Багатоступеневий осьовий компресор авіаційного двигуна

Багатоступеневий осьовий компресор авіаційного двигуна, що містить два або більше уста новлених послідовно ступені, також компресор, що забезпечений засобом для відключення частини ступенів, який відрізняється тим, що засіб для відключення частини ступенів виконаний як засіб для відключення одного або більше останніх ступенів. В.Ш. (13) 40584 (11) UA та при розгоні літака. В режимах польоту з великою надзвуковою швидкістю і з передзвуковою крейсерською пропонується частину передніх ступенів відключати. Це дозволить отримати наступні технічні результа ти. З'являється можливість виконати перший ступінь компресора трансзвуковою або надзвуковою з осьовим входом, що збільшить продуктивність компресора, наприклад, на 20%. При цьому підвищується напірність всіх ступенів компресора і зменшуєть ся число ступенів, наприклад, з 12 до 10. З'являється можливість в якості розрахункового ви користовувати вз літний режим. З'являється змога використовува ти однокаскадний компресор замість двохкаскадного, нема необхідності в ви користовуванні регулювальних направляючих апаратів в компресорі. Це досягається за рахунок того, що наступні ступені компресора при заданому числі оборотів розрахова ні на температуру гальмування повітря більшу, ніж попередні ступені. Наприклад, перша ступінь компресора розрахова на на вхід повітря Твх=288°К, друга ступінь на 333°К, третя ступінь - на 363°К, четверта - на 393°К. Відключивши передні ступені компресора можна поступаюче повітря з підвищеною температурою направляти без підвищення температури на наступні працюючі ступені, що забезпечить безпомпажний режим праці компресора. Відключивши три перші ступені з 10 в компресорі на великій надзвуковій швидкості польоту, можна приблизно на 190°К зменшити температуру повітря на виході (19) Винахід належить до галузі авіаційного двигуно будівництва. Мо же застосовуватись у багаторежимних надзвукових та передзвукових газотурбінних авіаційних двигунах. Відомий передзвуковий авіаційний двигун з великою мірою двохконтур ності двохвальний ПС90А [1]. У двигуні влаштований колозвуковий вентилятор з двома підпірними ступенями, який приводиться тур біною низького тиску. Компресор високого тиску складається з 13 послідовних осьових ступенів, при цьому вхідний направляючий апарат та направляючі апарати першої, др угої та третьої ступені виконані регулювальними. Здійснюється перепуск повітря за виправляючим апаратом підпірних ступенів та з-за шостої та сьомої ступенів компресора високого тиску. Відомий двохкаскадний компресор турбореактивного дви гуна, призначений для польотів з числом Маха до 3,0 [2]. Кожний каскад компресора має по 6 послідовних осьових ступенів. Загальна розрахун кова степінь стиску повітря рівна 10. Розрахун ковий режим вибирається при числі Маха польоту, рівному 1,65 при невисокому зведеному розхо ді повітря на вході в компресор. Це приводить до зниження тяги двигуна при взльоті та при передзвуковому розгоні. Заявлений винахід представляє собою новий засіб механізації компресора. Пропонується забезпечити багатоступеневий осьовий компресор засобом для відключення частини ступенів. При цьому всі ступені компресора одноконтур ного надзвукового двигуна будуть працювати при взльоті C2 ____________________ 40584 з компресора и відповідно збільши ти розхід палива в основній камері згоряння. При цьому замість 400°К підвищення температури повітря в компресорі досягне 210°К. Температура газів, виходячих з турбіни двигуна і поступаючих в форсажну камеру, буде вища та кож приблизно на 190°К, що поліпшить умови згоряння форсажного палива. Відключення частини ступенів компресора розширить можливість безфорсажного польоту. Порівняємо дві турбіни двох двигунів, розвиваючих рівні максимальні механічні потужності при максимальному числі оборотів при максимальнім крутячім моменті в умовах надзвукового польоту. При цьому ви сочина і швидкість польоту ци х двох двигунів будуть різними. Турбіна, яка з'єднана валом з компресором з невідключеними ступенями, має розхід газів приблизно в 1,9 разів менший, ніж турбіна, яка з'єднана валом з компресором, у якого три перші ступені з десятьох в цей час відключені. За кошт зменшення в 1,9 разів питомої роботи стиску в новому компресорі. По цій причині, максимально припустимій по умовам міцності, крутячий момент на валі двигуна з новим компресором на надзвуковій швидкості буде утворюватися на більш низьких висотах. Наприклад, замість 9000 метрів при числі Ма ха польоту, рівному 2,0, обмежування міцності наступить на висоті менше 2000 метрів при цій же швидкості польоту. Крім відключення передніх ступенів, в компресорі можливо підключення додаткових одної або двох останніх ступенів. Наприклад, одинадцятої і дванадцятої ступені. Підключення додаткових останніх ступенів може бути використовано для можливості збільшування температури газів перед турбіною до максимального значення при зменшуванні температури гальмування, поступаючого в першу ступінь компресора повітря. Це дозволить додатково збільшувати тягу при передзвуковому розгоні літака. При цьому тримаючи зведене число оборотів дви гуна рівним розрахунковому значенню. Для відключення ступенів пропонується використовува ти приладнання для перепуску повітря. Але перепуск повітря здійснювати не після декількох передніх ступенів, а саме в кожній передній ступені, починаючи з першої. При відключенні останніх ступенів здійснювати перепуск повітря в останніх ступенях. При цьому швидкість виходу повітря з робочого колеса відключаємої ступені зростає настільки, що ро боче наванта ження з робочого колеса знімається. Замість перепуску повітря можно використати всілякі зчіпні муфти приводів. З допомогою зчіпної муфти робоче колесо з'єднується з ротором двигуна в режимі включення і роз'єднуєть ся з ротором в режимі відключення даної ступені. При цьому потік повітря проходить че рез робоче колесо, яке не вчиняє на нього силового напруження. Застосуван ня відключення ступенів в двигуна х з малою мірою двохконтур ності аналогічно застосуванню в одноконтурних дви гунах. В двохконтур них компресорах доцільно відключати рівну кількість ступенів в кожному каскаді. В передзвукових двохвальних двигунах з великою мірою двохконтур ності пропонується застосува ти відключення ступенів в другому каскаді компресора. Наприклад, в другому 13-ти ступеньовому каскаді ком пресора двигуна ПС-90А замість регулювальних направляючих апаратів застосувати відключення декількох передніх ступенів і/або одної останньої ступені. На фіг. 1 зображена схема передньої частини каскаду компресора з перепуском повітря з трьох відключаємих ступенів в атмосферу че рез тракт, паралельний основному; на фіг. 2 зображена схема передньої частини каскаду компресора з перепуском повітря з трьох передніх відключаємих ступенів на вхід в каскад компресора; на фіг. 3 зображений трикутник швидкості ступені компресора з осьовим входом в режимі відключення; на фіг. 4 зображений трикутник швидкості ступені компресора з попередньою закруткою потоку по обертанню колеса в режимі відключення; на фіг. 5 зображена схема трьох останніх ступенів каскаду компресора з відключенням двох останніх ступенів з допомогою приладнання перепуску повітря. Однокаскадний осьовий компресор одноконтурного реактивного двигуна має десять послідовних ступенів. Схема передньої части ни компресора зображена на фіг. 1. На роторі 1 компресора закріплені робочі лопатки 2. Вхід компресора, з'єднаний з виходом 3 надзвукового повітрозабірника. Кожний ряд лопаток 4, закріплений на статорі компресора, може бути замінений двома послідовними рядами нерухо мих лопаток з метою зменшення опіру поступаючому потоку повітря в режимі відключення даної ступені. Три передні ступені забезпечені приладнанням для перепуску повітря 5. Перша ступінь спроектован надзвуковою з осьовим входом. Кільцева запона 6 навколо відключаємих ступенів призначена для приймання повітря з ступенів і передачі його в тракт 7, паралельний основному. Випрямляючий апарат 8 на виході з запони 6, призначений для усунення можливої закрутки потоку повітря. Перепуск можливо здійснювати з допомогою гн учкої стальної стрічки, закриваючої отвір в корпусі компресора в розрізі, де потрібен перепуск. Розмір та кількість отворів залежить від тиску в порожнині 6 і визначається експериментально з таким розрахун ком, щоб забезпечити найкращі умови відключення ступенів. Розміщення отворів може бути вибрано за робочим колесом 2 відключаємої ступені, за направляючим апаратом 4 і поміж лопаток направляючого апарата 4 цієї ступені. Також перепуск можливо здійснювати з допомогою клапанів перепуску повітря. Вікна перепуску в цих клапанах затуляються заслонками, які керують ся гідроциліндрами. Приладнання для перепуску повітря 5 з'являються засобом для відключення перших трьох ступенів в компресорі. Надзвуковий повітрозабірник двигуна повинен бути спроектований з обліком додаткового розходу повітря через приладнання перепуску 5. Вихід компресора з'єднаний з входом камери згоряння. Компресор з'єднаний валом з турбіною. Двигун має регулювальне сопло, устаткований системою автоматичного уп равління. За розрахун ковий вибрано режим взльоту: температура гальмування повітря Твх на вході в компресор 288°К, перша надзвукова ступінь підвищує температуру гальмування повітря на 45°К, з другої по десяту кожна ступінь підвищує температуру гальмування на 30°К. Розрахункова сте пінь стиску 2 40584 повітря в компресорі П*к = 10; перші три ступені підвищують повний тиск повітря в 2,57 разів, наступні сім ступенів ще в 3,89 разів. Температура гальмування газів перед тур біною Т*г= 1400°К. З метою зменшення потужності засто сованого для цього стартера розкрутку ротора 1 двигуна доцільно починати з виключеними трьома передніми ступенями. Для цього слід здійснювати перепуск повітря з трьох передніх ступенів в порожнину 6 і далі в тракт 7 з допомогою приспособления для перепуску повітря 5. По мірі розкрутки ротора 1 належить включити третю ступінь, потім другу і першу, закриваючи вікна перепуску 5 ціх ступенів. Після виходу на розрахунковий взльотний режим частота обертання ротора 1 може досягнути, наприклад, 8000 оборотів в хви лину. Усі ступені компресора працюють при взльоті і розгоні літака до швидкості, при якій Т*вх на вхо ді в компресор не досягне 333°К= 288°К+45°К. В режимах польоту з розгоном при Т*вх £ 288°К система автоматичного уп равління буде підтримува ти ста лими і рівними розрахунковому значенню величини П*к і зведене число оборотів двигуна nпр. При цьому Т*г та розхід палива будуть змінюватися. При досягненні в польоті Т*вх>288°К система авто матичного уп равління перейде на режим регулювання, при якому буде підтримува тись сталим число оборотів двигуна n = 8000 об/хвил = const та Т*г = 1400°К = =const. При цьому буде регулюватися степінь розширення газів в турбіні П*т за рахунок змінення критичного перерізу Fc.кp. надзвукового регулювального сопла, наприклад, відповідно сигналу датчика Т*г. Буде змінюватися подача палива Gт, наприклад, по сигналу центробіжного регуля тора. Можливо використання форсажної камери для зміцнення тяги. У той момент, коли Т*вх ста не рівною 333°К, відносне зведене число оборотів дви тина повітря буде безперервно виходи ти в атмосфе ру через прилад перепуску 5 в порожнину 6 і далі через тракт 7. Величина П*к стане рівною 3,89, підвищення температури гальмування повітря при переході через залишивши хся працюючими сім ступенів досягне 210°К. Т*вх=393°К відповідає польоту на ви соті 11000 метрів при числі Маха, рівному 2,0. При послідуючому збільшуванні швидкості польоту, наприклад, до числа Ма ха, рівного 3,0 Т*вх збільшиться до 606°К. Це викличе зменшення відносного зведеного числа оборотів ротора 1 до величини: nпр= 393 / 606 =0,81. Але ця степінь нерозрахунковості не викличе помпажа у залишившихся працювати семи ступенів, так як розрахун кова величина П*к стала рівною 3,89, що менше чотирьох. Розрахун кова величина безрозмірної щільності потоку на вході в четверту ступінь буде невисокою, наприклад, 0,62. Для визначення Т*вх в системі автоматичного уп равління використовується вимірник температури. Можливі інші програми регулювання. Застосуван ня відключення ступенів вигідно на передзвукових крейсерських швидкостях. Наприклад, після розгону літака до числа Маха 0,8 на височині 11000 метрів потрібно перейти до крейсерського режиму польоту. Для цього відключаються з допомогою приладнання перепуску повітря 5 три передні ступені. Одночасно система автоматичного управління відключає форсаж, якщо він застосовувався, зменшує подачу палива Gт в камеру згоряння до величини, при якій число оборотів ротора 1 стане рівним n=8000 об/хв x х T *в х / 393о К = 6309 об/хв, Т*вх рівна 244,4°К на цій висоті і швидкості. Величина Т*г установиться завдяки контролю системи автоматичного уп равління з допомогою регулюючого сопла, рівною 1400°К х 244,4oK/393oK=871oK. Величина П*к буде рівна 3,89. Режим праці залишивши хся під робочим навантаженням семи ступенів буде повністю розрахун ковим. Питомий розхід палива у двигуна при цьому режимі польоту досягне приблизно 0,128 кг/(Н:ч.). Відношення взльотної тяги на поверсі землі без форсажу до передзвукової крейсерської буде рівна 13,7. Можливо відключення не трьох, а одної або двох передніх ступенів і відповідна зміна числа оборотів ротора 1 та температури газів перед тур біною, що викликає збільшення тяги. Якщо потрібна менша тя га, наприклад для режиму малого газу, то можливо декотре нерозрахун кове зниження зведеного числа оборотів ротора І та зниження температури газів перед тур біною при трьох відключених передніх ступенях. Це не повинно викликати помпажа з-за малої розрахун кової міри стиску залишившихся працювати семи ступенів. Крім перепуску частини повітря в атмосферу, можна застосувати перепуск частини повітря на вхід компресора, фіг. 2. Для цього слід вихід з кільцевої порожнини 6 з'єднати з входом компресора і виходом повітрозабірника 3. В цьому разі розхід повітря через повітрозабірник буде меншим, ніж по схемі на фіг.1, що слід мати на увазі при проектуванні повітрозабірника. З метою зменшити гідравлічний опір руху повітря на фіг. 2 позначені вікна перепуску 5, що мають максимальну площу та кількість. гуна буде рівнятися nпр= 288 / 333 =0,93, що характеризує малу степінь нерозрахун ковості. При температурі Т*вх=333°К система автоматичного управління з допомогою приладу перепуску повітря першої ступені відключить першу ступінь компресора. Поступаюче на вхід компресора повітря буде без підвищення температури гальмування проходити че рез першу ступінь на вхід в др угу ступінь, яка розрахова на на Т* = 333°К при числі оборотів ротора 8000 об/хвил. При цьому части на повітря буде виходити че рез вікна перепуску першої ступені у кільцеву порожнину 6 і далі в атмосферу через тракт 7. Ре жим роботи залишивши хся працювати дев'яти ступенів стане знов повністю розрахун ковим. При послідуючому розгоні літака та підвищенні Т*вх до 363°К система авто матичного уп равління відключить аналогічно другу ступінь з допомогою приладу перепуску повітря другої ступені. Поступаюче на вхід компресора повітря буде без підвищення температури проходи ти через дві перші ступені на вхід в третю ступінь, яка розрахова на на повітря з T*=363oK. при числі оборотів 8000 в хви лину. Режим роботи компресора знов стане розрахун ковим. При послідуючому розгоні літака та підвищен ні Т*вх до 393°К система автоматичного уп равління з допомогою приладу перепуску повітря третьої ступені відключить третю ступінь. Повітря буде поступати на четверту ступінь через три перші ступені без підвищення температури гальмування в цих трьох ступенях. Час 3 40584 Тобто вікна перепуску розміщені одночасно за робочим колесом включаємої ступені, між нерухомими лопатками і за нерухомими лопатками цієї ступені. Інші позначення на фіг. 2 відповідають позначенням фіг. 1. Для того, щоб зняти робоче навантаження з робочого колеса відключаємої ступені, необхідно виконати умову C1u=C2u , тобто окружні складаючі абсолютної швидкості на вхо ді в робоче колесо і на виході з нього, повинні стати рівними. В разі осьового входу повітряного потоку в робоче колесо (фіг. 3) осьовим повинен бути і вихід. Для цього, в разі використання приладнання для перепуску повітря, в результа ті відкриття вікон перепуску повітря в міжлопаточних каналах робочого колеса повинно не стискатися, як це має місце при робочому режимі працюючої ступені, а розши рятися й прискорюватися під впливом градієнта статичного тиску при звужуванні каналу течі від F1 на вході до F2 на ви ході з робочого колеса. Якщо абсолютна швидкість С2 досягне величини С2=tgb 2 x U, ви хід повітря з робочого колеса стане осьовим, таким чином крутячий момент на даному робочому колесі стане рівним практично нулю. U - швидкість окружна робочого колеса; індекси 1 й 2 позначають значення параметрів на вхо ді і виході з робочого колеса відповідно; b 2 - кут поміж відносною швидкістю на виході W 2 і фронтом робочого колеса; b 1 - кут поміж напрямком відносної швидкості на вході W1 і фронтом робочого колеса; С1 - абсолютна швидкість на вході в робоче колесо. Ці позначення належать також до схеми на фіг. 4, але в цьому разі повітряний потік має попередню закрутку перед робочим колесом в сторону обертання робочого колеса. Для зняття робочого навантаження з робочого колеса швидкість С 2 повинна збільши тись до величини, при якій при даному куті b 2 С1u=C2u . Це зчиниться в результа ті відкриття вікон перепуску повітря відключаємої ступені. L1 й L2 - кути поміж напрямком абсолютної швидкості і фронтом робочого колеса відповідно на вході і виході з робочого колеса. Кільцева площа F 1 на вхо ді в робоче колесо більше кільцевої площі F2 на виході. Це забезпечить збільшування абсолютної швидкості при руху по звужуючомуся каналу передзвукового потоку. Слід мати на увазі при розрахун ку компресора, що швидкість потоку при звужуванні каналу течі не може стати вище за критичну. Обтічність лопаток робочого колеса і лопаток направляючого апарата виключеної ступені буде проходити без значного гідравлічного опору. При використо вуван ні компресора відповідно до схеми на фіг. 1, абсолютна швидкість С 2 може досягнути ве личини, при якій виключені ступені стануть працювати в режимі турбіни. При використовуванні компресора відповідно до схеми на фіг. 2 на робочому колесі відключених ступенів залишиться незначне навантаження, викликане з необхідністю піддержувати циркуляцію повітря на вхід в компресор. В тому разі, якщо для відключення ступенів замість перепуску повітря використовуються зчіпні муфти приводів, зчиняється зменшування частоти обертання робочого колеса відключеної ступені незалежно від частоти обертання ротора 1 до величини, при якій С 1u буде рівнятися С 2u. Як зчіпні муфти приводів можуть використовуватися всі лякі управляємі муфти: фрикцийні, кулачкові, гідравлічні. Управління муфтами може бути гідравлічним, пневматичним, електромагнітним. Муфти повинні бути розрахова ні на відповідні крутячі моменти та частоту обертання. В режимах польоту, при яких Т*вх менше розрахун кової величини, наприклад T*вx=220oK, здійснюється перехід до програми регулювання nпр=const. При цьому T*г=1400oKx220oK/288oK= =1069oK. Для того, щоб отримати можливість підняти Т*r до 1400°К, підтримуючи режим nпp=const, пропонується збільши ти П*к за рахунок підключення додаткових останніх ступенів в компресорі, фіг. 5. Додаткове підвищен ня тиснення повинно бути рівним 1400 / 1609 =1,144. Система автоматичного уп равління при цьому регулює ве личину П*т. Позначення елементів на фіг. 5 відповідають позначенням на фіг. 1 і 2. Але кільцева порожнина 6 з'єднується разом з виходом компресора з входом в камеру згоряння 9 двигуна. Закриття вікон перепуску 5 відповідає підключенню даної ступені. Відключення і підключення ступенів компресора може бути використо вано як ефективний засіб проти помпажа компресора в передзвукових двохвальних дви гуна х з ве ликою мірою двохконтурності в другому каскаді компресора. З приведеного опису очевидно, що можливі всілякі модифікації і варіанти даного винаходу. Може бути установлений вхідний направляючий апарат. Число ступенів в компресорі, число відключаємих ступенів, режими регулювання можуть бути іншими. Список джерел інформації, ви користаних в описі: 1) Півоваров В.А. Авіаційний двигун ПС-90А. М., 1989. 2) Захаров А.Ф., Ржавін Ю.А. Ви бір параметрів і газодинамічний розрахунок осьових компресорів двохвальних авіаційних газотур бінних двигунів. Казань, 1978. 4 40584 Фиг. 1 Фиг. 2 5 40584 Фиг. 3 Фиг. 4 Фиг. 5 Тираж 50 екз. Відкрите акціонерне товариство «Патент» Україна, 88000, м. Ужгород, вул. Гагаріна, 101 (03122) 3 – 72 – 89 (03122) 2 – 57 – 03 6