книги / Осевые и центробежные компрессоры двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет
.pdfЮ А. РЖАВИН
ОСЕВЫЕ И ЦЕНТРОБЕЖНЫЕ КОМПРЕССОРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Теория, конструкция и расчет
Под ред. проф. В.И. Локая
Рекомендовано Государственным комитетом Российской Федерации
по высшему образованию в качестве учебника для студентов
высших учебных заведений, обучающихся по направлению «Авиа- и ракетостроение специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки*
Москва Издательство МАИ 1995
ББК 27.5.14.4 Р48
УДК 629.7.036.3.01:621.515(075.8)
Федеральная целевая программа книгоиздания России
Р е ц е н з е н т ы :
кафедра «Авиационные двигатели» Уфимского государственного авиационно-технического университета, д-р техн. наук О.Н. Бмин
Ржавин Ю А
Р48 Осевые и центробежные компрессоры двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет: Учебник.
—М.: Изд-во МАИ, 1995. — 344 с.: ил. ISBN 5 — 7035— 0577 — 1.
Рассмотрены основы теории и методы термогазодинамических расчетов компрессоров двигателей летательных аппаратов, приве дены классификация и обзор типичных конструкций компрессоров и их основных узлов. Предлагаемые инженерные методы расчета удобны для использования ЭВМ.
Для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности «Авиационные двигатели»
27051404— 177 |
Без объявл. |
ББК 27.5.14.4 |
F 094(02) — 95 |
|
|
1SBN5 — 7035— 0577— 1 © Юрий Александрович Ржавин, 1995
П освящ ается памяти п р оф ессор а Г .С . Ж и р и ц к о г о — о с н о в а т е л я к аф едр ы «Т урбом аш ины * К азан ского авиац ион ного ин сти тута
ПРЕДИСЛОВИЕ
Предлагаемый учебник предназначен для студентов высших учебных заведений, изучающих дисциплину «Теория, конструкция и расчет комп рессоров авиационных ГТД». Учебник базируется на общенаучных (мате матике, физике) и общеинженерных (механике, термодинамике, газовой динамике, сопротивлении материалов и др.) дисциплинах.
Изучение теории, расчетов и конструкции компрессоров деталей летательных аппаратов в одном курсе позволяет студентам более пол но и комплексно представить проблемы, стоящие перед создателями компрессоров и подготовиться к выполнению курсового проекта, учеб но-исследовательской работы и заключительному дипломному проек тированию.
В книге представлена классификация авиационных компрессоров: осевых, центробежных, диагональных и др. Достаточное внимание уделено физике явлений при течении воздуха в неподвижных и вра щающихся каналах лопаточных решеток. Детально изложена методи ка аналитических расчетов компрессоров по средним теплоемкостям, в том числе с помощью газодинамических функций. В объеме, необ ходимом для практического применения, приведен также эффектив ный метод расчета высоконапорных компрессоров с учетом перемен ных теплоемкостей на базе понятий о термодинамических функциях.
Достаточно полно рассмотрены теория ступени осевого компрес сора и основы расчета пространственного потока в них, теория и рас чет центробежного компрессора, характеристики осевых и центробеж ных компрессоров и их приближенные методы расчета, основы газо динамического расчета осевого многоступенчатого компрессора по методам плоских компрессорных решеток и полного моделирования, конструкция основных деталей и узлов осевых и центробежных комп рессоров, способы регулирования радиального зазора в ступенях ком прессора, а также даны методики расчета на прочность основных де талей авиационных компрессоров.
Отличительной особенностью учебника является использование во всех сложных расчетах методик, удобных для применения ЭВМ.
Кроме того, даны вопросы и задачи для самостоятельной подготовки студентов по материалам каждой главы.
Учебник соответствует принятой в Казанском государственном техническом университете (КГТУ) и выдержавшей испытание време нем методологии, по которой в едином учебном курсе рассматривают ся как вопросы теории рабочего процесса в компрессорах и турбинах, так и вопросы конструкции и расчетов на прочность.
Автор приносит искреннюю благодарность сотрудникам кафед ры турбомашин КГТУ за помощь, оказанную в период подготовки материалов, включенных в книгу, а также рецензентам: профессору О.Н. Емину и заведующему кафедрой «Авиационные двигатели» УГАТУ профессору А.М. Ахмедзянову и доцентам В.П. Алаторцеву и В.Ф. Харитонову.
|
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ |
Ci |
— расход (массовый) рабочего тела (воздуха, газа), кг/с |
SI |
— коэффициент производительности |
£ |
— мощность, затрачиваемая на вращение компрессора, кВт |
£ |
— теоретический напор компрессора, Дж/кг |
н* |
— затраченный напор компрессора, Дж/кг |
|
— коэффициент затраченного напора компрессора |
F — площадь проходного сечения, м2 |
|
D |
— диаметр, м; фактор диффузорности |
dBT |
— относительный диаметр втулки |
b /t |
— густота решетки в ступени компрессора |
t |
— шаг решетки, м |
b |
— хорда профиля, м |
а— скорость звука, м/с
а,ф — критическая скорость звука, м/с
М— число Маха
V— скорость полета, м/с
с— скорость воздуха в абсолютном движении, м/с R — газовая постоянная, Дж/(кг • К)
Re — число Рейнольдса
S— энтропия газа, Дж/К
s — осевая ширина лопатки, м
i— энтальпия газа, Дж/кг
Т— температура, К
и— окружная скорость колеса, м/с
w — относительная скорость воздуха, м/с
р— плотность, кг/м3
со — угловая скорость, рад/с Рст — степень реактивности
— степень повышения давления в компрессоре
X — приведенная скорость
a, P — углы потока в абсолютном и относительном движении, град
А: — показатель изоэнтропы
п— частота вращения, с“ 1
СР |
— удельная теплоемкость воздуха при постоянном |
|
давлении, Дж/(кг • К) |
Р— давление, Па
иР |
— растягивающее напряжение, Н/см2 |
|
т— масса, кг
L* |
— удельная работа, затрачиваемая в компрессоре, Дж/кг |
h/b |
— удлинение лопатки |
S |
— число ступеней; число лопаток |
— угол отставания потока, град |
|
Ар, Да — углы поворота потока в рабочей и направляющей |
|
|
решетках, град |
И |
— коэффициент динамической вязкости, Па с(Н с/м2) |
Е— модуль упругости, Н/м2
Р— сила, Н
г— радиус, м
Л— коэффициент полезного действия
а— коэффициент восстановления давления
ИНДЕКСЫ
*— параметры изоэнтропически заторможенного потока (полные параметры)
—относительные параметры
1 |
— сечение перед рабочим колесом ступени |
2 |
— сечение за рабочим колесом ступени |
3 |
— сечение за направляющим аппаратом ступени |
и |
— окружная составляющая |
а |
— осевая составляющая |
г |
— радиальная составляющая |
ср |
— средний диаметр компрессора |
тр |
— трение, потери на трение |
проф |
— профильные |
ВТ |
— вторичные, втулочный |
конц |
— концевые |
пр |
— приведенный |
кр |
— критический |
л— лопатки
ВВЕДЕНИЕ
Компрессоры, насосы, турбины принято в технике называть турбо машинами , т.е. энергетическими устройствами лопаточного типа, главным рабочим органом которых является быстро вращающееся ко лесо с лопатками (ротор).
Полезный технический эффект в них достигается при движении газа (жидкости) во вращающихся лопаточных каналах рабочего коле са. Возникающие при этом силы гидродинамического давления и силы взаимодействия между лопатками и рабочим телом позволяют осуще ствлять преобразование энергии: механической в энергию давления (компрессоры, насосы) или кинетической в механическую (турбины).
Турбомашины широко используются в различных областях тех ники:
ракетостроении (турбонасосные агрегаты), стационарной энергети ке и машиностроении (паровые и газовые турбины, компрессоры для сжатия различных газов), наземном транспорте и в газотурбинных ус тановках для судов. Но главная область их применения — авиация, что объясняется их несомненными достоинствами по сравнению с дру гими типами машин: относительной простотой конструкции, малым удельным весом, возможностью получения больших мощностей в ма лых габаритах, непрерывностью рабочего процесса, наличием только вращательного движения элементов конструкции.
Началом практического развития авиационных компрессоров можно считать применение агрегатов наддува для улучшения вы сотных характеристик авиационных поршневых двигателей. Такими агрегатами стали турбокомпрессоры, появившиеся уже в конце первой мировой войны. Однако эти работы носили чисто эксперимен'Гальный характер. Практическое применение турбокомпрессоры нашли в военной авиации в 1941—1945 гг. для увеличения высоты полета более И км.
Широкое использование турбомашин в авиации началось, когда на смеИУ поршневым пришли газотурбинные двигатели, в которых ком-*
*Фр. turbine происходит от лат. turbo (tourbinis) — вихрь, вращение
прессор и турбина являются основными элементами. Первый отече ственный турбореактивный двигатель с осевым компрессором был разработан и построен в Ленинграде (1939 г.) под руководством А.М. Люлька. Им же в 1938 г. был получен патент на широко распро страненный в настоящее время турбореактивный двухконтурный дви гатель (ТРДД).
В авиации компрессоры применяются и во вспомогательных агре гатах — пусковых устройствах для основного газотурбинного двигате ля (турбостартерах), устройствах для обеспечения летательного аппа рата сжатым воздухом (турбокомпрессорах).
Несмотря на то что осевые и центробежные компрессоры исполь зуются в авиации уже достаточно давно, вопросы разработки эффек тивных методов их расчета и проектирования с целью создания эконо мичных и высоконапорных компрессоров остаются актуальными и в настоящее время.
Глава 1
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ТУРБОМАШИН
1.1. НАЗНАЧЕНИЕ ТУРБОМАШИН В ДЛА
Чтобы уяснить место и назначение турбомашин среди двигателей летательных аппаратов (ДЛА), необходимо рассмотреть принципиаль
ную схему (рис. 1.1) и цикл ГТД в |
|
/?, F-координатах (рис. 1.2). Циф |
|
рами 7, 2, 5, 4 на рисунках помече |
КСГ |
ны соответствующие сечения в ос |
|
новных узлах ГТД. Весь цикл со |
|
стоит из процессов, происходящих |
|
в различных узлах ГТД. |
|
Компрессор К засасывает ат |
|
мосферный воздух, повышает его |
|
давление (процесс 7, 2) и направ |
|
ляет в камеру сгорания КСГ. Сюда же через форсунки впрыскивается топливо, подаваемое из бака Б на
сосом 77. Выделяемая при сгорании топлива тепловая энергия повыша ет температуру рабочего тела — газа (процесс 2, 5). Из камеры сгора ния газ входит в турбину Г, где давление его снижается (в рассматрива емом случае до атмосферного) (про цесс 5, 4). Процесс 4, 7 соответст вует замене горячих продуктов сго рания, выходящих из турбины (точ ка 4), холодным воздухом, который всасывается компрессором (точка 7).
Повышение давления воздуха в компрессоре требует затрат меха нической работы. При расширении газа в турбине на ее валу получа ют мощность. Эта мощность ока зывается большей, чем требуется
на привод компрессора и насоса. Рис. 1.2. Цикл ГТД на р, К-диаграмме
Таким образом образуется свободная мощность (энергия), которая и используется для создания тяги двигателя (в рассматриваемом случае с помощью воздушного винта В).
Следовательно, назначение авиационного компрессора — повы шать давление атмосферного воздуха и подавать его в требуемом ко личестве потребителю. В этом и состоит его полезный технический эффект. Авиационная газовая турбина производит механическую ра боту на валу. Насосы служат для подачи потребителю жидкостей (топливо, окислитель, масло) в требуемых количествах и заданных па раметров.
Рассмотрим некоторые общие для всех типов турбомашин вопросы.
1.2. УПРОЩЕНИЕ РАСЧЕТНОЙ МОДЕЛИ ТУРБОМАШИНЫ
Реальный поток рабочего тела в проточной части турбомашин су щественно неравномерный и по окружности, и по высоте. Имеют место вихревые течения у цилиндрических поверхностей, ограничивающих проточную часть и за кромками каждой из лопаток. В качестве контрольных сечений в ступени компрессора (рис. 1.3,а) прини маются сечения: 7-7 на входе в рабочее ко лесо ступени, 2-2 на выходе из рабочего колеса, 3-3 на выходе из ступени. В этих сечениях фактически существуют неустановившиеся поля скоростей и неравномер
ное поле всех других параметров.
|
В общем случае параметры потока (ско |
|
|
рость с, давление р, температура Т ) зависят |
|
|
от времени и трех пространственных коор |
|
|
динат: а — вдоль оси компрессора; и — в |
|
|
направлении вращения рабочего колеса в |
|
|
плоскости, перпендикулярной оси комп |
|
|
рессора; г — в направлении радиуса. Так, на |
|
|
пример, вектор абсолютной скорости ^рас |
|
|
кладывается на три составляющие: осевую |
|
|
составляющую са , окружную составляю |
|
|
щую си и радиальную составляющую сг |
|
|
(рис. 1.3,6). |
|
Рис. 1.3. Схема проточной ча |
Аналитический расчет вихревых тече |
|
ний во всех подробностях применительно к |
||
сти (а) и разложение векто |
||
ра абсолютной скорости с в |
проточной части турбомашин наталкивает |
|
точке А на составляющие (б) |
ся пока что на непреодолимые трудности. |