Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 9-9-Prilozhenije1

ростойких сплавов могут работать при гораздо более высоких температурах, чем соединительные элементы из эластомеров, однако имеют худшую компенсирующую способность, особенно при поперечных и крутильных перемещениях.

9.8.5 - Выходные устройства вертолетных ГТД

Пример конструкции ВУ вертолетного ГТД приведен на Рис. 9.75 и 9.76. Выходное устройство представляет собой выхлопную трубу сварной конструкции, состоящую из фланца наружной оболоч- ки 2, корпуса конического 3, корпуса цилиндри- ческого 4, трех стоек 5, ребер 6, 7, 8, окантовки 9. Наружная оболочка 2, корпуса 3 и 4 образуют газовый тракт, через внутреннюю полость корпусов 3 и 4 проходит трансмиссия 14, соединяющая турбину винта с редуктором. Стойки 5 соединяют конический корпус 3 с наружной оболочкой 2.

В передней части к коническому корпусу 3 приварен компенсатор (сильфон) 10, который прижимается к корпусу турбины винта, препятствуя прорыву выхлопных газов в трансмиссию. Корпу-

са 3 и 4 соединены между собой компенсатором 11 для нейтрализации температурных расширений.

Фланцем 1 выхлопная труба крепится к переходнику 12 разъемным хомутом 13, что обеспечи- вает быстрый съем и монтаж выхлопной трубы. Переходник 12 крепится болтами к корпусу турбины винта.

К ребрам 7 и 8 крепится специальный вертолетный корпус для подогрева воздуха, отбираемого на нужды вертолета.

Выхлопная труба выполнена из листовой нержавеющей стали.

9.9 - Приложение 1.

Проблемы выходных устройств с широким диапазоном изменения π ñ*. Обеспечение

аэродинамической устойчивости

В наибольшей степени эта проблема характерна для РС ВРД самолетов военного назначения. Дело в том, что при работе в широком диапазоне π Ñ* практически всегда имеется рассогласование

между потребной (для данной π Ñ*) и действительной формой проточной части. Особенно большое рассогласование возникает на неустановившихся режимах работы, таких как приемистость, сброс, воспламенение топлива в форсажной камере (ФК) и т.д. Иногда такое рассогласование может вводиться специально, например, для обеспече- ния газодинамической устойчивости компрессора при включении и выключении ФК, увеличении и уменьшении форсированного режима: раскрытие сопла опережает процесс розжига и отстает при снижении режима и выключении ФК.

Это рассогласование приводит к возникновению нерасчетных режимов течения, характеризующихся появлением нестационарных возмущений из-за наличия зон неустойчивого торможения, отрыва потока, местных сверхзвуковых зон с замыкающими скачками уплотнения, которые в совокупности с подвижными элементами проточ- ной части могут, если не принять специальных мер, привести к значительным динамическим нагрузкам на детали конструкции и даже к ее разрушению.

По-видимому, впервые столкнулись с этой проблемой, когда в проточной части сопла появился второй ряд створок, в конце 50-х годов прошлого века при доводке сопла двигателя J-79 [9.12]. Первая публикация на эту тему появилась в 1965 году [9.13].

Были описаны три типа аэродинамической неустойчивости:

-бафтинг при большой степени расширения сопла;

-вибрации при малой степени расширения;

-акустические колебания при низких π ñ . Первый тип неустойчивости – бафтинг – на-

блюдался тогда, когда π ñ была недостаточна для полного расширения. Тогда под действием замыкающего скачка уплотнения происходил отрыв потока, при этом было обнаружено явление гистерезиса в распределении давления в зависимости от направления изменения π ñ (что является условием возникновения автоколебаний).

Второй тип неустойчивости – «вибрация при малой степени расширения сопла» – возникал, когда в канале реализовывались зоны как ускорения, так и торможения потока.

И третий тип неустойчивости – акустические колебания при низких π ñ . Это явление аналогич- но генерированию звука в органных трубах.

В дальнейшем с проблемой аэродинамической устойчивости РС столкнулись при доводке ВУ двигателей J-93 [9.14], J-85-GE-13 [9.15, 9.16] и оте- чественных АЛ-21Ф, Р15 БФ2-300 [9.17].

«Автомодельная» конструкция сопла не спасает от этой проблемы. Это подтвердил опыт доводки сопла YF-101 [9.18], РД-33 и др.

Конструктивные решения можно свести к двум группам:

1 – аэродинамическое демпфирование;

2 – механическое демпфирование. Аэродинамическое демпфирование реализует-

ся соединением проточной части с полостью межстворчатого пространства с помощью продольных (J-79-5), кольцевых щелей (J-79-10, J-93) или отверстий в проставках (серийный J-93), перекрываемых на крейсерском режиме створками [9.14].

Такое решение неизбежно ухудшает характеристики.Установка проставок второго ряда с возможностью образования между створками и проставками щелей, открывающихся и закрывающихся под действием перепада давления, как на РД-33 [9.19], а также закрытие отверстий в проставках аэродинамически управляемыми клапанами [9.20, 9.21], как на Д-30Ф6, устраняет этот недостаток, хотя и усложняет конструкцию.

Соединение проточной части с межстворча- тым пространством стабилизирует положение скач- ка уплотнения, выравнивая давления перед скач- ком и за ним; уменьшает газодинамический момент на закрытие створок за счет перепуска воздуха из межстворчатого пространства в зоны с пониженным давлением.

К аэродинамическому решению можно отнести увеличение минимальной степени расширения

сопла Fâûõ/Fêð (с 1,47 до 1,53 на J-85; c 1,09 до 1,15 на YF-101; с 1,037 до 1,232 на АЛ-21Ф). Решение

основано на исключении возможности образования биконического сужающегося канала, в котором «горло» образуется жидким контуром на выходе из первого конуса (первого ряда створок), а далее сверхзвуковой поток тормозится в сужающемся втором конусе (втором ряде створок) с возникновением неустойчивого [9.22, 9.23] замыкающего скачка уплотнения [9.24] и неопределенностью положения критического сечения. Это решение также приводит к ухудшению параметров. Кроме того в соплах с большой степенью расширения (как на Д-30Ф6), где критическое сечение на бесфорсажных режимах расположено на выходе из второго ряда створок, оно неприменимо, как говорится, по «определению».

Механическое демпфирование – введение в конструкцию РС элементов с сухим трением, рассеивающих энергию колебаний. Попытка решить проблему только за счет механического демпфирования требует мощных демпферов сухого трения (80…100 кгс на Р-15-БФ2-300). Создание таких дем-

пферов, надежно работающих при температуре до 800°С, – непростая задача.

Применение комбинированного решения – совместно аэродинамического и механического демпфирования – позволяет использовать надежные демпферы с относительно небольшим усилием трения (4…8 кгс на Д-30Ф6) и обеспечить минимальные динамические нагрузки, гарантирующие надежную работу РС в течение заданного ресурса.

9.10 - Приложение 2. Принцип работы выходных

устройств диффузорного типа

Принцип работы ВУ можно понять из анализа уравнения Бернулли.

Будем считать поток газа в ВУ равномерным и несжимаемым. Тогда уравнение Бернулли можно записать в виде [9.25]:

(9.16)

ãäå P*1 – полное давление на выходе из турбины (на входе в ВУ);

P*2 – полное давление на выходе из ВУ;

∆ Ð* – потери полного давления, обусловленные преобразованием (в результате трения) части механической энергии в тепловую.

Учитывая, что

,

получаем

(9.17),

ãäå P1, V1 – статическое давление и скорость газа на входе в ВУ;

P2, V2 – статическое давление и скорость газа на выходе ВУ;

ρ– плотность газа.

Если двигатель работает без выходного устройства и газ после турбины выходит в атмосферу, то статическое давление на выходе из турбины будет равно атмосферному P1 = Pí. Если же за турбиной установить ВУ, то P2 = Pí и из уравнения (9.17):

(9.18).

Из этого выражения следует, что при V2/V1 < 1 и достаточно низком сопротивлении ВУ ∆ P* статическое давление на входе в ВУ P1 может быть меньше давления Pí, т.е. установка ВУ приведет к снижению статического давления за турбиной (напомним, что без ВУ за турбиной давление равно Pí) и, следовательно, к увеличению перепада давлений на ней. Согласно (9.18) разница давлений (Pí - P1) тем больше, чем меньше величина потерь ∆ Ð* в ВУ и отношение скоростей V2/V1. Последнее говорит о том, что скорость потока в выходном устройстве должна снижаться (V2 < V1). Снижение скорости в выходном устройстве достигается за счет плавного увеличения его проходной площади Это следует из уравнения неразрывности:

(9.19),

ãäå G – расход газа;

F1 è F2 – проходные площади на входе и выходе ВУ.

Отсюда:

Фактически снижать статическое давление на входе в ВУ за счет увеличения проходной площади можно только до определенного предела, так как с ростом отношения F2/F1 растет и величина потерь ∆ Ð* и для каждого конкретного выходного устройства существует вполне определенное оптимальное соотношение площадей, при котором обеспечивается минимальное давление Ð1. В общем случае величина ∆ Ð* зависит, как от газодинамических параметров потока на входе в ВУ (Ð*1, Ð1, V1 и др.), так и от геометрических параметров ВУ (формы, отношения площадей F1/F2, плавности увеличения проходной площади и др.). Оптимизация ВУ с точки зрения аэродинамики заклю- чается в выборе таких геометрических параметров, при которых в заданных габаритных ограничениях оно обеспечивает наибольшую разность стати- ческих давлений на выходе и входе (Ð2 - Ð1).

Для характеристики аэродинамического совершенства выходных устройств используются следующие коэффициенты.

Коэффициент восстановления статического давления (или коэффициент восстановления кине-