Экзот
Элефантерия
Оказывается, нет ц/б-ступени... (картинка с airwar.ru)
Авиадвигатели... что это за звери?
FW
.
Allison мотор на SAAB-2000, он же в роли всеми любимого AE3007 на ERJ-145...
Miukku
Слонопотамская гвардия
на птичьем правда, но для чайника пойдет, наглядно - как работает турбовентиляторный двигатель.
http://www.youtube.com/watch?v=nSQzvimD3cc&playnext=1&list=PL3DA790E459888AD2
http://www.youtube.com/watch?v=nSQzvimD3cc&playnext=1&list=PL3DA790E459888AD2
Air_116
Местный
Если Вы внимательно читали, то я говорил про именно про турбовальные двигатели (ГТД СТ), которые я перечислил, всилу своих небольших габаритов для повышения мощности имеют последнюю ступень компрессора центробежную.
Я не подразумевал другие типы двигателей, типа крупноразмерных ТРД, ТРДД, ТВД и т. д. - в них конструкция в основном позволяет позволяет обходиться без осецентробежного компрессора.
И пожалуйста, не надо приводить впример, типа "а у того движка лопатки ещё меньше - может быть он неэффективный - ой?- как же он работает? или "а этот двигатель турбовальный - а где ц/б ступень? - нету? " - это по крайней мере глупо
(это, извините, больше относится к Экзоту)
А про неустойчивую работу двигателя, а именно на каких ступенях происходит срыв потока со спинок лопаток, то всё ясно написано во вложении (это отрывок из пособия "Конструкция и эксплуатация двигателя ТВ2-117АГ") и поэтому комментарии излишни.
Можете отстаивать Вашу точку зрения- это Ваше право.
FW
.
извините, но я не заметил, чтобы Экзот писал глупости, за собой тоже не змeчал (хоть и в
"меньшей степени", жуть какя-то).да господин студент, потрудитесь почитать те тексты, которые Вы, так обильно приводите в своих постингах, тогда не будет столько воды и скаканий с одного на другое (как Вам заблaгорассудится).
спасибо огромное, я безусловно воспользуюсь моим правом
Экзот
Элефантерия
Не вижу глупостей с моей стороны. Это Вы написали, что маленькие РЛ из-за чего то там неэффективны. Вам привели пример эффективных моторов. Вы — сразу в кусты, откуда стали на конкретные примеры сыпать словами "глупо".
Объясните, наконец: чем ГТД со свободной турбиной (в смысле работы КВД) принципиально отличаются от ТРДД?
Или это:
... не Ваши слова?
Air_116
Местный
Я написал так, как считаю правильным, а Вы можете соглашаться или нет - (повторюсь) Ваше право. Я старался говорить как можно конкретнее и корректнее.
Я бы хотел Вам обьяснить, но думаю мой ответ развинчают, и так самому себе противопоставят, что потом задумываешся, зачем ответил? (при этом приводя довольно-таки неубедительные (а иногда и совсем некорректные) факты)
А ведь хочеться просто обьяснить то, как сам понимаешь, и при этом никому не навязывая своё мнение как единственное правильное. - А получаешь штыки!
Я бы хотел Вам обьяснить, но думаю мой ответ развинчают, и так самому себе противопоставят, что потом задумываешся, зачем ответил? (при этом приводя довольно-таки неубедительные (а иногда и совсем некорректные) факты)
А ведь хочеться просто обьяснить то, как сам понимаешь, и при этом никому не навязывая своё мнение как единственное правильное. - А получаешь штыки!
Последнее редактирование:
Экзот
Элефантерия
Air_116, бла-бла-бла... Ни слова по делу. Всего всякого.
027
Паяльник б/у
На правах чайника. Что это за размер - 3 см? Это откуда и докуда?
...
Не забывайте, господа, для кого этот раздел. Пожалуйста.
И еще просьба. Раз уж взялись объяснять - для чайников - не ленитесь расшифровывать все эти КВД, ГТД, ВНА, и прочие АБВГД.
Если, конечно, вы не устроили чисто междусобойчик по поводу как должно профессионалу понимать работу турбореактивного двигателя - тогда извиняюсь. Не туда попал.
PS. Про уплотнение между концами лопаток и "трубой" не знал. Очень интересно, как это реализовано. Спасибо.
Последнее редактирование:
Экзот
Элефантерия
В компрессорах — легкоприрабатываемый слой (на основе графита) на внутренней части статора. В турбине графит сгорит и там сделано по-другому: на внутренней части статора прикреплён слой металлических сот. Соты смотрят в сторону торцов лопаток. Ну, блин, не знаю — как объяснить!
Законцовки лопаток заканчиваются плоским шипом (или несколькими? Уже не помню), который надрезает сотовый слой, создавая, тем самым, подобие лабиринтного уплотнения: /\/\/\/\/\.
Ту-155
Бывший
Можно попробовать сделать так: создать тему "словарь или глоссарий" в "Важном" этого раздела. Там чайники будут спрашивать" что такое ПНГОР?", знатоки будут отвечать" ПНГОР - это поршневой нагнетатель гидравлического раствора", а модеры потом будут стирать вопрос, чтобы ветку укоротить вдвое.
Таким образом образуется свалка расшифровок, которую будем придумывать как упорядочить.
Но хочу заметить вот что. Чем Гугл или Яндекс выгодно отличается от нашего форума? А тем, что там никого не банят! И там можно узнать ВСЁ еще быстрее, чем здесь. Тем более, что если мы заведем эту ветку - нам будет формат "Вопрос-Ответ" и никаких обсуждений. Строго.
Ну, пробуем?
FW
.
Honeycomb seals- картинка в помощь
PW545
Последнее редактирование:
FW
.
Последнее редактирование:
Экзот
Элефантерия
Это синонимы.
Air_116
Местный
Если Вы хотите узнать, с чем связана наличие таких уплотнений (например в турбине), то Вам будет интересно прочитать отрывок из пособия по теории ГТД:
Потери в ступени турбины
В ступени газовой турбины имеют место следующие потери:
— потери на трение газа о лопатки, стенки корпуса, диск ротора;
— потери на перетекание в радиальном зазоре между рабочими лопатками и корпусом;
— потери на вихреобразование внутри межлопаточных каналов.
Сущность каждого вида этих потерь была изложена при рассмотрении осевых компрессоров. Следует отметить, что по сравнению с компрессором температура газа в турбине значительно выше. С увеличением температуры газа возрастает его вязкость, что приводит к значительному росту потерь на трение.
Потери, связанные с наличием радиального зазора, обусловлены в основном двумя обстоятельствами. Во-первых, часть газа протекает через зазор, не совершая работы на лопатках РК (рис.6, а, б). Во-вторых, вследствие разности давлений на корытце и спинке лопаток происходят перетекание через радиальный зазор и частичное выравнивание давлений по обе стороны лопаток. Это приводит к уменьшению газодинамической силы PKU (рис. 3) и работы, совершаемой газом.
Величина потерь в ступени турбины зависит от скорости движения газа и разности давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях лопаток. Разность давлений, в свою очередь, определяет величину силы, с которой газ действует на лопатки турбины. Чем больше скорость движения, тем больше потери на трение газа о лопатки, стенки корпуса, диск ротора. Чем больше газовые силы, действующие на лопатки, тем больше потери на перетекание и вихреобразование.
Для снижения потерь на трение проточная часть турбины выполнена расширяющейся, это позволяет снизить интенсивность роста скорости движения газа.
В целях уменьшения перетекания газа в радиальном зазоре применяют ряд конструктивных мероприятий: лопатки с бандажными полками, уменьшение радиального зазора между торцом рабочей лопатки и корпусом с помощью применения мягких графитовых, металлокерамических вставок в корпусе или специального сотового уплотнения (рис. 6,в, г, д). Снижение потерь на вихреобразование можно обеспечить, уменьшив шаг лопаток турбины.
Последнее редактирование:
Serge194
Старожил
это норма?? или что-то не в порядке?
Сеня
Из бывших
Если это запуск, то не то чтоб норма, но и страшного ничего нет.
Экзот
Элефантерия
Бандаж применяют для уменьшения вибраций.
---------- Добавлено в 10:50 ----------
Она сделана таковой для того, чтобы турбина вообще могла работать — для расширения газа.
Air_116
Местный
Спасибо КЭП (про расширение проточной части турбины написано только в контексте именно данной статьи, а не самого принципа работы турбины)!
А, если серьезно, то это была выдержка из пособия по конструкции и эксплуатации двигателя ТВ2-117, составленная для учебного процесса совместно специалистами кафедры ЭЛАИД (эксплуатации летательных аппаратов и двигателей), ТАД (теории авиационных двигателей) и КиПДЛА (Конструкции и Проектирования Двигателей летательных аппаратов) на основе следующих источников:
5. ЛИТЕРАТУРА
1.Теория авиационных двигателей. Под ред. Кудринского В.З. Москва. Воениздат 1983г.
2. Богданов А.Д. Хаустов И.Г. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117. Москва. Транспорт 1979г.
3. Мадорский Я.Ю и др. Теория авиационных двигателей. Часть 1. Москва. Воениздат 1969г.
4. Вагин А.Н. и др. Теория авиационных двигателей. Часть 2. Москва. Воениздат 1968г.
5. Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М. Транспорт 1976г.
6. Белоусов А.Н. и др. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. Самара 2003г.
7. Основы конструкции авиационных газотурбинных двигателей. Под ред. Морозова Ф.Н. . Москва. Воениздат 1974г.
Я специально не стал отвечать своими словами, а дал выдержку из официального пособия. Видимо, Вы не согласны со всем, что я говорю (ну это ладно ещё), но тут Вы несогласны с официальным пособием, составленным компетентынми людьми, специалистами в своей области.
Так что, либо Вы больший специалист о области теории и конструкции ГТД, чем все перечисленные авторы (что наврятли), либо Вы просто, настолько в себе уверены, что будете спорить со всеми доказывая свою точку зрения, которая может быть далека от правды.
Последнее редактирование: