![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Мамиконов А.Г. Теория авиационных компрессоров и газовых турбин [учебник]
.pdfвходной части, осевого компрессора, камеры сгорания, газовой тур бины и реактивного сопла.
Рабочий процесс двигателя в статических условиях протекает следующим образом. Атмосферный воздух засасывается через вход ную часть компрессором, сжимается в нем и подается в камеру сго рания. Сюда же через специальные форсунки непрерывно впрыски вается в мелкораспыленном виде топливо. Образовавшаяся топли во-воздушная смесь воспламеняется от постоянно имеющегося в ка мере сгорания факела пламени и сгорает при практически постоян ном давлении. Выделяющееся при этом тепло воспринимается в ос новном самим потоком, благодаря чему его температура резко по вышается. В турбине, расположенной после камеры сгорания и слу жащей для вращения компрессора, протекает процесс, обратный тому, который совершается в компрессоре, а именно: газ расши ряется, отдавая при этом часть своей энергии рабочему колесу тур бины и тем самым приводя его во вращение.
Так как из-за подвода тепла в камере сгорания энергия газа пе ред турбиной существенно превышает энергию воздуха на выходе из компрессора, то при условии полного расширения продуктов сго рания в турбине до атмосферного давления ее мощность превосхо дила бы мощность, потребляемую компрессором. В действительно сти на равновесном режиме работы ТРД его турбина развивает мощность, в точности равную мощности, потребляемой компрессо ром и вспомогательными агрегатами двигателя. Поэтому в турбине происходит не полное, а лишь частичное расширение продуктов сго рания. Дальнейшее понижение давления продуктов сгорания с соот ветствующим нарастанием их скорости происходит в реактивном сопле, из которого они затем с большой скоростью вытекают в ат мосферу.
В результате описанных процессов в ТРД происходит ускорение газовоздушного потока, которое вызывается силой воздействия дви гателя на поток и приводит к появлению равной и противоположно направленной реактивной силы или тяги.
Аналогично работает ТРД и в условиях полета с той лишь раз ницей, что в этом случае начальная скорость движения потока от носительно двигателя равна скорости полета самолета. Благодаря этому воздух сжимается не только в компрессоре, но и за счет свое го начального скоростного напора еще до входа в последний.
Перейдем теперь непосредственно к рассмотрению устройства и принципа работы осевого компрессора. Многоступенчатый осевой компрессор, как видно из рис. 1, представляет собой несколько по следовательно чередующихся рядов подвижных и неподвижных ло паток, которые помещены внутри открытого с обеих сторон кольце вого канала. Лопатки расположены радиально и в каждом ряду на ходятся на одинаковых расстояниях друг от друга. Подвижные, или рабочие, лопатки соединены с ротором компрессора, а неподвиж ные, или спрямляющие, лопатки закреплены в его корпусе. Каждый ряд подвижных лопаток вместе с несущим их элементом называется
10
рабочим колесом, а неподвижных — спрямляющим аппаратом. Со вокупность рабочего колеса и установленного за ним спрямляющего аппарата называется ступенью компрессора.
При вращении ротора компрессора лопатки рабочих колес, воз действуя на воздух подобно лопастям воздушного винта, закручи вают его и одновременно заставляют двигаться вдоль оси по на правлению к выходу из компрессора. Благодаря этому на входе в компрессор создается разрежение, которое обеспечивает непрерыв ное поступление в него воздуха из окружающей среды. У лопаток рабочих колес линия изгиба их профилей всегда бывает обращена выпуклостью в сторону, противоположную вращению ротора. По этому в образованных ими каналах поворот потока осуществляется по вращению, а момент аэродинамических сил, действующих на ло патки, оказывается соответственно направленным против вращения. Это обстоятельство обусловливает затрату механической энергии на вращение колеса и ее передачу лопатками протекающему через ком прессор воздуху. Вследствие подвода внешней механической энер гии в рабочем колесе одновременно увеличиваются и абсолютная скорость воздуха, и его статическое давление. Рост последнего до стигается путем придания межлопаточным каналам колеса диффу-
зорной формы.
Вустановленном за колесом спрямляющем аппарате происходит поворот потока против вращения ротора с тем, чтобы было обеспе чено необходимое его направление при входе в следующую ступень. При этом одновременно изменяются и параметры состояния воздуха. Межлопаточные каналы спрямляющего аппарата, так же как и ра бочего колеса, обычно имеют диффузорную форму; поэтому в спрям ляющем аппарате происходит преобразование кинетической энергии потока, приобретенной в колесе, в потенциальную, что приводит к дальнейшему повышению давления.
Восевом компрессоре воздух движется примерно по цилиндри ческим поверхностям, ось которых совпадает с осью вращения ро тора, лишь незначительно перемещаясь с одного радиуса на другой, чем и обусловлено наименование компрессора.
На рис. 2 представлена принципиальная схема ТРД с центро бежным компрессором. Двигатель состоит из тех же основных эле ментов и работает точно так же, как и предыдущий, отличаясь от него только типом компрессора. Установленный на данном двига теле центробежный компрессор с двухсторонним входом 1 включает в себя входную часть, или входное устройство, рабочее колесо, диф фузор и выходные патрубки. Главной частью такого компрессора является рабочее колесо, на торцовых, поверхностях которого распо ложены прямые радиальные лопатки (они могут выполняться и изогнутыми). Рабочее колесо жестко связано с валом, приводимым во вращение газовой турбиной, и находится внутри неподвижного
1 Центробежные компрессоры выполняются также и с односторонним вхо
дом.
11
корпуса, к которому с обеих сторон примыкают входные устройства. При вращении рабочего колеса воздух, находящийся в его ка налах, отбрасывается под действием центробежных сил к перифе рии, благодаря чему на входе создается разрежение и устанавли вается непрерывное течение воздуха через проточную часть ком прессора. Так как в колесе к воздуху извне подводится механиче ская энергия (в виде работы, совершаемой аэродинамическими си-
Рис. 2. Принципиальная схема ТРД с центробежным компрессором
лами, действующими на поток со стороны лопаток), то он покидает колесо с повышенным статическим давлением и увеличенной ско ростью.
Дальнейшее увеличение статического давления воздуха за счет снижения его скорости происходит в диффузоре и частично в вы ходных патрубках, служащих для подвода воздуха к камерам сго рания.
Отличительным признаком рассматриваемого типа компрессора является движение воздуха в каналах рабочего колеса в радиальном направлении от центра к периферии, т. е. в направлении действия центробежных сил, чем и объясняется его наименование.
Общность принципа действия осевого и центробежного компрес соров заключается в повышении полного давления воздуха за счет механической энергии, подводимой к нему извне с помощью рабо чего колеса. Различие же состоит в том, что в колесе осевого ком прессора статическое давление воздуха возрастает в результате пре образования кинетической энергии потока в относительном движе-
12
нии в потенциальную, >а в колесе центробежного компрессора — в основном за счет воздействия центробежных сил.
Рассмотрим теперь устройство и принцип действия турбины. Осевая газовая турбина представляет собой обращенный осевой компрессор и аналогично последнему состоит из нескольких рядов подвижных и неподвижных лопаток, находящихся внутри кольцевого канала. В каждом ряду лопатки имеют одинаковую форму и равноудалены друг от друга.
Ряд неподвижных лопаток вместе с кольцевыми бандажами, слу жащими для их крепления, называется сопловым аппаратом, а ряд подвижных лопаток вместе с несущим их диском, жестко связанным с валом турбины, — рабочим колесом. Рабочее колесо в совокупно сти с предшествующим ему сопловым аппаратом образует ступень турбины.
Авиационные газовые турбины выполняются как одноступенча тыми (рис. 2), так и многоступенчатыми (рис. 1).
Лопатки осевой турбины во многом сходны с лопатками осевого компрессора и отличаются от последних главным образом располо жением по отношению к плоскости вращения колеса, очертанием образованных ими каналов и более сильной изогнутостью профиля. Межлопаточные каналы как соплового аппарата, так и рабочего ко леса турбины в отличие от осевого компрессора имеют конфузорную форму, что необходимо для обеспечения расширения газа.
Рабочий процесс газовой турбины протекает следующим обра зом. Газ, обладающий повышенным давлением и температурой, вхо дит в каналы соплового аппарата, где происходит его расширение
иодновременно осуществляется поворот потока на некоторый угол
сцелью придания ему наклонного направления перед входом в ко лесо. В результате расширения давление и температура газа умень шаются, а скорость соответственно возрастает. Обычно в сопловом аппарате расширение газа полностью не заканчивается (т. е. давле ние на выходе из соплового аппарата превышает давление за турби ной) и частично продолжается в колесе.
По выходе из соплового аппарата поток газа с большой ско ростью поступает в рабочее колесо. При протекании через каналы
колеса газ изменяет направление и величину скорости своего дви жения, оказывая на рабочие лопатки силовое воздействие, что и приводит колесо во вращение.
У лопаток рабочего колеса турбины в отличие от осевого ком прессора линия изгиба профиля всегда бывает обращена выпук лостью в сторону вращения. Поэтому поворот потока в колесе осу ществляется в сторону, противоположную вращению, а окружные составляющие полных аэродинамических сил, действующих на ло патки, оказываются направленными по вращению колеса. Совер шаемая этими составляющими механическая работа сообщается ло паткам и затем через диск колеса передается на вал турбины.
Механическая энергия вращения колеса получается частично за счет кинетической энергии, приобретенной потоком в сопловом ап-
13
парате. Кроме того, в рабочем колесе, как правило, продолжается процесс расширения газа, который приводит к дополнительному пе реходу его потенциальной энергии в кинетическую. Часть последней также используется для совершения механической работы. В ре зультате указанных преобразований газ покидает колесо со значи тельно меньшей скоростью, а также с более низким давлением и температурой, чем входит в него из соплового аппарата.
§2. КРАТКАЯ ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА О РАЗВИТИИ ОБЩИХ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ ОСНОВ ЛОПАТОЧНЫХ МАШИН
Компрессоры и газовые турбины с самого начала их применения на авиационных двигателях развивались чрезвычайно быстрыми темпами и в течение короткого срока достигли высокой степени со вершенства. Этим они обязаны, во-первых, предшествовавшему мно голетнему опыту создания лопаточных машин для других отраслей техники, во-вторых, обширным теоретическим и экспериментальным исследованиям этих машин и, в-третьих, современным достижениям газовой динамики.
Первыми предшественниками авиационных компрессоров и тур бин являлись гидротурбомашины, которые в своем простейшем виде были известны свыше 2000 лет тому назад. Однако разработка стро гой научно обоснованной теории этих машин стала возможной только после того, как в XVIII веке появилась наука о движении жидких и газообразных тел — гидродинамика. Первостепенная роль в создании этой науки принадлежит Российской Академии наук в лице ее двух выдающихся академиков: Леонарда Эйлера (1707— 1783) и Даниила Бернулли (1700— 1783).
Л. Эйлер в 1755 г. в трактате «Общие принципы движения жид костей» впервые составил общие уравнения движения идеальных жидкостей, сформулировал законы количества движения и момен тов количества движения в гидродинамической форме и вывел урав нение неразрывности, представляющее собой закон сохранения мас сы для жидкого тела. Одна из крупнейших заслуг Эйлера в области прикладной гидродинамики заключается в выводе уравнения для определения вращающего момента, действующего на рабочее коле со турбомашины. Это уравнение легло в основу так называемой струйной теории турбомашин, которая на многие годы стала фунда ментом для их прогресса и не потеряла своего значения до настоя щего времени.
Д. Бернулли в 1738 г. опубликовал трактат «Гидродинамика», в котором вывел известную теорему, устанавливающую связь между давлением, высотой уровня и скоростью движения несжимаемой жидкости. Теорема эта, обобщенная в XIX веке на случай сжимае
мого газа, является одной из фундаментальных теорем гидродина мики.
Работы Эйлера, Бернулли, а также крупного французского уче ного Д ’Аламбера (1717— 1783) привели к почти законченному фор-
14
мироваииго гидродинамики идеальной жидкости, представляющей собой основной раздел механики жидкости и газа.
В конце XIX и начале XX века в промышленности и на тран спорте начинают все более широко применяться турбомашины, ра ботающие на сжимаемом газе: вентиляторы, воздуходувки, газодувии, центробежные и осевые компрессоры, паровые и газовые тур бины. Ввиду значительного изменения плотности газа и существен ной роли тепловых процессов в этик машинах создание удовлетво рительных методов их расчета оказалось невозможным без учета законов термодинамики и нового специального раздела гидродина мики— динамики сжимаемого газа.
Этот важнейший в современной гидродинамике раздел зародился одновременно с динамикой вязкой жидкости в начале XIX века и разрабатывался параллельно с последней. Мощный скачок в раз витии динамики сжимаемого газа знаменовало собой появление в начале нашего века теории крыла самолета, созданной крупнейши ми русскими учеными Н. Е. Жуковским {1847— 1921) и С. А. Чап лыгиным (1869— 1942).
Циркуляционная теория подъемной силы крыла, опубликован ная Жуковским в 1906 г., получила мировое признание и далеко продвинула вперед разрешение почти всех основных гидродинами ческих проблем того времени. К числу выдающихся исследований Жуковского относятся также выполненные им в период 1912— 1918 гг. работы по вихревой теории винта и осевого вентилятора, которые явились прочной базой для разработки аэродинамических методов расчета лопаточных машин. В этих работах Жуковский, в частности, доказал применимость своей теоремы о подъемной силе изолированного профиля к решетке профилей, обтекаемой идеаль ной несжимаемой жидкостью.
Ряд крупных исследований в области теории крыла выполнил ученик и ближайший сотрудник Жуковского академик Чаплыгин. В 1914 г. Чаплыгин изложил теорию решетчатого крыла, которую в 1933 г. обобщил для случая решетки, составленной из произволь ных профилей. Исключительная по глубине идей докторская диссер тация Чаплыгина «О газовых струях» (1902) явилась крупнейшим вкладом в науку о движении газа и составила основу всей современ ной газовой динамики.
Фундаментальные идеи Жуковского и Чаплыгина были в даль нейшем развиты воспитанниками созданной ими отечественной шко лы аэродинамиков. Результаты их исследований по актуальным проблемам гидродинамики широко используются в настоящее время при решении прикладных задач, выдвигаемых практикой турбома шиностроения.
Для совершенствования лопаточных машин огромное значение имеет глубоко разработанная советскими учеными на основе работ
.Жуковского и Чаплыгина гидродинамическая теория решеток. Раз личные случаи обтекания решетки профилей потоком жидкости и газа с большой полнотой исследованы в трудах Н. Е. Кочина,
15
П. В. Мелентьева, Э. Л. Блоха, Г. С. Самойловича, Л. А. Симонова, С. А. Хрнстианов'ича, Л. И, Седова, Б. С. Стечкина и др.
Среди общих работ но гидродинамике лопаточных машин сле дует отметить капитальный труд Г. Ф. Проскуры «Гидродинамика турбомашин», изданный в 1934 г., а также работы выдающегося чешского ученого А. Стодолы и в первую очередь его обширную мо< нографию «Паровые и газовые турбины» [73].
Многие важные задачи, связанные с конструированием отдель ных элементов лопаточных машин и определением их основных ха рактеристик, до настоящего времени вполне удовлетворительно ре шаются приближенными способами, опирающимися на струйную теорию и экспериментально найденные поправочные коэффициенты. Газовые потоки в проточной части компрессоров и турбин в действи тельности являются неустановившимися и характеризуются нерав номерным распределением параметров по сечению. Однако, исполь зуя осредненные по времени и массе значения параметров потока, оказывается возможным применять к этим машинам уравнения га зовой динамики для установившегося одномерного течения газа и, как показывает опыт, в очень многих случаях получать достаточно точные для практических целей результаты. Кроме того, в рамках одномерной схемы наиболее просто и физически ясно вскрываются многие закономерности, присущие процессам, протекающим в ком прессорах и турбинах. Указанные обстоятельства объясняют жиз ненность струйной теории и дают основание полагать, что для позна вательных целей, т. е. для изучения основ теории лопаточных ма шин, она сохранит свое значение и в будущем.
Недостаток струйной теории заключается в том, что она не по зволяет находить действительное распределение окоростей и давле ний вокруг лопаток турбомашин и поэтому не дает надежных мето дов профилирования лопаток и не указывает путей повышения их эффективности.
В последние годы во многих организациях широким фронтом проводятся экспериментальные исследования решеток профилей компрессоров и турбин, от правильности конструирования которых в основном зависит эфективность лопаточной машины. Эти иссле дования направлены главным образом на изучение специфических особенностей движения газа в проточной части лопаточных машин, обусловленных трехмерностью потока. Постепенное накопление экс периментального материала и его систематическое обобщение под готавливают почву для завершения. уже наметившегося перехода от струйной теории к более совершенным аэродинамическим мето дам расчета лопаточных машин, основанным на более точных пред ставлениях о сложной пространственной структуре потока в них.
Часть первая
КОМПРЕССОРЫ
V
ГЛАВА ПЕРВАЯ
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА КОМПРЕССОРА
§ 3. СТЕПЕНЬ СЖАТИЯ И ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТЬ КОМПРЕССОРА
Одним из важнейших выходных параметров компрессора, с по мощью которого оценивается его способность увеличивать давление протекающего воздуха, является степень сжатия.
'Степенью сж ат и я |
ком п рессора &к* будем называть отноше |
ние полного давления |
воздуха p k* на выходе из компрессора к |
полному давлению р * |
на входе в него: |
0 - 1)
Р а
При этом входным или начальным сечением а-а будем счи тать: у осевого компрессора— сечение перед первым рядом ло паток (рис. 1)^ а у центробежного компрессора — сечение перед входным устройством собственно самого компрессора (рис. 2).
Наряду с ек* |
может быть использована также степень сжатия |
|
компрессора ек, |
подсчитанная по статическим давлениям р а и p k |
|
на входе и выходе из него: |
, |
|
|
Pk |
( 1. 2) |
|
Р а |
|
|
|
|
Однако для изучения общих свойств компрессора, как состав |
||
ной части газотурбинного двигателя, |
определение степени сжа |
тия по полным давлениям является наиболее целесообразным и получило в технической литературе последних лет преобла дающее распространение. . _______
А. Г. Мамиконов и др. |
ГОС ПУБЛИЧНАЯ |
|
НАУЧИ » |
, 4 l.< VАР |
_БИЬ/МО. с.!-, л <. ССР
акзЕнплод
ЧЙТ, ЗАДА J
At / ^ М
Используя известную из газовой динамики формулу для пол ного давления, нетрудно получить следующее соотношение, связывающее степени сжатия ек* и ек [35]:
|
|
к |
|
|
|
|
М*2 к -1 |
|
0,2МЛ.2\3'5 |
|
|
/1 + |
||
|
|
^1 |
|
(1.3) |
|
1 + |
+ 0 .2 M J ) |
||
|
|
|
|
|
где |
k — показатель адиабаты (для воздуха |
k = 1,4), |
МЛ и М*— числа М потока в сечениях соответственно а-а и k-k. Обычно число Мй < Mfl и поэтому степень сжатия гК* < ек.
Однако численно разница между ек* и е( у существующих ком прессоров невелика.
По аналогии со степенью сжатия всего компрессора вводится также понятие о степени сжатия его отдельной ступени как отношении полных (или статических) давлений на выходе и на входе в ступень.
Степень сжатия у выполненных авиационных компрессоров колеблется в довольно широких пределах и существенно зависит от типа компрессора и режима его работы. При работе на рас четном режиме на месте на уровне моря (при стандартных атмосферных условиях)1 осевые компрессоры газотурбинных
двигателей |
имеют степень сжатия ек*я зЗ -ч -12,5 и более [30]; |
в тех же |
условиях одноступенчатые центробежные компрес |
соры с прямыми радиально-расположенными лопатками обес печивают еЛ* stJ 3,3 4,9.
Кроме степени сжатия важнейшим параметром компрессора является его производит ельност ь, которая характеризуется весовым расходом воздуха G, т. е. числом килограммов воздуха, протекающего через компрессор в единицу времени (как пра вило, в одну секунду).
О производительности компрессора иногда судят также объемному секундному расходу V. Однако в этом случае до полнительно должен указываться соответствующий удельный
вес, так как V = — . Вдоль проточной части компрессора объем
ный расход в отличие от весового изменяется. Поэтому объем ным расходом для характеристики производительности компрес сора, как правило, не пользуются.
Выполненные осевые компрессоры имеют весовой расход воздуха от нескольких единиц до 180 KzjceK и более, а центро бежные компрессоры — до 55 -ч- 60 Kzjcetc [30].
1 Применительно к этим условиям приводятся ниже и все остальные стати' стические данные, за исключением специально оговариваемых случаев.
18
§ 4. ТЕРМОДИНАМИКА РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ИДЕАЛЬНОГО НЕОХЛАЖДАЕМОГО КОМПРЕССОРА
Идеальным неохлаждаемым компрессором будем называть такой компрессор, в котором отсутствуют гидравлические по тери и теплообмен с окружающей средой. Процесс сжатия при
указанных условиях протекает по адиабате, |
в связи с чем рас |
|||||||
сматриваемый компрессор иногда называется адиабатическим. |
|
|||||||
Изменение |
состояния |
воздуха в идеальном .компрессоре |
в |
|||||
диаграммах |
p v |
и Ts изображено |
на рис. 3, |
где точки |
а и kad |
|||
определяют |
собой начальное и конечное состояние воздуха, |
а |
||||||
линия a k ad |
является адиабатой, по которой происходит его сжа |
|||||||
тие. Здесь же нанесены точки а * |
и k |
соответствующие пара |
||||||
метрам заторможенного |
потока |
на |
входе и выходе |
из ком |
||||
прессора, и соединяющая их условная адиабата a*k*ad. |
|
|
Рис. 3. Процесс сжатия в идеальном неохлаждаемом компрессоре
Термодинамический анализ процесса сжатия в идеальном неохлаждаемом компрессоре имеет своей главной целью опре деление той минимальной работы, которую требуется затратить на сжатие воздуха до заданного давления при наилучших усло виях. Знание этой работы необходимо для того, чтобы на осно вании сравнения с ней работы, действительно затрачиваемой на сжатие воздуха в реальном компрессоре, можно было бы оце нить совершенство последнего. *
Для решения поставленной задачи применим к 1 кг воздуха, протекающего через идеальный неохлаждаемый компрессор, известное из газовой динамики уравнение энтальпии
г* |
= |
vkad — In |
+ |
- f ( T ,k a d - т а) + |
С ь — Са |
(1.4) |
|
||||||
**adK |
|
|
2g |
|
||
|
|
|
2g |
|
|
2* |
19 |