Изготовление лопатки турбины из УУКМ

Содержание.

 

Аналитическая часть

1.Введение………………………………………………………………….…  7

2. Общая характеристика  двигателя НК-86………………………………… 10

2.1 Общие сведения о двигателе…………………………………………….. 11

2.2 Газовоздушный тракт двигателя………………………………………… 12

2.3 Параметры двигателя……………………………………………………. 13

2.4 Система противообледенения…………………………………………… 16

2.5 Весовые и габаритные характеристики двигателя……………………... 18

       3. Турбина двигателя НК-86…………………………………………………. 19

3.1 Общая часть……………………………………………………………….. 19

3.2 Описание турбины…………………………………………………………19

3.3 Работа турбины………………………………………………………….... 20

3.4 Ротор турбины ВД. Описание……………………………………………. 22

3.5 Ротор турбины НД. Описание……………………………………………. 23

3.6 Статор турбины. Описание ………………………………………………. 24

4.Применение углерод-углеродных композиционных материалов для

изготовления лопарок турбины двигателя НК-86………………………....... 26

4.1 Определение композиционных материалов……………………...…….....26

4.2 Применение композиционных материалов в авиа и ракетостроении…...27

4.3 Углерод- углеродные композиционные материалы……………………..  29

5. Особенности консервации, упаковки и хранения двигателя НК-86……... 33

5.1. Консервация и упаковка двигателя при снятии его с самолета

сроком на 1 год………………………………………………………………… 34    

5.2 Хранение двигателя…………………………………………………….  ... 35

6. Охрана труда и техника безопасности…………………………………...... 40

6.1 Охрана труда……………………………………………………………...... 41

6.2 Техника безопасности……………………………………………………... 42

6.3 Требования безопасности…………………………………………………. 43

6.4 Требования безопасности в аварийных ситуациях……………………… 50

6.5 Электробезопасность………………………………………………………. 51

6.6 Требования безопасности после окончания работы………………………52

7. Заключение………………………………………………………………….. 53

8. Список чертежей…………………………………………………………….. 54

9. Список используемой литературы…………………………………………..60

 

1.Введение

 

   Основным классом материалов, удовлетворяющих таким жестким, противоречащим друг другу требованиям, как обеспечение минимальной прочности, жесткости, надежности и долговечности при работе в тяжелых условиях нагружения, в том числе при высоких температурах и в агрессивных средах, являются композиты.

   Современная наука о композитных материалах обязана своему динамичному развитию в течений  последних десятилетий главным образом применению композитов в ракетной технике и самолетостроении. Условия эксплуатации тяжело нагруженных узлов и элементов конструкции разрабатываемых самолетов и ракет не позволяют использовать для их изготовления традиционные металлические материалы и композиты. Каждая новая конструкция, обеспечивающая рост технических характеристик, как правило, требует разработки новых композиционных материалов.

   В  качестве  примера можно привести необходимость  решения проблем, связанных с  реализацией в США проекта  разработки аэрокосмических аппаратов для заатмосферных полетов. Предполагается, что летательный аппарат, названный «Восточный экспресс», сможет взлетать и садиться на обычных взлетных полосах современных аэродромов. Перелет с западного побережья США в страны Азии займет менее двух часов. Во время полета некоторые элементы конструкции самолета будут нагреваться до 1800ºС. Естественно, для изготовления конструкции аппарата подобного типа нельзя применять металлические материалы. Эффективное решение может быть достигнуто только при использовании новых высокопрочных, легких, жестких, высокотемпературных композиционных материалов. Такие материалы разрабатываются в передовых лабораториях развитых стран. Разработка новых материалов, в том числе и композитов, стимулирует развитие техники и технологии во многих развитых странах мира.

   В последние  десятилетия темпы роста производства  композиционных материалов постоянно возрастаю.

   Как правило,  стоимость композиционных материалов  очень высока, что связанно со  сложностью технических процессов их производства, высокой ценой используемых компонентов. Однако следует подчеркнуть возможность экономии при производстве сложных конструкции за счет уменьшения количества деталей, сокращения числа сборочных операции. Трудоемкость производства изделий из композиционных материалов можно снизить в 1,5- 2 раза по сравнению с металлическими аналогами.

   Композиты эффективно  конкурируют с такими конструкционными  материалами, как алюминии, титан, сталь. К отраслям, активного использующим композиционные материалы и являющимися заказчиками для разработки и производства новых материалов и изделий из них, относится авиация, космонавтика, наземный транспорт, химическое машиностроение, медицина, спорт, туризм, образование. Композиты используются для производства автомобилей, объекты железного транспорта, самолетов, ракет, яхт, подводных лодок, емкости для хранения различного рода жидкостей, трубопроводов, стволов артиллерийских орудий. Материалы, разработка которых первоначально осуществлялась по заказам военных ведомств, в первую очередь для применения в летательных аппаратах, внедрены во многих отраслях гражданской промышленности.

   Тема дипломного  проекта: « Повышение механических  свойств лопаток турбины двигателя  НК-86 их изготовление из углерод-углеродных композиционных материалов» является актуальной. Так как применение углерод-углеродных композиционных материалов при изготовлении турбинных лопаток позволяет повысить максимальную рабочую температуру двигателей, что в свою очередь увеличивает его экономичность, позволяет применять более дешевые сорта топлива.     

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2.Общая характеристика  двигателя НК-86

 

2.1 Общие сведения о двигателе НК-86

НК-86 предназначен для  установки на самолет Ил-86, создан в КБ Н.Д. Кузнецова. Двигатели расположены в четырех мотогондолах, подвешенных на пилонах под крылом самолета. Для обеспечения доступа к агрегатам и системам двигателя мотогондола снабжена откидными створками, крышками и лючкам. Для организации подвода воздуха на вход в двигатель мотогондола оборудована воздухозаборником. Для улучшения посадочных характеристик самолета двигатель оборудован реверсом тяги.

Двигатели, взаимно заменяемые и поставляются в комплекте для левого и правой половины крыла.

Газотурбинный турбовентиляторный двигатель НК-86 (см. рис. I) представляет собой двухконтурный, двухкаскадный двигатель со смешением потоков наружного и внутреннего контуров в общем выходном устройстве. Двигатель экономичен и имеет низкий уровень шума, что достигается за счет применения в тракте наружного контура панелей со звукопоглощающим сотовым наполнителем.

На двигателе предусмотрены  системы запуска, контроля, защиты и сигнализации, обеспечивающие быстрое обнаружение недостатков и отклонений параметров на работающем двигателе, а также системы противопожарной защиты и противооблединения. Системы двигателя не требуют дополнительного регулирования в процессе эксплуатации.

Все агрегаты двигателя  располагаются в нижней части, что  облегчает к ним доступ и значительно упрощает их обслуживание.

Двигатель включает в себя следующие узлы:

- входной направляющий аппарат (ВНА) с коком;

- компрессор осевой  одиннадцатиступенчатый, двухкаскадный, состоящий из компрессоров низкого давления (НД) и высокого давления (ВД);

 - многофорсунчатую камеру сгорания кольцевого типа;

- реактивную турбину;

- опоры (переднюю, среднюю и заднюю);

- оболочки, образующие тракт вентиляторного контура;

- выходное устройство.

Компрессор низкого  давления пятиступенчатый. Первая и вторая его ступени работают  на два контура - внутренний и наружный (вентиляторный). Разделение воздушного потока  на контуры происходит за рабочим колесом второй ступени вентилятора. Для уменьшения уровня шума вентилятор выполнен с увеличенными зазорами между рабочими колесами и направляющими аппаратами. Компрессор высокого давления шестиступенчатый. На наружный корпус компрессора устанавливаются оболочки со звукопоглощающим наполнителем.

Блок камеры сгорания включает в себя кольцевую камеру сгорания, наружный и внутренне  корпусы камеры и два воспламенителя.

Турбина высокого давления одноступенчатая. Лопатки первого соплового аппарата охлаждаемые. Турбина низкого давления двухступенчатая. Статор турбины на крейсерском режиме охлаждается воздухом наружного контура.

Опора турбины включает в себя наружный и внутренний кожухи и внутренний корпус. Гофрированный смеситель (18-лепестковый) организует смешение внутреннего и наружного потоков, являясь элементом шумоглушения двигателя.

Наружные оболочки (сотовой конструкции) выполнены из звукопоглощающих панелей. Выходное устройство состоит из реверса тяги и узлов капотирования, являющихся хвостовой частью мотогондолы.

Рис. 1. Общий вид двигателя.

2.1 Газовоздушный тракт двигателя.

 

Воздух из самолетного воздухозаборника поступает во входной направляющий аппарат (ВНА), сжимается в двухступенчатом вентиляторе, после чего направляется во внутренний и наружный контуры двигателя.

      В наружном контуре воздух проходит по каналу, образованному наружными и внутренними оболочками. Затем в смесителе воздух смешивается с газом, выходящим из внутреннего контура. Часть воздуха наружного контура используется для охлаждения статора турбины, опоры турбины и для воздухо-воздушного теплообменника.

Во внутреннем контуре воздух дополнительно сжимается в трех ступенях компрессора низкого давления и далее в шести ступенях компрессора высокого давления, после чего поступает в камеру сгорания.

       Часть воздуха внутреннего контура используется:

- для охлаждения лопаток I соплового аппарата;

- на наддув лабиринтов  за турбиной;

- для обогрева входного  направляющего аппарата и кока при обледенении;

- для вращения турбины привода постоянных оборотов (ППО-40МВ);

- для наддува и кондиционирования  кабины экипажа и пассажирского салона;

- для противообледенительной  системы самолета;

- для струйной защиты;

- для подогрева топлива.

В камере сгорания воздух разделяется на два потока: первичный  и вторичный. Воздух первичного потока, перемешиваясь с топливом, впрыскиваемым через форсунки, участвует в процессе горения.

       Воздух вторичного потока используется для охлаждения стенок камеры сгорания, а затем подмешивается к продуктам сгорания для получения необходимой температуры газа перед турбиной.

Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется от двух воспламенителей, состоящих из форсунок и запальных свечей.

Газ, выходящий из камеры сгорания, поступает последовательно  на три ступени турбины.

Первая ступень турбины  ВД обеспечивает вращение компрессора ВД, два ступени турбины НД  приводят во вращение компрессора НД и вентилятор. Роторы каскадов высокого и низкого давления связаны между собой только газодинамически.

Кинематическая схема  двигателя (см. рис. 3)

Ротор высокого давления (ВД) обеспечивает привод следующих агрегатов:                               -  блока насосов;

-  центрифуги   подкачивающего    насоса;

-  агрегата   дозировки   топлива   (ЛДТ);

-  двух  гидронасосов;

-  насоса-датчика;

-  стартера;

- ручной прокрутки; 

- привода постоянных оборотов (ППО);

- индуктора;

- суфлера.

Ротор низкого давления (НД) обеспечивает привод следующих  агрегатов:

- суфлера опоры турбины; 

- откачивающего насоса  опоры турбины; 

- индуктора; 

- оттачивающего насоса  передней опоры; 

- привод датчика тахометра.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Рис. 2. Газовоздушный тракт двигателя.

 

 

 

 

2.2 Параметры двигателя.

 

Время   приемистости при   перемещении   рычага   управления двигателем за 1 сек.

С  разрешенными       отборами      мощности   от     двигателя:

на земле от режима малого газа до получения  95% взлетной тяги от 8 до 10 с.

в полете от режима полетного малого газа до 95%   взлетной  тяги 5с, не   более.