Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 104
Текст из файла (страница 104)
д Дальность и скорость полета самолета, масса коммерческой нагрузки считаются заданными в техническом задании на самолет. На рис. 17.7 показано сечение многомерного пространства оптимизируемых параметров плоскостью координат т и и„"х при фиксированных значениях других параметров самолета и двигателя. Оптимальными значениями степени повышения давления являются те, при которых величина взлетной массы, принятая здесь в качестве критерия оптимизации, достигает наименьшего значения. Линии постоянных значений других критериев оптимизации носят аналогичный характер.
Однако оптимальные значения исследуемых параметров самолета и двигателя при использовании других критериев оптимизации в общем случае будут иными. Здесь целесообразным может оказаться рассмотрение многокритериальной задачи, когда ищется компромиссное решение, позволяющее определить такие значения оптимизируемых параметров, при которых несколько критериев оптимизации достигают одновременно своего экстремального или почти экстремального значения. Формирование турбокомпрессорной части ГТД является центральной задачей начального проектирования двигателя, так как при этом создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: получение необходимых параметров, сокращение габаритных размеров и массы двигателя, уменьшение числа ступеней лопаточных машин, т.
е. сокращение трудоемкости их производства и т. д. Проектирование турбокомпрессорной части ГТД вЂ” наиболее сложная часть общего процесса проектирования. Особенности формирования облика турбокомпрессоров будут рассматр риваться в наиболее типичной форме, а именно для схемы — Ф.
хемы ТР двухконтурных двигателей — ТРДД и ТРДДФ. Схемы Д и ТВД оказываются в целом частным случаем этой задачи. Рассматривается двухвальный турбокомпрессор двухконтуриого двигателя, как наиболее типичный. Турбокомпрессорная часть ТРДД или ТРДДФ включает в себя турбовгнтоляторный ротор (турбовеитилятор: вентилятор ту н' + рбина вентилятора) и газоггнграторный ротор (газогенера- 18.1 . тор: компрессор высокого давления + турбина) (рис.. ).
Т бовентилятор может включать так называемые «подпорные» компрессорные ступени, сжимающие воздух внутреннего ур, ур о конт а, но жестко связанные с валом вентилятора. Газогенератор является наиболее ответственной и напряженной частью двухконтурного двигателя, так как он включает элементы, работающие при наибольших температурах и давлении в проточной части двигателя. Наиболее сложные проблемы возникают при формировании проточной части газогенератора и согласовании его компрессора и турбины.
Поэтому в дальнейшем примем такой порядок рассмотрения: турбокомпрессор газогенератора; турбовентилятор; общая схема формирования проточной части ТРДД. При проектировании проточной части ГТД используются основные положения теории лопаточных машин. Расчетный режим и исходные данные. В качестве расчетного режима для выбора размеров проточной части двигателя и согласования компрессоров и турбин ТРДД и ТРДДФ будем принимать взлетный режим с максимальнои тягой,(о = О, М вЂ”,,„).
У ТРДД дозвуковых самолетов на этом режиме частота вращения роторов и температура газов перед турбиной имеют максимальное значение и определяют ограничения по прочности турбины; У некоторых ТРДДФ сверхзвуковых самолетов максимальные значения частот вращения и температуры газов достигаются Чв 17 бб» ббмз ииб тбб» »Оии б абб В ытг Рис. 18.1. Схемы турбокомпрессоров ТРДД: и — двухвальпый ТРДД без подпорных ступеней па валу вентилятора; б — двухвальный трдд с подпорными ступенямнг з — трехаальный трдд;, — газогене- ратор и) л в сверхзвуковом полете (при так называемой «раскрутке»). В этом случае формирование проточной части производится на взлетном режиме, но должны б) быть предусмотрены запасы прочности и глубины охлаждения лопаток турбин для обеспечения их работоспособности в условиях сверхзвукового полета.
В качестве исходных данных для формирования проточной части должны быть известны: основные параметры двигателя (Р, 6„, и); параметры термодинамического цикла (Т„", и,'з, тт,*); схема турбокомпрессора (число валов, наличие или отсутствие «подпорных» ступеней на валу вентилятора) и степень повышения давления в компрессоре газогенератора; КПД и коэффициенты потерь в элементах проточной части двигателя. Должен быть выполнен термогазодинамический расчет с определением параметров потока во всех характерных сечениях проточной части двигателя.
б) 18.2. СВЯЗЬ КОНСТРУКТИВНО-ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ТРДДФ Конфигурация проточной части газогенератора в целом характеризуется основными конструктивно-геометрическими показателями: средними диаметрами компрессора Рк,р и турбины Р,„,,р, числами ступеней компрессора и турбины — гн и г,к. Так как проточные части могут иметь различный наклон, йод средним диаметром понимается полусумма средних диаметров на входе и на выходе компрессора или турбины: Р х+О «х ср— Ввиду использования в тексте главы большого числа геометрических параметров, для их обозначения наряду с общепринятыми применяют дополнительные индексы, характеризующие основные элементы турбокомпрессоров ГТД вЂ” вентилятор, компрессор и их турбины (в, к, тв, тк), диаметры проточной части— наружный (без индекса), средний (ср), втулочный (вт), сечения иа входе в элементы (вх) и на выходе из них (вых).Схема обозначений приведена на рис.
18.2. 516 дби иди»»») ~х гдби гийаг а) Рис. 18 2. Схемы турбовентилятора (а) и газогенератора 1б) с принятыми обозначениями Соотношение конструктивно-геометрических показателей компрессора и турбины определяется следующими условиями: 1) равенством частот вращения п„= и,„; 2) соотношением средних окружных скоростей .с lап.с Р . /Ргь р (18.1) 3) равенством работ компрессора и турбины: ~.к = (1 )-Чт) (1 Ротб) т)тЧткйтк.з ' (18 2) Выразим работу компрессора через средний коэффициент напора на среднем диаметре Йср".
Рк =- ззсрзкак.ср (18.3) Аналогичная связь для турбины может быть записана через средний параметр нагруженности турбины у,',,р = и,к,р )р Зтк/Гтк з с (18.4) тк ср Подставив в (18.2) выражения (18.1), (18.3), (18.4) и обозначив (1 + у,) (1 — б„б) т) Ч,, = 1/а', получим соотношение диаметров и чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора: — '"''Р ~/ — "" = аУ,',,рф~ 2Й,р —— — К,„. (18.5) В правой части этого выражения величины параметров у разных двигателей с высокотемпературными охлаждаемыми турбинами меняются относительно мало: у,",, = 0,5 ... 0,6, Оср —— = 0,3 ...
0,4, а = 1,06 ... 1,12, вследствие чего правая часть выражения (18.5), обозначенная К,„, изменяется в относительно з В теории компрессоров козффиннент напора часто определяют по окружной скорости нн наружном диаметре (Нз). б!7 '!7 В, м.
Акямов узком диапазоне: К,„=0„4 ... 0,5 (рассматриваются маршевые .р( 2 двигатели большого ресурса) '. ът" Назовем безразмерный пока- (О ватель К,„параметром оогласования компрессора и турбины ф' газогенератора, позволяющим О 1 4 О /8 /б гн найти связь между средними Р ис Гв 3 Связь чисел с пеней ком. ДиаметРамн компРессОРа И тУР- прессора и его турбины с отношением бины при различном числе их нх средних диаметров (Кт„= 9,48) ступеней. Зависимость (18.5), основанная на относительно мало меняющихся значениях коэффициента напора Нор, параметра нагруженности турбины у,н.,р и других параметрах, является универсальной, но ее нужно применять с учетом ряда ограничений, рассматриваемых ниже. Приняв величину К,„ = 0,45, получим связь чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора с их средними диаметрами (рис.
18.3). Как видно, при заданном числе ступеней турбины (в газогенераторах ТРДД г,н = 1 ... 2) число ступеней компрессора гн зависит от соотношения диаметров турбины и компрессора. Обычно /7,н.срЮ„, ср ~ 1, т. е. турбина имеет больший диаметр и определяет диаметрвльный габаритный размер газогенератора.
Для уменьшения общего числа ступеней (за счет гн) целесообразно при заданном диаметре турбины, определяемом ее работой и прочностью лопаток, увеличивать средний диаметр ступеней компрессора, т. е. уменьшать отношение ~а к. Ср/сан. с р. //у». гр/Ол. гр У,4 18.8. ОсОБенност и проектиРОВАния !проточной ЧАСТИ ТУРБИН '1ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ТРДДФ ( Выражение (18.8) получено В. Д. Коровкиным. 818 Турбина газогенератора ТРДД является критическим узлом двигателя, определяющим возможность реализации таких. важнейших факторов «завязки» двигателя, как высокие значения температуры газов, частоты вращения ротора, увеличение удельной работы турбины и др. Облик турбины газогенератора ТРДД определяется следующими требованиями: обеспечение заданной работы для привода КВД; обеспечение прочности при заданной температуре газов; максимальное увеличение окружной скорости для сокращения числа ступеней турбины; возможно большее увеличение частоты вращения для сокращения числа ступеней компрессора.
Рис. 18.4. Связь средней удельной работы ступени турбины газогенератора с окружной скоростью'на среднем диаметре и параметром нагруженностн турбины утн. ср.' ! (В1 — деунстуненчатые турбины; У (0)— одноступенчатые турбнны бгу~ лДач/ла о00 Огкгр й Эти требования могут быть противоречнвымн и должны в детальном проектировании учн- г тыввть изменение массы турбокомпрессора и величины КПД турбины. 700 800 000 400 и, „,ду/О Работа турбины.
В компрессорах нефорсированных и форсированных двухконтурных двигателей четвертого поколения реализуются следующие значения степени повышения давления и удельной работы сжатия в компрессорах газогенератора, определяющих потребную работу турбины: ТРДДФ (гп = 0,4 ... 2,0) пй.гг = 5 " 11. /.к = 350 450 кДж/кг; ТРДД (л( = 4 ... 8) ян. гг = 10" 18, /.н = 430 ". 530 кДж/кг. Из выражения (18.4) следует, что удельная работа, которую может совершить турбина, зависит от окружной скорости и числа ступеней, причем и н,ср 1/Угт„, а также от параметра итн сра изменяющегося в узких пределах при некоторой тенденции к уменьшению (с величины 0,55 ...
0,6 до 0,5 ... 0,55). Как следует из рис. 18.4, уровни работы ступеней турбины, необходимые для привода компрессоров газогенераторов ТРДД, обеспечиваются в одноступенчатых турбинах прн и,„,,р —— 400 ... 550 м/с и выше, а в двухступенчатых — при и н.,р —— 350 ... 450 м/с.
При получении такой работы в одноступенчатой турбнне при Т„'= 1600 ... 1550 К степень понижения давления в ней возрастает до величин и,'„= 3 и более (по сравнению с и,*. „= = 1,7 ... 2,2 в ступенях двухступенчатой турбины), что приводит к появлению сверхзвуковых скоростей в проточной части, возможному некоторому снижению КПД турбины и требует принятия специальных мер по профилированию проточной части. В перспективе будут увеличиваться величины и,".„„ (см. равд.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
