Как сделать с пылесоса компрессор


Лучшие новости сайта

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Тема сегодня достаточно непростая из-за своей изначальной обширности и сложности теории осевого компрессора. По крайней мере для меня она всегда в определенных аспектах была таковой :-). Но исходя из политики сайта постараюсь ее сократить до основных понятий, упростить и втиснуть в одну статью.Что получится, не знаю… Увидим :-)…Компрессоры авиационных ГТД.

При этом… Говоря о таких сложных устройствах, как авиационный газотурбинный двигатель, несмотря на постоянное стремление к простоте рассказа, приходится периодически обращаться к точным техническим наукам. Благо, что такое бывает не часто, не глубоко и обычно хватает школьного курса физики. Прямо, как сейчас :-).

Итак, чуть-чуть теории.

уже упоминалось нами неоднократно. И, видимо термин этот появится еще не раз, потому что все двигатели, используемые на современных летательных аппаратах, представляют из себя именно тепловые машины (двигатели), то есть такие, принцип работы которых основан на превращении внутренней энергии (в том числе тепловой) рабочего тела (газа) в полезную работу в процессе его расширения.

Все используемые в настоящее время силовые установки на летательных аппаратах принадлежат к определенному виду — двигателям внутреннего сгорания (ДВС). Исходя из самого названия понятно, что процесс сгорания топлива у них происходит в специальных внутренних камерах.

Причем такие двигатели могут представлять из себя как поршневые машины (класс так называемых объемных расширительных машин), так и лопаточные машины (эти обычно относятся к динамическим расширительным машинам).

Нетрудно заключить, что представителями первых являются поршневые ДВС (как бензиновые, так и дизельные), а вторых – газотурбинные. Понятно, что коль скоро все темы у нас авиационные, то и двигатели имеются ввиду тоже авиационные :-).

Для любого теплового двигателя с точки зрения его практического применения самым важным термодинамическим процессом является процесс расширения рабочего тела, выливающийся в итоге в создание мощности на валу, а также реактивной тяги (для динамических расширительных машин). То есть ради этого такие двигатели собственно и применяются.

Однако начальный этап при формировании рабочего цикла любого ДВС – это сжатие. Уже после него в камере сгорания организуется подвод тепловой энергии к сжатому рабочему телу (газу). Делается это потому, что согласно законам термодинамики при одинаковом расширении нагретый газ совершает работу большую, нежели холодный.

То есть в итоге работа, полученная при расширении сжатого и затем нагретого газа в цикле теплового двигателя, больше работы чистого сжатия, что собственно и нужно для работоспособного двигателя, так как эта разница как раз и идет на благие цели, то есть вращает вал (а значит и винт), создает реактивную тягу или то и другое вместе.

Компрессоры авиационных ГТД.

Идеальный цикл ГТД. Цикл Брайтона.

Термодинамические циклы, принципиально описывающие рабочий процесс в двигателях,  применяемых для авиации это цикл Отто для поршневых двигателей и цикл Брайтона/Джоуля для газотурбинных двигателей. Показанные на рисунках – это циклы идеальные. Реальные процессы несколько отличаются от идеальных, однако позволяют производить общий технический расчет двигателя.

Компрессоры авиационных ГТД.

Идеальный цикл поршневого ДВС. Цикл Отто.

Процесс сжатия в целом очень важен для теплового двигателя. Чем выше давление в цикле, тем больше его работа, а значит и мощность. Давление подводимого воздуха определяет процессы горения в камере сгорания, напрямую влияя на полноту сгорания, а значит и экономичность ( а также эмиссионные выбросы).

Чем выше степень сжатия, тем ниже потребление топлива. Этот факт описывается таким физическим термином, как термический КПД цикла. Такой КПД характеризует совершенство превращения теплоты в механическую работу.

Формулы этого КПД как для поршневого двигателя, так и для ГТД (для идеальных циклов) выглядят красноречиво. В правой стороне этих формул в знаменателе только одна изменяемая величина – степень повышения давления π (для ГТД) или степень сжатия n (для поршневых двигателей).Компрессоры авиационных ГТД.Компрессоры авиационных ГТД.

Автомобилистам в этой области хорошо известно понятие «компрессия». Хотя этот термин не означает буквально степень сжатия в цилиндре, но напрямую с ним связан. Двигатель с малой компрессией будет плохо работать и потреблять много топлива.

Примерно то же самое в плане улучшения условий горения можно сказать и о газотурбинном двигателе. Однако влияние степени повышения давления в нем на тяговые характеристики не столь однозначно, потому что чем выше давление, тем больше мощность необходимая для его получения.

Несмотря на принципиальную одинаковость тепловых процессов в поршневом и газотурбинном двигателях, существует определенное отличие в организации их протекания. В поршневом двигателе все процессы протекают практически в одном и том же объеме – цилиндре. По этой причине они не могут быть непрерывными, то есть поршневой двигатель – это двигатель периодического действия.

В ГТД же все процессы термодинамического цикла идут непрерывно и постоянно, то есть это двигатель непрерывного действия. Этот факт – одна из причин того, что мощность газотурбинного двигателя при прочих равных условиях ощутимо выше.

Ведь в единицу времени через него проходит значительно большая масса воздуха, или точнее говоря рабочего тела.  А каждая единица массы рабочего тела – это источник полезной работы.

В итоге через такой двигатель ежесекундно прокачиваются большие массы воздуха (100-300 кг/с и более), которые к тому же сжимаются до больших величин (на современных двигателях давление может повышаться более чем в 35 раз). Столь важные и «нелегкие» функции в ГТД выполняет отдельный, очень важный агрегат — компрессор.

Немного истории.

Газотурбинные двигатели (как и их предшественники паротурбинные установки) изначально разрабатывались для получения механического привода различных промышленных машин.

Авиация, конечно, первоначально не входила в планируемую сферу применения подобного рода агрегатов хотя бы по той простой причине, что она сама появилась достаточно недавно. Идея применения ГТД в авиации впервые была сформулирована (по некоторым источникам) в 1890 году русским инженером В.Д. Кузьминским, а первые патенты на турбореактивные двигатели стали выдаваться в 1920-е годы.

Компрессоры авиационных ГТД.

Газовая турбина Джона Барбера.

История их создания охватывает достаточно большой период времени. Первый патент на газовую турбину (а точнее говоря все же газотурбинный двигатель) был выдан в 1791 году англичанину Джону Барберу.

В двигателе Барбера топливом служил горючий газ, получаемый при перегонке из угля, нефти, дерева и т.п. Он подавался поршневым компрессором в камеру сгорания, куда другим компрессором накачивался воздух. Продукты сгорания поступали на осевую турбину, которая с помощью механических передач (в т.ч. цепных) приводила указанные компрессоры.

По сути дела этот двигатель имел все необходимые компоненты реального ГТД. Имелась даже система водяного охлаждения турбины. Но конечно низкий уровень знаний создателя и отсутствие теории тепловых процессов в двигателе делало его примитивным и фактически неработоспособным.

Таковым положение оставалось вплоть до начала 20-го века. Интересно, что в 1902 году один из известных в те годы разработчиков паровых турбин Чарлз Парсонс (Charles Algernon Parsons) сказал буквально следующее: «Я думаю, что газовую турбину никогда создать не удастся. Об этом не может быть двух мнений.»

Сам Парсонс неоднократно пытался это сделать и в некоторых его патентах описывались полноценные модели ГТД, состоящих из компрессора, камеры сгорания и турбины, и работающих на жидком топливе.

Но для решения этой задачи, то есть создания работоспособной газовой турбины с высоким КПД равной или превосходящей паровую по экономичности и мощности, нужно было решить две непростые задачи. Первая – это обеспечение высокой температуры в начале процесса расширения, а вторая – создание высокоэффективного агрегата для сжатия воздуха, то есть компрессора.

Обе эти задачи к тому времени были практически неразрешимы. Первая из-за отсутствия специальных жаропрочных материалов, а вторая из-за неразвитости науки, в частности аэродинамики.

В паротурбинной установке рабочее тело сжимается после конденсации в жидком состоянии насосом, который является простым, экономичным и дешевым устройством. Да и сама работа сжатия в паро-водяном цикле незначительна.

В газотурбинном же двигателе сжимается воздух, причем работа сжатия, как уже упоминалось выше, достаточно велика. Обычно она бывает не меньше половины работы, которую производит турбина. Так как это значительно уменьшает полезную работу цикла двигателя, то требования как к мощности, так и к экономичности компрессора (то есть к его КПД) достаточно высоки.

На первых этапах создания полноценных газовых турбин (а по сути дела ГТД со своим компрессором) были попытки применить в качестве компрессоров обычные поршневые устройства, в начале 1930-х годов даже пробовались объемные винтовые компрессоры. Но ни один из подобного рода агрегатов не мог обеспечить требуемых характеристик сжатия (как мощность, так и КПД). И это была одна из причин столь категорического заявления Парсонса.

«Радикальную обработку» воздуха могли обеспечить только осевые или центробежные компрессоры. В 1930-х годах все чаще стали появляться проекты ГТД именно с такого рода компрессорами. Одним из первых, например, стал проект английского инженера Френка Уиттла (Sir Frank Whittle) от 16 января 1930 года.

Компрессоры авиационных ГТД.

Один из вариантов двигателя Уиттла.

В этом проекте был использован комбинированный компрессор, состоявший из нескольких осевых и центробежной ступеней. Однако, существовавший в то время уровень развития науки и техники не позволял полноценно использовать  осевой компрессор и в подавляющем большинстве тогдашних проектов и двигателей использовался только центробежный компрессор.

Компрессоры авиационных ГТД.

Турбореактивный двигатель W-1.

Уиттл тоже в дальнейшем использовал только двусторонние центробежные компрессоры, в которых воздух всасывался с двух сторон, а выходил радиально. По такой схеме был создан первый ТРД W-I (Уиттл -1). Он при массе 287 кг развивал тягу 388 кГ и был установлен на истребителе Gloster Е28/39. 15 мая 1941 года состоялся первый полет этого самолета с двигателем W-I.

Такое положение просуществовало практически до конца 1950-х годов. В дальнейшем на первый план все увереннее стал выходить более выгодный по многим параметрам осевой компрессор. Хотя центробежный не сошел со сцены и до сих пор используется на некоторых типах двигателей, часто в комбинации с осевым.

Компрессоры авиационных ГТД.

Принцип работы двигателя W-1 и размещение его в в самолете Gloster E28/39.

Компрессоры авиационных ГТД.

Экспериментальный истребитель Gloster E28-39 Pioneer.

На данный момент на подавляющем большинстве ГТД компрессор представляет из себя осевую многоступенчатую машину. Это один из самых дорогих и трудоемких в исполнении агрегатов двигателя, не идущий, конечно, ни в какое сравнение с насосами паротурбинных установок или другими поршневыми машинами, но отлично выполняющий работу, которая им не под силу.

Центробежные компрессоры ГТД.

В английском сentrifugal compressors (ЦК). Другое, менее употребимое название, – радиальный. Главный элемент центробежного компрессора – крыльчатка. Она представляет собой достаточно большой (в диаметре до 1 м) диск (или колесо), насаженный на вал турбины и приводимый ею во вращение.

С одной, а чаще с обеих сторон на диске имеются специальные криволинейные лопатки, расположенные от центра по радиусу и загнутые в сторону вращения. Их называют заборными (от понятия «забор воздуха»).

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессоры авиационных ГТД.

Центробежный компрессор двигателя РД-45.

Лопатки могут быть изогнуты как относительно двух пространственных осей (Х,У), это так называемый 2-D тип, так и относительно трех осей (X,Y,Z), это тип 3-D. А само колесо может быть как с открытыми лопатками, так и с закрытыми или полуоткрытыми. Второе его название импеллер.

Компрессоры авиационных ГТД.

Типы импеллеров центробежного компрессора.

Закрытые импеллеры чаще всего применяются в компрессорах наземных энергетических установок. Кроме того типичный закрытый импеллер – это крыльчатка обыкновенного бытового пылесоса.

В ТРД крыльчатка (или рабочее колесо) обычно располагается внутри корпуса, в котором организован вход для атмосферного воздуха (или два, если заборные лопатки с двух сторон) и выход для сжатого воздуха, перенаправляемого в камеру сгорания.

Компрессоры авиационных ГТД.

Схема принципа работы центробежного компрессора.

Двойной вход и заборные лопатки с двух сторон позволяют увеличить расход воздуха через двигатель и устраняют действие осевой силы на ротор. Скорость вращения колеса до 15000 об/мин, а окружная скорость на крайней точке обода до 500 м/с.

В каналах входа двигателя часто располагают неподвижные лопатки, именуемые входным направляющим аппаратом. Они имеют такую конфигурацию, что входящий воздух отклоняется и подкручивается перед входом в рабочее колесо. Относительная скорость колеса и лопаток становится меньше, и это позволяет увеличить скорость вращения крыльчатки, повышая сжатие и сохраняя устойчивую работу компрессора.

Механизм повышения давления в центробежном компрессоре достаточно прост и основан на двух источниках. Первый – это центробежная сила. Воздух, поступающий к рабочему колесу, захватывается и закручивается заборными лопатками с большой скоростью.

Обладая массой, вращающийся воздух отбрасывается от центра к периферии колеса с силой тем большей, чем он ближе к периферии (из-за возрастания окружной скорости). В итоге с крыльчатки «сходит» масса воздуха, сжатая центробежной силой.

Компрессоры авиационных ГТД.

Треугольники скоростей для крыльчатки центробежного компрессора.

Источник второй. Воздух, сошедший с крыльчатки за счет разгона в ней обладает линейными скоростями (окружная, абсолютная и относительная), превышающими скорости, с которыми он в нее входил (треугольник скоростей на рисунке).

Это означает, что его кинетическая энергия возросла. В этом случае имеет смысл преобразовать ее в потенциальную или, вспоминая уравнение Бернулли, преобразовать динамическое давление в статическое, то есть сжать выходящий воздух еще больше.

Это с успехом делается в устройстве, именуемом диффузор.

Компрессоры авиационных ГТД.

Схема работы диффузора центробежного компрессора.

Так как аэродинамические процессы с изменением давлений и скоростей газового потока – основа теории авиационных ТРД,

то диффузоры – это обязательная принадлежность таких двигателей. Обычно это расширяющийся в том или ином виде канал, в котором газовый поток теряет скорость с соответствующим увеличением давления.

Диффузор центробежного компрессора представляет из себя кольцеобразный канал, охватывающий крыльчатку по ее внешнему контуру. Воздух попадая туда из узких межлопаточных каналов тормозится с увеличением давления.

Компрессоры авиационных ГТД.

Изменение параметров по тракту ЦБ.

Такого рода диффузор может выполняться как без лопаток, так и со специально установленными лопатками, похожими по конфигурации на лопатки импеллера (2-D). Кроме того диффузор может быт комбинированным.

В этом случае безлопаточный диффузор называется щелевым и представляет собой щель шириной около 15-30 мм, опоясывающую крыльчатку. Далее за ним в диаметральном направлении следует лопаточный диффузор.

Сжатый воздух после прохождения диффузора попадает в камеру сгорания по каналам, конфигурация которых зависит от конструкции КС. Но в любом случае эти каналы имеют форму, близкую к Г-образной, что не лучшим образом сказывается на КПД компрессора, потому что неизбежно ведет за собой увеличение гидравлических потерь.

Компрессоры авиационных ГТД.

Основные элементы центробежного компрессора.

Центробежные компрессоры чаще всего одноступенчатые (то есть с одной крыльчаткой), бывает и несколько ступеней, но обычно не более 2-х, так как велики гидропотери между ступенями. В качестве примера современного применения ЦБ компрессора можно привести семейства Garrett TPE331.

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессоры авиационных ГТД.

Турбовинтовой двигатель Garrett TPE331 с двухступенчатым центробежным компрессором.

Эти двигатели имеют двухступенчатый центробежный компрессор. Устанавливаются в основном на небольшие ближнемагистральные пассажирские, транспортные и спортивные самолеты. Например: Ан-38, Jetstream 41, Cessna 441 Conquest II и даже при ремоторизации нашего Ан-2 (новое название ТВС-2МС).

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет Ан-38-120.

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет Jetstream 41 с двигателями Garrett TPE331.

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет Cessna 441 Conquest II с двигателями Garrett TPE331.

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет ТВС-2МС. Ремоторизированный Ан-2 с двигателем Garrett TPE331.

Осевой компрессор ГТД.

В английском аxial compressor или axial-flow compressor (ОК). В этом компрессоре в отличие от центробежного воздух в процессе сжатия продвигается по оси (а не от центра к периферии), откуда и произошло такое название.

Осевой компрессор – типичная лопаточная машина. Согласно выдержки из Википедии «рабочий процесс в лопаточных машинах происходит в результате движения рабочего тела через системы неподвижных каналов и межлопаточных каналов вращающихся колес».

Совершенно точное определение. Конструкция и принцип действия ОК полностью ему соответствует. Этот компрессор состоит из ряда так называемых ступеней, количество которых может быть различным в зависимости от величины требуемой степени повышения давления (обозначается πк) и назначения: от одной-двух до 14 и больше.

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессор одновального ТРД.

Ступень состоит из двух рядов (их еще называют венцы) лопаток специального профиля. Первый ряд – это так называемое рабочее колесо, которое «сидит» на одной оси с турбиной и ею приводится во вращение. То есть лопатки эти подвижные. Второй ряд – так называемый направляющий аппарат (НА). Эти лопатки неподвижны и соединяются с корпусом компрессора.

Воздух, проходя по тракту осевого компрессора, участвует в сложном движении. Это в первую очередь абсолютное движение массы воздуха по тракту (скорость С), также движение относительно лопаток (скорость W) и движение, придаваемое массам воздуха вращающимся рабочим колесом (скорость вращения рабочего колеса U).

Повышение давления в осевом компрессоре тоже, как и в центробежном, имеет два источника и каждый венец лопаток вносит в это свой вклад. Лопатки рабочего колеса расположены и спрофилированы так, что промежутки между ними имеют вид расширяющихся каналов (диффузор). Естественным следствием этого является торможение воздушного потока в этих каналах с повышением статического давления.

Но при этом те же лопатки захватывают воздушные массы и, закручивая их в направлении вращения ротора, отбрасывают дальше по тракту компрессора, тем самым увеличивая их скорость, а значит и кинетическую энергию (или динамическое давление).

Эту энергию можно преобразовать в потенциальную (тот есть поднять статическое давление воздуха за счет уменьшения динамического) примерно тем же способом, как и для центробежного компрессора, то есть пропустить через диффузор.

Роль диффузора в этом случае играют лопатки направляющего аппарата. Они подобно рабочим лопаткам тоже формируют между собой расширяющиеся каналы, в которых воздух тормозится с повышением его давления. Кроме того НА разворачивает поток, формируя нужный угол его вхождения в следующую ступень.

Треугольники скоростей потока при входе в рабочее колесо и НА показаны на рисунке. Давление повышается в рабочем колесе за счет падения скорости от W1 до W2, а в НА от С2 до Свых. После выхода из ступени воздушный поток имеет абсолютную скорость, близкую к той, которая была до вхождения и, соответственно, повышенное давление (примерно на 25-30%).

Компрессоры авиационных ГТД.

Изменение скоростей потока при прохождении ступени осевого компрессора (со входным направляющим аппаратом).

Компрессоры авиационных ГТД.

Изменение параметров по тракту осевого компрессора.

Лопатки направляющего аппарата в осевых компрессорах на многих двигателях выполняет еще одну достаточно ценную функцию, опять же близкую по назначению к аналогичной фннкции подобных лопаток на ЦБ компрессорах. Такие лопатки называются ВНА – входной направляющий аппарат.

Они устанавливаются на входе в двигатель непосредственно перед первой ступенью и организуют предварительную «закрутку» воздуха, который входит в двигатель по его оси со скоростью С. ВНА отклоняет этот воздух, придавая ему скорость С1, тем самым улучшая углы обтекания рабочих лопаток и позволяя увеличить скорость вращения рабочего колеса, что увеличивает напорность ступени.

Компрессоры авиационных ГТД.

Поворотные лопатки ВНА двигателя АЛ-21Ф-3 (комплектация "С"). Самолет семейства Су-17М.

ВНА на некоторых двигателях делаются управляемыми. Своими торцами они расположены на поворотных осях и по командам автоматики управления двигателем могут менять угол своего расположения по отношению к потоку в зависимости от режима работы двигателя и внешних условий.

Диагональный компрессор ГТД.

В английском его называют mixed flow compressor или diagonal flow compressor (ДК). Почему «смешанный поток» ясно из его принципа действия. Он занимает промежуточное положение между ЦК и ОК. Это означает, что поток воздуха движется в нем как в радиальном, так и в осевом направлении, то есть в итоге имеет суммарное движение по диагонали.

Компрессоры авиационных ГТД.

Отличие диагонального компрессора (В) от осевого (А) и центробежного (Б).

Однако преобладает при этом обычно осевое направление. Конструктивно это выражается в том, что в таком компрессоре крыльчатка, унаследованная от ЦК, имеет ощутимо увеличенные осевые размеры. В некотором роде она может напоминать некий осевой мини-компрессор с одним рабочим колесом.

Компрессоры авиационных ГТД.

Примерный вид крыльчатки (ступени) диагонального компрессора.

Диагональный компрессор не требует для себя выходной диффузор большого диаметра, как у центробежного компрессора, но при этом по сравнению с ЦК имеет увеличенные осевые размеры (при прочих равных условиях). Крыльчатка ДК изготавливается на тех же принципах, как и крыльчатка ЦК.

Такие компрессоры в авиационных ГТД применяются очень мало, в основном на небольших или вспомогательных двигателях (ВСУ). Как пример можно привести двигатель Pratt & Whitney Canada PW610F. Это турбовентиляторный двигатель с одноступенчатым диагональным КВД. Двигатель сертифицирован к применению на самолете Eclipse 500. Самолет из раздела легких реактивных.

Компрессоры авиационных ГТД.

Двигатель PW610F с диагональным КВД.

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет Eclipse 500 с двигателями Pratt & Whitney Canada PW610F.

В последнее время ДК часто применяются в модельном конструировании турбореактивных двигателей.

Комбинированные компрессоры.

Помимо основных видов существуют также и комбинированные виды компрессоров. Это осецентробежные и оседиагональные. Наиболее часты в применении осецентробежные в различных конфигурациях. Обычно они устанавливаются на двигателях, где внешние диаметральные размеры не играют особой роли.

Это чаще всего для вертолетов. В качестве примера можно привести вертолетные двигатели французской фирмы Turbomecа, такие как Makila 1A1 (вертолеты Eurocopter AS 332) или Arrius 2B2 (вертолеты Eurocopter EC 135).

Компрессоры авиационных ГТД.

Турбовальный двигатель MAKILA-1A1 с осецентобежным компрессором.

Компрессоры авиационных ГТД.

Турбовальный двигатель Makila 1A1.

Компрессоры авиационных ГТД.

Вертолет Eurocopter AS 332 Super Puma с 2-мя турбовальными двигателями Makila 1A1.

Компрессоры авиационных ГТД.

Турбовальный двигатель ARRIUS-2B1 с осецентробежным компрессором.

Компрессоры авиационных ГТД.

Турбовальный двигатель Arrius 2B2.

Компрессоры авиационных ГТД.

Вертолет Eurocopter EC 135Т1 с 2-мя турбовальными двигателями Arrius 2B1.

КПД и потери.

Помимо роста давления воздуха в компрессоре растет и его температура. На входе в камеру сгорания в зависимости от типа и конструкции компрессора она вможет достигать величины 300-400°С. Причина этому – физические условия работы ГТД.

То есть двигатель – реальный агрегат. Поэтому цикл его работы, как теплового двигателя, все же несколько отличается от идеального цикла Брайтона и представляет из себя реальный цикл, в котором учтены гидравлические потери. От них в реальной работе никуда не деться.

Компрессоры авиационных ГТД.

Реальный цикл Брайтона - сплошная линия. Идеальный - пунктир.

Именно поэтому существует понятие КПД, которое показывает, вся ли работа, переданная турбиной компрессору расходуется по назначению, то есть на повышение давления. На самом деле не вся. Часть ее расходуется на компенсацию потерь, которые по большей части относятся к гидравлическим.

Это профильные потери или потери на трение, потери на образование вихрей при турбулизации потока вокруг лопаток, потери при концевом перетекании воздуха на рабочих лопатках осевого компрессора.

Работа, затрачиваемая на преодоление сил трения, выделяется в виде тепла. В результате воздух нагревается. То есть в реальном рабочем цикле ГТД сжатие происходит по политропе, а не по адиабате, как в идеальном цикле, и конечная температура воздуха в конце реального (политропного) процесса выше, чем могла бы быть в адиабатном процессе без внешнего подвода тепла.

Достаточно большое влияние на эффективность осевых компрессоров оказывают потери энергии, возникающие из-за перетекания воздуха через радиальные зазоры рабочих лопаток.

Сами по себе лопатки осевого компрессора имеют определенный аэродинамический профиль. Верхняя, выпуклая сторона рабочей лопатки называется спинкой, а вогнутая — корытцем. При вращении рабочего колеса на корытце образуется зона поддавливания, а на спинке – разрежение.

Далее картина примерно та же, что и у самолетного крыла (). То есть из-за разности давлений возникает явление перетекания воздуха из области повышенного давления в область пониженного с образованием сложного вихревого течения. В компрессоре к тому же рабочее колесо за счет вращения этому еще больше способствует, как бы «выдавливая» воздух через радиальные зазоры на спинки лопаток.

Для самолета подобное явление чревато увеличением сопротивления (), а для компрессора снижением эффективности, то есть меньшим повышением давления при той же затрате энергии на вращение компрессора или, говоря иначе, снижением напорности и КПД.

В целях предотвращения задевания верхней кромки лопатки за корпус во время работы (что чревато заклиниванием ротора) устанавливается определенный радиальный зазор, то есть зазор между верхней оконечностью лопатки и корпусом компрессора. В среднем его величина около 0,5-2,0мм. Она зависит от конструктивных размеров и режимов работы двигателя.

Лопатки во время работы подвергаются механической и температурной деформации (особенно лопатки последних ступеней). Иначе говоря, просто вытягиваются, потому как нагрузки при больших частотах вращения очень велики. Этот факт, а также производственные допуски  на точность изготовления обязательно учитывается при выборе радиального зазора во время проектирования.

С появлением высоконапорных компрессоров с большим показателем πк и, как следствие, более укроченными лопатками последних ступеней (или компрессора высокого давления – КВД), влияние перетекания усилилось. Поэтому появилась необходимость управления радиальными зазорами, особенно в высоконапорных ступенях КВД.

Способы такого управления условно делят на пассивные и активные. К первым относятся различные конструктивные мероприятия, которые стабилизируют величину радиальных зазоров по режимам работы двигателя.

Увеличиается жесткость всей конструкции, подбираются материалы, обеспечивающие одинаковое термическое расширение деталей роторов и сопрягаемых с ними деталей корпуса и деталей с уплотнителями.

Это позволяет уменьшить сам радиальный зазор и снизить выработку уплотнений. Над рабочими лопатками в корпусе располагают специальные уплотнители из материала более мягкого, истирающегося при соприкосновеии с лопаткой (например алюмографит, то есть смесь окиси алюминия с графитом).

Активное же управление обеспечивается за счет механического смещения вышеуказанных сопрягаемых деталей, либо же за счет принудительного охлаждения (воздухом) уплотняющих деталей (колец), упруго соединенных с корпусом компрессора или дисков рабочих колес. Подобного рода мероприятия, кстати, активно применяются также на турбинах современных и перспективных двигателей.

Такие меры позволяют повысить КПД двигателя на основных эксплуатационных режимах и снизить расход топлива на 1-3%.

Так как лопатки компрессора представляют собой аэродинамические поверхности, подобные профилю крыла, то вихреобразование, имеющее место при различных режимах обтекания, —  явление практически неизбежное.

Это различного вида и конфигурации спутные струи и зоны турбулентности, образующиеся при изменении углов атаки лопаток и срыва потока с их поверхности. Образование такого рода вихрей – один из источников энергетических потерь в компрессоре.

Компрессоры авиационных ГТД.

Сравнение формы лопаток 2-D и 3-D.

С целью максимального устранения возможности возникновения такого рода явлений проводится «облагораживание» воздушного тракта компрессоров. Это касается как качества и чистоты поверхности, так и тщательной отработки формы рабочих лопаток. На современных двигателях в осевых компрессорах все чаще находят применение лопатки, разработанные и изготовленные по так называемой 3-D технологии (двигатель SaM-146, CFM-56-7 и др.).

Такие лопатки от комля до верхней кромки имеют специально рассчитанные обводы, максимально приспособленные к обеспечению безотрывного обтекания.

Коэффициент полезного действия (политропический) современных осевых компрессоров достигает 92% (и даже выше). Аналогичные КПД центробежного компрессора около 83-85%, а для диагонального компрессора около 85-87%.

Однако, компрессор – это все-таки стабильная металлическая конструкция и ее, к сожалению, невозможно приспособить к абсолютно любым изменениям движения такой «нестабильной» среды, как воздух.

Срывные режимы работы компрессора. Помпаж.

Воздух при прохождении компрессора участвует, как уже указывалось выше, в сложном движении. Изменение величины скоростей С и U этого движения, зависящих, соответственно, от расхода воздуха и частоты вращения определяет углы обтекания лопаток.

При превышении этими углами критических значений происходит срыв и турбулизация потока воздуха. Например, как видно из треугольника скоростей, это может произойти при уменьшении расхода воздуха через двигатель. В этом случае уменьшается величина скорости потока С и растет угол атаки.

Компрессоры авиационных ГТД.

Принцип образования срыва на рабочих лопатках осевого компрессора.

То есть в межлопаточном пространстве появляется турбулентная зона. Она сразу нарушает работу ступени, так как в определенном смысле запирает (или дросселирует) ее, соответственно уменьшая напор и КПД.

Срывные турбулентные зоны образуются не на всех лопатках сразу из-за имеющихся в реальных условиях некоторых различий в их геометрии и асимметрии потока. Но такая зона в свою очередь может вызвать срыв в соседней ступени (например, дросселируя впереди стоящую) и таким образом увеличить область срыва вплоть до распространения ее по всему тракту.

Причем вихревые зоны могут формироваться как на спинках, так и на корытцах лопаток в зависимости от величины расхода и, соответственно, углов атаки лопаток. Иной раз этот процесс может происходить достаточно быстро, за сотые доли секунды.

Локальных срывных зон может быть несколько, и они могут занимать разное положение по высоте лопаток,  по периметру ступени и быть довольно развитыми по величине. Существует такое явление, как вращающийся срыв. Это область срыва, вращающаяся вокруг оси рабочего колеса в сторону его вращения, но с меньшей окружной скоростью.

В зависимости от условий и режима работы двигателя срывные зоны могут распространяться на несколько ступеней и существовать, не нарушая устойчивой работы компрессора в целом. При этом,однако, они очень опасны, потому что вызывают вибрацию лопаток вплоть до возможности их поломки, и поэтому абсолютно недопустимы.

При распространении зон  вращающегося срыва на весь компрессор происходит глобальная потеря устойчивости его работы. Падает напорность ступеней (особенно в области малых расходов воздуха), появляются колебания давления за компрессором, расхода воздуха, частоты вращения, возможен некоторый рост температуры газа за турбиной. Двигатель теряет эффективность, растет вибрация и опасность разрушения лопаток компрессора.

В эксплуатации наблюдается еще один неустойчивый режим работы компрессора, именуемый достаточно известным словом помпаж. Это название, впрочем, не придумано специально для авиационного ГТД. Оно относится к лопаточным компрессорам и насосам вообще и суть его для всех этих агрегатов одинакова.

Для ГТД помпаж является как бы следующей ступенью после формирования глобального срыва компрессора. И он затрагивает весь газовоздушный тракт двигателя от компрессора до  турбины, включая различные зазоры и каналы, по которым протекает газ во время работы, а также воздухозаборник двигателя, являющийся уже частью летательного аппарата, но определяющий работу двигателя.

Сам процесс заключается в следующем. После быстрого формирования глобального срыва компрессора и резкого падения его напорности и πк газ из тракта за компрессором (в т.ч. в КС и турбине), сохранивший высокое полное давление, начинает прорываться обратно, не встречая существенного противодавления.

Происходит обратный резкий проброс горячих газов высокого давления на вход в двигатель и воздухозаборник. То есть по сути дела имеет место явление, получившее в гидравлике название «гидроудар». Это действительно удар, могу это сказать исходя из собственного опыта :-).

Для сидящего в левом кресле самолета Су-24МР в закрытой, загерметизированной кабине с работающим двигателем на максимальных оборотах ощущения такие, как будто по борту снаружи с размаху ударили огромным тяжелым молотом так,что даже заглушили звук двигателя.

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет Су-24МР после посадки.

Двигатель, получив своеобразную «разрядку», продолжает работать, набирает давление и напор. Но. если условия работы и аэродинамика компрессора не изменилась, то условия для срыва в компрессоре и резкого падения напорности остаются. Весь процесс повторяется. То есть имеют место низкочастотные колебания потока (давления и расхода воздуха) по всему газовоздушному тракту двигателя и воздухозаборника. Это и есть суть помпажа.

Весь этот процесс сопровождается ростом температуры газов за турбиной, часто очень резким с большими забросами, в результате которых возможно разрушение деталей турбины. Источником роста температуры становится автоматика двигателя, которая штатно реагирует на падение мощности двигателя, а значит и частоты вращения увеличением подачи топлива.

Кроме того вся конструкция из-за резких пульсаций испытывает большие динамические и тепловые нагрузки по всему тракту, что при повторяющемся воздействии чревато их разрушением.

Что касается центробежного компрессора, то его аэродинамика более проста, и он менее подвержен срывным явлениям. Но, тем не менее при малых расходах воздуха, если направление входящего потока не соответвствует изгибу заборных лопаток, то появление вихревых зон в каналах этих лопаток возможно. В итоге из ЦК может выходить воздух с колебаниями давления и скорости потока.

Способы защиты и повышения запасов устойчивости.

Несмотря на сложность аэродинамики осевых компрессоров и наличие по этой причине повышенной возможности перехода их на неустойчивый режим работы, ряд их положительных качеств тем не менее обуславливают преимущественное их применение в современной авиации.

Но при этом конструкторам приходится применять специальные меры для повышения запасов устойчивости двигателей, в особенности с высоконапорными многоступенчатыми компрессорами.

При расчете такого компрессора согласование работы всех ступеней и выбор формы проточной части производится для одного исходного режима, который называется расчетным. На таком режиме все ступени от первой до последней работают согласованно при максимальном КПД и оптимальном соотношении скоростей С и U для каждой из них.

При этом площади их проходных сечений тоже оптимально соответствуют друг другу, то есть проточная часть вдоль тракта сужается в соответствии с ростом плотности воздуха (ведь расход воздуха должен быть постоянным) и тем значительнее, чем выше расчетная πк компрессора.

Однако, условия работы двигателя меняются и выход на нерасчетный режим так или иначе неизбежен. В этом случае степени сжатия (π) отдельных ступеней меняются, как следствие меняется плотность воздуха в них. Она становится отличной от расчетной и уже не соответствует расчетной площади проходного сечения в этих ступенях.

Это приводит к изменению распределения осевых скоростей воздуха по тракту, а следовательно, в соответствии с характериситками этих конкретных ступеней, к изменению углов атаки их рабочих лопаток. И это изменение в разных ступенях уже не согласовано друг с другом, как было на расчетном режиме.

Наступает рассогласование ступеней. Физически это объясняется появившимся несоответствием плотностей воздуха площадям проходных сечений, которые выбраны на условиях заданного распределения осевых скоростей С для расчетного режима.

То есть если, к примеру, уменьшается приведенная частота, то на первых ступенях многоступенчатого компрессора падают осевые скорости, значит растут углы атаки. Это значит, что запас устойчивости на этих ступенях падает (близко к срыву), а сами ступени требуют большей мощности для вращения, то есть «затяжеляются».

На последних же ступенях осевые скорости падают не так сильно, возможно даже растут. Это можно объяснить тем, что из-за падения степени повышения давления плотность здесь не соответствует расчетным проходным сечениям тракта.

Она ниже, и чтобы «протолкнуть» большие объемы воздуха через суженные (расчетные) каналы нужна скорость большая. Таким образом углы атаки на последних ступенях уменьшаются и становятся значительно ниже, чем на первых. Срывных явлений нет и ступени эти «облегчаются».

Рассогласование налицо. Ступени единого узла, то есть одного компрессора, «сидящие» на одном валу, на нерасчетном режиме могут работать совершенно несогласованно, лишь только усугубляя возможность неустойчивой работы двигателя. И это рассогласование  тем больше, чем больше πк (количество ступеней) компрессора.

Отсюда возник один из способов борьбы с рассогласованием ступеней многоступенчатого осевого компрессора, а значит и повышением запаса его устойчивой работы. Это многовальность двигателя.

То есть компрессор с высоким πк нужно (или можно :-)) разделить на два или несколько каскадов со значительно меньшими πк, что, соответственно, также значительно уменьшит возможность рассогласования ступеней внутри каскада.

Компрессоры авиационных ГТД.

Схема двухвального ТРД. 1 - КНД. 2 - КВД.

Например, одновальный компрессор со степенью повышения давления 25 можно преобразовать в двухвальный с двумя каскадами, имеющими степень повышения 5. Или же одновальный со степенью повышения давления 27 в трехвальный с πк для каждого равной 3.

Валы в многовальном двигателе располанаются один внутри другого и механически друг сдругом не связаны. Каждый каскад компрессора приводится соответственно своей турбиной.

Например в двухвальном ТРД так называемый компрессор низкого давления (КНД) приводится турбиной низкого давления (ТНД), а следующий за ним компрессор высокого давления турбиной высокого давления (ТВД). Частоты вращения на установившихся режимах обычно либо одинаковы, либо частота КВД выше.

Понятно, что рассогласование между ступенями в таких малонапорных каскадах будет минимальное. Достаточно просто уменьшается и рассогласование между ступенями соседних каскадов. Это происходит следующим образом.

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессор двухвального ТРД.

Если компрессор переходит на нерасчетный режим работы, когда углы атаки на передних ступенях (соответствует КНД) растут, а на задних (соответствует КВД) падают, то передние ступени «затяжеляются», а задние «облегчаются» (описано выше). В одновальном компрессоре это сопровождается перераспределением нагрузок на элементы конструкции и уменьшением его устойчивости.

В двухвальном же каждый каскад приводится своей турбиной. Поэтому частота вращения КНД падает, а частота вращения КВД растет. Изменения эти в общем случае равновелики и противоположны по воздействию на общий расход воздуха через двигатель. Поэтому он практически не меняется.

Компрессоры авиационных ГТД.

Компрессор трехвального ТРД (ТВРД).

Получается, что при одинаковом расходе воздуха частота вращения КНД падает, а это означает (из треугольника скоростей), что углы атаки лопаток уменьшаются. Для КВД же все наоборот, углы атаки здесь растут. То есть двигатель естественным образом возвращается к исходному устойчивому режиму работы.

Это так называемый эффект саморегулирования, значительно повышающий КПД и запасы устойчивости двигателя. Он применяется на очень многих современных двигателях (все ) и часто позволяет обойтись без использования других способов улучшения работы компрессора. Тем не менее такие способы есть.

Перепуск воздуха. Это один из наиболее простых способов повышения устойчивости с использованием механизации компрессора. Реализуется при пониженных режимах работы двигателя (вариант нерасчетного режима уже описан выше). Воздух из проточной части в районе средних ступеней (3-я, 4-я, 5-я) через специальный клапан перепускается в атмосферу или в затурбинное пространство.

В этом случае расход воздуха через передние ступени растет, то есть растут осевые скорости потока, а это означает уменьшение углов атаки (растущих при уменьшении приведенной частоты вращения) и устранение возможности срыва.

Компрессоры авиационных ГТД.

Схема перепуска воздуха в осевом компрессоре (лента перепуска).

Кроме того выпуск части воздуха из газовоздушного тракта ведет к падению мощности турбины, то есть к уменьшению частоты вращения. Автоматика двигателя поддерживает ее на необходимом уровне увеличением подачи топлива, а значит ростом температуры газа за турбиной.

Это, в свою очередь, вызывает уменьшение объемного расхода воздуха на последних ступенях компрессора, что влечет за собой рост углов атаки на этих ступенях. Таким образом углы атаки как на первых, так и на передних ступенях возвращаются к расчетным, запас устойчивости и КПД компрессора увеличиваются.

Клапана перепуска часто выполняются в виде металлических лент, опоясывающих корпус компрессора двигателя в районе средних ступеней. В этом случае употребляется название «лента перепуска». Управляет лентой перепуска топливная автоматика двигателя, учитывающая параметры и условия работы двигателя. Пример двигателя Р-15Б-300.

Щелевой перепуск над лопатками 1-ой ступени. Как уже говорилось, при рассогласовании  наиболее интенсивно углы атаки растут на первой ступени (всего компрессора или его каскада), причем именно на периферийной части лопаток, потому что на большем радиусе больше окружная скорость.

Чтобы избежать в этом месте срыва и распространения его на другие области применяется щелевой (или кольцевой) перепуск воздуха над рабочими лопатками. Кольцевая полость в корпусе компрессора выполняется так, что воздух в нее может поступать из сечения в середине пера лопатки и подаваться на вход в ступень.

Для этого должен существовать перепад между указанными областями. На расчетном режиме он незначителен и циркуляции практически нет. При повышении углов атаки перепад увеличивается и начинается циркуляция. Воздух поступает на вход в ступень, увеличивая тем самым осевую скорость и снижая углы атаки.

Компрессоры авиационных ГТД.

Щелевой перепуск воздуха над первой ступенью ОК. Слева - через перфорацию.

Таким образом устраняется (или оттягивается по режимам) возможность образования местных условий для образования срывных зон на периферийных участках лопаток, растет запас устойчивости как ступени, так и всего компрессора.

Кольцевые полости могут выполняться в виде сот. В них также могут устанавливаться небольшие профилированные лопатки для придания проходящему воздуху закрутки, также способствующей снижению углов атаки на периферии лопаток.

Регулировка установки лопаток осевого компрессора. Этот способ по своей сути самый простой, но по конструктивному исполнению самый сложный. Так как возможности срыва и, в конечном итоге, возникновения неустойчивых режимов работы зависит от углов установки лопаток по отношению к потоку, то вполне логично менять эти углы при изменении условий обтекания.

В принципе можно менять углы как рабочих лопаток ( в том числе и лопаток вентилятора в – так называемые вентиляторы ВПЛ, близкие к турбовинтовентиляторным двигателям), так и лопаток НА. Последний способ наиболее употребим из-за более простого технического исполнения.

Компрессоры авиационных ГТД.

Транформация треугольника скоростей для поворотных НА.

Компрессоры авиационных ГТД.

Поворотные лопатки направляющего аппарата осевого компрессора.

При повороте лопаток НА меняется конфигурация треугольника скоростей (а значит углов атаки) для рабочих лопаток и устраняется возможность срывных явлений.

НА регулируются чаще всего группами. Обычно на первых ступенях и на последних. Например, на ТРДФ АЛ-21Ф-3 (14-ступенчатый компрессор) передняя регулируемая группа это ВНА и далее с нулевой по третью ступень. А задняя – с восьмой по двенадцатую ступень.

Компрессоры авиационных ГТД.

Одновальный ТРДФ АЛ-21Ф-3 (комплектация "С" - для самолетов Су-17М). На корпусе компрессора видны группы управляемых поворотных НА и гидроцилиндры управления (1 и 2).

Регулировка и перестановка углов осуществляется автоматически по сигналам, формируемым системой автоматического управления двигателем. Привод обычно гидромеханический. Эта же система для повышения запасов устойчивости управляет НА при стрельбе из бортового оружия на военных самолетах.

Что лучше и что хуже.

Как уже говорилось выше, в современной реактивной авиации подавляющее большинство двигателей оборудовано именно осевыми компрессорами. Понятно, что выбор этот делается на основании совокупности положительных и отрицательных качеств ОК и ЦК. Итак плюсы…

При прочих равных условиях. Осевой компрессор обладает большим проходным сечением. Для входа воздуха у ОК отводится до 80% площади поперечного сечения, тогда как у ЦК только около 30%.

Воздух попадающий на вход в ОК имеет большую скорость (в 1,5-2,0 раза). Все это обеспечивает значительно большие расходы воздуха для ОК, что обеспечивает более высокие тяговые характеристики для ТРД, и с увеличением диаметра двигателя расход растет значительно быстрее, чем у ЦК, который для большого расхода воздуха неизбежно требует больших радиальных размеров.

Таким образом ОК обладает меньшим удельным весом (по отношению к расходу воздуха) и при этом обеспечивает значительно большие степени повышения давления (в целом), которые в свою очередь делают ТРД с ОК более экономичным.

Одна ступень в ЦБ дает высокую степень повышения давления, до 10:1, две ступени до 15:1, но применение большего количества ступеней не практикуется из-за быстрого роста потерь давления. Гидравлические потери у ОК ниже, и в целом КПД такого компрессора выше.

Однако, есть и минусы. ОК имеет достаточно большой абсолютный вес (до 40% от общего для ТРД). Для начальной раскрутки ротора необходима достаточная мощность. ОК достаточно сложен в производстве. Аэродинамика компрессора очень непроста.

Он имеет склонность к переходу на неустановившиеся режимы при работе в нерасчетных условиях, что усложняет его конструкцию и эксплуатацию. Этот факт, кроме того, увеличивает склонность к вибрации элементов конструкции (лопаток).

Боевая живучесть ОК значительно ниже, чем у ЦБ. Попадание в проточную часть снаряда или его части однозначно вызывает разрушение лопаток, после чего работа двигателя становится практически невозможной.

Аналогично усложнет эксплуатацию осевых компрессоров попадание в двигатель любого посторонненго предмета.

Контроль проточной части.

– это вообще что называется «болезнь века» для авиационных ТРД (конечно с ОК). Вне зависимости от конкретного типа (ТРД или ТРДД) все они в той или иной степени имеют склонность «подбирать» предметы, по какой-то причине оказавшиеся на ВПП и отправлять их прямиком в компрессор. К этому конечно же относится и в двигатель.

Частоты вращения ротора таковы, что при встрече с посторонним предметом, даже небольшим и непрочным по структуре, часто бвает неизбежно получение рабочей лопаткой забоины. В худшем случае она может и разрушиться.

Любая забоина – концентратор напряжений. Это означает, что при постоянном действии огромных центробежных сил во время работы компрессора в районе забоины материал лопатки будет испытывать увеличенные напряжения, и велика возможность ее обрыва. Чем это может грозить тайны ни для кого не составляет.

Конечно разрабатываются и существуют различные варианты защиты от попадания посторонних предметов в воздухозаборник и двигатель. Даже на на старом РД-45 на входе в его центробежный компрессор стоит металлическая сетка.

Компрессоры авиационных ГТД.

Двигатель RB41, предшественник ВК-1 (РД-45). Хорошо видна защитная сетка на входе в центробежный компрессор.

Однако, не везде возможна установка такого рода защиты, и она далеко не всегда бывает высокоэффективна. Кроме того существует определенная вероятность, так сказать, естественного разрушения деталей воздушного тракта компрессора в процессе эксплуатации. Поэтому для исключения различного рода «неожиданностей» должна быть возможность своевременного обнаружения и фиксации возникающих проблем.

Практически все современные ТРД обладают достаточно высоким уровнем контролепригодности. Это в первую очередь относится к компрессору. Приходится контролировать состояние всей его проточной части, рабочих лопаток и лопаток НА. Это делается как планово, так и в экстренных случаях.

Хорошая контролепригодность в этом случае означает возможность всестороннего контроля проточной части без снятия двигателя с самолета и его разборки. Конечно пару передних ступеней компрессора обычно можно осмотреть со стороны воздухозаборника.

Но для контоля остального тракта без современной бороскопии не обойтись. В настоящее время практически повсеместно при бороскопических инспекциях проточной части ТРД используются очень удобные видеобороскопы (видеоэндоскопы). Такие, например, как видеоэндоскопы японской фирмы

Компрессоры авиационных ГТД.

Видеоэндоскоп VJ-Advance фирмы RF System Lab.

Такого рода приборы достаточно совершенны, обладают большим количеством функций и позволяют гарантированно обнаружить и всесторонне оценить любое повреждение в компрессоре практически в любой части его воздушного тракта.

Для того чтобы щуп видеоэндоскопа попал в проточную часть, в корпусе компрессора (обычно между лопатками НА) выполняются отверстия (порты) небольшого диаметра, закрывающиеся герметичными легкосъемными пробками. Ротор компрессора при этом вращается либо вручную (за лопатки) из воздухозаборника, либо с помощью специального приспособления (обычно большие двигатели на пилонах).

Немного о конструкции.

Роторы осевых компрессоров по конструктивному исполнению могут быть трех типов: барабанные, дисковые или диско-барабанные. При выборе типа конструкции учитываются различные параметры: масса, сложность, жесткость в сборе, несущая способность, окружные скорости ротора. Чаще применяются диско-барабанные конструкции. Диски в зависимости от параметров двигателя соединяются между собой и с валом сваркой, болтовыми соединениями, с помощью специальных шлицов.

Компрессоры авиационных ГТД.

Схемы конструкции ОК. 1 - барабанного типа, 2 - диско-барабанного типа, 3 - дискового типа.

Компрессоры авиационных ГТД.

Пример двигателя с компрессором диско-барабанной конструкции (Rolls-Royce RB.162-86).

На концах ободов диска закреплены лопатки. Способ крепления, типичный для компрессора – так называемый «ласточкин хвост» с индивидуальным гнездом для каждой лопатки. Лопатки также могут набираться в кольцевой паз на ободе диска. Это тоже «ласточкин хвост», но с кольцевыми рабочими поверхностями.

Компрессоры авиационных ГТД.

Лопатки ОК с хвостовиками "ласточкин хвост" различной конфигурации.

Гораздо реже применяется способ крепления с замком типа «елочка». Такой способ чаще применяется для крепления лопаток турбины.

Кроме того длинные лопатки (обычно передних ступеней) для уменьшения нагрузок на перо и устранения лишней вибрации могут закрепляться шарнино в кольцевых пазах обода диска с фиксацией специальными пальцами.

Такие лопатки под действием центробежной силы во ремя работы двигателя радиально ориентируются самостоятельно (двигатель АЛ-21Ф-3). Длинные лопатки передних ступеней для уменьшения вибрационных нагрузок могут иметь специальные сопрягаемые друг с другом бандажные полки (обычно в верхней половине пера лопатки или на нескольких уровнях).

Компрессоры авиационных ГТД.

Крепление лопаток осевого компрессора.

Компрессоры авиационных ГТД.

Двигатель PW4000 с двумя бандажными полками на вентиляторе.

Однако в современных ТРДД с большой степенью двухконтурности нашли применение широкохордные лопатки ( в ступенях вентилятора) без бандажных полок. Это позволяет повысить аэродинамическую эффективность вентилятор (до 6%), увеличить общий расход воздуха и повысить экономичность двигателя (до 4%). Кроме того снижается масса вентилятора и уровень его шума.

Компрессоры авиационных ГТД.

Бандажированные лопатки ОК.

Широкохордные лопатки изготавливаются с использованием новейших достижений техники. Используются специальные композитные материалы на основе полимеров (ПКМ), делаются пустотелые лопатки из титановых сплавов с сотовыми заполнителями а также лопатки из неполимерных композитных материалов (например борное волокно в алюминиевой матрице с титановой обшивкой).

Статор компрессора выполняется либо в виде цельных секций, либо собранных из двух половин (верх-низ). Лопатки направляющего аппарата крепятся в наружном корпусе, обычно в объединяющем кольце.

Компрессоры авиационных ГТД.

Лопатки вентилятора. Широкохордная и обычная с бандажной полкой.

В зависимости от нагрузок, вибрации и назначения они либо консольные, либо (что чаще) по внутреннему корпусу тоже объединены кольцом с уплотнениями (сотовые или легкоистираемые (например алюмографит – Al2O3 + 8-13% графита)). Встречные уплотнения (обычно гребешковые с лабиринтом) стоят в этом случае на роторе. Это позволяет предотвратить вредные перетекания воздуха на НА.

Материалы компрессора – сплавы алюминиевые, титановые, а также стали.

На некоторых современных двигателях нашли применение рабочие колеса компрессоров, выполненные по технологии “Blisk”(сокращенно от bladed disk), иначе еще называемой IBR (integrally bladed rotor). В этом случае рабочие лопатки и само тело диска выполнены как одно целое. Это один узел, чаще всего литой, или сварной и соответствующим образом обработанный.

Компрессоры авиационных ГТД.

Крепление лопаток НА осевого компрессора.

Такие конструкции ощутимо прочнее сборных дисков. В них значительно меньше концентраторов напряжений, таких например, которые неизбежно присутствуют при использовании крепления лопаток по принципу «ласточкин хвост». Кроме того масса всей конструкции меньше (до 25%).

Кроме того качество поверхности узла и его обтекаемость гораздо лучше, что способствует уменьшению гидравлических потерь и повышению КПД ступени с таким диском (вплоть до 8%). Есть, правда у «блисков» и существенный недостаток. В случае какого-либо повреждения лопатки замене подлежит весь диск, а это неизбежно влечет за собой разборку двигателя.

Компрессоры авиационных ГТД.

Диск с рабочими лопатками, изготовленный по технологии "Blisk".

В такой ситуации акутальным становится наряду с бороскопами использование специального оборудования (напрмер фирмы ) для зачистки забоин и местного устранения возникающих дефектов лопаток. Такого рода операции производятся с использованием все тех же смотровых окон, которые имеются практически на всех ступенях современных компрессоров.

Блиски устанавливаются чаще всего в КВД современных ТРДД. Примером может служить двигатель SaM146.

Можно и без компрессора.

Современный авиационный ГТД вкупе со всеми обеспечивающими его работу системами и узлами очень сложный и тонкий агрегат. Компрессор в этом плане пожалуй на первом месте (может быть делит его с турбиной :-)). Но обойтись без него невозможно.

Чтобы двигатель совершал работу должен быть аппрата для сжатия воздуха. Да к тому же нужно организовать поток в газовоздушном тракте пока двигатель на земле. В этих условиях компрессор авиационного ГТД ничем не отличается от компрессора наземной ГТУ.

Однако стоит самолету подняться в воздух и начать разгон, как условия меняются. Сжатие воздуха происходит ведь не только в компрессоре, но и во входном устройстве, то есть в воздухозаборнике. С ростом скорости оно может достичь и даже превзойти величину сжатия в компрессоре.

На очень больших скоростях (в несколько раз превышающих скорость звука) степень повышения давления достигает оптимального значения (соответствующего максимальным тяговым характеристикам или максимальным характеристикам экономичности). После этого компрессор, как и приводящая его турбина, становятся ненужными.

Компрессоры авиационных ГТД.

ТРД и ПВРД в сравнении.

Происходит так называемое «вырождение» компрессора или иначе «вырождение»ТРД, потому что двигатель перестает быть газотурбинным и, оставаясь в классе воздушно-реактивных, он уже должен быть прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Компрессоры авиационных ГТД.

Самолет МиГ-25РБ.

Компрессоры авиационных ГТД.

ТРДФ Р15Б-300.

Примером двигателя, находящегося, так сказать, на пути к вырождению компрессора является двигатель Р15Б-300, устанавливавшийся на самолеты МиГ-25 и изначально предназначенный для полетов с большими . Этот двигатель имеет совсем «короткий» компрессор (5 ступеней) со степенью сжатия 4,75. Большая доля сжатия (в особенности на сверхзвуке) происходит в воздухозаборнике МиГ-25.

Однако, это уже темы для других статей.

Спасибо, что дочитали до конца.

До новых встреч.

Фотографии кликабельны.

В конце еще несколько картинок по теме, которые «не влезли» в текст……….

Компрессоры авиационных ГТД.

Треугольники скоростей для ступени осевого компрессора.

Компрессоры авиационных ГТД.

Гнезда для лопаток вентилятора по принципу "ласточкин хвост" CFM56.

Компрессоры авиационных ГТД.

Пример шарнирного крепления лопаток осевого компрессора.

Компрессоры авиационных ГТД.

Пустотелая титановая лопатка вентилятора с сотовым заполнителем.

{lang: 'ru'}

No related posts.


Источник: http://avia-simply.ru/kompressori-aviacionnih-gtd/



Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор

Как сделать с пылесоса компрессор