Какое основное предназначение у компрессора авиационного двигателя
Турбореактивный двигатель с центробежным компрессором
Турбореактивные двигатели, или сокращенно ТРД, по праву можно считать основой современной авиации. Именно ими оснащены практически все военные и большинство гражданских самолетов, хотя есть и исключения. ТРД относятся к семейству газотурбинных двигателей (ГТД) – тепловых машин, вырабатывающих энергию за счет сжигания топлива в камере сгорания. Все моторы этого семейства объединяет общий принцип работы и схожая конструкция с обязательным наличием турбины, о чем легко догадаться по их названиям.
История авиационных реактивных двигателей началась в 30-хх годах, когда стало понятно, что возможности поршневых двигателей, первоначально устанавливаемых на самолеты, далеко не безграничны и уже достигли своего предела. Громоздкие и тяжелые ДВЗ стали обузой для конструкций самолетов, в которых играет роль каждый лишний килограмм, а использование воздушного винта для создания тяги не давало возможности преодолеть звуковой барьер. Именно тогда конструкторы и обратили свое внимание на небольшие и легкие газотурбинные двигатели в целом и турбореактивные двигатели в частности. Отсутствие у них воздушного винта, создание тяги только за счет реактивных сил, а также небольшой вес и компактные размеры сделали ТРД основными силовыми установками в авиастроении, и они остаются таковыми и сейчас.
Устройство и принцип работы
Как и все газотурбинные двигатели, ТРД состоит из следующих основных узлов: компрессора, камеры сгорания, приводной турбины и сопла. Среди видов ГТД есть моторы, оснащенные также рабочим валом, который использует свободную энергию, не потраченную на вращение турбины, для вращения воздушных винтов или других элементов, создающих тягу. У ТРД такого вала нет, что значительно упрощает его конструкцию и снижает вес.
Компрессор турбореактивного двигателя может быть осевым или центробежным. Первый меньше по размерам и более эффективный, поэтому в большинстве случаев именно ему и отдается предпочтение. Центробежный компрессор постепенно уходит в прошлое авиации из-за своей громоздкости, единственное его преимущество – более простая конструкция (в случае, когда он одноступенчатый). Именно центробежным компрессорам оснащались первые реактивные двигатели, но при появлении их осевых конкурентов им пришлось уступить свое место.
Центробежный компрессор – это колесо с закрепленными на нем лопатками, которые при вращении захватывают воздух и, придавая ему угловое вращение, отбрасывают его на периферию – к стенкам корпуса. Это действие центробежных сил, отталкивающих поток воздуха от центра вращения.
В центре центробежного компрессора установлен ротор с лопатками, который находится в корпусе (диффузоре). Корпус в свою очередь тоже оснащен лопатками, только уже неподвижными, и помещен в еще один, внешний, корпус, выполненный в форме улитки. Воздух сначала попадает в ротор, где под действием подвижных лопаток закручивается и сжимается. Затем он попадает на неподвижные лопатки и при этом еще больше сжимается, после чего под давлением проходит «улитку» и попадает в камеру сгорания.
Камера сгорания ТРД может быть кольцевой, трубчатой или комбинированной. Кольцевая камера «обволакивает» корпус, ее формируют стенки наружного и внутреннего кожуха. На входе установлена жаровая труба, на конце которой – завихрители с форсунками.
Трубчатая камера сгорания представляет собой отдельную жаровую трубу, соединенную с наружным кожухом. В ее передней части размещаются завихрители и форсунки, а вся ее поверхность имеет перфорацию для более качественного сжигания топлива и воздушного охлаждения. В случае, если жаровых труб несколько, они соединяются между собой патрубками, обеспечивающими одновременный процесс горения во всех трубах. Для воспламенения топливного заряда используются запальные устройства, расположенные в камерах.
Комбинированная камера сгорания – это кольцевая камера, в которой размещаются жаровые трубы.
Основой любого ГТД является турбина – вал, на котором закреплены металлические диски с рабочими лопатками на концах. Перед рабочими лопатками устанавливаются неподвижные, которые обеспечивают осевую подачу газов, выпрямляя их движение. Совокупность направляющих и рабочих лопаток – это одна ступень, и таких ступеней на турбине может быть несколько: от 1 до 6. Как несложно заметить, принципы работы компрессора и турбины похожи, только в первом случае лопасти компрессора сами приводят в движение поток воздуха, а во втором – газы вращают лопатки турбины. Скорость вращение турбины, а значит и компрессора, составляет 20-30 тыс. об//мин.
Ступень турбины (статор и ротор в сборе). 1 Колесо турбины, 2 Вал, 3 Лопатки, 4 Направляющий аппарат.
Выпуск продуктов сгорания наружу обеспечивается выпускным устройством, которое состоит из конусоподобной выпускной трубы, стойки и сопла. Обычные реактивные сопла имеют постоянный диаметр и направлены в определенную сторону. На некоторых двигателях используются регулируемые сопла, в которых можно менять сечение в зависимости от режимов работы, а также контролировать направление реактивной тяги за счет их поворотов.
Но не только механика дает возможность управлять ТРД. Современные моторы оснащены сложнейшей системой автоматики, которая постоянно контролирует параметры работы, устанавливает нужные режимы в зависимости от нагрузок. Пилот управляет двигателем с помощью одного только рычага, но на каждое его движение отзываются множество датчиков.
Принцип работы ТРД характерный для двигателей всего семейства ГТД. Компрессор затягивает воздух в корпус, сжимает его и направляет в камеру сгорания. От количества воздуха и его давления на выходе из компрессора напрямую зависит степень сжатия, а значит и мощность мотора. В камере сгорания устанавливаются топливные форсунки, через которые подается топливо – авиационный керосин. Топливо воспламеняется, образуя газы, обладающие высоким зарядом энергии. Расширяясь, продукты сгорания действуют на лопасти турбины, вращая их, а сама турбина при этом вращает компрессор, закрепленный с ней на одном валу. Но далеко не вся энергия потребляется турбиной, большая ее часть под давлением вырывается наружу, проходя через сопло, что создает реактивную тягу.
Процесс сжигания топлива в ТРД непрерывный, что отличает эти типы двигателей от поршневых 2- или 4-тактных моторов, у которых в каждом рабочем цикле есть рабочий такт, которому предшествует воспламенение топливного заряда.
Использование двигателя. Преимущества и недостатки
Современные ТРД практически не оснащаются центробежными компрессорами. В сравнение с осевым у центробежного компрессора каждая ступень сжатия более эффективная, но общее КПД при этом ниже. Это объясняется тем, что многоступенчатые центробежные компрессоры имеют очень сложную конструкцию и большие габариты, что увеличивает и их вес, тогда как многоступенчатость осевых компрессоров – не проблема. Именно поэтому они нашли широкое применение не в авиации, а «на земле» в силовых установках, используемых в системах вентиляции, на газотранспортных магистралях и т.д. Из самолетов, на которых использовались реактивные двигатели с центробежными компрессорами, можно отметить HeS 3, которым был оснащен первый реактивный самолет, английский Power Jets W.1, который использовался в первом британском истребителе, Rolls-Royce Nene, ставшим в последствии прототипом советского РД-45. Использование таких двигателей было характерным для «зари» авиастроения, сейчас же практически везде используются двигатели с осевыми компрессорами.
Несмотря на то, что реактивные двигатели устанавливаются на большинстве современных самолетов, все же и они далеко не идеальные. Есть у них и недостатки: высокая себестоимость и повышенный расход топлива. Первый недостаток объясняется тем, что для изготовления отдельных элементов реактивного двигателя нужны сверхпрочные и жаростойкие материалы, которые бы могли работать при очень высоких давлениях и температурах. Что касается расхода топлива, он действительно выше, чем, например, у его ближайшего «родственника» турбовинтового двигателя, ну а от расхода топлива напрямую зависит стоимость перелетов. Поэтому в случаях, когда нет необходимости развивать сверхзвуковые скорости, самолеты оснащаются ТВД, что дает возможность снизить цены на перелет. В основном это пассажирские и грузовые самолеты, которые летают на большие расстояния. А вот в военной авиации практически всегда используются ТРД, ведь здесь не так важна экономия, как скорость.
КОМПРЕССОР
НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА
Компрессор газотурбинного двигателя предназначен для сжатия воздуха и подачи его в камеру сгорания. Сжатие воздуха необходимо для более полного преобразования подводимого в камеру сгорания тепла в кинетическую энергию газового потока. Это наглядно видно из формулы, выражающей зависимость термического коэффициента полезного действия двигателя (щ) от степени повышения давления компрессора
где лк — степень повышения давления в компрессоре; к — показатель адиабаты.
Анализ формулы показывает, что при отсутствии сжатия (лк=1) термический КПД равен нулю и, следовательно, введенное в двигатель тепло в результате сгорания топлива не идет на увеличение кинетической энергии газа. С увеличением степени повышения давления повышается термический КПД, возрастает эффективность использования подводимого в двигатель тепла. Поэтому одним из основных требований, предъявляемых к компрессорам, наряду с требованиями обеспечения надежной и устойчивой работы на всех эксплуатационных* режимах, предъявляются требования обеспечить возможность получения больших степеней сжатия при малой массе и габаритах.
Возможность удовлетворения этих требований в значительной степени определяется конструкцией компрессора. По конструкции компрессоры современных авиационных двигателей разделяются на два типа: центробежные и осевые.
Центробежные компрессоры имеют целый ряд преимуществ перед осевыми: простота конструкции и малая трудоемкость в изготовлении, удовлетворительная характеристика при переменных режимах работы, возможность получения больших степеней повышения давления в одной ступени (яСт = 3…6).
Основные недостатки центробежных компрессоров по сравнению с осевыми — меньший КПД, небольшая пропускная способность и большие габаритные размеры в поперечном направлении.
Осевые компрессоры имеют более высокий коэффициент полезного действия, большую пропускную способность, выполняются многоступенчатыми, а потому имеют более высокую степень повышения давления и, следовательно, более высокий КПД, однако они более сложны и дороги в изготовлении, менее устойчивы в газодинамическом отношении и менее надежны в эксплуатации.
Высокая надежность, простота конструкции и большая газодинамическая устойчивость предопределили использование на двигателе М701 центробежного компрессора.
Центробежный компрессор (рис. 85) состоит из ротора и статора. Лопатки вращающегося направляющего аппарата (воздухозаборника) совместно с лопатками рабочего колеса образуют межлопаточные каналы и вместе с корпусом — проточную часть компрессора.
Рабочее колесо с вращающимся направляющим аппаратом (ВНА) и валом образуют ротор компрессора, а корпус компрессора с диффузором — его статор. Вращающийся направляющий аппарат — это спрофилированный лопаточный венец, обеспечивающий безударный вход воздуха на лопатки рабочего колеса.
На входе во ВНА величина и направление относительной скорости W определяются величинами абсолютной скорости С и изменяющейся по высоте лопаток окружной скорости U (рис. 86).
Для обеспечения безударного входа углы загиба лопаток ВНА делают близкими к углам направления относительной скорости Wi. Поскольку направление относительной скорости меняется по высоте лопатки, углы загиба лопаток ВНА также изменяются пропорционально высоте лопатки, увеличиваясь от втулки к периферии.
Рис. 85. Продольный разрез компрессора двигателя М70ІС-500:
1—входной корпус компрессора; 2—передняя стенка компрессора; 3—переднее опорное кольцо лопаточного диффузора; 4 — фланец отбора воздуха для охлаждения узла турбины; 5—заднее опорное кольцо лопаточного диффузора; 6— крыльчатка компрессора;
7 — передний вал; 8 — основной вал ротора; 9 — силовой конус; 10—задний корпус компрессора; 11 — горловина заднего корпуса компрессора; 12— нижний узел крепления двигателя; 13—лопатка диффузора; 14—штифт; 15 — передний подшипник с корпусом переднего уплотнения; 16—вращающийся направляющий аппарат крыльчатки компрессора
В межлопаточных каналах происходит поворот воздушного потока, вращающийся направляющий аппарат вовлекает воздушный поток во вращение, закручивает его и сообщает ему кинетическую энергию вращательного движения.
Рис. 86. Треугольник ско-
ростей воздуха на входе В;
колесо центробежного ком-
прессора
В межлопаточных каналах колеса центробежного компрессора.: поток воздуха, посту — ^ лающий из ВНА, движется в направлении от центра к периферии с непрерывным возрастанием окружной скорости. На двигателе М701 окружная скорость колеса компрессора меняется от 130 м/с у втулки до 450 м/с на периферии (на максимальном режиме работы двигателя). Вращение потока вызывает появление центробежных сил, повышающих давление воздуха. Таким образом, из колеса выходит закрученный воздушный поток с большой скоростью, т. е. обладающий большой кинетической энергией.
Из колеса воздушный поток поступает в диффузор, в котором полученная кинетическая энергия превращается в работу сжатия. Поэтому на выходе из диффузора скорость воздуха уменьшается, а давление и температура увеличиваются.
Процесс сжатия воздуха в компрессоре происходит с определенными потерями. Так, вследствие вязкости воздуха при вращении колеса происходит трение воздуха, окружающего колесо, и воздуха, движущегося по межлопаточным каналам, о стенки колеса. Это трение создает дополнительный момент сопротивления вращению колеса и требует на его преодоление затрат дополнительной работы, которая входит составной частью в работу, затрачиваемую на вращение компрессора. Основную часть потерь вызывает трение торцевых повен ч — ностей лопаток колеса и воздуха, движущегося по э:” му колесу, о воздух, находящийся в осевых зазорах между колесом и корпусом компрессора.
Кроме трения воздуха, увлеченного во вращение лопатками колеса, о стенки корпуса значительное влияние на величину потерь оказывает перетекание воздуха по зазорам между торцами лопаток и стенкой корпуса. Это приводит к возникновению дополнительных гидравлических потерь. Перетекание воздуха обусловливается наличием разности давлений с обеих сторон лопатки колеса, которая, в свою очередь, является следствием радиального относительного движения воздуха в колесе и абсолютного движения по спирали с возрастающей окружной скоростью, вызывающих появление сил, действующих перпендикулярно относительной скорости в сторону, обратную направлению движения. Действие этих сил создает перепад давления по обе стороны лопаток, что является источником возникновения момента сопротивления, на преодоление которого необходимо затратить работу. Поскольку величина зазора между лопатками колеса компрессора и корпусом существенно влияет на величину потерь, а следовательно, и на коэффициент полезного действия компрессора, этот зазор конструктивно стараются сделать минимальным.
Типы компрессоров, применяемых в ГТД;
Требования, предъявляемые к компрессорам
КОНСТРУКЦИИ КОМПРЕССОРОВ
Компрессор служит для обеспечения заданного давления воздуха и подачу его в камеру сгорания ГТД.
Техническое совершенство компрессора в значительной степени определяет эффективность двигателя и безопасность полета летательного аппарата. В связи с этим к компрессорам авиационных ГТД предъявляются следующие требования:
– минимальные габаритные размеры и масса;
– высокий КПД;
– достаточные запасы газодинамической устойчивости на всех режимах эксплуатации;
– высокая надежность и живучесть в эксплуатационных условиях;
– технологичность и возможность модернизации;
– противопожарная безопасность;
– минимальное влияние на окружающую среду;
– удобство контроля технического состояния.
Требование обеспечения минимальных габаритных размеров и массы является для силовой установки и двигателя летательного аппарата.
Относительная масса компрессора (отношение массы компрессора к массе двигателя) составляет 0,35 . 0,50. Поэтому разработка легкого компрессора — одна из важнейших проблем, стоящих перед создателями авиационных двигателей.
Выбор конструктивной компоновки компрессора, его газодинамических и конструктивных параметров, допустимых значений запасов прочности деталей и применяемых материалов определяется назначением ГТД (использованием на летательном аппарате определенного типа).
Для общей классификации компрессоров, применяемых в ГТД, использованы существенные признаки – направление и скорость потока воздуха в проточной части.
По направлению потока различают следующие основные классы.
Осевые компрессоры, у которых направление скорости потока воздуха в меридиональной плоскости примерно параллельно оси (30…50% от массы двигателя, πк =до 50, степень распространения – 80-90% в авиац. двиг-строении);
Центробежные компрессоры (ЦБК), в которых поток направлен по радиусу (30…50% от массы двигателя, πк = 1.5…5, степень распространения – 10-15% в авиац. двиг-строении).
Диагональные компрессоры, направление потока в которых занимает среднее положение между направлениями движения воздуха в осевых и центробежных компрессорах (πк = до 6, степень распространения в авиац. двиг-строении неизвестна); имеют сравнительно низкий к. п. д.
Комбинированные компрессоры, представляющие собой последовательное соединение осевых и центробежных (осецентробежные), или осевых и диагональных (диагонально-осевые) компрессоров. Применяются для снижения размеров и массы или уменьшения концевых потерь в осевых ступенях компрессора (30…50% от массы двигателя, πк =10…15, степень распространения – % в авиац. двиг-строении).
Любой из указанных компрессоров состоит из ротора и статора. Применение того или иного типа компрессора в значительной степени обусловлено назначением летательного аппарата.
Какое основное предназначение у компрессора авиационного двигателя
ОСЕВОЙ КОМПРЕССОР В АВИАЦИОННЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
Осевой компрессор — лопаточная машина, которая засасывает воздух из атмосферы, сжимает его и принудительно подает (нагнетает) в камеры сгорания. Он состоит из двух элементов: неподвижного корпуса, где крепятся спрямляющие лопатки, и вращающегося ротора, несущего рабочие лопатки (рис. 4).
Рис. 4. Ротор и корпус 11-ти ступенчатого осевого компрессора
Сочетание одного ряда подвижных рабочих лопаток и одного ряда неподвижных спрямляющих лопаток называется ступенью осевого компрессора.
Воздух всасывается в осевой компрессор через кольцевую щель, образуемую корпусом и ротором, и при сжатии дви жется параллельно оси вращения ротора, потому компрессор и называется осевым.
Процесс сжатия воздуха в осевом компрессоре состоит из ряда последовательных процессов сжатия его в каждой ступени.
Рис. 5. Сжатие воздуха в осевом компрессоре
Воздух, сжатый в первой ступени, перегоняется во вторую ступень, где сжимается, перегоняется в третью ступень и сжимается и т. д., пока не пройдет сжатие во всех ступенях компрессора. Высота лопаток ступеней 2, 3, 4, 5 и т. д. уменьшается, так как удельный объем воздуха вследствие сжатия его уменьшается.
В каждой ступени воздух сжимается незначительно поэтому для получения давления воздуха на выходе из компрессора порядка 5 – 7 кг/см 2 осевые компрессоры современных ТРД имеют 8 – 12 ступеней.
Схематически повышение давления воздуха в осевом компрессоре показано на рис.5.
В осевом компрессоре каждая ступень имеет свою степень сжатия (для разных ступеней она может быть численно различной). Степень сжатия ступени – это отношение давления воздуха за ступенью к давлению воздуха до ступени:
Где Р ЗА – давление воздуха за ступенью компрессора, Р ДО – давление воздуха до ступени компрессора.
Численно ε СТУП = 1,20 – 1,35 (для тех ступеней, где скорость движения воздуха не превышает скорости звука). Степень сжатия осевого компрессора – это отношение (давления воздуха, выходящего из последней ступени компрессора, к давлению воздуха, входящего в первую ступень компрессора.
Для выполненных осевых компрессоров степень сжатия равна 6,2 – 8.
Познакомимся с принципом работы ступени осевого компрессора.
Каждая ступень осевого компрессора состоит из вращающегося рабочего колеса и неподвижного спрямляющего аппарата.
Иногда перед первой ступенью современных осевых компрессоров устанавливается еще один ряд лопаток – входной направляющий аппарат или входное устройство.
Работа каждого из этих устройств в процессе сжатия воздуха различна, поэтому рассмотрим ее раздельно.
А. Входной направляющий аппарат
Воздух, входящий в компрессор со скоростью с 1 движется параллельно оси компрессора. Попадая в каналы, образуемые лопатками входного устройства, частицы воздуха измеряют направление движения – они отклоняются в сторону вращения рабочего колеса (рис. 6, скорость с 1 ). Отклонение потока воздуха от осевого направления движения называется “закруткой” потока воздуха.
Предварительная закрутка потока воздуха по направлению вращения колеса позволяет увеличить окружную скорость колеса и получить в ступени больший напор.
Таким образом, назначение входного устройства состоит в следующем: создать наиболее выгодное направление потока воздуха на входе в рабочее колесо и этим улучшить работу первой ступени.
Лопатки входного устройства иногда делают управляемыми – при изменении числа оборотов компрессора специальный автомат поворачивает лопатки и этим изменяя величину закрутки потока воздуха, чтобы сохранить наиболее выгодное, безударное направление потока воздуха на входе в колесо.
Рис. 6. Треугольники скоростей воздуха в ступени
Б. Рабочее колесо
Газовая турбина вращает ротор рабочего колеса комп peccopa , а лопатки колеса передают полученную энергию потоку воздуха.
Частицы, воздуха со скоростью с 1 подходят к лопаткам рабочего колеса (см. рис. 6). Рабочая лопатка вращается со скоростью u , равной окружной скорости вращения колеса.
Если бы поток воздуха был неподвижен, а двигались только рабочие лопатки, то скорость движения частиц воздуха относительно лопаток была бы – u .
Но поток воздуха имеет скорость с 1 . В результате сложения скоростей с 1 и – u частицы воздуха приобретают относительную скорость w 1 (скорость, с которой поток воздуха движется относительно лопаток).
Скорости с 1 , – u , w 1 образуют треугольник скоростей на входе в рабочее колесо ступени. Треугольник скоростей на входе изменяется в зависимости от величины секундного расхода воздуха через компрессор (изменяется скорость с 1 ) и от скорости вращения колеса компрессора (изменяется скорость и).
Форма лопаток рабочего колеса и их взаимное расположение подобраны так, что между лопатками образуются расширяющиеся каналы.
Воздух, двигаясь в расширяющемся канале, уменьшает свою скорость движения, поэтому относительная скорость на выходе из канала w 2 меньше относительной скорости воздуха w 1 на входе в канал.
За счет уменьшения относительной скорости давление воздуха в каналах колеса повышается.
Рабочие лопатки сжимают воздух, поворачивают поток воздуха и увеличивают абсолютную скорость движения воздуха до величины с 2 . Абсолютная скорость воздуха на выходе из рабочего с 2 колеса больше скорости на входе с 1 на 50—70 м/сек за счет энергии, получаемой воздухом от рабочих лопаток.
Таким образом, энергия, получаемая рабочим колесом, расходуется на сжатие воздуха, на увеличение его скоростной энергии и на преодоление гидравлических потерь в каналах между рабочими лопатками.
В. Спрямляющий аппарат
Лопатки спрямляющего аппарата неподвижно закреплены в корпусе компрессора. Они имеют хорошо обтекаемую форму и специально изогнуты для изменения направления потока воздуха. Между лопатками спрямляющего аппарата получаются расширяющиеся каналы – диффузоры.
Частицы воздуха со скоростью w 2 (рис. 6) отбрасываются рабочим колесом к спрямляющему аппарату. Вращаясь вместе с колесом, они получил окружную скорость –и. Попадая в каналы спрямляющего аппарата, частицы воздуха тормозятся, их окружная скорость уменьшается. Поэтому на треугольнике скоростей на входе в спрямляющий аппарат окружная скорость и направлена в другую сторону, чем было на треугольнике скоростей на входе в рабочие колесо, хотя величина ее осталась без изменения.
В результате сложения скоростей w 2 , и и получается абсолютная скорость c 2 . Имея эту скорость, поток воздуха входит в каналы спрямляющего аппарата.
В каналах спрямляющего аппарата скорость потока воздуха уменьшается от с 2 до с ВЫХ , а давление увеличивается.
Напишем для этого случая уравнение, которым мы пользовались при рассмотрении входа воздуха в двигатель во время полета:
Скорость на выходе из направляющего аппарата с ВЫХ меньше скорости на входе с 2 . Поэтому дробь, стоящая в скобках, всегда будет иметь положительную величину, т. е. Рвых будет больше Р 2.
Лопатки спрямляющего аппарата изогнуты так, чтобы направление скорости с ВЫХ с которой воздух покидает ступень, совпадало или немного отличалось от направления скорости с 1 с которой воздух входит в ступень. Этим обеспечивается подход воздуха под нужным углом к лопаткам рабочего колеса следующей ступени.
Скоростная энергия воздуха при его движении в спрямляющем аппарате расходуется на совершение работы сжатия воздуха, на поворот потока воздуха и на преодоление гидравлических потерь в каналах спрямляющего аппарата.
Окружная скорость и различна по высоте лопатки. У корня лопатки она меньше, чем у ее конца. Поэтому треугольники скоростей будут различными по высоте лопатки.