Основные этапы проектирования осевых компрессоров ГТД

В современных условиях при высоком развитии компьютерной техники проектирование проточных частей компрессора и турбины производится совместно, т.к. технология проектирования компрессора и турбины имеет много общего.

При проектировании производится выбор параметров этих узлов, основываясь на данных современных двигателей. К числу основных параметров, характеризующих техническое совершенство компрессора, относятся: степень повышения давления (суммарное и в вентиляторе), КПД, удельная масса, габаритные размеры, ресурс, окружная скорость на среднем диаметре и концах лопаток. Для двигателей боевых самолетов суммарная степень повышения давления 24 -25, для двигателей пассажирских самолетов 20 - 30. Степень повышения давления вентилятора боевых машин 3-4, пассажирских 1-7. Окружная скорость на конце лопаток вентилятора в пассажирских самолетов 420 - 450, в боевых до 480м/с.

Эффективным средством уменьшения расхода топлива является уменьшение зазора между рабочими лопатками и корпусом, особенно для последних ступеней компрессора. Уменьшение радиального зазора осуществляется путем притирки, повышения жесткости корпуса, путем нанесения на корпус над лопатками мягкого покрытия и обеспечения гарантированного зазора за счет нагрева и охлаждения статора и ротора при использовании материалов с различными коэффициентами линейного расширения.

Параметром, от которого зависит качество двигателя и соответственно безопасность полетов является ресурс. Ресурс является количественным показателем долговечности двигателя, который 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 контролепригоден и иметь модульную конструкцию, которая позволяет заменять вентилятор или его 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 изнашиванию поверхностей деталей и в первую очередь рабочих лопаток компрессора, это приводит в свою очередь к ухудшению его газодинамический и прочностных характеристик.

Высокая долговечность деталей компрессора закладывается при проектировании путем применения коррозионностойких материалов и противоэррозионных покрытий. Обеспечение жесткости конструкции использования пылезащитных устройств и выбора радиальных зазоров между рабочими лопатками вентилятора и спрямляющего аппарата с целью устранения посторонних частиц. Для совершенствования конструкции компрессора необходимо:

1) снижение удельной массы;

2) уменьшение удельного расхода топлива за счет улучшения основных параметров и совершенствования конструкции;

3) повышение надежности и сокращение расходов и времени на техническое обслуживание;

4) снижение воздействий окружающей среды.

Теоретические расчеты показывают, что в дальнейшем возможно уменьшение удельного расхода топлива двигателя в самолете ГА на 20%, двигателя для боевых - на 30% и более.

Перспективным является также использование рабочей лопатки вентилятора, изготовленной из композиционных материалов. Это позволяет улучшить обтекание лопатки и снизить потери. Для увеличения частоты вращения ротора турбины и повышения КПД, а с другой стороны для уменьшения частоты вращения лопаток вентилятора предлагается использовать редуктор. Предлагается также использовать вентилятор и компрессор низкого давления, вращающиеся в разные стороны, кроме этого рекомендуется широко использовать поворотные лопатки вентилятора и компрессора высокого давления, более эффективно осуществлять 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 и осевых зазоров без дополнительных мероприятий по охлаждению или нагреву корпуса. Создавать такие конструкции вентилятора и разделительного корпуса, которые позволяют направлять большую часть посторонних частиц в наружный контур. Предлагается обеспечить надежность уплотнений.

В современных авиационных двигателях компрессор проектируется одновременно с турбиной, поэтому рассмотрим 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 возрастает от 2 до8. Для трехвальных двигателей используется турбина высокого давления, среднего и низкого давления. Кроме этого в турбовентиляторных и турбовальных двигателях используется свободная турбина. Наибольшие трудности проектирования вызывает создание охлаждаемых турбин высокого давления, в которых необходимо ограничить число ступеней до 2-х. В этих условиях должна быть обеспечена требуемая прочность рабочих лопаток и дисков, не смотря на высокую температуру газа 1800°К и более. В этих условиях и высоких окружных скоростях происходит значительное снижение температуры газа после первой ступени и благодаря этому можно последующие ступени выполнять неохлаждаемыми, что значительно упрощает конструкцию газовой турбины в целом. Трудности создания охлаждаемых турбин связаны с системой воздушного охлаждения, конструктивными изменениями профилей сопловых и рабочих лопаток, введением коммуникаций подвода охлаждающего воздуха. Кроме этого отбор на охлаждение некоторого количества воздуха из компрессора до 13% и более увеличивает газодинамическую нагруженность турбины, поэтому в этом случае ступени турбины имеют пониженное значение КПД. Турбина компрессора низкого давления и турбины вентилятора проектируются на более низких окружных скоростях, принимая во внимание значительное снижение температуры на турбине высокого давления, эти турбины выполняются не охлаждаемыми. В отдельных случаях лишь у первых ступеней охлаждаемый сопловой аппарат. В ряде случаев применяется в этих ступенях турбина с увеличенным средним диаметром, по сравнению с турбиной высокого давления. В место перехода выполняется сопловой аппарат несколько большего диаметра.

При проектировании проточная часть турбины с компрессором задается периферийными и втулочными диаметрами сечений на входе и выходе и каждого каскада компрессора и турбины и их длиной. Длина каждого каскада определяется числом ступеней. Кольцевые площади характерной ступени проточной части определяются по заданным значениям расхода воздуха или газа, полных давлений и температур рабочего тела из условий неразрывности потоков. Диаметральные размеры проточных частей турбокомпрессора выбираются из следующих условий:

1) из условий обеспечения минимальных лобовых габаритов - это условие определяет выбор диаметральных размеров вентиляторных лопаток двухконтурного двигателя;

2) выбор диаметральных размеров по условию выбора оптимальных параметров газогенератора, очевидно, что оптимальные размеры газогенератора влияют на весовые характеристики двигателя;

3) выбор диаметральных размеров турбокомпрессора производится по окружной скорости вращающейся рабочей лопатки турбины и компрессора, т.к. ротор компрессора и турбины вращаются с одной частотой. Поэтому выбор динамических размеров предполагает оценку прочности рабочих лопаток турбины, с учетом их охлаждения, а также согласование компрессора и турбины по окружным скоростям. При формировании проточной части необходимо учитывать возможность обеспечения эффективной работы компрессора и турбины при минимальных габаритах и массе. Стремление снизить габариты и массу вызывает увеличение осевых и окружных скоростей проточной части двигателя, а это ведет к снижению КПД компрессора и турбины и к ухудшению экономичности двигателя.

Таким образом, при проектировании возникает противоречие: с одной стороны - это обеспечение эффективной работы турбокомпрессора; с другой -обеспечение минимальных габаритов и массы, при этом необходимо также предусмотреть обеспечение заданного ресурса и оптимальную трудоемкость производства двигателя. Успешное разрешение этих противоречий является необходимым условием проектирования турбокомпрессора. Отсюда следует, что эффективность проектирования компрессора и турбины закладывается на стадии их проектирования. Основные размеры проточной части турбокомпрессора определяются для взлетного режима, это необходимо по следующим причинам:

1) на этом режиме наиболее близок к максимальному расход воздуха, максимальная температура газа перед турбиной и максимальное напряжение в узлах двигателя, ресурс двигателя определяется также главным образом работой на этом режиме, поэтому максимальные частоты вращения турбокомпрессора должны определяться из условия обеспечения достаточных запасов прочности рабочих лопаток турбины;

2) все рекомендуемые значения основных параметров турбокомпрессора обычно выбираются из условия работы двигателя на земле, это соответствует высоте полета равной нулю, скорости равной нулю, также температура и давление окружающей среды.

Исходными данными для расчета основных размеров проточной части турбокомпрессора являются параметры рабочего процесса. В двухконтурном двигателе это температура газа перед турбиной, степень повышения давления компрессора высокого давления и компрессора низкого давления, степень двухконтурности и степень повышения давления вентилятора. Кроме этого величины работ каскадов компрессора и турбины, КПД, а также температура и давление рабочего тела во всех характерных сечениях двигателя и расход рабочего тела через эти сечения.