Методика расчета и моделирование осевых компрессоров авиационных гтд

МАШИНОСТРОЕНИЕ • ТЕПЛОВЫЕ, ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ЭНЕРГОУСТАНОВКИ ЛА

УДК 629.7

Д. А. АХМЕДЗЯНОВ, А. Б. КОЗЛОВСКАЯ

МЕТОДИКА РАСЧЕТА И МОДЕЛИРОВАНИЕ ОСЕВЫХ КОМПРЕССОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД

Приведены выбор и подготовка исходных данных для расчета осевого многоступенчатого компрессора, методика расчета компрессора по среднему диаметру, расчет закрутки лопаток в нескольких сечениях по радиусу проточной части. Авиационные двигатели; осевые компрессоры; способы закрутки лопаток; профилирование

Лопаточные машины широко используются в различных областях техники: ракетостроении (турбонасосные агрегаты), стационарной энергетике и машиностроении (паровые и газовые турбины, компрессоры для сжатия различных газов), наземном транспорте и газотурбинных установках для судов. Но главная область их применения - авиация, что объясняется их несомненными достоинствами по сравнению с другими типами машин: малым удельным весом, возможностью получения больших мощностей в малых габаритах, непрерывностью рабочего процесса, наличием только вращательного движения элементов конструкции. В авиации компрессоры применяются и во вспомогательных агрегатах - пусковых устройствах для основного газотурбинного двигателя (турбостартерах), устройствах для обеспечения летательного аппарата сжатым воздухом (турбокомпрессорах).

Полезный технический эффект компрессора достигается при движении воздуха во вращающихся лопаточных каналах рабочего колеса. Возникающие при этом силы гидродинамического давления и силы взаимодействия между лопатками и рабочим телом позволяют осуществлять преобразование механической энергии в энергию давления. Несмотря на то, что осевые компрессоры используются в авиации уже достаточно давно, вопросы разработки эффективных методов их расчета и проектирования с целью создания экономичных и высоконапорных компрессоров остаются актуальными и в настоящее время.

ПОДГОТОВКА ИСХОДНЫХ ДАННЫХ

После проведения термогазодинамического расчета двигателя на заданном режиме становятся известными некоторые параметры на

входе в компрессор (степень повышения дав*

ления в компрессоре Рк , полное давление воз*

духа на входе в компрессор р1 , полная температура воздуха на входе в компрессор Т*, расход воздуха через компрессор Ов, частота вращения ротора п, адибатический КПД компрессора 'ПІ). Затраченная работа компрессора рассчитывается по формуле:

И_ =

k

k-1

-RT

-1

Далее необходимо произвести распределение затраченного напора по ступеням с соблюдением условия:

hz = z и z 1

zi

где z - число ступеней, Hzi - затраченный напор в 7-й ступени.

Затраченная работа в первой дозвуковой ступени связана со средней затраченной работой (Hz ср = Hz / z) следующим приближенным соотношением: Hz1 = (0,5.. .0,6) Hz ср.

Если первые ступени - околозвуковые, то величина Hzl может достигать значений Hzl = = (0,75.0,85) Hz ср, а если сверхзвуковые -(1,2. 1,3) Hz ср. Затраченная работа в средних ступенях на 15-20% больше средней работы, а в последних ступенях примерно равна ей, причем она будет выше в компрессорах с формой проточной части Dk = const.

В первом приближении можно задаться распределением, показанным на рис. 1. КПД ступеней, входящих в компрессор, как правило, неодинаковы. В первых и последних дозвуковых и трансзвуковых он оказывается на 1,5-2,5% ниже среднего, а в первых сверхзвуковых он ниже на 2-4%. В средних ступенях КПД больше среднего на 1-2%.

k-1

k

k

Контактная информация: (347) 273-06-35

Рис. 1. Распределение затраченной работы по ступеням дозвукового однокаскадного и двухкаскадного компрессоров

Исходными данными для расчета многоступенчатого осевого компрессора являются:

1) полное давление воздуха на входе в ком-

*

прессор ри, Па;

2) полная температура воздуха на входе в компрессор 71*, К;

3) расход воздуха через компрессор Ов, кг/с;

4) частота вращения ротора п, об/мин;

5) затраченный напор ступени И2,, Дж/кг;

*

6) КПД ступени Цст1 ;

7) коэффициент неравномерности поля скоростей по высоте лопатки ко,.

Для лопаток с постоянной степенью реактивности по радиусу ко, = 0,93.0,95; при закрутке по закону постоянной циркуляции ко, = = 0,97.0,98; при промежуточных законах ко, = 0,95.0,97:

1) коэффициент, учитывающий потери работы ки,.

Для первых ступеней дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых ки, = 1. В последних ступенях ки, = 0,99. 0,98;

2) коэффициент восстановления полного давления в НА сил,

вил, = 0,98.0,99;

3) относительный диаметр втулки dвт ;

4) осевая скорость на входе в ступень с1а,,

м/с;

5) осевая скорость на выходе из ступени

сзш, м/с;

6) угол входа потока (для первой ступени) аь град;

7) степень реактивности (для последующих ступеней) р,;

8) удлинение лопаток РК (И/Ь)РК.

В первых ступенях (И/Ь)РК, = 3,0.4,5, в последних (И/Ь)РК, = 2. 2,5;

9) удлинение лопаток НА (Ъ/Ь)ил,.

РАСЧЕТ СТУПЕНИ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА ПО СРЕДНЕМУ ДИАМЕТРУ

Г азодинамические параметры

1. Теоретический напор ступени, Дж/кг И,

ИТ, -

2,

И,

2. Полная температура воздуха на выходе из РК (ступени), К

* * * * и

т. -т0. -Т/-.1 ч -Т - +-

3, 2, 1(/+1) 1,

к

к -1

Я

3. Степень повышения давления в ступени

сш,

к

Л к -1

к

+ 1

ЯТ

1,

V к -1

4. Полное давление воздуха на выходе из ступени, Па

* * * р3, - р1,  псш, .

5. Полное давление на выходе из РК, Па

*

р3,

р2,

НА,

6. Степень повышения давления в РК

1РК,

*

рЪ_

*

р1,

Геометрические параметры

1. Площадь сечения на входе в первую

2

ступень, м

Я

о.ТТ*"

Рн • q(1lг) • вт а1, • ^В • ко,

где

2к *

------Я7

В

к+1

Г 2 Л к-1 1

к

V к + 1 V Я

к +1

1,

а1, - угол входа потока в ,-ю ступень.

2. Площадь сечения на входе в последующие ступени, м2. Для первой ступени угол входа потока известен, а для последующих требуется применить метод последовательных приближений.

*

*

*

с

2.1. Вычисляется площадь на входе в ,-ю ступень в первом приближении, предполагая, что отсутствует закрутка потока:

g„tIk

pli • q(1i,) • ^в • kGi ’

где

*1 ai

lai

2k . RT;.

k +1

2.2. По величине площади на входе находятся диаметры на входе в ступень:

• наружный диаметр

А, —

• диаметр втулки

Ат! Dk1 dвт ;

• средний диаметр

Dki + D

• высота лопатки

вт1

2

т. — А1 АТ1 . 2 .

2.3. Находится окружная скорость на средней диаметре и закрутка потока

ИТ

Т7 Л • Арі, •n

1г 60

; ciui uiui

(l - Р,-) -

2

2.4. Вычисляется абсолютная и приведенная скорость и угол потока на входе:

* 1,—

c1i Jc^ai

2k *

+ c

a^. — arctg

k +1

RT

clai c1ui

2.5. По найденному углу и приведенной скорости определяется площадь на входе в ступень во втором приближении:

1 Р* • Ч(К) • вш аи • ^ • ко,

2.6. Повторяются расчеты 2.2-2.4. Если полученная величина входа потока в РК отличается более чем на 1о от величины, полученной в первом приближении, то расчет производится еще раз.

3. Площадь сечения на выходе из РК, м2

А —

где

2i

2ai

c~  —Щ-

2ui 1i

2k *

2i 2ai 2ui

I k +1

RT

2i

н

Ti

2

a2i — arcsin -

"2ai

c2i

\ J

4. Геометрические параметры на выходе из РК, м:

при DkI = const

• наружный диаметр Dk2 = Dk1;

• диаметр втулки

D — lD2 _ .1А-

^вт 2 ~ V к 2 ’

Р

• средний диаметр

D — Dk 2 + Dвт 2 .

ср 2 2 5

• высота лопатки

h — Dk 2 Dвт 2 .

2 _ 2 ’

при DcpI = const

• средний диаметр D^ = DCрl;

• высота лопатки

pD,

ср2

• наружный диаметр

Dk 2 — Dср2 + h2 ;

• диаметр втулки

Ат 2 — Dср2 _ h2 ; при D^ = const

• наружный диаметр Dm2 = Dвт1;

• диаметр втулки

Dk 2—J— + DL;

Л

• средний диаметр

D — Dk 2 + Ат 2 ,

ср2 2 5

• высота лопатки

D,,, _ D„,

h2

k2 вт2

2

После расчета диаметров можно изобразить рабочее колесо (рис. 2).

Рис. 2. Рабочее колесо

Кинематические параметры

1. Окружная скорость на входе в ступень на среднем и концевом диаметрах, м/с

иИ —

икі =

60 60

2. Коэффициент теоретического напора на среднем диаметре

----- Иг,

НТі —

‘Ті .

3. Коэффициент расхода на среднем диаметре

с\аі

4. Абсолютная скорость перед РК (первая ступень), м/с

с1 -

1а 8Іп а

1

5. Окружная составляющая абсолютной скорости перед РК (первая ступень), м/с

с1и ~ ^ с1а ;

6. Степень реактивности

с1и ИТ .

2 2

р1

-1 -

1

2

7. Окружная составляющая абсолютной скорости перед РК, м/с

1 - Рі--

Н.

Ті

8. Абсолютная скорость перед РК, м/с

— , 2 + 2 с1і V с1 аі с1иі

9. Угол входа в ступень по абсолютной скорости (или угол выхода потока из НА), град.

а1і — а3(і-1) — агс8Ш

1аі

10. Угол потока воздуха на входе в РК в относительном движении, град.

( С— л

Р1/ - arctg 1aг

V1 - с1аі • с1§а1і у

11. Относительная скорость воздуха на входе в РК, м/с

^ - ^с1а/ + (иср/ с1и,) ;

12. Число Маха по относительной скорости на входе в РК

Wл,

W 1і

кЯТ.

13. Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из РК, м/с

с2иі — и1і

1 - Рі

Н,

Л

Ті

2

14. Осевая составляющая абсолютной скорости на выходе из РК, м/с

с2аі

с1аі + с3аі .

15. Абсолютная скорость на выходе из РК,

м/с

с

2

2

с2і Vс2аі + с2иі ;

16. Число Маха по абсолютной скорости на выходе из РК

Мс2і —

2і

І

*

кКТ2і

17. Угол выхода из РК в абсолютном движении, град.

а2і — атсвіп

"2аі

с2і

18. Окружная скорость на среднем диаметре на выходе из РК, м/с

п •

и2і — '

ср 2і

60

19. Относительная скорость воздуха на выходе из РК, м/с

^і — )1с2аі + (и2і с2иі ) ;

с

2

и

+

и

2

2

20. Угол выхода потока из РК, град.

п • с2а/

в 2, -агсвт-

*2,

21. Угол поворота потока в РК, град.

Лв, -в 2, - в1,;

22. Угол поворота потока в НА, град.

Ла, -а3, - а2,.

После расчета кинематических параметров можно построить треугольник скоростей на среднем диаметре (рис. 3).

Рис. 3. Треугольник скоростсй на среднем диаметре

Коэффициенты напора и расхода

1. Коэффициент теоретического напора на среднем диаметре

ИТ -

И,

Т .

2 ’

и •

1,

2. Коэффициент расхода на среднем диаметре

для рабочей решетки единичной густоты по результатам продувок [5] приведен на рис. 4.

Ит

с1а

Р

Рис. 4. Зависимость

ИТ,

-/

( \ р,

ЬА -1

Приблизительно значение параметра можно вычислить по формуле:

,3 „ х2

ГИ~Л

ИТ,

- -0,0476

V 1а, УЬ*-1

Г Л V с1а, У

+ 0,3824

Г Л V с1а, У

- 0,6014

Л Л Vс1а,У

+ 0,8572.

Далее рассчитывается параметр 3:

3, - г~

ИТ,

1а,

И,

Т,

V 1а, УЬ,/ -1

Для околозвуковых ступеней расчет густоты не производится, поскольку

с1а,' -

"1а, ил • 1,

Густоты РК и НА

1. Густота решетки РК. Необходимо рассчитать безразмерные параметры. Вычисляет-

ся отношение

/—Л ИТ,

г \

II

V с1а,У

а далее параметр

V с1а, УЬ*-1

График зависимости

ИТ,

V с1а, У

-/

Л Л

А

Vс1а, У

ИТ, / %, -0,3 -0,4,

то

(ь /*)рк, - 1,5...1,6 [0].

Густота решетки РК вычисляется по приближенной формуле или графику [1-5] (рис. 5).

- -0,1094 + 0,8825+ 0,23173? .

V * У рк

В первых ступенях (Ь/*)РК, = 0,6.1,0, в средних и последних ступенях, где напорность ступеней выше, величина (Ь/*)РК, = 1,3. 1,4. В отдельных случаях густота решетки может иметь и более высокие значения, но не выше

1,8.

2. Число лопаток РК

V 1а, у

V 1а, У

• п • Д

2РК,

Ь У РК, V * У РК, К-

ср1,

Число лопаток округляется до ближайшего целого числа. Далее уточняется удлинение лопаток РК.

к

Ь У РК,

2 РК, • к1,

• п • Д

* УРК,

ср1,

Рис. 5. Зависимость густоты решетки РК от параметра I

3. Длина хорды рабочих лопаток, м

к

Ь

РК,

к

-Ь УРК, 4. Шаг решетки РК, м

пД

*

ср1,

РК,

РК,

5. Густота НА. Угол поворота потока в решетке НА единичной густоты рассчитывается по приближенной формуле или снимается с графика [5] (рис. 6).

- -0,0023а3, + 0,1568а3, + 0,8.

(Ла, )ь//

Определяется безразмерный параметр

Густота НА вычисляется по формуле или снимается с графика (рис. 7).

Уна,

(при Е, < 1,4);

- 2,3807Еу - 2,4343Е, +1,0403

Ь Л 2

-I - 191,71Е, - 537,51Е, + 377,1

* Уна, , ,

(при Ei > 1,4 ).

Рис. 6. Зависимость номинального угла поворота в решетке НА от угла выхода потока из нее

Рис. 7. Зависимость густоты решетки НА от параметра Е

6. Число лопаток НА

к Л ( Ь

НА,

Ь Уна, V * Уна,

• п • Д

’ Л •

ср2,

к

2,

Число лопаток округляется до ближайшего целого числа. Далее уточняется удлинение лопаток НА.

2НА, • к2,

• п • Д

ср2,

Ь УНА,

* У НА ,

7. Длина хорды направляющих аппаратов, м

к

Ь

2,

НА,

Ь У НА ,

8. Шаг решетки НА, м

пД

*

НА,

ср2,

2НА,

к

Ь

Ь

к

к

Ь

РАСЧЕТ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА ПО ВЫСОТЕ ПЕРА ЛОПАТКИ

В настоящее время известны следующие типы лопаток и соответствующих им ступе -ней, получившие практическое применение [0]:

1) с постоянной по радиусу циркуляцией, у которых показатель т = 1;

2) с постоянной по радиусу кинематической степенью реактивности, для которых т = = -1;

3) лопатки промежуточного типа, для которых 1 > т > -1.

За основу расчета принимаются величины, полученные при расчете ступени по среднему диаметру, предполагая, что течение воздуха в пределах ступени происходит по цилиндрическим поверхностям тока.

Рис. 8. Расчетная схема

Выбирается несколько сечений на конкретных радиусах (рис. 8), и для каждого радиуса проводится расчет основных параметров. Сечение с максимальным радиусом вы=би-рается на 2.4 мм ниже минимального концевого радиуса (в зависимости от принятой схемы проточной части это может быть либо входной, либо выходной радиус). Сечение с минимальным радиусом выбирается на 2.4 мм выше сечения максимального втулочного радиуса [1, 2].

1. Окружная скорость на входе в РК, м/с

и1 - иср1 г

гср1

2. Окружная скорость на выхо1д+е из РК, м2/с и2 = и1, поскольку сечения цилиндрические.

3. Окружная составляющая абсолютной скорости потока на входе, м/с

с1и -

ч т+1

(1 - рср) • гср1 ИТ

т

2и

1

4. Окружная составляющая абсолютной скорости потока на выходе, м/с

с2и -

т+1

(1 - рср) • гср1 ИТ

т + ,

г 2и1

5. Осевая составляющая абсолютной скорости потока на входе, м/с

• для случая т э (-1;0) и (0;1]

с1а с1йср,

т -1

1 + -2 т с1аср

1-

( Л г

-2т

V 1ср

т -1 ит

7^2

т +1 ^ ^

с1 аср

• для случая т - 0 [4]

1-

(Л

г

-

V Г1ср У

(1 рср) с1а - с1аср\I1 2 -2 1п

с1аср

V Г1ср У

(1 рср )~

+ —^—— ИТ

-2

с1аср

1 -

Гг л

г1ср

г

V У

• для случая т - -1

(1 - рср ) с1а - с1аср ^ Р + 2 -2

с1аср

1 -

( \ г

V Г1ср У

И,

Т

+ 2Г2--------(1 - рср)1п

с1 аср

( Л

г

V Г1ср У

6. Осевая составляющая абсолютной скорости потока на выходе, м/с

• для случая т э (-1;0) и (0;1]

т -1 (1 рср ) с2а - с2аср^1 + -2

т с1аср

1-

( Л г

г1ср

-2т

г-1 И

Т

т +1

-2

с1аср

• для случая т = 0

1-

(Л

г

г1ср

-

г

г

+

2

+

+

г

+

с^ — Cr-.

2a 2aср

2 г Л

2

с^ср

ln

v Гіср J

(1 pср) тг

^2-----------HT

с1aср

1-

г r Л

г1ср

v r J

• для случая m = -1

с~ — Co

2a 2aср

(1 pср) 1 + 2----

-2 с1aср

1-

г Л

r

v 1ср J

Я,

Т

-2~2—(1 - Pср)ln

сЫср

f \ r г1ср

7. Степень реактивности

P — 1 -

с + c0 lu 2u

2mj

8. Абсолютная скорость воздуха на входе в РК, м/с

c1 — c

,2^2 c — ' la + c1u

9. Абсолютная скорость воздуха на выходе из РК, м/с

— Г 2 + 2

c2 — Vc2a + c2u

10. Угол входа потока в РК в относительном движении, град.

1a

Р1 = arctg-

щ - с

1 1и

11. Угол выхода потока из РК в относительном движении, град.

при щ1 > с2и

Р2 — arctg

при ui < c2u

2a

u1 C Пъ

1 2u

P2 — 90° + arctg

c^ u

2u 1

2a

При получении Р2 > (91...92)° следует применить другой закон закрутки (увеличить т).

12. Угол отклонения потока в решетке РК, град.

Лр - в2 - в1.

При получении Лр - (-1... -1,5)° можно

принять Лр - 0°. Если же угол отклонения по--тока им;еет более отрицательное значение, необходимо применить другой закон закрутки (увеличить т) [1].

13. Относительная скорость потока на входе в РК, м/с

W, —

la sin р,

14. Относительная скорость потока на выходе из РК, м/с

W2 —

2a sin р

2

15. Угол потока на входе в РК в абсолютном движении, град.

a, — arctg

la

c1u

16. Угол потока на выходе из РК в абсолютном движении, град.

a 2 — arctg

2a

c2u

17. Число Маха по относительной скорости потока на входе в РК

MW1 —

VkRT*

18. Число Маха по абсолютной скорости на выходе из РК

Mc2 —

2

Для дозвуковых профилей числа Маха не должны превышать 0,9 . 0,95.

19. Коэффициент расхода

сЫ —

la

^ср

20. Относительная закрутка потока на входе в PК

сЪ —

lu

^ср

21. Коэффициент теоретического напора

HT — 2

(l - p)- clu

22. Параметр напора при единичной гус-

тоте

r

2

2

ҐН~Л

НТі

= -0,0476

V 1аі )Ь^=1

Г \

V с1ш У

+ 0,3824

0,6014

Г \

V с1ш У

г \ V с1ш У

+ 0,8572.

23. Безразмерный параметр J

Н,

Т

'1а

Ґ—Л НТ

V С1а У

24. Густота решетки РК вычисляется по формуле или снимается с графика (рис. 5).

= -0,1094 + 0,8825Ji + 0,2317J^ .

V * У РК,

25. Шаг решетки РК, м

t 2пг 2

26. Хорда профиля, м

( Ь Л

Ь - — • *.

V * У

Допускается парусность рабочей лопатки

Ьк

Ь

= 1,25...1,3 .

вт

Возможен вариант расчета с постоянной хордой вдоль пера лопатки.

Профилирование

1. Входной геометрический угол профиля, град.

в1л = в1 - і .

Угол атаки і на среднем радиусе составляет 2...5. На периферии углы атаки уменьшаются, а у втулки - увеличиваются на 1.2.

2. Угол кривизны профиля, град.

Ар + і

0 =

1 - п

где

п = 0,23

' аЛ 2V Ь У

+ 0,1

ґ90° - р2 Л 50

В дозвуковых профилях (а/Ь) = 0,4.0,45, где а - расстояние точки максимальной выгну-

тости от передней кромки профиля, Ь - хорда профиля. В сверхзвуковых - (а/Ь) > 0,4.0,45.

3. Угол отставания потока на выходе, град.

5 = п0

4. Выходной геометрический угол профиля лопатки, град.

в 2 л = в 2 + 5 .

5. Угол изгиба входной кромки, град.

0

Х1

2

1 + 2

Ґ \ а

1 - 2V Ь у

6. Угол изгиба выходной кромки, град.

X 2 = 0 - Х1.

7. Угол установки профиля, град.

У = Х1 + Р1л.

8. Длина средней линии профиля, м

Ь • 0

I = -

0

2 вІП — 2

0 - в радианах.

9. Угол раскрытия эквивалентного плоского диффузора, град.

0Д =

180 і

Вычисленные углы приведены на рис. 9.

4.

Рекомендуемые значения раскрытия эквивалентного плоского диффузора лежат в пределах 0д = (6.10)°. Данная методика была реализована в системе моделирования компрессоров [6] (рис. 10). Была проведена проверка адекватности модели. Полученные результаты сравнивались с экспериментом [4]. Сравнение результатов приведено в табл. 1 (курсивом выделены результаты моделирования).

3

2

I

Т аблица 1

Сравнение результатов

\Ступень Параметр \ 1 2 3 4 5 6 7 8 §шах, %

* рстг 1,222 1,292 1,347 1,362 1,335 1,29 1,25 1,2 0,07

1,223 1,295 1,347 1,361 1,334 1,29 1,25 1,2

иы , м/С 350 350 350 350 350 350 350 350 1,43

345 345 345 345 345 345 345 345

П1срг , М/С 245 269 288 301 312 319 324 328 2,23

241 263 282 296 306 313 319 322

Ри, м2 0,4 0,339 0,28 0,229 0,1865 0,155 0,1327 0,116 2,5

0,39 0,336 0,277 0,227 0,1859 0,155 0,1319 0,115

Дш, м 0,78 0,78 0,78 0,78 0,78 0,78 0,78 0,78 1,28

0,77 0,77 0,77 0,77 0,77 0,77 0,77 0,77

-^вт1г, м 0,312 0,42 0,502 0,563 0,61 0,641 0,664 0,68 3,8

0,308 0,404 0,488 0,549 0,595 0,628 0,651 0,667

С1иг , М/С 82 83,4 78,4 73,4 72,8 68,7 64,5 62,7 5,9

82 79,4 74,5 70 68,5 65,3 61,4 59,6

с1г, м/с 204 204,7 202,7 196,2 191,2 185,2 179 174,6 0,73

204 203,2 201,3 195 189,8 184 177,9 173,6

а1г, град 66,3 66 67,4 67,8 67,8 68,2 68,7 68,7 1,75

66,3 67 68,3 69 68,8 69,2 69,8 69,9

^1г, м/с 248 263,4 280,9 291,4 297,5 303,6 308,6 311,4 0,93

245,7 262,2 279,3 290,1 296,3 301,9 306,6 309

Р1г-, ГраД 49 45,2 41,7 38,7 36,5 34,5 32,5 31,4 1,54

49,5 45,5 42 38,8 36,7 34,7 33 31,8

Р г, м 0,365 0,312 0,251 0,206 0,169 0,1425 0,122 0,1065 1,69

0,368 0,311 0,254 0,207 0,17 0,1424 0,122 0,1083

С2иг , м/с 163 185,4 197,6 203 201,2 193,3 181,5 166,5 0,86

164,1 183,8 196,2 202,2 200,8 191,6 180,7 165,9

с2г, м/с 248 263,3 270,3 270,9 266,4 257,1 245,3 232,1 0,47

248,7 262,2 269,3 270,3 266,1 255,9 244,7 231,1

а2г, град 49 45,2 43,1 41,5 41 41,3 42,2 44 0,66

48,7 45,5 43,2 41,6 41 41,5 42,4 44,1

w2i, м/с 211 208,7 208,7 207,5 208,9 213,4 220 229,7 2,23

206,3 206,6 206,3 204,9 205,8 210,3 216,3 225,4

Ь2г , ГраД 62,5 63,8 62 60 56,8 52,7 48,6 44,8 4

65 64,8 63,4 61,2 58 53,7 49,7 45,6

Рис. lO. Модель восьмиступенчатого компрессора в системе моделирования COMPRESSOR [6]

Рис. ll. Проточная часть компрессора

Рис. 12. Треугольники скоростей

метрами. Была проверена адекватность методики и системы моделирования. Проверка показала, что максимальная относительная погрешность методики не превышает 3%, что можно считать удовлетворительным результатом.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Ржавин Ю. А. Осевые и центробежные компрессоры двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет. М.: МАИ, 1995. 344 с.

2. Емин О. Н., Карасев В. Н., Ржавин Ю. А. Выбор параметров и газодинамический расчет осевых компрессоров и турбин авиационных ГТД : Учеб. пособие. М.: Дипак, 2003. 156 с.

3. Проектный термогазодинамический расчет основных параметров авиционных лопаточных машин / А. Н. Белоусов [и др.]. Самарск. гос. аэрокосм. ун-т, 2006. 316 с.

4. Холщевников К. В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин: Учеб. М.: Машиностроение, 1970. 610 с.

5. Галимзянов Ф. Г. Термодинамические и газодинамические расчеты авиационных ТРД. Лопаточные машины. Уфа: УАИ, 1978. 100 с.

6. Ахмедзянов Д. А., Козловская А. Б., Кри-вошеев И. А. Система моделирования компрессоров авиационных ГТД (COMPRESSOR): Свид. об офиц. регистрации. Роспатент, Москва, 2009.

ОБ АВТОРАХ

Ахмедзянов Дмитрий Альбертович, проф. каф. авиац. двигателей, зам. декана ФАД. Дипл. инж. по авиац. двигателям и энерг. уст. (УГАТУ, 1997). Д-р техн. наук по тепл., электрора-кетн. двигателям и энергоустановкам ЛА (УГАТУ, 2007). Иссл. в обл. раб. проц. в авиац. ГТД, разработки матем. моделей

сложн. техн. объектов.

Рис. 13. Плоская решетка профилей

На рис. 11-13 приведена полученная в системе COMPRESSOR проточная часть компрессора, треугольники скоростей и плоская решетка рабочего колеса восьмой ступени на выбранном радиусе.

ВЫВОДЫ

Таким образом, была разработана методика расчета осевого многоступенчатого компрессора, реализованная в системе моделирования, которая позволяет производить моделирование компрессоров с различными входными пара-

Козловская Александра Борисовна, асп. той же каф. Дипл. инж. по авиац. двигателям и энерг. установкам (УГ АТУ,

2008). Иссл. в обл. процессов в компрессорах авиац. ГТД с использованием имитационного и 3Б-САБ/ САЕ-моделирования.