На современных самолетах применяются силовые установки с турбореактивными (ТРД) воздушно-реактивными двигателями (в том числе двух контурными ДТРД и форсажными ТРДФ) и турбовинтовыми (ТВД).
В воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя используют атмосферный кислород, поэтому их характеристики существенно зависят от параметров потока воздуха на входе в воздухозаборники, а значит от высоты и скорости (числа М) полета. Необходимое изменение параметров потока воздуха в камере сгорания двигателя может обеспечиваться за счет его предварительного сжатия в компрессоре. К бескомпрессорным воздушно-реактивным двигателям относятся ПВРД.
К компрессорным относятся ТРД, ДТРД и ТРДФ. В компрессорных воздушно-реактивных двигателях поступающий в двигатель воздух сжимается как при торможении во входном устройстве, так и в компрессоре, приводимом в движение газовой турбиной. Благодаря использованию компрессора, в этих двигателях достигается высокое сжатие поступающего воздуха, что обеспечивает необходимые тяговые характеристики двигателя и возможность получения тяги при работе двигателя на месте.
На многих ТРД для дополнительного сжигания топлива за турбиной устанавливают форсажную камеру. Такие двигатели называются форсажными (ТРДФ). Возможность дополнительного сжигания топлива обеспечивается наличием в продуктах сгорания свободного кислорода, не использованного при реакции горения в основных камерах двигателя. При этом повышение температуры газов за турбиной приводит к увеличению скорости истечения газов из сопла двигателя. Это позволяет при включении форсажа увеличить тягу на 50 % и более. Естественно, при этом возрастает и расход топлива. Время работы двигателя на форсажном режиме ограничено.
В последние годы широкое распространение получили двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Двухконтурный турбореактивный двигатель —это газотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины передается компрессору или вентилятору, заключенному в кольцевой капот. Пространство внутри этого капота называется вторым контуром. Туннельное расположение компрессора внешнего контура позволяет сохранить высокий КПД компрессора на больших скоростях полета, а также, в случае необходимости, увеличивать тягу сжиганием дополнительного количества топлива за компрессором ‘внешнего контура. После сжатия в компрессоре воздух выбрасывается через реактивное сопло внешнего контура.
Двухконтурные двигатели бывают с различным коэффициентом двухконтур — ности. Коэффициентом двухконтурности называется отношение количества воздуха, проходящего через внешний контур, к количеству воздуха, проходящего через внутренний контур. В настоящее время применяются двигатели с коэффициентом двухконтурности от нуля до 8 … 10.
Характеристики ТРД — зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты и скорости полета — называют высотно-скоростными или полетными характеристиками двигателя. На рис. 2.10 приведены типичные высотно-скоростные характеристики ТРД для определенного режима работы двигателя /гоб = const.
Характер изменения тяги в функции числа М зависит от термодинамических параметров тракта двигателя — степени сжатия ком-
|
Рис. 2.10. Типичное изменение тяги ТРД по высоте и числу М полета: а — дозвуковой; б — сверхзвуковой двигатель |
прессора атн, температуры перед турбиной Тт, а также степени двух — контурности т. Для дозвуковых двигателей тяга по М, как правило, вначале падает. Для сверхзвуковых, особенно на форсаже, наблюдается рост тяги на сверхзвуковых числах М и затем ее резкое падение при приближении температуры торможения воздуха Тторм = = Т (1 + 0,2М2) к температуре перед турбиной, т. е. на числах М порядка 3 и выше.
С увеличением высоты полета в летном диапазоне чисел М тяга падает, причем на высотах, больших 11 км, тяга прямо пропорциональна плотности воздуха р или давлению р.
Удельный расход топлива суи (рис. 2.11), т. е. расход массы топлива на единицу тяги в час с увеличением числа М полета увеличивается. С увеличением высоты полета до 11 км удельный расход топлива несколько снижается, а затем остается постоянным.
|
|
Ряс. 2.12. Приведенная дроссельная характеристика двигателя: суД1 — значение суд при полной тяге (R = 1)
Характеристики, представляющие зависимость тяги и расхода топлива от режима работы двигателя, например, от частоты вращения, положения рычага управления двигателем (РУД), степени форсажа, называют дроссельными. Если рассматривать степень дросселирования двигателя, как параметр, то дроссельные характеристики удобно построить в виде зависимости удельного расхода топлива от относительного изменения тяги при регулировании R (рис. 2.12), при R = Р/Ртах.
Суммарная тяга Рр = 2] Pt max всех двигателей, установленных на самолете, называется располагаемой тягой силовой установки„ Располагаемую тягу подсчитывают по высотно-скоростным характеристикам двигателей с учетом потерь во входных каналах и сопловом аппарате силовой установки.
Обычно располагаемую тягу определяют для номинального Рр0М, максимального Ррвх или полного форсажного Рр режимов работы двигателя.
ooobskspetsavia.ru
Характеристикой турбореактивного двигателя называется зависимость основных параметров (тяги и удельного расхода топлива) от частоты вращения ротора двигателя, высоты и скорости полета самолета. Характеристики двигателя необходимы для проведения инженерно-штурманских расчетов дальности и продолжительности полета, определения тяговооруженности самолета, оценки совершенства двигателей путем сравнения между собой, а также для определения тактикотехнических данных самолета, его боевых и эксплуатационных возможностей.
Дроссельной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от частоты вращения ротора при постоянной высоте и скорости полета. Обычно дроссельная характеристика строится по результатам испытания двигателя на стенде при высоте и скорости полета, равных нулю. Для
исключения влияния барометрического давления и температуры окружающей среды на значения удельного расхода топлива и тяги двигателя результаты испытания приводят к стандартным атмосферным условиям (барометрическому давлению окружающего воздуха Лст = 760 мм рт. ст. и температуре 7’Ст = 288°К).
Приведение замеренных основных параметров к стандартным атмосферным условиям производится по следующим формулам:
а) приведенная частота вращения ротора двигателя
288
—, об/мин;
То
б) приведенная тяга двигателя
п г 760
Аітр = Азам —— , КГС;
Во
в) приведенный удельный расход топлива
г) приведенная абсолютная температура газов
Дроссельная характеристика двигателя М701 с-500 представлена на рис. 77. Из этой характеристики видно, что с увеличением частоты вращения ротора двигателя тяга возрастает, а удельный расход топлива уменьшается.
На тягу и удельный расход топлива влияют степень повышения давления, температура газов перед турбиной, расход’воздуха через двигатель и коэффициент полезного действия компрессора и турбины. Все эти параметры зависят от частоты вращения ротора двигателя (рис. 78).
Степень повышения давления увеличивается довольно интенсивно с увеличением частоты вращения, а коэффициент полезного действия компрессора (т]к) имеет максимум при средней частоте вращения ротора. Коэф-
Рис. 77. Дроссельная ха-рактеристика двигателяМ70ІС-500
Рис. 78. Зависимость ос-новных параметров дви-гателя от частоты вра-щения
фициент полезного действия турбины (т]т) практически мало изменяется в рабочем диапазоне частоты вращения.
Температура газов перед турбиной с увеличением частоты вращения ротора вначале уменьшается, а затем начинает расти. Такой характер изменения температуры объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины.
При изменении частоты вращения изменяется не только температура газов перед турбиной, но и температура воздуха за компрессором Т2, причем разность Т3—Т2 (степень подогрева воздуха в камере сгорания) изменяется более резко, чем Тг.
Удельная тяга двигателя зависит от степени повышения давления и степени подогрева воздуха в камере сгорания. Поэтому изменение удельной тяги характеризуется совместным действием указанных факторов. В начале под влиянием увеличения степени повышения давления удельная тяга растет медленно за счет снижения степени подогрева, а затем происходит увеличение степени подогрева и возрастание удельной тяги становится более интенсивным.
Характер ‘ изменения тяги двигателя определяется изменением удельной тяги и расхода воздуха (Св). До режима и = 75—80% происходит относительно плавное увеличение тяги, что определяется медленным увеличением Яуд и GB. При дальнейшем увеличении частоты вращения резкое возрастание удельной тяги приводит к значительному увеличению темпа роста тяги двигателя.
На изменение удельного і расхода топлива CR по дроссельной характеристике действуют те же факторы— степень повышения давления и степень подогрева воздуха в компрессоре. Увеличение степени повышения давления уменьшает удельный расход топлива, а увеличение степени подогрева — увеличивает. Поэтому вначале с увеличением частоты вращения происходит резкое уменьшение удельного расхода топлива, так как одновременно увеличиваются степень повышения давления и степень подогрева, а затем увеличение степени подогрева начинает оказывать более значительное влияние и удельный расход топлива, достигнув минимума при п = 90—95%, начинает возрастать.
Характеристикой двигателя по скорости полета называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на данной высоте при постоянной частоте вращения ротора. Скоростные характеристики строятся при условии постоянства температуры газов перед турбиной.
С увеличением скорости полета в результате скоростного сжатия возрастает давление воздуха во входном устройстве и соответственно увеличивается секундный расход воздуха через двигатель. Одновременно увеличивается и общая степень повышения давления в двигателе, что вызывает повышение температуры воз-
Рис. 79. Высотная и скорост-ная характеристики двигателяМ70ІС-500 на самолете Л-29при п= 15400 об/мин
духа за компрессором Т2 и соответствующее уменьшение степени подогрева (Тз—Т2), так как температура газов перед турбиной остается постоянной. В связи с этим удельная тяга двигателя также уменьшается.
Поскольку тяга двигателя равна произведению удельной тяги на секундный расход воздуха, изменение тяги с увеличением скорости происходит в результате взаимного влияния этих двух факторов. До скорости полета, соответствующей М = 0,4 … 0,5, увеличение расхода воздуха не может компенсировать снижение удельной тяги, в результате чего тяга двигателя падает. При больших скоростях полета расход воздуха возрастает настолько, что превышает падение удельной тяги, и тяга двигателя начинает возрастать (рис. 79).
Для анализа характера изменения удельного расхода топлива целесообразно рассмотреть формулу
3600-Q
где Q — количество подведенного тепла;
На—низшая теплотворная способность топлива; /?уд — удельная тяга двигателя;
S — коэффициент выделения тепла, характеризующий полноту сгорания (0,96…0,97).
При увеличении скорости полета уменьшаются и количество тепла (степень подогрева) и удельная тяга. При этом удельная тяга уменьшается более интенсивно, чем степень подогрева, поэтому удельный расход топлива с увеличением скорости полета возрастает (рис. 80).
Рис. 80. Приближенная зависимость удельного расхода топлива двигателя М70ІС-500 от скорости и высоты полета при «=15400 об/мин
Высотной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета. Эта характеристика строится при условии постоянства скорости полета самолета, частоты вращения ротора двигателя и температуры газов перед турбиной.
С увеличением высоты полета температура наружного воздуха уменьшается, а после высоты 11 км остается практически постоянной. С уменьшением температуры окружающего воздуха уменьшается температура воздуха за компрессором Т2, а следовательно, при постоянной температуре Тг увеличивается подогрев воздуха в камере сгорания (Т3—Т2).
При уменьшении температуры наружного воздуха с подъемом на высоту растет также степень повышения давления воздуха в компрессоре.
В результате этого удельная тяга двигателя с подъемом на высоту до 11 км возрастает, а на высоте 11 км и выше температура воздуха остается постоянной и соответственно удельная тяга не меняется.
С увеличением высоты уменьшается плотность наружного воздуха, что вызывает уменьшение его расхода через двигатель. До высоты 11 км вследствие увеличения степени повышения давления падение расхода воздуха происходит медленнее, чем падает плотность воздуха. Поскольку тяга определяется произведением удельной тяги на расход воздуха, ее изменение зависит от изменения обоих этих параметров. Уменьшение расхода воздуха с высотой настолько значительно, что не может быть компенсировано некоторым увеличением удельной тяги, поэтому тяга двигателя с подъемом на высоту падает.
Рис. 81. Высотная и ско-ростная характеристики дви-гателя М70ІС-500 на само-лете Л-29 прип= 14950 об/мин
Изменение с высотой удельного расхода топлива также происходит под влиянием двух факторов: степени повышения давления и степени подогрева. При увеличении степени повышения давления удельный расход топлива уменьшается, а с увеличением степени подогрева — увеличивается. Однако с подъемом на высоту рост степени повышения давления оказывает преобладающее влияние, поэтому удельный расход топлива с поднятием на высоту уменьшается. На высоте 11 км и более оба влияющие фактора не изменяются и удельный расход топлива также остается постоянным.
Обычно для удобства пользования скоростную и высотную характеристики совме-
Рис. 82. Высотная и ско-ростная характеристики дви-гателя М70ІС-500 на само-лете Л-29 при«=14500 об/мин
Рис. 83. Высотная и ско-ростная характеристики дви-гателя М70ІС-500 на само-лете Л-29 прип=13 500 об/мин
щают. Такие высотноскоростные характеристики двигателя М701с — 500 для некоторых режимов его работы представлены на рис. 81, 82, 83.
Для двигателей М701 с-500 установлены следующие основные режимы работы.
Максимальный режим (взлетный) соответствует максимальной частоте вращения ротора «.= 15 400 об/мин, а следовательно, и максимальной тяге двигателя.
Узлы и детали двигателя при работе на максимальном режиме подвергаются наибольшей нагрузке, и поэтому время непрерывной работы двигателя в полете не должно превышать б мин.
Номинальный режим соответствует частоте вращения ротора на 3% ниже максимальной, при этом тяга двигателя меньше максимальной на 10%. Используется этот режим при наборе высоты с большой скоростью.
Крейсерский режим (0,9 номинального) соответствует частоте вращения на 6% ниже максимальной, при которой тяга составляет 80% от максимальной.
Малый газ соответствует наименьшей частоте вращения ротора, при которой обеспечивается устойчивая работа двигателя. Тяга на этом режиме не должна быть более 70 кгс, чтобы не увеличивалась длина пробега самолета при посадке.
Время непрерывной работы двигателя на земле на режиме малого газа не должно превышать 10 мин.
Пользуясь характеристиками двигателя, необходимо учитывать, что в процессе эксплуатации самолета на
Рис. 84. Зависимость тяги дви-гателя М70ІС-500 от атмосфер-ных условий прип= 15 400 об/мин
детали газовоздушного тракта воздействует целый комплекс факторов, приводящих к износу деталей газовоздушного тракта, ухудшению их аэродинамического обтекания, изменению зазоров между деталями и т. д. Поэтому с увеличением наработки двигателя уменьшаются коэффициенты полезного действия компрессора и турбины, снижаются степень повыше — #ия давления и расход воздуха, ухудшается процесс сгорания, изменяются проходные сечения из-за коробления жаровых труб и лопаток соплового аппарата. В результате таких изменений происходит уменьшение тяги двигателя и рост удельного расхода топлива. С увеличением наработки снижение тяги двигателя происходит все более интенсивно. Опыт показывает, что за первые 100 ч наработки тяга может снижаться примерно на 0,5%, за 400 ч — на 7… 8%, за 500 ч — на 9… 10%, а удельный расход топлива за 400 … 500 ч увеличивается на 10… 15%.
Кроме того, следует учитывать изменение тяги двигателя в зависимости от атмосферного давления и температуры окружающего воздуха (рис. 84), а также то, что при установке двигателя на самолет Л-29 тяга снижается на 4…4,5% за счет гидравлических потерь на входе воздуха в двигатель.
ooobskspetsavia.ru
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕНЕРНАЯ АКАДЕМИЯ
имени профессора Н.Е. Жуковского
кафедра ТЕОРИИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (№ 17)
(полное наименование кафедры)
УТВЕРЖДАЮ
Начальник кафедры № 17
полковник И. Лещенко
« » 2008г.
дисциплина:
ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
(полное наименование дисциплины)
СПЕЦИАЛЬНОСТЬ Эксплуатация самолетов, вертолетов и авиационных двигателей.
КАФЕДРАЛЬНЫЙ ТЕКСТ ЛЕКЦИИ
РАЗДЕЛ 1. Параметры и характеристики элементов
авиационных силовых установок
Лекция № 3.
Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей.
Теория ступени компрессора ГТД
Обсуждено на заседании ПМК
«____»_______________2008 г.
протокол № ___
г. Москва
УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:
Изучить абсолютные и удельные параметры двигателей прямой и непрямой реакции
Изучить схему и принцип действия ступени осевого компрессора
Время: 2 часа
ПЛАН ЛЕКЦИИ:
| Тема №2. Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей (продолжение) | ||
| 5. | Удельные параметры авиационных ГТД | 25 мин. |
| Тема №3. Теория ступени компрессора ГТД. | ||
| 1. | Назначение компрессоров ГТД, их типы и основные требования к ним. | 20 мин. |
| 2. | Схема и принцип действия ступени осевого компрессора | 45 мин. |
УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:
ЛИТЕРАТУРА:
Теория авиационных двигателей. Часть 1. Под ред. Ю.Н. Нечаева. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2006., стр. 54-63.
Тема 2. Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей (продолжение)
2.5. Удельные параметры авиационных ГТД
Авиационные двигатели прежде всего характеризуются основными данными, к которым у ГТД прямой реакции относятся:
1) Р– реактивная тяга, Н;
2) Gв– расход воздуха, кг/с;
3) Gт.ч– часовой расход топлива, кг/ч;
4) mдв– масса двигателя, кг;
5) габаритные размеры двигателя: D– диаметр, мм;
L– длина, мм.
У ГТД непрямой реакции взамен тяги рассматривается:
- мощность на валу Nе, кВт;
- эквивалентная мощность Nэкв, кВт (будет рассмотрена далее).
Эти основные данные для конкретных условий полета обычно указывают в паспорте конкретного двигателя. Но эти параметры не годятся для сравнительной оценки совершенства различных двигателей.
Для сравнительной оценки эффективности и уровня технического совершенства ГТД используются относительные величины, называемые удельными параметров двигателя.
С помощью удельных параметров оценивают тяговую (мощностную) эффективность двигателя, его экономичность, а также массовые и габаритные показатели. Для двигателей прямой реакции удельные параметры определяют по отношению к развиваемой двигателем тяге, а для ГТД непрямой реакции – к его мощности.
Удельные параметры ГТД прямой реакции
Удельной тягой Рудназывается отношение тяги к расходу воздуха через двигатель
Руд=Р/Gв.
Мы выводили формулу .С учетом допущений, принятых при ее выводе,Руд=сс–V.
Эта формула справедлива как для одноконтурных, так и для двухконтурных двигателей со смешением потоков. Для двухконтурных двигателей с раздельными контурами формулы для определения Руд будут даны ниже.
Единицей удельной тяги является Нс/кг или м/с (поскольку 1 Н = 1 кгм/с2), т.е. удельная тяга имеет размерность скорости.
Удельная тяга – один из наиболее важных параметров ВРД. Чем выше Руд, тем большую абсолютную тягу создает двигатель при заданном расходе воздуха в рассматриваемых условиях полета. Или же с увеличением Руд снижается потребный расход воздуха для получения заданной тяги. Следовательно, повышение Руд снижает размеры и массу двигателя, но может ухудшать экономичность.
Для справки – в стартовых условиях у ТРДФ и ТРДДФ истребителей удельная тяга может достигать 1200 м/с, у ТРД и ТДДДсм – 700…800 м/с, у ТРДД самолетов ВТА - 300…400 м/с.
Удельным расходом топлива Судназывается отношение часового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем
Суд=Gт.ч/Р.
Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя, т.к. показывает, сколько при заданных условиях полета требуется топлива двигателю, чтобы в течение одного часа создавать тягу, равную 1 Н. Единица Суд– кг/(Нч).
Для справки – в стартовых условиях у ТРДФ и ТРДДФ истребителей Суд составляет около 0.2 кг/(Нч), у ТРД и ТДДДсм – 0.07…0.09 кг/(Нч), у ТРДД самолетов ВТА - 0.04…0.06 кг/(Нч).
Удельной массой двигателя дв(кг/Н) называется отношение массы двигателяmдвк его тяге
дв=mдв/Р.
Снижение массы двигателя, а следовательно, и массы силовой установки, имеет важнейшее значение для улучшения летных характеристик летательного аппарата, таких, как располагаемый запас топлива, полезная нагрузка, а также дальность полета, потолок, скороподъемность и скорость полета. Современный уровень дв для двигателей истребителей – 0.01 кг/Н.
Лобовой тягой Рлоб(Н/м2) называется отношение максимальной тяги к площади наибольшего (лобового) поперечного сечения двигателяFлоб:
Рлоб=Р/Fлоб.
Величина Рлоб имеет важнейшее значение для оценки возможности обеспечения заданной тяги при габаритных ограничениях на максимальный диаметр двигателя (например, при размещении двигателя в фюзеляже самолета). При расположении двигателя в гондоле величина Рлоб в значительной степени определяет внешнее сопротивление силовой установки. В однотипных двигателях увеличение Рлоб косвенно свидетельствует об улучшении их массовых характеристик.
Удельным импульсом тяги двигателя Jуд (Нс/кг) называется отношение тяги к секундному расходу топлива Jуд = Р/Gт.
Удельный импульс является величиной, обратной удельному расходу топлива Jуд=3600/Суд. Его размерность совпадает с размерностью удельной тяги. Он используется для оценки экономичности прямоточных, комбинированных и ракетных двигателей.
Удельные параметры ГТД непрямой реакции
Здесь используются аналогичные удельные параметры, но отнесенные не к тяге, а к развиваемой двигателем мощности.
Удельной мощностью Nе уд(кВтс/кг) называется отношение мощностиNек расходу воздуха через двигательGв, т.е.
Nе уд=Nе/Gв.
Удельным расходом топлива Сеназывается отношение часового расхода топлива к мощности, развиваемой двигателем
Се=Gт.ч/Nе.
Удельной массой двигателя дв N(кг/кВт) называется отношение массы двигателя к его максимальной мощности
двN=mдв/Nе.
Если двигатель, помимо мощности на валу Nе, развивает реактивную тягуР, то принято использовать понятиеэквивалентной мощности Nэкв, которая учитывает также мощность, создаваемую реактивной тягой. Тогда во всех выражениях используетсяNэкв.
Удельные параметры одного и того же двигателя изменяются с изменением числа М полета, высоты полета и режима работы двигателя. На практике чаще всего для сравнения различных двигателей используются удельные параметры, соответствующие земным условиям (V = 0; Н = 0) и максимальному или форсированному режимам работы двигателя, или указываются их значения для некоторых характерных режимов полета.
Тема 3. Теория ступени компрессора ГТД
3.1 Назначение компрессоров ГТД, их типы и основные требования к ним
Компрессор предназначается для сжатия (повышения давления) воздуха, поступающего из воздухозаборника, (что необходимо для осуществления цикла Брайтона) и прокачки его далее по тракту двигателя.
Компрессор, подающий воздух в наружный контур ТРДД (или одновременно в наружный и внутренний контуры), обычно называют вентилятором ТРДД.
Основными типами компрессоров современных авиационных газотурбинных двигателей являются одно- или многоступенчатые осевые компрессоры или осецентробежные компрессоры.
Другие типы компрессоров применяются реже. В мощных ГТД применяются исключительно осевые компрессоры, так как они позволяют обеспечить большой расход воздуха, необходимый мощным двигателям, при минимальных габаритах. В двигателях сравнительно небольших размеров может применяться сочетание нескольких осевых и обычно одной (последней) центробежной ступени. Такой компрессор называется осецентробежным. Его основным преимуществом является возможность обойтись (при необходимой степени повышения давления) меньшим числом степеней, поскольку в центробежной ступени можно обеспечить существенно более высокое повышение давления, чем в осевой. Но габариты компрессора при этом увеличиваются, что для мощных двигателей может оказаться неприемлемым.
Основными требованиями к компрессорам ГТД являются:
минимально возможные габариты и масса при данном расходе воздуха и степени повышения давления;
минимальные гидравлические потери;
устойчивая работа на всех эксплуатационных режимах;
высокая надежность конструкции;
минимальное число ступеней, (число ступеней в значительной маре определяет стоимость компрессора).
Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его ступенях. Несмотря на существенные различия в формах проточной части и характере течения воздуха в ступенях компрессоров различных типов, рабочий процесс в них имеет много общего, а их совершенство оценивается однотипными коэффициентами. Поэтому ниже изложение теории компрессоров будет вестись, в основном, применительно к осевым компрессорам, имеющим наибольшее распространение в авиационных ГТД, а особенности компрессоров (ступеней) других типов будут отмечаться по мере необходимости.
3.2 Схема и принцип действия ступени осевого компрессора
Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насажанных на один общий вращающийся вал, которые образуют ротор компрессора.
Один ряд лопаток ротора (вращающийся лопаточный венец) называется рабочим колесом (РК).
Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов неподвижных лопаток (лопаточных венцов), закрепленных в корпусе.
Назначением лопаток статора является спрямление воздушного потока, закрученного впереди стоящим рабочим колесом, и направление его под необходимым углом на лопатки расположенного далее следующего рабочего колеса.
Соответственно этому один ряд лопаток статора называется направляющим аппаратом (НА).
Если первый ряд лопаток статора установлен впереди первого рабочего колеса, то он называется входным направляющим аппаратом (ВНА).
Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним направляющего аппарата называется ступенью компрессора .
Изобразим ступень осевого компрессора, состоящую из рабочего колесаРК и направляющего аппарата НА.
Выделим следующие характерные сечения ступени:
— перед рабочим колесом,
2-2 — за рабочим колесом
3-3 — за направляющим аппаратом.
В каждом из этих сечений различают следующие характерные размеры:
Dвт - диаметр втулки (по основаниям лопаток),
Dк - наружный диаметр (по корпусу),
h – длина лопатки,
r – радиальный зазор между лопаткой рабочего колеса и корпусом,
s – осевой зазор между соседними лопаточными венцами.
Пространство, заключенное между поверхностями втулки и корпуса, носит название проточная часть ступени.
На вращение рабочего колеса затрачивается внешняя работа, которая передается воздушному потоку. Поэтому в рабочем колесе в соответствии с законом сохранения энергии полная температура потока Т* возрастает. Полное давление также возрастает (что следует из уравнения Бернулли).
В направляющем аппарате внешняя работа к воздуху не подводится. Поэтому температура заторможенного потока неизменна. Полное давление несколько снижается, так как энергия потока частично тратится на преодоление гидравлического сопротивления.
Если рассечь мысленно лопатки ступени цилиндрической поверхностью АА, ось которой совпадает с осью РК, и развернуть затем это сечение на плоскость, то сечения лопаток РК и НА представятся в виде двух рядов одинаковых и одинаково расположенных профилей, образующих решетки профилей рабочего колеса и направляющего аппарата.
Примем следующие обозначения:
с – абсолютная скорость (скорость потока относительно неподвижного корпуса компрессора),
и – окружная скорость (скорость вращения рабочего колеса),
w – относительная скорость (скорость потока относительно вращающихся лопаток рабочего колеса).
Эти скорости соотносятся между собой в соответствии с известным принципом Галилея, согласно которому абсолютная скорость равна сумме относительной и переносной. В данном случае переносной скоростью является окружная скорость лопаток, следовательно можно записать:
.
Кроме того, обозначим:
– угол между абсолютной скоростью с и окружной скоростью и,
– угол между относительной скоростью w и окружной скоростью и,
Лопатки рабочего колеса устанавливаются таким образом, чтобы их передние кромки их были направлены по направлению вектора . При этом кривизна профилей лопаток выбирается с таким расчетом, чтобы угол выхода потока из колеса 2 был больше угла входа 1.
1< 2
Поворот потока в компрессорной решетке профилей сопровождается увеличением площади поперечного сечения каждой струи воздуха, проходящей через канал между двумя соседними лопатками
.
Если считать что скорости воздуха на входе в решетки РК и НА дозвуковые, то при относительная скорость воздуха в рабочем колесе уменьшается (w2< w1), а давление возрастает (p2>p1). Так как в рабочем колесе подводится внешняя работа, то как следует из уравнения Бернулли, абсолютная скорость величина абсолютной скорости за рабочим колесом оказывается меньше абсолютной скорости перед ним.
с2>с1
Вследствие поворота потока в колесе вектор скорости оказывается отклоненным от векторав сторону вращения колеса. Лопатки направляющего аппарата отклоняют поток воздуха в обратную сторону, так чтобы обеспечить направление потока необходимое для плавного обтекания лопаток следующего рабочего колеса. Как и в рабочем колесе, поворот потока в НА приводит к увеличению поперечного сечения струи воздуха, проходящей через канал между соседними лопатками . В результате скорость воздуха в направляющем аппарате падает, а давление растет. Однако рост давления в НА обеспечивается только за счет использования кинетической энергии воздуха, приобретенной им в рабочем колесе.
Треугольник, составленный из векторов,и, называетсятреугольником скоростей . Обычно треугольники скоростей на входе в РК и на выходе из него совмещают.
Здесь: - угол поворота потока в рабочем колесе,
Wu =W1u-W2u – закрутка потока по относительной скорости,
Сu =С2u-С1u – закрутка потока по абсолютной скорости.
studfiles.net
Все указанные испытания на первых этапах проводятся по возможности параллельно, что обеспечивает расширение фронта летно-доводочных работ и сокращение срока их выполнения. Однако необходимо иметь в виду, что если выполняемые доводочные работы приводят к существенному изменению полученных ранее характеристик двигателя, то эти характеристики на разных этапах испытаний и доводки приходится определять повторно. |
www.lii.ru
