книги из ГПНТБ / Копелев С.З. Расчет турбин авиационных двигателей. (Газодинамический расчет. Профилирование лопаток)
.pdf1
•**-. -эь Z
V
%
С. 3. КОПЕЛЕВ Н. Д. ТИХОНОВ
РАСЧЕТ ТУРБИН АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
(ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ. ПРОФИЛИРОВАНИЕ ЛОПАТОК)
Москва
« М А Ш И Н О С Т Р О Е Н И Е»
1974
К65
УДК [629.7.036.3 : 621.438] 001.24
jy |
\ |
J . |
■ — |
I |
QV |
1ч.
щ-т я т -
Копелев С. 3., Тихонов Н. Д. Расчет турбин авиационных двигателей. (Газодинамический расчет. Профилирование ло паток). М., «Машиностроение», 1974, 268 с.
В книге изложены основные вопросы теории и методы га зодинамического расчета турбин авиационных двигателей. Рассмотрено влияние основных расчетных параметров ступени турбины на ее к. п. д. Даны рекомендации по выбору схемы и
/ определению размеров проточной части турбины.
Изложены методы газодинамического расчета ступени турбины и способы профилирования сопловых и рабочих ло
паток с учетом требований прочности и технологии их изготов ления.
Освещены способы воздушного охлаждения лопаток и ме тоды определения их температуры. Приведены примеры рас чета охлаждаемых лопаток и многоступенчатой турбины. Рас смотрена работа турбины на нерасчетных режимах.
Книга рассчитана на специалистов, работающих в авиаци онной промышленности. Она может быть также полезна сту дентам авиационных вузов.
Табл. 13, ил. 129, список лит. 35 назв.
Рецензент д-р техн. наук Г. Л. Лившиц
Научный редактор инж. М. А. Колосов
3186—177
177—74
0,38(01)—74
© Издательство «Машиностроение», 1974 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Непрерывное совершенствование авиационных газотурбин ных двигателей, накопление опыта их проектирования, изготов ления и эксплуатации вызывает потребность в систематическом обобщении этого опыта и доведении его до широкого круга спе циалистов.
Назрела также необходимость в оценке различных методов газодинамического расчета ступеней турбины, профилирования сопловых и рабочих лопаток и расчета охлаждаемых лопаток.
В настоящей книге обобщен практический опыт расчета тур бин авиационных двигателей. Рассмотрены габаритные и весо вые характеристики турбины и их зависимости от основных па раметров двигателя, освещена, связь между газодинамическими и прочностными параметрами турбины с учетом ее конструктив ных особенностей и технологии изготовления, что особенно отно сится к выбору схемы и размеров проточной части и профилиро ванию лопаток. Эти вопросы в данной книге излагаются в ком плексе задач, возникающих при проектировании авиационных газовых турбин.
Для облегчения понимания изложенного в книге приводятся несколько примеров конкретных расчетов по заданным числен ным значениям исходных параметров применительно к одно- и многоступенчатым газовым турбинам ТРД.
Авторы считали целесообразным построить изложение мето дик расчетов основных параметров турбин турбореактивных авиационных двигателей так, чтобы ими можно было воспользо ваться при составлении программ расчетов для электронных цифровых вычислительных машин (ЭЦВМ).
Приведенная в книге методика определения основных пара метров турбины на нерасчетных режимах проиллюстрирована примером расчета одновальной трехступенчатой турбины на нерасчетных режимах ее работы в системе турбовинтового дви гателя.
Все примеры расчетов основаны на предположительных исходных данных и поэтому имеют чисто методологическое зна чение.
3733 |
3 |
Главы II—VII написаны С. 3. Копелевым. Разделы 4. 1 и 5.2 написаны совместно С. 3. Копелевым и Н. Д. Тихоновым. Гл. I, VIII и IX написаны Н. Д. Тихоновым. В гл. VI использо ваны работы, проведенные С. 3. Копелевым совместно с С. В. Гу ровым и М. В. Авиловой-Шульгиной, а в гл. V — совместно с В. А. Журавлевым.
Авторы благодарят канд. техн. наук В. А. Тельфера за по мощь, оказанную при написании книги, и инженера В. С. Зикеева за ценные замечания, сделанные при просмотре рукописи.
Большая помощь в работе над книгой была оказана рецен зентом, ныне покойным, докт. техн. наук Г. Л. Лившицем.
Г л а в а I
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ТЕОРИИ ГАЗОВЫХ ТУРБИН
1.1. СХЕМА И ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБИНЫ
Газовая турбина представляет собой лопаточную машину,
вкоторой потенциальная энергия газового потока преобразуется
вмеханическую работу на валу турбины.
Вавиационных газотурбинных двигателях (ГТД) турбина применяется для привода компрессора, воздушного винта и вспо могательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Часто она используется в системе пускового устройства для раскрутки ро
тора ГТД при запуске. |
|
|
|
|
|||||||
Основными |
элементами |
|
|
|
|
||||||
газовой турбины являют |
|
|
|
|
|||||||
ся |
неподвижный статор и |
|
|
|
|
||||||
вращающийся ротор. |
|
|
|
|
|
||||||
|
Статором |
|
называют |
|
|
|
|
||||
неподвижную |
часть |
тур |
|
|
|
|
|||||
бины, состоящую из кор |
|
|
|
|
|||||||
пуса, |
соплового |
аппарата |
|
|
|
|
|||||
и других неподвижных де |
|
|
|
|
|||||||
талей |
турбины. |
Сопловой |
|
|
|
|
|||||
аппарат |
преобразует |
по |
|
|
|
|
|||||
тенциальную энергию |
га |
|
|
|
|
||||||
за |
в |
кинетическую. |
Он |
|
|
|
|
||||
состоит из ряда |
лопаток, |
|
|
|
|
||||||
расположенных |
радиаль |
Рис. |
1. Схема проточной части |
односту |
|||||||
но между двумя соосными |
|||||||||||
|
|
пенчатой турбины |
|
||||||||
бандажными |
|
кольцами |
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|||||||
(рис. |
1. 1.). |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
Ротор |
состоит из |
вращающегося |
рабочего колеса |
(диска |
||||||
с закрепленными на нем лопатками) и вала. |
колеса |
||||||||||
|
Совокупность |
соплового |
аппарата |
(СА) и рабочего |
|||||||
(РК) называется ступенью турбины. |
Кольцевой тракт от входа |
||||||||||
в сопловый аппарат до выхода из |
рабочего колеса называется |
||||||||||
проточной частью турбины, |
а форма его в продольном |
сечении |
|||||||||
турбины — меридиональным профилем проточной части.
5
В современных турбореактивных двигателях (ТРД) приме няются одноступенчатые, двухступенчатые и трехступенчатые турбины. В турбовинтовых (ТВД) и двухконтурных (ДТРД) двигателях, где турбина, кроме компрессора основного контура вращает воздушный винт или компрессор второго контура, при меняются многоступенчатые турбины, имеющие четыре-шесть и более ступеней.
Процесс преобразования энергии газа в каждой ступени мно гоступенчатой турбины по своему характеру одинаков. Поэтому принцип работы и процессы преобразования энергии в турбине достаточно рассмотреть на примере одной ступени или отдельной одноступенчатой турбины.
При анализе процессов и расчете турбин параметры газового потока и основные конструктивные размеры обычно рассматри вают только в трех расчетных сечениях по тракту ступени тур бины, которые обозначают соответствующими индексами:
«О» — параметры перед сопловым аппаратом*;
«1» — параметры в осевом зазоре между сопловым |
аппара |
том и рабочим колесом; |
|
«2» — параметры за рабочим колесом; |
ступеней. |
цифрами I, II, III и т. д. будем обозначать номера |
В зависимости от формы меридионального сечения проточной части и направления потока в ней турбины подразделяются на осевые, радиальные и диагональные. В данном случае рассмат риваются только осевые газовые турбины, в которых проточная часть близка к цилиндрической и радиальные составляющие
скорости отсутствуют или |
малы по |
сравнению с |
осевыми |
|
и окружными составляющими скорости. |
|
|
||
Основные геометрические размеры ступени турбины |
обозна |
|||
чают следующим образом: |
|
|
|
|
А |
— наружный |
(периферийный) диаметр; |
|
|
А |
— внутренний |
(корневой) |
диаметр; |
|
А р = D" ^ Dn — средний диаметр турбины (диаметр окружно
сти, проходящей через средние сечения лопа ток) (иногда за А р принимают диаметр, опре
деляемый по формуле Dcp =
h — высота проточной части турбины; /гл — длина ( высота) лопатки;
F — площадь сечения проточной части турбины;
А— осевой зазор;
б— радиальный зазор;
*В некоторых случаях температура газа перед турбиной обозначается Тз*, как это принято при рассмотрении турбины в системе двигателя.
6