Установка двигателя на самолет

РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ

В общем случае на самолете могут устанавливаться как поршневые, роторные, так и воздушно-реактивные двигатели. У поршневых и роторных двигателей в качестве движителя должен быть воздушный винт. Именно поэтому такие двигатели устанавливаются в передней части самолета (на фюзеляже, на крыле с выносом воздушных винтов за переднюю кромку).

Однако, в силу определенных конструктивных особенностей на некоторых ЛА — экранопланах двигатели, в том числе и ТВД, могут располагаться на киле.

Турбореактивный двигатель при компоновке самолета позволяет рассматривать целый ряд принципиально различных вариантов размещения двигателей: в фюзеляже, на фюзеляже, на киле, в корне крыла и на крыле (под крылом на пилоне, а также непосредственное крепление двигателей под и над крылом).

Все перечисленные схемы установки двигателей использовались в компоновках реактивных самолетов (дозвуковых и сверхзвуковых, гражданских и военных). Каждая схема имеет определенные преимущества и недостатки, проявляющиеся в той или иной степени в зависимости от типа и назначения самолета. Ниже рассмотрены наиболее распространенные схемы установки двигателей.

Размещение двигателей в фюзеляже применяется практически на всех легких военных самолетах (многоцелевые истребители и др.). Тонкое крыло небольшого удлинения не позволяет устанавливать двигатели на крыле или в крыле без ущерба для механизации крыла. Двигательные гондолы заняли бы слишком много места, не только значительно сократив размах закрылков, но и существенно сократив возможность подвешивать к крылу значительную часть боевой нагрузки.

Кроме того, если для самолета необходим один воздушно-реактивный двигатель, то внутренняя полость фюзеляжа является единственным местом для установки такого двигателя.

Размещение двигателей в корне крыла широко применялось на тяжелых дозвуковых реактивных самолетах военного и гражданского назначения (Ту-16, Ту-104, Ту-124 и др.; английские самолеты «Вулкан», «Виктор», «Комета» и др.). Такая схема установки двигателей, обладая определенными положительными качествами:

— отказ одного или двух двигателей, размещенных с одной стороны, не вызывает резких разворачивающих и кренящих моментов;

— высокое расположение воздухозаборников исключает всасывание посторонних предметов с взлетной полосы, низкое аэродинамическое сопротивление двигательной установки и др.) имеет ряд существенных недостатков (особенно для пассажирских самолетов).

Данная схема имеет и ряд существенных недостатков:

— близость реактивной струи к обшивке фюзеляжа, сильный шум в пассажирском салоне;

— длинные воздухозаборники существенно уменьшают тягу двигателей;

— пожар, возникший в двигателях, может распространиться на пассажирский салон и топливные баки (требуется усиленная противопожарная защита);

— в случае разрушения лопаток компрессора или турбины возможно поражение пассажирской кабины и топливных баков (требуется специальное бронирование);

— наличие воздухозаборников на передней кромке крыла и выходных устройств на задней кромке уменьшает размещение механизации по размаху крыла;

— затрудняется создание систем для реверсирования тяги: направляемые вниз вперед реактивные струи газов, отражаясь от поверхности аэродрома, могут засасываться в воздухозаборники двигателей, вызывая помпаж этих двигателей;

— плохие условия эксплуатации двигателей из-за трудности подхода к ним;

— существенно уменьшается объем крыла для размещения топлива;

— увеличение массы конструкции самолета вследствие утяжеления крыла (из-за фасонных лонжеронов и наличия съемных панелей), длинных воздухозаборников или выхлопных труб.

Размещение двигателей на пилонах под крылом широко применяется на современных тяжелых дозвуковых самолетах.

Такая схема имеет следующие преимущества:

— двигатели разгружают конструкцию крыла в полете, уменьшая изгибающий момент от внешних нагрузок;

— двигатели являются противофлаттерными балансирами и одновременно демпфируют колебания крыла при полете в турбулентной атмосфере;

— обеспечивается удобство обслуживания двигателя и его замены (в том числе и на другой типоразмер);

— надежное изолирование источника пожара на двигателе от крыла при помощи противопожарных перегородок в пилоне;

— обеспечивается меньший шум от двигателей в пассажирском салоне;

— обеспечивается лучшая, чем на двигателях, установленных в корне крыла, изоляция конструкции самолета от звукового воздействия реактивных струй двигателей;

— создаются благоприятные условия установки двигателей с реверсом тяги и шумоглушением.

Наряду с указанными выше преимуществами, размещение двигателей на пилонах под крылом имеет следующие недостатки:

— в случае отказа двигателя, особенно внешнего, создается большой разворачивающий момент в горизонтальной плоскости;

— при посадке с креном наличие нижней пилонной подвески двигателей(чтобы избежать касание земли) требует увеличение поперечного V крыла, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости самолета;

— низкое расположение двигателей относительно поверхности аэродрома увеличивает возможность попадание в воздухозаборники посторонних предметов;

Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа получило широкое распространение на отечественных и зарубежных пассажирских самолетах.

На тяжелых самолетах, когда для обеспечения необходимой величины тяговооруженности требуется четыре двигателя, на бортовых пилонах устанавливается по два двигателя с каждой стороны (например, самолет Ил-62).

Если для данной взлетной массы самолета требуемая тяговооруженность обеспечивается нечетным числом двигателей (три двигателя), то один из двигателей должен устанавливаться в плоскости симметрии самолета. В данном случае этот двигатель размещается внутри хвостовой части фюзеляжа, а его воздухозаборник выносится в корневую часть вертикального оперения над фюзеляжем. По такой схеме установлены двигатели на самолетах Боинг 727, Локхид L-1011, Де Хэвилленд «Трайдент» и на отечественных самолетах ЯК-40, Як-42 и Ту-154.

Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа, когда двигатель крепится к фюзеляжу посредством небольшого пилона, позволяет:

— обеспечить аэродинамическое «чистое» крыло, что повышает его аэродинамическое качество на (10…15)%;

— максимально использовать размах крыла для размещения средств механизации (закрылки, предкрылки и т. д.), что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета;

— определять поперечное V крыла из условий обеспечения оптимальных характеристик поперечной и путевой устойчивости и управляемости;

— улучшить характеристики продольной, путевой и поперечной устойчивости самолета:( за счет площади гондол и их пилонов как дополнительного горизонтального оперения; вынос горизонтального оперения из зоны торможения потока за крылом; малый разворачивающий момент при остановке одного из двигателей).

— улучшить комфорт пассажиров (по сравнению с установкой двигателей в корне крыла) за счет уменьшения шума, так как гондолы двигателей в данном случае устанавливаются позади герметической кабины;

— облегчить установку реверсирующих устройств на всех двигателях;

— предохранить двигатели от попадания в них посторонних предметов при взлете и посадке благодаря высокому расположению воздухозаборников;

— улучшить работу устройств для реверсирования тяги двигателей (по сравнению с двигателями, размещенными в корне крыла);

— создать лучшие условия аварийной посадки самолета.

Однако наряду с указанными преимуществами схема установки двигателей на хвостовой части фюзеляжа имеет следующие существенные недостатки:

— увеличивается масса конструкции самолета(масса фюзеляжа увеличивается примерно на (10 . 15 %) вследствие усиления конструкции хвостовой части фюзеляжа из-за дополнительных весовых и инерционных нагрузок от двигателей);

— увеличения массы крыла (примерно на 10. 15 %) из-за отсутствия разгрузки крыла;

— увеличения массы вертикального оперения, несущего на себе горизонтальное оперение;

— центр масс пустого самолета сдвигается назад, а центр масс полностью загруженного самолета — вперед, чем создаются трудности в центровке и балансировке самолета;

— носовая часть фюзеляжа выдвигается вперед, что отрицательно сказывается на путевой и продольной устойчивости самолета;

— при попадании самолета в обледенение создается возможность попадания в двигатели обломков льда, сбрасываемых противообледенителями с крыла;

— необходимо прокладывать топливопроводы от баков к двигателям вблизи пассажирской кабины, что вызывает опасность попадания паров топлива в кабину и увеличивает массу трубопроводов;

— несколько затрудняется обслуживание двигателей, высоко расположенных над поверхностью аэродрома.

Перечисленные недостатки приводят к тому, что на современных двигатели устанавливаются, в основном, на пилонах под крылом.

Размещение двигателей под крылом (с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу) встречается на тяжелых сверхзвуковых самолетах. В данном случае двигатели могут устанавливаться либо в одной гондоле, расположенной в плоскости симметрии самолета (самолет «Норт Америкен» ХВ-70), либо попарно в двух гондолах (пассажирские самолеты Ту-144 и «Конкорд»).

Размещение двигателей в гондолах на нижней поверхности крыла вызывает систему скачков уплотнений от специально спрофилированных воздухозаборников и мотогондол двигателей. В результате взаимодействия систем скачков уплотнения с поверхностью крыла аэродинамическое качество самолета на сверхзвуковой крейсерской скорости существенно увеличивается. Кроме того, угол атаки крыла в крейсерском полете уменьшается (так как величина М max сдвигается на меньшие углы), что также уменьшает лобовое сопротивление.

Интерференция самолета и двигателя.Обтекание воздушным потоком двигателя, установленного на крыле или фюзеляже, вызывает дополнительные потери, называемыми интерференцией. По результатам экспериментальных исследований наименьшие потери наблюдаются при размещении двигателя на крыле по схеме среднеплан. При размещении двигателя непосредственно на крыле или под крылом потери будут минимальными, если поперечное сечение мотогондолы имеет прямолинейные обводы при соблюдении правила площадей.

При размещении двигателя на пилоне под крылом на его нижней поверхности появляется разряжение, вызываемое реактивной струей (усиливается для двухконтурных ТРДД), что может приводить к возникновению местных сверх звуковых зон обтекания и, как следствие, волновых потерь.

Для уменьшения воздействия продольной составляющей скорости стреловидного крыла на внутреннюю поверхность мотогондолы ось двигателя разворачивается во внутрь (в сторону фюзеляжа) на определенный угол.

источник

КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ

Узлы крепления двигателя на самолёте воспринимают и передают самолёту следующие нагрузки:

— тягу, как результирующую всех осевых сил;

-силы инерции масс двигателя возникающие при ускорениях и эволюциях самолёта

— гироскопический момент, определяемый угловыми скоростями вращения ротора и эволюции самолёта ;

— силы инерции и моменты, обусловленные дисбалансом деталей ротора;

— в ТВД необходимо дополнительно учитывать моменты винтов и гироскопические моменты с учётом редуктора.

Конструкция и расположение узлов на самолете приведена на рис.1.29.

Крепление двигателя должно удовлетворять следующим основным требованиям:

— обеспечение легкости установки, замены и технического обслуживания;

— обеспечения крепления двигателя в направлении шести степеней свободы: осевом, вертикальном и боковом направлениях, вокруг вертикальной и горизонтальной осей. При этом система подвески должна быть статически определима, что исключает влияние деформаций самолёта на силовую систему двигателя и появление неучтённых дополнительных нагрузок;

Рис.1.29. Схема крепления двигателя к самолету:

1 — стержень продольного и поперечного крепления; 2 кронштейны главной передней подвески; 3 — качалка задней подвески; 4 — задняя такелажная подвеска; 5 — перед­ние транспортировочные и такелажные кронштейны; 6 — задние транспортировочные кронштейны

— узлы крепления должны обеспечивать свободу температурных деформаций деталей двигателя. Для этого основные узлы располагают в одной плоскости перпендикулярной оси двигателя. Чаще всего лишь один узел является фиксирующим, а остальные допускают свободу перемещений, что обеспечивается шарнирными устройствами и стержнями;

— основные точки подвески должны быть расположены вблизи к центру масс двигателя. Как правило, такие точки располагаются на корпусе компрессора в районе силового пояса задней опоры;

— дополнительные точки подвески должны быть расположены на корпусе турбины также в плоскости силового пояса;

— в случае легких тонкостенных конструкций корпусов, для исключения больших радиальных деформаций и задевания лопаток за корпус, не допускаются в точках подвески большие радиальные усилия;

— для проведения такелажных, монтажных и транспортировочных работ на двигателе должны быть дополнительные точки подвески, отвечающие всем требованиям основных узлов подвески. При выполнении монтажных работ подвеска и поддержка двигателя в произвольных точках не допускается.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Назовите, какие внутренние нагрузки действуют на детали двигателя в полёте?

1. Перечислите внешние нагрузки, действующие на элементы двигателя в полёте?

2. Как рассчитать осевые силы в проточной части двигателя?

3. Способы снижения осевых сил на радиально-упорном подшипнике.

4. Основные силовые схемы роторов двигателей по осевым связям.

5. Силовые схемы роторов и корпусов двигателей по окружным связям.

6. Основные силовые схемы корпусов.

7. Силовые схемы двухопорных роторов по радиальным связям.

8. Силовые схемы трёх и четырёх опорных роторов по радиальным связям.

9. Силовые схемы двигателей по радиальным связям с двумя и тремя роторами.

10.Узлы крепления двигателей на самолёте.

ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

Назначение входного устройства – обеспечить подвод и сжатие необходимого количества воздуха из окружающей среды к компрессору с наименьшими потерями и максимальной равномерностью полей скоростей и давлений на всех режимах эксплуатации двигателя. Сжатие воздуха во входном устройстве может осуществляться только за счёт преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию (статическое давление).

Конструктивно входное устройство может составлять часть конструкции двигателя, либо сочетание самолетных и двигательных частей.

Входные устройства могут быть индивидуальными для каждого двигателя, либо групповыми, предназначенными для нескольких рядом расположенных двигателей. При групповом входном устройстве, для исключения взаимного влияния двигателей на работу друг друга, во входном устройстве ставят длинные вертикальные перегородки.

По месту расположения на самолёте входные устройства подразделяются: лобовые и фюзеляжные (боковые, верхние, нижние). Лобовые ВУ обычно применяются, когда двигатели размещаются в гондолах либо в крыле, а фюзеляжные – при размещении двигателей в задней части фюзеляжа. Гондолы могут быть размещены на крыле, под крылом или на хвостовой части фюзеляжа, а входное устройство в невозмущенном потоке.

Фюзеляжные входные устройства могут быть полукруглыми, плоскими, клиновидными или совковыми.

Лобовые входные устройства могут быть как кольцевыми (осесимметричными), так и прямоугольными (плоскими).

Основные требования к входным устройствам:

— малое внешнее сопротивление;

— достаточная прочность и жёсткость на всех режимах эксплуатации;

— высокий коэффициент восстановления статического давления;

— устойчивое, безсрывное обтекание набегающего потока;

— равномерное поле скоростей и давлений на входе в компрессор;

— технологичность и простота обслуживания в эксплуатации;

Подвод необходимого количества воздуха к двигателю обеспечивается, прежде всего, правильным выбором площади входного устройства и при необходимости её изменением в соответствии с режимом работы двигателя и режимом полёта.

В полете давление воздуха на входе в компрессор определяется эффективностью его сжатия (торможения) во входном устройстве и потерей энергии скоростного напора на трение по каналу входного устройства. Потери во входном устройстве оцениваются коэффициентом восстановления полного давления σвх, который равен отношению полного давления Рвх на входе в компрессор к полному давлению адиабатически заторможенного набегающего потока Рн (σвх = Рвхн). Снижение величиныσвх приводит к уменьшению давления на входе в компрессор, ухудшается экономичность и тяга двигателя, возрастают удельный расход топлива и удельная масса. Так, при скорости полёта М=2,5, уменьшение коэффициента восстановления полного давления на 30% приводит к снижению тяги двигателя на 45% и увеличению удельного расхода топлива на 15%. Для получения наибольшего значения σвх входное устройство целесообразно размещать в зоне максимального использования скоростного напора, профилировать сечение входного устройства для двигателей, эксплуатируемых при М>1, вводить регулирование площади входного устройства и обеспечивать минимальные гидравлические потери. С этой целью обтекаемые поверхности входных устройств выполняют гладкими, без уступов и резких поворотов, осуществляют отсос или слив пограничного слоя и стремятся входной канал выполнить как можно меньшей длины. Для обеспечения равномерности поля скоростей и давлений на входе в компрессор, участок входного канала, перед компрессором выполняют конфузорным с уменьшением площади на 7…10%.

Читайте также:  Установка кнопки запуска двигателя 2107

При установке двигателя на самолёт часть развиваемой им мощности тратится на преодоление внешнего (лобового) сопротивления создаваемого входным устройством, гондолой двигателя, специальными заборниками воздуха для целей охлаждения элементов двигателя. Суммарное внешнее сопротивление включает в себя сопротивление трения при наружном обтекании гондолы, волновое сопротивление входного устройства, волновое сопротивление гондолы, взаимное влияние (интерференция) силовой установки и самолёта. Значение силы внешнего сопротивление входного устройства Хвх зависит от геометрии входного устройства, места расположения и состояния обтекаемых поверхностей и скорости обтекания.

При размещении двигателей в фюзеляже внешнее сопротивление возрастает незначительно, а внутреннее, из-за каналов большой длины и поворотов, может возрасти значительно. На дозвуковых самолётах это приводит к снижению тяги и экономичности двигателей до 15%. При размещении двигателя вне самолёта – в гондоле резко возрастают потери на внешнее сопротивление, а внутренние растут незначительно, так как входной канал короткий и прямой. Потери тяги и экономичности на дозвуковых самолётах не превышают 2%.

Таким образом, тяга двигателя, используемая на перемещение самолёта, снижается на величину потерь внутри входного устройства ΔРвх и внешнего обтекания Хвх. Входное устройство, обеспечивающее минимальные потери тяги внутри входного устройства называют оптимальным, а ВУ обеспечивающее наименьшие потери как ΔРвх, так и внешнего обтекания называют наивыгоднейшим. Для самолёта важно иметь наивыгоднейшее входное устройство, которое легче всего реализовать в осесимметричном входном устройстве с осевым входом воздуха.

Необходимая прочность и жёсткость конструкции входного устройства при требовании минимума массы обеспечивается правильным выбором места размещения двигателя, типом применяемого входного устройства и системы его регулирования, материалом и толщиной стенок силовых элементов и рациональным размещением продольных и поперечных подкрепляющих элементов. При проектировании входного устройства необходимо учитывать, что при работе двигателя при М=0, внутри канала входного устройства создаётся разряжение (возможна потеря устойчивости оболочки), а при полёте М>0 – значительное избыточное давление.

Необходимая герметичность воздухоподводящего канала входного устройства достигается установкой в местах соединения элементов входного устройства уплотняющих лент, резиновых прокладок и нанесения, специальных гермеризирующих замазок. Герметичность соединения самолётных и двигательных частей входного устройства должна быть обеспечена с возможностью свободы их перемещений из-за различия температурных расширений.

Во входном устройстве должна быть установлена противообледенительная система, предотвращающая образования льда в каналах входного устройства.

2.2. ДОЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

При дозвуковых скоростях полета самолёта применяются дозвуковые входные устройства, в которых преобразование кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию (давление) осуществляется в свободном потоке перед входным устройством. Внутри канала входного устройства скорость воздуха составляет (0,6…0,65) М.

Простейшая конструкция дозвукового входного устройства ТРД (рис.2.1) состоит из внешнего обтекателя 1, внутреннего обтекателя 2, и корпуса 3.

Рис. 2.1. Простейшее дозвуковое входное устройство ТРД:

1- внешний обтекатель; 2 – внутренний обтекатель; 3 – корпус; 4 — ребра жесткости

Для обеспечения обтекания без срыва потока при несовпадении оси входного устройства и направлении вектора скорости набегающего и снижения гидравлических потерь (получения максимального значения коэффициента восстановления полного давления) потока внешний обтекатель имеет профилированную переднюю кромку. Внешний обтекатель изготавливается из листового материала (АМг, АМц) и для увеличения жёсткости и прочности к его стенкам привариваются продольные и поперечные профилированные элементы 4. Передняя профилированная кромка изготавливается глубокой вытяжкой и соединяется с внешним обтекателем сваркой. Внутренний обтекатель обеспечивает плавный переход кругового сечения канала на входе в двигатель в кольцевой — на входе в компрессор. Обычно он изготавливается глубокой вытяжкой из листового материала (АМг, АМц, ст.10) без продольного разъёма или с продольным разъёмом.

Во входном устройстве ТВД (рис.2.2) внутренний обтекатель образуется обтекателем втулки воздушного винта и корпуса редуктора.

Рис. 2.2. Входное устройство ТВД: 1 – корпус входного устройства; 2 – внешний обтекатель; 3 – внутренний обтекатель; 4 – обтекатель корпуса редуктора

В настоящее время к двигателям самолётов гражданской авиации предъявляются жёсткие требования по уровню шума. Одним из источников шума двигателя является входное устройство. Поэтому конструкции входных устройств современных двигателей значительно усложнились. Одним из элементов обеспечивающим снижение уровня шума является установка на обтекаемых поверхностях входного канала специальных звукопоглощающих облицовок и специально профилированных внутренних обтекателей. Более подробно вопросы шумоглушения в авиационных двигателях рассмотрены в [4,5].

Дозвуковые входные устройства ввиду их конструктивной простоты можно применять до скоростей полёта М=1,3…1,5, при которых потери в прямых скачках уплотнения ещё незначительны.

2.3. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

Сверхзвуковые входные устройства применяются на самолётах при скоростях полёта М>1,5. В сверхзвуковых входных устройствах процесс сжатия (торможения) набегающего сверхзвукового потока осуществляется в системе скачков уплотнения – несколько косых и замыкающий прямой. Косые скачки уплотнений образуются при обтекании центрального тела с изломом или клина и замыкаются на передней кромке внешнего обтекателя. Прямой скачок уплотнения всегда замыкается в плоскости входа. Оптимальное число косых скачков определяется скоростью полёта.

Сверхзвуковые входные устройства могут быть с постоянной площадью проходного сечения и с изменяющейся площадью (регулируемые). Так как входные устройства с постоянной площадью имеют оптимальные характеристики только на одном, обычно расчетном режиме полёта, их применение ограничено.

В регулируемом входном устройстве осуществляется согласование производительности (пропускной способности), минимального сечения входа, количества скачков уплотнений, в результате чего обеспечивается максимальное значение тяги, устойчивость работы двигателя в широком диапазоне скоростей полёта и режимов работы двигателя. Так при изменении скорости полёта с М=1,5 до М=3 расход воздуха через входное устройство должен возрасти в 3 раза.

Согласование производительности входного устройства и потребного расхода воздуха для компрессора двигателя можно следующими способами рис.2.3:

Рис.2.3. Способы обеспечения потребного расхода воздуха через сверхзвуковое входное устройство: а – изменением площади входа; б – разделением сверхзвукового потока; в – перепуском воздуха из воздухозаборника в атмосферу

изменением площади входа, путём отклонения кромки внешнего обтекателя (рис. 2.3,а) либо другим конструктивным элементом;

осуществлением сверхзвукового обтекания потока- с уменьшением количества воздуха поступающего во входное устройство (рис.2.3);

использованием специальной системы перепуска воздуха из воздухозаборника в атмосферу; воздух перепускается через створку в дозвуковой части за горлом непосредственно в атмосферу или через створку в гондолу, а из гондолы в атмосферу через дозвуковое или сверхзвуковое сопло Лаваля (рис.2.3,в).

По форме входные устройства выполняются: осесемметричными, полукруглыми или плоскими.

В сверхзвуковом осесимметричном регулируемом входном устройстве внутренний обтекатель состоит из нескольких элементов соединённых с возможностью взаимного перемещения (рис.2.4).

Рис.2.4. Сверхзвуковое регулируемое осесимметричное входное устройство: 1 – ступенчатый корпус; 2 — сервопоршень; 3 – внешний обтекатель; 4,5 – кольца; 6 – окна; 7 — гидроцилиндр

Так передняя его часть 1 может перемещаться по оси при помощи сервопоршня 2. Внешний обтекатель 3 состоит из кольца 4 с острой входной кромкой, кольца 5 расположенного между стенками и имеющего возможность осевых перемещений от гидроцилиндра 7. При осевых перемещениях кольцо 5, открывает окна 6 для прохода дополнительного воздуха к компрессору, минуя входное сечения, чем обеспечивается снижение потерь и повышения устойчивости работы двигателя за счет исключения срыва потока с острых входных кромок кольца 4.

На рис. 2.5 приведена схема плоского входного устройства со ступенчатым изменением клинового внутреннего обтекателя.

В плоских сверхзвуковых входных устройствах значительно проще чем в осесимметричных, осуществить регулирование площадей горла, входа и угла клина, например, при помощи специального клина изменяемой геометрии (см. рис. 2.5).

Пример сверхзвуковых входного и выходного устройств приведён на рис.2.6 для ТРД «Олимп» самолёта «Конкорд» (скорость полёта М=2,2). На этом же рисунке приведены положения основных регулируемых элементов входного и выходного устройств, при изменении режима полёта самолёта.

Плоские входные устройства имеют широкие возможности для регулирования площадей горла и входа во всем диапазоне скоростей полёта и на всех режимах работы двигателя. При широком и коротком клине потери на трение соизмеримы с потерями на трение в осесимметричном входном устройстве.

Рис. 2.5. Схема плоского сверхзвукового регулируемого входного устройства со ступенчатым клином изменяемой геометрии: 1 – неподвижный клин; 2 – подвижный клин; 3,4,5 – подвижные элементы для регулирования площади входа; 6 – шарнирные соединения; 7 – отверстия для отсоса пограничного слоя

При рациональном расположении плоского входного устройства относительно набегающего потока (вектора скорости полёта) можно повысить стабильность характеристик входного устройства при изменении направления потока по отношению к оси двигателя.

Осесимметричные входные устройства имеют форму потока воздуха хорошо согласующуюся с проточной частью компрессора, имеют меньшее лобовое сопротивление, и массу, а также лучшую равномерность потока на входе в компрессор. Однако такие входные устройства имеют плохие характеристики при изменении угла набегающего потока (срывной режим).

Кроме того, осуществление необходимого регулирования осесимметричного входного устройства связано с большими трудностями, чем при входном устройстве прямоугольной формы. Сверхзвуковое входное (а также сверхзвуковое выходное) устройство должны проектироваться совместно с основными элементами двигателя (силовой установке).

Доводку и испытание двигателя необходимо проводить также только при установленных входных и выходных устройствах. При проектировании компрессора необходимо учитывать, что при наличии сверхзвукового входного устройства увеличивается неравномерность полей скоростей и давлений на входе и снижается запас устойчивой работы компрессора.

Рис. 2.6. Схема регулируемого входного и выходного устройства:

I – взлетный режим; II – набор высоты при низком уровне шума; III – переход через скорость звука; IV – сверхзвуковой крейсерский режим; V – переход к дозвуковому режиму; VI – реверсирование тяги; 1 – крыло; 2 – регулируемые перепускные створки; 3 – регулируемое выходное устройство

2.4. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

При работе двигателя в условиях температуры наружного воздуха ниже нуля и влажности более 1…2 г/м 3 , а также в тумане и облаках возможно обледенение входного устройства, лопаток входного направляющего аппарата и рабочих лопаток первых ступеней. Обледенение элементов двигателя приводит к уменьшению площади проходных сечений тракта двигателя, снижению расхода воздуха и, как следствие, падению тяги и росту удельного расхода топлива. При этом также возникает неравномерность полей скоростей и давлений по окружности компрессора, что может привести к срыву работы компрессора или повышению температуры газа перед турбиной. Кроме того, образовавшаяся ледяная корка от вибрации может разрушаться и куски льда, попадая в проточную часть двигателя, приведут к повреждению лопаток компрессора, а, следовательно, выходу двигателя из строя. В осевых компрессорах слабая передача тепла от последних, горячих ступеней к первым – холодным, поэтому образование льда возможно не только на первой, но и на одной двух последующих ступенях.

Для обеспечения надежной работы двигателя в различных климатических условиях предусматриваются специальные устройства основанные на двух принципах:

— подогрев стенок входного устройства и деталей первых ступеней компрессора до температуры выше 10 0 С;

— впрыск во входное устройство двигателя противообледенительной жидкости.

Источниками тепла для подогрева деталей входного устройства и компрессора могут быть:

— теплый воздух из-за одной из ступеней компрессора, где его температура выше 200 0 С;

— горячее масло, откачиваемое из маслоотстойников;

— горячие газы из-за турбины;

— горячие газы, отбираемые из камеры сгорания;

Наибольшее распространение получил способ обогрева элементов двигателя теплым воздухом, отбираемым от компрессора (рис. 2.7), как наиболее простой и надежный.

Теплый воздух подводится на обогрев входного устройства и лопаткам НА только при наличии условий обледенения. Заданный расход обеспечивается калиброванными отверстиями, расположенными в различных частях системы обогрева. Проходя по тракту обогрева теплый воздух, нагревает стенки до температуры 20…40 0 С и поступает в проточную полость компрессора. Возможно подача горячего воздуха на обогрев из передней разгрузочной полости, куда он поступает от ступени компрессора через полый ротор. Такая система подвода теплого воздуха проще, надежней и имеет меньшую массу, так как не требуется внешних трубопроводов и дополнительных уплотнений.

В обогреваемых лопатках входного направляющего аппарата (рис.3.44, рис.3.45), для подвода теплого воздуха, выполняются продольные каналы, которые по носку лопатки заделываются одним из способов приведенным на рис,3.46, или лопатки выполняются полыми, с дефлекторами, обеспечивающими подвод требуемого количества воздуха к определенному месту лопатки.

Рис. 2.7. Схема выключаемой системы обогрева элементов входного устройства: 1 – обогреваемый внутренний обтекатель; 2 – обогреваемые накладные спицы силовых стоек входного устройства; 3 – диафрагма с расходным отверстием; 4 – дроссельная заслонка; 5 – обогреваемая лопатка входного НА

Обогрев силовых стоек переднего корпуса, лобового картера теплым маслом, отбираемым из маслоотстойников, широко применяется в турбовинтовых и турбовальных двигателях. Такой способ надежен и экономичен. Обогрев горячими газами не нашел применения ввиду коррозионного и эрозионного износа обогреваемых деталей, возможного коробления деталей и снижения пожаробезопасности двигателя из-за нарушения герметичности подводящих трубопроводов.

Читайте также:  Высота установки подвесного двигателя

При электрическом подогреве необходимо к обогреваемой поверхности подводить до 80…120 Вт на 1 дм 2 электрической энергии, что является существенным недостатком. Обычно нагревательные элементы размещаются в стойках, лопатках НА и входном кольцевом коллекторе.

При любом способе подогрев должен быть умеренным и не вызывать коробления поверхностей деталей компрессора и входного устройства.

Применение противообледенительных жидкостей для впрыска на вход двигателя требует специальных систем подачи (насосы, трубопроводы, форсунки, запорно-регулирующей аппаратуры), большого количества жидкости и ёмкости для её хранения. Поэтому применения данного способа борьбы с обледенением неизбежно сопровождается увеличением массы двигателя. Возможно, также устранить обледенение, применением специальных водоотталкивающих покрытий, наносимых на поверхности, где существует угроза образования ледяной корки в определенных условиях эксплуатации.

КОМПРЕССОРЫ ГТД

3.1. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОМПРЕССОРАМ

Компрессор является одним из основных узлов ГТД и служит для повышения давления воздуха перед камерой сгорания. Техническим совершенством компрессора во многом определяются габариты и удельная масса двигателя, удельный расход топлива, ресурс и надежность работы двигателя. Поэтому к компрессорам ГТД предъявляются следующие основные требования:

— обеспечение заданной степени повышения давления πк;

— подача требуемого по массе количества воздуха в камеру сгорания Gв;

— минимальная масса и габаритные размеры;

— газодинамическая устойчивость на всех режимах эксплуатации;

— высокая надежность и живучесть в эксплуатационных условиях;

— длительный ресурс, как межремонтный, так и эксплуатационный;

— технологичность, модульность конструкции и возможность модернизации;

— возможность и удобство контроля технического состояния;

— минимальное влияние на окружающую среду.

Перечисленным требованиям, наиболее полно, удовлетворяют многоступенчатые осевые компрессоры, которые применяются в большинстве современных ГТД.

Рассмотрим более подробно взаимосвязь между конструктивными и газодинамическими параметрами осевых компрессоров с учетом перечисленных требований.

С ростом степени повышения давления в компрессоре до оптимального значения πк увеличивается КПД двигателя, уменьшается относительный расход топлива и растёт удельная тяга. Однако значительное повышение πк приводит к существенному усложнению конструкции, применению двух- или трёх каскадных компрессоров, введению дополнительных узлов по обеспечению газодинамической устойчивости в широком диапазоне режимов работы. Кроме того, при повышении πк и скорости полета температура воздуха за компрессором становится высокой, что усложняет задачу охлаждения лопаток и дисков турбины, корпусов, опор и других узлов двигателя.

В современных ТРД, ТРДФ, ТВД и ТВВД степень повышения давления в компрессоре πк составляет от 6 до 16, а число ступеней 6…15. Чаше всего компрессор выполняется однокаскадным, с двумя опорами (см. рис.3.1,а) либо опоры для компрессора и турбины общие (рис.3.1,б).

Рис. 3.1. Схемы ТРД с трехопорным ротором: а – трехопорный ротор, б – двухопорный ротор 1 – входное устройство; 2 – осевой компрессор; 3 – камера горания; 4 – турбина; 5 – выходное устройство; 6,8 – роликовые подшипники; 7 –шариковые радиально – упорные подшипники

Для повышения газодинамической устойчивости компрессор выполняют двухкаскадным. При этом компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД) которые имеют свои приводные турбины, обеспечивающие оптимальные числа оборотов для каждого каскада (рис.3.2). Ротор КНД имеет 3…4 ступени, а ротор КВД 3…8 ступени.

Рис.3. 2. Схема двухроторного ТРД:1 – входное устройство; 2 – КНД; 3 – промежуточный корпус; 4 – КВД; 5 – камера сгорания; 6 – турбина КВД; 7 – турбина КНД; 8 – выходное устройство; 9,12,13 – роликовые подшипники; 10,11 – шариковые радиально – упорные подшипники

В ТРДД и ТРДДФ самолетов гражданской авиации применяются в основном двухкаскадные и трехкаскадные компрессора, обеспечивающие степень повышения давления πк за КВД у современных двигателей до 30 с тенденцией роста до 60. При этом степень двухконтурности составляет от 2 до 8 с тенденцией роста, а степень повышения давления вентиляторной ступени πв 1,5…1,7.

В двухкаскадный компрессорах при большой степени двухконтурности (m>4) вентилятор (КНД) обычно выполняют одноступенчатым, а число ступеней КВД 9…12. Лопатки вентилятора такого компрессора имеют большую длину и напорность, создаваемая корневой частью лопатки мала, поэтому для обеспечения газодинамической устойчивости КВД после вентилятора устанавливают подпорные ступени в количестве 3…6 (компрессор среднего давления на рис.3.3.).

В двухкаскадных компрессорах с небольшой степенью двухконтурности (m=0.2. 2) число вентиляторных ступеней 2…5, а число ступеней КВД 7…10 (рис.1.17.).

В трехкаскадном компрессоре для обеспечения газодинамической устойчивости КВД подпорные ступени за вентилятором размещаются на отдельном роторе со своей приводной турбиной (рис.1.16). Такой компрессор называется компрессором среднего давления (КСД).

Для ТРДД с небольшой степенью двухконтурности в вентиляторе выполняется 3…5 ступеней, в компрессоре среднего давления и КВД по 4…6 ступеней. В ТРДД с большой степенью двухконтурности выполняется одна вентиляторная ступень, 3…7 ступеней компрессора среднего давления и 6…8 ступеней КВД.

Рис.3.3. Схема двухконтурного ТРД с передним расположением вентилятора второго контура: А – лопатки входного НА; B – двухступенчатый вентилятор; C – выход воздуха из первого контура в атмосферу; D – 6-ступенчатый компрессор среднего давления; E – 7-ступенчатый КВД; F – камера сгорания; G – одноступенчатая турбина, приводящая КВД; H,I,K – три ступени турбины, приводящей двухступенчатый вентилятор и компрессор среднего давления

Расход воздуха через компрессор задаётся исходя из потребной тяги двигателя, и он в основном определяет габариты и массу компрессора и всего двигателя.

Расход воздуха определяется по формуле:

3.1)

где – плотность воздуха на входе в компрессор, кг/м 3 ; F1 – кольцевая площадь на входе в компрессор, м 2 ; C – осевая составляющая абсолютной скорости воздуха на входе в компрессор, м/c;

D – наружный диаметр рабочего колеса, м;

d – диаметр втулки колеса (корневой диаметр лопаток), м;

F – лобовая площадь компрессора, м 2 ;

— относительный диаметр втулки колеса;

— удельная производительность компрессора;

Удельная производительность характеризует расход воздуха в секунду, приходящийся на 1м 2 площади входа в компрессор. Чем больше φK, тем меньше, при заданном расходе, лобовая площадь компрессора и наружный диаметр компрессора.

Повысить φK можно за счет увеличения скорости воздуха С на входе в компрессор и уменьшения относительного диаметра втулки Однако для дозвуковых скоростей в ступени осевая составляющая скорости С не превышает значений 250…280 м/c. Это обусловлено тем, что при увеличении С удельная производительность компрессора практически не увеличивается, а потери растут значительно (см. рис.3. 4).

кг/с м 2

Рис.3.4. Зависимость удельной производительности компрессора от осевой скорости воздуха на входе

В сверхзвуковых ступенях значение С может быть и больше, что приведёт к увеличению φк,

однако при этом снижается КПД ступени и всего компрессора. Помимо этого, у длинных лопаток, увеличиваются напряжения, и снижается их вибропрочность. Поэтому у существующих конструкций двигателей на первых ступенях компрессоров = 0.4…0.6 у ТРД, 0.35…0.4 у ТРДД и 0.5…0.7 у ТВД.

Требование снижения массы и габаритов компрессора обусловлено стремлением уменьшения лобовой площади двигателя и массы самого двигателя, что при одинаковой тяге увеличит полезную нагрузку летательного аппарата.

Уменьшить наружный диаметр компрессора или повысить φK также возможно за счёт снижения на первых ступенях компрессора. Однако при =0.3…0.4 затруднено размещение лопаток на колесе и ухудшаются условия обтекания лопатки у корневого сечения, что приводит к снижению напорности ступени и КПД.

Лобовая площадь двигателя однозначно определяется удельной производительностью компрессора. Эффективность массовых характеристик компрессора оценивается удельной массой компрессора mк.уд, представляющей отношение массы компрессора Мк к потребляемой им мощности Nк:

где Lк – удельная работа компрессора, дж/кг;

Gв – массовый секундный расход воздуха, кг/с.

Таким образом, удельная производительность компрессора однозначно определяет удельную массу компрессора.

Снижение удельной массы компрессора можно осуществлять и путем конструктивных мероприятий, например:

— применением лопаток, дисков, валов с малыми размерами поперечных сечений;

— выполнением тонкостенных корпусов;

— применением лопаток большого удлинения, т.е. с малой хордой.

При уменьшении хорды лопатки снижается их масса, а, следовательно, создаваемая ими центробежная сила, что позволяет уменьшить габариты и массу дисков или барабанов. Снижение хорды уменьшает также и осевую длину компрессора, т.е. массу. Однако при уменьшении длины хорды лопаток снижается напорность ступени, и для её обеспечения необходимо размещать большее число лопаток. Также снижение длины хорды ограничено прочностными параметрами, так как при уменьшении длины хорды возрастают напряжения изгиба. Наибольшее удлинение (3…4,5) имеют лопатки первых ступеней.

Наиболее перспективным и широко применяемым путём снижения массы компрессора является использование легких, высокопрочных материалов для деталей компрессора, рационального выбора формы проточной части, силовой схемы ротора и статора и новых технологий формообразования и соединения деталей. В компрессорах современных и перспективных двигателей широко применяются титановые сплавы, стеклопластики, композиционные материалы. Удельная масса компрессора современного двигателя составляет примерно 0,01…0,03 кг/кВт. Высокое значение КПД компрессоров обеспечивается, прежде всего, правильным выбором газодинамической схемы компрессора (распределением адиабатической работы сжатия между ступенями, выбором закона профилирования лопаток, сочетанием дозвуковых и сверхзвуковых ступеней), конструктивными и технологическими мероприятиями. Так, например, для снижения гидравлических потерь поверхность лопаток и проточной части шлифуют и полируют, обеспечивают безотрывное течение воздуха. Для обеспечения высокого значения расходного КПД между ступенями выполняются специальные уплотнения, допускающие минимальные значения радиальных и осевых зазоров. Для сохранения высокого КПД на нерасчетных режимах в компрессорах выполняются клапаны перепуска воздуха, поворотные лопатки направляющих аппаратов.

В настоящее время КПД компрессоров составляет 0,87…0,94.

Газодинамическая устойчивость компрессора определяет получение заданных параметров двигателя на всех эксплуатационных режимах и обеспечивается правильным профилированием входного устройства, применением двух — и трехроторных схем, а также клапанами перепуска воздуха и поворотными лопатками направляющих аппаратов.

Конструкция осевого компрессора представляет собой сложную роторную машину, детали которой подвержены значительным осевым, радиальным, окружным и температурным нагрузкам, вызывающим напряжения растяжения, сжатия, изгиба и среза. Кроме того, тонкие лопатки весьма чувствительны к вибрационным нагрузкам. Попадание вместе с воздухом песка, льда и других предметов может вызвать повреждение и разрушение лопаток. Неполадки компрессора являются частыми причинами досрочного снятия двигателя с самолёта. Поэтому повышения надёжности компрессора является важной задачей обеспечивающей повышения как межремонтного, так и эксплуатационного ресурса двигателя. Повышение надежности достигается, прежде всего, принятием конструктивных оптимальных решений, устранением вибраций, повышением уровня технического обслуживания и эксплуатации.

Стоимость и трудоёмкость изготовления и ремонта осевых компрессоров достаточна, высока, что обусловлено большим числом лопаток требующих высокой точности изготовления и установки. Снижение затрат на производство компрессоров идет за счет внедрения прогрессивных технологических методов таких как: точная штамповка, выдавливание, прокатка, литье под давлением и др., а также технологического совершенствования конструкции, изыскания новых более дешевых материалов.

Снижение эксплуатационных затрат достигается прежде всего конструктивным совершенством компрессора, достаточными и надёжными методами контроля технического состояния компрессора, что обеспечивает возможность перевода двигателя на обслуживание по техническому состоянию. Значительное сокращение затрат на обслуживание и ремонт, а также снижение времени простоя самолета по причине поломки двигателя возможно за счёт выполнения двигателя модульной конструкции. Модульная конструкция позволяет наиболее полно реализовать эксплуатацию двигателя по техническому состоянию. Двигатель такой схемы состоит из отдельных блоков (модулей), которые при необходимости можно заменить, не снимая двигатель с самолёта. Пример модульной конструкции двигателя приведен на рис.3.5. Компрессор является одной из основных составляющих ГТД во многом определяющего его совершенство, удельные энергетические и эксплуатационные параметры. Дальнейшее совершенствование компрессоров идёт по пути решения следующих задач:

-снижение удельной массы компрессора;

— уменьшение удельного расхода топлива, за счет улучшения параметров компрессора и совершенствования конструкции;

— повышение надежности и ресурса, как межремонтного, так и эксплуатационного;

— сокращение расходов и времени на ремонт и техническое обслуживание, как компрессора, так и всего двигателя;

Рис.3.5. Пример деления двигателя на модули: 1 – входной корпус; 2 – КНД; 3 – выходной направляющий аппарат; 4 – промежуточный корпус и КВД в сборе; 5 – общий корпус камеры сгорания и газовых турбин; 6 – жаровая труба; 7,8 – сопловой аппарат и рабочее колесо ТВД; 9,10 – сопловой аппарат и рабочее колесо ТНД; 11 – диффузор форсажной камеры; 12 – фронтовое устройство; 13 — агрегаты

Перспективные конструктивные схемы ГТД должны иметь компрессор с суммарной степенью повышения давления к=40…60, степенью двухконтурности m=12. 15, состоять либо из вентилятора, компрессора среднего давления (КСД) и компрессора высокого давления (КВД), либо из вентилятора и КВД. Степень повышения давления в вентиляторной ступени πв=1.5…1.7. Для сохранения и поддержания параметров компрессоров в процессе эксплуатации во время назначенного ресурса необходимо:

— проектировать компрессор с жестким ротором;

— использовать для ротора и статора материалы, обеспечивающие минимальные значения радиальных и осевых зазоров без дополнительных мероприятий по охлаждению или нагреву корпуса;

— применять лопатки компрессора малого удлинения и большой относительной толщины;

— создать конструкции вентилятора и разделительного корпуса, обеспечивающие направлении посторонних частиц попадающих во входное устройство ГТД, в наружный контур;

— обеспечить надёжность работы и ресурс уплотнений.

3.2 КЛАССИФИКАЦИЯ КОМПРЕССОРОВ

По направлению движения потока воздуха в проточной части компрессора:

— осевые компрессоры, у которых направление скорости потока воздуха в меридиональной плоскости параллельно, или почти параллельно продольной оси двигателя (рис.3. 6.);

Рис. 3.6. Схема осевого компрессора: 1 – ротор; 2 – входной направляющий аппарат; 3 – направляющий аппарат; 4,5 – статор; G – направление движения воздуха

— центробежные компрессоры, в которых поток направлен по радиусу (рис. 3.7.);

Рис.3. 7. Схемы центробежных компрессоров:

а – с односторонним входом; б – с двухсторонним входом; 1 – неподвижный направляющий аппарат; 2 – вращающийся направляющий аппарат; 3 – рабочее колесо; 4 – безлопаточный (щелевой) диффузор; 5 – лопаточный диффузор; 6 – выходное устройство (сборная улитка); ω – угловая скорость

— диагональные компрессоры, в которых направление скорости потока воздуха занимает среднее положение между осевыми и центробежными компрессорами (поз. 2 на рис.3.8,а);

Читайте также:  Установка двигателя мопеда альфа на карпаты

Рис.3. 8. Схемы комбинированных компрессоров:

а – диагонально-осевой; б – осецентробежный; 1 – входной направляющий аппарат; 2 – диагональное рабочее колесо; 3 – осевой компрессор; 4 – центробежное рабочее колесо; ω – угловая скорость

— комбинированные компрессоры, которые представляют собой последовательно соединённые осевые и центробежные компрессоры (осецентробежные рис.3.8,б.), либо диагональные и осевые (диагонально осевые) (рис.3.8,а.).

По удельному расходу воздуха, степени повышения давления и КПД центробежные и диагональные компрессоры значительно проигрывают осевым, поэтому в современных двигателях применяются в основном осевые компрессоры. Центробежные компрессоры применяются на двигателях малой мощности и во вспомогательных силовых установках (ВСУ).

В дальнейшем классификационные признаки и конструктивные элементы будем рассматривать применительно к осевым компрессорам.

2. По отношению скорости потока воздуха к скорости звука в рассматриваемом сечении проточной части компрессора (числу Маха М) различают дозвуковые (М 1) компрессоры.

3. По числу роторов – однороторные компрессоры (рис.3.1), двухроторные (рис.3.2) и трехроторные (рис.1.16).

4. По конструктивной схеме ротора:

— компрессор с ротором дискового типа (рис.3.9,б);

— компрессор с ротором барабанного типа (рис.3.9,а);

-компрессор с ротором смешанного (барабанно-дискового) типа (рис.3.9,в).

Рис. 3.9. Типы роторов осевых компрессоров:

а – барабанный; б – дисковый; в — смешанный

5. По способу профилирования проточной части:

— при постоянном наружном диметре всех рабочих колес и увеличивающемся среднем диаметре и диаметре втулок (рис.3.10,а);

— при постоянном среднем диаметре рабочих колёс, уменьшающемся наружном диаметре и увеличивающемся диаметре втулок (рис.3.10,б);

— при постоянном диаметре втулок всех рабочих колёс и уменьшающемся среднем и наружном диаметрах (рис.3.10,в);

— комбинированные – комбинация из любых трёх выше рассмотренных схем, например, при постоянном наружном диаметре у одной части колёс и постоянном диаметре втулок у остальной части ступеней компрессора (рис.3.10,г).

Рис.3. 10. Способы профилирования проточной части компрессора:

а – при постоянном наружном диаметре всех колес; б – при постоянном среднем диаметре всех колес; в – при постоянном диаметре втулок; г – при комбинации D = const и d = const

В конструктивной схеме компрессоров с постоянным наружным диаметром (рис.3.10,а) от входа к выходу увеличивается средний диаметр, следовательно, растет окружная скорость на среднем диаметре, возрастает напорность ступеней и уменьшается их число, необходимое для получения требуемого значения степени повышения давления πк. Упрощается изготовление корпуса компрессора имеющего цилиндрическую форму.

Для данной схемы значение радиальных зазоров между наружным диаметром рабочих лопаток и корпусом не зависит от осевого смещения ротора и определяется только деформациями ротора и статора, обусловленными действием массовых, инерционных сил, тепловыми нагрузками и точностью изготовления. Однако для данной схемы с увеличением среднего диаметра снижается высота лопатки, что приводит к увеличению концевых потерь и снижению КПД ступени.

В компрессоре с постоянным диаметром втулки (рис.3.10,б) от входа к выходу уменьшается средний диаметр, что позволяет получать более длинные лопатки последних ступеней, также удобно размещать агрегаты двигателя, не увеличивая практически, мидель двигателя и упрощается технология изготовления деталей ротора, имеющих постоянный наружный диаметр. Однако с уменьшением среднего диаметра снижается напорность ступеней, что для получения требуемого значения степени повышения давления πк может привести к увеличению количества ступеней, длины и массы компрессора. Кроме того, значение радиального зазора между наружным диаметром лопаток и конической поверхностью корпуса зависит от осевого смещения ротора, что должно учитываться при выборе места расположения упорного подшипника при проектировании. Поскольку, вследствие температурных деформаций и отклонений в пределах поля допусков размеров деталей при изготовлении и сборке, происходит осевое смещении ротора и статора, назначаемое при проектировании значение радиальных зазоров для компрессоров с данной схемой проточной части больше, чем в компрессорах с проточной частью с постоянным наружным диаметром.

Конструктивная схема компрессора с постоянным средним диаметром (рис.3.10,в) занимает промежуточное положение между двумя рассмотренными выше, и её использование, часто обуславливается удобством конструктивной компоновки двигателя.

Достоинства и недостатки компрессоров с комбинированной проточной частью обусловлены достоинствами и недостатками конструкций его составляющих.

6. По конструкции корпуса (рис.3.11):

— неразъёмный корпус (рис.3.11,а);

— с продольным разъёмом (рис.3.11,в);

— с поперечным разъёмом (разъёмами) (рис.3.11,б);

— с продольным и поперечным разъёмами (рис.3.11,г).

Рис.3.11. Схемы корпусов: а– неразъемный корпус; б – корпус с поперечными разъемами; в – корпус с продольным разъемом; г – корпус с продольным и поперечным разъемом

7. По способу устранения помпажа:

— с поворотными лопатками направляющих аппаратов;

— с клапанами перепуска воздуха;

— с клапанами перепуска воздуха и поворотными лопатками направляющих аппаратов.

3.3. РОТОРЫ ОСЕВЫХ КОМПРЕССОРОВ

Ротор является основным рабочим элементом компрессора, в которых входят все его вращающиеся детали. Основными деталями ротора являются барабан или диск, на которые установлены рабочие лопатки, цапфы или вал, для установки в опорах и передачи крутящего момента от турбины, детали, обеспечивающие изгибную и крутильную жесткость и устойчивость ротора и детали уплотнений для герметизации воздушных и масляных полостей. При вращении ротора рабочие лопатки передают воздуху, проходящему через проточную часть компрессора механическую энергию, в результате чего давление и энергия потока воздуха возрастают.

В осевых компрессорах ГТД применяется в основном три конструктивных схемы роторов: барабанного, дискового и барабанно-дискового (смешанного) типа.

Роторы барабанного типа

Ротор барабанного типа представляет собой тонкостенный цилиндр или усечённый конус на наружной поверхности, которых прорезаются продольные или кольцевые пазы для крепления замков лопаток рис. 3.12.

Рис. 3.12. Роторы барабанного типа: а – ротор с разборными цапфами; б – крепление лопаток замком «ласточкин хвост» в кольцевых пазах; в – ротор сварной; 1 – передняя цапфа; 2 – секции барабана, соединенные сваркой; 3 – хвостовик лопатки; 4 – задняя цапфа; 5 – лопатка; 6 – замок лопатки «ласточкин хвост»; 7 – замыкающая проставка; 8 – клин;9 – стяжной болт; 10 – сварной шов

С торцовых поверхностей крепятся крышки с цапфами для крепления ротора в опорах. Выполнять продольные пазы крепления рабочих лопаток через весь ротор для всех ступеней компрессора технологически проще и дешевле, но нецелесообразно, так как число лопаток для каждой ступени будет одинаково, что не обеспечивает максимальную напорность каждой ступени. Кольцевые пазы выполняются для крепления рабочих лопаток замком «ласточкин хвост» (рис.3.12,б), либо вильчатого типа (рис.3.33,в). Крепление в кольцевых пазах замком типа «ласточкин хвост» позволяет установить в каждой ступени оптимальное число лопаток также, при одинаковой массе, ротор с кольцевыми пазами более прочен, чем ротор с продольными пазами и технологическое изготовление кольцевых пазов проще и дешевле. Однако такое крепление лопаток не нашло широкого применения в компрессорах ГТД ввиду сложности при установке и замене при ремонте.

Барабаны изготавливаются цельными (рис.3.12,а,б) или составными из нескольких частей (рис.3.12,в).

Отдельные части барабанов соединяются между собой при помощи шпилек, болтов (рис.3.12,а), радиальных штифтов или сварки (рис.3.12,в).

Во всех случаях соединений в конструкции ротора должны быть элементы, обеспечивающие точность центровки деталей при переборках и её сохранение на всех режимах эксплуатации. Конструктивное выполнение соединений роторов барабанного и барабанно-дискового типа одинаково и приводится в разделе — роторы барабанно-дискового типа.

Основными преимуществами роторов барабанного типа являются малая масса, простота конструкции, что упрощает технологию и стоимость изготовления. Роторы барабанного типа обладают высокой поперечной (изгибной) жёсткостью и, как правило, высокой критической частотой вращения, что позволяет при достаточной жёсткости элементов силовой схемы двигателя установить весь ротор на двух опорах. Основной недостаток роторов барабанного типа — его малая несущая способность (прочность на разрыв) от центробежных сил вращающихся масс рабочих лопаток установленных на барабане и самого барабана.

Ротора барабанного типа тихоходные, допускающие окружные скорости на среднем диаметре лопаток не более 200…250 м/с. Из-за малой окружной скорости, напорность ступеней невысокая, и для получения заданной степени повышения давления требуется больше число ступеней по сравнению с роторами других типов.

Это приводит к увеличению массы компрессора, что противоречит основному требованию, предъявляемому к компрессорам — обеспечению минимальной удельной массы mк. Малая окружная скорость ротора барабанного типа приводит к большому рассогласованию диаметров турбины и компрессора потому, что оптимальными для турбины являются окружные скорости 350…400 м/с. Поэтому роторы барабанного типа, для высокооборотных ГТД, применяются редко и в основном используются в вентиляторе и подпорных ступенях, расположенных за вентилятором в ТРДД с большой степенью двухконтурности. Для повышения прочности и несущей способности барабанных роторов на внутренней поверхности могут быть выполнены подкрепляющие рёбра (рис.3.12). Ротора барабанного типа могут применяться в малоразмерных, маломощных двигателях.

Роторы дискового типа

Ротор дискового типа представляет собой набор отдельных дисков, закреплённых на общем валу (рис.3.13).

Рис.3.13. Ротор дискового типа: 1 – вал; 2 – передний подшипник ротора; 3 – втулки лабиринтного уплотнения; 4 – гайки, стягивающие диски; 5 – диски; 6 – лопатки; 7 – трактовые кольца; 8 – диск лабиринтного уплотнения; 9 – радиально-упорный задний подшипник; 10 – фиксатор рабочей лопатки 1-ой ступени; 11 – контровочная втулка фиксаторов

Каждый диск 5 имеет обод для крепления рабочих лопаток 6 и ступицу крепления дисков с валом для передачи крутящего момента от турбины. Ширина обода диска определяется длинной полки замка устанавливаемых лопаток, ширина ступицы из условия прочности диска и передаваемого крутящего момента, а полотно диска специально профилируется – утоньшается от ступицы к ободу из условия прочности и минимальной массы. Иногда для упрощения технологии изготовления и снижения стоимости производства полотно диска выполняют постоянной толщины. Соединение дисков с валом должно обеспечивать надежную центровку, осевую фиксацию относительно вала, передачу крутящего момента на всех режимах эксплуатации и их сохранение на время всего ресурса. Нарушение центровки и осевые смещения дисков недопустимы, так как могут привести к разбалансировке ротора, повышению вибрации, изменению зазоров между роторными и статорными деталями двигателя и их касанию, и в итоге к снятию двигателя с эксплуатации.

Для передачи крутящего момента от вала к дискам применяются следующие способы:

При передаче крутящего момента за счёт сил трения (рис.3.14) диски должны устанавливаться на вал с большим натягом, чтобы обеспечить надежность соединения на всех режимах работы двигателя, когда диск нагрет и растянут центробежными силами.

Рис.3.14. Ротор дискового типа с передачей крутящих моментов от вала к дискам силой трения: 1 – вал с коническими посадочными поверхностями; 2 –диск из алюминиевого сплава; 3 – стальная втулка, запрессованная в диск; 4 –радиальные штифты для фиксации втулки в диске; 5 – коническая поверхность втулки; 6 – резьба на втулке для съемника при разборке ротора; 7 – разрезные кольца для осевой фиксации дисков на валу

Это требует создания больших натягов в холодном состоянии (высокие напряжения в диске) и вызывает трудности при сборке.

Если диск изготавливается из алюминиевого сплава, то для сохранения натяга в рабочем состоянии в ступицу диска запрессовывают стальную втулку 3, закреплённую специальными радиальными штифтами 4 (рис.3.14).

Радиальные штифты также обеспечивают центрирование диска относительно втулки независимо от режима работы двигателя. В настоящее время схема соединения диском с валом напрессовкой в ГТД не находит применения.

При передаче крутящего момента от вала к дискам при помощи шлицев (рис.3.13.) натяг нужен только для центрирования дисков относительно вала. В зависимости от профиля шлицев центровка дисков осуществляется или по боковым поверхностям шлицев (рис.3.15,а, б) или по цилиндрическим поверхностям (рис.3.15,в).

а – эвольвентные; б – трапециевидные; в — прямоугольные

При выполнении трапециевидных шлицев с боковыми поверхностями, расположенными по радиусу (рис.3.15,б) сохраняется центровка дисков на всех режимах работы двигателя, что не требует больших натягов при сборке. Для снижения влияния температурных и инерционных деформаций на центрирование дисков могут применяться упругие ступицы (рис.3.16, а), либо торцовые шлицы (рис.3.16,б) боковые грани которых направлены по радиусу.

Рис. 3.16. Соединение дисков с валом: а – осевыми эвольвентными шлицами; б – торцовыми шлицами; 1 – диски; 2 – вал

В вентиляторных ТРДД для крепления диска 3 к валу 1, центровки и передачи крутящего момента применяются призонные болты 2 (рис.3. 17).

Основные достоинства дисковых роторов:

— большая несущая способность, допускающая на среднем диаметре лопаток окружные скорости до 400…450 м/с, что повышает напорность ступени;

— хорошее согласование диаметров компрессора и турбины, что позволяет создавать двигатели с оптимальными диаметральными габаритами;

— оптимальное число лопаток для каждой ступени.

Недостатки дисковых роторов:

— невысокая изгибная и крутильная жёсткость, что снижает значение критических частот вращения ротора, приводит к крутильным колебаниям и для их исключения требуется увеличить диаметр вала, толщину ступиц дисков. В итоге значительно возрастает масса ротора;

— склонность к возбуждению колебаний самих дисков вследствие их малой жесткости;

— обязательное применение двух опор для ротора компрессора.

Рис.3.17. Соединение диска вентилятора с валом: 1 – вал ротора вентилятора; 2 – призонный болт; 3 – диск; 4 – дополнительный промежуточный корпус

Для предотвращения резонансных колебаний дисков, повышения критических скоростей вращения ротора и частот крутильных колебаний, а также отстройки от резонанса на стационарных режимах работы двигателя между дисками, под лопатками направляющих аппаратов, устанавливаются трактовые кольца 7 (рис.3.13).

Трактовые кольца не участвуют в передачи крутящего момента, служат для повышения изгибной и крутильной жёсткости роторов, гашению колебаний дисков и образуют проточную часть компрессоров.

источник

Оцените статью
Авто мастер
Adblock
detector