27. Основные этапы развития газотурбинных двигателей (гтд). Классификация, область применения ад. Поколения гтд.

ГТД во второй половине ХХ века стали доминирующими в военной и гражданской авиации.Они обеспечили значительно большие отношения тяги к массе двигателя, лобовые мощности и лобовые тяги по сравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями. Применение ГТД позволило совершить качественный скачок в грузоподъемности авиации, высоте и скорости полета, освоить сверхзвуковые полеты с числом Маха до 3,0…3,3. Хотя принципиальные схемы ТВД и ТРД и были предложены в ряде стран еще в первуй четверти ХХ века, реализация их как эффективных и надежных двигателей стала возможной лиш в результате синтеза достижений и в аэродина.

Речь идет о достаточных КПД компрессоров и турбин и длительной термопрочности конструкционных материалов, которая допускает достаточно высокий уровень температуры газа перед турбиной.

Наиболее серьезными новыми проблемами, которые пришлось преодолевать всем конструкторам первопроходцам при создании ТРД были также:

- организация горения;- вибропрочность лопаток компрессоров и турбин;

- попмаж компрессора;- высокий удельный расход топлива;

- психологический фактор недоверия.

Поколение	Схема	Компрессор	турбина
1-(1943-1952)	ТРД,ТРД-Ф,ТВД	Одновальный осевой или центробежный. Пк=3…5,5	Неохлаждаемая Т=1000-1150К
2-(1952-1960)	ТВД,ТРД	Осевой одновальный с регулируемым НА или Двухвальный Пк=7…13	Неохлаждаемая (полые лопатки) Т=1150-1250К
3-(1960-1970)	Д-ТРД,ТРД-Ф	Осевой двухвальный Пк=10…15 Пк=16…20	Конвективно охлаждаемые лопатки Т=1300-1450К
4-(1970-80)	ТРДД,ТРДД-Ф	Осевой двух или трехвальный Пк=20…30	Конвективно-пленочноеохлаждениеТ=1450-1650К
4+(1980-96)	ТРДД	Пк=30…38	Т=1650-1750К
5-(1996-00)	ТРДД	Пк=32…45	Т=1610-1680К
6-(2006- )	ТРДД,ТВВД	Пк=50…60	Жидкосное закрытое охлаждение Т=1900-2000К

7. Понятие о запасе прочности. Запасы прочности основных деталей гтд.

Для определения критериев прочностной надежности (коэффициентов запаса, долговечности, вероятности поломки) необходимо обоснованно выбрать или разработать модельные (упрощенные) представления о поведении материала, форме детали, действующих нагрузках и механизме разрушения.

Результатом прочностного анализа является обоснованный выбор формы, размеров, материала детали (на стадии проектирования), технологических параметров, режимов термообработки и т.д. (на стадии производства), методов и периодичности контроля (на стадии эксплуатации).

Критерием статической прочности лопаток служит величина запаса прочности, который определяется как отношение предельного напряжения σпред к наибольшему суммарному:

K = σпред/σΣmax

Суммарные напряжения складываются из напряжений растяжения и изгиба от центробежных сил, напряжений изгиба от газодинамических сил и температурных напряжений.

Максимальные значения суммарных напряжений могут возникать в характерных точках профиля (кромки, спинка) на различных режимах работы двигателя и полета самолета.

За предельное напряжение σпред принимается предел прочности материала σв (для лопаток компрессора, работающих при относительно низких температурах) или предел длительной прочности σдл (для лопаток компрессора и турбины, работающих при относительно высоких температурах).

Коэффициент запаса должен компенсировать погрешности принятого метода расчета действующих напряжений, возможные отклонения нагрузок и температур от расчетных значений, рассеяние прочностных характеристик материала. Коэффициенты запаса нормируются на основании опыта разработки и эксплуатации двигателей и составляют в зависимости от типа и назначения двигателя, типа лопаток, наличия бандажных полок, технологии изготовления лопаток и других факторов величину порядка 1,8...2,3.