Курсовая Работа по Компрессорам в Авиации - PDF

«АЗАМАТТЫҚ АО «АКАДЕМИЯ АВИАЦИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АКАДЕМИЯСЫ» АҚ АВИАЦИИ» АВИАЦИЯ КОЛЛЕДЖІ АВИАЦИОННЫЙ...

«АЗАМАТТЫҚ АО «АКАДЕМИЯ АВИАЦИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АКАДЕМИЯСЫ» АҚ АВИАЦИИ» АВИАЦИЯ КОЛЛЕДЖІ АВИАЦИОННЫЙ КОЛЛЕДЖ КУРСОВАЯ РАБОТА По дисциплине______________________________________________ на тему: ____________________________________________________________ Выполнил(-а): Студент(-ка) ____ курса, группы________, _______ формы обучения специальности ______________________________________________________ ______________________________________________________ ______________________________________________________ ФИО Руководитель: ______________________________________________________ инициалы, фамилия Защищена с оценкой: _____________ ____________ __________ подпись дата Алматы 202_ _ 1  Введение Компрессоры — это важнейшие элементы многих технических систем, обеспечивающие сжатие и подачу воздуха или других газов под давлением. Их применение охватывает широкий спектр отраслей: от тяжёлой промышленности до авиации. В обогатительных комбинатах (ОК) и целлюлозно-бумажных комбинатах (ЦБК) компрессорное оборудование играет ключевую роль в обеспечении непрерывности технологических процессов, включая флотацию, сушку, пневмотранспорт и другие операции. В авиации же компрессоры являются неотъемлемой частью турбореактивных и турбовинтовых двигателей, где они отвечают за сжатие воздуха перед его подачей в камеру сгорания. Несмотря на различие сфер применения, принципы работы компрессоров в промышленности и авиации во многом схожи. В обоих случаях критически важны такие параметры, как надёжность, энергоэффективность, устойчивость к высоким нагрузкам и стабильность рабочих характеристик. Кроме того, в последние годы всё больше внимания уделяется автоматизации и интеллектуальному управлению компрессорными установками как на производстве, так и в авиационной технике. Актуальность данной работы обусловлена необходимостью комплексного понимания принципов работы компрессоров, их типов, конструктивных особенностей и областей применения. Особенно важно видеть параллели между промышленными и авиационными компрессорами, так как это расширяет инженерное мышление и позволяет искать эффективные технические решения за пределами одной отрасли. Целью данной работы является изучение компрессорного оборудования, 2 его классификация, устройство и особенности эксплуатации как в условиях ОК и ЦБК, так и в авиационной технике. Особое внимание уделяется сравнительному анализу требований, предъявляемых к компрессорам в разных отраслях, а также возможностям использования общих подходов к повышению их эффективности и надёжности. 3 Оглавление Введение...................................................................................................2. Компрессоры (ОК; ЦБК).....................................................................4 Теория ступени осевого компрессора.................................................4 Для начала рассмотрим работу осевого компрессора.....................7 Схема и принцип работы ступени осевого компрессора........12 Как осевой компрессор сжимает воздух?............................................15 Основные параметры ступени осевого компрессора....................18 Радиальные и осевые зазоры и их влияние на работу..................20 ступеней осевого компрессора...........................................................20 4. Компрессоры (ОК; ЦБК). Теория ступени осевого компрессора. Конструктивные особенности, принцип работы и применение. Помпаж компрессора. Методы упраления воздушным потоком: КПВ, ЛПВ ирегулируемые НА. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ И НАЗНАЧЕНИЕ КОМПРЕССОРА. В ГА на самолетах и верталеах в качестве СУ используется следующие типы ГТД: ТРД, ТВД, ДТРД и турбовальные ТВлД. ТРД устанавливают на дозвуковых и на сверхзвуковых самолетах. В ГТД применяют многоступенчатые высоконапорные осевые компрессоры, которые обладают узким диапозоном устойчивой работы. Для расширения диапозон работ ТРД имеют КПВ (ЛПВ) из компрессора в атмосферу (рис21), поворотные лопатки направляющих и спрямляющих аппаратов (рис19) или выполняются по двухроторной схеме. ТРД в ГА выполнены по одновальной схемы. Перепуск воздуха в атмосферу (во внешний контур) Перепуск воздуха в атмосферу выполняют через специальные окна в корпусе ОК, расположенные за 7-м или 9-м ступенями компрессора. На повышенных режимах работы двигателя эти окна (КПВ/ЛПВ) автоматически закрыты (рис 18А). На пониженных режимах при отсутствии перепуска воздуха рабочие лопатки передних ступеней будут 5 работать на повышенных углах атаки, а последние—на пониженных, что приводит к срыву на рабочих лопатках и уменьшению запаса устойчивости компрессора, возможен «нижний срыв». Рис 18А. Влияние перепуска воздуха на характер обтекания лопаток РК ОК. Для предотврашения срыва потока на пониженных режимах автоматически открываются окна перепуска, расход воздуха через первые ступени увеличивается (са увеличивается), а через последние уменьшается (ск уменьшается), углы атаки на рабочих лопатках приближаются к расчетным, повышается запас устойчивости ∆Ку и КПД компрессора η*к. Недостатком этого способа является то, что он экономически невыгоден, т.к. часть воздуха, на сжатие которого в первых ступенях затрачена работа, выпускается затем в атмосферу (кроме ДТРД во внешний контур), поэтому снижается тяга двигателя и ухудшается его экономичность. Применение поворотных лопаток НА 6  Лопатки НА поворачиваются автоматически специальными устройствами и являются более совершенным. При повороте лопаток НА первых ступеней изменяется направления скорости С1 и W1 на входе в РК, что обеспечивает расчетные углы натекания перед рабочими лопатками (рис 18Б). Рис 18 Б. Влияние поворота лопаток НА на характер обтекания лопаток рабочего колеса После поворота НА углы атаки уменьшаются (приближаются к расчетному), что обеспечивает безударный вход воздуха на РК (плавное обтекание рабочих лопаток) и увеличивает запас устойчивости компрессора ∆Ку. — Регулирование компрессора поворотом лопаток НА первых ступеней целесообразно только в области пониженных частот вращений, где запас устойчивости обеспечивается. — Наибольший эффект в регулировании компрессора поворотом лопаток НА может быть достигнут при одновременном регулировании первых и последних ступеней. При этом, с увеличением запаса устойчивости компрессора, будет достигаться увеличение его напорности, 7 расхода воздуха и КПД, что даст существенное увеличение характеристик двигателя. — Недостаток этого способа заключается в сложности реализации заданного закона изменение углов установки НА по режимам работы двигателя. ТВД устанавливают на дозвуковых самолетах и верталетах и выполняют по одновальной схеме с общей турбиной для привода осевого компрессора (ОК) и воздушного винта (В/в) или по двухвальной схеме с раздельными турбинами для привода компрессора (ОК) и воздушного винта (В/в). ТВД экономичен, чем ТРД на скоростях полета до 700—800 км/час и обеспечивает лучшие взлетно-посадочные качества. Но наличие редуктора, воздушного винта, сложной системы автоматического регулирования делают его изготовление и доводку более сложнымии дорогими по сравнению с ТРД. В авиационных ГТД широкое применение получили несколько типов компрессоров: осевые (рис34), в которых движение потока в среднем происходит параллельно оси; центробежные (рис35), в которых поток разварачивается и движется в ридиальном направлении; осецентрабежные (рис36), состоящие из комбинации осевого и центробежного: диагональные (рис37), в которых движение потоков среднем происходит по диагонали. Для начала рассмотрим работу осевого компрессора. Осевой компрессор имеет несколько ступеней сжатия. Пройдя последовательно все ступени сжатия, воздух нагревается вплоть до 500 градусов и поступает в камеру сгорания, где посредством сгорающего 8 топлива, газовоздушная смесь нагревается и попадает на выход камеры сгорания (КС), откуда попадает на рабочие лопатки турбины. В турбине газ начинает расширяться, а как мы знаем из физики школьного курса, расширяясь, газ совершает работу и при этом охлаждается. Турбина в турбореактивном двигателе (ТРД), являющимся частным случаем ГТД, нужна лишь для того, чтобы вращать компрессор, и приводы различных агрегатов, обеспечивающих бесперебойную работу двигателя (топливные и масляные насосы, различные датчики оборотов, генераторы переменного и постоянного тока). На приводы всех этих агрегатов тратится порядка 10-15% энергии сжатого и разогретого в двигателе газа, остальные 85-90% тратятся на основную работу двигателя на создание реактивной тяги. Пройдя турбину, разогретый газ попадает в реактивное сопло двигателя, где происходит его дальнейшее расширение, вплоть до атмосферного давления. Расширяясь в сопле, газовоздушная смесь набирает скорость, образуя, тем самым, реактивную тягу. Сопло на своём протяжении имеет переменное поперечное сечение, сужающееся к концу газовоздушного тракта. Так как мгновенный расход газа является величиной постоянной, т.е. расход газа на входе в сопло равен расходу на выходе, а выходное сечение сопла меньше входного, то расширяясь в сопле газ набирает дополнительную скорость. Диаметр выходного сечения сопла выбирается таким образом, чтобы скорость выходящих газов была максимально приближена к скорости звука, но при этом учитывается и температура газов за турбиной, которая не должна превышать критических значений. Такие сопла называют дозвуковыми. КОМПРЕССОР всех типов предназначен для перемешения определенного количичество газа из области низкого в область высокого давления. 9  компрессор Односту Многост пенчатый упенчатый О Диагона Радиальн Цент Осец севой льный ый робежный ентробежн ый дозвуковой трансзвуковой Сверхзвуковой Классификация компрессоров авиадвигателей. 10  Рис 19. Поворотные лопатки направляющего аппарата ОК Крепление лопаток осевого компрессора Рис 20. Осевой многоступенчатый компрессор с поворотными лопатками ВНА и НА виды и крепления лопаток к диску колеса. 11  Основным техническим характеристиками является: 1. Степень повышения давления Пк = Рк /Рвх (отношения давления на выходе (Рк) из компрессора к давлению (Рвх) перед компрессором) 2. Производительность (секундный расход воздуха Gв), отнесенный к площади входа в компрессор. 3. К.П.Д ступени (ηст). Рис 21. Схема перепуска воздуха в ОК (клапан /КПВ/ или лента перепуска воздуха /ЛПВ/). В компрессорах современных ГТД Пк ==25—30 и более. Высокие степени повышения давления применяют для улучшения экономичности двигателя. Дело в том, что в ГТД около 70% тепла, введенного с топливом в двигатель, теряет с уходящими газами. Эти потери обусловлены вторым законом термодинамики (в двигатель входит холодный воздух, выходит горячий). При увеличении степени повышения давления в компрессоре соответственно увеличивается и степень понижения давления на тракте 12 расширения газа в двигателе (во сколько раз воздух сжимается — во столько же раз газы расширается). А чем больше степень понижения давления, тем ниже (при заданной температуре газа перед турбиной) Т0вых газов и тем меньше потери тепла выходящими газами. С увеличением степени повышения давления воздуха степень полезного использования введенного в двигатель тепла увеличивается. Из всех компрессоров требованиям удовлетворяют осевые компрессоры, у которых при заданном расходе габариты и вес меньше, КПД намного выше, чем у других компрессоров. Центробежные и диагональные компрессоры простые и компактные получили применение во ВСУ-ах, в приводах энергоузлов самолетов, в холодильных агрегатов, в турбостартерах для запуска основных двигателей. Таким образом, процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных ступенях, поэтому для уяснения принципа рассмотрим работу одной ступени. 13  Рис 22. Схема проточной части многоступенчатого осевого компрессора: 1—кольцевой воздухозаборник; 2—рабочее кольцо; 3— спрямляющий аппарат Рис 23. Схема ТРД с осевым компрессором: 1-входное устройство; 2-компрессор; 3-КС; 4-газовая турбина; 5- выходное устройство. Рис 24. Типы роторов компрессоров: а—барабанный; б—дисковый; в—барабанно-дисковый 14  Рис 25. Схема ТРД с центробежным компрессором: 1-центробежный компрессор; 2-входное устройство; 3-КС; 4- газовая турбина; 5-выходное устройство. Схема и принцип работы ступени осевого компрессора. Ступень осевого компрессора состоит из вращающегося рабочего колеса (РК) и неподвижнего направляющего аппарата (НА). Рассечем ступень компрессора цилиндрической поверхностью а—б, ось которой совпадает с осью вращения колеса, а затем развернем это цилиндрическое сечение на плоскость (рис 26). На рис. 26 приняты следуюшие обозначения: сечение 1—1 на входе в РК; сечение 2—2 на выходе из РК (и на вх в НА); сечение 3—3 на выходе из НА. Рассмотрим течение воздуха через решетки, образованные лопатками РК и НА. 15  Разберем случай, когда воздух перед РК в своем абсолютном движении имеет осевое направление. Величина и направление этой скорости определяется вектором с1. Пусть РК вращается с окружной скоростью u. Для нахождения вектора скорости w1 относительно рабочих лопаток используем известное правила теоретической механики о том, что абсолютная скорость с1 равна сумме переносной (окружной) скорости u и относительной скорости w1, т.е. с1 = u + w1 Рис 26. Схема ступени ОК (слева). Сечения лопаток РК и НА (справа). Треугольник, образованный из векторов с1, u, w1, называется треугольником скоростей на входе в РК. Во избежание срыва потока передние кромки рабочих лопаток необходимо ориентировать по направлению вектора относительной скорости w1. Что же касается задних 16 кромок, то их можно направить так, чтобы поперечное сечение на выходе из канала f2к, образованного между соседними лопатками, было больше, чем сечение на выходе f1к. Это объясняется следующим: для сжатия воздуха на валу колеса ступени затрачивается работа, чтобы увеличить давления (Рв-ха) от значения р1 до р2, а можно реализовать, если канал между двумя лопатками (дозвукового потока) сделать расширяющийся. При этом относительная скорость w2 на выходе из канала будет меньше, чем w1 на входе. Иначе говоря, каналы между соседними лопатками должны быть диффузорными. Чем больше степень диффузорности канала, тем больше степень повышения давления рабочих лопатках. Однако увеличение степени диффузорности канала (увеличение угла β2) может привести к срыву потока со «спинок» рабочих лопаток. На практике максимальная степень диффузорности и максимальная степень поворота потока (Δβ = β2–β1) выбирается из условия отсутствия срыва. Скорость воздуха за РК с2 определяется как векторная сумма относительной скорости w2 и окружной скорости u (смотри рис 26;27), т.е. С2 = w2 + u 17  Рис 27. Треугольники скоростей воздуха в ступени с осевым входом: А—рабочее колесо; Б—спрямляющий аппарат Скорость С2 по величине больше, чем с1 потому что она отклонена от осевого направления в (от направления с1) в сторону вращения колеса. Задача НА заключается в том, чтобы направлять поток до первоначального направления. Для выполнения этой функции задние кромки направляющих лопаток необходимо направить так, чтобы скорость на выходе из аппарата была параллельна или почти параллельна скорости с. Передние кромки во избежание срыва потока необходимо ориентировать по направлению скорости с2. Примерный характер изменения параметров потока вдоль оси ступени показан на рис 27. 18  Видно, что в рабочих лопатках относительная скорость уменьшается (w) , а давления и абсолютная скорость (с) увеличивается. Одновременное увеличение С2 и р2 объясняется тем, что РК сообщается внешняя работа. В НА внешняя работа не сообщается, поэтому здесь падение скорости приводит к увеличяению давления. Температура потока вследствие сжатия воздуха растет и в РК, и в НА. Температура и давление заторможенного потока в рабочих лопатках из-за подвода внешней работы растут. В НА температура заторможенного потока сохраняется постоянной, а давление из-за гидравлических потерь несколько падает. Треугольники скоростей на входе в РК и на выходе из него (рис26) обычно совмешают на одном чертеже (так, чтобы вершины совпали) и называют треугольниками скоростей ступени компрессора. Из-за изменения осевых скоростей (увеличения или постояная), плотность воздуха по ходу движения увеличивается, и поэтому потребное проходное сечение уменшается, то в концов получаются короткие лопатки, в которых возникают повышенные гидропотери (рис 28а). Из условии устойчивой работы КС тоже требует уменшения скорости потока. Этими двумя причинами объясняется уменшения осевой скорости в пределах ступени и, следовательно от ступени к ступени. Цель закрутки заключается в том, чтобы сохранить величину относительной скорости w1 но уменьшить или увеличить величину окружной скорости (u). Из рис 28б, если с1 направить против вращения колеса (с1и0),—к увеличению (см. Рис 28а,в). Закрутка по вращению колеса приводит к значительному увеличению окружной скорости(u) и напорности ступени. 19  Рис 28. Триугольник скоростей. Как осевой компрессор сжимает воздух? В основе работы осевого компрессора (О.К.) лежит всё тот же принцип Бернулли, «чем больше скорость потока, тем меньше давление внутри этого потока», и наоборот, чем меньше скорость потока, тем больше давление внутри этого потока. Как видно из рисунка 1А, лопатки (Р.К.) и (Н.А.) расположены таким образом и имеют такую конфигурацию, что межлопаточное пространство является расширяющимся каналом по ходу движения воздуха, т.е. на выходе из (Р.К.) и (Н.А.) воздух теряет скорость и тем самым сжимается. Степень сжатия за каждой ступенью относительно не велика, порядка 1,1-1,2кг/см2. Но суммарная степень сжатия за последней ступенью компрессора является уже величиной значительной, порядка 10- 20кг/см2. В осевом компрессоре (О.К.) воздух последовательно сжимается несколькими ступенями сжатия. Количество их определяется параметрами проектируемого двигателя, и может колебаться от трёх и выше, вплоть до 15-18. 20  Каждая ступень состоит из рабочего колеса (Р.К.) и направляющего аппарата (Н.А.). Рис 1А. Лопатки (Н.А.) предназначены для расчётного направления потока воздуха на лопатки (Р.К.) таким образом, чтобы на этих лопатках не возникал срыв потока воздуха, т.е., чтобы обтекание было ламинарным (см. рис 2А. лопатка 3) где U- скорость потока воздуха, определяемая расходом, W-линейная скорость сечения пера лопатки, V-результирующая скорость потока воздуха, попадающего на лопатку рабочего колеса. Угол атаки потока воздуха имеет небольшой диапазон, внутри которого лопатка обтекается ламинарным потоком. Величина этого угла атаки зависит от многих факторов: от частоты вращения ротора компрессора, от расхода воздуха, проходящего через компрессор и определяющего осевую скорость воздушного потока, от давления воздуха и его температуры. При большом расходе воздуха, и низкой частоте вращения, угол атаки настолько мал, что на корытце рабочей лопатки возникает срыв потока воздуха (см. рис 2А, лопатка 4). Турбулентный поток не пропускает весь 21 расход воздуха через ступень, в результате чего компрессор «запирается» (см. рис 2А. лопатку 4). Рис 2А. При небольшом расходе воздуха и значительной частоте вращения, результирующая скорость воздуха попадает на перо лопатки под большим углом атаки. В результате организуется срыв потока на спинке пера лопатки. Компрессор тоже «запирается». В результате такого «запирания», возникает явление, которое получило название помпаж. Компрессор не может пропустить через последние ступени расход воздуха, который он пропустил через первые ступени, а поступление его продолжается. Так как осевой компрессор является фактически трубой, без каких-либо перегородок, то при нерасчётных режимах работы компрессора, сжатый воздух начинает движение из зоны повышенного давления в зону пониженного, т.е. обратно на вход. Происходит хлопок. 22  Дальше происходит следующее, т.к. в результате хлопка компрессор «освободился» от нерасчётного давления, а вращение компрессора продолжается, то он накачивает очередную порцию воздуха, которую также не может через себя пропустить, происходит повторный хлопок. Частота хлопков различна (от 1 до 5 гц. и выше). При этом, внутри самолёта ощущаются удары кувалды по фюзеляжу. И если срочно не принять мер (изменить режим работы двигателя), то он может и развалиться. О конструктивных мероприятиях, позволяющих избегать помпажа и при этом существенно увеличить рабочий диапазон частот вращения двигателя, необходимый для эксплуатации самолёта. Многовальная схема Третьим конструктивным противопомпажным мероприятием является многовальная схема двигателя. Чтобы пропустить больший расход воздуха через последние ступени сжатия, они должны вращаться с большей скоростью. Передние ступени компрессора насаживаются на ротор низкого давления (НД) со своей турбиной, а задние ступени устанавливаются на ротор высокого давления (ВД), тоже со своей турбиной. Причём если компрессор НД установлен перед компрессором ВД, то турбина НД установлена после турбины ВД (рис. 28А). Между собой роторы НД и ВД не имеют никакой механической связи, между ними существует только газодинамическая связь. 23  Рис 28А. Схема трехвального двигателя. Основные параметры ступени осевого компрессора. Ступень компрессора характерезуется размерами: наружным диаметром Dк и диаметром втулки Dвт (рис 29). Можно определить среднеарифметический Dср Dср = Dк + Dвт /2, либо среднегеометрический диаметр получается (рис30) π/4(D 2к + D 2ср) = π/4(D 2ср + D 2вт). Откуда среднегеометрический диаметр Dср = √ D 2к + D 2вт /2, Для оценки лобовых габаритов имеет относительный диаметр втулки d, это d = Dвт/Dк Для того, чтобы при заданном наружном диаметре колеса максимально увеличить полезную площадь для прохождения воздуха, необходимо уменьшить относительный диаметр втулки. Это видно из следующей зав-сти: 24  F1 = π/4(D 2к + D 2вт) = πD 2к/4(1- d2) Рис 29. Геометрические параметры ступени и определение среднегеометрического диаметра ступени. Но уменьшить d ниже 0,3... 0,35 нет смысла, т.к. при этих значениях d около 90% общей площади компрессора F к используется полезно. При дальнейшем уменьшении Dвт невозможно будет помещать лопатки на диске, не говоря уж о том, что это приведет к увеличению напряжения колеса. Относительный Dвт первых ступеней выбирают в пределах d = 0,35....0,6, а последних ступеней (где плотность воздуха достаточно большая и нет «дефицита» в площадях) d = 0,8....0,9. Другим важным параметром ступени является осевая составляющая абсолютной скорости с1а. Выбор осевой скорости 25 существенно влияет на секундный расх воздуха через выбранную полезную площадь F1. Действительно, из уравнения секундного расхода G= с1а F1 ρ1 видно, что при заданном F1 чем больше плотность тока с1а; ρ1 тем больше расход воздуха. Следующим параметром ступени осевого компрессора является окружная скорость рабочих лопаток u. Очевидно, что чем больше u тем больше работа, передаваемая воздуху, прошедшему через ступень, и тем больше напорность ступени (рис 28). На практике ее величина ограничивается прочностью лопаток и диска РК компрессора (или турбины). В современных компрессорах окружная скорость на наружном диаметре меняется в пределах uк = 300...500м/с. Большое значение в теории компрессоров играют безразмерные параметры. 1. Степень повышения давления πк*= p3*/ p1*. В первых ступенях πк*= 1,3...1,4, а в последних 1,15...1,2. Это объясняется тем, что даже при одной и той же передаваемой воздуху работе температура от ступени к ступени растет и тем самым степень повышения давления уменьшается (горячий воздух сжимается труднее холодного). 2. КПД ступени η*ст. В современных компрессорах КПД ступени меняется в пределах 0,86-0,9. 3. Коэфициент расхода ступени ¯cа¯. Коэфициентом расхода называется отношение осевой скорости к окружной скорости колеса. ¯cа¯= cа/ uк Для первых ступеней ¯cа¯= 0,5..0,7, а для последних ¯cа¯=0,25...0,4. Для увеличения загруженности НА необходимо ступень выполнять с предварительной закруткой, направленной в сторону вращения колеса 26 (с1u> 0). Такую схему ступени компрессора на практике АД применяют очень часто (рис 28,в). Радиальные и осевые зазоры и их влияние на работу ступеней осевого компрессора. В целях предотврашения трения лопаток о корпус компрессора и заклинивания ротора устанавливается радиальный зазор Δr между торцами рабочих лопаток и корпусом компрессора (рис 31), величина которого зависит от конструктивных размеров, нагружности и режима работы компрессора. При выборе величины радиального зазора учитываются деформации корпуса под деиствием давления воздуха (Рв-ха) и неодинакового нагрева по длине и радиусу, а также деформация ротора (рабочих лопаток и дисков), вызываемая центробежными силами и температурным расширением. Учитывается производственные допус-ки на изготовление детали компрессора. Точный учет всех этих факторов практически невозможен, поэтому величина радиальных зазоров определяется экспериментально при доводке компрессора. Радиальный зазор влияет на обтеканеие концевой части лопаток (Рис 32-32А). В результате разности давления на профиле, получаемой при течении воздуха в решетке, и воздействия конца вращающейся лопатки на пограничный слой у стенки корпуса компрессора, происходит перетикание воздуха через зазор со стороны корытца к спинке лопатки. Перетикание воздуха через радиальный зазор приводят к снижению разности давления на профиле и уменшению работы, передаваемой воздуху в концевой части лопатки. 27  Рост потерь из-за перетеканий в радиальном зазоре и уменьшение подводимой работы в концевой части лопатки приводят к снижению напора и КПД ступени. Исследования показали, что увеличение радиального зазора на 1% приводит к снижению КПД компрессора на 1,5...3,0% и к падению напора ступени на 3...5%. Поэтому стремятся принимать минимально возможное значение радиального зазора, исходя из условия обеспечения работы компрессора в самых тяжелых условиях. С целью уменьшения радиального зазора широко применяются покрытия внутренней части компрессора над рабочими лопатками слоем пасты, алюминиевой пудры и других компонентов. Толщина покрытия после сушки и расточки составляет 1...3мм. Торцы лопаток при неправильно выбранном радиальном зазоре срабатывают мягкий слой покрытия и устанавливается минимальный радиальный зазор. Величина относительного радиального зазора находится в пределах Δr = 0,5...1,5% от hл. При проектировании компрессора в работе рекомендуется следующая формула: Δr = (a…b)D/1000, мм D – наружный диаметр ступени в мм; а~1,5...2,5—наименьшая, b= 1,7…3,5—наибольшая относительная величина зазора (в зависимости от размеров и конструкции компрессора) 28 Рис 31. Радиальный (∆r) и осевые (∆S1 и (∆S2) зазор осевого компрессора Рис 32. Схема вторичных течений при наличии радиального зазора (рециркуляция воздуха). Способы управления радиальным зазором можно разделить на пассивные и активные. Пассивное управление радиальным зазором осуществляется за счет конструктивных мероприятий, включающих выбор жесткости статора и распределения масс опор с целью уменьшения деформации корпуса при 29 эволюциях самолета в полете, изоляцию или экранирование от рециркуляции воздуха в полостях, выбор материалов сопрягаемых деталей радиального зазора, обеспечивающих термическое расширение уплотнений и корпуса, близкое к величине термического расширения конструкции ротора. Пассивное управление радиальным зазором может дать снижение расход топливо до 5%. Рис 32А. Схема перетеканий через радиальный зазор Активное управление радиальным зазором в проточной части ГТД (в последних ступенях компрессора, в турбинах) может осуществляться за счет механического смещения сопрягаемых вставок корпуса относительно ротора (при конической форме наружных поверхностей) и термического воздействия – охлаждения корпуса компрессора высокого давления (или турбины). Например, по данным фирмы Дженерал Электрик на перспекивном ТРДД охлаждение корпуса пяти последних ступеней компрессора позволить уменьшить радиальный зазор примерно на 0,3...0,4 мм и увеличить КПД компрессора на 5%, что улучшает экономичность 30 двигателя. Расход воздуха (на охлаждение КВД), отбираемого за 5-й ступенью, составляет ~0,7% от расх воздуха через компрессор. В настоящее время регулирование радиального зазора является обязательным требованием к новым АД. Важную роль в работе осевого компрессора имеют осевые зазоры ∆ѕ1 и ∆ѕ2 между рабочими и направляющими лопатками (рис 31). При малых осевых зазорах, когда неоднородность потока велика, обтекание профилей при переменных углах атаки вызывает дополнительные потери. Изменение КПД ступени при увеличении осевого зазора обусловливается благоприятным влиянием выравнивания потока, отрицательным действием сил трения на граничных поверхностях в зазоре и изменением утечек. Неоднородность потока приводит также к возникновению пульсирующих аэродина- мических сил, которые могут вызвать опасные вибрации лопаток последующих решетки. С увеличением осевого зазора до (0,6...0,8) b происходит выравнивание потока и не стационарные аэродинамические силы, действующие на лопатки, уменьшаются почти до нуля что благоприятно влияет на вибропрочность лопаток. Увеличение осевого зазора приводит также к уменьшению уровня шума, снижает степень повреждения лопаток ступени при попадании в проточную часть компрессора посторонних предметов. С увеличением осевых зазоров увеличивается длина и масса компрессора. Поэтому осевые зазоры выбирается в пределах 15...20% от величины хорды рабочей лопатки, а в одноступенчатых вентиляторах 31 ТРДД сцелью снижния уровня шума осевой зазор между РК и НА увеличивается до 1,0...1,5% длины хорды. В эксплуатации (рис 33), в случае попадания посторонних частиц в воздушный тракт двигателя, необходимо визуально осмотреть (с использованием приборов и подсвета) лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и рабочих лопатках 1 ступени компрессора, допускаются к дальнейшей эксплуатации при следующих условиях: Рис 33. а—глубина забоины не должна превышать 1мм; б—диаметр забоины не должен превышать 2мм; в—количество лопаток с забоинами не ограничивается; г—забоины допускаются по всей высоте пера, за исключением 1/3 высоты пера от замка (L—высота пера). При наличии на лопатках ВНА и рабочих лопатках 1 ступени компрессора забоин, превышающих вышеуказанных нормы, двигатель к дальнейшей эксплуатации не допускается и подлежит к ремонту. 32  В формуляр двигателя, допушенного к эксплатации с забоинами на лопатках ВНА и рабочих лопатках 1 ступени компрессора необходимо записать дату обнаружения забоин, количество лопаток, имеюших забоины, а также размеры и расположение забоин на каждой лопатке. Рис 34. Схема многоступенчатого осевого компресора. Рис 35. Схема центробежного компресора. 33 Рис 36. Схема осецентробежного компрессора. Рис 37. Схема диагонального компрессора. 34  Заключение Компрессор является одним из ключевых компонентов газотурбинного двигателя (ГТД), оказывающим решающее влияние на его рабочие характеристики, включая тягу, экономичность и надёжность. В условиях интенсивного развития авиационной техники и повышения требований к её эффективности особое значение приобретает совершенствование конструкции компрессоров, методов их регулирования и повышения устойчивости работы. В ходе проведённого анализа было установлено, что наибольшее распространение в авиационных ГТД получили осевые многоступенчатые 35 компрессоры. Это связано с их способностью обеспечивать высокий коэффициент сжатия при относительно компактных габаритах, что особенно важно для авиационных применений. Однако высокая степень сжатия сопряжена с рядом технических проблем, таких как неустойчивые режимы работы, включая помпаж и срыв потока, которые могут привести к снижению эффективности двигателя или даже к его выходу из строя. Для предотвращения подобных явлений применяются различные методы регулирования, включая установку поворотных направляющих аппаратов, использование перепускных клапанов, внедрение многовальных схем и совершенствование системы управления двигателем. Большое значение имеет также точная настройка осевых и радиальных зазоров, применение современных материалов и оптимизация профиля лопаток, что позволяет повысить как аэродинамическое качество компрессора, так и его ресурс. Особое внимание в современных разработках уделяется исследованию процессов, происходящих в компрессоре на нестабильных режимах. Развитие систем автоматического управления и диагностики позволяет в реальном времени отслеживать рабочие параметры компрессора, предотвращая возникновение аварийных ситуаций. Таким образом, повышение эффективности и надёжности компрессора — это сложная инженерная задача, решаемая на стыке аэродинамики, прочностных расчётов, материаловедения и систем управления. Совершенствование компрессорных агрегатов напрямую влияет на общую эффективность газотурбинного двигателя, его экономичность и эксплуатационные характеристики, что делает данное направление крайне актуальным в условиях развития современной авиационной техники. 36  Список использованной литературы 1. Конструкция и основы эксплуатации ЛА. Конспект лекций. В.М. Корнеев. 2018 2. Особенности конструкции ГТД. В. М. Корнеев. 2019. 3. «Конструкция ЛА и АД». Учебное пособие. Кошанова Ш.К., Әбдиматова Т.Д., Михайленко А.А. АГА. 2021 4. Конструкция самолетов. Глаголев А.Н. Гольдинов М.Я. Машиностроение. 2005 г. 37  5. Конструкция и основные функциональные системы ЛА. Ефимова М.Г. 2005г. 6. Конструкция и эксплуатация двигателя ROTAX 912 ULS и его систем. Учебное пособие г. Сергиев Посад 2018 г. 38