRDF), turborreactor de doble circuito (motor turbofan Y TRDDF), directo supersónico e hipersónico ( SPVRD Y scramjet), pulsante (PuVRD) y numerosos motores combinados.

Motores de turbina de gas de reacción indirecta (motor de turbina de gas) transfieren la potencia que generan a un dispositivo de propulsión especial (hélice, ventilador de hélice, rotor de helicóptero, etc.), que crea fuerza de tracción utilizando el mismo principio de respiración de aire ( turbohélice , turboventilador , turboeje motores - teatro de operaciones, TVVD, TVGTD). En este sentido, la clase DMA une todos los motores que crean empuje utilizando el principio de respiración de aire.

Según los tipos considerados de motores de circuitos simples, se distinguen varios motores combinados , conectando las características y beneficios de los motores varios tipos, por ejemplo clases:

• motores turborreactores - TRDP (motor turborreactor o motor turbofan + SPVRD);
• cohete estatorreactor - RPD (LRE o Motor cohete de propulsor sólido + SPVRD o scramjet);
• turbina de cohete - IDT (TRD + motor cohete líquido);

y muchas otras combinaciones de motores de circuitos más complejos.

Motores de pistón (PE)

Motor de pistones radiales de 14 cilindros y dos hileras con Aire enfriado. Forma general.

Motor de pistones (Inglés) Motor de pistones ) -

Clasificación de motores de pistón. Los motores de pistón de aviación se pueden clasificar según varios criterios:

• Dependiendo del tipo de combustible utilizado- en motores ligeros o combustible pesado.
• Según el método de formación de la mezcla.- para motores con formación de mezcla externa (carburador) y motores con formación de mezcla interna ( inyección directa combustible en los cilindros).
• Dependiendo del método de ignición de la mezcla.- para motores con encendido forzado y motores con encendido por compresión.
• Dependiendo del número de ciclos- para motores de dos y cuatro tiempos.
• Dependiendo del método de enfriamiento- para motores refrigerados por líquido y aire.
• Por número de cilindros- para motores de cuatro, cinco, doce cilindros, etc.
• Dependiendo de la ubicación de los cilindros.- en línea (con cilindros dispuestos en fila) y en forma de estrella (con cilindros dispuestos en círculo).

Los motores en línea se dividen a su vez en motores de una sola fila, de dos filas en forma de V, de tres filas en forma de W, de cuatro filas en forma de H o en forma de X. Los motores estrella también se dividen en de una sola fila, de dos filas y de varias filas.

• Por la naturaleza del cambio de potencia en función del cambio de altitud.- en altitudes elevadas, es decir motores que mantienen la potencia a medida que la aeronave asciende a altitud, y motores de baja altitud cuya potencia disminuye al aumentar la altitud de vuelo.
• Según el método de accionamiento por hélice.- para motores con accionamiento directo a motorreductores y hélices.

Los motores de pistón de los aviones modernos tienen forma de estrella. motores de cuatro tiempos, funcionando con gasolina. Los cilindros de los motores de pistón suelen estar refrigerados por aire. Anteriormente, en la aviación se utilizaban motores de pistón y cilindros refrigerados por agua.

La combustión del combustible en un motor de pistón se realiza en los cilindros, mientras que la energía térmica se convierte en energía mecánica, ya que bajo la influencia de la presión de los gases resultantes el pistón avanza. El movimiento de traslación del pistón se convierte a su vez en movimiento de rotación. cigüeñal motor a través de la biela, que es el vínculo de conexión entre el cilindro con el pistón y el cigüeñal.

Motores de turbina de gas (GTE)

motor de turbina de gas - un motor térmico diseñado para convertir la energía de la combustión del combustible en energía cinética de una corriente en chorro y (o) en Trabajo mecánico en el eje del motor, cuyos elementos principales son el compresor, la cámara de combustión y la turbina de gas.

Motores de un solo eje y de múltiples ejes.

El motor de turbina de gas más simple tiene una sola turbina, que acciona el compresor y al mismo tiempo es una fuente de energía útil. Esto impone restricciones a los modos de funcionamiento del motor.

A veces el motor es de varios ejes. En este caso, hay varias turbinas en serie, cada una de las cuales acciona su propio eje. La turbina de alta presión (la primera después de la cámara de combustión) siempre acciona el compresor del motor, y las siguientes pueden accionar tanto una carga externa (hélices de helicóptero o barco, potentes generadores eléctricos, etc.) como compresores adicionales del propio motor, ubicados frente al principal.

La ventaja de un motor de múltiples ejes es que cada turbina funciona a la velocidad y carga óptimas. Con una carga impulsada desde el eje de un motor de un solo eje, la aceleración del motor, es decir, la capacidad de girar rápidamente, sería muy pobre, ya que la turbina necesita suministrar energía tanto para proporcionar al motor una gran cantidad de aire (la potencia está limitada por la cantidad de aire) y acelerar la carga. Con un diseño de dos ejes, un rotor liviano de alta presión entra rápidamente en funcionamiento, proporcionando aire al motor y a la turbina de baja presión una gran cantidad de gases para la aceleración. También es posible utilizar un motor de arranque menos potente para acelerar cuando se arranca sólo el rotor de alta presión.

Motor turborreactor (TRJ)

motor turborreactor (Inglés) motor turborreactor ) es un motor térmico que utiliza una turbina de gas, y empuje del jet Se forma cuando los productos de combustión salen de una boquilla de chorro. Parte del trabajo de la turbina se dedica a comprimir y calentar el aire (en el compresor).

Diagrama del motor turborreactor:
1. dispositivo de entrada;
2. compresor axial;
3. cámara de combustión;
4. álabes de turbina;
5. boquilla.

En un motor turborreactor, la compresión del fluido de trabajo en la entrada a la cámara de combustión y un alto caudal de aire a través del motor se logran debido a la acción combinada del flujo de aire entrante y el compresor ubicado en la trayectoria del motor turborreactor inmediatamente después del dispositivo de entrada, delante de la cámara de combustión. El compresor es accionado por una turbina montada en el mismo eje y que funciona con el mismo fluido de trabajo, calentado en la cámara de combustión, a partir del cual se forma la corriente en chorro. En el dispositivo de entrada, la presión estática del aire aumenta debido al frenado del flujo de aire. En el compresor, la presión total del aire aumenta debido al trabajo mecánico realizado por el compresor.

Tasa de aumento de presión en un compresor es uno de los parámetros más importantes de un motor turborreactor, ya que de ello depende la eficiencia efectiva del motor. Si para los primeros motores turborreactores esta cifra era 3, para los modernos llega a 40. Para aumentar la estabilidad dinámica del gas, los compresores se fabrican en dos etapas. Cada una de las cascadas funciona a su propia velocidad de rotación y es impulsada por su propia turbina. En este caso, el eje de la 1ª etapa del compresor (baja presión), girado por la última turbina (de menor velocidad), pasa por el interior del eje hueco del compresor de la segunda etapa (alta presión). Las cascadas de motores también se denominan rotores de baja y alta presión.

La cámara de combustión de la mayoría de los motores turborreactores tiene forma de anillo y el eje de la turbina-compresor pasa por dentro del anillo de la cámara. Cuando el aire entra a la cámara de combustión, se divide en 3 corrientes:

• aire primario- entra por las aberturas delanteras de la cámara de combustión, frena delante de los inyectores y participa directamente en la formación de la mezcla aire-combustible. Directamente involucrado en la combustión de combustible. La mezcla de combustible y aire en la zona de combustión de combustible en un motor a reacción tiene una composición cercana a la estequiométrica.
• aire secundario- entra por las aberturas laterales en la parte media de las paredes de la cámara de combustión y sirve para enfriarlas creando un flujo de aire con una temperatura mucho más baja que en la zona de combustión.
• aire terciario- ingresa a través de canales de aire especiales en la parte de salida de las paredes de la cámara de combustión y sirve para igualar el campo de temperatura del fluido de trabajo frente a la turbina.

La mezcla de gas y aire se expande y parte de su energía se convierte en la turbina, a través de las palas del rotor, en energía mecánica de rotación del eje principal. Esta energía se gasta principalmente en el funcionamiento del compresor y también se utiliza para accionar los componentes del motor (bombas de refuerzo de combustible, bombas de aceite etc.) y accionan generadores eléctricos que suministran energía a diversos sistemas a bordo.

La mayor parte de la energía de la mezcla de gas y aire en expansión se utiliza para acelerar el flujo de gas en la boquilla, que sale de ella, creando un empuje del chorro.

Cuanto mayor sea la temperatura de combustión, mayor será la eficiencia del motor. Para evitar la destrucción de las piezas del motor, se utilizan aleaciones resistentes al calor equipadas con sistemas de refrigeración y revestimientos de barrera térmica.

Motor turborreactor con postcombustión (TRDF)

Motor turborreactor con postquemador - una modificación del motor turborreactor, utilizado principalmente en aviones supersónicos. Se diferencia de un motor turborreactor por la presencia de una cámara de poscombustión entre la turbina y la boquilla de chorro. Se suministra una cantidad adicional de combustible a esta cámara a través de boquillas especiales, que se quema. El proceso de combustión se organiza y estabiliza mediante un dispositivo frontal que asegura la mezcla del combustible evaporado y el flujo principal. El aumento de temperatura asociado con la entrada de calor en el postquemador aumenta la energía disponible de los productos de combustión y, en consecuencia, la velocidad de escape de la tobera de chorro. En consecuencia, el empuje del jet (postcombustión) también aumenta hasta un 50%, pero el consumo de combustible aumenta considerablemente. Los motores de postcombustión generalmente no se utilizan en la aviación comercial debido a su baja eficiencia.

Motor turborreactor de doble circuito (motor turborreactor)

El primero en proponer el concepto de motor turbofan en la industria nacional de motores aeronáuticos fue A. M. Lyulka (basado en una investigación realizada desde 1937, A. M. Lyulka presentó una solicitud para la invención de un motor turborreactor de derivación. El certificado del autor se otorgó el 22 de abril de 1941.)

Podemos decir que desde la década de 1960 hasta el día de hoy, en la industria de motores de aviones, ha habido una era de motores turbofan. Los motores turbofan de varios tipos son la clase más común de motores a reacción utilizados en aviones, desde cazas interceptores de alta velocidad con turbofanes de baja relación de derivación hasta aviones gigantes de transporte comercial y militar con turbofanes de alta relación de derivación.

Diagrama de un motor de derivación turborreactor:
1. compresor de baja presión;
2. contorno interno;
3. flujo de salida del circuito interno;
4. Flujo de salida del circuito externo.

La base motores turborreactores de doble circuito Se basa en el principio de conectar una masa adicional de aire al turborreactor, pasando por el circuito externo del motor, lo que permite obtener motores con una mayor eficiencia de vuelo en comparación con los turborreactores convencionales.

Después de pasar por el dispositivo de entrada, el aire ingresa a un compresor de baja presión llamado ventilador. Después del ventilador, el aire se divide en 2 corrientes. Parte del aire ingresa al circuito externo y, sin pasar por la cámara de combustión, forma una corriente en chorro en la boquilla. La otra parte del aire pasa por un circuito interno completamente idéntico al del motor turborreactor comentado anteriormente, con la diferencia de que las últimas etapas de la turbina del motor turbofan accionan el ventilador.

Uno de los parámetros más importantes de un motor turbofan es la relación de derivación (m), es decir, la relación entre el flujo de aire a través del circuito externo y el flujo de aire a través del circuito interno. (m = G 2 / G 1, donde G 1 y G 2 son el flujo de aire a través de los circuitos interno y externo, respectivamente).

Cuando la relación de derivación es inferior a 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - los chorros se emiten por separado, ya que la mezcla es difícil debido a la diferencia significativa de presión y velocidad.

El motor turbofan contiene el principio de aumentar la eficiencia de vuelo del motor al reducir la diferencia entre la velocidad del fluido de trabajo que sale de la boquilla y la velocidad de vuelo. La disminución del empuje, que provocará una disminución de esta diferencia entre velocidades, se compensa con un aumento del flujo de aire a través del motor. Una consecuencia de un aumento en el flujo de aire a través del motor es un aumento en el área de la sección transversal frontal del dispositivo de entrada del motor, lo que resulta en un aumento en el diámetro de la entrada del motor, lo que conduce a un aumento en su resistencia. y masa. En otras palabras, cuanto mayor sea la relación de derivación, mayor será el diámetro del motor, en igualdad de condiciones.

Todos los motores turbofan se pueden dividir en 2 grupos:

• con mezcla de flujos detrás de la turbina;
• sin mezclar.

En un motor turbofan con mezcla de flujo ( motor turbofan) los flujos de aire de los circuitos externo e interno ingresan a una única cámara de mezcla. En la cámara de mezcla estos flujos se mezclan y salen del motor a través de una única boquilla con una única temperatura. Los motores turbofan son más eficientes, pero la presencia de una cámara de mezcla aumenta el tamaño y el peso del motor.

Los motores turbofan, al igual que los motores turborreactores, pueden equiparse con boquillas y postquemadores ajustables. Por regla general, se trata de un motor turbofan con relaciones de derivación bajas para aviones militares supersónicos.

Motor turbofan militar EJ200 (m=0,4)

Motor turborreactor de doble circuito con postcombustión (TRDDF)

Motor turborreactor de doble circuito con postcombustión - modificación del motor turbofan. Se distingue por la presencia de una cámara de postcombustión. Se ha encontrado un uso generalizado.

Los productos de combustión que salen de la turbina se mezclan con el aire procedente del circuito externo y luego se añade calor al flujo general en el postquemador, que funciona según el mismo principio que en TRDF. Los productos de combustión de este motor salen de una boquilla de chorro común. Un motor así se llama motor de doble circuito con postquemador común.

TRDDF con vector de empuje deflectable (OVT).

Control del vector de empuje (TCV) / Desviación del vector de empuje (VTD)

Las boquillas rotativas especiales, en algunos motores turbofan (F), permiten que el flujo de fluido de trabajo que sale de la boquilla se desvíe con respecto al eje del motor. OVT provoca pérdidas adicionales de empuje del motor debido a trabajo extra al girar el flujo y complicar el control de la aeronave. Pero estas deficiencias se compensan plenamente con un aumento significativo de la maniobrabilidad y una reducción de la carrera de despegue y aterrizaje del avión, incluido el despegue y aterrizaje vertical. OVT se utiliza exclusivamente en la aviación militar.

Motor turbofán/turbofán de alta relación de derivación

Diagrama del motor turbofan:
1. ventilador;
2. carenado protector;
3. turbocompresor;
4. flujo de salida del circuito interno;
5. Flujo de salida del circuito externo.

motor turboventilador (Inglés) motor turboventilador ) es un motor turbofán con una relación de derivación alta (m>2). Aquí el compresor de baja presión se convierte en un ventilador, que se diferencia del compresor en tener menos etapas y mayor diámetro, y el chorro caliente prácticamente no se mezcla con el frío.

Este tipo de motor utiliza un ventilador de una etapa de gran diámetro, que proporciona alto consumo aire a través del motor en todas las velocidades de vuelo, incluidas las bajas velocidades durante el despegue y el aterrizaje. Debido al gran diámetro del ventilador, la tobera del circuito externo de este tipo de motores turbofan se vuelve bastante pesada y a menudo se acorta, con dispositivos enderezadores (álabes fijos que giran el flujo de aire en dirección axial). En consecuencia, la mayoría de los motores turbofan con una relación de derivación alta son sin mezclar flujos.

Dispositivo contorno interno Estos motores son similares a un turborreactor, cuyas últimas etapas de turbina accionan un ventilador.

Contorno externo Un motor turbofan de este tipo, por regla general, es un ventilador de una sola etapa de gran diámetro, detrás del cual hay un aparato enderezador hecho de palas fijas, que aceleran el flujo de aire detrás del ventilador y lo giran, llevándolo en la dirección axial, el El contorno exterior termina con una boquilla.

Debido al hecho de que el ventilador de tales motores, por regla general, tiene un diámetro grande y el grado de aumento de la presión del aire en el ventilador no es alto, la boquilla del circuito externo de dichos motores es bastante corta. La distancia desde la entrada del motor hasta la salida de la boquilla de contorno exterior puede ser significativamente menor que la distancia desde la entrada del motor hasta la salida de la boquilla de contorno interior. Por este motivo, a menudo se confunde la boquilla del circuito exterior con el carenado del ventilador.

Los motores turbofan con una alta relación de derivación tienen un diseño de dos o tres ejes.

Ventajas y desventajas.

La principal ventaja de estos motores es su alta eficiencia.

Desventajas: gran peso y dimensiones. Especialmente el gran diámetro del ventilador, que provoca una importante resistencia del aire en vuelo.

El ámbito de aplicación de dichos motores son aviones comerciales de larga y media distancia y aviones de transporte militar.

Motor turbofan (TVVD)

motor turboventilador (Inglés) motor turbohélice ) -

Turbina

La turbina está diseñada para accionar el compresor y unidades auxiliares motor. La turbina del motor es axial, de chorro, de dos etapas, refrigerada y de dos rotores.

El conjunto de turbina incluye turbinas axiales de alta y baja presión de una etapa en serie, así como un soporte de turbina. Un soporte es un elemento del circuito de potencia del motor.

turbina de alta presión

SA HPT consta de un anillo exterior, un anillo interior, una cubierta, un dispositivo de torsión, bloques de paletas de boquilla, juntas laberínticas, juntas de junta de paletas de boquilla, espaciadores con inserciones de panal y sujetadores.

El anillo exterior tiene una brida para conexiones con la brida del borde del aparato de boquilla LPT y la carcasa VVT. El anillo está conectado telescópicamente al cuerpo del VVT y tiene una cavidad para suministrar aire secundario desde el OCS para enfriar los estantes exteriores de las palas de la boquilla.

El anillo interior dispone de una brida para la unión con la tapa y el cuerpo interior del OKS.

El SA TVD tiene cuarenta y cinco palas combinadas en quince bloques fundidos de tres palas. El diseño en bloque de las palas SA permite reducir el número de juntas y el flujo de gas.

La paleta de la boquilla es hueca, refrigerada y de doble cavidad. Cada aspa tiene una pluma y bridas externas e internas que, junto con la pluma y las bridas de las palas adyacentes, forman la parte de flujo del SA HPT.

El rotor HPT está diseñado para convertir la energía del flujo de gas en trabajo mecánico en el eje del rotor. El rotor consta de un disco, un muñón con laberinto y juntas tóricas de aceite. El disco tiene noventa y tres ranuras para sujetar las cuchillas de trabajo HPT en cerraduras de "árbol de Navidad", orificios para pernos apretados que aprietan el disco, el eje y el eje HPT, así como orificios inclinados para suministrar aire de enfriamiento a las cuchillas de trabajo.

La pala de trabajo del motor de alta presión está fundida, hueca y enfriada. En la cavidad interna de la pala, para organizar el proceso de enfriamiento, hay una partición longitudinal, pasadores de turbulencia y nervaduras. El vástago de la hoja tiene una pata alargada y un cierre tipo espina de pescado. En el vástago hay canales para suministrar aire de refrigeración a la pluma de la pala y en el borde de salida hay una ranura para la salida de aire.

El vástago del muñón alberga el sello de aceite y la pista del rodamiento de rodillos radiales para el soporte del rotor trasero de alta presión.

turbina de baja presión

SA LPT consta de un borde, bloques de palas de boquilla, un anillo interior, un diafragma e inserciones alveolares.

La llanta tiene una brida para la conexión con la carcasa VVT y el aro exterior del motor de la turbomáquina, así como una brida para la conexión con la carcasa de soporte de la turbina.

SA TND tiene cincuenta y una palas soldadas en doce bloques de cuatro palas y un bloque de tres palas. La paleta de la boquilla está fundida, hueca y enfriada. Las bridas de pluma, exterior e interior forman la parte de flujo del SA con las alas y pestañas de las palas adyacentes.

En la parte interior de la cavidad de la pluma de la pala se encuentra un deflector perforado. En la superficie interior de la pluma hay nervaduras transversales y pasadores de turbulencia.

El diafragma está diseñado para separar las cavidades entre los impulsores de la bomba de alta presión y la bomba de baja presión.

El rotor LPT consta de un disco con palas de trabajo, un muñón, un eje y un disco de presión.

El disco LPT tiene cincuenta y nueve ranuras para sujetar las palas de trabajo y orificios inclinados para suministrarles aire refrigerante.

La cuchilla de trabajo TND está fundida, hueca y enfriada. En la parte periférica, la pala tiene una plataforma de vendaje con un peine de sellado laberíntico, que sella la ranura radial entre el estator y el rotor.

Las palas están aseguradas contra movimientos axiales en el disco mediante un anillo partido con un inserto, que a su vez está asegurado mediante un pasador en el borde del disco.

El eje tiene estrías internas en la parte delantera para transmitir torque al eje LPT. En la superficie exterior de la parte delantera del eje hay una pista interna del rodamiento de rodillos del soporte trasero del motor de alta presión, un laberinto y un juego de anillos obturadores que, junto con la tapa instalada en el eje , forma la junta frontal de la cavidad de aceite del soporte del motor de alta presión.

En la parte trasera de la correa cilíndrica se encuentra un juego de anillos obturadores que, junto con la tapa, forman una junta para la cavidad de aceite del soporte LPT.

El eje LPT consta de tres partes. La conexión entre sí de las piezas del eje es bifurcada. El par en las articulaciones se transmite mediante pasadores radiales. En la parte trasera del eje se encuentra una bomba de aceite para el soporte de la turbina.

En la parte delantera del LPT hay estrías que transmiten torque al rotor del compresor de baja presión a través de un resorte.

El disco de presión está diseñado para crear soporte adicional y garantizar un aumento en la presión del aire de enfriamiento en la entrada a las palas de trabajo del LPT.

El soporte de turbina incluye una carcasa de soporte y una carcasa de cojinete. El cuerpo de soporte consta de un cuerpo exterior y un anillo interior, conectados por postes de potencia y formando circuito de potencia soportes de turbina. El soporte también incluye una pantalla con carenados, una malla antiespuma y fijaciones. Dentro de los bastidores hay tuberías para suministrar y bombear aceite, ventilar las cavidades de aceite y drenar el aceite. A través de las cavidades de las rejillas, se suministra aire para enfriar el LPT y se extrae aire de la cavidad previa al aceite del soporte. Los pilares están cubiertos con carenados. En la carcasa del cojinete están instalados una bomba de recuperación de aceite y un colector de aceite. Se coloca un amortiguador de aceite elástico entre la pista exterior del rodamiento de rodillos del rotor TND y la carcasa del rodamiento.

Al soporte de la turbina se adjunta un carenado cónico, cuyo perfil garantiza la entrada de gas a la cámara de combustión del posquemador con pérdidas mínimas.

Los motores que respiran aire se dividen en compresores y sin compresores según el método de precompresión del aire antes de ingresar a la cámara de combustión. Los motores que respiran aire sin compresor utilizan presión de aire de alta velocidad. En los motores de compresor, el aire se comprime mediante un compresor. Un motor con compresor que respira aire es un motor turborreactor (TRE). El grupo, denominado motores mixtos o combinados, incluye los motores turbohélice (TVD) y los turborreactores de doble circuito (DTRE). Sin embargo, el diseño y el principio de funcionamiento de estos motores son en muchos aspectos similares a los de los motores turborreactores. A menudo, todos los tipos de estos motores se combinan bajo el nombre general de motores de turbina de gas (GTE). Los motores de turbina de gas utilizan queroseno como combustible.

Motores turborreactores

Diagramas estructurales. Un motor turborreactor (Fig. 100) consta de un dispositivo de entrada, un compresor, una cámara de combustión, una turbina de gas y un dispositivo de salida.

El dispositivo de entrada está diseñado para suministrar aire al compresor del motor. Dependiendo de la ubicación del motor en la aeronave, puede ser parte de la estructura de la aeronave o de la estructura del motor. El dispositivo de entrada aumenta la presión del aire delante del compresor.

En el compresor se produce un aumento adicional de la presión del aire. Los motores turborreactores utilizan compresores centrífugos (Fig. 101) y axiales (ver Fig. 100).

En un compresor axial, cuando el rotor gira, las palas de trabajo actúan sobre el aire, lo tuercen y lo obligan a moverse a lo largo del eje hacia la salida del compresor.

En un compresor centrífugo, cuando el impulsor gira, el aire es arrastrado por las palas y se mueve hacia la periferia bajo la influencia de las fuerzas centrífugas. Los motores más utilizados en la aviación moderna son los motores con compresor axial.

Un compresor axial incluye un rotor (parte giratoria) y un estator (parte estacionaria) al que está conectado el dispositivo de entrada. En ocasiones se instalan mallas protectoras en los dispositivos de entrada para evitar que entren objetos extraños al compresor que puedan dañar las palas.

El rotor del compresor consta de varias filas de palas de trabajo perfiladas ubicadas alrededor de la circunferencia y que se alternan secuencialmente a lo largo del eje de rotación. Los rotores se dividen en tambor (Fig. 102, a), disco (Fig. 102, b) y tambor-disco (Fig. 102, c).

El estator del compresor consta de un conjunto anular de palas perfiladas fijadas en la carcasa. Una serie de paletas estacionarias, llamadas paletas enderezadoras, junto con una serie de paletas de trabajo, se denomina etapa de compresor.

Los motores turborreactores de aviación modernos utilizan compresores de múltiples etapas que aumentan la eficiencia del proceso de compresión del aire. Las etapas del compresor están coordinadas entre sí de tal manera que el aire que sale de una etapa fluye suavemente alrededor de las palas de la siguiente etapa.

El aparato enderezador garantiza la dirección del aire necesaria hacia la siguiente etapa. La paleta guía instalada delante del compresor también cumple el mismo propósito. Es posible que algunos diseños de motores no tengan paletas guía.

Uno de los elementos principales de un motor turborreactor es la cámara de combustión situada detrás del compresor. Estructuralmente, las cámaras de combustión se hacen tubulares (Fig. 103), anulares (Fig. 104), de anillo tubular (Fig. 105).

La cámara de combustión tubular (individual) consta de un tubo de llama y una carcasa exterior, conectados entre sí mediante copas de suspensión. En la parte delantera de la cámara de combustión están instalados inyectores de combustible y un agitador que sirve para estabilizar la llama. El tubo de llama tiene orificios para el suministro de aire, lo que evita el sobrecalentamiento del tubo de llama. El encendido de la mezcla de aire y combustible en los tubos de llama se realiza mediante dispositivos de encendido especiales instalados en cámaras separadas. Los tubos de llama están conectados entre sí mediante tubos que aseguran que la mezcla se encienda en todas las cámaras.

La cámara de combustión anular tiene la forma de una cavidad anular formada por las carcasas exterior e interior de la cámara. Se instala un tubo de llama anular en la parte delantera del canal anular, y se instalan remolinos y boquillas en la parte delantera del tubo de llama.

La cámara de combustión tubular-anular consta de carcasas exterior e interior, que forman un espacio anular dentro del cual se encuentran los tubos de llama individuales.

Se utiliza una turbina de gas para accionar el compresor del motor turborreactor. EN motores modernos Las turbinas de gas son axiales. Las turbinas de gas pueden ser de una o varias etapas (hasta seis etapas). Los componentes principales de la turbina incluyen dispositivos de boquilla (guía) e impulsores, que constan de discos y palas de trabajo ubicadas en sus bordes. Los impulsores están unidos al eje de la turbina y junto con él forman un rotor (Fig. 106). Los dispositivos de boquilla están ubicados frente a las palas de trabajo de cada disco. La combinación de un aparato de boquilla estacionario y un disco con palas de trabajo se denomina etapa de turbina. Las palas de trabajo se fijan al disco de la turbina mediante un pestillo de árbol de Navidad (Fig. 107).

El dispositivo de escape (Fig. 108) consta de un tubo de escape, un cono interno, un soporte y una boquilla de chorro. En algunos casos, debido a la disposición del motor del avión, se instala un tubo de extensión entre el tubo de escape y la boquilla de chorro. Las toberas de chorro pueden tener una sección transversal de salida ajustable o no regulada.

Principio de funcionamiento. A diferencia de motor de pistones El proceso de trabajo en los motores de turbina de gas no se divide en carreras separadas, sino que se desarrolla de forma continua.

El principio de funcionamiento de un motor turborreactor es el siguiente. Durante el vuelo, el flujo de aire que ingresa al motor pasa a través del dispositivo de entrada al compresor. En el dispositivo de entrada, el aire se precomprime y la energía cinética del flujo de aire en movimiento se convierte parcialmente en energía de presión potencial. El aire está sometido a una mayor compresión en el compresor. En los motores turborreactores con compresor axial, cuando el rotor gira rápidamente, las palas del compresor, como las palas del ventilador, impulsan el aire hacia la cámara de combustión. En los dispositivos enderezadores instalados detrás de los impulsores de cada etapa del compresor, debido a la forma difusora de los canales entre palas, la energía cinética del flujo adquirida en la rueda se convierte en energía potencial de presión.

En los motores con compresor centrífugo, el aire se comprime debido a la fuerza centrífuga. El aire que ingresa al compresor es recogido por las palas del impulsor que gira rápidamente y, bajo la influencia de la fuerza centrífuga, es expulsado desde el centro hacia la circunferencia de la rueda del compresor. Cuanto más rápido gira el impulsor, más presión crea el compresor.

Gracias al compresor, los motores turborreactores pueden generar empuje cuando funcionan en el sitio. Eficiencia del proceso de compresión de aire en un compresor.

caracterizado por el grado de aumento de presión π k, que es la relación entre la presión del aire en la salida del compresor p 2 y la presión del aire atmosférico p H

El aire comprimido en el dispositivo de entrada y el compresor ingresa a la cámara de combustión y se divide en dos corrientes. Una parte del aire (aire primario), que representa entre el 25 y el 35 % del flujo de aire total, se dirige directamente al tubo de llama, donde tiene lugar el proceso de combustión principal. Otra parte del aire (aire secundario) circula por las cavidades exteriores de la cámara de combustión, enfriándola, y a la salida de la cámara se mezcla con los productos de la combustión, reduciendo la temperatura del flujo gas-aire a un valor determinado por la Resistencia al calor de las palas de la turbina. Una pequeña parte del aire secundario penetra en la zona de combustión a través de las aberturas laterales del tubo de llama.

Así, en la cámara de combustión se forma una mezcla de aire y combustible rociando combustible a través de boquillas y mezclándolo con aire primario, quemando la mezcla y mezclando los productos de combustión con aire secundario. Al arrancar el motor, la mezcla se enciende mediante un dispositivo de encendido especial y, durante el funcionamiento posterior del motor, la mezcla de aire y combustible se enciende mediante la llama existente.

El flujo de gas formado en la cámara de combustión, que tiene alta temperatura y la presión, corre hacia la turbina a través de un aparato de boquilla cónica. En los canales del aparato de toberas, la velocidad del gas aumenta bruscamente hasta 450-500 m/s y se produce una conversión parcial de la energía térmica (potencial) en energía cinética. Los gases del aparato de tobera ingresan a las palas de la turbina, donde la energía cinética del gas se convierte en trabajo mecánico de rotación de la turbina. Las palas de la turbina, que giran junto con los discos, hacen girar el eje del motor y garantizan así el funcionamiento del compresor.

En los álabes de trabajo de la turbina puede tener lugar únicamente el proceso de conversión de la energía cinética del gas en trabajo mecánico de rotación de la turbina, o también una mayor expansión del gas con un aumento de su velocidad. En el primer caso, la turbina de gas se llama activa, en el segundo, reactiva. En el segundo caso, los álabes de la turbina, además de la influencia activa del chorro de gas que llega, también experimentan un efecto reactivo debido a la aceleración del flujo de gas.

La expansión final del gas se produce en la salida del motor (tobera de chorro). Aquí la presión del flujo de gas disminuye y la velocidad aumenta a 550-650 m/s (en condiciones terrestres).

Así, la energía potencial de los productos de combustión en el motor se convierte en energía cinética durante el proceso de expansión (en la turbina y en la boquilla de salida). Parte de la energía cinética se utiliza para hacer girar la turbina, que a su vez hace girar el compresor, la otra parte se utiliza para acelerar el flujo de gas (para crear un empuje del chorro).

Motores turbohélice

Dispositivo y principio de funcionamiento. Para aviones modernos,

Al tener una gran carga útil y autonomía de vuelo, necesitamos motores que puedan desarrollar el empuje necesario con un peso específico mínimo. Los motores turborreactores cumplen estos requisitos. Sin embargo, son antieconómicos en comparación con los sistemas propulsados ​​por hélices a bajas velocidades de vuelo. En este sentido, algunos tipos de aviones destinados a vuelos a velocidades relativamente bajas y largos alcances requieren motores que combinen las ventajas de los turborreactores con las ventajas de un motor propulsado por hélice a bajas velocidades de vuelo. Estos motores incluyen motores turbohélice (TVD).

Un motor turbohélice es un motor de avión con turbina de gas en el que la turbina desarrolla más potencia de la necesaria para hacer girar el compresor, y este exceso de potencia se utiliza para hacer girar la hélice. El diagrama esquemático del teatro se muestra en la Fig. 109.

Como puede verse en el diagrama, un motor turbohélice consta de los mismos componentes y conjuntos que un turborreactor. Sin embargo, a diferencia de un motor turbohélice, un motor turbohélice está equipado además con una hélice y una caja de cambios. Para obtener la máxima potencia del motor, la turbina debe desarrollar alta velocidad(hasta 20.000 rpm). Si la hélice gira a la misma velocidad, entonces el coeficiente acción útil este último será extremadamente bajo, ya que la eficiencia de la hélice en las condiciones de vuelo de diseño alcanza su valor más alto entre 750 y 1.500 rpm.

Para reducir la velocidad de la hélice en comparación con la velocidad de la turbina de gas, se instala una caja de cambios en un motor turbohélice. En los motores de alta potencia, a veces se utilizan dos hélices que giran en direcciones opuestas, y el funcionamiento de ambas hélices lo proporciona una caja de cambios.

En algunos motores turbohélice, el compresor es accionado por una turbina y la hélice por otra. Esto crea condiciones favorables para la regulación del motor.

El empuje del motor de teatro es creado principalmente por la hélice (hasta un 90%) y sólo en pequeña medida por la reacción del chorro de gas.

En los motores turbohélice se utilizan turbinas de múltiples etapas (el número de etapas es de 2 a 6), lo que viene dictado por la necesidad de operar mayores caídas de calor en la turbina turbohélice que en la turbina turborreactor. Además, el uso de una turbina multietapa permite reducir su velocidad y, en consecuencia, las dimensiones y el peso de la caja de cambios.

La finalidad de los elementos principales de un motor de teatro no difiere de la finalidad de los mismos elementos de un motor turborreactor. El flujo de trabajo del TVD también es similar al flujo de trabajo del TRD. Al igual que en un motor turborreactor, el flujo de aire, precomprimido en el dispositivo de admisión, se somete a una compresión principal en el compresor y luego ingresa a la cámara de combustión, donde simultáneamente se inyecta combustible a través de boquillas. Los gases formados como resultado de la combustión de la mezcla de aire y combustible tienen una alta energía potencial. Se precipitan hacia la turbina de gas, donde, al expandirse casi por completo, producen trabajo, que luego se transfiere al compresor, la hélice y los accionamientos de la unidad. Detrás de la turbina, la presión del gas es casi igual a la presión atmosférica.

En los motores turbohélice modernos, la fuerza de empuje obtenida únicamente debido a la reacción del chorro de gas que sale del motor es del 10 al 20% de la fuerza de empuje total.

Bypass de motores turborreactores

El deseo de aumentar la eficiencia del empuje de los turborreactores a altas velocidades de vuelo subsónico llevó a la creación de los turborreactores de derivación (DTRE).

A diferencia del turborreactor convencional, en el turborreactor la turbina de gas acciona (además del compresor y una serie de unidades auxiliares) un compresor de baja presión, también llamado ventilador del circuito secundario. El ventilador del circuito secundario del turborreactor también puede ser accionado desde una turbina separada situada detrás de la turbina del compresor. El esquema más simple El DTRD se muestra en la Fig. 110.

El primer circuito (interno) de un motor turborreactor es un diagrama de un motor turborreactor convencional. El segundo circuito (externo) es un canal circular con un ventilador ubicado en él. Por lo tanto, los motores turborreactores de derivación a veces se denominan motores turbofan.

El funcionamiento del motor turborreactor es el siguiente. El flujo de aire que ingresa al motor ingresa a la entrada de aire y luego una parte del aire pasa por el compresor de alta presión del circuito primario y la otra por las aspas del ventilador (compresor de baja presión) del circuito secundario. Dado que el primer circuito es un circuito de motor turborreactor convencional, el proceso de trabajo en este circuito es similar al proceso de trabajo en un motor turborreactor. La acción del ventilador del circuito secundario es similar a la acción de una hélice de múltiples palas que gira en un canal anular.

Los motores DTRD también se pueden utilizar en aviones supersónicos, pero en este caso, para aumentar su empuje, es necesario prever la combustión de combustible en el circuito secundario. Para aumento rápido(impulsar) el empuje de un motor turborreactor a veces quema combustible adicional ya sea en el flujo de aire del circuito secundario o detrás de la turbina del circuito primario.

Al quemar combustible adicional en el segundo circuito, es necesario aumentar el área de su boquilla de chorro para mantener sin cambios los modos de funcionamiento de ambos circuitos. Si no se cumple esta condición, el flujo de aire a través del ventilador del circuito secundario disminuirá debido a un aumento en la temperatura del gas entre el ventilador y la boquilla de chorro del circuito secundario. Esto supondrá una reducción de la potencia necesaria para hacer girar el ventilador. Luego, para mantener la misma velocidad del motor, será necesario reducir la temperatura del gas en el circuito primario delante de la turbina, y esto conducirá a una disminución del empuje en el circuito primario. El aumento del empuje total será insuficiente y, en algunos casos, el empuje total de un motor forzado puede ser menor que el empuje total de un motor turborreactor convencional. Además, el aumento de la tracción está asociado a un elevado consumo específico de combustible. Todas estas circunstancias limitan el uso. este método tracción creciente. Sin embargo, aumentar el empuje de un motor turborreactor puede tener una amplia aplicación a velocidades de vuelo supersónicas.

Literatura utilizada: Autores de "Fundamentos de la aviación": G.A. Nikitin, E.A. bakanov