Авиационные газотурбинные двигатели

Возможность достижения самолетом больших скоростей и высот полета ограничивается, главным образом, качеством авиационного двигателя. Размеры и вес авиационного газотурбинного двигателя можно существенно снизить, повышая температуру газов перед турбиной, а для этого необходимо охлаждать турбинные лопатки и другие детали турбины. В связи с этим возникла необходимость исследования теплоотдачи враш,аюш,ихся поверхностей. [c.245]

В 1937 г. А. М. Люлька был разработан проект турбореактивного двигателя с осевым компрессором и кольцевой камерой сгорания, на несколько лет опередивший появление аналогичных проектов за рубежом. В 1943—1944 гг. под его же руководством в Центральном институте авиационного моторостроения был построен экспериментальный турбореактивный двигатель С-18 (рис. 104). Тогда же (1940—1945 гг.) в ЦИАМ велась разработка оригинальной конструкции авиационного газотурбинного двигателя с трехступенчатой газовой турбиной, с трехступенчатым центробежным компрессором и с системой испарительного жидкостного охлаждения по схеме, предложенной в 1935 г. проф. В. В. Уваровым. С 1945 г. к проектированию турбореактивных двигателей помимо группы А. М. Люлька были привлечены большие конструкторские коллективы А. А. Микулина,В. Я. Климова и других ОКБ и значительно увеличены объемы необходимых теоретических и экспериментальных исследований. К этому же времени относится начало работ по изысканию жаропрочных материалов для газовых турбин двигателей во Всесоюзном институте авиационных материалов (ВИАМ). [c.369]

В авиационных газотурбинных двигателях это уже достигается. И поэтому турбовинтовые двигатели уже сегодня в условиях высотного полета имеют коэффициент полезного действия потрясающей величины — 40—50 процентов [c.63]

В чем же дело Почему в широкой практике не достигнута уже освоенная в авиационных газотурбинных двигателях температура Ведь даже в пылеугольных топках паровых котлов температура газов горения достигает 1700 градусов Почему же эту температуру нельзя получить в газовой турбине [c.64]

Потому что внутри этих труб протекает вода, охлаждающая их стенки. И трубы, несмотря на очень высокую температуру пламени, остаются благодаря этому относительно холодными. Турбинная же лопатка — тоненькая пластинка металла, на которую с яростью устремится раскаленный газовый поток такой же температуры, что и в топке парового котла, сгорит в нем, как свечка. Уже при температуре, используемой в авиационных газотурбинных двигателях, турбинные лопатки, сделанные из самых жаростойких сталей, сгорают всего через несколько сотен часов. Это достаточный срок для работы авиационного двигателя, но ведь невозможно останавливать каждые несколько дней газовые турбины, работающие на стационарных электростанциях для полного их перелопачивания — так называют смену лопаток техники. А ведь срок бесперебойной работы стационар- [c.64]

Циклическое нагружение деталей авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов является обычным при их эксплуатации и связано с повторяющимися в каждом полете запуском, выходом на максимальные значения нагрузок и температур, полетом на стационарных режимах, уменьшением Фяги при посадке и выключении двигателя. Наиболее интенсивному циклическому нагружению, сопровождаемому действием высоких температур, подвергаются рабочие и сопловые лопатки [c.74]

Исходный дисбаланс. Рассмотрим типичный для авиационных газотурбинных двигателей ротор диско-барабанной конструкции (рис. 1), собранный из рабочих колес, валов и вставок. [c.187]

По статистическим данным, большая часть роторов авиационных газотурбинных двигателей работает в диапазоне оборотов, где величины центробежных сил существенно зависят от прогиба. Такие роторы следовало бы уравновешивать с учетом прогиба, но имеющееся балансировочное оборудование позволяет уравновешивать их лишь как твердое тело. Несоответствие между возможностью и потребностью часто приводит к довольно высокому уровню вибраций двигателя. [c.209]

Я. Шарп. Влияние рода топлива на характеристику камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя.— Вопросы ракетной техники, 1955, № 3. [c.312]

Нарушение осевой симметрии потока на входе в турбомашину. Оно вызывается и косым натеканием внешнего потока на входное устройство турбомашины (двигателя), и отклонениями от осевой симметрии воздухозаборников и воздухоподводящих каналов. Для авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) существенную роль в формировании окружной неравномерности потока на входе могут оказывать режимы полета летательного аппарата (изменение углов атаки, боковой ветер и т. п.). Для стационарных турбомашин на окружную неравномерность может сказываться ограниченность помещения, из которого осуществляется воздухо-забор, и размещение воздухозаборника в нем. Наиболее сильными гармониками такой окружной неравномерности обычно бывают низшие. [c.142]

Авиационные газотурбинные дВигатели (ГТД) [c.200]

Развитие авиационных газотурбинных двигателей идет по пути повышения температуры газа перед турбиной, что позволяет увеличить тягу (мощность) на каждый килограмм воздуха и [c.187]

Расчет на прочность авиационных газотурбинных двигателей [c.219]

Рассмотрены устройство, эксплуатация и надежность авиационных газотурбинных двигателей (турбореактивных, турбовинтовых, двухконтурных), используемых в наземных технологических и энергетических установках. На основе опыта эксплуатации в авиации рекомендованы принципиальные схемы использования ГТД в электрогенераторных установках, нефтеперерабатывающих и газоперекачивающих агрегатах, дождевальных и распылительных установках для сельского хозяйства и т. д. Даны обоснования выбора основных параметров наземных установок. Изложены вопросы надежности установок, технология управления двигателями на различных режимах, особенности их эксплуатации. [c.223]

Для использования турбореактивного двигателя в составе ГПА осуществляется модернизация подачи топлива и камеры сгорания с целью применения в качестве топлива природного газа вместо керосина, добавляется силовая турбина или турбина низкого давления, приводящая в действие нагнетатель газа. Турбины низкого давления и авиационного турбореактивного двигателя не имеют между собой механической связи, связь осуществляется только за счет потока продуктов сгорания, поступающего на лопатки силовой турбины. Таким образом, энергопривод ГПА на базе авиационного газотурбинного двигателя представляет собой двухвальную ГТУ простой схемы без регенерации теплоты (см. рис. 10.7). [c.156]

На практике в стационарных условиях, на кораблях и самолетах наивысшее значение %ер У поршневых двигателей достигается для дизелей и имеет порядок Цтер 0,45 для паровых машин наивысшее значение Цтер 0,35 современные мощные авиационные газотурбинные двигатели имеют Цтер 0,35 — 0,45. [c.135]

В 30-х годах М. В. Келдышем, Н. Е. Кочиным и М. А. Лаврентьевым были разработаны теоретические основы гидродинамики так называемого подводного крыла, и тогда же А. П. Владимировым, И. Н. Фроловым и Л. А. Эпштейном были проведены в Центральном аэрогидродинамическом институте соответствующие экспериментальные исследования. С1943 г. на заводе Красное Сормово под руководством Р. Е. Алексеева начались работы по проектированию опытных скоростных судов на подводных крыльях и в 1957 г.— после длительных испытаний моделей и опытных образцов — в состав действующего речного транспортного флота вошло первое судно на подводных крыльях — пассажирский теплоход Ракета (рис. 81), рассчитанный на 66 мест для сидения, снабженный двигателем мощностью 820 л. с. и развивающий скорость до 60—70 км час. Еще через два года была начата постройка более крупных пассажирских судов этой группы — теплоходов типа Метеор , каждый из которых рассчитан на 150 пассажиров и снабжен двумя дизельными двигателями общей мощностью 1800 л. с. С 1961 г. ведется постройка 260-местных судов на подводных крыльях типа Спутник (см. табл. 15), а в 1964 г. был передан в эксплуатацию газотурбоход Буревестник — наиболее быстроходное судно этого класса, снабженное двумя авиационными газотурбинными двигателями и водометными движителями и развивающее скорость до 95—100 км1час. В 1954 г. было построено первое морское пассажирское судно на подводных крыльях — теплоход серии Комета , и с 1961 г. ведется строительство более крупных скоростных морских судов серии Стрела . За разработку и освоение новых типов скоростных судов группе работников завода Красное Сормово (Р. Е. Алексееву, Н. А. Зайцеву, Л. С. Попову, И. И. Ерлыкину и др.) и капитану-испытателю В. Г. Полуэктову присуждена Ленинская премия 1962 г. [c.303]

Для примера на рис. 1 приведены режим изменения мощности судовой газотурбинной установки [49] и программа ускоренных испытаний транспортного авиационного двигателя [53]. Можно видеть, что судовой газотурбинный двигатель имеет сравнительно частую смену нагрузки и длительные стационарные периоды при относительно высоких уровнях нагрузки. В режиме работы транспортного авиационного газотурбинного двигателя, о характере которого дает вполне определенное представление двухчасовая программа ускоренных эквивалентных испытаний (рис. 1,6), нестационарные этапы также часто чередуются со стационарными, причем уровень нагруженности на вторых режимах достигает существенно больщих величин, чем в судовой установке, а общая продолжительность их также весьма значительна. [c.5]

Испаряемость (в %)—показатель потери массы масла, смазки и других продуктов при заданных температуре и давлении за определенное время. Она определяется отношением массы потери к массе первоначальной навески испытуемого продукта ири испытании методами, установленными стандартами или ТУ. Испаряемость часовых масел и слшзок определяют по ГОСТ 7934,1—74, смазочных масел — ио ГОСТ 10306—75, пластичных смазок — по ГОСТ 9566— 74, масел для авиационных газотурбинных двигателей — ио ГОСТ 20354—74. [c.440]

Иранов Б. А., Беломытиев О. М. О распределении нагрузки М ждг ппликями я цилиндрических однорядных роликоподшипниках.— В сб. Некоторые особенности отработки конструкции и параметров авиационных газотурбинных двигателей. Пермь, 1967. [c.77]

Важным этапом является определение цикла работы детали или всей машины, поскольку часто этот цикл является достаточно сложным и не всегда стабильным. Так, длительность полета изменяется для различных районов эксплуатации различны и условия по температуре окруя ающего воздуха. Пример статистически обоснованного цикла работы пассажирского авиационного газотурбинного двигателя с длительностью работы на стационарном режиме 1,5 ч показан на рис. 4.1 [1]. Как видно, в течение каждого полета самолета детали двигателя подвергаются действию по крайней мере трех циклов нагружения, соответствующих выходу на взлетный режим (из них 2 — в течение предполетной подготовки), а также действию нескольких циклов меньшей интенсивности, связанных с заходом на посадку, включением реверса, выпуском шасси. Следовательно, циклическая долговечность деталей должна быть определена в условиях одновременного накопления статического (стационарный полет) и циклического (запуск и другие режимы) повреждения, для чего до.лжны быть установлены закономерности взаимодействия этих двух видов повреждения. [c.75]

В настоящее время более 80% роторов авиационных газотурбинных двигателей работают в области, превышающей со = 0,5сокр. При этом их уравновешивают на низких оборотах (со 0,05сокр), считая ротор твердым телом. Для условия [c.198]

Первая стационарная газотурбинная установка этой фирмы вступила в строй в декабре 1959 г. на пиковой электростанции в 160 от г. Бристоля. Эта газотурбинная установка была переделана из турбовинтового двигателя типа Протеус 705 для привода гребных валов судов и электрических генераторов. Предполагается построить установку для привода электрического генератора на базе авиационного газотурбинного двигателя типа Олимпус . Ожидается, что мощность этой установки будет около 20 000 кет. [c.19]

Фирма Броун Бовери при проектировании газовых турбин постоянно использовала опыт уже освоенного турбомашиностроения. В результате была создана типовая конструкция газовой турбины, которая в дальнейшем лишь незначительно изменялась. В этой типовой конструкции, в отличие от авиационных газотурбинных двигателей, компрессор, камера сгорания и турбина являются отдельными агрегатами. Это облегчает использование при проектировании газовой турбины опыта конструирования турбомашин других типов, а благодаря свободной компоновке [c.52]

Свою деятельность в области газотурбострое-ния фирма начала с производства авиационных газотурбинных двигателей. Во время второй мировой войны фирма выпустила два авиационных двигателя турбовинтовой типа ТО-100 и турбореактивный типа ТО-180. [c.127]

Степень повышения давления в осевом многоступенчатом компрессоре практически неограничена и зависит от числа ступеней компрессора. Выполненные конструкции осевых компрессоров в авиационных газотурбинных двигателях имеют степени повышения давления е = 7 -н 12 при к. п. д. компрессора т]к == 0,82 -f--н 0,86 и удельном весовом расходе воздуха 100—200 кг/(м -с). Удельный вес осевых компрессоров составляет = GJNe = = (4-Ч- 5)-10 2 кг/кВт, где и iVe — вес компрессора и эффективная мощность двигателя. [c.41]

Как показывают технико-экономические расчеты и опыт зарубежного газотурбострое-ния, в качестве аварийных и пиковых агрегатов возможно использование авиационных газотурбинных двигателей. Эти двигатели следует включать в комплекс ГТУ в качестве генераторов сжатого газа достаточно высокой температуры. Использование энергии газа после этих двигателей происходит в специально спроектированной силовой газовой турбине, приводящей во вращение электрогенератор. [c.69]

В авиационных газотурбинных двигателях широкое применение получили несколько типов компрессоров осевые (рис. 2.1), в которых движение потока в среднем происходит параллельно оси центробежные (рис. 2.2), в которых поток разворачивается и движется в радиальном направлении осецентробежные (рис. 2.3), состоящие из комбинации осевого и центробежного диагональные (рис. 2.4), в которых движение потока в среднем происходит по диагонали. [c.28]

Смотреть страницы где упоминается термин Авиационные газотурбинные двигатели : [c.407] [c.355] [c.238] [c.5] [c.89] [c.190] [c.238] [c.182] [c.252] [c.400] [c.591] [c.460] [c.214] [c.103] [c.212] [c.408] [c.275] [c.221] [c.212]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...