Конструкция, динамика и прочность газотурбинного двигателя

Курсовая работа

Конструкция, динамика и прочность газотурбинного двигателя

Газотурбинный двигатель однокаскадный с двухопорным ротором, простого термодинамического цикла, с отбором мощности со стороны компрессора.

Двигатель состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины и коммуникаций.

Компрессор осевой, тринадцатиступенчатый. В компрессоре предусмотрено управление углом установки лопаток входного направляющего аппарата с помощью электропривода. Также конструкцией предусмотрены клапаны перепуска для обеспечения устойчивого запуска ГТД.

Камера сгорания — противоточная, трубчато-кольцевого типа, имеет двадцать жаровых труб, которые обеспечивают работу на газообразном и жидком топливе.

Турбина ГТД четырёхступенчатая. Сопловой аппарат и рабочие лопатки первой ступени турбины охлаждаемые.

Направление вращения ротора — против часовой стрелки, если смотреть со стороны компрессора.

При запуске ГТД первоначальная раскрутка ротора производится генератором.

Через входное устройство воздух поступает в компрессор, где происходит его сжатие. Из компрессора воздух попадает в камеру сгорания, в которой сжигается топливовоздушная смесь.

Продукты сгорания образуют газ, энергия которого используется в турбине.

Часть сжатого воздуха идет на охлаждение элементов турбины.

Турбина развивает мощность, необходимую для привода компрессора, а избыточная (полезная) мощность, развиваемая турбиной, используется для генератора.

Исходные данные

Температура газа перед турбиной, К - (1300)

Степень повышения полного давления - (10)

Политропический КПД компрессора — (0,89)

Изоэнтропический КПД турбины компрессора (с учетом охлаждения турбины, если оно есть) — (0,93)

Механический КПД — (0,995)

КПД электрогенератора - (0,98)

Коэффициент потерь полного давления в камере сгорания — (0,95)

Коэффициент потерь полного давления во входном устройстве — (0,99)

Степень понижения полного давления в выходном устройстве- (1,013)

Коэффициент утечек воздуха из ГВТ (0,01)

Температура воздуха на входе в ГТД, К — (288)

Давление воздуха на входе в ГТД, Па — (101 325)

Показатель адиабаты воздуха — (1,4)

Газовая постоянная воздуха, — (287,5 287)

Максимальная электрическая мощность газотурбоэлектро агрегата, МВт — (60)

Низшая теплотворная способность топливного газа, кДж/кг — 45 952

Полнота сгорания топлива — 0,993

Теоретически необходимое количество килограммов воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива — 17,048

ТГД расчет ГТД

ТГД — расчет ведется в САУ, с постоянным показателем адиабаты для воздуха и переменной теплоемкостью газа.

До пункта 26 расчет ведется на =1 кг воздуха.

1. Полная температура на входе в двигатель:

= =288 К

2. Полное давление на входе в двигатель:

= =

3. Изоэнтропический КПД компрессора:

=0.851

4. Полное давление за компрессором:

= Па

5. Удельная работа компрессора:

=

6. Температура воздуха за компрессором:

=603.142 К

7. Относительный расход топлива:

=

8. Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания:

=3.191

9. Полное давление газа на входе в камеру сгорания:

= Па

10. Величина относительных отборов охлаждающего воздуха:

=0.025

11. Относительный отбор охлаждающего воздуха на охлаждение турбины компрессора является суммой отборов на охлаждение и равен:

+=0.025+0.017=0.042

12. Расход воздуха через сечение Г:

=0.948

13. Расход топлива секундный на 1 кг воздуха:

=0.017

14. Расход газа через сечение Г:

=0.965

15. Газовая постоянная газа вычисляется по выражению:

=287.499

16. Определение относительной температуры газа на входе в турбину для использования в расчетном полиноме:

=1.3

17. Изобарная теплоемкость сухого воздуха:

=1.189

18. Комплекс Nn:

=3.51

19. Изобарная теплоемкость газа:

=

20. Показатель адиабаты газа на входе в турбину компрессора:

=1.305

21. Степень понижения полного давления турбины:

=9.284

22. Удельная работа турбины:

=

23. Температура «чистого» газа за турбиной:

=804.965К

24. Расход газа за турбиной:

=1.007

25. Температура газа за турбиной:

=771.4К где — температура охлаждающего воздуха, принято =;

26. Эффективная удельная работа цикла на 1 кг воздуха:

= Дж/кг

27. Потребная эффективная мощность ГТД на валу:

= Вт

28. Расход воздуха через двигатель:

=228.86

29. Фактический расход газа:

=230.55 кг/с

30. Фактический секундный расход топлива:

=3.982кг/с

31. Часовой расход топлива:

= кг/ч

32. Располагаемая удельная энергия внесенного в двигатель топлива, приходящаяся на 1 кг воздуха:

= Дж

33. Эффективный КПД ГТД равен:

=0.378

34. В итоге, имеем КПД ГТУ на клеммах электрогенератора:

=0.37

35. Удельная работа ГТУ (аналог — удельная тяга) кВт/(кг/с):

=

Пункты проверки расчета

36. Утечки из ГВТ:

=2.288

37. Отборы на охлаждение турбины:

=8.486

38. Расход воздуха через сечение Г

=216.97 кг/с

=216.97 кг/с

39. Расход газа через сечение Г:

= 220.95кг/с

=220.95 кг/с

=220.95 кг/с

40. Расход газа через выходное устройство:

=203.765 кг/с

41. Мощность компрессора:

Вт

42. Мощность турбины, идущая на привод компрессора:

= Вт

43. Мощность турбины через G г и L т:

= Вт

44. Мощность, идущая на привод компрессора:

= Вт

45. Мощность эффективная

= Вт

46. Располагаемая энергия внесенного топлива:

= Дж

47. Эффективный КПД ГТД:

=0.3346

48. Коэффициент полезной работы

=0.436

Расчет компрессора

Назначаем приведенную окружную скорость и средний коэффициент напора [20]:

.

Окружная скорость на концах рабочих лопаток компрессора:

=329.917

Назначаем величину приведённой скорости на входе в компрессор и определяем аксиальную площадь проточной части на входе в компрессор:

=0.762

=0.04

=1.111

Назначаем относительный диаметр втулки по входу:

Диаметр периферии на входе в компрессор:

Диаметр втулки на входе в компрессор:

=1.142 м

Высота лопатки рабочего колеса первой ступени компрессора:

= 0.281 м

Средний диаметр на входе в компрессор:

= 1.424 м Задаем проточную часть с постоянным средним диаметром.

Назначаем величину приведённой скорости на выходе из компрессора и определяем аксиальную площадь проточной части на выходе из компрессора:

= 0.384

= 0.319

Диаметр втулки на выходе из компрессора:

=1.343 м Диаметр периферии на выходе из компрессора:

=1.505 м Высота лопаток спрямляющего аппарата на выходе из компрессора

= 0.0809 м Относительный диаметр втулки на выходе из компрессора:

= 0.892

Мощность компрессора:

=

Работа компрессора:

=

Определяем число ступеней компрессора:

=13.079

Принимаем Z_к=13

Частота вращения ротора компрессора:

=

Ширина компрессора:

Для определения ширины компрессора находится средняя ширина лопаточного венца:

— ширина лопаточного венца 1-ой и последней ступеней, определяемых:

где для ТРД:

Определяется ширина лопаточного венца входного направляющего аппарата:

где

И относительный осевой зазор:

Тогда ширина компрессора:

Расчет турбины компрессора

Аксиальная площадь горла соплового аппарата первой ступени ТК:

=0.039

=

Средний диаметр ТК:

= 1.709 м Задаем проточную часть с постоянным средним диаметром Высота лопатки соплового аппарата первой ступени ТК:

Задаем — выходной угол сопловой решетки

= 0.1759 м Диаметр периферии соплового аппарата первой ступени ТК:

= 1.884 м Диаметр втулки соплового аппарата первой ступени ТК:

= 1.533 м Окружная скорость вращения РК на среднем радиусе:

Назначаем планируемое отношение :

= 0.56

Число ступеней ТК:

=

=1.752

=0.108

= 3.679

Принимаем

Пересчитываем отношение :

= 0.56

Мощность ТК:

=

Назначаем величину приведённой скорости на выходе из ТК и определяем аксиальную площадь проточной части:

= 0.713

=

Высота рабочих лопаток на выходе из ТК:

Диаметр периферии на выходе из ТК:

Диаметр втулки на выходе из ТК:

Для определения ширины ТК находится ширина спрямляющего аппарата:

где

Ширина ТК:

где — относительный осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом Ширина камеры сгорания:

Проверка напряженного состояния рабочей лопатки последней ступени ТК

Необходимо определить температуру неохлаждаемой лопатки последней ступени ТК:

По выбирается материал:

ЭИ 388

Напряжение растяжения от центробежных сил в корневом сечении лопатки:

где к_ф=0.6 — коэффициент формы пера лопатки

Коэффициент запаса прочности:

Распределение параметров по ступеням компрессора

Абсолютная величина работы сжатия в ступени зависит от температуры на входе в ступень, то сравнивать нагрузку ступеней по работе практически не возможно. Поэтому целесообразно распределять по ступеням коэффициент теоретического напора .

.

где

Действительная работа i — ой ступени компрессора определяется следующим образом:

где — окружная скорость

Суммарная действительная работа компрессора определяется как сумма работ каждой ступени:

Распределение коэффициента полезного действия

КПД первой ступени снижается по сравнению со средним значением — это объясняется повышенным уровнем неравномерности на входе в компрессор. А относительное снижение КПД последней ступени объясняется усилившимся влиянием радиальных зазоров на коротких лопатках.

, .

Распределение полной температуры

По полученным значениям проверим температуру за последней ступенью. Она должна с приемлемой точностью совпадать с температурой за компрессором Т_к.

Т_к = 604.147K

Распределение степени повышения давления

Выполним проверку. Суммарная степень повышения давления в компрессоре, равная произведению степеней повышения давления всех ступеней должна с приемлемой точностью совпадать с заданным значением.

?р_ст = 10,000

р_к = 10,000

Распределение полного давления по ступеням

где .

Расчет параметров компрессора на среднем диаметре

Распределение осевых составляющих приведенной скорости по проточной части:

Принимаем:

где .

Найдём осевые скорости. Для проверки можно воспользоваться следующими равенствами: для первых ступеней С_1а = 140…230 м/с, а для последних ступеней С_1а = 80…140 м/с.

Тогда осевые составляющие абсолютных скоростей на входе в рабочее колесо для каждой ступени:

осевые составляющие абсолютных скоростей на выходе из направляющего аппарата для каждой ступени:

Распределение степени реактивности:

Назначаем коэффициент расхода, учитывающий радиальную неравномерность поля осевых скоростей :

Аксиальные площади сечений входа в рабочие колеса ступеней по проточной части:

Диаметры проточной части:

— периферии

— втулки

высоты лопаток рабочих колес:

h_1i = 0,5 ( D_1п - D_1втi )

Окружная скорость на среднем диаметре:

=275,39

Коэффициент напора по окружной скорости на среднем диаметре:

газотурбинный двигатель лопатка компрессор

Входная закрутка потока на входе в рабочее колесо

Угол входа потока в рабочее колесо в абсолютном движении:

Критическая скорость потока на входе в ступень в абсолютном движении:

Приведенная абсолютная скорость на входе в ступень:

Окружная составляющая относительной скорости:

Угол набегания потока на рабочее колесо в относительном движении

Температура торможения на входе в рабочее колесо в относительном движении

Критическая скорость потока в относительном движении

Приведенная относительная скорость на входе в рабочее колесо

Аксиальные площади сечений выхода из направляющих аппаратов ступеней по проточной части:

Диаметры проточной части на выходе из направляющих аппаратов:

— периферии

— втулки

высоты лопаток направляющих аппаратов в выходных сечениях:

h_2i = 0,5 (D_2п - D_2втi )

Окружная скорость на среднем диаметре:

=275,39

Входная закрутка потока на выходе из направляющего аппарата

Угол выхода потока на направляющего аппарата в абсолютном движении

Критическая скорость потока в абсолютном движении на выходе из направляющего аппарата

Приведенная абсолютная скорость на выходе из направляющего аппарата

Окружная составляющая относительной скорости

Угол выхода потока из направляющего аппарата в относительном движении

Углы поворота потока в межлопаточном канале направляющего аппарата и рабочего колеса:

Относительные скорости на входе и выходе из ступени:

Абсолютные скорости на входе и выходе из ступени:

Назначаем распределение удлинений лопаток:

Осевая ширина рабочего колеса:

Осевая ширина направляющего аппарата:

Осевой зазор

Нагруженность ступени H/Cад;

По результатам расчёта строятся треугольники скоростей для первой и последней ступеней компрессора.

Треугольник скоростей последней ступени осевого компрессора

Треугольник скоростей первой ступени осевого компрессора Треугольник скоростей седьмой ступени осевого компрессора

Расчет турбины в программе TURBIN.EXE

Расчет, Ступень 1 на среднем радиусе Исходные данные

G0 = 228,8600

P0* = 953 000,0000

T0* = 1300,0000

N = 3695,0000

PIST* = 1,7400

D1SR = 1,7090

D2SR = 1,7090

H1 = 0,1819

H2 = 0,2153

G1 = 0,0248

G2 = 0,0172

TB* = 604,1000

FI = 0,9700

PSI = 0,9800

RO = 0,2500

Закон профилирования пера лопатки Г=const

Результаты расчета

LAAD = 0,9702

A0* = 652,6427

LAU0 = 0,5066

U/CAD= 0,5222

T1* = 1281,2588

LAU1 = 0,5103

LA1T = 0,8402

LA1 = 0,8150

TAU1 = 0,9059

PI1T = 0,6541

ALFA1 = 14,5573

BETA1 = 36,3335

MW1 = 0,3365

LAW1 = 0,3599

TAUW1 = 0,9817

TW1* = 1182,4176

PW1* = 671 611,6897

PIW2T = 0,7972

LAW2T= 0,6214

LAW2 = 0,6090

TAUW2 = 0,9475

T2 = 1120,3047

MW2 = 0,5797

A2 = 653,9354

BETA2= 18,0421

U2 = 330,6398

C2U = 29,7881

ALFA2= 75,7631

M2 = 0,1852

LA2 = 0,1994

TAU2 = 0,9944

P2* = 547 700,7152

T2* = 1126,6464

LAD* = 190 299,7368

LST = 178 839,7915

KPDST*= 0,9398

ROBT = 0,0896

FAX1 = 0,9444

FAX2 = 1,2204

Расчет Ступень 2 на среднем радиусе Исходные данные

G0 = 238,4721

P0* = 547 700,7152

T0* = 1126,6464

N = 3695,0000

PIST* = 1,7400

D1SR = 1,7090

D2SR = 1,7090

H1 = 0,2528

H2 = 0,2759

G1 = 0,0000

G2 = 0,0000

TB* = 0,0000

FI = 0,9700

PSI = 0,9800

RO = 0,2800

Закон профилирования пера лопатки Г=const

Результаты расчета

LAAD = 0,9841

A0* = 607,5718

LAU0 = 0,5442

U/CAD= 0,5530

T1* = 1126,6464

LAU1 = 0,5442

LA1T = 0,8350

LA1 = 0,8100

TAU1 = 0,9071

PI1T = 0,6577

ALFA1 = 16,9010

BETA1 = 45,5774

MW1 = 0,3207

LAW1 = 0,3433

TAUW1 = 0,9833

TW1* = 1039,3116

PW1* = 385 492,7842

PIW2T = 0,7840

LAW2T= 0,6432

LAW2 = 0,6303

TAUW2 = 0,9437

T2 = 980,8320

MW2 = 0,6011

A2 = 611,8769

BETA2= 24,3397

U2 = 330,6398

C2U = 4,4811

ALFA2= 88,3068

M2 = 0,2479

LA2 = 0,2662

TAU2 = 0,9900

P2* = 314 770,6953

T2* = 990,7743

LAD* = 167 335,4562

LST = 157 162,8574

KPDST*= 0,9392

ROBT = 0,0460

FAX1 = 1,3573

FAX2 = 1,4652

Расчет Ступень 3 на среднем радиусе Исходные данные

G0 = 238,4721

P0* = 314 770,6953

T0* = 990,7743

N = 3695,0000

PIST* = 1,7500

D1SR = 1,7090

D2SR = 1,7090

H1 = 0,3130

H2 = 0,3377

G1 = 0,0000

G2 = 0,0000

TB* = 0,0000

FI = 0,9700

PSI = 0,9800

RO = 0,3100

Закон профилирования пера лопатки Г=const

Результаты расчета

LAAD = 1,0167

A0* = 569,7590

LAU0 = 0,5803

U/CAD= 0,5708

T1* = 990,7743

LAU1 = 0,5803

LA1T = 0,8445

LA1 = 0,8192

TAU1 = 0,9050

PI1T = 0,6510

ALFA1 = 22,9859

BETA1 = 61,4789

MW1 = 0,3546

LAW1 = 0,3788

TAUW1 = 0,9797

TW1* = 915,2045

PW1* = 222 606,6359

PIW2T = 0,7471

LAW2T= 0,7019

LAW2 = 0,6879

TAUW2 = 0,9330

T2 = 853,8671

MW2 = 0,6598

A2 = 570,9025

BETA2= 31,4815

U2 = 330,6398

C2U = -9,3927

ALFA2= -87,2664

M2 = 0,3450

LA2 = 0,3687

TAU2 = 0,9807

P2* = 179 869,2110

T2* = 870,6330

LAD* = 148 574,0978

LST = 138 967,1074

KPDST*= 0,9353

ROBT = 0,0438

FAX1 = 1,6429

FAX2 = 1,7863

Расчет Ступень 4 на среднем радиусе Исходные данные

G0 = 238,4721

P0* = 179 869,2110

T0* = 870,6330

N = 3695,0000

PIST* = 1,7500

D1SR = 1,7090

D2SR = 1,7090

H1 = 0,3795

H2 = 0,4090

G1 = 0,0000

G2 = 0,0000

TB* = 0,0000

FI = 0,9700

PSI = 0,9800

RO = 0,3400

Закон профилирования пера лопатки Г=const

Результаты расчета

LAAD = 1,0758

A0* = 534,0985

LAU0 = 0,6191

U/CAD= 0,5754

T1* = 870,6330

LAU1 = 0,6191

LA1T = 0,8740

LA1 = 0,8478

TAU1 = 0,8982

PI1T = 0,6303

ALFA1 = 32,6919

BETA1 = 78,3479

MW1 = 0,4571

LAW1 = 0,4850

TAUW1 = 0,9667

TW1* = 808,9600

PW1* = 129 972,8719

PIW2T = 0,6726

LAW2T= 0,8135

LAW2 = 0,7973

TAUW2 = 0,9100

T2 = 736,1351

MW2 = 0,7743

A2 = 530,0850

BETA2= 39,9867

U2 = 330,6398

C2U = -16,1523

ALFA2= -86,4957

M2 = 0,4985

LA2 = 0,5274

TAU2 = 0,9606

P2* = 102 782,6216

T2* = 766,3207

LAD* = 130 557,8388

LST = 120 657,7534

KPDST*= 0,9242

Cхема проточной части

Расчет на прочность пера рабочей лопатки турбины

МАТЕРИАЛ: ЭИ 696 М

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

GT=2.0 CL=2.72 9000E-01 RK=5.81 6000E-01 RP=1.127 400

VP= 0.00E+00 UPP= 0.00E+00 APP= 0.00E+00

EN= 3695.0 AA= 0.00E+00 AU= 0.00E+00 PU=7394.0

PAK= 10 560.000000 PAP= 18 857.000000 RO= 8000.0

B= 4.10 0000E-02 4.10 0000E-02 4.10 0000E-02

D= 8.00E-02 6.00E-02 4.00E-02

AP= 5.45 0000E-03 4.86 0000E-03 4.30 0000E-03

AL= 1.120 000 1.30 000 9.60 0000E-01

SPT= 600.0 600.0 600.0 600.0

600.0 600.0 600.0 600.0

600.0 600.0 600.0

Результаты расчета на прочноcть пера лопатки

N X F Jmin Spakt SизгA SизгB SизгC

m m² m⁴ МПа МПа МПа МПа

1 .0 .227E-02 .865E-06 172.317 37.912 -44.776 -23.871

2 .2 729 .216E-02 .674E-06 161.421 32.504 -37.494 -22.757

3 .5 458 .205E-02 .576E-06 149.478 27.308 -30.984 -20.517

4 .8 187 .193E-02 .497E-06 136.410 22.327 -24.918 -17.878

5 .10 916 .182E-02 .428E-06 122.115 17.600 -19.294 -14.989

6 .13 645 .170E-02 .365E-06 106.469 13.184 -14.162 -11.949

7 .16 374 .159E-02 .308E-06 89.308 9.161 -9.604 -8.856

8 .19 103 .148E-02 .254E-06 70.420 5.641 -5.735 -5.840

9 .21 832 .136E-02 .203E-06 49.522 2.774 -2.707 -3.094

10 .24 561 .125E-02 .155E-06 26.229 .779 -.717 -.944

11 .27 290 .114E-02 .109E-06 .000 .000 .000 .000

N SсумA SсумB SсумC Ka Kb Kc

[МПa] [МПa] [МПa]

1 210.229 127.540********* 2.854 4.704 4.042

2 193.925 123.926 138.664 3.094 4.842 4.327

3 176.786 118.494 128.962 3.394 5.064 4.653

4 158.737 111.492 118.532 3.780 5.382 5.062

5 139.715 102.821 107.126 4.294 5.835 5.601

6 119.653 92.307 94.520 5.014 6.500 6.348

7 98.469 79.703 80.452 6.093 7.528 7.458

8 76.061 64.685 64.580 7.888 9.276 9.291

9 52.296 46.815 46.428 11.473 12.816 12.923

10 27.008 25.513 25.285 22.216 23.518 23.729

11 .000 .000 .000************************

В результате расчета лопатки на прочность получено распределение напряжений и коэффициентов запаса по длине пера лопатки.

Напряжения во всех сечениях пера лопатки меньше предела длительной прочности, минимальный коэффициент запаса к=2,854. Согласно нормам прочности, минимальный запас прочности для лопаток газовых турбинне менее 1,25−1,3,следовательно, лопатки ступени турбины имеют малую вероятность разрушения по причине статических нагрузок.

Заключение

Турбина предназначена для выработки мощности, необходимой для привода компрессора и генератора.

Турбина четырехступенчатая, состоит из аппарата соплового первой, второй, третей и четвёртой ступеней, ротора турбины, венца опорного.

Аппарат силовой первой ступени состоит из корпуса силового, секторов корпуса наружного, кольца, сотовых вставок, кожуха, лопаток сопловых, корпуса внутреннего, кольца прижимного, корпуса нижнего, экрана распределительного, накладок.

Сотовые вставки установлены в кольце. Кольцо с сотовыми вставками совместно с кожухом соплового аппарата образуют регулируемый радиальный зазор над рабочими лопатками первой ступени.

Сопловые лопатки верхним зацепом входят во вставки и фиксируются в окружном направлении выступами, входящими в пазы секторов корпуса наружного. Нижним буртом сопловые лопатки опираются на корпус внутренний. В сопловом аппарате лопатки закреплены кольцом и корпусом нижним. Снизу сопловые лопатки фиксируются в окружном направлении за выступы в корпусе нижнем.

Накладки служат для фиксации жаровых труб.

Корпус внутренний имеет вертикальный разъем для обеспечения сборки турбины.

Аппарат сопловой второй ступени состоит из корпуса, блоков лопаток, секторов диафрагмы.

Блок лопаток задним зацепом фиксируется в корпусе, а передним зацепом — сегментами. Сектора диафрагмы закреплены к блокам лопаток штифтами.

Сопловой аппарат имеет вертикальный разъем для обеспечения сборки турбины.

Сопловой аппарат третьей ступени состоит из корпуса, блоков лопаток, секторов диафрагмы, сегментов соплового аппарата с сотовыми вставками. Блок лопаток задним фланцем крепится к сегментам ступени винтами. Сегменты второй ступени крепятся винтами к корпусу СА третьей ступени и фиксируют передний зацеп блоков лопаток третьей ступени.

Сопловой аппарат четвёртой ступени состоит из корпуса, блоков лопаток, секторов диафрагмы, сегментов соплового аппарата с сотовыми вставками. Блок лопаток задним фланцем крепится к сегментам ступени винтами. Сегменты третьей ступени крепятся винтами к корпусу СА четвёртой ступени и фиксируют передний зацеп блоков лопаток четвёртой ступени.

Сегменты диафрагмы крепятся к блоками лопаток СА штифтами.

Опорный венец турбины состоит из копуса опорного венца, девяти стоек и трех обтекателей, кожуха внутреннего, корпуса подшипника, в котором расположены пять колодок опорного подшипника скольжения являющиеся задней опорой ротора.

Масло для смазки и охлаждения подшипника подается через трубу подвода масла.

Слив масла из опорного венца осуществляется через трубу слива масла.

Подвод воздуха на охлаждение турбины осуществляется через две трубы, с дроссельными шайбами. Для замера давления в разгрузочной полости предназначена трубка.

Подвод воздуха в разгрузочную полость турбины осуществляется через трубу, присоединенную к фланцу корпуса. Стравливание воздуха и прорвавшихся через лабиринтные уплотнения паров масла производится через трубу стравливания.

1. Ахмедзянов А. М., Алаторцев В. П., Аксельброд С. Е., Дружинин Л. Н., Сахабетдинов М. А. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД. Учебное пособие — Уфа: изд. УАИ, 2010. 256 с.

2. Богомолов Е. Н., Добродеев В. П. Проектирование проточной части турбокомпрессора авиационного газотурбинного двигателя. Учебное пособие. ЯПИ — Ярославль, 2011. 68 с.

3. Богомолов Е. Н. Основы теории и выбор параметров авиационных газовых турбин. Учебное пособие. ЯПИ — Ярославль, 1986. 88 с.

4. Ремизов А. Е., Пономарев В. А. Формирование облика проточной части базового ТРДД семейства на ранней стадии проектирования. Учебное пособие. — Рыбинск: РГАТА, 2008. — 172 с.

5. Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. — 5-е изд., 2011. — 550 с.

6. Никитин Ю. М. Конструирование элементов деталей и узлов авиадвигателей. — Москва, 2008. — 322 с.

7. Старцев Н. И., Фалалеев С. В. Конструкция узлов авиационных двигателей: Компрессор. — Самара: изд. СГАУ, 2009. — 112 с.

8. Стенькин Е. Д., Юрин А. В. Выбор основных параметров и газодинамический расчет осевого многоступенчатого компрессора авиационных газотурбинных двигателей. — Куйбышев: КуАИ, 1984. — 88с.

9. Васильев Б. П., Коваль В. А. Основы проектирования газотурбинных двигателей и установок. — Харьков, 2005. — 375 с.

10. Иноземцев А. А., Сандрацкий В. Л. Газотурбинные двигатели. — Пермь, 2010. — 1204с.