Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 8
Текст из файла (страница 8)
Примером такой трансзвуковой ступени является одноступенчатый вентилятор, типичный для ДТРД с большой степенью двухконтурности (рис. 19). Такая ступень долягна обеспечивать максимальный расход воздуха при минимальном внешнем диаметре, что достигается применением высокой осевой скорости на входе в вентилятор и малым относительным дваметром втулки. Существуют известные ограничения, препятствующие получению высокой нагрузки ступени: допустимая (по условиям прочности) окружная скорость, число М набегающего потока и относительное повышение статического давления у втулки (особенно при относительно длинных лопатках), которые определяют возможное повышение давления в ступени, а также число М ~ на периферии лопаток рабочего колеса, В периферийных сечениях специальным проектированием очень тонких профилей лопаток вентилятора удается достичь приемлемых значений КПД в ступени даже при числе М ~=1,4. Во втулочных сечениях лопаток вентилятора сочетаются большие углы поворота потока с высокими коэффициентами нагрузки, достаточно высокими числами М набегающего потока и высокими коэффициентами расхода воздуха (отношениями осевых составляющих скоростей потока к окружным скоростям вращения рабочих лопаток).
Однако существующие во втулочных сечениях относительно болыпие толщины лопаток и поверхности перехода к полкам (галтели) вызывают увеличенные концевые потери и заметно 45 снижают КПД втулочных сечений. Вследствие этого часто проектируют такие ступени с линейным распределением работы сжатия по радиусу, при котором работа уменьшается к втулке. Для компенсации уменьшенной степени повышения давления во втулочных сечениях одноступенчатого вентилятора применяют дополнительную ступень (ступени) в области втулки.
Компенсация возможна также и с помощью повышенной работы сжатия первых ступеней компрессора внутреннего контура. Примерами двигателей, на которых использованы эти способы компенсации, могут служить ДТРД ТР39, на котором применена дополнительная, «половинная» по диаметру ступень, установленная перед основной ступенью вентилятора, и ДТРД СР6-50А, на котором использованы три дополнительные ступени, установленные за основной ступенью вентилятора.
Следует также отметить, что для современных авиационных ГТД из-за применения достаточно высоких значений степени повышения давления вентиляторов и компрессоров, а также из-за разделения потока воздуха в ДТРД на два контура существенно осложняется решение задачи создания высокоэффективных последних ступеней компрессора. В ТРД и особенно в ДТРД лопатки последних ступеней имеют малую абсолютную высоту при большом значении относительного диаметра втулки с(„,.
Как известно, при значениях Ы„)0,85 существенно увеличиваются концевые потери, что приводит к снижению КПД ступени. Для увеличения высоты лопаток последних ступеней возможно применение пониженных осевых скоростей по тракту проточной части, что благоприятно и для ор~анизации рабочего процесса в камере сгорания.
Однако пониженные значения осевой скорости приводят к снижению работы сжатия в ступени, что уменьшает степень повышения давления в ней. Поэтому обычно при проектировании последних ступеней компрессора принимается компромиссное решение, при котором оптимизируют форму и высоту проточной части выбором рационального соотношения между осевой скоростью, окружной скоростью и коэффициентом нагрузки. Камера сгорания является одним из важнейших узлов авиационного двигателя. От ее совершенства в значительной мере зависят надежность и экономичность ГТД.
На ТРДФ и ДТРДФ применяются две камеры: основная, постоянно работающая, и форсажная, включаемая на некоторых режимах полета для увеличения тяги двигателя (рис. 25), В настоящее время на большинстве авиационных ГТД применяются основные камеры сгорания кольцевого типа, так как они при равном объеме имеют меньшие, чем трубчато-кольцевые, длину и поверхность жаровой трубы. Это позволяет уменьшить длину валов и массу двигателя. Кпмплекс основных требований, предъявляемых к камерам сгорания„весьма противоречив. Например, стремление к высокой полноте сгорания топлива трудно согласуется с достижением минимального объема камеры.
Наиболее важными из этих требова- 1'„' 11 Рис, хв. Камеры суорвнив современных авиационных ГТД( л — основная камере сгорания (двигатель иВ.7(ы( 1 — з родивемнчески незатененный вход; 7 — охлаждение стенок; 7 — форсунка с возлушным рзснылом, б — форсажная камера с регулируемым реактивным соплом (дзигатель ЙВ 1531, з — тепловой зкрзн, у— кольцевые топлнвопроводы, 6 — стабилизатор пламени нспарнтельнаго типа; У вЂ” наружная створка первичного сопла, 8 — установочное кольцо для регулирования первичного сопла; р — наружная створка зжектора, 1Π— уплатяяюызя створка зжекторат и — подвнжныа кожух сопла, И вЂ” силовой цнлинлр сопла ний являются высокая полнота сгорания топлива, устойчивость процесса горения, малые потери давления, надежный запуск, в том числе высотный, равномерность и стабильность поля температур на выходе нз камеры сгорания и т.
д., а также общие для авиационных конструкций требования: малая масса, высокий ресурс, большая надежность, эксплуатационная технологичность и некоторые другие. Современные камеры сгорания в основном удовлетворяют указанным требованиям, хотя, чтобы добиться этого, пришлось затратить около 20 лет.
Трудности создания турбин с высокой газодинамической эффективностью для современных авиационных ГТД связаны с наличием системы воздушного охлаждения. Воздушное охлаждение деталей турбины сопровождается дополнительными газодинамическими потерями, вызванными выпуском охлаждающего воздуха в проточную часть турбины, особенно его утечками, а также конструктивными изменениями элементов проточной части, в частности утолщением профилей сопловых и рабочих лопаток и введением коммуникаций подвода охлаждающего воздуха.
Кроме того, отбор некоторого количества воздуха из компрессора, который в высокотемпературных двигателях превышает 10»(>, увеличивает газодинамическую нагруженность турбины. Однако в результате большой исследовательской работы КПД современных турбин находится па достаточно высоком уровне и составляет 0,91 — 0,93 для неохлаждаемых и 0,88 — 0,9 для охлаждаемых турбин. В настоящее время для двух- или трехвальных дзига~елей сложилась следующая классификация турбин: турбина высокого давления (турбнна компрессора), турбина среднего давления (турбина компрессора среднего давления в трехвальном двигателе), турбина низкого давления (турбина вентилятора в ДТРД или компрессора низкого давления в двухвальном ТРД) и свободная турб>ина (туроина винта) в ТВД или турбовальном ГТД.
В одновальном двигателе все турГ>инные ступени соединены в один узел турбины. Турбина компрессора выполняется охлаждаемой и имеет высокую окружную скорость (более 400 м>>с). Несмотря на большие степени повышения давления современных компрессоров, высокая окружная скорость турбины позволяет создавать ее с а=1 —:2. Вследствие увеличенной газодинамической нагрузки в ступени такой турбины срабатывается большой теплоперепад, что существенно снижает температуру газа перед последующей ступенью. В результате этого, несмотря на высокие значения температуры газа перед турбиной в современных двигателях (особенно в двигателях для военной авиации), оказывается достаточным охлаждещ.е небольшого числа ступеней (пе более двух).
Например, на одном из самых высокотемпературных двигателей ДТРДФ Р100 с Т„'=1590 К охлаждаются первые две ступени турбины, на вертолетном турбовальном ГТД Т700 с Т„"до 1473 К вЂ” также две сгупени, на ТРДФ «Атар» 9К-50 с 7;" =1223 К вЂ” одна ступень. Роль окружной скорости ступени с высокой газодинамической нагрузкой видна на примере ДТРДФ Г101, у которого охлаждается только одна ступень турбины, несмотря на очень высокую Т„" (около 1б50 К), вследствие применения окружной скорости более 450 м/с.
Таким образом, применение высокой окружной скорости позволяет упростить создание системы охлаждения турбины. Однако увеличение окружной скорости сопряжено с повышенными трудностями обеспечения необходимой прочности рабочих лопаток и дисков. Турбина компрессора имеет несколько пониженное значение КПД, так как размеры ее проточной части невелики, что предопределяет повышенные концевые потери, в частности, в радиальном зазоре, особенно при отсутствии бандажных полок на рабочих лопатках. Кроме того, эта турбина характеризуется высокой газодинамической нагрузкой, что сопровождается возникновением транс- и сверхзвуковых скоростей потока в проточной части, а следовательно, дополнительных потерь.
Наличие развитой системы охлаждения также приводит к возникновению дополнительных потерь — от охлаждения. Турбина вентилятора ДТРД и турбина компрессора низкого давления ТРД имеют невысокие окружные скорости, причем в ДТРД с увеличением степени двухконтурпостп окружная скорость резко уменьшается. В ряде случаев для увеличения окружной скорости турбины вентилятора увеличивают средний диаметр проточной части этой турбины по сравнению со средним диаметром турбины компрессора, что достигается с помощью переходного диффузорного канала, как, например, у двигателей ТГ39, СГ6, или с помщцью широкого соплового аппарата с увеличивающимся средним диаметром первой ступени турбины вентилятора, как у двигателей КВ.211 и ЗТ!0Р-2.
Пониженная окружная скорость таких турбин определяется умеренной частотой вращения ротора низкого давления, что является следствием большого диаметра его вентиляторных ступеней. При этом окружная скорость на периферии рабочих лопаток таких ступеней выбирается очень высокой. Вместе с тем потребная мощность для привода вентилятора или компрессора низкого давления достаточно велика, что предопределяет потребность в срабатывании большого теплоперепада в таких турбинах, особенно для ДТРД, у которых расход газа через турбину меньше расхода воздуха через приводимый вентилятор на значение, пропорциональное степени двухконтурности двигателя. По этим причинам для большинства ТРД и ДТРД с малой степенью двухконтурности число ступеней турбины а=2 даже при высокой газодинамической нагрузке отдельных ступеней, хотя имеются примеры двигателей с одноступепчатыми турбинами (ТРДФ «Олимп», ДТРД «Ларзак» и некоторые другие) и даже с трехступенчатыми турбинами (ДТРДФ КМ.8).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
