ПЕРСПЕКТИВНЫЕ СПОСОБЫ УМЕНЬШЕНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ПОТЕРЬ В КОМПРЕССОРЕ АВИАЦИОННОГО ГТД

АННОТАЦИЯ

В статье рассматриваются способы управления течением в компрессоре, которые способствуют уменьшению гидравлических потерь и улучшению характеристик не только компрессора, но и авиационного ГТД в целом. В результате их применения обеспечивается не только требуемый запас газодинамической устойчивости, но и повышается степень давления в компрессоре и коэффициент полезного действия.

ABSTRACT

The article discusses ways to control the flow in the compressor, which contribute to reducing hydraulic losses and improving the characteristics of not only the compressor, but also the aviation gas turbine engine as a whole. As a result of their application, not only the required margin of gas dynamic stability is provided, but also the degree of pressure in the compressor and the efficiency are increased.

Ключевые слова: газотурбинный двигатель (ГТД), компрессор, газодинамическая устойчивость, управление течением.

Keywords: gas turbine engine (GTE), compressor, gas dynamic stability, flow control.

Современные газотурбинные двигатели (ГТД) – безопасные системы, преобразующие химическую энергию потока (потенциальную) в кинетическую, способную совершать полезную работу. В ГТД важен каждый конструктивный элемент, работа которого направлена на улучшение характеристик не только двигателя, но и силовой установки в целом.

В настоящее время мировые производители, такие ка General Electric, Pratt & Whitney, Rolls-Royce и другие совершенствуют свои двигатели по дроссельным, высотно-скоростным характеристикам.

Под улучшением характеристик ГТД следует понимать изменение характеристик конструктивных элементов. В процессе работы компрессора возникают гидравлические потери, такие как, потери в радиальном зазоре, концевые потери и так далее [1].

В настоящее время для уменьшения гидравлических потерь широко применяется механизация компрессора – перепуск воздуха, поворот направляющих аппаратов и так далее. Данные способы регулирования компрессора, безусловно, повышают запас устойчивости компрессора и двигателя в целом, но в ряде случаев ухудшают его топливную эффективность и тягу.

Инженерно-технический состав конструкторских бюро в настоящее время работает над повышением напорности компрессоров, уменьшением массы и габаритов компрессоров и увеличении топливной экономичности ГТД.

Также следует отметить, что между двигателями военного и гражданского назначения имеются несколько принципиальных различий, наиболее явным из которых является степень двухконтурности. Двигатель гражданского самолета получает большую часть тяги благодаря вентилятору больших размеров с низкой степенью повышения давления и таким образом имеет немного большую турбину, чтобы получить как можно больше энергии от потока проходящего через газогенератор. Двигатель военного назначения имеет форсажную камеру для создания непродолжительной очень высокой тяги и сопло с отклоняемым вектором тяги. Это различие между типами двигателей иллюстрирует, прежде всего, различие в оптимизации первоначального соотношения «тяга – удельный расход топлива» в противовес оптимизации отношения «тяга – вес».

В настоящее время ставится цель повышения давления и коэффициента полезного действия в компрессоре. Их возможно улучшить с помощью активного управления уменьшением гидравлических потерь в передних и задних ступенях компрессора высокого давления, что будет способствовать увеличению запаса газодинамической устойчивости.

Повышение запаса газодинамической устойчивости создает потенциал для перевода рабочей линии в более высокую зону коэффициента полезного действия, уменьшения числа ступеней с преимуществом в длине и весе, для уменьшения лопаток с преимуществом в коэффициенте полезного действия и весе.

Использование регулируемых осевых компрессоров обеспечивает широкий диапазон скоростей и высот полета истребителей на всех установившихся и на значительной части неустановившихся режимов работы двигателей. Однако опасность возникновения срывных явлений и помпажа даже у регулируемых компрессоров при некоторых неблагоприятных сочетаниях режимов работы двигателя и условий полета все же сохраняется. В связи с этим приходится вводить ограничения в случаях, когда изменение режима работы компрессора сопровождается недопустимым по условиям эксплуатации снижением запаса газодинамической устойчивости: работа компрессора на режимах максимальной и минимальной приведенной частоты вращения (n_прmax и n_прmin) и так далее [1].

Необходимо отметить, например, что регулирование осевого компрессора путем перепуска воздуха устраняет рассогласование в работе первых и последних ступеней, предотвращает помпаж, но уменьшает внутренний коэффициент полезного действия ГТД и снижает тягу двигателя, увеличивая удельный расход топлива. Это ухудшает топливную экономичность двигателя, так как дополнительная работа затрачивается на воздух, отводимый в окружающую среду, который не участвует в рабочем процессе [2]. 

Наряду с применяемыми способами регулирования компрессоров рассматриваются возможности их аэродинамического совершенствования путем воздействия на течение в пограничных слоях, управление обтеканием лопаток, подразделяющееся на активное и пассивное [3, 4].

Надроторные устройства различных типов: «лабиринтного», «щелевого», «сотового» и т.д., относящиеся к пассивным способам управления, повышают запас газодинамической устойчивости компрессоров на 9 % при приведенной частоте вращения ротора n_пр = 100 %. С уменьшением n_пр до 90 % запас газодинамической устойчивости компрессора повышается на 4 %. В результате чего может наблюдаться уменьшение максимального расхода воздуха через ступень при увеличении максимального коэффициента полезного действия ступени [5].

Так же рассматривается возможность аэродинамического совершенствования компрессоров путем активного воздействия на течение в пограничных слоях (вдув, отсос). Анализ характеристик центробежных компрессоров, полученных при вдуве воздуха в пограничный слой на поверхности лопаточного диффузора показал, что управление течением приводит к увеличению степени повышения давления воздуха на 0,5 ÷ 4%, к увеличению коэффициента полезного действия на 5 ÷ 10%, к повышению ГДУ на 10 ÷ 68% в зависимости от режима работы и геометрических параметров (густоты решетки) компрессора [3].

Одним из направлений NEWAC [4] европейских авиадвигателестроителей является разработка «интеллектуального» компрессора высокого давления с целью увеличения степени повышения полного давления воздуха, коэффициента полезного действия и запаса газодинамической устойчивости с уменьшением потерь в проточной части, в частности, уменьшением перетекания в радиальном зазоре. В рамках проекта исследованы:

1) активное управление помпажом путем забора воздуха за направляющим аппаратом второй и третьей ступени шести ступенчатого компрессора и вдува его в контур перед рабочими лопатками первой и второй ступеней в область законцовок лопаток через небольшие сопла. Анализ результатов показал, что с уменьшением частоты вращения компрессора n < 100 % запас газодинамической устойчивости увеличивается на 50 % по сравнению с запасом газодинамической устойчивости при использовании перепуска воздуха. Это так же ведет к увеличению коэффициента полезного действия компрессора высокого давления на 1,1 % и снижению удельного расхода топлива на 0,8 %;

2) активное управление зазором для последних ступеней компрессора путем разработки надежного контроллера входных сигналов для выявления предпосылок помпажа и контроля величины радиальных зазоров.

В качестве недостатка применения вдува воздуха перед рабочими колесами отмечается уменьшение расхода воздуха через компрессор.

Управление вторичными течениями может рассматриваться как достаточно эффективное средство повышения запасов газодинамической устойчивости компрессоров.

В работе [6] было предложено выполнять управление течением посредством уменьшения радиального зазора, с помощью улучшения смешения сдвигового слоя в радиальном зазоре. Таким образом, например, ряд синтетических струй, выдуваемых из корпуса и управляемых синхронно с частотой межлопаточного канала, могут создать запирание, которое сможет предотвратить утечки в радиальных зазорах, ухудшающих коэффициент полезного действия и запас газодинамической устойчивости компрессора. Аналогичные подходы могут быть использованы применительно к другим конструктивным элементам двигателя [7].   

В заключение необходимо отметить, что управление течением в компрессоре может значительно повлиять на работу авиационного ГТД. Способность задавать желаемые газодинамические характеристики всегда бала ключом к проектированию компрессоров и ГТД в целом. Управление течением может стать прорывом в технологии, позволяющим сделать шаг в расчетах и проектировании ГТД, а также разрушить основные барьеры, ограничивающие характеристики.

Список литературы:

1. Нечаев, Ю.Н. Теория авиационных двигателей: учебное пособие / Ю.Н. Неча-ев, Р.М. Федоров, В.Н. Котовский и др. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2006. - 448 с.
2. Даниленко, Н.В. Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и характе-ристики элементов силовой установки и ее газотурбинного двигателя: учебное пособие / Н.В. Даниленко, П.М. Кривель. - Иркутск: ИВВАИУ (ВИ), 2006. - 296 с. 
3. Терещенко, Ю.М. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппара-тов компрессоров / Ю.М. Терещенко. - М.: Машиностроение, 1988. - 168 с.
4. Bock, S. Active core technology within the newac research program for cleaner and more efficient aero engines / S. Bock, W. Horn, G. Wilfert, J. Sieber. MTU Aero Engines. Dachauer Str. 665 80995 Munhen Germany.
5. Гельмедов Ф.Ш. Высоконапорные ступени с надроторными устройствами / Ф.Ш. Гельмедов, Л.И. Семерняк // Авиадвигатели XXI века: сборник тезисов докладов, том 1. (Москва, декабрь 2005 г.). - М.: ЦИАМ, 2005. С. 284 - 286.
6. Bae.J, Breuer K., Tan C. Active control of Tip clearance flows in axial compressors, Fluids 2000, AIAA 2000-2233, Denver, CO, June 2000.
7. Kang E, Breuer K, Tan C. Control of Leakage flows using periodic excitation, Fluids 200, AIAA 2000 – 2233, Denver, CO, June 2000.