Выбор исходных данных и расчетов.

При проектировании предполагается, что схема двигателя задана, при этом следует учесть, что трехвальные двигатели имеют, по сравнению с остальными, преимущества - это обеспечение запасов устойчивости работы компрессора, обеспечение процесса запуска, двигатель и компрессор высокого давления имеет меньшее количество ступеней, однако эти двигатели конструктивно сложнее. Из курса термогазодинамики известно, что при определении параметров проточной части двигателя, необходимо обеспечить следующие условия: неразрывность потока воздуха и газа при заданных значениях расхода, температуры и давления в характерных сечениях проточной части; из курса теории двигателей известно, что необходимо обеспечить баланс мощности компрессора и турбины при известных значениях работы этих узлов; согласование работы компрессора и турбины по окружным скоростям, с учетом равенства частот вращения роторов; необходимо обеспечить также запас прочности рабочих лопаток турбины по растягивающим напряжениям. Значение кольцевых площадей на входе и выходе каждого каскада определяется из уравнения неразрывности, т.к. расход рабочего тела, полная температура и давление заданы, а приведенные скорости в характерных сечениях выбираются из опытных данных.

Например, для компрессора на входном сечении

в случае дозвукового потока le w:val="FontStyle31"/><w:rFonts w:ascii="Cambria Math"/><wx:font wx:val="Cambria Math"/><w:sz w:val="28"/><w:sz-cs w:val="28"/></w:rPr><m:t>0,6;</m:t></m:r></m:oMath></m:oMathPara></w:p><w:sectPr wsp:rsidR="00000000"><w:pgSz w:w="12240" w:h="15840"/><w:pgMar w:top="1134" w:right="850" w:bottom="1134" w:left="1701" w:header="720" w:footer="720" w:gutter="0"/><w:cols w:space="720"/></w:sectPr></w:body></w:wordDocument>">

в случае сверхзвукового потока

где абсолютная скорость;

скорость звука.

Для турбины входное сечение ;

0,35 - для двухконтурных двигателей, для ТВД 0,3...0,45

 

 

При проектировании проточной части малоразмерных двигателей необходимы значения приведенной скорости в характерных сечениях принимать на нижнем уровне - опытное значение минимальное. Таким образом, задаются исходные данные для определения геометрических размеров. Мы знаем, что значение турбокомпрессора выражается через диаметр рабочего колеса , диаметр втулки средний диаметр . Например, если в любом сечении проточной части задаются значения среднего диаметра , то можно определить высоту лопатки (), которая определяется следующим отношением:

площадь в характерном сечении. Тогда диаметр колеса

Все геометрические размеры можно рассчитать по известным зависимостям, поэтому определение основных диаметральных размеров в проточной части компрессора сводится к определению в каждом характерном сечении , _,

Из анализа выше приведенных формул следует, что определяемые величины зависят от расхода воздуха или газа через турбокомпрессор, т.е. от тяги двигателя, поэтому эти значения могут изменяться в весьма широких пределах. Поэтому кроме определения этих величин необходимо пользоваться относительными величинами. Относительный диаметр втулки . Для большинства двигателей эта величина на входе в компрессор определяется Для большей части современных двигателей существуют более узкие пределы изменения относительного диаметра втулки .

Значение этого параметра в ТВАД несколько отличается от приведенных значений

 

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:

– средний коэффициент напора,

– 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:

– работа, затраченная на сжатие воздуха в компрессоре.

– 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:

- коэффициент нагруженности турбины, (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.

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.

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.

Если диаметры равны, то на одну ступень турбины приходится примерно пять ступеней компрессора: если средний диаметр компрессора на 30% меньше диаметра турбины, то на одну ступень турбины приходится десять ступеней компрессора. Поэтому в современных двигателях на одну ступень турбины приходится от семи до десяти ступеней компрессора.

В последнее время в современном двигателестроении наметилась тенденция уменьшения числа ступеней даже на двигателях с высокой степенью повышения давления. Это достигается путем увеличения средней окружной скорости и оптимальным трехмерным проектированием межлопаточных каналов. Это касается также турбины.

Последние газодинамические прочностные и другие разработки свидетельствуют о том, что в самом ближайшем будущем появятся лопаточные машины с большими окружными скоростями, при этом количество ступеней сокращается в 2 раза при сохранении высокого уровня КПД компрессора и турбины.

 

Основы проектирования камер сгорания

 

В авиационных двигателях применяются камеры сгорания с самыми разнообразными отличиями друг от друга, однако все они имеют общие узла и элементы. Объем жаровой трубы условно можно разделить на 3 части: первичная зона горения, промежуточная зона горения и зона смешения.

В первичной зоне должно быть обеспечено условие для стабилизации пламени; необходимое время пребывания топливовоздушной смеси; необходимая температура продуктов сгорания; высокая степень турбулизации потока. Все эти условия обеспечивают высокую полноту сгорания топлива.

Промежуточная зона предназначена для завершения горения, она является продолжением первичной зоны и служит для завершения горения топлива 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 ряд отверстий в жаровой трубе. Объем подаваемого воздуха примерно 20 – 40% от суммарного расхода воздуха через камеру сгорания.

Определение размеров камеры сгорания является задачей проектировочного расчета и основывается на определенном термогазодинамическом расчете и практическом опыте, накопленного при создании камер сгорания для авиационных двигателей. Минимальный объем жаровой трубы рассчитывается по параметру формирования, который определяется по зависимости:

; где

V_ж – минимальный объем жаровой трубы

const – зависит от вида топлива

Р_к, Т_к – давление и температура воздуха на входе в камеру сгорания

G_Г – расход газа

Исходными данными являются параметры рабочего процесса с заданной полнотой сгорания топлива, а 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 – это полноту сгорания топлива, потери полного давления в камере сгорания, неравномерность поля температур. В качестве расчетного режима при проектировании выбирается взлетный режим работы двигателя. Однако все размеры, полученные при этом, корректируются с учетом высотного запуска, особенности которого требуют увеличения размеров жаровой трубы.