Студопедия — Основные этапы проектирования осевых компрессоров ГТД.
Студопедия Главная Случайная страница Обратная связь

Разделы: Автомобили Астрономия Биология География Дом и сад Другие языки Другое Информатика История Культура Литература Логика Математика Медицина Металлургия Механика Образование Охрана труда Педагогика Политика Право Психология Религия Риторика Социология Спорт Строительство Технология Туризм Физика Философия Финансы Химия Черчение Экология Экономика Электроника

Основные этапы проектирования осевых компрессоров ГТД.






 

Основные этапы проектирования осевых компрессоров ГТД.

В современных условиях при высоком развитии компьютерной техники, проектирование проточных частей компрессора и РТ производится совместно, так как технологии проектирования компрессора и турбины имеют много общего. При проектировании производится выбор параметров этих узлов, основываясь на данных современных двигателей. К числу основных параметров, характеризующих техническое совершенство, относятся степень повышения давления, суммарная степень повышения давления и степень повышения давления вентилятора, КПД, удельная масса, габаритные размеры, окружная скорость на среднем диаметре и концах лопаток.

Для двигателей боевых самолетов, суммарная степень повышения давления равна 23-25; для пассажирских самолетов – 20-30.

Степень повышения давления вентилятора двигателя боевых самолетов - 3-4, двигателя пассажирских самолетов – 1-7.

Окружная скорость на конце лопаток вентилятора двигателя пассажирских самолетов – 420-450 м/с, двигателя боевых самолетов – до 480 м/с.

Эффективным средством понижения расхода воздуха является понижение зазора между рабочими лопатками и корпусом, особенно для последних ступеней компрессора. Понижение радиуса зазора осуществляется путем притирки, повышения жесткости корпуса, нанесения на корпус над лопатками мягкого покрытия, обеспечения гарантированного зазора за счет нагрева и охлаждения статора и ротора с использованием материалов с различными коэффициентами линейного расширения. Параметром, от которого зависит качество двигателя и безопасность полетов, является ресурс. Ресурс является количественным показателем долговечности двигателя, которая также определяется состоянием деталей компрессора. Эксплуатация компрессора по техническому состоянию с использованием средств технической диагностики позволяет более полно использовать заложенные ресурсы при сохранении требований безопасности.

Для этого компрессор должен быть контролепригодным, иметь модульную конструкцию, которая позволяет заменять вентилятор или лопатки компрессора 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, которые подвергаются активному воздействию окружающей среды: пыль, песок и влага приводят к повышенному износу поверхности деталей, а в первую очередь рабочих лопаток компрессора, что приводит к ухудшению газодинамических и прочностных характеристик. Высокая долговечность деталей компрессора закладывается при проектировании, путем применения коррозийно-стойких материалов и противоэрозионных покрытий. Обеспечение жесткости конструкции достигается использованием пылезащитных устройств и выбора радиуса зазоров между рабочими лопатками вентилятора и спрямляющего аппарата с целью устранения посторонних частиц. При совершенствовании конструкции компрессора необходимо:

1. понизить удельную массу;

2. понизить удельный расход топлива за счет улучшения основных параметров и совершенствования конструкции;

3. повысить надежность и сократить расходы времени на техническое обслуживание;

4. понизить воздействие на окружающую среду.

Теоретические расчеты показывают, что в дальнейшем возможно понижение удельного расхода топлива для двигателей самолетов гражданской авиации на 20%, для боевых самолетов на 30% и больше. Перспективным является также использование рабочей лопатки вентилятора, изготовленной из композиционных материалов. Это позволяет улучшить обтекание лопатки и понижение потери. Для повышения частоты вращения ротора турбины и повышения его КПД, а с другой стороны, для понижения частоты вращения лопаток вентилятора предлагается использовать редуктор; предлагается использовать вентилятор и КНД, вращающиеся в разные стороны. Так же рекомендуется широко использовать поворотные лопатки для вентилятора и компрессора ВД и более эффективно использовать отбор и перепуск воздуха. Для сохранения в эксплуатации основных параметров компрессора рекомендуется использовать жесткие роторы, применять для ротора и статора материалы, имеющие минимальное значение радиальных осевых зазоров без дополнительных мероприятия по охлаждению или нагреву корпуса. Создавать также конструкции вентилятора и разделительного корпуса, которые позволят направлять большую часть посторонних частиц, попадающих в двигатель, в наружный контур. Дополнительно предлагается обеспечить надежность уплотнений. В настоящее время в современном авиационном двигателе компрессор проектируется одновременно с турбиной. Следовательно, необходимо рассмотреть конструктивные схемы газовых турбин, применяемых в авиационных двигателях.

В настоящее время применяются одновальные, двух- и трехвальные двигатели. Число ступеней турбины в зависимости от назначения двигателя может быть от 2 до 8. В трехвальном используется турбина высокого, среднего и низкого давления. Кроме этого в турбовальных двигателях используется свободная турбина.

Наибольшие трудности вызывает проектирование охлаждаемых турбин высокого давления, в которых необходимо ограничить число ступеней до двух. В этих условиях должна быть обеспечена требуемая прочность Рабочих лопаток и дисков, несмотря на высокую температуру газа – 1800К и более.

В этих условиях при высоких окружных скоростях происходит значительное понижение температуры газа после первой ступени и, благодаря этому можно последующие ступени выполнять неохлаждаемыми, что значительно упрощает конструкцию с газовой турбиной в целом.

Трудности создания охлажденных турбин связаны с проектированием системы воздухоохлаждения в дисках и рабочих лопатках конструктивными изменениями профилей, соответственно введением коммуникаций подвода охлажденного воздуха и применением теплообменника. Кроме этого, если количество воздуха, отбираемого на охлаждение из последующих ступеней компрессора, превышает 13 %, следовательно, повышается газодинамическая нагруженность турбины, и в этом случае понижается КПД турбины.

Турбина КНД и турбина вентилятора проектируются для более низких окружных скоростей. Эти турбины выполняются неохлаждаемыми, так как проектируются со значительно низкими температурами на турбине высокого давления, а в отдельных случаях проектируются только с охлаждением первой ступени соплового аппарата, остальные детали газовой турбины выполняются неохлаждаемыми. В отдельных случаях на последних ступенях турбины выполняются с увеличением среднего диаметра по сравнению с турбиной высокого давления. В месте перехода выполняется сопловой аппарат большего диаметра.

При проектировании проточная часть турбины задается периферийными и втулочными диаметрами сечений на входе и выходе на каждом каскаде турбины, и длиной каскада; аналогично проектируются каскады компрессора. Длина каждого определяется количеством ступеней, а кольцевые площади, характерные для каждой ступени проточной части, определяются по заданным значениям расходов воздуха или газа, полного давления и температуры рабочего тела из условий неразрывностей потоков: диаметральные размеры проточных частей турбокомпрессора, выбираются из следующих условий:

1. из условий обеспечения минимальных лобовых габаритов – условие определяет выбор диаметральных размеров вентиляторных лопаток двухконтурного двигателя;

2. выбор диаметральных размеров производится по условию выбора оптимальных размеров газогенератора, так как оптимальные размеры газогенератора влияют на весовые характеристики двигателя.

3. выбор диаметральных размеров турбокомпрессора производится по окружным скоростям вращающихся рабочих лопаток турбины и компрессора, так как ротор компрессора и турбины вращается с одинаковой частотой.

Исходя из этого, выбор диаметральных размеров предполагает оценку прочности рабочих лопаток турбины с учетом их охлаждения, а также согласование компрессора и турбины по окружным скоростям.

При формировании проточной части турбокомпрессора необходимо учитывать возможность эффективной работы компрессора и турбины при минимальных габаритах и массе.

Стремление понизить габариты и массу приводит к повышению осевых и окружных скоростей проточной части двигателя, что ведет к снижению КПД компрессора и турбины, к ухудшению экономичности двигателя. Следовательно, при проектировании двигателя возникают противоречия. С одной стороны, необходимо обеспечить эффективную работу турбокомпрессора, с другой – обеспечить минимальные габариты и массу, но в то же время необходимо предусмотреть обеспечение заданного ресурса и оптимальной трудоемкости ресурса двигателя. Следовательно, необходимое условие разрешения данных противоречий приводит к успешному проектированию двигателя, что значит: эффективная работа компрессора и турбины закладывается на стадии их проектирования. Основные параметры проточной части турбокомпрессора определяется для взлетного режима. Это необходимо по следующим причинам:

1. на этом режиме – максимальный расход воздуха, максимальная температура газа перед турбиной и максимальное напряжение в узлах двигателя.

Ресурс двигателя определяется также главным образом работой двигателя на этом режиме, следовательно, максимальная частота вращения турбокомпрессора должны определяться из условия обеспечения достаточных запасов прочности рабочих лопаток турбины.

2. все рекомендуемые значения основных параметров турбокомпрессора выбираются из условий работы двигателя на земле, это соответствует высоте полета раной нулю и скорости полета равной нулю, а также при давлении и температуре окружающей среды.

Исходными данными для расчета основных размеров проточной части турбокомпрессора являются параметры рабочего процесса.

В ДТРД: температура газа перед турбиной, степень увеличения ротора компрессора высокого и низкого давления, степень двухконтурности, степень давления вентилятора. Кроме этого необходимо знать величину работы каскадов, а еще температуру и давление рабочего тела во всех характерных сечениях двигателя и расход рабочего тела через эти сечения.

Из курса теории двигателей известно, что в проектировании двигателей необходимо обеспечить баланс мощностей компрессора и турбины, при известных значениях работы этих узлов, согласование работы компрессора и турбины по окружным скоростям, с учетом равенства частот вращения роторов. Необходимо также обеспечить запас прочности рабочих лопаток турбины по растягивающим напряжениям. Значение кольцевых площадей поперечного сечения проточной части на входе и выходе каждого каскада компрессора определяется из уравнения неразрывности, так как расход рабочего тела (воздуха или газа), полная температура и давление заданы, а приведенные скоростив характерных сечениях выбираются по опытным данным, известным из эксплуатации двигателя. Например: для компрессора во входном сечении, в случае дозвукового потока, приведенная скорость равна 0,5 – 0,6 (λ). В случае сверхзвукового потока λ = 0,6 – 0,75.

 

λ = с / акр.

Для турбины, во входном сечении λ = 0,2 – 0,3, а для двухконтурных двигателе

λ = 0,35 – 0,55, для турбовальных двигателей λ = 0,3 – 0,45.

 

i = ρ i * F i * C i – уравнение неразрывности;

 

F i = Gв i / ρ i * C i.

 

При проектировании проточной части малоразмерных двигателей необходимо значение λ в характерных сечениях принимать на нижнем уровне. Таким образом, задаются исходные данные для определения геометрических размеров кольцевого сечения проточной части. Кольцевое сечение проточной части можно задать через диаметр рабочего колеса, диаметр втулки и средний диаметр.

Например, если в любом сечении проточной части задаются значения среднего диаметра, то можно определить высоту лопатки (hi), которая определяется следующим отношением:

 

h i = F i / П Dср i

 

Fвт i = П D2вт / 4

 

i = = П D2к i / 4

Следовательно, все диаметральные размеры можно рассчитать по известным зависимостям, а определение основных диаметральных размеров в проточной части компресса сводится к определению в каждом характерном сечении диаметров колеса, диаметра втулки, среднего диаметра и высоты лопатки. Следовательно, определяемые величины зависят от расходов воздуха или газа через турбокомпрессор, а в конечном итоге – от тяги двигателя.

При проектировании необходимо пользоваться относительными величинами: относительным диаметром втулки. Для большинства двигателей эта величина на входе в двигатель равно 0,3 – 0,5.

Для большей части современных двигателей существуют более узкие пределы изменения относительного диаметра втулки – 0,4±0,15. Значение данной величины для турбовальных двигателей отличается – 0,6 – 0,75.

 

d вт = Dвт / Dколеса

 

В сечении на выходе из компрессора величина относительного диаметра обычно больше из-за уменьшения высоты лопатки. А в турбине – наоборот.

В общем виде определение геометрических размеров проточной части решается совместно с выбором числа ступеней турбокомпрессора и обеспечение заданного запаса прочности рабочих лопаток турбины. Известно, что работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в ступени компрессора, определяется:

 

Lст.к = Hср U 2ср, Hср – средний коэффициент напора, U 2ср – квадрат окружной скорости в среднем диаметре проточонй части компрессора,

 

Известно, что общая работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в компрессоре, определяется, при проектировании, термогаздинамическими расчетами, поэтому число ступеней определяется:

 

Z = Lк / Lст.к = Lк / Нср * U 2ср.

Lк – работа, затраченная на сжатие воздуха в компрессоре.

Lст.к – работа, затраченная на сжатие воздуха в одной ступени компрессора

 

Величина коэффициента среднего напора выбирается из опытных данных по условиям эксплуатации. Средний напор – 0,3 – 0,4, а для вентиляторных ступеней – 0,3 – 0,35.

Средний диаметр проточной части определяется полусуммой диаметра колеса и диаметра втулки. Аналогично определяется число ступеней турбины:

 

Zт = Lт * У2т* / Hср.т * ηт,

Ут* - коэффициент нагруженности турбины, для современных двигателей равен 0,5 – 0,6.

 

Обычно для высокотемпературных турбин, в том числе для турбины газогенератора рекомендуется коэффициент – 0,5, а для многоступенчатых турбин, в том числе для турбин вентилятора, коэффициент – 0,6.

Рекомендуемое значение коэффициента напора ступеней компрессора и нагруженности турбины выбирается из условия обеспечения высоких КПД для компрессора и турбины, при условии, что компрессор работает в пределах устойчивых границ. Из приведенных соотношений следует, что число ступеней компрессора и турбины пропорционально величинам работ этих узлов. По мере развития авиационного двигателестроения происходит постоянное увеличение параметров рабочего процесса, так же степени повышения давления. Это влечет за собой постоянное увеличение работы, которое необходимо для привода компрессора, и соответственно происходит увеличение потребной окружной скорости и количества ступеней компрессора и турбин, поэтому при помощи вышеприведенных формул, задаваясь значениями окружной скорости можно оценить количество ступеней компрессора и турбин, и наоборот: задаваясь количеством ступеней – определить потребные скорости вращения. Например, для турбины газогенератора обычно задаются количеством ступеней и определяют потребное значение окружной скорости турбины. А для компрессора газогенератора: задаются типом компрессора, и по нему выбирают значение окружной скорости и соответственно оценивают количество ступеней. При подборе значения окружной скорости необходимо иметь в виду, что тип компрессора характеризуется не средней окружной скоростью, а окружной скоростью на периферии рабочей лопатки первой ступени компрессора, то есть, для дозвуковых ступеней – 300-350 м/с, околозвуковых – 350-420 м/с, сверхзвуковых – 420-500м/с.

Соотношение между приведенной скоростью и фактической скоростью зависит от полной температуры воздушного потока на входе в рассматриваемый компрессор.

 

U к.пр = U к √ Тв* / 288

 

Отношение окружных скоростей зависит от отношения диаметров. Известно, что диаметр ступени компрессора определяется формой и размерами проточной части компрессора. Кроме этого, располагаемая работа турбины и потребляемая работа компрессора связаны балансом мощностей. Поэтому при расчетах выражаются значения работ через параметры ступеней. Подставляя эти значения в уравнение баланса мощностей, с учетом равенства частоты вращения ротора и компрессора турбины, а коэффициенты напора и нагруженности ступеней компрессора и турбины постоянны, находят соотношение числа ступеней компрессора и турбины от отношения средних диаметров его проточной части.

 

Zк / Zт = ƒ(Dср.т / Dср.к)

 

Если диаметры равны, то на одну ступень турбины приходится приблизительно 5 ступеней компрессора. Если средний диаметр компрессора на 30 ниже среднего диаметра турбины, то на одну ступень турбины приходится 7-10 ступеней компрессора. В последнее время в современном двигателестроении наметилась тенденция уменьшения числа ступеней, даже на двигателях с высокой степенью повышения давления. Это достигается путем повышения величины окружной скорости и оптимальном трехмерном проектировании межлопаточных каналов, это касается и турбины. Применение современных материалов позволяет значительно увеличить окружные скорости роторов компрессора и турбины. При этом количество ступеней можно сократить в 2 раза. При условии сохранения высокого уровня КПД компрессора и турбины.

Объем жаровой трубы делится:

1. Первичная зона горения.

2. Промежуточная.

3. Зона смешения.

В первичной должно быть обеспечено условие для стабилизации пламени. Необходимо обеспечить достаточное время пребывания топливовоздушной смеси. Необходимая температура горения и высокая степень турбулизации потока.

Промежуточная зона предназначена для завершения горения. Она является продолжение первичной зоны и служит для завершения горения при высокой температуре. Эта зона предотвращает преждевременное охлаждение газа для обеспечения максимальной полноты сгорания.

Зона смешения обеспечивает формирование средней температуры газа на входе в турбину, поэтому в эту зону через отверстия в жаровой трубе подается воздух. Объем подаваемого воздуха равен примерно 20-40% от суммарного расхода воздуха через КС.

Определение размеров камеры сгорания является задачей проектировочного расчета и основывается на определенных термогазодинамических расчетах и практическом опыте, накопленном при создании камер сгорания для определенного типа авиадвигателей.

Минимальный объем жаровой трубы рассчитывается по параметрам форсирования, которые определяются соответствующей эмпирической зависимостью:

 

Кv =const * Gг / Pк1,25 * Tк * Vк

 

Исходными данными для проектирования являются параметры рабочего процесса, заданные полнотой сгорания топлива, также геометрические размеры проточной части на выходе из компрессора и на входе в сопловой аппарат турбины. Эмпирические зависимости связывают основные геометрические размеры камеры сгорания и ее характеристики, то есть, полноту сгорания топлива, потери полного давления в камере сгорания и неравномерность поля температур. В качестве расчетного режима для проектирования выбирается взлетный режим полета двигателя. Однако все размеры, полученные при этом корректируются с учетом высотного запуска, особенности которого требуют увеличения размеров жаровой трубы. Поэтому размеры КС, полученные на взлетном режиме значительно меньше, чем на режиме высотного запуска. Все испытания показывают, что, если принять объем КС соответствующий взлетному режиму, то ее размеры будут не достаточны для нормального розжига и раскрутки двигателя в режиме авторотации. После уточнения геометрических размеров определяется облик КС, который можно корректировать в составе всего двигателя. При проведении расчетов на компьютере, все варианты КС рассчитываются автоматически.

 







Дата добавления: 2015-08-17; просмотров: 802. Нарушение авторских прав; Мы поможем в написании вашей работы!



Композиция из абстрактных геометрических фигур Данная композиция состоит из линий, штриховки, абстрактных геометрических форм...

Важнейшие способы обработки и анализа рядов динамики Не во всех случаях эмпирические данные рядов динамики позволяют определить тенденцию изменения явления во времени...

ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ МЕХАНИКА Статика является частью теоретической механики, изучающей условия, при ко­торых тело находится под действием заданной системы сил...

Теория усилителей. Схема Основная масса современных аналоговых и аналого-цифровых электронных устройств выполняется на специализированных микросхемах...

Определение трудоемкости работ и затрат машинного времени На основании ведомости объемов работ по объекту и норм времени ГЭСН составляется ведомость подсчёта трудоёмкости, затрат машинного времени, потребности в конструкциях, изделиях и материалах (табл...

Гидравлический расчёт трубопроводов Пример 3.4. Вентиляционная труба d=0,1м (100 мм) имеет длину l=100 м. Определить давление, которое должен развивать вентилятор, если расход воздуха, подаваемый по трубе, . Давление на выходе . Местных сопротивлений по пути не имеется. Температура...

Огоньки» в основной период В основной период смены могут проводиться три вида «огоньков»: «огонек-анализ», тематический «огонек» и «конфликтный» огонек...

Сущность, виды и функции маркетинга персонала Перснал-маркетинг является новым понятием. В мировой практике маркетинга и управления персоналом он выделился в отдельное направление лишь в начале 90-х гг.XX века...

Разработка товарной и ценовой стратегии фирмы на российском рынке хлебопродуктов В начале 1994 г. английская фирма МОНО совместно с бельгийской ПЮРАТОС приняла решение о начале совместного проекта на российском рынке. Эти фирмы ведут деятельность в сопредельных сферах производства хлебопродуктов. МОНО – крупнейший в Великобритании...

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ ПЛОСКОЙ ФИГУРЫ Сила, с которой тело притягивается к Земле, называется силой тяжести...

Studopedia.info - Студопедия - 2014-2024 год . (0.009 сек.) русская версия | украинская версия