книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства

турбины с исключением одного из уровней ис­ пытаний (например, на модельном воздушном стенде) представляет собой достаточно большой технический риск. Поэтому во всех современных проектах стадия модельных испытаний обяза­ тельно присутствует, даже при использовании масштабированных конструкций.

Компания GE Aircraft Engines при создании двигателя GE90 провела модельные испытаний всех турбин, однако при создании модификации GE90-115B тягой 52 тонны изготовила и вновь провела модельные испытания ТВД и ТНД (но­ вые турбины отличались увеличенной пропуск­ ной способностью). При разработке ТВД двига­ теля GP7000, представляющей геометрическую модель ТВД GE90-115В в масштабе 86 % (что со­ ответствует 72 % моделирования по расходу), компания все равно провела полные испытания ТВД на модельном стенде для оптимизации зазо­ ров, расходов охлаждающего воздуха и относи­ тельного окружного положения сопловых лопа­ ток первой и второй ступеней [8.1.40].

Компания Rolls-Royce при создании всех но­ вых двигателей семейства Trent испытала все но­ вые конструкции ТВД, ТСД и ТНД на полнораз­ мерных турбинных стендах.

Стоимость модельных испытаний турбин очень высока - прежде всего из-за больших отно­ шений давления и расходов рабочего тела, кото­ рые необходимо реализовать.

При создании стационарных энергетических турбин большой мощности (в отличие от авиаци­ онных) до середины 1990-х гг. стадия модельных испытаний часто отсутствовала из-за ее дорого­ визны. Новые большие стационарные турбины отправлялись в эксплуатацию без какой-либо значительной доводки.

Во второй половине 1990-х гг. опыт эксплуа­ тации и повышение уровня сложности внедряе­ мых технологий заставили производителей вве­ сти так называемую стадию «опытно-промыш­ ленной эксплуатации», а затем и создать собственные стенды.

Опыт корпорации Alstom показал, что стадии «опытно-промышленной эксплуатации» недос­ таточно для уменьшения риска создания новых высокотемпературных турбин. Доводка в экс­ плуатации турбины новых энергетических дви­ гателей Alstom GT24/GT26 (179/262 МВт)

в1999...2003 гг. обошлась компании более чем

впять миллиардов евро. Этот опыт побудил ком­ панию построить полноразмерный стенд для до­ водки машин большой мощности и ввести специ­ альные корпоративные процедуры для миними­ зации риска при разработке и внедрении новых турбинных технологий.

8.1. Общие вопросы проектирования турбин

Недооценка риска внедрения новой конструк­ ции и недостаточный объем испытаний привели к проблемам в эксплуатации с турбинами стацио­ нарных двигателей серии «F» [8.1.41] General Electric Power Systems и к затратам столь же ог­ ромного масштаба на замену роторов всего парка двигателей в эксплуатации.

8.1.3.4. Ключевые технологии в разработке турбины

К ключевым технологиям, необходимым при разработке турбины, можно отнести:

-проектирование на среднем диаметре (вы­ бор основных параметров);

-аэродинамическое проектирование лопа­

точных решеток в 2Э-постановке (невязкой

ивязкой);

-аэродинамическое 3D-моделирование мно­ гоступенчатой турбины (невязкое и вязкое);

-моделирование (гидравлический и тепло­ вой расчет) теплового состояния лопаток в 1D, 2D и ЗО-постановке;

-моделирование (гидравлический и тепло­ вой расчет) теплового состояния роторов и кор­ пусов в ID, 2D и ЗО-постановке;

-цифровое геометрическое (твердотельное) моделирование в инженерной системе высокого уровня (Unigraphics, СATIА);

-эффективные производственные техноло­ гии жаропрочных лопаточных сплавов (в том числе направленной кристаллизации и монокристаллических);

-эффективные производственные техноло­ гии для литья лопаток с многоходовой петлевой системой охлаждения;

-технологии лопаточных покрытий (тепло­ защитных и металлических - против окисления

икоррозии);

-эффективные производственные техноло­ гии порошковых сплавов для роторов;

-технология экспериментальной проверки конструкции турбины, обеспечивающая:

•идентификацию применяемого математи­ ческого обеспечения;

•проверку готовности новой технологии;

•проверку соответствия требованиям заказчи­ ка по долговечности и надежности (посредством сертификационных и длительных испытаний).

8.1.3.5. Эффективная организация процесса проектирования

Организация процесса проектирования долж­ на обеспечить выполнение проекта с удержанием стоимости и времени разработки в допустимых пределах. Общая схема организации процесса разработки турбины приведена на рис. 8.32.

ектных задачах, так и при анализе эксперимента. Эта гибкость обеспечивает как системность в под­ ходе к проектированию, так и экономию.

для одних и тех же концептуальных задач. Этот подход обеспечивает наиболее системный и объ­ ективный анализ проблем проектирования.

-Возможность запоминания (архивирова­ ния) и последующего воспроизведения интерак­ тивных дизайн-сессий для нового использова­ ния. Эта возможность позволяет значительно экономить время на решении некоторых стан­ дартных задач, а главное, вернуться к исходной точке при ухудшении характеристик в ходе про­ ектирования (особенно при 2D аэродинамиче­ ском проектировании).

-Возможность объединения сложных мето­ дов анализа в единую систему, использующую одну базу данных. Это объединение позволяет существенно сократить непроизводительные за­ траты времени на передачу данных из одной про­ граммы в другую.

Контрольные вопросы

1.Какими соображениями определяется тре­ бование минимального расхода охлаждающего воздуха в турбине?

2.Что понимается под запасом по температу­

ре газа перед турбиной?

3.В чем преимущества и недостатки центрост­ ремительныхрадиальныхтурбин перед осевыми?

4.В чем преимущества и недостатки односту­ пенчатых ТВД перед двухступенчатыми?

5.Назовите особенности газовых турбин ГТД наземного применения.

6.В чем различие методологии проектирова­ ния турбины на целевую себестоимость и на це­ левую стоимость обслуживания?

7.Назовите основные направления минимиза­ ции риска при проектировании турбины.

8.Назовите ключевые технологии в разработ­ ке турбин.

Список литературы

8.1.1.Абианц В.Х. Теория авиационных газовых тур­ бин / В.Х. Абианц. - М.: Машиностроение, 1979.

8.1.2.Smith S.F. A Simple Correlation of Turbine Effi­ ciency // S.F. Smith. J. of R.A.S.- 1965. - № 69.

8.1.3.Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques for New Commercial Engines / R.-H. Ni // ISABE 99-7043,1999.

8.1.4.Wilde G.L. The design and performance of high tem­ perature turbines in turbofan engines / G.L. Wilde // Aeronauti­ cal Journal. - 1977. - August.

8.1.Общиевопросыпроектирования турбин

8.1.5.Mari C. Trends in the Technological Developments of Aeroengines: an overview/С . Mari//ISABE 2001-1012,2001.

8.1.6.Steffens K. Driving the Technological Edge in Airbreathing Propulsion / K. Steffens, R. Walther // ISABE 2003-1002,2003.

8.1.7.Rupp O. Maintenance cost forecast for civil aircraft gas turbine engines / O. Rupp // ISABE Paper № 99-7021.

8.1.8.Radial revisited. Modem Power Systems, January2004.

8.1.9.GE Aircraft Engines: CF6-80C2 Engine Airflow FADEC Control, без автора, USA, 1995.

8.1.10.www.geae.com.

8.1.1l.G E Aircraft Engines: GE90 Engine Airflow, без автора, USA, 1992.

8.1.12.GE Aircraft Engines: GE90 Propulsion System, без автора, USA, 1991.

8.1.13.CFM International: CFM56-5B Engine Airflow, CFM56-2134, France, 1991.

8.1.14.CFM International: CFM56-5B, CFM-2142, France,

1998.

8.1.15.www.CFM56.com

8.1.16.Tubbs H., Holland M.J. Advances in Turbine Tech­ nology, ICAS-86-3.7.2, 1986.

8.1.17.www.rolls-royce.com/media/gallery/default.jsp.

8.1.18.International Aero Engines: V2500 Engine, S13975-10, 1999.

8.1.19.International Aero Engines: Concourse V2500, May

1999.

8.1.20.www.iaenews.com

8.1.21.Pratt&Whitney: PW6000 Engine, S13975-7, 1999.

8.1.22.www.pratt-whitney.com/news_presslrit_images/asp.

8.1.23.The CFM56 in service. Aircraft Technology Engi­ neering & Maintenance - June/July 2001.

8.1.24.Meggitt solution for CFM56 bearing problem takes wing. Flight International, June 15-21,2004.

8.1.25.Rolls-Royce: Двигатели фирмы Rolls-Royce (Роллс-Ройс) для гражданской авиации. Rolls-Royce 535. TS 10281, Роллс-Ройс плк. Дерби, Англия, 1992.

8.1.26.Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st Century - A Vision into the Future / M.J. Benzakein // ISABE 2001-1005,2001.

8.1.27.European Gas Turbines: The Cyclone. England,

1997.

8.1.28.Harper D., Martin D. Design of the 6C Heavy-Duty Gas Turbine. GT2003-38686 / D. Harper, D. Martin // ASME Turbo Expo 2003.

8.1.29.Pritchard J.E. H SystemTM Technology Update. GT2003-38711 / J.E. Pritchard // ASME Turbo Expo 2003.

8.1.30.Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable and High Performance Propulsion Systems / D.K. Gupta // ISABE-2001-1104.

8.1.31.Костеж М.К. Выбор оптимальной стратегии при проектировании газовой турбины и ее компонентов / М.К. Костеж [и др.] //Матер. XLIX Научно-техн. сессия по проблемам газовых турбин. - М., 2002.

8.1.32.Power Struggle // Maintenance Repair & Overhaul. Nov./Dec. 1999.

Глава 8. Турбины ГТД_______________________________________

8.1.33.Airlines Continue the Search for Improved Reliabil­ ity. MRO Management, June 2003.

8.1.34.Soditis S. Turbine Engine Maintenance and Over­ haul. AIAA 97-2630. AIAA /ASME /SAE /ASEE Joint Propul­ sion Conference and Exhibit, Seattle, USA, July 1997.

8.1.35.PW2000 - a mature performer. Aircraft Technology Engineering & Maintenance - October/November 2003.

8.1.36.PW4000 engine focus. Aircraft Technology Engi­ neering & Maintenance - August/September 2002.

8.1.37.Service Solutions. Volume 3, Issue 2, March-April 2003. GE Engine Services.

8.1.38.A Phoenix rises... Aircraft Technology Engineering

&Maintenance - April/May 2002.

8.1.39.Jones M. Evolutions in Aircraft Engine Design and a Vision for the Future / M. Jones, N. Birch, S. Bradbrook // ISABE 2001-1014.

8.1.40.GP7000 - Power for the A380. Aircraft Technology Engineering & Maintenance - Paris 2003 Special.

8.1.41.Advanced gas turbine teething troubles. Modem Power Systems, September 1996.

8.1.42.Dodd A.G. The use of simultaneous engineering for the design and manufacture of the Low Pressure Turbine for the Rolls-Royce Trent engine / A.G. Dodd, M.C. Butcher // Rolls-Royce, 1991.

8.2.Аэродинамическое проектирование турбины

Проектирование турбины начинается с «аэро­ динамики» - выбора количества ступеней и раз­ меров проточной части. Принимаемые на этой стадии решения фактически предопределяют облик будущей турбины, ее конструктивные осо­ бенности и возможность удовлетворения требо­ ваний, которые она должна обеспечить, конку­ рентоспособность, себестоимость, а также стои­ мость разработки.

8.2.1. Этапы и ключевые технологии аэродинамического проектирования

Диаграмма на рис. 8.33 [8.2.1] наглядно пока­ зывает степень предопределенности стоимости жизненного цикла узлов двигателя на стадиях его жизненного цикла. Уже на стадии предваритель­ ного (одномерного) проектирования предопреде­ ляются две трети затрат. Соответственно предо­ пределяются стоимость и другие характеристики турбины.

Исследование фирмы Boeing применительно к проектированию авиационных турбин [8.2.2] показало, что на стадии выбора основных пара­ метров тратится менее 1 % стоимости жизненного цикла. Но при этом принимаются решения, опре­ деляющие 80 % всех будущих расходов.

Рис. 8.33. Измерение предопределенности стоимости жизненного цикла турбины, произведенных затрат и суммы знаний о турбине в зависимости от этапа жизненного цикла [8.2.1].

Этап 1 - предварительное проектирование; этап 2 - проектирование и испытания; этап 3 - производство; этап 4 - эксплуатация; этап 5 - списание

Аэродинамическое проектирование турби­ ны включает два практически одинаковых по важности базовых этапа: одномерное проекти­ рование турбины и проектирование лопаточ­ ных венцов.

Одномерное проектирование на среднем диа­ метре с выбором основных параметров и досто­ верной оценкой основных показателей турбин включает следующие технологии:

-выбор количества ступеней;

-определение размеров проточной части;

-выбор количества лопаток;

-распределение удельной работы и реактив­ ности между ступенями;

-выбор системы охлаждения, расходов воз­ духа и системы вторичных потоков;

-определение достижимого уровня КПД;

-определение теплонапряженности и дости­ жимого уровня долговечности;

-оценка массы;

-оценка производственной себестоимости

истоимости обслуживания.

Аэродинамическое проектирование лопаточ­ ных венцов включает следующие технологии:

-синтез геометрии профиля (сечения венца)

сучетом ограничений (возможности производст­ ва, охлаждение, статическая и динамическая прочность);

-анализ и оптимизацию аэродинамических характеристик решетки профилей с использова­ нием 21)-моделирования потока: невязкого (по уравнениям Эйлера) и вязкого (по уравнениям

Навье-Стокса); - формирование лопаточного венца из базо­

вых сечений с учетом аэродинамики, а также ог­ раничений по системе охлаждения;

-сквозное численное ЗЭ-моделирование по­ тока в многоступенчатой турбине - невязкое (по уравнениям Эйлера) и вязкое (по уравнениям На- вье-Стокса);

-анализ и оптимизацию аэродинамических характеристик венцов;

-численное 20/ЗБ-моделирование неста­ ционарного потока в многоступенчатой турбине

вневязкой и вязкой постановке.

Одномерное проектирование на среднем диа­ метре является наиболее важным этапом проек­ тирования турбины.

Во-первых, оно закладывает те границы (основные параметры), в рамках которых дол­ жен быть реализован проект и которые во мно­ гом предопределяют потенциальные результа­ ты, достижимые на основе более сложных и со­ временных технологий численного анализа потока.

Во-вторых, принимаемые на этом этапе реше­ ния фактически сохраняют свою силу на протя­ жении всего жизненного цикла турбины, а он достигает 40...50 лет. Для некоторых двигате­ лей, конвертированных из авиационных в про­ мышленные, жизненный цикл турбины явно бу­ дет выше 50 лет. На протяжении жизненного цикла крайне редко - из-за дороговизны реализа­ ции - принимаются решения об изменении ос­ новных параметров, принятых в ходе одномерно­ го проектирования.

Впервую очередь принимаются решения

осмене материала, применении покрытия, мо­ дификации конструкции системы охлаждения. В последнюю очередь модифицируется аэроди­ намика. Проточная часть изменяется крайне редко, а решение об изменении количества сту­ пеней уже означает начало разработки новой турбины.

Таким образом, правильные решения на этапе одномерного проектирования определяют кон­ курентоспособность турбины в течение всего жизненного цикла.

Кключевым технологиям аэродинамического проектирования можно отнести следующие тех­ нологии:

-одномерное (на среднем диаметре) проек­ тирование турбины;

-одномерное моделирование потерь энергии

влопаточных венцах турбины;

-2Э/30-моделирование невязкого (по урав­ нениям Эйлера) потока в проточной части тур­ бины;

-2D/3D-моделирование вязкого (по уравне­ ниям Навье-Стокса) потока в турбине;

-синтез 2D и ЗО-геометрии лопаточного венца турбины.

8.2.Аэродинамическое проектирование турбины

8.2.2.Технология одномерного проектирования турбины

Выбор количества ступеней и размеров про­ точной части происходит одновременно, так как необходимая окружная скорость зависит от сте­ пени расширения на каждой ступени, а распола­ гаемая величина окружной скорости непосредст­ венно зависит от диаметра.

При выборе проточной части необходимо обеспечить достаточную окружную скорость и оптимальное значение осевой скорости газа (для обеспечения приемлемого по КПД треуголь­ ника скоростей). При этом параметр напряжений Fn2 (произведение осевой площади на частоту вращения в квадрате) должен оставаться в при­ емлемых пределах.

Окружная скорость колеса и осевая скорость газа должны обеспечивать приемлемое по поте­ рям энергии сочетание удельной аэродинамиче­ ской нагрузки AHIU1 и относительной осевой скорости газа CJU.

Уменьшение осевой скорости на выходе при­ водит к уменьшению потерь полного давления в выходном устройстве и увеличению перепада полного давления на турбине, т.е. ее мощности. Уменьшение осевой скорости может быть обес­ печено только увеличением длины лопаток тур­ бины, увеличением напряжений в лопатках, зам­ ках и дисках.

На рис. 8.34 приведены абсолютные значения скоростей газа на выходе из реализованных кон­ струкций силовых турбин.

Для сохранения материальной части допуска­ ются высокие уровни выходной скорости. Фирма GE в 40-мегаватгном промышленном двигателе LM6000PA/B при полном сохранении матери­ альной части ТВД и ТНД с авиационного двига­ теля CF6-80C2 допустила выходную скорость около 340 м/с. Даже с перепроектированными

всередине 1990-х последними ступенями ТНД (для увеличения осевой площади на выходе -

вмодели LM6000PC/D) выходная скорость со­ ставила не менее 300 м/с.

Взаново создаваемых СТ уровень выходной

скорости существенно ниже. Он составляет от 160 м/с (LM1600, LM2500+) до 190 м/с (LM5000). В этом же диапазоне находятся и вы­ ходные скорости в ПС-90ГП-1, -2. Этот уровень и следует считать близким к оптимальному, хотя существуют и конструкции с еще более низким уровнем выходной скорости - например, М80 («Зоря-Машпроект», г. Николаев).

Выбор осевой скорости непосредственно влияет и на геометрическую конфузорность вен­ цов (отношение площади межлопаточного кана-

использовать рис. 8.37, на котором приведены данные по ряду современных турбин.

На рисунке видно, что какая-либо системати­ зация приведенных статистических данных за­

труднена и корреляция с приведенными зависи­ мостями В.Х. Абианца [8.2.6] весьма условна. В качестве первого приближения лучше исполь­ зовать данные прототипа.

10

9

£8

7

6

5

4

3

2

1

0

Средний диаметр (Dcp) / Длина лопатки (h)

Выбор осевого зазора производится с учетом:

-необходимости выравнивания потока меж­ ду решетками (для минимизации колебаний ста­ тического давления на профиле последующей решетки из-за следов предыдущей) - с этой точ­ ки зрения зазор необходимо увеличивать;

-минимального уровня дополнительных по­ терь полного давления в увеличенном осевом за­ зоре и выравнивании потока (с этой точки зрения целесообразен минимальный зазор).

На рис. 8.38 показано влияние перепроектиро­ вания проточной части двухступенчатой ТВД [8.2.7] с увеличением осевого зазора между со­ пловой и рабочей лопатками. Увеличение зазора позволило существенно уменьшить колебания статического давления (и скорости) на профиле рабочей лопатки с увеличением аэродинамиче­ ской эффективности турбины примерно на 0,3 %.

Необходимая для выравнивания величина за­ зора зависит от уровня скорости потока за преды­ дущей решеткой - с увеличением скорости она увеличивается. Для трансзвуковых скоростей можно ориентироваться на оптимальную величи­ ну зазора до 65 % от величины осевой хорды пре­ дыдущей решетки, а для дозвуковых скоростей ТНД/СТ - до 40 %. Здесь тоже можно порекомен­ довать использовать данные о прототипе или про­ точную часть одной из известных турбин.

При выборе углов наклона проточной части надо учитывать отрицательное влияние больших (свыше 15 градусов) значений этих углов на аэ­

родинамическую эффективность лопаточного венца, особенно по наружному диаметру.

При этом уменьшается местная конфузорность (отношение площади на входе к площади на выходе) венца на периферии проточной части

ивозникает радиальная составляющая скорости потока, искажающая поле течения.

Втурбинах ВД трансзвуковые скорости потока

иотносительно малая длина лопаток (приводящая к значительному влиянию периферийных облас­ тей проточной части) ограничивают применяемые углы наклона величиной 10... 15 градусов на сто­ рону и они редко превышают 20 градусов.

Максимальные углы раскрытия обычно име­ ют место в первых ступенях ТНД. Из данных от­ крытой литературы можно отметить принятые при проектировании проточной части ТНД дви­ гателя Е3 GE ограничения по максимальному уг­ лу наклона проточной части в 25 градусов. Ана­ лиз существующих конструкций показывает, что обычно углы наклона проточной части турбины не превышают 30 градусов.

Выбор конфигурации проточной части над бесполочными рабочими лопатками имеет до­ полнительную особенность - практически во всех известных конструкциях корпус имеет ци­ линдрическую поверхность.

Постоянный диаметр проточной части позво­ ляет исключить влияние взаимных осевых пере­ мещений ротора и статора на радиальный зазор. При конической проточной части недостаточная

точность определения осевых перемещений вно­ сит неопределенность в величину радиального зазора в рабочем состоянии.

По результатам предварительного анализа строится проточная часть турбины (рис. 8.39) для использования при проектировании.

8.2.Аэродинамическое проектирование турбины

Входе проектирования необходимо прораба­ тывать возможность сохранения максимального количества деталей турбины-прототипа (если она есть), особенно дисков и корпусов, а также входных и выходных устройств (таких как пере­ ходные каналы на входе и задняя опора на выхо-

Глава 8. Турбины ГТД

де). Все эти соображения обеспечивают макси­ мальную преемственность и минимальную себе­ стоимость новой турбины, а в значительной степени - и уменьшение затрат на доводку.

Аэродинамическая оптимизация на среднем диаметре производится на основе следующих ча­ стных критериев проектирования, с помощью которых оптимизируются треугольники скоро­ стей и обеспечивается минимальный уровень по­ терь энергии в лопаточных венцах:

-одинаковых углов поворота потока в лопа­ точных решетках;

-одинаковые скорости потока за лопаточны­ ми решетками турбины;

- оптимальное соотношение вторичных и профильных (кромочных) потерь за счет выбо­ ра числа лопаток;

-степень реактивности (термодинамиче­ ская) в корневых сечениях рабочих лопаток (при приближенной оценке) не должна быть ниже

0...0,1; целесообразно выдерживать ее в диапазо­ не 0,4...0,6, ориентируясь на общую эффектив­ ность турбины;

-угол потока на выходе из турбины жела­ тельно иметь близким к осевому, так как в про­ тивном случае может быть необходим спрям­ ляющий аппарат.

Эти ограничения носят характер «мягких», так как на практике выполнение многих из них, особенно одновременно, является достаточно трудной или дорогостоящей задачей. Фактиче­ ски все реальные конструкции представляют со­ бой компромисс, при котором часть указанных выше ограничений выполняется за счет смягче­ ния или отказа от других.

Применение спрямляющего аппарата (за ТНД или СТ) должно быть оправдано выигрышем

вКПД турбины. Этот аппарат представляет со­ бой компрессорную лопаточную решетку, кото­ рая приводит поток к осевому направлению.

Спрямляющий аппарат увеличивает потери давления, массу и стоимость двигателя, но его применение позволяет оптимально распределить нагрузку по ступеням и повысить конфузорность лопаток (особенно рабочей лопатки) последней ступени. Этот выигрыш КПД должен существен­ но превышать потери в КПД, эквивалентные по­ терям полного давления в спрямляющем аппара­ те. Как показывает опыт реализованных конст­ рукций, угол поворота потока в спрямляющем аппарате не превышает 25 градусов (рис. 8.40).

Важное значение при одномерном проектиро­ вании имеет выбор размеров переходных кана­ лов между ТВД и ТНД (СТ). Необходимость при­ менения таких каналов обусловлена необходи­ мостью увеличить окружную скорость в ТНД для

Рис. 8.40. Углы поворота потока в спрямляющих

аппаратах ТНД Rolls-Royce [8.2.5]

получения приемлемого КПД. Малая частота вращения роторов ТНД (СТ) в двухвальных двухконтурных двигателях приводит к необ­ ходимости значительного (в два раза и более) увеличения среднего диаметра в ТНД по сравне­ нию с ТВД. Для согласования проточных частей ТВД и ТНД появляется переходный канал.

Проектирование переходных каналов основы­ вается на анализе выполненных конструкций

иоценке потерь полного давления в одномерной

ипространственной постановке.

Анализ реальных конструкций (Е3 PW, GE90, CF6-50, FT8) показывает, что на начальном уча­ стке диффузора (33...60 %) обеспечивается мак­ симальное расширение осевой площади, которая далее практически постоянна. На входе по внут­ реннему диаметру имеется горизонтальный уча­ сток. Различие длин начальных участков опреде­ ляется различной степенью расширения диффу­ зоров, так как темп расширения почти одинаков - 10 % от площади входа на 20 мм длины.

Максимальная степень расширения обычно не превышает 1,6... 1,7, а максимальный эквива­ лентный угол раскрытия - не выше 32...33°. Максимальным эквивалентным углом раскрытия называется угол, который имел бы кольцевой диффузор с постоянным средним диаметром, та­ ким же отношением площадей и длиной:

a,m = brctg((F j3M y

х ( ( ^ ь Ж х ) 1 / 2 _ 1