книги / Проектный термогазодинамический расчет основных параметров авиационных лопаточных машин

Таблица 9.7

Расчёт координат профилей лопаток

___-— —

Местные звуковые скорости, т.е. А, = 1, могут возникнуть на профилях ло­ паток как вследствие ускорения потока в самом узком месте решётки (горле), так и по причине ускорения потока на спинке профиля, особенно при отрица­ тельных углах атаки и высоких скоростях на входе в решётку.

Режим запирания решётки наступает, когда во всём сечении горла решёт­ ки устанавливается режим с q(Xmm) = 1. На этом режиме кпд ступени умень­ шается из-за возникновения волновых потерь в местных скачках уплотнения. На режиме запирания наступает ограничение по расходу воздуха: дальнейшее увеличение расхода через решётку невозможно. Работа решётки на режиме запирания не допускается. Кроме того, на критических режимах работа также крайне нежелательна.

Рассматриваемая проверка производится следующим образом.

1. По координатам в увеличенном масштабе (5:1 или 10:1) строятся два соседних профиля решётки. Построение является одновременно и контролем расчёта координат (выпадение точки с плавных кривых свидетельствует об ошибке в расчёте).

2.Графически определяется самое узкое место межлопаточного канала величина аг (рис. 9.5).

3.Вычисляются условные площади поперечного сечения потока на входе

врешётку (с единичной длиной в направлении, перпендикулярном чертежу):

направляющих аппаратов - ахНа = f-sinc^, рабочих колёс - ахрк = ?-sinPi

и далее - соотношение площадей— (см. рис. 9.5).

Qr

4. По отношению— , используя для дозвуковых профилей график, пред-

а 1

торые затем сравнивают с соответствующими числами X на входе в решётки.

188

к

Рис 9 6 Зависимость величин Хта и Хщ, от отношения а^а\

атаки и относительной толщины профиля, которая должна удовлетворять со­ отношениям (9.4).

Решётки на запирание проверяются на трёх расчётных радиусах: гвт, гсри гк. От критического режима решётка отстраивается изменением относитель­

ной толщины профиля сти угла атаки. Махостойкость профиля повышается также при смещении положения максимальной толщины ст к задней кромке (при увеличении абсциссы хс). если эти меры не приводят к желаемому ре­ зультату, то необходимо повторить кинематический расчёт ступени ОК с це­ лью снижения соответствующих чисел X/.

9.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЕЙ КОМПРЕССОРНЫХ ЛОПАТОК ДЛЯ РАСЧЁТА ИХ НА ПРОЧНОСТЬ

Площадь, положение центра тяжести и моменты инерции профиля ком­ прессорной лопатки в характерных сечениях определяются с использованием

189

равномерной сетки. Данный способ достаточно описан в разд. 6.4 и применим для определения геометрических характеристик как турбинных, так и ком­ прессорных профилей лопаток (см. рис. 9.8).

Определение площади профиля Fn, статических моментов М0х1, МоуХи Мо^ ; действительного положения центра тяжести ( Хю , Ую . и х2с2), а также мо­ ментов инерции 1ОХ1, 1оу\ и loyi осуществляется по соответствующим выра­

жениям разд. 6.4. и сведено в приложение К.

За площадь Fnследует принять среднеарифметическую величину из значе­ ний площадей, определяемых замерами длины в трёх направлениях и вычис­ ляемых по формулам (6.15).

Отыскание главных моментов инерции и направления главных осей инер­ ции иллюстрируется рис. 9.9.

Расчёт по приложению К и нанесение на профиль главных осей инерции С\Х и Ci К считаем окончанием определения геометрических характеристик профилей компрессорной лопатки, необходимых для расчёта её на прочность.

б

Рис. 9.8. К построению равномерной сетки для определения положения центра тяжести и моментов инерции компрессорного профиля

191

10. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ ЦЕНТРОБЕЖНОЙ СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА

Использование ступеней центробежных компрессоров (рис. 10.1) в каче­ стве последних ступеней каскадов высокого давления получило широкое рас­ пространение в малоразмерных ГТД с расходом воздуха G„ = 1,5...5 кг/с и при суммарной степени сжатия в компрессоре лк >25...30.

Ступенью центробежного компрессора называется совокупность вра­ щающегося РК а и расположенных за ним неподвижного диффузора б и вы­ ходного устройства в.

Рис. 10.1. Схема центробежной ступени компрессора

10.1ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЦЕНТРОБЕЖНОЙ СТУПЕНИ

Исходными данными для расчёта центробежной ступени компрессора авиационных ГТД являются:

1. Полные давление и температура на входе в ступень ЦБК соответственно

P i = Pi-1 СГВХСТц н а и Г , = T U 1

где р*_, и Г*_| - полные давления и температура на выходе из предыдущей осевой ступени;

193

стнна - коэффициент сохранения полного давления воздуха в неподвиж­

=0,98... 0,99, для коленообразного - сгвх = 0,97...0,98.

2.Степень повышения давления в компрессоре

я* _ Рк .

Р\

3. Изоэнтропический коэффициент полезного действия компрессора Либк- 0,78...0,84.

4. Расход воздуха через компрессор G кг/с.

Для данного двигателя степень повышения давления компрессора и веро­ ятное значение его кпд выбираются в процессе общего термогазодинамиче­ ского расчёта двигателя. При стандартных атмосферных условиях на входе в компрессор (в сечении 1 рис. 10.2) ( р ’0 = 101325 Па, Т\0= 288 К) приведен­ ный расход воздуха составляет:

Степень повышения д а в л е н и я и изоэнтропический кпдг|ц6к, являю­

щиеся относительными параметрами, при приведении к стандартным услови­ ям своего численного значения не изменяют.

5. Физическая частота вращения ротора компрессора, приведенная к стандартным условиям,

Если частота вращения ротора не задана, то её определяют по формулам, рассмотренным при выборе кинематических параметров и геометрических

я -а

Рис. 10.2. Схема колеса ЦБК

194