CC BY
17
о
В cmammi розглядаються узагальнеш результати дослиджень впливу на pieemb вiбронапружень в лопатковому вЫщ ступе-ня осьового натурного компресора газодина-Mi4H()i di'i на колову перюдичну нерiвномiр-тсть потоку, зумовлену аеродинамiчними слидами за елементами статора
Ключовi слова: компресор, лопатковi
втщ, аеродинамiчт слиди, вiбрацiя
□-□
В статье рассматриваются обобщенные результаты исследований влияния на уровень вибронапряжений в лопатном венце ступени осевого натурного компрессора газодинамического действия на окружную периодическую неравномерность потока, обусловленную аэродинамическими следами за элементами статора.
Ключевые слова: компрессор, лопаточный венец, аэродинамические следы, вибрация
□-□
In article the generalised results of researches of influence on level of vibration stress in blade row of axial compressor stage gasdyna-mic actions on the district periodic non-uniformity of a stream caused by aerodynamic traces behind elements stator are considered
Key words: compressor, blade row, aerodynamic traces, vibration
■Q О
удк
ГАЗОДИНАМ1ЧН1 МЕТОДИ ЗНИЖЕННЯ Р1ВНЯ В1БРОНАПРУЖЕНЬ В ЛОПАТКОВИХ В1НЦЯХ ОСЬОВИХ ТУРБОДВИГУН1В
Ю.М. Терещенко
Доктор техычних наук, професор Кафедра авiацiйних двигуыв* Контактний тел.: 8 (044) 406-75-70 1.А. Л acTi вка Кандидат техшчних наук, доцент, завщувач кафедрою
Кафедра вищоТ математики* Контактний тел.: 8 (044) 406-75-70 1.Ф. Кинащук Кандидат техычних наук, доцент Кафедра авiацiйних двигуыв* Контактний тел.: 8 (044) 406-75-70 Ф. I. Ki рчу Кандидат техычних наук, доцент Кафедра авiацiйних двигуыв* Контактний тел.: 8 (044) 406-79-29 E-mail: fkirchu@yandex.ru *Нацюнальний авiацiйний уыверситет пр. Комарова, 1, г. Киев, Украина, 03680
Вступ
Одшею з причин збудження в осьових компресорах коливань лопаток робочих колю та направляючих апа-рапв е наявшсть в проточнш частиш осьового компресора перюдично! колово! неpiвномipностi потоку.
Вiбpaцiя компресорних i туpбiнних лопаток зали-шаеться ще однiею з головних проблем при розробщ сучасних ефективних турбомашин. Bti заходи щодо зниження динaмiчноi напруженосп при коливаннях лопаток можна розд^ити на три основнi напрями: усунення або зниження piвня сил, що збуджують коли-вання; змiнa динaмiчних властивостей пружно! систе-ми за рахунок змши ii пapaметpiв; змша динaмiчних властивостей системи шляхом включення до не! спещ-альних пристро!в.
В стaттi розглядаються узaгaльненi результати до-слiджень впливу на piвень вiбpонaпpужень в лопаточ-
ному вшщ ступеш осьового натурного компресора газодинамiчноi д^! на колову перiдичнy HepiBTOMip-шсть потоку, зумовлену аepодинамiчними слщами за елементами статора.
1. Постановка задач дослщжень
Фiзична суть перюдично! нepiвномipностi потоку в компpeсоpi полягае у тому, що внаслiдок в'язюсп по-вiтpяного потоку за елементами статора утворюються кpомочнi (аepодинамiчнi) слщи. Iнтeнсивнiсть аеро-динамiчних слiдiв можна визначити на основi стввщ-ношень тeоpii пограничного шару [1].
Колова перюдична нepiвномipнiсть потоку призво-дить до змшного силового впливу потоку на лопатки внаслщок пepiодичного проходження робочих лопаток зон тдвищених та суттево знижених значень швидко-
сп потоку С0 i повного тиску р0 (рис. 1). Наслiдком цього е винiкнення вимушених коливань лопаток ло-паткового вiнця.
Вирiвнювання тако1 нерiвномiрностi при проход-женнi потоку через ступеш вiдбуваеться повiльно [2], тому 11 вплив може поширитися майже на всi ступенi компресора. Якщо спiвпадають частоти змушуючо1 сили i власних коливань лопаток ротора (або при кратних режимах збудження), можливе виникнення резонансних коливань, внаслщок яких величина вь бронапружень в лопатках зростае на 30-50% i б^ьше.
• !
\ / ; £ о О \ 1 Г
Рис. 1. Розрахункова схема облкання решiтки робочого колеса перюдично нерiвномiрним по колу потоком
В [3, 4] розглянута методика розрахунку напру-жень в лопатках при 1х резонансному збудженш. Рь вень напружень (у кореневому перетиш лопатки) при резонансному збудженш досягае найбшьших значень i може бути визначений за стввщношенням [1]
1
8рх14 —
о =
В роботi [5] показано, що управлiння аеродинамiч-ними слщами може виявитися ефективним засобом зниження рiвня вiбронапружень. Данi дослщжень [6, 7] свiдчать про ефектившсть впливу використовува-них в аеродинамвд методiв газодинамiчного управ-лiння циркулящею навколо профiлiв (управлiння по-граничним шаром) на штесившсть аеродинамiчних слвдв за вихiдними кромками тiл, що обтжаються в'язким потоком.
До таких методiв належить видування на поверхню лопатки деяко1 маси газу з iмпульсом, що визначаеться iнтегральними характеристиками пограничного шару. На рис. 2 представлена розрахункова схема управлшня аеродинамiчними слвдами на лопатках вхiдного на-правляючого апарату (ВНА) в ступеш осьового компресора (ОК) за допомогою видуву газу в пристшний пограничний шар через шдлини на бiчних поверхнях лопаток.
Рис. 2. Розрахункова схема газодинамiчного впливу на аеродинамiчни слiди
2. Методика проведення дослщжень
Задача розрахунково-експерiментального дослщ-ження полягала в ощнщ впливу штенсивност управ-лiння обтiканням на рiвень вiбронапружень ок в робочих лопатках ступеня натурного компресора. 1н-тенсившсть управлiння оцiнюеться величиною кое-фвдента iмпульсу видуву сц, запропонованого у [5], який характеризуе штенсившсть управлшня циркулящею i аеродинамiчними слiдами
РС^ ь
РоС2 t
1
(2)
С ЕЬк°к В Ь м
Ь2
+ с1яЕ^кСк -19,8£. --
3 Ь2 11. К Е
1 ск
ДТ8р + | 1-
Т ср
8 Р
(1)
де Рв,св,р0,с0 - щiльнiсть i швид-кiсть потокiв повiтря, що видуваеться та набте; b/t - густота решггки ВНА; Ь
- вщносна висота щiлини; у
Аналiз даного стввщношення показуе, що серед багатьох чинникiв, що визначають рiвень напружень при резонансних коливаннях лопаток, штенсившсть нерiвномiрностi потоку 8р безпосередньо впливае на величину ок . Тому ктотне зниження рiвня вiброна-пружень ок можливе за рахунок зменшення штенсив-ностi нерiвномiрностi потоку перед вшцем лопатки.
Ь ^ щ ь
- кут установки профШв до фронту решiтки ВНА. Одшею з задач дослiдження було встановлення залежносп
Ок = f
X
(3)
К
Де ^ = _
X
ь
в1Дносна в1дстань В1Д вих1Дно1 кромки
профШв ВНА до дослвджуваного вшця лопатки.
Вщносна величина в1бронапружень в кореневих перетинах лопаток при газодинам1чному управлшш визначаеться сшвввдношенням [7]
Ь (t
- Ок Ок = —
-=1 -
ь
sm у
(4)
1-
5Е
де - товщина пограничного шару на профШ у раз1 турбулентного потоку;
8
Е
сумарна товщина втрати шпульсу.
При газодинам1чному управлшш обтжанням аеро-динам1чних поверхонь стввщношення для товщини втрати 1мпульсу в слвд за елементами статора визна-чаеться з формули
8** = (80* - + 8Х*)
де
б"" = 2!
с„
153,2
6/7
(5)
товщина втрати шпульсу
за вихщною кромкою проф1лю для турбулентного 1,1Т X 38,
пограничного шару; х = —¿г I с0 "х - параметр ( с0, V
усо' о
- швидюсть, кшематична в'язюсть потоку в слвд); 8" - товщина втрати 1мпульсу на д1лянщ в1д м1сця розташування шдлини до вихщно'1 кромки.
З урахуванням вираз1в (4) 1 (5) можна простежити залежшсть ок = f(сц,х) в раз1 газодинам1чного управ-лшня обжанням поверхш проф1лю.
б1чних сторонах лопатки видувалося в пристшний примежовий шар на профШ лопатки 1 дал1 в аероди-нам1чний сл1д.
Для ощнки р1вня в1бронапружень проведено тен-зометрування робочих лопаток першого ступеня компресора.
Для цього на чотири д1аметрально протилежш робоч1 лопатки були наклееш тензодатчики опору ПКБ-10-200 на в1дсташ 40 мм вщ кореня 1 на 60 мм вщ кшця лопатки з обох 11 сторш. Електричний сигнал з тензодатчик1в через ртутний струмозшмач, розмщений в корпус^ подавався на рееструючу апаратуру, що складаеться з тензошдсилювача ТА-5, стаб1л1затора напруги, шлейфового осцилографа Н-008М.
Заздалепдь були тдраховаш частоти власних ко-ливань деюлькох аналопчних за геометричними параметрами лопаток першого ступеня компресора нижчих згинних форм коливань.
Пот1м по резонанснш д1аграм1 (рис.3) були визна-чеш област1 резонансних оберт1в для першо1 1 друго1 згинних форм коливань: през1 1 п 2 по точках перетину кривих змши власних частот коливань лопаток в1д частоти обертання ротора компресора з променями збуджуючих гармошк (що визначались аеродинам1ч-ними слвдами).
Осюльки през1 розташоваш в област п < пмГ , то дослщження проводилося на през2 = 0,635 - 0,650 птах . Для тдвищення надшност1 роботи тензодатчик1в вони були вилучеш 1з зони оКтах для даних форм коливань лопаток.
Залежшсть ок = f (х) дослщжувалася шляхом ви-м1рювання р1вня в1бронапружень у вшщ лопатки при р1зних положеннях лопаток ВНА по довжиш повиря-тдввдного каналу. Значення ок , зам1ряш на чотирьох лопатках, усереднювалися для отримання достов1рш-ших значень.
Для дослщження ефективност1 газодинам1чного методу ди на р1вень в1бронапружень у вшцях лопаток використовувалася експериментальна установка на баз1 ав1ацшного турбореактивного двигуна. Пе-рюдична колова нер1вном1ршсть потоку на вход1 в осьовий компресор створювалася чотирма стшками симетричного крилового проф1лю, встановленими р1вном1рно по колу в повиряному вхщному канал1 перед компресором. Дослщження проводилося на лопатках з наступними геометричними параметрами: Ь = 115 мм; стах = 15 мм; стах = 13% ; Ьщ = 0,5 мм. Видув додатково'1 маси повггря в пристшний пограничний шар здшснювався по дотичнш до стшки профшю через щдлини.
Висота 11 (Ьщ ) вибиралася на основ1 к1льк1сних характеристик пограничного шару на заднш кромщ профшю для випадку турбулентного потоку. Поло-ження точки видуву Ьщ повиря по хорд1 лопатки зм1-нювалось в1д 0,6 до 0,85 для визначення оптимального положення точки видуву.
Повиря для видуву забиралося за останшм ступе-нем компресора в юлькост (0,7 - 0,8)% GЬmax , охолод-жувалось в паливно-повиряному рад1атор1 до темпе-ратури ТН навколишнього повиря 1 через регулятор витрати подавалось всередину лопаток ВНА, звщки через плосю щдлинш отвори, що звужуються, на обох
2000
4000
6000 п, об/хв
Рис. 3. Частотна дiаграма лопаток першого ступеня компресора
3. Результати дослщжень
Результати експериментальних дослщжень впливу газодинам1чного методу як засобу зниження р1вня в1бронапружень, що виникають в дослщжуваному лопаточному вшщ компресора, показан на рис. 4.
О
к
х
• - 0,85 о - 0,80
0,001
0,002
0,003
0,004
Рис. 4. Залежнють рiвня вiбронапружень вщ величини коефiцieнта iмпульсу вдуву при рiзних значеннях Ьщ
Висновки
На n^cTaBi отриманих залежностей можна зроби-ти нacтупнi висновки.
Величина вiбронaпружень oK icтотно змiнюeтьcя 3i збiльшенням коефiцieнтa iмпульcу видуву сц, причому при сц = 0,003 -0,004 , що вщповвдае швидкост видуву повiтря cb =(1,35- 1,45)c0, рiвень вiбронaпружень змен-шуеться з Ок0 = 1,0 до Окц = (0,2-0,25)о^ , а потiм по-чинае знову зростати при сц > 0,0035, (cb > 1,4c0 ).
На дшянщ сц ввд 0 до 0,001 cпоcтерiгaетьcя дея-ке збiльшення Ок (на = 8 -10%) внacлiдок того, що потж повiтря, що видуваеться з малою швидюстю (cb < 1,2- 1,25c0), знижуе штенсившсть aеродинaмiч-ного слщу за лопаткою ВНА.
При зб^ьшенш Ьщ вiд 0,6 до 0,8 ефектившсть видуву повгтря як енергетичного методу зниження рiвня
вiбронaпружень збiльшуетьcя, i оКц досягаеться при менших значеннях коефiцiентa iмпульcу видуву, тобто при менших величинах витрати повгтря, що видуваеться.
При збшьшенш Ьщ ввд 0,8 до 0,85 i вище ефектившсть видуву повiтря знижуетьcя,_оcкiльки зниження oK вiдбувaетьcя лише до значень Окцш1„ = (0,3-0,35)ок0.
При вщдаленш лопаток ВНА ввд доcлiджувaного вiнця лопатки першого ступеня компресора вщбува-еться зменшення рiвня Ок0, причому при зб^ьшенш x вiд 0,0 до 1,0 - 1,5 значення oKo зменшуеться досить iнтенcивно, а при подальшому збiльшеннi x > 2,0 воно зменшуеться все повшьшше, тобто стае малоефектив-ним.
Лиература
Гиневский А.С. Теория турбулентных струй и следов.
- М.: Машиностроение, 1969. - 400 с.
Влияние окружной неравномерности потока перед ступенью осевого компрессора на характеристику ступени.
- Экспрессинформания ВИНИТИ. Сер. авиадвигателе-строение, 1958. - 148 с.
Биргер И.А. Расчет лопаток на прочность. Руководство для конструкторов по расчету на прочность газотурбинного двигателя. - М.: Оборонгиз, 1956, вып. 2. - 192 с. Меерович И.И, Колебания слабоизогнутых и закруче-ных лопаток. - М.: Оборонгиз, 1956. - 285 с. Терещенко Ю.М. Аэродинамика компрессорных решеток. - М.: Машиностроение, 1979. - 276 с. Терещенко Ю.М. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов компрессоров. - М.: Машиностроение, 1987. - 168 с.
Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. - М.: Наука, 1969. - 485 с.
