Системы реактивных турбин

СИСТЕМЫ РЕАКТИВНЫХ ТУРБИН [c.53]

Конструкция статора зависит от конструкции спиральной камеры, системы и типа турбины. Применяемые в реактивных турбинах статоры можно разделить на статоры бетонных спиральных камер сварных металлических камер литых и сварнолитых спиральных камер горизонтальных гидротурбин. Современные конструкции статоров, применяемых в бетонных камерах, рассматривались в гл. II. На рис. III.2, а показан статор с одним верхним поясом /, к которому колонны 2 прикреплены болтами. Нижние концы колонн с помощью клиньев 3 установлены на первичном бетоне и притянуты к нему фундаментными болтами 4. Пояс / состоит из отдельных секторов, скрепленных болтами и зафиксированных штифтами, установленными в его фланцах. Число разъемов (или секторов) определяется так же, как во всех крупногабаритных деталях гидротурбин,условиями производства и транспортировки. [c.57]

Ненормальности в работе масляной системы также могут привести к выплавлению баббита в подшипниках. При этом рабочие лопатки реактивных турбин могут задевать за корпус в результате просадки ротора. [c.338]

На рис. 2.1 и 2.2 представлены блок-схемы выработки энергии газовой турбиной для обычного механического привода и в системе реактивного двигателя. Схемы включают следующие "станции" (режимы) на входе (а), на выходе из компрессора (Ь), на входе турбины (с), на выходе турбины (d), на выходе сопла реактивного двигателя (d ). [c.50]

ДЫ (форсированные теплообменные системы, реактивные аппараты, лопатки газовых турбин и т. п.). В этих условиях проблема теплообмена при высокой скорости течения среды приобрела большую остроту. Между тем, теория теплообмена совершенно не была подготовлена к решению этих задач. [c.369]

Газовые турбины получили большое применение в системах, известных иод названием воздушно-реактивные двигатели . В этих системах газовая турбина не является основным двигателем, т. е. двигателем, отдающим свою работу внешнему потребителю, а используется лишь для приведения в действие компрессора, необходимого для работы реактивного двигателя другими словами, турбина служит вспомогательным двигателем. [c.158]

САП нашли применение в самолетостроении вентили для сжатого воздуха, вентили управляюш,ей системы реактивных двигателей, дроссельные и редукционные клапаны гидравлических и топливных систем и т. д., в электротехнической, химической и машиностроительной промышленности (конденсаторы, обмотка электродвигателей, теплообменники, компрессорные диски, лопасти вентиляторов и турбин, лопатки компрессоров, поршни, поршневые штоки, небольшие шестерни и т. д.). САП вследствие высокой коррозионной стойкости применяется в судостроении и атомных реакторах. [c.364]

Положим, что ракета укреплена на конце рычага, могущего вращаться около поперечной оси, так что вся система после пуска двигателя ракеты действует как чисто реактивная турбина. По достижении определенной окружной скорости ракета освобождается и продолжает движение обычным образом. [c.159]

Турбина служит для превращения энергии открытой системы (энтальпии) в работу и является одним из элементов теплового двигателя, в котором рабочее тело совершает круговые процессы, непрерывно превращая теплоту в работу. Турбины разделяются в зависимости от применяемого рабочего тела на паровые и газовые, по характеру преобразования энергии —на активные и реактивные. [c.89]

Уравнение (54) следует использовать также и в тех случаях, когда состояние рабочего тела во всех точках открытой системы периодически и одновременно становится идентичным предшествующим состояниям в тех же точках, В связи с этим уравнение (55) применимо для анализа работы не только турбин или реактивных двигателей, но и поршневых двигателей, работающих циклично, или отдельных агрегатов любой тепловой установки. [c.38]

Пористые материалы находят большое применение в таких конструкциях, как высокотемпературные теплообменники, турбинные лопатки, реактивные сопла и т. д. На практике охлаждение пористых структур достигается нагнетанием жидкости или газа через капилляры твердого тела. Процесс теплообмена в таких пористых системах весьма сложен. При решении задачи предполагается, что вся передача теплоты внутри плоской пластины осуществляется за счет теплопроводности через твердую фазу и что температуры твердого тела и жидкости почти не отличаются друг от друга в любой точке пористой структуры. Эти предположения существенно упрощают решение задачи [Л. 205]. [c.62]

Мощность, развиваемая турбиной, определяется по величине реактивного момента на корпусе гидротормоза и частоте вращения ротора. Эти параметры фиксируются одновременно системой синхронной регистрации. [c.123]

Механизм преобразования крутящего момента можно пояснить, если представить, что, во-первых, при торможении турбинного вала (падении числа оборотов турбины при постоянном числе оборотов насоса) должно увеличиваться отклонение потока жидкости, поступающей с насоса на лопатки турбины. Очевидно, что реактивные силы, действующие со стороны лопаток турбины на жидкость, должны возрастать с увеличением этого отклонения потока и с падением числа оборотов турбины. Во-вторых, вследствие увеличения перепада давлений между турбиной и насосом при падении числа оборотов турбины расход жидкости Q=xQ возрастает. Следовательно, свойства турбины этой системы улучшаются с изменением ее оборотов, т. е. изменением передаточного отношения, тогда как крутящий момент ведущего вала остается постоянным. [c.15]

Системой турбины называется устройство турбины с характерными для него рабочими органами и рабочим процессом. Разнообразные системы турбин объединяются в два класса турбин — реактивные и активные, о которых подробнее будет сказано ниже ( 5-1 и 6-1). [c.29]

Это вытекает из трансформированного уравнения расхода, составленного для системы турбина — реактивное сопло . [c.21]

Рис. 17.3. Конструктивная схема гидротрансформатора а — осевой разрез б — развертка лопастной системы Н — насосное колесо Т — турбинное колесо Р — реактивное колесо (реактор) К — корпус М — муфта

В соответствии с программой работ по конкурсной системе были выполнены общее конструирование двигателя, его тепловые и прочностные расчеты и проведена технологическая проработка изделия. По этой программе фирмой Кертисс-Райт был разработан одновальный ТРД с четырехступенчатым осевым компрессором, кольцевой испарительной камерой сгорания, одноступенчатой неохлаждаемой осевой турбиной и сужающимся реактивным соплом с центральным телом (рис. 99). При разработке этого дви- [c.204]

При компоновке оборудования принимаются меры к снижению протяженности реактивных контуров и усилению контроля за их состоянием. С учетом возможности радиоактивного загрязнения II контура из-за неплотности трубчатой системы парогенераторов пар из отбора турбин направляется в поверхностные теплообменники, в которых и нагревается сетевая вода. Для большей гарантии от возможности радиоактивного загрязнения сетевой воды давление в тепловой сети принимается большим, чем в про- [c.269]

Использование порошков, легированных методом МЛ, позволило создать новый класс жаропрочных материалов — диспергированные никелевые сплавы и сплавы на основе железа. Они получили применение в реактивных двигателях высокой мощности в качестве материала лопаток для статора турбин и деталей камеры сгорания, а также в высокотемпературных системах атомных реакторов. О достигнутых результатах можно судить по данным [507, 508]. [c.327]

Так как в таких системах воздух сжимается в компрессоре, а приводом последнего является турбина, то они получили название турбокомпрессорных воздушно-реактивных двигателей. [c.158]

Курс теории теплопроводности применительно к задачам инженерной практики. В книге рассмотрены аналитические, численные, графические и экспериментальные методы определения стационарных и нестационарных температурных полей в различных системах. Общие положения иллюстрируются подробным разбором многочисленных конкретных задач, в том числе таких сложных систем, как лопатка турбины, крыло реактивного самолета, ядерный реактор и др. Специальная глава посвящена методам моделирования тепловых систем. Каждая глава содержит библиографию и многочисленные задачи учебного характера. В Приложении даны таблицы значений некоторых специальных функций и корней трансцендентных уравнений, необходимых для аналитического расчета тепловых систем. [c.436]

Системы без насоса — самотечные системы, формирующие напорный поток или струю (рис. 2.13.3, а, б) за счет запаса потенциальной энергии в вышележащем водоеме. Здесь вместо насоса используют естественные водоемы (реки, водохранилища). В качестве гидродвигателя выступают турбины гидроэлектростанций (ГЭС) — активные или реактивные. [c.446]

Рис. 2.13.3. Система без насоса с активной (а) и реактивной (б) турбинами

Употребительные системы реактивных турбин — радиальноосевые и крыловые, существенно различаясь по рабочим колесам, имеют некоторые другие важные органы схожими, почему и удобно последние рассмотреть предварительно. Сюда относятся направляющий аппарат (или направитель), турбинная камера и отсасывающая труба. [c.53]

В первом десятилетии XX в. в странах Европы и Америки приступили к использованию энергии более мощных, в том числе и равнинных рек. Это потребовало повышения быстроходности и пропускной способности турбин. Удовлетворение потребности в быстроходности стало основным в гидротурбиностроепии и было достигнуто разработкой новой системы осевых реактивных турбин — поворотно-лопастных. Подобные конструкции были созданы профессором высшей школы в Брно В. Капланом после их длительного исследования па моделях с 1912 по 1916 г. Он коренным образом изменил форму и конструкцию рабочего колеса и добился резкого повышения быстроходности и пропускной способности турбин с вращающимися лопастями. [c.83]

Уже сказано (см. 6-2), что из числа разнообразных возможных систем реактивных турбин в настоящее время находят широкое применение лишь две системы турбина радиальноосевая и крыловая турбина. Последняя система подразделяется на две турбина винтовая и турбииа поворотнолопастиая. У всех трех систем обычен радиальный многолопаточный поворотный направитель ( 6-2), рабочие же нх колеса существенно различны. [c.91]

Из числа реактивных турбин имеют теперь широкое распространение, кроме рассмотренных радиальноосевых, еще турбины винтовые (пропеллерные) и поворотнолопастные. Они являются двумя разновидностями одной системы, почему мы их объединяем родовым названием крыловых турбин. [c.108]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Газовые турбины получили большое примепеппе в системах, известных под названием воздушно-реактивные двигатели . В этих системах газовая турбина [c.200]

Когда на обе части реактора действует положительный момент (Мр > 0), они неподвижны и ГДТ работает на режимах трансформации момента (М > Л/ >1) как бы с одним реактором обычного размера, у которого лопасти сильно изогнуты от входа к выходу. На характеристике (см. рис. 9.50, б) эти режимы соответствуют О < / < в- Если выходной угол лопасти первого реактора Рр12 = 90° или близок к нему, скорость == 0. В точке В характеристики угол атаки на входе в первый реактор становится равным нулю, скорость с р11 = О и момент Л/р, = 0. При дальнейшем увеличении / угол атаки уменьшается, скорость с р1, < О, момент Л/р, < О, и первый реактор начинает вращаться, не передавая на корпус реактивный момент и не участвуя в преобразовании момента. Гидротрансформатор работает с новой лопастной системой (насосное, турбинное колеса и второй реаюгор, который приблизительно в 2 раза короче сдвоенного и по сравнению с ним мало изогнут), обеспечивающей меньшую трансформацию момента за счет уменьшения наклона характеристики = /(/) на участке В—А. В этом случае суммарные ударные потери на режимах с большими значениями / уменьшаются и КПД возрастает. Для увеличения КПД ГДТ угол Рр,1, делают несколько большим, чем 90°. В точке А ( 4 = = ) момент Мрц = О, и при / > второй реактор также начинает вращаться под действием момента Л/рц < 0. На участке характеристики А—1 ГДТ работает как ГДМ. Таким образом, характеристи- [c.207]

В 1945—1946 гг. А, М. Люлька, И. Ф. Козловым, С. П. Кувшинниковым и другими был спроектирован и построен турбореактивный двигатель ТР-1 с многоступенчатым осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой турбиной и гидравлической системой регулирования. Этот двигатель с тягой 1300 кг был первым отечественным турбореактивным двигателем, прошедшим официальные испытания. В 1947 г. А. А. Никулин при участии Б. С. Стечкина, С. К. Туманского и других сконструировал крупноразмерный двигатель ТКРД-1 с силой тяги 3780 кг, а затем на его базе — группу двигателей того же класса. При конструировании двигателей основное внимание уделялось обеспечению их высокой надежности и большого ресурса работы, простоте и четкости конструктивных решений. Типичными представителями этой группы явились двигатели РД-3, устанавливаемые на самолетах Ту-104 и других тяжелых самолетах, серийно изготовляемые с 1952 г. и долгое время остававшиеся самыми крупными двигателями в мире по величине силы тяги (первоначально составлявшая 8750 кг, она в дальнейшем была значительно повышена). Зарубежная авиационная промышленность в конце 40-х и начале 50-х годов не располагала крупноразмерными авиационными турбореактивными двигателями, и тяжелые реактивные самолеты иностранных фирм снабжались различными двигателями со сравнительно малой силой тяги. [c.370]

Сопла [горелок F 23 D (для газообразного 14/(18-58) для жидкого 11/38) топлива динамика текучих сред в соплах F 15 D 1/08 изготовлепие и закрепление в металлических сосудах В 21 D 51/42 отсечные клапаны для сопел F 16 К 5/04 в пескоструйных машинах В 24 С 3/(12, 22, 28) F 02 (для ракетных двигательных установок К 9/97 топливных форсунок М 61/18 с устройствалт для реверса тяги в реактивных двигателях К 1/54-1/76, 9/92 распыляющие (общие вопросы В 05 В 1/00 для оросительных холодильников F 28 F 25/06 в парогенераторах F 22 В 27/16) реактивные (расположение на самолетах и т. п. В 64 D 33/04 F 02 К (реактивные двигатели, отличающиеся по форме или расположению сопел, 1/00-1/82 регулируемые для управления положением самолетов и т. п. в воздухе 1/10, В 64 С 15/00)) свободноструйных гидротурбин F 03 В 1 04 в смесшпел.чх-распылителях В 01 F 5/20 струйных насосов F 04 F 5/46 турбин (F 01 D 9/02 электроэрозионная обработка В 23 FI 9/10)] Сопротивление акустическое, измерение С 01 Н 15/00 Сорбенты, составы В 01 J 20/(00-34) Сорбционные холодильные машины, установки и системы F 25 В (непрерывного 15/16 периодического 17/(00-10)) действия Сортировка [материала после дробления или измельчения В 02 С 23/(08-16) снарядов или патронов F 42 В 35 02 твердых материалов В 07 В (100- [c.180]

По соображениям производства принято реактивное облопачи-вание турбины. Вал агрегата имеет 6 опор с масляными подшипниками скольжения. Приняты меры для предотвращения контакта гелия рабочего контура со смазочным маслом. Для этого перед подшипниками предусмотрено лабиринтовое уплотнение, в которое подается чистый гелий. В агрегате применены система смазки подшипников компрессоров и турбины и система смазки редуктора и генератора. Они должны быть разделены, так как масло первой системы находится в контакте с гелием, а масло второй системы — в контакте с воздухом. Применение масляного уплотнения практически исключает потери рабочего тела в местах выхода вала из корпуса. [c.126]

Принципиальная схема авиационного парогазотурбинного реактивного двигателя изображена на рис. 49. Двигатель состоит из входного устройства, осевого (или центробежного) двухроторного компрессора низкого и высокого давления с системой форсунок для впрыска воды в поток воздуха на входе и в ступенях, камеры горания и осевой турбины высокого давления, дополнительной форсажной ) камеры сгорания турбины низкого давления и выходного устройства. Работа двигателя осуществляется по циклу ЛГТУ с промежуточным нагревом парогазовой смеси. Как и в эрер- [c.96]

Давление в иредлоиастном пространстве = вообще большее атмосферного, у одной и той же турбины несколько меняется при ее регулировании ( 6-5). У турбин одной и той же системы, но разных типов (с разными быстроходностями) это давление тоже несколько различно. Существует понятие степени реактивности (или реакции) турбины [c.53]

Во входном устройстве двигателя расположены газотурбинный стартер и корпус передней опоры, который крепится на шести стойках. Турбостартер позволяет запускать двигатель в полете на высотах до 9 км. Входное устройство оборудовано противооб-леденительной системой, работающей на горячем воздухе, отбираемом от компрессора. Девятиступенчатый компрессор двигателя выполнен стальным, что вызвано применением двигателя на самолете с длительным сверхзвуковым полетом. Лопатки первых трех ступеней компрессора могут заменяться непосредственно на двигателе. Двигатель имеет кольцевую камеру сгорания, традиционную для двигателей семейства Атар . Первая ступень двухступенчатой турбины охлаждаемая, у второй ступени охлаждается только диск рабочего колеса. За турбиной установлено спрямляющее устройство, направляющее поток газов для организации эффективного рабочего процесса в форсажной камере. Форсажная камера и всережимное регулируемое реактивное сопло оптимизированы для этого двигателя. Форсажная камера работает практически без дымления. Ротор двигателя имеет три опоры с системой охлаждения подшипников, причем задний подшипник компрессора и подшипник турбины смазываются маслом на выброс. [c.94]

В модификации RM.8B к вентилятору была добавлена одна ступень доведением размеров лопаток первой ступени компрессора низкого давления до размеров лопаток вентилятора, так что число ступеней вентилятора увеличилось до трех, а компрессор низкого давления стал трехступенчатым. Изменен также компрессор низкого давления (для получения большого запаса устойчивости в условиях работы двигателя на большой высоте). Вентилятор и компрессор низкого давления находятся на одном валу и приводятся неохлаждаемой трехступенчатой турбиной. Компрессор высокого давления имеет семь ступеней, по конструкции аналогичен компрессору двигателя JT8D и приводится одноступенчатой охлаждаемой турбиной, система охлаждения которой более эффективна, чем у гражданского двигателя. Камера сгорания трубчато-кольцевая с четырьмя топливными форсунками на каждой жаровой трубе, что обеспечивает высокий коэффициент полноты сгорания топлива. Форсажная камера двигателя позволяет увеличивать тягу на взлете почти на 70%, а в полете до 1507о- Всережимное эжекторное реактивное сопло регулируется автоматически соответственно степени форсирования тяги. [c.118]

Двигатель J402 имеет кольцевое, достаточно длинное входное устройство с четырьмя стойками, установленное перед осецентробежным двухступенчатым компрессором, причем его первая осевая ступень выполнена трансзвуковой, а вторая центробежная ступень — с односторонней крыльчаткой рабочего колеса. Кольцевая камера сгорания — с центробежной системой впрыска топлива в жаровую трубу через вращающийся вал ротора турбокохм-прессора. Одноступенчатая осевая турбина имеет охлаждаемые вторичным воздухом камеры сгорания сопловые лопатки. Короткое реактивное сопло — сужающееся, нерегулируемое. Ротор двигателя опирается на два подшипника передний шариковый, установленный на валу между ступенями компрессора, и задний роликовый, установленный за рабочим колесом турбины, причем передний подшипник имеет автономную смазку из масляной полости опоры, а задний смазывается консистентной смазкой. [c.205]

В 1948 г. Л. Г. Лойцянский и А. И. Лурье включили в свой Курс теоретической механики главу Динамика точки и тела переменной массы . Тем же по существу методом, что и Космодемьянский, они выводят основные уравнения динамики системы и твердого тела переменной массы. Однако в качестве интересной иллюстрации применения теоремы количества движения к сплошным средам авторы курса возрождают также подход Л. Эйлера к вычислению реактивной силы водометного судна (и реактивного момента гидравлической турбины), примененный им в середине XVHI в. Изложение теоремы Эйлера в современной векторной форме привело авторов к формулировке главные векторы объемных и поверхностных сил и векторы количества движения масс жидкости, входящих и выходящих сквозь два каких-нибудь сечения трубы в единицу времени, направленные внутрь выделенного объема, образуют замкнутый многоугольник. Совершенно таким же методом, как в свое время Эйлер определял реактивную силу водомета, авторы получили для реактивной силы свободного снаряда выражение [c.242]

Запись механических параметров производится следующим образом. При остановленной турбине все датчики поочередно нажатием кнопки пульта управления подключаются к соответствующим измерительным каналам. Одновременно к измерительным каналам подключаются соответствующие ячейки балансировочно-коммутационных пультов. Производится компенсирование по активной и реактивной составляющим измерительных линий, и устанавливаются необходимые диапазоны измерения для каждого датчика. Затем производится запись нулевых значений всех датчиков на осцилло-графные ленты. После этого турбина устанавливается на нужный режим работы, и производится цикловая запись по всем датчикам измерительной системы. [c.108]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...