Основные этапы проектирования авиационных двигателей.

Проектирование авиационных двигателей состоит из ряда последовательных работ, оговоренных стандартами. Началу проектирования предшествует выдача технического задания. Техническое задание выдается разработчиком ЛА и направляется в организацию, где проектируется двигатель. Техническое задание формируется на основании задания на создание ЛА, так же на основе совместных проработок по ЛА и вновь проектированному двигателю. Техническое задание содержит основное назначение, основные технические характеристики, важнейшие технические требования и показатели качества, технико-экономические и спец. требования, связанные со спецификой применения разрабатываемого двигателя. После проработки, согласования и утверждения техническое задание является основным определяющим элементом для всех стадий проектирования и создания двигателя. Предварительная конструктивная проработка формирования схемы двигателя состоит из вариантов различных конструктивных схем; с выявлением основных преимуществ и недостатков, применительно к предстоящим условиям работы двигателя, предварительных расчетов, схем двигателя, его основных узлов и характеристик. В этой работе задействуются многочисленные коллективы высококвалифицированных, опытных теоретиков и конструкторов с привлечением соответствующих исследовательских институтов, так как требования и уровень сложности конструкции двигателей в настоящее время очень высоки. Одновременно выбор принципиальной схемы двигателя ограничен самим ЛА; например, если требуется спроектировать двигатель для сверхзвукового, многоцелевого боевого самолета, то наиболее предпочтительным будет двухконтурный ТРД с форсажем. Однако, если требуется создать двигатель для пассажирского самолета большой дальности, то выбор конструкторов остановится на двухконтурном двигателе с большой степенью двухконтурности и с большой степенью повышения давления (π*). Если двигатель необходимо спроектировать для крылатой ракеты, то в зависимости от требуемых скоростей и продолжительности полета, это может быть турбореактивный двигатель или двухконтурный двигатель, но в любом случае этот двигатель должен быть одноразового применения, максимально упрощенной конструкции и дешевого изготовления. Большое внимание при проектировании уделяется достижению высоких удельных параметров и основных технических данных, которые должны заметно превышать современный уровень. Кроме этого, проектируемый двигатель должен полностью удовлетворять всем техническим признакам, которые связаны со спецификой конструкции двигателя, поэтому в целях оптимизации задачи проводится сравнительный анализ компоновок проектируемого двигателя с вариантами конструктивных схем основных узлов. При проектировании двигателя немаловажную роль играют имеющийся положительный опыт создания двигателей разработчиком и проработка различных схем, так как различные варианты конструктивных схем двигателей могут оказаться равнозначными по основным данным, например, удельной массе двигателя или удельному расходу топлива, в этом случае выбор двигателя за разработчиком ЛА. Наиболее современным способом проектирования новых двигателей является принцип использования единого базового газогенератора в различных газотурбинных двигателях. Газогенератор представляет собой основной узел двигателя, состоящий из компрессора ВД, КС, турбины ВД. Это наиболее сложный и определяющий узел двухконтурного двигателя. При создании нового двигателя, изменяя в широких пределах конструкцию и основные технические данные вентилятора, КНД, турбины НД, можно при одном и том же газогенераторе создать семейство двигателей самого различного значения и в то же время резко сократить расходы на создание двигателей. Подобная практика является общепризнанной в зарубежном и отечественном двигателестроении. Примером тому является деятельность фирмы “General Electric”, которая за 15 лет спроектировала 36 видов различных реактивных двигателей с использованием одного газогенератора. Однако проектирование современных двигателей должно основываться на реальных решениях и целях, и в основе их должен использоваться имеющийся научно-технический задел по созданию, производству определенных деталей и узлов двигателя.

Процесс проектирования двигателя включает следующие стадии:

1. Техническое предложение – совокупность конструкторских документов, содержащих технические и технико-экономические обоснования, целесообразность создания нового двигателя на основании анализа технического задания, предварительных расчетов и конструкторских разработок.

2. Эскизный проект – это полная разработка конструкции двигателя со всеми основными узлами и деталями. При создании эскизного проекта проводятся более подробные расчеты оптимизации вариантов конструкции, изготавливаются макеты. Затем производятся рассмотрение и утверждение эскизного проекта.

3. Технический проект – это совокупность конструкторских документов, представляющих собой окончательные технические решения, которые являются исходными данными для разработки и выпуска рабочей документации.

4. Разработка рабочей документации – это заключительная стадия проектирования, проводящаяся с учетом конкретной технологии изготовления и испытания двигателя и всех его узлов. В состав рабочей документации входят чертежи, расчеты и методики, технические условия на изготовление и испытание, схемы и чертежи общих видов. Для отработки конфигурации двигателя и окончательной укладки коммуникаций изготавливается полноразмерный макет двигателя, который затем устанавливается на макет ЛА и согласовывается с его размерами.

Каждая стадия проектирования считается завершенной после ее утверждения и проведения необходимых согласований. Однако фактор времени в двигателестроении имеет большое значение, так как новые образцы двигателей морально устаревают, поэтому на практике существуют разработанные системы графиков параллельно-последовательного проведения работ. Такие работы требуют большого внимания со стороны исполнителей, но с другой стороны они способствуют большой глубине и качеству проработки проекта на разных стадиях. На стадиях разработки эскизного и технического проекта принимают участие большие коллективы конструкторов, технологов, металлургов и др, при этом принимают участие отраслевые институты, которые оценивают уровень основных параметров двигателя, возможности достижения их, надежность расчетов запасов прочности, уровень технологичности и трудоемкости изготовления деталей, применение новых материалов, степень унификации и стандартизации.

После завершения проектирования и до начала производства проходит несколько стадий:

1. Изготовление опытной партии двигателей и выполнение планово-экспериментальных доводочных работ;

2. Проведение испытания двигателей и получение подтвержденных основных данных;

3. Проведение ряда длительных стендовых испытаний по проверке прочности и надежности двигателей;

4. Проведение специальных испытаний по отработке и проверке двигателей на соответствие предъявленным техническим требованиям;

5. Летные испытания на летающих лабораториях и специальных высотных стендах.

6. Проведение государственных испытаний и внедрение в серийное производство.

В целях снижения затрат и времени на создание двигателя, сокращения необходимого количества опытных двигателей, планово-экспериментальных работа предусматривается совмещение проверочных испытаний на каждом двигателе путем параллельно-последовательного проведения перечисленных работ.

Работы над совершенствованием двигателя не прекращаются после начала его серийного производства и ведутся в направлении повышения надежности, улучшения технологичности и понижения трудоемкости.

Основные этапы проектирования осевых компрессоров гтд.

В современных условиях при высоком развитии компьютерной техники, проектирование проточных частей компрессора и РТ производится совместно, так как технологии проектирования компрессора и турбины имеют много общего. При проектировании производится выбор параметров этих узлов, основываясь на данных современных двигателей. К числу основных параметров, характеризующих техническое совершенство, относятся степень повышения давления, суммарная степень повышения давления и степень повышения давления вентилятора, КПД, удельная масса, габаритные размеры, окружная скорость на среднем диаметре и концах лопаток.

Для двигателей боевых самолетов, суммарная степень повышения давления равна 23-25; для пассажирских самолетов – 20-30.

Степень повышения давления вентилятора двигателя боевых самолетов - 3-4, двигателя пассажирских самолетов – 1-7.

Окружная скорость на конце лопаток вентилятора двигателя пассажирских самолетов – 420-450 м/с, двигателя боевых самолетов – до 480 м/с.

Эффективным средством понижения расхода воздуха является понижение зазора между рабочими лопатками и корпусом, особенно для последних ступеней компрессора. Понижение радиуса зазора осуществляется путем притирки, повышения жесткости корпуса, нанесения на корпус над лопатками мягкого покрытия, обеспечения гарантированного зазора за счет нагрева и охлаждения статора и ротора с использованием материалов с различными коэффициентами линейного расширения. Параметром, от которого зависит качество двигателя и безопасность полетов, является ресурс. Ресурс является количественным показателем долговечности двигателя, которая также определяется состоянием деталей компрессора. Эксплуатация компрессора по техническому состоянию с использованием средств технической диагностики позволяет более полно использовать заложенные ресурсы при сохранении требований безопасности.

Для этого компрессор должен быть контролепригодным, иметь модульную конструкцию, которая позволяет заменять вентилятор или лопатки компрессора среднего, низкого и высокого давления непосредственно в эксплуатации. Очень важно для обеспечения эффективности компрессора сохранение его основных характеристик. Это особенно актуально для компрессоров вертолетных двигателей, которые подвергаются активному воздействию окружающей среды: пыль, песок и влага приводят к повышенному износу поверхности деталей, а в первую очередь рабочих лопаток компрессора, что приводит к ухудшению газодинамических и прочностных характеристик. Высокая долговечность деталей компрессора закладывается при проектировании, путем применения коррозийно-стойких материалов и противоэрозионных покрытий. Обеспечение жесткости конструкции достигается использованием пылезащитных устройств и выбора радиуса зазоров между рабочими лопатками вентилятора и спрямляющего аппарата с целью устранения посторонних частиц. При совершенствовании конструкции компрессора необходимо:

1. понизить удельную массу;

2. понизить удельный расход топлива за счет улучшения основных параметров и совершенствования конструкции;

3. повысить надежность и сократить расходы времени на техническое обслуживание;

4. понизить воздействие на окружающую среду.

Теоретические расчеты показывают, что в дальнейшем возможно понижение удельного расхода топлива для двигателей самолетов гражданской авиации на 20%, для боевых самолетов на 30% и больше. Перспективным является также использование рабочей лопатки вентилятора, изготовленной из композиционных материалов. Это позволяет улучшить обтекание лопатки и понижение потери. Для повышения частоты вращения ротора турбины и повышения его КПД, а с другой стороны, для понижения частоты вращения лопаток вентилятора предлагается использовать редуктор; предлагается использовать вентилятор и КНД, вращающиеся в разные стороны. Так же рекомендуется широко использовать поворотные лопатки для вентилятора и компрессора ВД и более эффективно использовать отбор и перепуск воздуха. Для сохранения в эксплуатации основных параметров компрессора рекомендуется использовать жесткие роторы, применять для ротора и статора материалы, имеющие минимальное значение радиальных осевых зазоров без дополнительных мероприятия по охлаждению или нагреву корпуса. Создавать также конструкции вентилятора и разделительного корпуса, которые позволят направлять большую часть посторонних частиц, попадающих в двигатель, в наружный контур. Дополнительно предлагается обеспечить надежность уплотнений. В настоящее время в современном авиационном двигателе компрессор проектируется одновременно с турбиной. Следовательно, необходимо рассмотреть конструктивные схемы газовых турбин, применяемых в авиационных двигателях.

В настоящее время применяются одновальные, двух- и трехвальные двигатели. Число ступеней турбины в зависимости от назначения двигателя может быть от 2 до 8. В трехвальном используется турбина высокого, среднего и низкого давления. Кроме этого в турбовальных двигателях используется свободная турбина.

Наибольшие трудности вызывает проектирование охлаждаемых турбин высокого давления, в которых необходимо ограничить число ступеней до двух. В этих условиях должна быть обеспечена требуемая прочность Рабочих лопаток и дисков, несмотря на высокую температуру газа – 1800К и более.

В этих условиях при высоких окружных скоростях происходит значительное понижение температуры газа после первой ступени и, благодаря этому можно последующие ступени выполнять неохлаждаемыми, что значительно упрощает конструкцию с газовой турбиной в целом.

Трудности создания охлажденных турбин связаны с проектированием системы воздухоохлаждения в дисках и рабочих лопатках конструктивными изменениями профилей, соответственно введением коммуникаций подвода охлажденного воздуха и применением теплообменника. Кроме этого, если количество воздуха, отбираемого на охлаждение из последующих ступеней компрессора, превышает 13 %, следовательно, повышается газодинамическая нагруженность турбины, и в этом случае понижается КПД турбины.

Турбина КНД и турбина вентилятора проектируются для более низких окружных скоростей. Эти турбины выполняются неохлаждаемыми, так как проектируются со значительно низкими температурами на турбине высокого давления, а в отдельных случаях проектируются только с охлаждением первой ступени соплового аппарата, остальные детали газовой турбины выполняются неохлаждаемыми. В отдельных случаях на последних ступенях турбины выполняются с увеличением среднего диаметра по сравнению с турбиной высокого давления. В месте перехода выполняется сопловой аппарат большего диаметра.

При проектировании проточная часть турбины задается периферийными и втулочными диаметрами сечений на входе и выходе на каждом каскаде турбины, и длиной каскада; аналогично проектируются каскады компрессора. Длина каждого определяется количеством ступеней, а кольцевые площади, характерные для каждой ступени проточной части, определяются по заданным значениям расходов воздуха или газа, полного давления и температуры рабочего тела из условий неразрывностей потоков: диаметральные размеры проточных частей турбокомпрессора, выбираются из следующих условий:

1. из условий обеспечения минимальных лобовых габаритов – условие определяет выбор диаметральных размеров вентиляторных лопаток двухконтурного двигателя;

2. выбор диаметральных размеров производится по условию выбора оптимальных размеров газогенератора, так как оптимальные размеры газогенератора влияют на весовые характеристики двигателя.

3. выбор диаметральных размеров турбокомпрессора производится по окружным скоростям вращающихся рабочих лопаток турбины и компрессора, так как ротор компрессора и турбины вращается с одинаковой частотой.

Исходя из этого, выбор диаметральных размеров предполагает оценку прочности рабочих лопаток турбины с учетом их охлаждения, а также согласование компрессора и турбины по окружным скоростям.

При формировании проточной части турбокомпрессора необходимо учитывать возможность эффективной работы компрессора и турбины при минимальных габаритах и массе.

Стремление понизить габариты и массу приводит к повышению осевых и окружных скоростей проточной части двигателя, что ведет к снижению КПД компрессора и турбины, к ухудшению экономичности двигателя. Следовательно, при проектировании двигателя возникают противоречия. С одной стороны, необходимо обеспечить эффективную работу турбокомпрессора, с другой – обеспечить минимальные габариты и массу, но в то же время необходимо предусмотреть обеспечение заданного ресурса и оптимальной трудоемкости ресурса двигателя. Следовательно, необходимое условие разрешения данных противоречий приводит к успешному проектированию двигателя, что значит: эффективная работа компрессора и турбины закладывается на стадии их проектирования. Основные параметры проточной части турбокомпрессора определяется для взлетного режима. Это необходимо по следующим причинам:

1. на этом режиме – максимальный расход воздуха, максимальная температура газа перед турбиной и максимальное напряжение в узлах двигателя.

Ресурс двигателя определяется также главным образом работой двигателя на этом режиме, следовательно, максимальная частота вращения турбокомпрессора должны определяться из условия обеспечения достаточных запасов прочности рабочих лопаток турбины.

2. все рекомендуемые значения основных параметров турбокомпрессора выбираются из условий работы двигателя на земле, это соответствует высоте полета раной нулю и скорости полета равной нулю, а также при давлении и температуре окружающей среды.

Исходными данными для расчета основных размеров проточной части турбокомпрессора являются параметры рабочего процесса.

В ДТРД: температура газа перед турбиной, степень увеличения ротора компрессора высокого и низкого давления, степень двухконтурности, степень давления вентилятора. Кроме этого необходимо знать величину работы каскадов, а еще температуру и давление рабочего тела во всех характерных сечениях двигателя и расход рабочего тела через эти сечения.

Из курса теории двигателей известно, что в проектировании двигателей необходимо обеспечить баланс мощностей компрессора и турбины, при известных значениях работы этих узлов, согласование работы компрессора и турбины по окружным скоростям, с учетом равенства частот вращения роторов. Необходимо также обеспечить запас прочности рабочих лопаток турбины по растягивающим напряжениям. Значение кольцевых площадей поперечного сечения проточной части на входе и выходе каждого каскада компрессора определяется из уравнения неразрывности, так как расход рабочего тела (воздуха или газа), полная температура и давление заданы, а приведенные скорости в характерных сечениях выбираются по опытным данным, известным из эксплуатации двигателя. Например: для компрессора во входном сечении, в случае дозвукового потока, приведенная скорость равна 0,5 – 0,6 (λ). В случае сверхзвукового потока λ = 0,6 – 0,75.

λ = с / акр.

Для турбины, во входном сечении λ = 0,2 – 0,3, а для двухконтурных двигателе

λ = 0,35 – 0,55, для турбовальных двигателей λ = 0,3 – 0,45.

Gвi = ρi * Fi * Ci – уравнение неразрывности;

Fi = Gвi / ρi * Ci.

При проектировании проточной части малоразмерных двигателей необходимо значение λ в характерных сечениях принимать на нижнем уровне. Таким образом, задаются исходные данные для определения геометрических размеров кольцевого сечения проточной части. Кольцевое сечение проточной части можно задать через диаметр рабочего колеса, диаметр втулки и средний диаметр.

Например, если в любом сечении проточной части задаются значения среднего диаметра, то можно определить высоту лопатки (hi), которая определяется следующим отношением:

hi = Fi / П Dсрi

Fвт i = П D²вт / 4

Fк i = = П D²кi / 4

Следовательно, все диаметральные размеры можно рассчитать по известным зависимостям, а определение основных диаметральных размеров в проточной части компресса сводится к определению в каждом характерном сечении диаметров колеса, диаметра втулки, среднего диаметра и высоты лопатки. Следовательно, определяемые величины зависят от расходов воздуха или газа через турбокомпрессор, а в конечном итоге – от тяги двигателя.

При проектировании необходимо пользоваться относительными величинами: относительным диаметром втулки. Для большинства двигателей эта величина на входе в двигатель равно 0,3 – 0,5.

Для большей части современных двигателей существуют более узкие пределы изменения относительного диаметра втулки – 0,4±0,15. Значение данной величины для турбовальных двигателей отличается – 0,6 – 0,75.

d^’вт = Dвт / Dколеса

В сечении на выходе из компрессора величина относительного диаметра обычно больше из-за уменьшения высоты лопатки. А в турбине – наоборот.

В общем виде определение геометрических размеров проточной части решается совместно с выбором числа ступеней турбокомпрессора и обеспечение заданного запаса прочности рабочих лопаток турбины. Известно, что работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в ступени компрессора, определяется:

Lст.к = H^’ср U ²ср, H^’ср – средний коэффициент напора, U ²ср – квадрат окружной скорости в среднем диаметре проточонй части компрессора,

Известно, что общая работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в компрессоре, определяется, при проектировании, термогаздинамическими расчетами, поэтому число ступеней определяется:

Z = Lк / Lст.к = Lк / Н^’ср * U ²ср.

Lк – работа, затраченная на сжатие воздуха в компрессоре.

Lст.к – работа, затраченная на сжатие воздуха в одной ступени компрессора

Величина коэффициента среднего напора выбирается из опытных данных по условиям эксплуатации. Средний напор – 0,3 – 0,4, а для вентиляторных ступеней – 0,3 – 0,35.

Средний диаметр проточной части определяется полусуммой диаметра колеса и диаметра втулки. Аналогично определяется число ступеней турбины:

Zт = Lт * У²т^* / H^’ср.т * ηт,

Ут^* - коэффициент нагруженности турбины, для современных двигателей равен 0,5 – 0,6.

Обычно для высокотемпературных турбин, в том числе для турбины газогенератора рекомендуется коэффициент – 0,5, а для многоступенчатых турбин, в том числе для турбин вентилятора, коэффициент – 0,6.

Рекомендуемое значение коэффициента напора ступеней компрессора и нагруженности турбины выбирается из условия обеспечения высоких КПД для компрессора и турбины, при условии, что компрессор работает в пределах устойчивых границ. Из приведенных соотношений следует, что число ступеней компрессора и турбины пропорционально величинам работ этих узлов. По мере развития авиационного двигателестроения происходит постоянное увеличение параметров рабочего процесса, так же степени повышения давления. Это влечет за собой постоянное увеличение работы, которое необходимо для привода компрессора, и соответственно происходит увеличение потребной окружной скорости и количества ступеней компрессора и турбин, поэтому при помощи вышеприведенных формул, задаваясь значениями окружной скорости можно оценить количество ступеней компрессора и турбин, и наоборот: задаваясь количеством ступеней – определить потребные скорости вращения. Например, для турбины газогенератора обычно задаются количеством ступеней и определяют потребное значение окружной скорости турбины. А для компрессора газогенератора: задаются типом компрессора, и по нему выбирают значение окружной скорости и соответственно оценивают количество ступеней. При подборе значения окружной скорости необходимо иметь в виду, что тип компрессора характеризуется не средней окружной скоростью, а окружной скоростью на периферии рабочей лопатки первой ступени компрессора, то есть, для дозвуковых ступеней – 300-350 м/с, околозвуковых – 350-420 м/с, сверхзвуковых – 420-500м/с.

Соотношение между приведенной скоростью и фактической скоростью зависит от полной температуры воздушного потока на входе в рассматриваемый компрессор.

U к.пр = U к √ Тв^* / 288

Отношение окружных скоростей зависит от отношения диаметров. Известно, что диаметр ступени компрессора определяется формой и размерами проточной части компрессора. Кроме этого, располагаемая работа турбины и потребляемая работа компрессора связаны балансом мощностей. Поэтому при расчетах выражаются значения работ через параметры ступеней. Подставляя эти значения в уравнение баланса мощностей, с учетом равенства частоты вращения ротора и компрессора турбины, а коэффициенты напора и нагруженности ступеней компрессора и турбины постоянны, находят соотношение числа ступеней компрессора и турбины от отношения средних диаметров его проточной части.

Zк / Zт = ƒ(Dср.т / Dср.к)

Если диаметры равны, то на одну ступень турбины приходится приблизительно 5 ступеней компрессора. Если средний диаметр компрессора на 30 ниже среднего диаметра турбины, то на одну ступень турбины приходится 7-10 ступеней компрессора. В последнее время в современном двигателестроении наметилась тенденция уменьшения числа ступеней, даже на двигателях с высокой степенью повышения давления. Это достигается путем повышения величины окружной скорости и оптимальном трехмерном проектировании межлопаточных каналов, это касается и турбины. Применение современных материалов позволяет значительно увеличить окружные скорости роторов компрессора и турбины. При этом количество ступеней можно сократить в 2 раза. При условии сохранения высокого уровня КПД компрессора и турбины.

Объем жаровой трубы делится:

1. Первичная зона горения.

2. Промежуточная.

3. Зона смешения.

В первичной должно быть обеспечено условие для стабилизации пламени. Необходимо обеспечить достаточное время пребывания топливовоздушной смеси. Необходимая температура горения и высокая степень турбулизации потока.

Промежуточная зона предназначена для завершения горения. Она является продолжение первичной зоны и служит для завершения горения при высокой температуре. Эта зона предотвращает преждевременное охлаждение газа для обеспечения максимальной полноты сгорания.

Зона смешения обеспечивает формирование средней температуры газа на входе в турбину, поэтому в эту зону через отверстия в жаровой трубе подается воздух. Объем подаваемого воздуха равен примерно 20-40% от суммарного расхода воздуха через КС.

Определение размеров камеры сгорания является задачей проектировочного расчета и основывается на определенных термогазодинамических расчетах и практическом опыте, накопленном при создании камер сгорания для определенного типа авиадвигателей.

Минимальный объем жаровой трубы рассчитывается по параметрам форсирования, которые определяются соответствующей эмпирической зависимостью:

Кv =const * Gг / Pк^1,25 * Tк * Vк

Исходными данными для проектирования являются параметры рабочего процесса, заданные полнотой сгорания топлива, также геометрические размеры проточной части на выходе из компрессора и на входе в сопловой аппарат турбины. Эмпирические зависимости связывают основные геометрические размеры камеры сгорания и ее характеристики, то есть, полноту сгорания топлива, потери полного давления в камере сгорания и неравномерность поля температур. В качестве расчетного режима для проектирования выбирается взлетный режим полета двигателя. Однако все размеры, полученные при этом корректируются с учетом высотного запуска, особенности которого требуют увеличения размеров жаровой трубы. Поэтому размеры КС, полученные на взлетном режиме значительно меньше, чем на режиме высотного запуска. Все испытания показывают, что, если принять объем КС соответствующий взлетному режиму, то ее размеры будут не достаточны для нормального розжига и раскрутки двигателя в режиме авторотации. После уточнения геометрических размеров определяется облик КС, который можно корректировать в составе всего двигателя. При проведении расчетов на компьютере, все варианты КС рассчитываются автоматически.