Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 12
Текст из файла (страница 12)
(26, 331, Таблипа 3! Звачсняя ГРДД Лля маневренных самолсгов Параметры рабочего пропссса Трдд ГА жуточное положение между двумя рассмотренными выше и часто обусловливается удобством конструктивной компоновки компреовора, особенно в ТРДД. При использовании комбинированной проточной части 11 =- = сопз1 н И = сопз1 (см. рис. 3,7, г) компрессор обладает достоинствами и недостатками, свойственными компрессорам с проточными частями его составляющих.
Как указывалось ранее, осевые компрессоры могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми. Сверхзвуковой осевой компрессор имеет меньшее число ступеней, чем дозвуковой, для создания одного и того же значения и„', следовательно, и меньшую массу, но обладает менее благоприятным протеканием характеристик. Поэтому требуется более трудоемкая его отработка для обеспечения необходимой газодинамнческой устойчивости.
Кроме того, лопатки, имеющие сверхзвуковые профили, очень чувствительны к повреждениям посторонними предметами при их попадании в проточную часть. Повреждения лопаток, чаще в виде забоин, являются концентраторами напряжений и приводят к усталостному разрушению лопаток. Таким образом, для умен щения массы компрессора целесообразно сверхзвуковыми выполнять лишь несколько ступеней, Удельный расход топлива современных ТРДД снижен на 30 о5 о сравнению с первыми ТРД, используемыми на гражданских самолетах. Эффективным средством уменьшения расхода топлива является уменьшение радиального зазора между рабочими лопатками и корпусом, особенно для последних ступеней компрессора. Уменьшение радиального зазора осуществляется путем притирки (высокооборотной обработки ротора и статора, обеспечивающей получение точной формы круга), повышения жесткости корпуса, использования на нем над рабочими лопатками истираемых материалов и обеспечивается за счет нагрева или охлаждения сгатора или ротора, использования материалов с различными коэффициентами линейного расширения.
Параметром, от которого зависит качество двигателя, а следовательно, и безопасность полетов, является ресурс (количественный показатель долговечности) и, в частности, ресурс деталей компрессора. Эксплуатация по техническому состоянию с использованием средств технической диагностики (специальных датчиков, эндоскопов и других) позволяет более полно использовать заложенные ресурсы при сохранении требуемой безопасности. Для этого компрессор должен быть контролепригоден и иметь модульную конструкцию, позволяющую заменять вентилятор или его лопатки, компрессоры среднего, низкого и высокого давления непосредственно в эксплуатации. Очень важно для обеспечения эффективности компрессора сохранение его основных характеристик. Это особенно актуально для компрессоров вертолетных двигателей, подвергающихся активному воздействию окружающей среды.
Пыль, песок, влага приводят к изнашиванию поверхности деталей и в первую очередь рабочих лопаток компрессора, следовательно, к ухудшению его газодинамических и прочностных характеристик. Высокая долговечность деталей компрессора закладывается при проектировании путем применения коррозионно-стойких материалов и противоэрозиоиных покрытий, обеспечения жесткости конструкции, использования пылезащитных устройств и выбора рациональных осевых зазоров между рабочими лопатками вентилятора (в ТРДД) и спрямляющего аппарата для выброса попавших в компрессор посторонних частиц.
3.3.2. Основные пути развития компрессоров 5 20...30 0,5 24 ... 25 1,7 3,5 ... 4 Ло 430 420 ... 450 Степень лвухконтурности Суммарная степень повыпгеиня давления и» Степень повыпгения давления в вентили- торе н' Окружная скорость на конде лопаток вентилятора и, м/с Совершенствование летательных аппаратов требует совершенствования двигателей и его составной части — компрессора. Для этого необходимо: — снижение удельной массы т„, — уменьшение удельного расхода топлива за счет улучшения основных параметров и совершенствования конструкции; 59 Таблица 32 Звачвяяя трдд для маяавравямх самолетов Параметры рааочсга пропссса трдд ГА Степень днухконтурности: на 1 атапе на 11 этапе (при введении нннтононентиляторных двигателей ТВВД) Суммарная степень понышення давления лй Степень повышения давления н доануконой вентиляторной ступени п' в Окружная скорость на конце лопаток вентилятора и, м/с 0,2 ...
0,3 24 ...25 7...3 12 ... 15 40 ... 60 1,7 — повышение надежности и сокращение расходов и времени на техническое обслуживание; — снижение воздействия на окружающую среду. Ожидаемые основные параметры компрессоров для двухконтурных двигателей самолетов гражданской авиации и маневренных самолетов приведены в табл. 3.2 (26, ЗЗ, 36). Предполагается, что уменьшение удельного расхода топлива двигателей самолетов гражданской авиации составит: для ТРДД вЂ” около 20 %; для ТВВД вЂ” 30 % и более. Одной из примерных схем перспективного компрессора двигателя 2000-го года можно рассматривать компрессор ТРДД, предлагаемый фирмой Пратт-Уитни, со следующими ориентировочными параметрами для крейсерского режима: степень двухконтурности и = 13, суммарная степень повышения давления в компрессоре пй = 60 при степени повышения давления в вентиляторе ай = 1,5 (см. рис. 13.3).
Обращает на себя внимание использование саблевидной, полой или из композиционных материалов рабочей лопатки вентилятора. Это позволяет уменьшить число М потока, при котором устанавливается расчетное сверхзвуковое течение, и снизить потери. Для сокращения числа ступеней турбины и повышения КПД необходимо увеличивать частоту вращения ротора. Однако в ТРДД с большой степенью двухконтурности обеспечение оптимальной окружной скорости лопаток вентилятора с точки зрения прочности и аэродинамики требует уменьшения частоты вращения. Поэтому в ТРДД подобного типа для уменьшения частоты вращения ротора вентилятора его привод от турбины целесообразно осуществлять через редуктор.
Возможно также выполнение вентилятора и выходного направляющего аппарата, вращающихся в противоположные стороны. При этом степень повышения давления, равную 1,7, можно 60 получить в дозвуковой ступени вентилятора, а не в сверхзвуковой, как в современных компрессорах. Это позволяет уменьшить массу вентилятора и повысить сопротивление разрушению рабочих лопаток при попадании посторонних предметов. У высоконапорного компрессора с ай =- 40 ...
60 лопатки последних ступеней становятся очень малой длины, что приводит к резкому возрастанию концевых потерь. Для устранения этого недостатка целесообразно использовать центробежный компрессор, который может заменить 3 ... 5 ступеней осевого компрессора. Конструктивная схема компрессора перспективного двигателя для маневренного самолета 90-х годов, предлагаемая фирмой Пратт-Уитни, приведена на рис, 13.5.
Общая степень повышения давления остается на уровне 80-х годов, но оптимизируется и увеличивается число регулируемых параметров путем широкого использования поворотных лопаток вентилятора и компрессора высокого давления, отбора и перепуска воздуха, применения активного управления радиальными зазорами в последних ступенях. Вообще конструктивные схемы перспективных двигателей имеют компрессор, состоящий либо из вентилятора, КСД и КВД, либо из вентилятора и КВД. Для сохранения в эксплуатации параметров компрессоров ТРДД как для гражданских, так и для маневренных самолетов следует: — использовать жесткие роторы; . — использовать для ротора и статора материалы, обеспечивающие минимальное значение радиальных и осевых зазоров без дополнительных мероприятий по охлаждению или нагреву корпуса; — применять лопатки компрессора малого удлинения и большой относительной толщины; — создавать конструкции вентилятора и разделительного корпуса, которые позволяют направлять большую часть посторонних частиц в наружный контур; — обеспечивать надежность уплотнений.
3.3.3. Обобщенный параметр осевых компрессоров— удельная масса Удельная масса компрессора, представляющая собой отношение массы компрессора к величине потребляемой им мощности, лтк. тд — М в/й/в (3.1) наиболее полно характеризует его техническое совершенство. Поскольку потребляемая мощность /У„равна произведению удельной работы /.„(Дж/кг), затрачиваемой в компрессоре, и массового секундного расхода воздуха б (кг/с) через двигатель, то и'в.
тд /14 и/(а кО). 61 Массовый расход воздуха б через двигатель для осевого компрессора определяется его лобовой площадью г„и коэффициентам производительности б„(лобовая производительность компрес- б = б„г"„, Тогда удельная масса компрессора будет равна Дтк гпи. тя (3.2) Анализ выражения (3.2) показывает, что на величину удельной массы компрессора существенное влияние оказывает коэффициент производительности б„. При заданной работе а оте и массовом р у ич ние коэффициента производительности позволяет уменьшить потребную лобовую площадь рабочего колеса первой ступени компрессора, а следовательно, уменьшить его диаметр и у.
р ом, увеличивая пропускную способность компрессора, можно существенно уменьшить его удельную масс . у. Коэффициент производительности компресса а б ра „ определяется в личиной относительного диаметра втулки первого колеса й„ =— ско остью вхо а , скоростью входа воздуха в компрессор, потерями на входе. Для повышен ш ния б„следует применять высокие осевые скорости входа возд ха в аб 180 ...
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
