КОНСТРУКЦИЯ И ОСНОВЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

1 МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ) КОНСТРУКЦИЯ И ОСНОВЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Конспект лекций Ульяновск 2011

2 ББК О55я7 К65 авиационных двигателей : конспект лекций / сост. А. И. Созонов. Ульяновск : УВАУ ГА(И), с. Содержит необходимые сведения об особенностях конструкции и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей различных типов, принципе действия и конструкции их основных узлов: входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины, выходного устройства, составе и контроле работы функциональных систем. Предназначен для курсантов и студентов заочной формы обучения специализации Поисковое и аварийно-спасательное обеспечение гражданской авиации. Печатается по решению Редсовета училища. Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (институт), 2011

3 ОГЛАВЛЕНИЕ Список сокращений. 5 Введение. 7 Тема 1. Конструктивные и силовые схемы авиационных газотурбинных двигателей Конструктивные схемы газотурбинных двигателей различных типов Силовые схемы роторов газотурбинных двигателей Силовые схемы корпусов газотурбинных двигателей Узлы крепления двигателя к воздушному судну Тема 2. Входные устройства авиационных газотурбинных двигателей Назначение и параметры входных устройств Дозвуковые входные устройства Сверхзвуковые входные устройства Тема 3. Компрессоры авиационных газотурбинных двигателей Типы и схемы компрессоров Схема и принцип работы ступени осевого компрессора Многоступенчатые осевые компрессоры Особенности работы сверхзвуковой ступени осевого компрессора Конструктивные компоновки осевых компрессоров Неустойчивая работа осевых компрессоров (помпаж) Способы регулирования осевых компрессоров Центробежные компрессоры Комбинированные компрессоры Характерные неисправности осевых компрессоров Тема 4. Камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей Конструктивные схемы основных камер сгорания Организация процесса горения в основных камерах сгорания Организация процесса горения в форсажных камерах сгорания Способы снижения эмиссии вредных веществ Характерные неисправности камер сгорания Тема 5. Газовые турбины авиационных газотурбинных двигателей Типы и схемы газовых турбин Схема и принцип работы ступени осевой газовой турбины Многоступенчатые газовые турбины Конструктивные компоновки осевых газовых турбин Охлаждение газовых турбин НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 3

4 5.6. Характерные неисправности газовых турбин Тема 6. Выходные устройства авиационных газотурбинных двигателей Назначение, принцип работы и основные параметры Дозвуковые реактивные сопла Сверхзвуковые реактивные сопла Регулирование геометрии реактивного сопла Реверсивные устройства и девиаторы тяги Устройства для глушения шума Тема 7. Основные функциональные системы авиационных газотурбинных двигателей Системы смазки и суфлирования Системы топливопитания Системы запуска Тема 8. Надежность авиационных газотурбинных двигателей Показатели безотказности и долговечности газотурбинного двигателя Виды ресурса газотурбинного двигателя Методы установления ресурса газотурбинного двигателя Библиографический список НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 4

5 СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ АДТ автомат дозирования топлива ВД высокое давление ВИШ винт изменяемого шага ВМР воздушно-масляный радиатор ВНА входной направляющий аппарат ВРД воздушно-реактивный двигатель ВСУ вспомогательная силовая установка ВТС воздушный турбостартер ГТ газовая турбина ГТД газотурбинный двигатель ДВУ дозвуковое входное устройство ДТРД двухконтурный турбореактивный двигатель ДТРДФ ДТРД с форсажем ЗПК звукопоглощающая конструкция КВД каскад высокого давления КНД каскад низкого давления КПВ клапан перепуска воздуха КПД коэффициент полезного действия КС камера сгорания КСД каскад среднего давления НА направляющий аппарат НД низкое давление ОК осевой компрессор ОТ отрицательная тяга ОТН основной топливный насос ПВРД прямоточный воздушно-реактивный двигатель ПК перекрывной кран ПТ прямая тяга ПУ пусковое устройство РК рабочее колесо РС реактивное сопло РУ реверсивное устройство НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 5

6 СА сопловый аппарат САУ система автоматического управления СВУ сверхзвуковое входное устройство СЗЗ сверхзвуковая защитная зона СТГ стартер-генератор ТАЗ топливный автомат запуска ТВВД турбовинтовентиляторный двигатель ТВД турбовинтовой двигатель ТВлД турбовальный двигатель ТВС топливно-воздушная смесь ТКС турбокомпрессорный стартер ТМР топливомасляный радиатор ТРД турбореактивный двигатель ТРДД турбореактивный двухконтурный двигатель ТРДФ ТРД с форсажем ТСД трехфазный синхронный двигатель ФК форсажная камера ЭСТ электростартер НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 6

7 ВВЕДЕНИЕ В настоящее время в качестве основных двигателей магистральных воздушных судов применяются газотурбинные двигатели. Принцип действия ГТД состоит в следующем. Атмосферный воздух, поступающий в двигатель через воздухозаборник (диффузор), непрерывно сжимается в компрессоре и подается в камеру сгорания. В камере сгорания сжатый воздух нагревается посредством непрерывного сжигания топлива. В результате сжатия и нагрева газ приобретает большой запас энергии. Полезно используемая часть этой энергии идет на создание механической работы в газовой турбине и на ускорение газовой струи в реактивном сопле. В зависимости от принципа создания силы тяги ГТД подразделяются на турбовинтовые (двигатели непрямой реакции) и турбореактивные (двигатели прямой реакции). В турбовинтовом двигателе (ТВД) основная часть полезно используемой энергии газа превращается с помощью турбины в работу на валу, необходимую для сжатия воздуха в компрессоре и вращения воздушного винта. Воздушный винт создает силу тяги в результате отбрасывания больших масс воздуха с относительно невысокой скоростью, превышающей скорость полета. В турбореактивном двигателе (ТРД) полезно используемая энергия расходуется на вращение компрессора и увеличение скорости истечения газа из двигателя с помощью реактивного сопла. Сила тяги создается непосредственно двигателем в результате отбрасывания газов со скоростью, превышающей скорость полета. Различают ТРД двух типов: одноконтурные (или просто ТРД) и двухконтурные (ДТРД). В одноконтурном ТРД весь воздух, сжимаемый компрессором и нагреваемый в камере сгорания, проходит через турбину и ускоряется в реактивном сопле. В двухконтурном ТРД компрессор подает часть сжатого воздуха во второй контур кольцевой канал, расположенный вокруг первого контура двигателя. Из второго контура этот воздух выпускается в окружающую среду через реактивное сопло, увеличивающее скорость истечения. В другой схеме ДТРД (со смешением потоков) воздух из второго контура поступает в камеру смешения, расположенную за турбиной, перемешивается с горячими газами, выходящими из турбины, а затем продукты смешения ускоряются с помощью общего для обоих контуров реактивного сопла. Для повышения тяги двигателя и скорости полета самолетов ТРД снабжаются форсажными камерами, которые увеличивают скорость истечения газа из двигателя за счет сжигания в них дополнительного количества топлива. Такие НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 7

8 двигатели называются ТРД с форсажем (ТРДФ) и ДТРД с форсажем (ДТРДФ). В ТРДФ форсажная камера располагается между газовой турбиной и реактивным соплом, а в ДТРДФ за камерой смешения или перед реактивным соплом второго контура. При работе ГТД в полете предварительное сжатие воздуха обеспечивается за счет скоростного напора во входном устройстве двигателя (диффузоре). При полете с большими сверхзвуковыми скоростями степень повышения давления воздуха в диффузоре оказывается сравнимой со степенью сжатия в современных многоступенчатых компрессорах, т. е. компрессор становится ненужным. Тогда ненужной оказывается и турбина, используемая в основном для привода компрессора, и ГТД вырождается в прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), состоящий из диффузора, камеры сгорания и реактивного сопла и не имеющий ни одной подвижной детали. Его недостаток состоит в в том, что он не может создавать силу тяги при работе на месте, когда в камере сгорания отсутствует избыточное давление воздуха от скоростного напора. Поэтому для ПВРД необходим стартовый двигатель, в качестве которого могут быть использованы ТРД (ТРДФ) или ДТРД (ДТРДФ), а также ракетные двигатели (ускорители). Каждый из ГТД имеет определенную область возможного и наивыгоднейшего применения по скорости и высоте полета. ТВД экономичнее двигателей других типов при полетах со скоростью до км/ч на высотах до км, при которых воздушный винт сохраняет еще достаточно высокие значения КПД. Более высокие скорости полета ВС с ТВД недостижимы вследствие уменьшения КПД воздушного винта. Область возможного и наивыгоднейшего применения ДТРД ограничена величиной скорости до км/ч на высотах до км. При этих скоростях полета они экономичнее ГТД других типов. При скоростях полета до км/ч на высотах до км лучшие показатели экономичности имеют ТРД. ТРДФ и ДТРДФ находят применение при полетах со скоростями, соответствующими числу М = 2,5 3,5 и более, на высотах до км. Областью применения ПВРД может быть диапазон сверхзвуковых скоростей полета, в 4 5 раз превышающих скорость звука, на высотах до км. Однако ПВРД менее экономичны, чем ТРДФ и ДТРДФ, при скоростях полета, соответствующих числу М меньше 3 3,5. Границы областей применения двигателей в некоторой мере подвижны, их положение зависит от значений параметров рабочего процесса и совершенства конструкции двигателей. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 8

9 ТЕМА 1. КОНСТРУКТИВНЫЕ И СИЛОВЫЕ СХЕМЫ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 1.1. Конструктивные схемы газотурбинных двигателей различных типов Конструктивные схемы современных двигателей определяются типом ГТД и его целевым назначением. Наиболее распространена последовательная схема расположения основных узлов: входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства. Двигатель при этом ориентирован в осевом направлении, что облегчает его размещение на ВС с минимальным лобовым сопротивлением. Это особенно важно для маршевых двигателей: ТРД, ДТРД, ТВД. Изменение целевого назначения меняет требования к компоновке двигателя и его конструктивной схеме. Для подъемного ГТД одним из основных требований является уменьшение осевых размеров. Для ТВД в ряде случаев лучшие характеристики могут быть получены при компоновке, обратной последовательной схеме. Большое разнообразие конструктивных схем наблюдается у ВСУ. Конструктивные схемы ТРД определяются, прежде всего, числом роторов (рис. 1.1, 1.2, 1.3). Наибольшее распространение в последнее время получили двухвальные ТРД, имеющие более широкий диапазон устойчивой работы. Рис Схема одновального ТРД: 1 входное устройство; 2 компрессор; 3 камера сгорания; 4 газовая турбина; 5 выходное устройство НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 9

10 Рис Схема двухвального ТРД: 1 входное устройство; 2 компрессор низкого давления; 3 компрессор высокого давления; 4 камера сгорания; 5 турбина высокого давления; 6 турбина низкого давления; 7 выходное устройство н 1 в 2 к 3 г т ф кр с н в к г т ф кр с Рис Схема ТРДФ: 1 входное устройство; 2 компрессор; 3 камера сгорания; 4 газовая турбина; 5 форсажная камера; 6 выходное устройство ДТРД наиболее распространенный тип ГТД в гражданской авиации (рис. 1.4). Конструктивная схема ДТРД также определяется числом роторов. ДТРД со средней степенью двухконтурности (m = 2 3) выполняются двухвальными. В ДТРД с большой степенью двухконтурности (m = 5 8) применяются как двух-, так и трехвальные схемы. Согласование режимов работы вентилятора и турбины может быть достигнуто постановкой редуктора. ДТРД является промежуточным типом ГТД между ТРД и ТВД. Увеличение степени двухконтурности приближает их к ТВД. Дальнейшее увеличение степени двухконтурности приводит к двигателям, получившим название турбовинтовентиляторных (ТВВД). Конструктивные схемы таких ГТД подобны схемам двух- или трехвальных ТРДД. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 10

11 Рис Схема ТРДД: 1 входное устройство; 2 компрессор низкого давления (вентилятор); 3 компрессор высокого давления; 4 камера сгорания; 5 турбина высокого давления; 5 турбина вентилятора; 7 сопло наружного контура; 8 сопло внутреннего контура В схему ТВД, кроме элементов, характерных для всех типов ГТД, входят редуктор и воздушный винт. Расположение последних относительно турбокомпрессора и определяет особенности конструктивных схем этих двигателей. Простейшую конструкцию имеет одновальный ТВД с одним воздушным винтом (рис. 1.5). Передача мощности от турбины к винту осуществляется через встроенный редуктор. Разновидностью одновального ТВД большой мощности (> 4000 квт) является двигатель с двумя соосными винтами. Рис Схема ТВД: 1 входное устройство; 2 редуктор; 3 компрессор; 4 камера сгорания; 5 газовая турбина; 6 выходное устройство Рис Схема ТВлД со свободной турбиной: 1 входное устройство; 2 редуктор; 3 компрессор; 4 камера сгорания; 5 турбина компрессора; 6 свободная турбина; 7 выходное устройство НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 11

12 Схема турбовального двигателя (ТВлД) со свободной турбиной наиболее широкое применение находит в вертолетных силовых установках. К ее особенностям относится наличие выносного редуктора, приводимого во вращение двумя двигателями. Двигатели со свободной турбиной используются и в маршевой силовой установке самолета (рис. 1.6) Силовые схемы роторов газотурбинных двигателей В современных ГТД имеется от одного до трех механически не связанных между собой роторов. Роторы турбокомпрессоров состоят из рабочих колес компрессора и турбины, соединенных валом. В силовой схеме ротора анализируются количество и место расположения опор, определяемые массой и изгибной жесткостью роторов и обеспечивающие минимальные радиальные зазоры между ротором и статором. Общей особенностью силовых схем роторов является то, что осевая фиксация каждого ротора в корпусе осуществляется с помощью одного радиальноупорного подшипника. На остальных опорах устанавливаются радиальноопорные подшипники, обеспечивающие возможность осевого перемещения ротора относительно статора. Такая схема исключает стеснение температурных и силовых деформаций при изменении режима работы двигателя. Другая особенность состоит в том, что в опорах применяют обычно подшипники качения. В зависимости от числа опор различают двух-, трех- и четырехопорные роторы. Двухопорные роторы (рис. 1.7) применяются обычно в качестве роторов ВД подъемных двигателей, ВСУ и в других случаях, когда число ступеней у турбины и компрессора, а также расстояния между ними невелики. Роторы турбины и компрессора соединяются в двухопорной схеме жестко. Радиальноупорный подшипник расположен в передней части ротора (в зоне более низких температур). Вторая опора расположена перед или за турбиной. Схема трехопорных роторов (рис. 1.8) получила более широкое распространение. Ротор компрессора установлен на два, а ротор турбины на один подшипник (вторым своим концом он опирается на ротор компрессора). Радиально-упорный подшипник обычно располагается за компрессором. Задняя опора может располагаться как перед, так и за диском турбины. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 12

13 Четырехопорные роторы (рис. 1.9) применяются при значительном расстоянии между роторами турбины и компрессора и большом числе их ступеней. Каждый ротор располагается на двух опорах с общим для роторов турбины и компрессора шариковым подшипником. Рис Схемы двухопорных роторов с передним (a) и задним (б, в) расположением подшипника турбины а б в Рис Схемы трехопорных роторов с передним (а, б) и задним (в) расположением подшипника турбины Рис Схема четырехопорного ротора НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 13

14 Силовые схемы двух- и трехвальных ГТД выполняют по рассмотренным выше схемам одновальных двигателей. Ротор ВД обычно двух- или трехопорный, ротор НД трех- или четырехопорный. Особенностью многовальных ГТД является наличие межвальных подшипников, одна из обойм которых связана с одним, а другая со вторым ротором Силовые схемы корпусов газотурбинных двигателей Силовая схема корпуса ГТД представляет собой систему связанных неподвижных узлов, воспринимающую нагрузки, действующие в двигателе, и передающую их через узлы подвески на ВС. Силовой корпус двигателя состоит из нескольких корпусов опор (на которые передаются нагрузки от подшипников роторов), соединенных между собой корпусами компрессора, камеры сгорания, турбины и наружного контура (в ТРДД). К нему присоединяются элементы входного и выходного устройств, а также коробки приводов и агрегаты. Классификация силовых схем корпусов выполняется в зависимости от способов силовой связи между турбиной и компрессором. Схема с внутренней силовой связью (рис. 1.10, a) характеризуется тем, что соединение корпусов турбины и компрессора осуществляется с помощью внутренней стенки корпуса камеры сгорания. Такая схема применяется при трубчатых камерах сгорания, что обеспечивает возможность их замены в процессе эксплуатации. В настоящее время схема с внутренней силовой связью применяется только в ВСУ. Схема с внешней силовой связью (рис. 1.10, б) отличается тем, что соединение корпусов компрессора и турбины осуществляется наружным корпусом камеры сгорания. Благодаря большему диаметру наружный корпус оказывается достаточно жестким при сравнительно малой массе. Схема с внешней силовой связью предпочтительна при расположении задней опоры ротора за турбиной. Схема с двойной силовой связью (рис. 1.10, в, г) отличается наиболее полным использованием несущей способности корпусов камеры сгорания, т. к. корпусы турбины и компрессора соединены как внутренним, так и наружным корпусами камеры сгорания. Схема с двойной силовой связью широко применяется в различных типах ГТД. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 14

15 а б в г Рис Схемы силовых корпусов ГТД: а с внутренней связью, б с внешней связью, в с двойной незамкнутой связью, г с двойной замкнутой связью; 1 передний корпус компрессора; 2 корпус направляющих аппаратов компрессора; 3 задний корпус компрессора; 4 внутренний корпус камеры сгорания; 5 наружный корпус камеры сгорания; 6 радиальные силовые элементы корпуса передней опоры турбины; 7 корпус турбины; 8 корпус задней опоры турбины Силовые схемы ДТРД имеют ряд особенностей, связанных с возможностью использования несущей способности корпусов, образующих наружный контур. В конструкции корпуса ТРДД имеются три силовых контура: внутренний (внутренний корпус камеры сгорания), средний, включающий корпусы КВД, турбины и наружный корпус камеры сгорания, и внешний, образованный корпусом КНД и оболочками наружного контура. Соединение внутренней, средней и внешней частей силовой схемы осуществляется с помощью радиальных силовых элементов, пересекающих проточную часть ГТД. Они являются, как правило, частью корпусов опор. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 15

16 Рис Конструктивная схема трехвального ДТРД: 1 вентилятор; 2 передний корпус компрессора; 3 КСД; 4 переходный корпус; 5 КВД; 6 кольцевая камера сгорания; 7 ТВД; 8 стержни корпуса опоры турбины; 9 ТСД; 10 турбина вентилятора; 11 корпус задней опоры турбины Основу силовой схемы корпуса трехвального ДТРД (рис. 1.11) составляет переходный корпус. Спереди к его наружному фланцу крепится корпус вентилятора, а к внутреннему корпус передней опоры и КСД. Сзади к переходному корпусу присоединяются корпусы КВД, камеры сгорания и турбины Узлы крепления двигателя к воздушному судну Подвеска двигателя к ВС осуществляется с помощью специальных узлов, монтируемых на корпусе двигателя, и подмоторных рам, относящихся к конструкции ВС. Узлы крепления двигателя нагружаются силой тяги и другими свободными силами и моментами. В ТВД к ним относятся, прежде всего, моменты, обусловленные реакцией воздушного винта. Подвеска двигателя на пилоне под крылом допускает быстрый монтаж (демонтаж) двигателя вместе с гондолой. Двигатель крепится к силовой части пилона, как правило, в двух плоскостях. Плоскость, в которой осуществляется передача силы тяги, называется основной. Вторая плоскость подвески называется дополнительной (вспомогательной). В обеих плоскостях крепления необходимо обеспечить свободные температурные расширения корпуса ГТД в радиальном направлении, а во вспомогательной плоскости дополнительно и в осевом направлении. Основная плоскость подвески обычно располагается как можно ближе к центру масс двигателя, дополнительная как можно дальше от первой. Такое размещение плоскостей подвески позволяет получить меньшие величины реакций в узлах крепления от инерционных сил и моментов. Желательно также, чтобы расположение узлов подвески вызывало минимальное влияние деформаций НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 16

17 корпуса на радиальные зазоры в компрессоре и турбине. В связи с эти они размещаются на корпусах двигателя, выполненных в виде кольцевых силовых рам. В ТРД и ТРДД малой и средней степени двухконтурности выполнение этих требований наиболее полно обеспечивается при расположении основной плоскости крепления в районе соединения корпусов компрессора и камеры сгорания, а дополнительной в плоскости переднего корпуса компрессора или задней опоры турбины. Двигатели винтовых самолетов крепятся при помощи пространственной стержневой системы, опорных поясов-колец или комбинации балок и стержней. Особенностью этой схемы является наличие мощных амортизаторов для поглощения вибраций двигателя и воздушного винта. В ТВД основные узлы подвески, как правило, монтируют на лобовом картере. С учетом массы воздушного винта эта плоскость близка к центру масс, кроме того, такое расположение узлов крепления дает возможность разгрузить корпус двигателя от действия силы тяги и реактивного момента винта. В ТРДД большой степени двухконтурности в наружном контуре создается большая часть тяги, кроме того, наибольшей жесткостью в такой конструкции обладает переходный корпус. Поэтому плоскость основных узлов подвески совмещается с плоскостью переходного корпуса, а дополнительные узлы подвески связаны в этой схеме с корпусом задней опоры двигателя. В двигателях большой длины (например, в ТРДФ) применяется и третья дополнительная плоскость подвески, располагаемая в задней части форсажной камеры. Как и в любой дополнительной плоскости подвески, в ней должно обеспечиваться свободное температурное расширение корпуса двигателя относительно самолета как в осевом, так и в радиальном направлениях. Число узлов крепления выбирается минимально необходимым. При размещении узлов крепления необходимо обеспечить свободный доступ к ним для облегчения монтажа и демонтажа двигателя. В ряде случаев предусматривается несколько вариантов крепления двигателя, что расширяет возможность его использования на различных ВС (универсальная подвеска). Соединение узлов подвески с силовой конструкцией ВС осуществляется обычно с помощью шарниров, обеспечивающих свободные температурные расширения корпуса двигателя и исключающие его нагружение при деформации ВС. В конструкции узлов подвески часто предусматриваются амортизирующие устройства, обеспечивающие виброизоляцию ГТД. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 17

18 ТЕМА 2. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 2.1. Назначение и параметры входных устройств Входным устройством ГТД называется часть газотурбинной силовой установки ВС, состоящая из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. На ВС входное устройство является частью мотогондолы (устройства для размещения двигателя), т. е. входное устройство ГТД это часть конструкции ВС, но процесс в нем является составной частью рабочего процесса ГТД. Входное устройство (диффузор) служит для подвода воздуха к компрессору двигателя в количестве, необходимом для его нормальной работы. Кроме того, в полете диффузор служит для преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию давления. Увеличение скоростей полета привело к повышению роли входного устройства. При дозвуковой скорости полета сжатие воздуха происходит в основном в компрессоре, степень повышения давления во входном устройстве невелика. В этом случае главными задачами входного устройства являются подача воздуха в двигатель с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерного поля скоростей и давлений для обеспечения устойчивой работы компрессора. При сверхзвуковых скоростях полета стало возможным значительное повышение давления воздуха во входном устройстве за счет скоростного напора. При М п > 4 повышение давления во входном устройстве настолько велико, что эффективная работа ВРД может быть обеспечена без сжатия воздуха в компрессоре. Вместе с тем газодинамические процессы в сверхзвуковом диффузоре существенно усложняются и в большей степени влияют на тягу и экономичность ГТД и, что особенно важно, на устойчивую работу компрессора и двигателя в целом. К входным устройствам авиационных ГТД предъявляется ряд требований, основными из которых являются: малые потери полного давления воздуха в процессе его подвода к компрессору; устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя; равномерность поля скоростей и давлений на входе в компрессор; минимальное внешнее сопротивление; НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 18

19 высокая производительность и возможность регулирования расхода воздуха в соответствии с потребностями компрессора; минимальные масса, габариты, простота конструкции. При эксплуатации авиационных ГТД на вход двигателя часто попадают посторонние предметы (мелкие твердые частицы, лед и т. п.), которые приводят к нарушению работоспособности конструкции двигателя. Отсюда следует, что основная задача защитных устройств воздухозаборника это предотвращение попаданияй посторонних предметов в двигатель при работе двигателя на стоянке, при рулении и на взлете. В зависимости от расчетной скорости полета входные устройства современных ВС подразделяются на два основных типа: дозвуковые и сверхзвуковые Дозвуковые входные устройства Дозвуковые входные устройства используются при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета. Основным конструктивным элементом входного устройства является воздухозаборник самолета. Характерной особенностью ДВУ является плавное очертание входных кромок воздухозаборника, необходимое для предотвращения срыва потока в условиях несимметричного обдува входного устройства при маневрировании самолета (при косом обдуве). На малых скоростях полета и при работе двигателя на земле, когда скоростной напор мал или отсутствует, воздух всасывается во входное устройство из атмосферы за счет разрежения, возникающего перед компрессором двигателя. В связи с этим принимаются специальные меры безопасности для людей и обеспечивается чистота площадки вблизи воздухозаборников. Площадь поперечного сечения свободной струи воздуха перед воздухозаборником уменьшается, скорость потока увеличивается, а его температура снижается. Во избежание обледенения входные кромки воздухозаборника делаются обогреваемыми. На больших скоростях полета воздух во входное устройство поступает вследствие скоростного напора. В этих условиях количество воздуха, притекающего к воздухозаборнику, как правило, превышает потребности двигателя. Поэтому из набегающего потока во входное устройство втекает струя с площадью сечения, меньшей, чем площадь входа воздухозаборника. Перед входом во входное устройство площадь сечения струи увеличивается, а скорость потока в НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 19

20 ней уменьшается. При этом происходит процесс преобразования скоростного напора в давление. Дальнейшее торможение потока происходит в расширяющемся канале входного устройства. Наивыгоднейшим является режим повышения давления воздуха в свободной струе (вне входного устройства), происходящий без потерь на трение. Для ДВУ такой режим обеспечивается при V вх = 0,5V п. При этом около 75 % сжатия воздуха за счет скоростного напора происходит в свободной струе (перед воздухозаборником). Считается целесообразным использовать простые по конструкции ДВУ и при небольших сверхзвуковых скоростях полета (до М п = 1,5 1,6). При обтекании ДВУ сверхзвуковым потоком на некотором расстоянии перед воздухозаборником образуется скачок уплотнения (головная волна), в котором происходит торможение потока и повышение давления воздуха. Центральная часть головной волны представляет собой прямой скачок уплотнения, а по мере удаления от оси диффузора он становится косым, вырождаясь на достаточном удалении от оси в волну слабого возмущения Сверхзвуковые входные устройства При скорости полета ВС, превышающей скорость звука, перед ДВУ образуется прямой скачок уплотнения. Торможение потока на нем сопровождается дополнительными потерями полного давления и ростом внешнего сопротивления входного устройства. Начиная с М п = 1,5 1,6, когда потери полного давления и рост внешнего сопротивления воздухозаборника становятся особенно заметными, на ВС устанавливаются сверхзвуковые входные устройства. Их характерными особенностями являются заостренные входные кромки воздухозаборников и специальная организация торможения потока. В СВУ торможение набегающего потока осуществляется в системе скачков уплотнения, состоящей из одного или нескольких последовательно расположенных косых скачков и замыкающего прямого скачка. При этом набегающий поток тормозится более плавно и потери полного давления в системе скачков будут меньшими, чем при одном прямом скачке. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 20

21 Система скачков уплотнения формируется с помощью специально профилированной поверхности, называемой поверхностью сжатия. Она выполняется в виде ступенчатого конуса (центрального тела) или клина. При обтекании поверхности сжатия сверхзвуковым потоком у ее изломов образуются скачки уплотнения. В зависимости от расположения косых скачков относительно плоскости входа различают СВУ внешнего, смешанного и внутреннего сжатия (рис. 2.1). а б в Рис Схемы сверхзвуковых диффузоров: а диффузор с внешним сжатием, б диффузор с внутренним сжатием, в диффузор со смешанным сжатием; 1 створка; 2 внешний обтекатель; 3 центральное тело В СВУ внешнего сжатия все косые скачки уплотнения расположены перед плоскостью входа во внешнем потоке. В СВУ смешанного сжатия часть косых скачков расположена перед плоскостью входа, а другая часть за плоскостью входа во внутреннем канале. В СВУ внутреннего сжатия все скачки уплотнения расположены внутри канала. СВУ внутреннего сжатия представляет собой канал, по форме напоминающий сопло Лаваля (так называемое «обращенное сопло Лаваля»). В сужающейся сверхзвуковой части канала поток тормозится до скорости, равной скорости звука в горле канала. Торможение продолжается в расширяющейся дозвуковой части канала. СВУ такого типа имеет простую конструкцию, малое внешнее сопротивление и хорошие характеристики на расчетном режиме работы. Однако при отклонении от расчетного режима и при выводе СВУ на этот режим (при «запуске» СВУ) необходимо регулирование площади горла, что требует усложнения конструкции СВУ. В СВУ смешанного сжатия воздух сжимается как до, так и после входа, при этом внутренний канал работает, как СВУ внутреннего сжатия. СВУ смешанного и внутреннего сжатия проходят стадию опытной доводки. В настоящее время нашли практическое применение только СВУ внешнего НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 21

22 сжатия, которые имеют малое лобовое сопротивление, хорошо работают на нерасчетных режимах, просты в регулировании, надежны в эксплуатации. Отличительной особенностью СВУ внешнего сжатия является то, что как только пропадает возмущающее воздействие, течение воздуха вновь становится расчетным. Свойство СВУ автоматически возввращаться к расчетному течению называется автозапуском. Работа сверхзвукового входного устройства внешнего сжатия на расчетных режимах При обтекании сверхзвуковым потоком поверхности сжатия первый косой скачок отходит от вершины клина под углом 1 к направлению набегающего потока воздуха. На скачке уплотнения поток поворачивается на угол 1, давление в нем скачкообразно увеличивается, а скорость уменьшается, оставаясь сверхзвуковой. При встрече потока с вершиной второй ступени клина образуется второй скачок уплотнения под углом наклона 2. На этом скачке происходят очередной поворот потока вдоль поверхности второй ступени клина, уменьшение его скорости и повышение давления в нем. Переход сверхзвукового потока в дозвуковой происходит в замыкающем систему прямом скачке уплотнения. Число М потока перед прямым скачком обычно не превышает 1,4, поэтому интенсивность скачка и обусловленные им потери невелики. СВУ рассчитывается на определенное число М набегающего потока. Обычно оно выбирается близким к максимальному числу М полета. Количество косых скачков уплотнения, углы установки отдельных ступеней поверхности сжатия и их протяженность подбираются такими, чтобы получить минимальные потери полного давления и сфокусировать косые скачки на передней кромке воздухозаборника. При этом обеспечивается максимальная пропускная способность и минимальное внешнее сопротивление СВУ. Дальнейшее движение потока происходит во внутреннем канале СВУ. Канал имеет сужающийся и расширяющийся участки. Такая форма проточной части канала позволяет разогнать дозвуковой поток в сужающемся участке до скорости звука, а затем в расширяющемся участке до небольшой сверхзвуковой скорости. Сверхзвуковая зона течения в расширяющемся участке канала огра- НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 22

23 ничивается замыкающим прямым скачком уплотнения. Эта зона защищает систему входных скачков от возмущающих воздействий со стороны двигателя, скорость распространения которых ниже скорости потока в сверхзвуковой области. Размеры СЗЗ зависят от давления воздуха на выходе из канала СВУ. С уменьшением этого давления (при увеличении режима работы двигателя) протяженность СЗЗ и скорость воздуха в ней увеличиваются. Замыкающий скачок перемещается вниз по потоку и становится более интенсивным, что влечет за собой увеличение потерь полного давления. Система же скачков на входе в диффузор при этом не нарушается. При увеличении противодавления за диффузором (при снижении режима работы двигателя) прямой замыкающий скачок перемещается вверх по потоку, становится менее интенсивным, и протяженность СЗЗ уменьшается, потери полного давления в канале снижаются. При этом, пока сохраняется СЗЗ, система скачков на входе в СВУ также остается неизменной. Работа сверхзвукового входного устройства внешнего сжатия на нерасчетных режимах Основными факторами, оказывающими влияние на картину течения на входе и внутри канала СВУ, являются скорость полета самолета и режим работы двигателя. На расчетном режиме работы СВУ расходы воздуха через входное устройство и компрессор двигателя согласованы и за горлом канала СВУ имеется сверхзвуковая защитная зона. Воздействие режима работы двигателя проявляется через изменение давления на выходе из СВУ. Уменьшение оборотов двигателя всегда сопровождается повышением противодавления и уменьшением протяженности СЗЗ. При определенной степени дросселирования двигателя СЗЗ за горлом канала СВУ исчезает. Повышенное давление на выходе из канала, передаваясь по дозвуковому потоку, разрушает систему скачков на входе в воздухозаборник. Возникает неустойчивый режим работы СВУ (помпаж). Помпаж представляет собой неустойчивый процесс течения воздуха в канале СВУ, проявляющийся в виде низкочастотных (5 15 Гц) колебаний давления и расхода воздуха. На практике это происходит, когда по каким-либо причинам НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 23

24 фактический расход воздуха через СВУ оказывается больше потребного для двигателя на данном режиме работы. В условиях эксплуатации двигателей помпаж СВУ недопустим. Увеличение оборотов двигателя всегда сопровождается снижением противодавления и увеличением протяженности СЗЗ, скорости потока в канале СВУ и интенсивности прямого скачка уплотнения, замыкающего СЗЗ. Чрезмерное понижение противодавления будет приводить к отрыву пограничного слоя из-под основания замыкающего скачка и неустойчивой работе СВУ, называющейся «зудом». На практике это происходит, когда по каким-либо причинам фактический расход воздуха через СВУ оказывается меньше потребного для двигателя. «Зуд» представляет собой неустойчивый процесс течения воздуха в канале СВУ, проявляющийся в виде высокочастотных пульсаций потока. Возникающие при «зуде» высокочастотные колебания оказывают неприятное физиологическое воздействие на пилота. Пульсации давления воздуха снижают запас устойчивости компрессора. Но «зуд» менее опасен, чем помпаж, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах в целях повышения запаса устойчивости по помпажу СВУ. Таким образом, нерегулируемое СВУ не обеспечивает надежную и эффективную работу двигателя во всем диапазоне его рабочих режимов. Регулирование сверхзвукового входного устройства Геометрия СВУ определяется на расчетном режиме, в качестве которого принимают полет ВС на эшелоне (высота (Н кр ) и скорость (V кр ) крейсерского полета). Все остальные режимы работы СВУ, в том числе при взлете, наборе высоты, снижении и заходе на посадку, являются нерасчетными. Управление работой СВУ на нерасчетных режимах является основной задачей средств его регулирования. Регулирование СВУ осуществляется для согласования СВУ и компрессора двигателя по расходу воздуха при минимально возможных внешнем сопротивлении, потерях полного давления и достаточных для надежной эксплуатации запасах устойчивости. Проблема согласования расходов воздуха СВУ и компрессора двигателя возникает при больших скоростях полета (М > 1,5). При меньших скоростях полета согласование осуществляется автоматически: либо двигатель «просасы- НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 24

25 вает» через воздухозаборник ровно столько воздуха, сколько необходимо для рабочего процесса, либо лишний воздух может «отвернуть» во внешний поток перед входом в воздухозаборник. Существует несколько способов регулирования СВУ. Основным способом регулирования осесимметричного СВУ является осевое перемещение центрального тела (конуса). На взлете и в полете с малой скоростью путем перемещения центрального тела внутрь увеличивается площадь проходного сечения на входе в воздухозаборник. Если пропускная способность СВУ остается недостаточной, к компрессору двигателя подводится дополнительное количество воздуха через створки, расположенные за горлом канала СВУ. Для предотвращения помпажа СВУ при больших числах М полета уменьшают проходное сечение путем перемещения центрального тела вперед. Дополнительно излишний воздух может быть выпущен из канала СВУ с помощью створок, открываемых в противоположную сторону. Рис Схема регулируемого СВУ внешнего сжатия: 1 ступенчатый конус; 2 внешний обтекатель; 3 окна; 4 сервопоршень Управление подвижными элементами конструкции СВУ осуществляется автоматическими системами. В условиях полета отказы этих систем не исключаются, поэтому пилот обязан периодически контролировать их работу по специальным указателям и на слух. Особое внимание требуется при изменении режима работы двигателя, разгоне, торможении и маневрировании ВС. Учитывая важное значение СВУ для обеспечения устойчивой работы силовой установки в целом, предусматриваются дублирующие системы управления СВУ (ручная, аварийная), которые используют в случае отказа основной автоматической системы. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 25

26 ТЕМА 3. КОМПРЕССОРЫ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 3.1. Типы и схемы компрессоров Компрессор предназначен для повышения давления воздуха и подачи его в камеру сгорания. С точки зрения энергетических преобразований, компрессор ГТД представляет собой лопаточную машину, в которой за счет внешней механической работы осуществляется сжатие воздуха и его осевое перемещение. Тяга (мощность) и топливная экономичность ГТД, его ресурс и габариты силовой установки в значительной степени зависят от типа и конструктивных особенностей компрессора. В авиационных ГТД нашли применение компрессоры двух основных типов: центробежные и осевые. В центробежном компрессоре основное движение воздуха происходит в радиальном направлении, в осевом компрессоре в осевом направлении. Кроме того, иногда применяются диагональные компрессоры и комбинированные (осецентробежные, диагонально-осевые). Эффективность работы компрессора, уровень его конструктивного совершенства характеризуются следующими параметрами: 1. Степень повышения давления воздуха в компрессоре, которая, как правило, определяется по полным параметрам (параметрам торможения): π * * p к * p2 1 В компрессорах современных ГТД к * достигает и более. Такие высокие значения к * применяют для улучшения топливной экономичности двигателей. 2. Массовый секундный расход воздуха (G в ), определяющий производительность компрессора. 3. Коэффициент полезного действия ( к * ), оценивающий газодинамическое совершенство компрессора. К компрессорам современных авиационных ГТД предъявляется ряд требований, основными из которых являются: обеспечение заданных величин G в и к * при высоких значениях * на всех режимах работы;. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 26

27 устойчивая работа в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя, скорости и высоты полета; малые габариты и вес. В большей степени этим требованиям отвечают осевые компрессоры, у которых при заданном расходе воздуха габариты и вес меньше, а КПД выше, чем у других типов компрессоров. Этим объясняется их преимущественное применение в современных авиационных ГТД. Центробежные и диагональные компрессоры, простые и компактные, получили достаточно широкое применение в ВСУ. Осецентробежные компрессоры чаще применяют в двигателях вертолетов средних мощностей. Осевые компрессоры, как правило, являются многоступенчатыми (от 5 6 до ступеней), т. к. степень повышения давления в одной ступени ( ст ) составляет 1,2 1,4, потребная же степень повышения давления ( к ) значительно больше. Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом ОК состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в его ступенях. Поэтому для пояснения принципа работы многоступенчатого ОК достаточно рассмотреть работу одной ступени Схема и принцип работы ступени осевого компрессора Рабочими элементами ОК являются чередующиеся между собой в осевом направлении ряды подвижных (рабочих) и неподвижных (направляющих) лопаток. Каждый ряд рабочих лопаток вместе с несущим их элементом ротора (диском или частью барабана) называется рабочим колесом, Каждый ряд неподвижных лопаток называется направляющим аппаратом. Рабочее колесо вместе с установленным за ним направляющим аппаратом образуют ступень осевого компрессора. На рис. 3.1 показана схема ступени ОК, а на рис. 3.2 решетки профилей лопаток РК и НА, которые получаются, если рассечь ступень цилиндрической поверхностью с радиусом r и развернуть полученное сечение на плоскость. Форма профилей лопаток РК и НА выбирается такой, что они образуют расширяющиеся межлопаточные каналы. Рис Схема ступени ОК НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 27

28 Воздушный поток воздействует на лопатку РК, заставляющую его изменить направление движения, с аэродинамической силой Р. Осевая составляющая этой силы (Р а ) воспринимается подшипниками ротора компрессора и передается далее на корпус двигателя и на ВС. Окружная составляющая (Р u ) создает момент, направленный против вращения РК. Для его преодоления к ротору ОК прикладывается соответствующий крутящий момент от газовой турбины. Согласно третьему закону Ньютона, лопатка РК воздействует на воздушный поток с силой Q = Р, но направленной в противоположную сторону. Ее осевая составляющая (Q а ) проталкивает воздух вдоль проточной части двигателя. В результате на входе в ОК при работе двигателя на земле и при малых скоростях полета создается пониженное давление, обеспечивающее поступление к ОК атмосферного воздуха. Окружная составляющая (Q u ) обеспечивает закрутку потока в сторону вращения РК. а б Рис Решетки профилей лопаток РК (а) и НА (б) В расширяющихся межлопаточных каналах НА абсолютная скорость воздуха уменьшается от С 2 до С 3, примерно равной С 1, а давление увеличивается до р 3. Таким образом, дополнительная кинетическая энергия, сообщенная воздуху в РК, используется в НА для дальнейшего повышения давления. Отношение полного давления воздуха на выходе из ступени к полному давлению на входе в ступень называется степенью повышения давления в ступени: π * * p к * p3 1. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 28

29 3.3. Многоступенчатые осевые компрессоры По мере движения воздуха от ступени к ступени повышаются давление и плотность воздуха, что в соответствии с уравнением расхода (одинакового для всех ступеней) должно сопровождаться уменьшением либо площади кольцевой проточной части компрессора (F), либо осевой составляющей скорости (С а ). В выполненных конструкциях обычно одновременно уменьшаются и F, и С а. Уменьшение F, сопровождающееся уменьшением длины лопаток, может быть осуществлено с помощью увеличения ее внутреннего диаметра или уменьшения наружного диаметра. Для обеспечения необходимого угла набегания воздушного потока на лопатки РК первой ступени ОК перед ней устанавливается ВНА, который может быть управляемым. Основные параметры многоступенчатого ОК связаны с параметрами его ступеней следующими соотношениями: степень повышения давления: * * pк * * * π к π ст.1 π ст.2. π ст., * z p в где z число ступеней ОК. В современных ГТД к = и более; адиабатный КПД компрессора: ξ *ад.к * ад.к L L где L * ад.к адиабатная работа сжатия воздуха в компрессоре; L к = L ст работа вращения вала ОК, равная сумме работ вращения РК всех его ступеней. к, 3.4. Особенности работы сверхзвуковой ступени осевого компрессора Одним из требований, предъявляемых к компрессорам авиационных ГТД, являются их малые размеры и вес. Из уравнения расхода G в = FC a следует, что для получения ОК малых диаметральных размеров при заданном G в необходимо увеличить осевую скорость на входе в РК. Для уменьшения длины ОК необходимо увеличить напорность ступеней. Для получения высоких значений степеней повышения давления в ступенях путем увеличения окружных скоростей при одновременном обеспечении больших G в с сохранением достаточно высоких КПД применяются сверхзвуковые ступени. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 29

30 На практике наиболее часто применяется сверхзвуковая ступень, состоящая из сверхзвукового РК и дозвукового НА. Передняя часть профиля лопатки сверхзвукового РК выполняется клиновидной, для того чтобы возникающие скачки уплотнения имели небольшую интенсивность и не выходили за пределы межлопаточных каналов. Передняя часть спинки рабочей лопатки выполняется прямолинейной, совпадающей с направлением скорости W 1. Канал за прямым скачком должен иметь незначительное расширение во избежание отрыва потока от стенки (уменьшения потерь). Сверхзвуковой поток в каналах РК превращается в дозвуковой, пройдя через прямой скачок уплотнения (или через систему скачков). Степень повышения давления воздуха в скачке уплотнения ( ск ) определяется отношением давления воздуха после скачка к давлению до скачка. Постановка сверхзвуковой ступени позволяет увеличить осевую скорость на входе в компрессор до м/с. При этом удается значительно уменьшить диаметр и вес двигателя при заданной его тяге. При допустимых по условиям прочности лопаток окружных скоростях, равных 400 м/c, и приемлемых КПД в сверхзвуковой ступени можно получить ст до 2. Кроме того, при постановке первой сверхзвуковой ступени, работающей с большой окружной скоростью, появляется возможность создать следующие за ней дозвуковые ступени с большой напорностью. Это объясняется тем, что воздух за первой ступенью имеет повышенную температуру, соответственно более высокое значение будет иметь скорость распространения звука и при М W1 31 В ГТД с умеренными и относительно высокими параметрами рабочего процесса применяются двухкаскадные ОК, обладающие повышенными по сравнению с однокаскадными схемами запасами газодинамической устойчивости. Основное применение двухкаскадные ОК получили в ТРДД. У ТРДД с умеренной степенью двухконтурности (у = 1 3) вентилятор и КНД обычно выполняются с одинаковым числом ступеней или КНД снабжается дополнительными (подпорными) ступенями. Характерным элементом конструкции двухкаскадных ОК ТРДД является переходный корпус между КНД и КВД. Трехкаскадные ОК используют в ТРДД с большой степенью двухконтурности (у = 4 8). Вентиляторы таких ТРДД обычно выполняются одноступенчатыми сверхзвуковыми. Подшипники роторов вентилятора, КНД и КВД устанавливаются по одному на каждый ротор. Это позволяет существенно уменьшить осевые габариты ОК и его массу. Для высоконапорных ОК ТРДД проточная часть КВД обычно профилируется с постоянным наружным диаметром. При такой компоновке лопатки последних ступеней сохраняют достаточную напорность благодаря увеличению среднего диаметра (окружной скорости). Проточные части вентиляторов ТРДД выполняются по различным схемам, чаще с постоянным внутренним или постоянным средним диаметром, что позволяет уменьшить диаметр массивного переходного корпуса. Для КНД и КСД целесообразно применять проточную часть с постоянным внутренним диаметром либо комбинированную схему проточной части: в первых ступенях с постоянным средним диаметром, а в последних с постоянным внутренним диаметром. Роторы осевого компрессора Ротор включает вращающиеся элементы конструкции: рабочие лопатки, диски (или барабан), на которых закреплены рабочие лопатки, валы или цапфы, которыми ротор опирается через подшипники на корпус. Различают три конструктивных типа роторов: барабанные, дисковые и смешанные (барабаннодисковые) (рис. 3.3). Достоинством роторов барабанного типа является высокая изгибная жесткость, обусловленная большим диаметром барабана, основным недостатком низкая прочность на разрыв и малая радиальная жесткость, которые резко НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 31

32 ограничивают практическое применение барабанных роторов: их иногда используют в низконапорных ОК малоразмерных ГТД. а б в Рис Типы роторов ОК: а барабанный, б дисковый, в барабанно-дисковый; 1 передняя цапфа; 2 барабан; 3 задняя цапфа; 4 диски; 5 вал; 6 барабанный участок Достоинством дисковых роторов является высокая прочность на разрыв, поэтому они способны работать при больших окружных скоростях. Существенным недостатком является низкая изгибная жесткость, определяемая жесткостью вала относительно небольшого диаметра. Барабанно-дисковые роторы сочетают в себе достоинства барабанных и дисковых конструкций. Они имеют высокую жесткость во всех направлениях, хорошо сопротивляются действию центробежных сил при больших окружных скоростях. Барабанно-дисковые роторы получили основное применение в современных ГТД. В зависимости от выбранного способа соединения между собой элементов конструкции барабанно-дисковые роторы могут быть разборными и неразборными. Рабочие лопатки являются главными элементами ротора ОК. В межлопаточных каналах РК происходит преобразование работы вращения ротора в кинетическую энергию движения воздуха и одновременно в потенциальную энергию его давления. Все остальные элементы конструкции ротора служат только для передачи механической энергии к рабочим лопаткам. Рабочая лопатка состоит из профилированной части (пера) и хвостовика, предназначенного для крепления лопатки на диске или барабане. Крепление рабочих лопаток обычно осуществляется с помощью хвостовиков типа «ласточкин хвост», устанавливаемых в продольные пазы ободов дисков. В первых ступенях ОК часто применяется шарнирное крепление лопаток с помощью хвостовиков типа «проушина». Массивные лопатки вентиляторов ДТРД иногда крепятся в продольных пазах ободов дисков с помощью хвостовиков елочного типа. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 32

33 Для повышения жесткости длинных лопаток вентиляторов ТРДД и демпфирования их колебаний на профильной части лопаток выполняются антивибрационные полки, между которыми в РК осуществляется плотный контакт. В перспективных конструкциях вентиляторов ТРДД рабочие лопатки предполагается применять без полок. Ведутся разработки широких пустотелых лопаток, обладающих достаточно высокой собственной жесткостью. Для демпфирования колебаний предусматривается размещение во внутренних полостях лопаток сотовых заполнителей. Статоры осевого компрессора Статор неподвижная часть ОК, состоящая из направляющих аппаратов, корпуса ОК, корпусов НА, корпусов опор и различных оболочковых конструкций. Конструктивные компоновки статоров различаются по числу отдельно выполненных и соединенных в определенной последовательности корпусов опор и корпусов НА. По этому признаку выделяют двух-, трех- и многокорпусные статоры (рис. 3.4). а б в г Рис Конструктивные компоновки статоров ОК: а трехкорпусный статор, б, в двухкорпусные статоры, г четырехкорпусный статор двухкаскадного компрессора ТРДД; 1 кок двигателя; 2 корпус передней опоры; 3 ВНА; 4 корпус направляющих аппаратов; 5 корпус задней опоры; 6 спрямляющий аппарат; 7 внутреннее кольцо корпуса передней опоры; 8 внутренние кольцевые элементы корпуса средней опоры; 9 регулируемый ВНА; 10 корпус НА КНД; 11 переходный корпус; 12 оболочка наружного контура; 13 корпус НА КВД; 14 ВНА КВД НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 33

34 В ОК с небольшим числом ступеней, а также в КВД или КСД многих ТРДД применяются двухкорпусные статоры. Статоры такого типа характерны для двигателей, силовые корпусы которых выполнены с внешней силовой связью. Двух- и трехкаскадные ОК ТРДД имеют многокорпусные статоры (четырех- и пятикорпусные) с объединенными корпусами опор. Роль объединенного корпуса опор в таких статорах обычно выполняет переходный корпус, который является корпусом задней опоры КНД и передней опоры КВД. Направляющие аппараты устанавливаются за РК для дальнейшего повышения давления воздуха в диффузорных межлопаточных каналах за счет снижения скорости потока в абсолютном движении. НА состоит из направляющих лопаток, закрепленных к наружному и внутреннему бандажным кольцам. Наружные бандажи служат для крепления НА к оболочке корпуса, а внутренние для повышения жесткости. Иногда внутренние бандажи не применяются, а используются НА консольного типа. Входные направляющие аппараты устанавливаются перед РК первых ступеней для предварительной закрутки потока обычно по направлению вращения ротора с целью снижения относительной скорости потока в РК. Вентиляторы ТРДД с большой степенью двухконтурности часто применяются без ВНА с целью снижения уровня шума. Лопатки ВНА обычно выполняются с обогреваемыми входными кромками, во внутренние полости которых подводится горячий воздух от последних ступеней ОК для предотвращения обледенения Неустойчивая работа осевых компрессоров (помпаж) При снижении расхода воздуха ниже определенной величины работа ОК становится неустойчивой и возникает явление, называемое помпажом. При помпаже появляются сильные низкочастотные колебания давления и скорости воздуха в ОК и прилегающих к нему элементах двигателя. Пульсация потока вызывает вибрации лопаток ОК и тряску двигателя, что может привести к поломкам ОК и всей силовой установки. Внешними проявлениями помпажа являются периодические сильные хлопки, резкое повышение температуры газов и снижение оборотов двигателя вплоть до срыва и затухания пламени в камере сгорания и самовыключения двигателя. Помпаж ОК в эксплуатации недопустим. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 34

35 Исследования показывают, что первостепенную роль в появлении помпажа играют срывы потока воздуха с лопаток ОК, возникающие при малых G в. Срывы потока с лопаток возникают и при больших G в, однако влияние срывов на работу ОК в этих двух случаях различно. Уменьшение G в приводит к такому изменению скорости потока, при котором углы атаки лопаток РК и НА увеличиваются. Возникает срыв потока со спинок лопаток первых ступеней ОК. Вместе с тем поток воздуха в силу инерции стремится оторваться от спинки лопатки, что способствует образованию и развитию вихревых областей. Эти области проникают внутрь ОК, заполняя его проточную часть. Происходит периодически повторяющаяся «закупорка» проточной части ОК вихревыми областями. Через эти области воздух из-за ОК периодически прорывается в сторону входа. В результате возникают автоколебания воздушного столба, приводящие к неустойчивой работе ОК. При увеличении G в (по сравнению с расчетным) угол атаки лопаток РК уменьшается и затем становится отрицательным. Это приводит к срыву потока с корыта лопаток, но при этом поток силами инерции прижимается к лопаткам. В результате срывные области у корыта лопаток не могут развиваться и носят местный характер, как правило, не нарушающий устойчивой работы ОК. В многоступенчатом ОК помпаж вначале возникает в одной или нескольких ступенях, но появление неустойчивой работы одной ступени вызывает колебания параметров во всей проточной части, и помпаж охватывает весь ОК. Ступенью, в которой в первую очередь возникает помпаж, будет та, в которой ранее всех появляется развитый срыв со спинок лопаток при малых G в через эту ступень. При уменьшении к происходит снижение С а (и G в ) через первые ступени, а при повышении к через последние. Уменьшение к может происходить в результате снижения оборотов ротора ОК и повышения температуры на входе Т * 1, т. е. в результате уменьшения n пр. Следовательно, помпаж на первых ступенях ОК может возникнуть при снижении оборотов, повышении температуры наружного воздуха и скорости полета. Увеличение к происходит при повышении оборотов и снижении Т 1, т. е. в результате повышения n пр. Следовательно, помпаж на последних ступенях ОК может возникнуть при n > n расч, малых Т н и малых V п. Помпаж, возникающий при малых n пр на первых ступенях, называется нижним помпажом, а при больших n пр верхним помпажом. Возникновение верхне- НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 35

36 го помпажа в ОК наблюдается редко, в то время как при малых n пр устойчивая работа большинства ОК без специальных средств регулирования невозможна. Возникновению помпажа способствует нарушение равномерности потока на входе в ОК из-за его отрыва или турбулизации во входном устройстве двигателя, вызываемых эксплуатационными, конструктивными или технологическими причинами (острые кромки, различные стойки, значительные вмятины, забоины, обледенение входного канала и т. п.). Неравномерность поля скоростей перед ОК может быть следствием значительных углов между набегающим потоком и осью входного устройства при больших углах атаки самолета, а также в результате попадания на вход ОК выхлопной струи от двигателей другого близко летящего самолета. Всякое искажение расчетного распределения скоростей на входе в ОК независимо от причин, его вызвавших, существенно сужает диапазон устойчивой работы ОК, и это необходимо учитывать в процессе эксплуатации Способы регулирования осевых компрессоров Регулирование ОК ГТД производится с целью обеспечения их устойчивой работы на всех эксплуатационных режимах и получения максимально возможных величин * к и * к на основных рабочих режимах. Поскольку отрицательные явления в работе ОК связаны со срывом потока со спинки лопатки, то основной задачей регулирования ОК является получение на всех рабочих режимах расчетных или близких к ним углов атаки потока на лопатки. Эта задача в современных ОК решается следующими способами: 1. Перепуск воздуха из одной или нескольких средних ступеней ОК в атмосферу (или во внешний контур ТРДД). Для предотвращения или устранения помпажа в первых ступенях ОК необходимо увеличить осевую скорость, т. е. увеличить расход воздуха через эти ступени. Это достигается открытием перепускных окон. При соответствующем количестве выпускаемого воздуха можно получить расчетное натекание воздуха на лопатки РК. При этом ст и ст ступеней, расположенных до окон перепуска, возрастут. Увеличение плотности воздуха, поступающего в ступени ОК, расположенные за окнами перепуска, приведет к уменьшению осевых скоростей в них; треугольники скоростей в последних НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 36

37 ступенях приблизятся к расчетным. В результате ст и ст последних ступеней также возрастут. Таким образом, перепуск воздуха на пониженных n пр обеспечивает увеличение запаса устойчивости ОК, повышение напорности всех ступеней и повышение их КПД. Однако следует иметь в виду, что несмотря на улучшение работы ОК перепуск воздуха в атмосферу приводит к снижению тяги двигателя и ухудшению его экономичности. При перепуске воздуха в наружный контур двигателя и использовании этого воздуха для создания тяги эффективность такого способа регулирования ОК увеличивается. 2. Поворот лопаток НА позволяет непосредственно изменять углы натекания в различных ступенях ОК. На практике поворотные НА устанавливаются в первых и последних ступенях, где углы натекания при работе ОК в различных условиях изменяются в большей степени. Для управления углами натекания потока на лопатки РК первой ступени производится увеличение предварительной закрутки потока в сторону вращения РК путем поворота лопаток ВНА в направлении уменьшения установочных углов. Последние ступени ОК на пониженных n пр работают, как известно, при малых углах натекания. Их увеличение до оптимального значения достигается поворотом лопаток НА предыдущих ступеней на увеличение установочных углов (на уменьшение предварительной закрутки потока). Для обеспечения устойчивой работы ОК современных ГТД поворот лопаток НА применяется совместно с перепуском воздуха, имея в виду, что помпаж в ОК возникает при определенных приведенных, а не физических оборотах, управление клапанами перепуска воздуха и поворотом лопаток НА производится по приведенным оборотам. 3. Применение многокаскадных ОК. Каскадом ОК называется группа его ступеней, приводимая во вращение отдельной ступенью или группой ступеней турбины. ОК современных ГТД могут иметь два или три последовательно расположенных каскада. На расчетном режиме работа многокаскадного ОК принципиально не отличается от работы обычного одновального ОК. На нерасчетных режимах многокаскадный ОК имеет некоторые особенности. Прежде всего, отдельные каскады многокаскадного ОК низконапорны, т. е. степень повышения давления в каждом из них ниже суммарной: НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 37

38 π к π КНД Известно, что ОК с к 39 Основными элементами центробежного компрессора являются входной направляющий аппарат, рабочее колесо (крыльчатка), лопаточный диффузор и выходной патрубок (рис. 3.5). Рис Схема центробежного компрессора: 1 входной патрубок; 2 корпус; 3 крыльчатка; 4 лопаточный диффузор; 5 выходной патрубок Входной патрубок обеспечивает подвод воздуха к крыльчатке. Для обеспечения плавного входа потока в крыльчатку в патрубке устанавливаются кольцевые направляющие. Вход в патрубок защищен сеткой, предотвращающей попадание в компрессор посторонних предметов. Непосредственно перед крыльчаткой в патрубке устанавливается неподвижный направляющий аппарат, обеспечивающий предварительную закрутку воздуха перед подачей его на крыльчатку. Крыльчатка представляет собой диск с радиальными лопатками. Входные кромки лопаток загибаются в сторону вращения по направлению относительной скорости потока на входе в крыльчатку. Отогнутые кромки лопаток крыльчатки образуют так называемый вращающийся направляющий аппарат. Лопатки совместно со стенками диска и корпуса компрессора образуют расширяющиеся каналы. Лопаточный диффузор представляет собой расположенную по диаметру крыльчатки кольцевую полость, разделенную неподвижными лопатками на ряд расширяющихся криволинейных каналов. Выходными патрубками диффузор соединен с камерой сгорания. По принципу работы центробежные и осевые компрессоры имеют много общего. Лопатки крыльчатки, вовлекая воздух, находящийся в компрессоре, во вращательное движение, передаются ему тем самым внешнюю энергию. Под НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 39

40 действием центробежных сил воздух перемещается к периферии крыльчатки. В результате на входе в компрессор создается разрежение, обеспечивающее непрерывное поступление воздуха. При движении воздуха в расширяющихся межлопаточных каналах крыльчатки его давление увеличивается. Это происходит как вследствие работы центробежных сил, так и за счет уменьшения относительной скорости. Вместе с тем в результате сообщения воздуху окружной скорости абсолютная скорость его движения увеличивается. Таким образом, в крыльчатке происходит повышение давления воздуха и увеличение его кинетической энергии. В межлопаточных каналах диффузора кинетическая энергия воздуха частично преобразуется в энергию давления. Из диффузора по расширяющимся выходным патрубкам воздух поступает в камеру сгорания. Степень повышения давления воздуха в центробежном компрессоре оказывается выше, чем в ступени ОК (вплоть до 5). Это объясняется большими значениями допустимых окружных скоростей для крыльчаток центробежных компрессоров, что обеспечивает возможность передачи воздуху большой внешней энергии и ее последующего преобразования в давление Комбинированные компрессоры Применение ОК в ГТД малых мощностей неэффективно, т. к. при небольших расходах воздуха лопатки последних ступеней ОК получаются слишком короткими, что приводит к существенным потерям энергии на непроизводительное перетекание воздуха в радиальных зазорах. Для обеспечения достаточно высоких * к в ОК таких ГТД за осевыми ступенями последовательно устанавливается заключительная центробежная ступень, которая удовлетворительно работает при малых расходах воздуха и может дать от 40 до 75 % общей работы сжатия. Выполненные по данной схеме комбинированные компрессоры называются осецентробежными. Стремление хотя бы частично устранить недостатки центробежного компрессора и сохранить его положительные качества привело к созданию диагональных ступеней, занимающих по принципу работы и параметрам промежуточное положение между центробежными и осевыми ступенями. В РК диагональной ступени сжатие воздуха происходит как от действия центробежных сил, так и за счет НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 40

41 уменьшения относительной скорости в расширяющихся межлопаточных каналах. Существенное сжатие воздуха в РК позволяет уменьшить степень его торможения и связанные с этим потери в диффузоре, который фактически приобретает функции НА осевой ступени. Это обстоятельство обусловило целесообразность применения диагонально-осевого компрессора с первой диагональной ступенью и последующими осевыми. Такой компрессор обеспечивает достаточно высокую степень повышения давления при небольшом общем числе ступеней. В связи с сохраняющейся тенденцией дальнейшего повышения * к и соответствующим увеличением количества ступеней ОК считается целесообразным в перспективных двигателях заменить несколько малоэффективных последних осевых ступеней с очень короткими лопатками и одной центробежной ступенью. Таким образом, область практического использования осецентробежных компрессоров будет существенно расширяться Характерные неисправности осевых компрессоров Наибольшее число неисправностей ОК связано с попаданием в двигатель посторонних предметов. Камни, птицы, крупный град, куски льда с ВПП или РД могут вызвать локальные забоины и вмятины на деталях проточной части или даже полное разрушение (обрыв) рабочих лопаток с последующими вторичными разрушениями элементов по всему тракту двигателя. Забоины, вмятины приводят к нарушению расчетной формы проточной части ОК, что сопровождается падением его КПД, увеличением удельного расхода топлива и температуры газов перед турбиной. Искажение геометрии поврежденных лопаток вызывает разбалансировку ротора и повышение уровня вибраций двигателя. Распространенной неисправностью вентиляторов ТРДД является расстыковка рабочих лопаток по антивибрационным полкам в результате их деформации от ударов посторонними предметами или износа поверхностей контакта полок. Эта неисправность сопровождается увеличением уровня вибронагруженности лопаток из-за утраты полками своих демпфирующих свойств и снижения жесткости рабочего колеса. Попадание в двигатель вместе с воздухом большого количества песка и пыли приводит к интенсивному эрозионному износу лопаток ОК, ухудшающему их аэродинамические и прочностные характеристики. НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 41

42 Наличие в атмосферном воздухе влажных частиц глины, речного ила и других вязких компонентов может постепенно вызвать сильное загрязнение проточной части ОК, которое существенно ухудшает параметры двигателя. Атмосферный воздух некоторых районов содержит химически активные вещества (соли морской воды или солончаковой пыли), которые являются причиной коррозии деталей ОК, особенно лопаток последних ступеней, где коррозия активизирована повышенными температурами. Значительное число неисправностей деталей ОК имеет усталостный характер. Усталостные трещины в рабочих лопатках и дисках возникают в результате увеличения вибрационных нагрузок и снижения прочностных свойств материалов под влиянием факторов, рассмотренных выше. ТЕМА 4. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 4.1. Конструктивные схемы основных камер сгорания По конструктивному выполнению КС делятся на индивидуальные, кольцевые и трубчато-кольцевые. Основными конструктивными элементами КС являются жаровая труба (одна или несколько) и корпус (рис. 4.1). а б в Рис Схемы КС: а трубчатая (индивидуальная), б кольцевая, в трубчато-кольцевая; 1 жаровое пространство; 2 пространство, занимаемое вторичным воздухом Индивидуальные (трубчатые) КС применялись на первых ТРД с центробежным компрессором. Каждая КС ТРД состоит из одной жаровой трубы, заключенной в индивидуальный корпус. В комплект двигателя входит 6 10 КС, расположенных равномерно вокруг среднего корпуса двигателя. Преимущества НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА (и) 2012 г 42