книги / Проектный термогазодинамический расчет основных параметров авиационных лопаточных машин

3

6

7

Условные сокращения

Остальные обозначения, индексы и условные сокращения объяснены в тексте.

ВВЕДЕН И Е

При курсовом или дипломном проектировании задание на проектный гермогазодинамический расчёт турбокомпрессора ГТД в общем виде может быть сформулировано следующим образом.

Определить величины основных конструктивно-геометрических пара­ метров турбокомпрессора ГТД, необходимые для построения предваритель­ ного эскиза меридионального профиля проточной части компрессора и турбины.

Выполнить термогазодинамический расчёт компрессора и турбины.

Исходные размеры проточной части турбокомпрессора ГТД характеризу­ ется величинами средних диаметров и числом ступеней. Эти параметры относятся к числу важнейших конструктивно-геометрических характеристик турбокомпрессора. От их выбора непосредственно зависят как частота вращения ротора, так и достижимые уровни кпд, массы и ресурса двигателя. Расчёт основных параметров турбокомпрессоров осуществляют на основе исходных данных, полученных в результате выбора оптимальных, по технико-экономическим показателям ЛА, параметров рабочего процесса ГТД и проектного термогазодинамического расчёта двигателя с предварительным распределением суммарной работы сжатия по каскадам компрессора. В процессе распределения работы сжатия по каскадам компрессора решается система уравнений балансов мощностей и давлений, приведенная в приложении А [18]. Решение этой системы уравнений при условии оптималь­ ной нагруженности каскадов турбин позволяет определить в качестве исходных данных к расчёту турбокомпрессора величины яЁвд> л’Нд, а также

мкНД> МКВД, 2кНд И ДкВД-

В процессе расчёта турбокомпрессора определяются и согласовываются диаметры и проходные сечения каскадов компрессора и турбины ГТД, необходимая частота вращения и число ступеней, рассчитывается и строится меридиональное сечение их проточной части. Полученные данные являются исходными для последующего газодинамического проектирования компрес­ сора и турбины ГТД и могут быть уточнены в процессе их детального расчёта. Что касается конструктивной схемы турбокомпрессора ГТД, то при учебном проектировании она обычно задаётся на основе двигателяпрототипа, или выбирается на основе анализа схем современных двигателей

9

(см., например, приложение Б). Приведенные в учебном пособии основные данные, характеризующие параметры компрессоров и турбин, предусматри­ вают разнообразие их схем, типов и основных конструктивных и режимных параметров.

Конечной задачей согласования термогазодинамических и конструктивно­ геометрических параметров выбранного типа турбокомпрессора является оп­ ределение таких величин частоты его вращения, диаметров, числа ступеней и других параметров, которые удовлетворяют значениям окружных скоростей, обеспечивающим оптимальную нагруженность ступеней турбины и компрес­ сора, максимально возможным кпд и необходимым запасам прочности в основных элементах ГТД, а также заданным ограничениям. При этом следует учитывать, что ограничения, налагаемые в процессе проектирования на параметры турбокомпрессора (итах, hmin и др.), непостоянны во времени. По мере совершенствования аэродинамики лопаточных машин, конструкцион­ ных материалов и подходов к конструированию элементов ГТД допустимые границы для параметров турбокомпрессоров могут изменяться.

Обычно согласование параметров компрессора и турбины достигается путём вычерчивания различных вариантов проточной части, конструктивно­ геометрические параметры которых рассчитываются путём последователь­ ных приближений. Этот этап итерационных расчётов в курсовом и диплом­ ном проектировании можно ускорить, если согласование выполнять на основе решения балансных уравнений, в которых, по результатам проекти­ рования созданных ГТД, учитываются обобщённые данные по таким пара­ метрам турбокомпрессора, как нагруженность турбины ( Х‘= иТ/с„), аэрогазо-

логическую схему расчёта и согласования основных конструктивно-геомет­ рических параметров турбокомпрессора ГТД на примере двухвального ГТД иллюстрирует рис. В.1.

В связи с многообразием возможных решений при проектировании турбо­ компрессора для выбора оптимального варианта проточной части авиацион­ ного ГТД целесообразно применение методов автоматизированного проек­ тирования.

Приводимая ниже методика рассматривает пример расчёта параметров проточной части для одного из таких вариантов для наиболее сложной схемы двигателя - ТРДД.

10

Построение проточной части компрессора и турбины а иноке coi.iucoBiiHiic геометрических размеров проточном

■гасти л рбов:нти тятора и i.гюгенерзторп

Рис. В.1. Блок-схема расчёта и согласования основных конструктивногеометрических параметров турбокомпрессора ТРДЦ

Предлагаемая методика основывается на принципах формирования про­ точной части, сформулированных применительно к ТРДЦ в работе [23], на предшествующем методическом опыте курсового и дипломного проек­ тирования авиационных ГТД [15, 17, 18, 22, 23] и на имеющихся в литературе рекомендациях по проектированию лопаточных машин [4, 26].

Одним из основных этапов проектирования лопаточных машин авиацион­ ных ГТД можно считать проектный термогазодинамический расчёт, в настоя­ щем пособии представленный для многоступенчатых турбины и компрессора.

Для получения оптимального варианта может потребоваться ряд расчётов, что вызвано желанием наибольшего удовлетворения требований, предъявляе­ мых к рассматриваемой ЛМ. Они очевидны:

-обеспечение заданных параметрами цикла значений мощности и кпд в расчётных условиях;

-обеспечение прочностной надёжности конструкции в течение заданного ресурса работы;

- возможно малая масса изделия.

Выбор того или иного значения геометрического и газодинамического па­ раметра часто оказывает противоречивое воздействие на удовлетворение этих требований. Например, снижение окружных скоростей ведёт к уменьшению напряжённости конструкции и её массы, но создаёт трудности в обеспечении расчётного кпд из-за ухудшения эффективности лопаточных венцов, в кото­ рых при снижении окружной скорости растут углы поворота потока; умень­ шение ширины лопаток снижает массу ЛМ и концевые потери, но увеличи­ вает изгибные напряжения в лопатках и может привести к увеличению профильных потерь вследствие снижения числа Re и возрастания относитель­ ной толщины выходной кромки профиля.

Проектный термогазодинамический расчёт турбины условно можно разде­ лить на следующие последовательные этапы:

а) предварительный расчёт турбины, который включает в себя распре­ деление теплоперепада по ступеням, оценку реактивности ступеней, выбор законов закрутки лопаток, определение параметров потока между ступенями; б) расчёт ступеней по среднему диаметру, состоящий в уточнении мери­ дионального профиля, выборе числа лопаток в венцах, определении средних термодинамических и кинематических параметров потока в межвенцовых

зазорах; в) расчёт параметров потока на различных радиусах проточной части,

заключающийся в определении кинематики потока для выбранного закона закрутки в контрольных сечениях, обеспечивающей заданное изменение тер­ модинамических параметров в ступени;

г) проектирование профилей контрольных сечений пера лопатки для определения конструктивных параметров профиля, обеспечивающих задан­

12