Газовые турбины.

Турбина расположена между камерой сгорания и реактивным соплом или форсажной камерой. Турбины разделяются на одноступенчатые и многоступенчатые. Многоступенчатые турбины различаются по числу валов. В ТРД двухвальная турбина применяется при двухроторных осевых компрессорах. В ТВД двухвальная турбина приводит отдельно компрессор и винт. В авиационном двигателе в основном используются осевые турбины. По конструкционным признакам газовые турбины можно разделить:

• По способу охлаждения сопловых и рабочих лопаток:

• турбины с неохлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками. Детали этих турбин изготавливаются из высококачественного материала, механические свойства которых сохраняются при рабочих температурах нагрева лопаток. Эти лопатки охлаждаются вследствие теплопроводности материала;

• турбины с воздушным охлаждением сопловых и рабочих лопаток. Для охлаждения в лопатках выполняются каналы, по которым движется воздух. Пройдя лопатки нагретый воздух выходит газовый тракт и смешивается с газами;

• турбины с водяным или топливным охлаждением. Недостатком такой системы является ее сложность, а также ненадежная работа уплотнительных устройств и при такой системе охлаждения увеличивается масса двигателя;

• По конструкции ротора

• турбины с неразъемным ротором

• турбины с разъемным ротором

• По расположению дисков

• турбина с консольным расположением дисков

• турбина с расположением дисков между опорами.

Газовая турбина состоит из неподвижной части – статора и подвижной – ротора турбины. Ротор турбины состоит из вала и дисков с рабочими лопатками. Опорами вала турбины обычно являются цапфы компрессора и роликовый подшипник, расположенный вблизи дисков. Для уменьшения массы турбин применяется консольное расположение дисков с подшипником перед турбиной. Для уменьшения изгибных напряжений на валу диски могут располагаться между опорами. При соединении диска турбины с валом, необходимо иметь ввиду ряд особенностей, относящихся к валу и всему узлу газовой турбины:

• большой передаваемый крутящий момент;

• повышенная температура места соединения вследствие передачи тепла от диска;

• возможность появления вибрационных нагрузок из-за неуравновешенности ротора, пульсации газа на лопатках турбины;

• возможность появления дополнительных напряжений из-за недостаточной жесткости опор;

• появление значительных изгибных нагрузок при маневрах самолета;

• необходимость сохранения центровки деталей во всем интервале рабочих температур во избежание нагружения балансировки.