Описание особенностей повышения давления в проточной части центробежных компрессоров

2

Корнеев Владимир Митрофанович

Теория газотурбинных двигателей

 

2011 год

 

_______________________________________________________________________

 

1. Входные устройства

 

1.1. Назначение и принцип работы

 

Входные устройства, предназначенные для подвода к двигателю потребного количества воздуха, могут быть или составной частью двигателя, или частью конструкции воздушного судна.

Входные устройства должны обеспечивать:

- возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления;

- малое внешнее сопротивление;

- достаточную равномерность потока на входе в компрессор;

- устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета и работы

двигателей.

Повышение давления происходит частично во входном устройстве и частично в компрессоре.

Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока со скоростью V, значит и поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Если поток тормозить, кинетическая энергия его будет уменьшаться, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха.

Увеличение скоростей полета самолетов привело к повышению роли входных устройств. При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха в двигателе осуществлялось в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора было невелико. Главными задачами входных устройств в этом случае являлись подача воздуха к двигателю с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерных полей и скоростей, необходимых для обеспечения его устойчивой работы.

С переходом на сверхзвуковые скорости полета стало возможным значительное повышение давления воздуха во входном устройстве за счет использования скоростного напора. Но вместе с этим газодинамические процессы во входных устройствах существенно усложнились и стали более значительно влиять на тягу и экономичность силовой установки и, что особенно важно, на ее устойчивую работу.

Влияние на нее числа М полета очень велико и при увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха сильно возрастает: при М полета больше 4 степень сжатия настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без сжатия воздуха в компрессоре.

Воздухозаборники имеют систему регулирования, служащую для обеспечения согласованной работы воздухозаборника и двигателя. В результате регулирования обеспечивается получение максимальной эффективной тяги и устойчивой работы двигателя в широком диапазоне скоростей полета и режимов работы двигателя. На сверхзвуковых скоростях полета задача регулирования состоит в том, чтобы удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок) в заданном положении. Это достигается перепуском лишнего воздуха в окружающую атмосферу и изменением площади горла. Перепуск воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных за горлом воздухозаборника.

При взлете и малых дозвуковых скоростях полета несмотря на полностью раскрытое горло воздуха для нормальной работы двигателя не хватает. Чтобы не нарушить нормальной работы двигателя при этих режимах полета дополнительно открываются перепускные створки и воздух, минуя горло, поступает к двигателю. Возможны и другие способы регулирования, например, изменением углов клина (конуса) центрального тела, угла обечайки.

Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств слива пограничного слоя и сложной автоматики.

Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, камней, кусков бетона и других предметов, которые могут вызвать повреждение деталей двигателя или эрозию поверхностей компрессора, камер сгорания, турбины, забивку воздушных жиклеров и т.п., во входном канале двигателя установлены защитные приспособления.

Наиболее часты случаи попадания посторонних предметов при работе двигателя на стоянке, рулении по аэродрому, взлете и посадке. Попадание мелких предметов уменьшает ресурс двигателя, приводит к снижению тяги, увеличению удельного расхода топлива, а в отдельных случаях может вызвать выход двигателя из строя.

Чем больше расход воздуха и чем ближе двигатель расположен от поверхности ВПП, тем вероятнее попадание в него посторонних предметов.

Для защиты двигателя во входном канале устанавливают неубирающиеся или убирающиеся после взлета решетки и сетки; для очистки воздуха от песка и пыли практическое применение нашли редкие (с зазором примерно 4 мм) защитные сетки.

Следует учесть, что на защитных сетках может легко возникнуть обледенение.

Поэтому их необходимо обогревать и убирать в полете. Защитные сетки обычно убирают силовыми цилиндрами, сблокированными с уборкой и выпуском шасси.

Защитные устройства увеличивают удельную массу и лобовое сопротивление двигателя.

Для защиты ТРД от попадания посторонних предметов пытались применять завесу, заключающуюся в том, что часть воздуха отбирается от двигателя и через специальные сопла под давлением (в виде поперечной струи) отсекает вертикальный поток воздуха, идущий с земли. Эта схема блокируется с шасси: при уборке шасси она отключается, при выпуске - включается. Однако надежная защита воздухозаборников двигателей от попадания посторонних предметов пока полностью не решена.

 

 

1.2. Требования, предъявляемые к входным устройствам, и их основные параметры

 

Входные устройства должны удовлетворять ряду требований. К числу этих требований относятся:

- малые потери полного давления в процессе торможения потока воздуха, поступающего в двигатель;

- минимальное внешнее сопротивление;

- устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя;

- равномерность поля скоростей и давлений, а также отсутствие значительных

пульсаций потока на входе в компрессор двигателя;

- высокая производительность и возможность регулирования расхода воздуха в соответствии с потребностями двигателя;

- малая масса и габаритные размеры, простота конструкции.

К числу важнейших эксплуатационных требований относятся надежность работы всех систем, простота обслуживания, хорошая защищенность от попадания в двигатель грунта и посторонних предметов при рулении, взлете и др.

Эффективность торможения воздуха во входном устройстве определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными трением воздуха о стенки входного устройства и каналов, подводящих воздух к двигателю.

Из-за гидравлических потерь во входном устройстве давление перед компрессором меньше полного давления в набегающем потоке. Газодинамическое совершенство входного устройства характеризуется не величиной потерь, а коэффициентом сохранения полного давления. Чем больше потери, тем меньше величина этого коэффициента.

К о э ф ф и ц и е н т   с о х р а н е н и я   п о л н о г о   д а в л е н и я   оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за входным устройством (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке, т.е. = р / р

Чем выше коэффициент сохранения полного давления, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве.

В настоящее время получены весьма высокие коффициенты сохранения полного давления 0,97-0,98.

Уменьшение коэффициента сохранения полного давления приводит к уменьшению давления на входе в компрессор, снижению тяги, уменьшению расхода воздуха, а также к увеличению удельного расхода топлива и массы силовой устаноки. Так, снижение давления на входе в компрессор при М = 2,5 на 30% приводит к уменьшению тяги двигателя на 45% и к увеличению удельного расхода топлива на 15%. Поэтому одним из важнейших требований, преъявляемых к входным устройствам, является обеспечение подвода воздуха с возможно большим значением коэффициента сохранения полного давления.

К о э ф ф и ц и е н т   л о б о в о г о   с о п р о т и в л е н и я   входного устройства, подобно коэффициенту лобового сопротивления, рассматриваемому в аэродинамике, определяется по формуле  

 

                                                        с = Х /q F ,

 

где Х - суммарное внешнее сопротивление входного устройства;

q - скоростной напор (q =   V / 2);

F - площадь миделя воздухозаборника.

 

Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки, дополнительного сопротивления и сопротивления средств перепуска воздуха. На сверхзвуковых скоростях полета и при нерасчетных режимах работы воздухозаборника оно может составлять 20-30% от внутренней тяги двигателя, что и делает крайне важным принятие всех возможных мер для его снижения.

К о э ф ф и ц и е н т   р а с х о д а   характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному при каждом заданном числе М полета.

Увеличение коэффициента расхода снижает дополнительное сопротивление и в ряде случаев способствует повышению эффективной тяги двигателя.

Условием совместной работы воздухозаборника и двигателя является согласование их расходов воздуха.

Обеспечение устойчивой работы входного устройства является важнейшим требованием, так как связано с условиями надежности работы силовой установки и безопасности полетов.

Пульсации и неравномерность потока на выходе из воздухозаборника оцениваются по тем же параметрам, что и на входе в компрессор. Источниками пульсации являются турбулентность воздуха, неустойчивость пограничного слоя, особенно в местах его взаимодействия со скачками уплотнения, наличие конструктивных и технологических уступов в проточной части и, наконец, неустойчивость течения в самом воздухозаборнике на некоторых режимах его работы. На равномерность и стационарность течения в водухозаборнике значительное влияние оказывают возмущения от вблизи расположенных элементов летательного аппарата. Уровень неравномерности поля скоростей и пульсационные характеристики (амплитуда и частота пульсаций) потока на выходе из воздухозаборников специально нормируются и не должны превышать допустимых значений по условиям устойчивой работы двигателя.

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата.

С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс.

 

 

1.3. Особенности дозвуковых входных устройств

 

Дозвуковые входные устройства большинства двигателей, устанавливаемых на воздушных судах гражданской авиации, имеют сужающийся профиль проточной части (отношение площадей, примерно, равно 0,75-0,85), что обеспечивает равномерное поле скоростей на входе в компрессор и снижает вероятность образования вихрей и отрыва потока от стенок.

Параметры рабочего процесса во входном устройстве определяются состоянием окружающего воздуха (температура и давление), скоростью полета воздушного судна, режимом работы двигателя и геометрическими характеристиками проточной части.

Дозвуковое входное имеет входную часть - обечайку с плавными очертаниями входных кромок. К ней примыкает канал требуемой длины, который в своей начальной части обычно делается расширяющимся, но непосредственно перед входом в компрессор имеет сужающийся участок. Плавное очертание входных кромок дозвукового воздухозаборника необходимо для предотвращения срыва потока, обеспечения требуемой подсасывающей силы и создания равномерного поля скоростей на входе во внутренний канал и перед компрессором. При дальнейшем движении дозвукового потока воздуха по расширяющемуся каналу (диффузору) происходит уменьшение его скорости и увеличение давления. Во избежание отрыва потока от стенок канала площадь его поперечного сечения должна увеличиваться плавно и не должны допускаться резкие повороты потока.

Основная задача профилирования каналов дозвуковых входных устройств - не допускать отрыва потока от стенок. Именно для этого нужно иметь равномерный поток воздуха на входе в канал, а также плавное изменение площади поперечных сечений канала, в особенности в местах поворота потока.

При больших дозвуковых скоростях полета (М > 0,8), и особенно при переходе к сверхзвуковым скоростям полета, характеристики дозвуковых воздухозаборников резко ухудшаются. На их внешней поверхности образуется течение с местными сверхзвуковыми зонами, что приводит к заметному росту внешнего сопротивления. При М > 1 перед плоскостью входа появляется головная волна.

Особенно высокие требования предъявляются к дозвуковым воздухозаборникам ДТРД с высокой степенью двухконтурности, которые при очень больших расходах воздуха должны обладать малой массой и, что особенно важно, малыми потерями. Это требование обусловлено тем, что при небольшой степени повышения давления во втором контуре даже незначительное увеличение потерь в воздухозаборнике существенно снижает тягу и ухудшает экономичность ДТРД.

 

 

1.4. Типы сверхзвуковых входных устройств

 

На современных сверхзвуковых самолетах применяются входные устройства, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением относительно плоскости входа), формой поперечного сечения воздухозаборников, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.

Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательно расположенных друг за другом или пересекающихся скачков уплотнения (волн сжатия), заканчивающихся обычно прямым скачком. Такие поверхности называются поверхностями торможения.

По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока входные устройства подразделяются на три типа:

а) входные устройства внешнего сжатия;

б) входные устройства смешанного сжатия;

в) входные устройства внутреннего сжатия.

 

Они различаются местом расположения скачков уплотнения относительно плоскости входа. В первом случае косые скачки уплотнения (волны сжатия) располагаются перед плоскостью входа. Во втором случае часть скачков уплотнения располагается вне и часть внутри канала. В третьем - все скачки находятся внутри канала.

В настоящее время наибольшее практическое применение в авиации нашли многоскачковые сверхзвуковые воздухозаборники с внешним сжатием как осесимметричные, так и плоские.

Значительное удаление головной волны от плоскости входа вызывает помпаж. При сверхкритических режимах работы воздухозаборника появляются высокочастотные пульсации потока, получившие название "зуда".

Изменение углов атаки и скольжения оказывает значительное влияние на характеристики и запас устойчивости сверхзвуковых воздухозаборников. В значительной степени характер этого влияния зависит от схемы воздухозаборника и его компоновки.

Наиболее сильное влияние изменения углов атаки на данные сверхзвуковых входных устройств наблюдаются у осесимметричных воздухозаборников.

В результате возникновения окружной неравномерности потока происходит уменьшение коэффициента расхода, коэффициента сохранения полного давления и уменьшается запас устойчивости воздухозаборника. При этом значительно снижаются расход воздуха через двигатель и его тяга.

Следует заметить, что изменение направления потока, обтекающего воздухозаборник, в точности соответствует изменению угла атаки только у лобовых воздухозаборников. У боковых воздухозабоников обычно такого соответствия не наблюдается. При подкрыльевом расположении входных устройств, как, например, на самолетах Ту-144, изменение угла атаки приводит к весьма малому именению угла набегающего потока на воздухозаборник.

При расположении входных устройств у боковых поверхностей фюзеляжа изменение фактических углов набегания потока на воздухозаборник в ряде случаев оказывается большим, чем изменение улов атаки самолета из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем (на фюзеляже поток перетекает снизу вверх).

Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости воздухозаборника при полете самолета с большими углами атаки применяют специальное их регулирование, обеспечивающее дополнительное выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника. Часто такое регулирование осуществляется путем взаимосвязи указанных регулируемых элементов с положением стабилизатора, поскольку между углами атаки самолета и углами отклонения стабилизатора имеется прямая зависимость.

 

 

1.5. Помпаж и "зуд" сверхзвуковых входных устройств

 

Помпаж входных устройств возможен при сверхзвуковых скоростях полета и на таких режимах, при которых либо мала пропускная способность двигателя, либо чрезмерно велика пропускная способность воздухозаборника. При этих условиях происходит переполнение внутреннего канала воздухозаборника воздухом, что приводит к потере газодинамической устойчивости течения. Помпаж проявляется в том, что возникают колебания давления и расхода воздуха по всему газовоздушному тракту силовой установки. Эти колебания отличаются большой амплитудой и малой частотой. Частота колебаний зависит от размеров воздухозаборника и объема каналов, подводящих воздух к двигателю, и обычно лежит в пределах от 2 до 15 Гц. Амплитуда колебаний параметров газового потока при помпаже увеличивается с ростом числа М полета.

При больших числах М полета (М = 2.0...2,5) относительная амплитуда колебаний давлений при помпаже на выходе из воздухозаборника может доходить до 30-40%. При меньшихчислах М полета интенсивность пульсаций потока при помпаже снижается, а при М < 1,6 помпаж обычно не наблюдается.

В условиях эксплуатации силовых установок помпаж воздухозаборника недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха могут вызвать помпаж компрессора и, как следствие, недопустимое повышение температуры газа перед турбиной (ее перегрев) или самовыключение двигателя. При этом, опасные последствия помпажа воздухозаборника усиливаются при увеличении числа М полета.

Возникновению помпажа воздухозаборника на самолете способствуют все факторы, приводящие к переполнению воздухом входного канала двигателя. Для устранения помпажа необходимо уменьшить противодавление за воздухозаборником, что может быть сделано выпуском избытка воздуха из воздухозаборника во внешний поток через створки перепуска, переводом двигателя на режим с большим расходом воздуха путем увеличения частоты вращения, а также соответствующим снижением пропускной способности воздухозаборника с помощью его регулирования. Эффективным средством прекращения помпажа воздухозаборника является также снижение скорости полета самолета, поскольку при этом возрастает пропускная способность двигателя и снижается располагаемый расход воздухозаборника.

"Зуд" входных устройств наблюдается при значительном снижении противодавления за воздухозаборником по сравнению с расчетным значением. Такое явление возникает всякий раз, когда пропускная способность воздухозаборника оказывается меньшей, чем требуется для двигателя. В этом случае интенсивность прямого скачка, возникающего в канале за горлом, сильно возрастает, поэтому увеличивается перепад давлений на этом скачке, а сам он перемещается вниз по потоку. Скачек взаимодействует с наросшим по длине канала пограничным слоем, что приводит к возникновению периодических отрывов потока от стенок канала из-под основания скачка. В результате возбуждаются высокочастотные пульсации потока газа с широким спектром частоты колебаний (от нескольких десятков до нескольких сотен герц) и с амплитудой, много меньшей, чем при помпажных колебаниях. Интенсивность пульсаций при "зуде" мало зависит от М полета и определяется режимом двигателя (противодавлением).

Высокочастотные колебания воздушного потока, возникающие при "зуде", оказывают неприятное физиологическое воздействие на членов экипажа. Возникающие пульсации давлений снижают запас устойчивости компрессора. Вибрации при "зуде" могут нарушить нормальную работу оборудования, расположенного вблизи входного устройства. Но "зуд" менее опасен, чем помпаж, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах.

 

 

1.6. Регулирование сверхзвуковых входных устройств

 

Задача регулирования сверхзвуковых входных устройств состоит в том, чтобы обеспечить такое согласование работы входного устройства и двигателя, при котором эффективная тяга силовой установки достигала бы максимально возможных значений на всех основных режимах полета при достаточных для надежной эксплуатации запасах устойчивости.

Существует большое количество различных способов регулирования сверхзвуковых входных устройств. Основными из них являются: изменение величины площади горла, осевое перемещение поверхности торможения или изменение углов наклона ее образующей, изменение площади входа (угла наклона обечайки), применение различных средств перепуска воздуха.

Обычно программа регулирования входного устройства подбирается под заданные расходные характеристики двигателя. С этой целью вначале определяются потребные значения расхода и площади горла на различных режимах полета и режимах работы двигателя. Эти потребные значения параметров входного устройства обеспечиваются затем надлежащим регулированием расположения скачков уплотнения, площади горла и количества перепускаемого воздуха.

У ТРД при уменьшении числи М полета по сравнению с расчетным необходимо увеличивать площадь горла и повышать пропускную способность системы скачков. При уменьшении же частоты вращения необходимо как площадь горла, так и пропускную способность системы скачков снижать.

Изменение температуры окружающего воздуха также вызывает рассогласование режимов работы воздухозаборника и двигателя. Снижение, например, температуры приводит к увеличению пропускной способности системы скачков и площади горла.

При увеличении углов атаки (скольжения) основная задача регулирования состоит в обеспечении достаточных запасов устойчивости воздухозаборника и, если это возможно, в предотвращении значительного снижения эффективной тяги силовой установки.

Пропускную способность воздухозаборника следует увеличивать при уменьшении числа М полета, при увеличении частоты вращения ротора двигателя, при уменьшении температуры и соответственно при увеличении высоты полета до 11 км.

В ряде случаев, в особенности для осесимметричных воздухозаборников, одним выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника. В таком случае после полного выдвижения конуса далее, при еще более низких значениях оборотов (или степени сжатия), согласование работы воздухозаборника и двигателя осуществляется открытием противопомпажных створок.

Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников осуществляется автоматической системой регулирования. Она должна обеспечивать получение высокой эффективной тяги и гарантировать устойчивую работу на всех режимах. Эта задача в зависимости от схемы воздухозаборника и предъявляемых к нему требований может решаться различными способами и в различной степени. В одних случаях для эти целей применяется особая система, учитывающая влияние основных факторов на потребное регулирование воздухозаборника (такие системы регулирования носят название программных), в других - в основу регулирования закладывается требование поддержания заданных значений определенных параметров, обеспечивающих работу воздухозаборника вблизи оптимального режима (системы регулирования, выполненные на этой основе, получили название замкнутых).

Регулирование сверхзвуковых входных устройств в условиях взлета и малых скоростей полета осуществляется различными способами. Задача регулирования в этом случае состоит в увеличении производительности воздухозаборника и снижении потерь в нем. Дело в том, что в указанных условиях относительная плотность тока на входе в компрессор двигателя достигает максимально возможных значений, поэтому наибольшего значения достигает также потребная площадь горла воздухозаборника. Помимо этого, течение воздуха на входе в воздухозаборник в стартовых условиях сопровождается значительными потерями вследствие срыва потока с передних острых кромок обечайки.

Для улучшения работы воздухозаборника в стартовых условиях горло должно быть максимально увеличено. В дополнение к этому широко используются впускные створки, устанавливаемые в канале между горлом воздухозаборника и входом в двигатель, открываемые внутрь. Их открытие происходит под действием перепада давлений на створках, который появляется тогда, когда давление перед двигателем становится меньше атмосферного.

 

 

1.7. Ограничения по устойчивой работе входных устройств

 

Следствием помпажа воздухозаборника, помимо увеличения газодинамических нагрузок на элементы его конструкции, является значительное повышение уровня нестационарности потока перед двигателем, приводящее, как правило, к нарушению устойчивой работы компрессора. В отдельных случаях помпаж компрессора по той же причине может возникать и на режимах "зуда" воздухозаборника.

Запас газодинамической устойчивости воздухозаборника по помпажу зависит, с одной стороны, от условий совместной работы воздухозаборника и компрессора, а с другой, - от числа М полета и угла атаки (скольжения) самолета. Указанные факторы учитываются программами регулирования сверхзвуковых входных устройств.

Однако конструктивно оказывается весьма сложным обеспечить требуемый диапазон изменения положения регулирующих органов для всех возможных сочетаний режимов полета самолета и работы двигателя. Это заставляет вводить ограничения, осуществляемые экипажем при пилотировании самолета или обеспечиваемые с помощью специальных блокировок, вводимых в систему автоматического регулирования.

 

 

2. Компрессор

 

2.1. Теория ступени компрессора ГТД

 

Компрессор в ГТД служит для повышения давления воздуха перед подачей его в камеру сгорания. Применение компрессора позволяет получить нужный расход воздуха, обеспечить желаемое значение КПД, получить высокую тягу (мощность) при небольших габаритных размерах и массе двигателя. Применение компрессора позволяет ГТД развивать тягу на месте и на малых скоростях полета.

Компрессор должен удовлетворять следующим требованиям:

- сжатие воздуха происходит при возможно меньших потерях подводимой работы, то есть при возможно большем КПД;

- устойчиво работает во всем диапазоне эксплуатационных режимов;

- подвод воздуха в камеру сгорания производится без пульсаций давления, расхода и скорости;

- имеет возможно меньший вес и габариты;

- имеет высокую надежность.

Основными типами компрессоров авиационных газотурбинных двигателей являются многоступенчатые осевые или осецентробежные компрессоры.

Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его ступенях.

 

 

2.2. Схема и принцип действия ступени осевого компрессора

 

В современных ГТД наиболее часто используются осевые компрессоры как более полно отвечающие предъявляемым требованиям. В осевых компрессорах по сравнению с другими типами компрессоров возможны высокие значения степени повышения давления и большие расходы воздуха при высоких коэффициентах полезного действия и сравнительно малых диаметральных габаритных размерах и массе.

Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора.

Один ряд лопаток ротора называется рабочим колесом. Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов лопаток, закрепленных в корпусе. Назначением лопаток статора является:

- направление проходящего через них воздушного потока под необходимым углом на лопатки расположенного за ними рабочего колеса;

- спрямление потока, закрученного впереди стоящим колесом, с одновременным преобразованием части кинетической энергии закрученного потока в работу повышения давления воздуха.

Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним направляющего аппарата называется ступенью компрессора.

Перед рабочим колесом компрессора может быть установлен входной направляющий аппарат.

При вращении рабочего колеса за счет сообщенной внешней энергии повышается скорость потока, при этом на входе создается разрежение, обеспечивающее непрерывное поступление воздуха. Внешняя энергия, сообщенная лопатками рабочего колеса воздуху, движущемуся по расширяющимся каналам, затрачивается на повышение давления воздуха, а также на увеличение скорости в абсолютном движении.

Преобразование кинетической энергии воздуха, приобретенной в рабочем колесе, сопровождающееся повышением давления, происходит в направляющем аппарате, который, кроме того, обеспечивает потоку требуемое направление для входа в рабочее колесо следующей ступени.

Если рассечь лопатки ступени цилиндрической поверхностью и развернуть ее на плоскость, то сечения лопаток рабочего колеса представятся в виде одинаковых и одинаково расположенных профилей, образующих решетку профилей рабочего колеса.

Рассмотрим течение воздуха через решетки профилей, пренебрегая неравномерностью потока в окружном направлении. На входе в рабочее колесо скорость воздуха по отношению к корпусу компрессора (будем называть ее абсолютной скоростью) в общем случае может быть направлена не параллельно оси колеса, а под некоторым углом к ней вследствие неполного спрямления потока направляющим аппаратом предыдущей ступени или установки перед колесом входного направляющего аппарата. Вращению рабочего колеса соответствует перемещение решетки справа налево с окружной скоростью "u". Для определения скорости воздуха относительно рабочих лопаток "w" применим известное правило сложения скоростей, согласно которому абсолютная скорость равна относительной и переносной. В данном случае переносной скоростью является окружная скорость лопаток, следовательно, c = w + u.

Треугольник, составленный из векторов "c", "u" и "w", называется треугольником скоростей на входе в колесо.

Лопатки рабочего колеса должны быть установлены таким образом, чтобы во избежание срыва потока передние кромки их были направлены по направлению вектора "w" или под небольшим углом к нему. При этом форма (кривизна) профилей лопаток выбирается с таким расчетом, чтобы угол выхода потока из колеса был больше угла входа. В этом случае поворот потока сопровождается увеличением поперечного сечения каждой струи воздуха, проходящей через канал между двумя соседними лопатками. В результате относительная скорость воздуха в рабочем колесе уменьшается, а давление возрастает.

Направление потока за решеткой при безотрывном ее обтекании определяется в основном конструктивным углом установки задней (выходной) кромки лопатки.

Поворот потока воздуха в рабочем колесе сопровождается возникновением на каждой лопатке аэродинамической силы "P" направленной от вогнутой к выпуклой поверхности профиля.Разложим силу "P" на две составляющие. Составляющую, направленную параллельно вектору окружной скорости, назовем окружной составляющей, а нормальную к ней составляющую, направленную параллельно оси компрессора - осевой составляющей. Осевая составляющая передается на упорный подшипник вала компрессора. Окружная составляющая направлена против движения лопаток колеса и стремится замедлить их вращение. Поэтому для поддержания постоянной частоты вращения ротора к валу компрессора должен быть приложен соответствующий крутящий момент. Работа, затрачиваемая на вращение колеса идет на увеличение энергии воздуха, прошедшего через колесо. Это проявляется в том, что обычно скорость воздуха за колесом оказывается больше скорости воздуха перед колесом, несмотря на одновременное увеличение давления. Соответственно полный напор воздушного потока за колесом также возрастает.

Абсолютная скорость "с" на выходе из рабочего колеса определится построением треугольника на векторах скоростей "w" и "u". Вследствие поворота потока в колесе вектор абсолютной скорости "с" на выходе из рабочего колеса оказывается отклоненным от вектора абсолютной скорости на входе в сторону вращения колеса.

Лопатки направляющего аппарата отклоняют поток воздуха в обратную сторону, причем форма их подбирается так, чтобы направление вектора абсолютной скорости воздуха за ступенью "с" было близко к направлению вектора абсолютной скорости на входе в рабочее колесо "с". При этом, как и в рабочем колесе, поворот потока приводит к увеличению поперечного сечения струи воздуха, проходящей через канал между соседними лопатками. В результате скорость воздуха в направляющем аппарате падает, а давление растет. Но здесь рост давления обеспечивается только за счет использования кинетической энергии воздуха, приобретенной им в рабочем колесе.

Полный напор воздушного потока в направляющем аппарате уже не растет, а несколько уменьшается из-за влияния гидравлических потерь.

Независимо от уровня чисел "М" набегающего на лопатки потока и формы проточной части, течение воздуха через ступень может рассматриваться как течение через систему диффузорных каналов с уменьшением относительной скорости воздуха в рабочем колесе, уменьшением абсолютной скорости в направляющем аппарате и увеличением давления в обоих случаях.

 

 

2.3. Схемы и особенности работы центробежной

и диагональной ступеней компрессора

 

Основными элементами центробежной компрессорной ступени являются рабочее колесо и диффузор, а характерными сечениями воздушного тракта - сечение перед рабочим колесом, сечение за ним и сечение на выходе из диффузора. За диффузором может быть установлен выходной канал или выходные патрубки, обеспечивающие поворот выходящего из диффузора потока в нужную сторону (например, из радиального в осевое направление).

Рабочее колесо обычно представляет собой диск, на торцевой поверхности которого расположены рабочие лопатки.

В одной центробежной ступени при равных значения окружной скорости на внешнем диаметре колеса можно получить значительно большее повышение давления воздуха, чем в осевой ступени, благодаря благоприятному эффекту действия центробежных сил в направлении движения воздушного потока в рабочем колесе. Но в то же время (в отличие от осевой ступени) ее диаметр намного превышает диаметр входа в колесо, определяемый, в основном, потребным объемным расходом воздуха. Кроме того, поворот потока в колесе из осевого направления в радиальное и последующий обратный поворот в направление, близкое к осевому, в выходном канале приводят к повышенным гидравлическим потерям.

Указанные недостатки центробежной ступени могут быть в значительной степени смягчены в диагональной ступени. По своим параметрам и принципу работы она занимает промежуточное положение между осевой и центробежной ступенью. Сжатие воздуха в ее рабочем колесе происходит как вследствие уменьшения относительной скорости воздуха в межлопаточных каналах, так и в результате работы центробежных сил, совершаемой при перемещении частиц воздуха в колесе от центра к переферии (по коническим поверхностям тока). Но доля этой работы в общей работе сжатия воздуха в колесе здесь меньше, чем в центробежной ступени. Это снижает возможные значения степени повышения давления воздуха в такой ступени. Но зато меньшее отклонение основного направления течения воздуха от осевого позволяет уменьшить диаметральные габаритные размеры ступени и получить более высокие значения КПД.

Направляющий аппарат (диффузор) в диагональной ступени по своему принципу работы и устройству мало отличается от направляющего аппарата осевой ступени.

 

 

2.4. Основные параметры ступени компрессора

 

С т е п е н ь ю   п о в ы ш е н и я   д а в л е н и я   ступени называется отношение давления за ступенью к давления на входе в рабочее колесо.

В осевых ступенях спепень повышения давления обычно невелика и равна 1,2...1,35, но в отдельных случаях может быть увеличена до 1,6...2,0. В центробежных ступенях степень повышения давления может достигать 4-6 и более.

А д и а б а т и ч е с к и й   К П Д ступени компpессоpа пpедставляет собой отношение адиабатической pаботы повышения давления воздуха в ступени к затpаченной pаботе Адиабатический КПД ступеней в осевых компрессорах обычно равен 0,83-0,87, а в некоторых конструкциях достигает еще больших значений, до 0,88-0,92, что свидетельствует об их высоком аэродинамическом совершенстве. Центробежные ступени имеют несколько меньшее значение адиабатического КПД - 0,75-0,80.

Р а с х о д   в о з д у х а   через компрессор пропорционален плотности воздуха, скорости потока и площади проходного сечения.

О к р у ж н а я   с к о р о с т ь   является важным конструктивным параметром ступени, она ограничивается как прочность лопаток и диска рабочего колеса, так и газодинамическими соображениями. В авиационных осевых компрессорах она обычно равна 300...500 м/с. Это значение относится к расчетному режиму работы ступени.

О с е в а я   с о с т а в л я ю щ а я   скорости воздуха перед рабочим колесом изменяется в широких пределах от 80 до 230 м/с в зависимости от типа ступени, места, занимаемого ступенью в компрессоре, и его назначения.

По уровню чисел М набегающего на лопатки потока осевые ступени принято разделять на дозвуковые, сверхзвуковые и трансзвуковые (околозвуковые), в которых окружная или осевая скорости изменяются по радиусу изменяются по радиусу от сверхзвуковой до дозвуковой.

В одной ступени дозвукового компрессора можно повысить давление не более чем в 1,2-1,4. Объясняется это следующими обстоятельствами. Работа к воздуху подводится в механической форме (вращение рабочего колеса). Чем больше (при прочих равных условиях) окружная скорость вращения рабочего колеса, тем большая работа подводится к воздуху, тем больше повышение давления. Однако с ростом окружной скорости рабочего колеса увеличиваются и скорости движения воздуха, а они не должны достигать местной скорости звука, когда образуются скачки уплотнений и резко увеличиваются потери.

С целью повышения напорности применяют многоступенчатые компрессоры, в каждой ступени которых осуществляется повышение давления воздуха.

 

 

2.5. Основные параметры компрессорных решеток профилей

 

Выбор целесообразных параметров треугольников скоростей ступени и определение числа и формы лопаток, обеспечивающих получение этих параметров при высоком КПД, являются задачей аэродинамического расчета осевой ступени.

Линия, являющаяся геометрическим местом центров вписанных в профиль окружностей, называется средней линией профиля. Хорда профиля - это прямая, соединяющая точки пересечения средней линии с контуром профиля. Та часть контура профиля, которая расположена (по отношению к средней линии) с той же стороны, что и хорда, называется нижней поверхностью или корытом, а противоположная часть - верхней поверхностью или спинкой профиля.

Форма профиля может иметь много индивидуальных особенностей, но наиболее важными параметрами, характеризующими ее, являются:

- угол кривизны профиля (угол между касательными к средней линии, проведенными в точках ее пересечения с контуром профиля);

- расстояние вдоль хорды от носка профиля до точки максимального прогиба средней линии;

- максимальная толщина профиля;

- координата положения максимальной толщины.

С аэродинамической точки зрения определяющее значение имеют не абсолютные, а относительные величины.

 

 

2.6. Влияние радиальных и осевых зазоров на работу ступени

 

В реально выполненных ступенях компрессора между лопатками рабочего колеса и внутренней поверхностью корпуса всегда имеется конструктивный зазор, величина которого зависит от размеров компрессора и качества его выполнения. При этом реальный зазор в рабочем состоянии компрессора может заметно отличатся от монтажного (контролируемого при сборке компрессора) вследствие радиальных деформаций деталей ротора и корпуса под действием центробежных и газовых сил и вследствие теплового расширения. Обычно у прогретого двигателя рабочий зазор оказывается меньше монтажного. Наличие радиального зазора оказывает существенное влияние на работу прилегающих к нему участков лопаток.

Перетекание (утечка) воздуха через радиальный зазор приводит к понижению давления на вогнутой стороне лопатки (набегающей на поток) и к повышению давления на спинке, т.е. к уменьшению разности давлений на поверхностях профиля, причем, как показывают эксперименты, этот эффект наблюдается на участке лопатки, радиальная протяженность которого превышает сам зазор в среднем примерно в 5 раз.Искажение эпюр распределения давлений по хорде и по высоте лопатки на этом участке носит сложный характер. Но в целом уменьшение перепада давлений приводит к снижению окружного усилия и, следовательно, к снижению работы, передаваемой воздуху в ступени. Бесполезные затраты энергии на перетекание воздуха через зазор и на создание вихревого течения у концов лопаток вблизи зазора приводят, кроме того, к падению КПД ступени. В результате снижения эффективной работы и КПД увеличение радиального зазора приводит к снижению напора ступени.

На работу ступени оказывают также влияние осевые зазоры между ее неподвижными и вращающимися венцами. Осевые зазоры между лопатками рабочего колеса и спрямляющего аппарата составляют примерно 15-20% хорды лопаток и также снижают эффективность работы ступени.

 

 

2.7. Основные параметры многоступенчатого компрессора

и связь их с параметрами ступеней

 

В теоpии ГТД обычно используются следующие паpаметpы многоступенчатого компpессоpа:

- степень повышения давления (отношение полного давления воздуха за комперссором к полному давлению перед компрессором);

- секундный pасход воздуха чеpез компpессоp (производительность);

- частота вpащения pотоpа и мощность, затpачиваемая на вpащение;

- адиабатический КПД.

Степень повышения давления в компpессоpе pавна пpоизведению степеней повышения давления отдельных его ступеней.

В компрессорах современных ГТД степень повышения давления компрессора доходит до 25..30 и более. Такие высокие степени повышения давления применяют для улучшения экономичности двигателя.

Дело в том, чтоВ ГТД 70% тепла, введенного с топливом в двигатель, теряется с уходящими газами. Эти потери обусловлены вторым законом термодинамики (в двигатель засасывается холодный воздух, а выходит горячий).

При увеличении степени повышения давления в компрессоре соответственно увеличивается и степень понижения давления на тракте расширения газа в двигателе (во сколько раз воздух сжимается - во столько же раз газы расширяются). А чем больше степень понижения давления, тем ниже (при заданной температуре газа перед турбиной) температура уходящих газов и, следовательно, тем меньше потери тепла с уходящими газами.

Иначе говоря, с увеличением степени повышения давления воздуха степень полезного использования введенного в двигатель тепла увеличивается.

Обычно скорость воздуха на выходе из компрессора составляет 110-160 м/с.

 

 

2.8. Распpеделение pаботы сжатия между ступенями компpессоpа

 

Различные ступени компpессоpа pаботают в неодинаковых условиях: они имеют pазличные окpужные и осевые скоpости, их лопатки обтекаются потоком с pазличными числами М и т.д. Поэтому адиабатические pаботы сжатия воздуха в pазличных ступенях одного и того же компpессоpа могут существенно отличаться дpуг от дpуга.

В пеpвых и в меньшей степени в последних ступенях pабота заметно снижена по сpавнению с pаботой пpиходящейся на каждую из сpедних ступеней.

Если сpеднее значение pаботы, затpачиваемой на вpащение ступени в компpессоpе, пpинять за 100%, то обычно pабота, затpачиваемая на вpащение пеpвой ступени, составляет 55-75% этой величины, для втоpой ступени - 75-90%, а последней ступени - 80-100%. Значения КПД в пеpвых ступенях обычно составляет 0,84-0,86%, в средних - 0,88-0,91 и в последних - 0,86-0,87.

В двухкаскадных ТРД используется компрессор, в котором ступени разбиты на два каскада, каждый из которых имеет самостоятельный привод от своей турбины. Первая по ходу воздушного потока группа ступеней называется компрессором низкого давления, а вторая - компрессором высокого давления.

Одна из особенностей двухкаскадного компрессора состоит в возможности увеличения частоты вращения группы ступеней каскада высокого давления в расчетных условиях (по сравнению с каскадом низкого давления). При этом адиабатическая работа сжатия воздуха в каждой из ступеней второго каскада может быть соответственно увеличена.

 

 

2.9. Общее представление о характеристиках компрессоров

 

Определение формы и размеров проточной части, необходимого числа ступеней, а также формы и углов установки лопаток в процессе газодинамического расчета компрессора призводится для определенного режима его работы (скорости и высоты полета, частоты вращения), называемого расчетным. Соответствующие этому режиму значения степени повышения давления, расхода воздуха, частоты вращения и других показателей работы компрессора также называются расчетными.

В условиях эксплуатации и высота, и скорость полета, и частота вращения изменяются в широких пределах. При этом степень повышения давления, расход воздуха, окружные скорости, а следовательно, числа М и углы атаки на лопатках различных ступеней также изменяются и могут существенно отличаться от их расчетных значений. Это может явиться причиной значительного изменения потребляемой мощности и КПД компрессора, а в некоторых случаях - появления неустойчивости в его работе. Поэтому возникает необходимость в обеспечении устойчивости работы компрессора не только на расчетном, но и на других, нерасчетных режимах.

Зависимости, показывающие, как изменяются основные показатели работы компрессора - степень повышения давления и КПД при изменении частоты вращения, расхода воздуха и условий на входе, называются характеристикой компрессора.

Зависимость степени сжатия компрессора от расхода воздуха называется напорной кривой.

По мере повышения давления в компрессоре повышается плотность воздуха, а массовый расход воздуха во всех сечениях компрессора, естественно, должен быть постоянным. Следовательно, по мере повышения плотности необходимо уменьшать площадь проходного сечения.

Снижать осевую скорость, практически, нельзя.

Нецелесообразно беспредельно уменьшать высоту лопатки (проходную площадь компрессора), так как ступени с маленькими лопатками будут иметь недопустимо низкий КПД. Все это приводит к тому, что в авиационном компрессоре одновальной схемы нельзя получить степень повышения давления более 10-14.

По мере сжатия воздуха увеличивается его температура и местная скорость звука, то есть чем больше степень повышения давления, тем больше местная скорость звука.

Таким образом, если скорость воздуха во всех ступенях одинакова, то число Маха уменьшается. В этом и скрыты неиспользованные возможности компрессора одноватьной схемы.

Увеличение в ограниченных пределах окружной скорости в последующих ступенях компрессора хотя и повысит скорость воздуха, но из-за увеличения скорости звука число Маха останется на допустимом уровне. В конечном счете это позволит подвести большую работу к ступени и получить большую степень повышения давления.

В многокаскадных компрессорах частота вращения каждого последующего каскада больше предыдущего. Увеличение числа каскадов усложняет конструкцию компрессора и увеличивает его массу, поэтому в современных компрессорах число каскадов не превышает трех.

В условиях эксплуатации значения полного давления и температуры заторможенного потока воздуха на входе в компрессор могут сильно изменяться в зависимости от атмосферных условий, скорости и высоты полета, уровня потерь во входном устройстве и т.д. Эти изменения будут влиять на характеристики компрессора.

Установлено, что при изменении только давления воздуха на входе в компрессор в широких пределах давления во всех других его сечениях изменяются пропорционально давлению на входе, а температуры и числа М потока газа, обтекающего лопатки, остаются неизменными. В этом случае степень сжатия и КПД компрессора не изменяются, а расход воздуха изменяется пропорционально изменению давления, т.е. плотности воздуха на входе.

Изменение температуры воздуха на входе в компрессор приводит не только к изменению расхода воздуха, но также к изменению степени сжатия и КПД компрессора. Так, например, при уменьшении температуры воздуха на входе в компрессор массовый расход воздуха и степень повышения давления возрастают. Рост расхода воздуха при уменьшении температуры на входе в компрессор обусловлен увеличением плотности воздуха. Повышение степени сжатия компрессора является следствием того, что для сжатия более холодного воздуха при неизменном значении степени сжатия нужно было бы затрачивать меньшую работу (из-за меньшего значения его удельного объема). Но работа, затрачиваемая на вращение компрессора, при постоянной частоте вращения от внешних условий зависит слабо. Поэтому более холодный воздух может быть сжат до более высокого давления, что и влечет за собой возрастание степени сжатия при уменьшении температуры.

 

 

2.10. Применение теории подобия к течению газа в компрессоре

 

Из газовой динамики известно, что установившиеся течения газа являются подобными в том случае, если при обтекании геометрически подобных тел отношения скоростей, давлений и температур для любых сходственных точек в каждый момент времени являются одинаковыми.

В большинстве случаев с достаточной степенью точности подобие течений в компрессорах ГТД определяется только равенством чисел М.

Числа М, обеспечивающие подобие течений воздуха в компрессоре, носят название параметров подобия или критериев подобия режимов компрессора.

Вместо расхода воздуха и частоты вращения часто используют пропорциональные им величины, называемые приведенным расходом воздуха и приведенной частотой вращения.

Кроме того, на характеристиках компрессоров часто вместо истинного значения параметров приведенной частоты, приведенной окружной скорости, приведенного КПД и т.д. указывают относительные их значения, выраженные в долях или процентах расчетного.

 

 

2.11. Характеристики ступени компрессора

 

Из теории подобия делают вывод о том, что в каких бы условиях ни испытывался компрессор, при постоянстве чисел М всегда будут получаться одни и те же значения степени сжатия и КПД.

Изменение осевой скорости непосредственно сказывается на величине угла атаки на лопатках рабочего колеса и на величине закрутки воздуха в колесе, равной разности окружных составляющих относительных скоростей. Увеличение осевой скорости приводит к уменьшению угла атаки. Направление вектора окружной скорости за колесом при этом изменяется мало. В результате при увеличении осевой скорости закрутка воздуха в колесе уменьшается. Уменьшение осевой скорости, наоборот ведет к увеличению угла атаки и к увеличению закрутки воздуха в рабочем колесе.

Из-за превышения критических углов атаки в лопаточных венцах ступени возникает срыв потока, следствием которого могут явиться серьезные нарушения нормальной работы компрессора в эксплуатации.

Вследствие произвольных отклонений в геометрии отдельных лопаток и всегда имеющихся в реальных условиях асимметрии потока и крупномасштабной турбулентности срыв потока возникает не на всех лопатках одновременно. При этом напор, создаваемый попавшими в срыв лопатками, оказывается существенно меньшим, чем напор, создаваемый соседними элементами ступени, работающими еще без срыва.

Из-за этого различия возникает тенденция к возвратному течению воздуха, сжатого нормально работающей частью лопаток колеса, через области срыва навстречу основному потоку, и во многих случаях действительно возникает такое течение.

Возникшие срывные зоны, за редким исключением, не остаются связанными с одними и теми же лопатками колеса или аппарата, а перемещаются в окружно направлении. Это явление получило название вращающегося срыва.

Одной из причин перемещения (вращения) срывных зон является растекание воздушного потока по обе стороны занятых срывом межлопаточных каналов.

Направление вектора скорости набегающего на лопатки потока по обе стороны от зоны срыва изменяется таким образом, что на лопатках, расположенных на схеме справа от зоны срыва, углы атаки увеличиваются, что приводит к распространению срыва на эти лопатки. С противоположной стороны, наоборот, углы атаки уменьшаются, и срыв, если он имел место, прекращается. Таким образом, зона срыва будет перемещаться в сторону, противоположную вращению рабочего колеса (в относительном движении), а если решетка принадлежит направляющему аппарату - перемещению срыва по направлению вращения колеса (в абсолютном движении).

Срывная зона в осевой ступени охватывает обычно одновременно и колесо и частично направляющий аппарат. Поэтому срывная зона вращается в сторону вращения колеса, но с угловой скоростью, меньшей угловой скорости вращения колеса.

Число срывных зон может быть различным в зависимости от типа ступени и режима ее работы. Если число зон превышает единицу, то устойчивым их положением является в большинстве случаев такое, при котором они размещены равномерно по окружности и вращаются с одинаковой скоростью.

В зоне срыва часто наблюдаются обратные токи воздуха, направленные навстречу основному потоку. В результате сильного дросселирующего действия мощной зоны срыва и больших потерь в ней расход воздуха через ступень и создаваемый ею напор после возникновения срыва резко падают.

В первых ступенях с относительно длинными лопатками, условия обтекания элементов, расположенных на разных радиусах, существенно различны. Поэтому здесь срыв обычно не захватывает сразу всю лопатку, а занимает сначала небольшую часть ее. В большинстве случаев критические углы атаки достигаются прежде всего в переферийных сечениях лопаток, где и располагаются первоначально возникшие зоны срыва. При этом обычно возникает не одна, а несколько (до шести, а иногда и более) равномерно размещенных по окружности зон срыва, которые вращаются со скоростью, равной 50-70% скорости вращения колеса. В зонах срыва наблюдаются обратные токи воздуха. Наличие срыва проявляется здесь лишь в снижении напора и снижении КПД ступени.

 

 

2.12. Характеристики многоступенчатых компрессоров

 

Характеристики многоступенчатых компрессоров в общем аналогичны характеристикам их ступеней. Но в то же время они имеют ряд особенностей, определяемых условиями совместной работы ступеней в многоступенчатом компрессоре.

Площадь проточной части многоступенчатого компрессора уменьшается вдоль тракта от ступени к ступени в соответствии с ростом плотности воздуха. Однако в нерегулируемом компрессоре полное соответствие между площадями проходных сечений и изменением плотности воздуха по тракту может быть достигнуто только на одном (расчетном) режиме. На нерасчетных режимах это соответствие нарушается, что приводит к изменению распределения осевых скоростей воздуха по тракту и соответственно углов атаки на лопатках различных ступеней.

Условия совместной работы ступеней в нерегулируемом компрессоре определяются равенством расхода воздуха и частот вращения для всех его ступеней.

Всякое изменение степени повышения давления в компрессоре (или в какой-либо части его) неизбежно будет сопровождаться изменением коэффициентов расхода в различных ступенях.

Это при водит к тому, что достижение оптимальных значений коэффициентов расхода одновременно во всех ступенях компрессора возможно только на одном режиме его работы. В то же время значение степени повышения давления на оптимальном режиме работы ступени может быть получено только при одном значении приведенной окружной скорости. Таким образом, оптимальное значение коэффициентов расхода одновременно во всех ступенях можно иметь только при единственном для данного компрессора сочетании приведенной частоты вращения и степени повышения давления.

В процессе газодинамического расчета компрессора параметры каждой ступени обычно выбирают близкими к оптимальным, чтобы обеспечить на расчетном режиме высокие значения КПД каждой ступени и компрессора в целом. Поэтому в дальнейшем будем для определенности считать, что одновременное достижение оптимальных значений коэффициентов расхода воздуха, т.е. согласованная работа всех ступеней, имеет место как раз на расчетном режиме работы компрессора. В реальном компрессоре из-за случайных или преднамеренных отклонений от указанного условия строго согласованная работа всех ступеней может вообще не иметь места ни на одном режиме.

Малому изменению режима работы первой ступени соответствует более резкое изменение режима работы последних ступеней.

 

 

2.13. Срывные и неустойчивые режимы работы

многоступенчатых компрессоров

 

Рассмотрим особенности возникновения и развития срывных течений в нерегулируемом компрессоре при высоких значениях оборотов, близких к расчетным. В этом случае рассогласование ступеней невелико и на оптимальном режиме работы компрессора углы атаки на лопаточных венцах во всех ступенях также близки к расчетным. При уменьшении расхода воздуха наиболее резко будут увеличиваться углы атаки в последних ступенях компрессора и поэтому в рассматриваемом случае критические критические углы атаки будут достигнуты, прежде всего, в последних ступенях.

Однако вследствие малого рассогласования ступеней углы атаки в остальных ступенях также будут близки к критическим. Возникновение срыва в какой-либо из последних ступеней, имеющих малую длину лопаток обычно сопровождается образованием срывной зоны значительных размеров и резким падением напора.

Дросселирующий эффект, оказываемый срывной зоной на поток в соседних лопаточных венцах, и снижение расхода воздуха, вызываемое падением напора, в условиях малых запасов по срыву в остальных ступенях приводят к очень быстрому (за несколько сотых долей секунды) распространению срыва на весь компрессор.

В результате быстрого распространения срыва на все ступени степень сжатия и расход воздуха компрессора резко и самопроизвольно падают. Одновременно может наблюдаться выброс сжатого и нагретого воздуха на вход в компрессор. При этом в характеристике компрессора наблюдается гистерезис, и для вывод компрессора из срывного режима необходимо сделать сопротивление сети значительно меньшим, чем оно было в момент возникновения срыва.

Описанная картина наблюдается обычно в диапазоне приведенной частоты вращения равной 0,9...1,1. При значительном снижении приведенной частоты вращения до значений менее 0,7...0,8 рассогласовние ступеней становится существенным, причем на оптимальном режиме работы компрессора первые ступени работают с повышенными углами атаки, а последние - с сильно пониженными. Поэтому при уменьшении расхода воздуха, несмотря на более быстрое уменьшение коэффициентов расхода в последних ступенях, критические углы атаки могут быть достигнуты раньше в первой или одной из первых ступеней, причем это упреждение будет тем более значительным, чем меньше приведенная частота вращения. Однако в первых ступенях, имеющих относительно длинные лопатки, срывные зоны имеют первоначально небольшие размеры, и вызванные ими возмущения могут оказаться недостаточными для распространения срыва на другие ступени, имеющие углы атаки значительно меньше критических. Поэтому в этом случае возникшие срывные зоны первоначально захватывают обычно только одну или несколько первых ступеней, не нарушая устойчивой работы компрессора в целом. Лишь при дальнейшем уменьшении расхода воздуха срывные зоны постепенно увеличиваются в размерах и захватывают все большее число ступеней, пока увеличение углов атаки не приведет к срыву потока уже во всем компрессоре.

Таким образом, при малых значениях приведенной частоты вращения у компрессора с высокими лопатками в довольно широком диапазоне расходов воздуха может существовать вполне сформировавшийся вращающийся срыв в первых его ступенях при нормальной, устойчивой работе компрессора в целом. Необходимо, однако, иметь в виду, что наличие вращающегося срыва может стать источником возбуждения опасных вибраций лопаток. Поэтому, несмотря на отсутствие внешних признаков неустойчивости и удовлетворительные значения КПД и напора, длительная работа компрессора на таких режимах может оказаться недопустимой.

При промежуточных между двумя рассмотренными случаями значениях приведенной частоты вращения, когда критические углы атаки достигаются первоначально также в первых ступенях, но запасы по углам атаки в остальных ступенях при этом невелики, срыв потока, возникший в одной из первых ступеней, может быстро распространиться на весь компрессор. Этот процесс будет сопровождаться скачкообразным падением напора и расхода. Поэтому в некотором диапазоне значений приведенной частоты вращения, лежащих ниже расчетного, граница устойчивой работы может определяться возникновением срыва в первых его ступенях. Обычно этот диапазон сравнительно невелик и располагается в интервале 0,8...095 приведенной частоты вращения.

Явление неустойчивости работы компрессора в некоторых случаях может возникнуть и тогда, когда угол притекания набегающего на лопатку потока меньше расчетного. Это наблюдается при работе компрессора на так называемом режиме "запирания" компрессора (при отрицательных углах атаки, имеющих место при увеличенных, по сравнению с расчетными, расходах воздуха). Однако неустойчивость работы компрессора в этом случае проявляется гораздо реже и слабее, чем при положительных углах атаки. Это объясняется различием в величинах срывных зон. При положительных углах атаки вследствие отрыва потока от спинки и поджатия его к корытцу лопатки под действием инерционных сил зона срыва сильно развита и значительно превышает зону срыва при отрицательных углах атаки.

На характеристики устойчивости компрессора и на возникновение его помпажа большое влияние оказывает явление так называемого вращающегося срыва. Дело в том, что при уменьшении расхода воздуха, срыв потока не возникает одновременно на всех лопатках ступени компрессора. Вследствие отсутствия строгой симметрии потока по многим причинам (в том числе по причине различий в геометрии элементов проточной части компрессора и наличия возмущений потока на входе в него) срыв вначале появляется в нескольких или даже в одном месте по окружности ступени, охватывая в каждом из них по нескольку межлопаточных каналов. При этом зона из-за уменьшения пропускной способности межлопаточных каналов, в которых происходит срыв потока с лопаток, перемещается по окружности в том же направлении, что и само колесо, но с меньшей скоростью. Следовательно, место образования зоны срыва не присуще постоянно одним и тем же межлопаточным каналам.

Возникновение вращающегося срыва характеризуется появлением дополнительных пульсаций давления в компрессоре. При помпаже, как уже отмечалось, происходит периодическая низкочастотная пульсация, т.е. колебание давления и скорости потока воздуха по тракту компрессора. КПД компрессора при этом резко уменьшается. Это приводит к падению тяги и ухудшению экономичности двигателя в целом. Сопровождается помпаж характерными периодическими сильными хлопками, ростом температуры газов и резким падением частоты вращения ротора двигателя.

Более того, вызываемая помпажом компрессора пульсация потока воздуха может привести к срыву и затуханию пламени в камере сгорания и, следовательно, к выключению двигателя.

При помпаже вследствие пульсации потока воздуха возникает вибрация лопаток компрессора, которая передается всей его конструкции. При сильном помпаже возникшая вибрация компрессора передается всей конструкции двигателя, вызывая его тряску. Последняя может привести к разрушению не только компрессора и отдельных элементов двигателя, но и силовой установки. Поэтому помпаж компрессора двигателя в эксплуатации недопустим.

В определенных условиях может наблюдаться форма неустойчивой работы, характеризуемая термином "помпаж" отличающаяся возникновением сильных низкочастотных колебаний давления и расхода воздуха во всем газовоздушном тракте.

Эта частота зависит от объема (массы) воздуха, заключенного в компрессоре и элементах тракта двигателя. Обычно она составляет несколько герц и сравнительно слабо зависит от частоты вращения компрессора.

 

 

2.14. Рабочие режимы и запасы устойчивости компрессора

в системе ГТД

 

Значения степени сжатия и расхода воздуха, соответствующие какому-либо конкретному рабочему режиму, изображаются на характеристике компрессора рабочей точкой. Важное значение в теории ГТД имеют точки, соответствующие установившимся режимам работы двигателя, т.е. постоянным во времени значениям частоты вращения, подачи топлива и других параметров и факторов, которые могут влиять на работу элементов двигателя.

Для большинства схем авиационных ГТД каждому значению приведенной частоты вращения на установившихся режимах соответствует при заданных условиях регулирования двигателя только одна рабочая точка. Так, например, в ТРД с неизменными геометрическими формами всех его элементов нельзя изменить приведенный расход воздуха, не изменив при этом частоту вращения. Соединив такие рабочие точки, относящиеся к различным значениям частоты вращения, получим рабочую линию (линию рабочих режимов). Таким образом, рабочая линия представляет собой совокупность всех установившихся режимов работы компрессора в системе конкретного ГТД при заданных условиях его регулирования.

Форма и расположение рабочей линии в поле характеристики компрессора зависят от расчетных параметров компрессора, типа двигателя и закона его регулирования. На характеристике нерегулируемого компрессора (с высокой степенью повышения давления), работающего в системе одновального ТРД. Рабочая линия пересекает границу устойчивой работы компрессора в двух точках "н" и "в". Первая из них лежит в области значений приведенных оборотов, меньших расчетного, и поэтому соответствующее ее нарушение устойчивой работы компрессора называется "нижним срывом".

Неустойчивая работа компрессора, возникающая при увеличении приведенных оборотов называется "верхним срывом". У регулируемых компрессоров и у компрессоров с малыми расчетными значениями степени сжатия (менее 5...6) нижний срыв обычно отсутствует.

Нарушение устойчивой работы компрессора ГТД (часто называемое потерей газодинамической устойчивости двигателя) является одним из наиболее опасных отказов авиационной силовой установки. Поэтому в эксплуатации работа на режимах, где рабочая точка располагается вблизи границы устойчивости, т.е. где запас устойчивости мал, недопустима.

Следует подчеркнуть при этом, что изменение приведенных оборотов может происходить как за счет изменения действительной (физической) частоты вращения, так и за счет изменения температуры воздуха на входе в компрессор. Так, при работе двигателя с частотой вращения 100% в условиях взлета при температуре наружного воздуха минус 50 град. приведенная частота вращения составит 114%, а в условиях полета в стратосфере с числом М = 3 при t = -56,5 град. будем иметь приведенные обороты, равные 69%.

Для предотвращения неустойчивой работы двигателя при высоких приведенных оборотах необходимо, чтобы значение максимальных приведенных оборотов было выше, чем самое высокое значение фактических приведенных оборотов, которое может встречаться в эксплуатации. Если это условие не выполняется, то приходится вводить ограничение максимально допустимого значения приведенных оборотов либо с помощью автоматических устройств, либо в инструкции по эксплуатации двигателя.

Исключить в эксплуатации режимы, лежащие в области приведенных оборотов меньше оборотов "нижнего срыва", нельзя, так как они должны неизбежно использоваться в процессе запуска двигателя и вывода его на основные эксплуатационные режимы.

Поэтому в двигателях с высокими значениями степени сжатия компрессор выполняется регулируемым.

 

 

2.15. Влияние условий эксплуатации на характеристики компрессоров

 

2.15.1. Общие положения

 

Наиболее существенное влияние на характеристики компрессора могут оказать следующие отклонения от принятых условий:

- изменение влажности атмосферного воздуха;

- неравномерность поля параметров потока на входе в компрессор;

- нестационарность потока воздуха перед или за компрессором;

- искажение геометрических размеров и изменение состояния поверхности лопаток.

 

 

2.15.2. Влияние высоты полета

 

С подъемом на высоту уменьшается давление воздуха. При значения давления, меньших критического, падает КПД и степень повышения давления, в результате чего запас устойчивости компрессора на больших высотах полета может существенно сократиться.

 

 

2.15.3. Влияние влажности воздуха

 

При отрицательных температурах наружного воздуха даже при высокой относительной влажности влагосодержание составляет менее 0,005, т.е. менее 5 г паров на 1 кг воздуха, и его влияние не ощущается. Однако в условиях полета на малой высоте в жаркий день при большой относительной влажности влагосодержание может достигать значений 0,05...0,08, и влияние влажности на работу компрессора становится заметным.

Увеличение влажности воздуха ведет прежде всего, к увеличению скорости звука во влажном воздухе и, следовательно, к снижению чисел М, с которыми обтекаются лопатки компрессора при заданном значении частоты вращения.

 

 

2.15.4. Влияние неравномерности потока перед компрессором

 

При работе двигателя поле скоростей и давлений в потоке перед компрессором оказывается существенно неравномерным вследствие возмущений, вносимых криволинейными каналами воздухозаборника, нарастания пограничного слоя на его стенках, сложной системы скачков уплотнения (на сверхзвуковых скоростях полета) и т.д. Эта неравномерность усиливается при полете с большими углами атаки и скольжения.

Рассмотрим механизм радиальной неравномерности на работу компрессора.

Если неравномерность такова, что вызывает увеличение углов атаки лопаток, где имелся большой запас по срыву потока, и, наоборот, уменьшение в тех областях, где лопатки работали (в равномерном поле) почти с критическими углами атаки, то запас устойчивости ступени в целом возрастает. Однако в большинстве случаев на практике при возникновении радиальной неравномерности зона пониженных осевых скоростей располагается в переферийной части лопаток ступени, где и в равномерном поле скоростей раньше всего достигаются критические углы атаки.

Второй важной особенностью работы компрессора с таким полем скоростей является значительное уменьшение радиальной неравномерности при прохождении потока через осевую ступень. Уменьшение осевой скорости перед ступенью ведет к увеличению степени повышения давления, тем более резкому, чем круче протекает характеристика ступени. Поэтому в зонах с пониженными значениями значениями полного давления и абсолютной скорости ступень будет сообщать воздуху больше энергии и обеспечит большее повышение давления, чем в зонах с повышенными значениями абсолютной скорости. В результате неравномерности поля полных давлений воздуха за ступенью будет уже значительно меньше, чем перед ступенью. Поэтому радиальная неравномерность потока на входе в многоступенчатый компрессор оказывает существенное влияние только на работу первых его ступеней, а к 3-й или 4-й ступени уже почти полностью сглаживается.

Механизм воздействия окружной или смешанной неравномерности на работу ступени и компрессора более сложен, так как в этих случаях нарушается осевая симметрия потока, а обтекание лопаток рабочих колес приобретает существенно нестационарный характер из-за периодического попадания их в зоны повышенных и пониженных абсолютных скоростей.

Рабочие лопатки периодически попадают в зону пониженных осевых скоростей, т.е. периодически обтекаются с повышенными углами атаки.

В некоторых случаях (например, при отклонении струи газов, выходящих из сопла, в устройствах для реверса тяги, при отражении ее от поверхности земли у самолетов вертикального взлета и посадки, при неблагоприятном ветре на режиме висения вертолета и т.п.) возможно возникновение неравномерности поля температур на входе в компрессор вследствие попадания горячих газов (или подогретых ими воздушных струй) в воздухозаборник.

Попадание горячих газов или подогретых струй воздуха на вход в компрессоре приводит не только к снижению степени сжатия компрессора, но и к резкому снижению запаса устойчивости.

 

 

2.15.5. Влияние нестационарности потока

 

Течение воздуха в компрессоре из-за относительного перемещения рабочих и неподвижных лопаток всегда является нестационарным. В дополнение к этой нестационарности, характеризуемой частотами колебаний порядка нескольких тысяч герц, в условиях эксплуатации может возникнуть нестационарность со значительно меньшими частотами, вызванная, например, периодическими колебаниями давления на входе при нарушении устойчивости течения в воздухозаборнике, нестацинарностью процесса в камере сгорания, а также носящими случайный характер пульсациями потока и крупномасштабной турбулентностью, возникающими при срывах потока в каналах воздухозаборника, при повышенной турбулентности атмосферы и т.п.

 

 

2.15.7. Влияние искажения размеров, формы

и состояния поверхности лопаток

 

Обрыв лопаток обычно приводит к таким разрушениям элементов проточной части, в результате которых (если двигатель продолжает работать) степень сжатия и КПД компрессора резко падают, а запас утойчивости существенно снижается; во многих случаях это приводит к нарущению устойчивости работы компрессора. Незначительные повреждения (забоины) приводят к менее резкому ухудшению параметров компрессора, но при большом их количестве также могут служить причиной заметного снижения КПД и запаса устойчивости. К такому же результату приводит увеличение радиальных зазоров или сильная коррозия лопаток.

При длительной эксплуатации, особенно на пыльных аэродромах, происходит абразивный износ уплотнений и профилей лопаток, прежде всего на периферийных участках. Увеличение радиального зазора вследствие абразивного износа уплотнений приводит к усилению перетекания воздуха через зазор с вогнутой стороны лопатки на выпуклую. Вследствие этого увеличиваются гидравлические потери и снижаются коэффициент полезного действия и степень повышения давления компрессора.

Влиянию абразивного износа лопаток особенно подвержены компрессоры вертолетных двигателей. Это происходит потому, что вертолеты в большинстве случаев базируются на грунтовых площадках, не имеющих твердого покрытия, и длительное время работают вблизи земли.

При прохождении через двигатель 100 кг пыли степень сжатия компрессора уменьшается на 8% и КПД - примерно на 3%.

 

 

2.16. Регулирование компрессоров ГТД

 

2.16.1. Методы регулирования компрессоров

 

Для уменьшения рассогласования ступеней многоступенчатого компрессора на нерасчетных режимах и улучшения работы его в различных условиях эксплуатации в авиационных ГТД широко применяются различные способы регулирования компрессоров, целью которых могут быть:

- повышение запасов устойчивости компрессора для обеспечения устойчивой работы его во всех условиях эксплуатации;

- снижение уровня вибронапряжений в лопатках, возникающих на повышенных углах атаки;

- повышение КПД компрессора на нерасчетных режимах;

- изменение соотношения между приведенной частотой вращения и степенью сжатия на рабочих режимах для улучшения тех или иных характеристик двигателя.

Основными способами регулирования компрессоров являются:

- перепуск воздуха из проточной части компрессора в атмосферу, в наружный контур двигателя или в какое-либо другое пространство с пониженным давлением;

- поворот направляющих или рабочих лопаток;

- изменение соотношения между частотами вращения различных ступеней (применение двух- и многокаскадных компрессоров).

 

 

2.16.2. Перепуск воздуха

 

Перепуск воздуха является одним из наиболее простых способов регулирования компрессора. Устойчивая работа компрессора обеспечивается только при приведенных оборотах больших, чем обороты нижнего срыва. При меньших значениях приведенных оборотов расход воздуха (газа) через расположенную за компрессором турбину на установившихся режимах оказывается меньшим, чем на границе устойчивой работы компрессора. Следовательно, устойчивую работу двигателя в этой области можно обеспечить, перепустив часть воздуха из проточной части компрессора мимо турбины через специальный клапан (клапан перепуска), управляемый системой автоматического регулирования двигателя. Клапан перепуска часто выполняют в виде стальной ленты, закрывающей окна в корпусе компрессора (окна перепуска).

Более целесообразным является устройство перепуска в средней части компрессора. В этом случае открытие клапанов перепуска при пониженных значениях приведенной частоты вращения приводит к увеличению расхода воздуха только через первые ступени, т.е. как раз через ступени, работающие с повышенными углами атаки. В результате осевые скорости воздуха в этих ступенях увеличиваются, а углы атаки уменьшаются, приближаясь к расчетным, что не только обеспечивает работу этих ступеней (и вместе с тем всего компрессора) без срыва, но и приводит к возрастанию их КПД, а также благоприятно сказывается на уровне вибронапряжений в лопатках.

В то же время затрата дополнительной работы на сжатие воздуха, выпускаемого через систему перепуска, приводит обычно к необходимости увеличения подачи топлива для поддержания неизменной частоты вращения ротора ГТД и соответственно к увеличению температуры газов перед турбиной, что влечет за собой уменьшение объемного расхода воздуха через последние ступени компрессора. В результате осевые скорости воздуха в этих ступенях уменьшаются, а углы атаки увеличиваются, также приближаясь к расчетным, что приводит к увеличению напора и КПД последних ступеней. Таким образом, открытие клапанов перепуска при пониженных значениях приведенной частоты вращения приводит к увеличению запаса устойчивости компрессора, увеличению степени сжатия и повышению КПД как первых, так и последних его ступеней.

 

 

2.16.3. Поворот лопаток компрессора

 

Изменение в желаемом направлении углов атаки в различных ступенях компрессора может быть достигнуто соответствующим изменением углов установки (т.е. поворотом) лопаток ротора или статора при изменении режима работы двигателя.

Поворот лопаток статора применяется широко, причем число и расположение регулируемых лопаточных венцов выбирается в зависимости от типа компрессора, общего числа ступеней. В некоторых двигателях применяется одновременное регулирование положения направляющих аппаратов в группе первых и в группе последних ступеней.

 

 

2.16.4. Применение двух- и многокаскадных компрессоров

 

Каскадом компрессора называется группа ступеней, установленных на одном валу и приводимых отдельной турбиной. Идея разделения компрессора на стоящие друг за другом каскады сводится к следующему: компрессор с высоким расчетным значением степени сжатия разделяется на группы ступеней со значительно меньшей величиной степени сжатия и соответственно с меньшим возможным рассогласованием ступеней в пределах каждой из них; при этом рассогласование ступеней, находящихся в разных каскадах может быть уменьшено за счет естественного или принудительного изменения соотношения частот вращения каскадов при изменении общей степени повышения давления. чем больше число каскадов, тем большим может быть и достигаемый эффект.

Примером использования этой идеи может служить двухвальный ТРД. В этом двигателе первая группа ступеней образует так называемый компрессор (каскад) низкого давления (КНД), а вторая группа - компрессор (каскад) высокого давления (КВД).

Оба компрессора расположены на соосных валах и приводятся во вращение каждый от своей турбины, причем обе турбины также расположены друг за другом. На расчетном режиме параметры этих турбин подбираются таким образом, чтобы каждый из каскадов компрессора вращался с заданной частотой, при которой все ступени компрессора работают согласованно. Частота вращения КНД и частота вращения КВД может быть одинаковой или более высокой в КВД.

Рассмотрим, как будет вести себя такая конструкция при уменьшении приведенной частоты вращения каскадов. В компрессоре, не разделенном на каскады, углы атаки в первых ступенях при этом растут, что приводит к возрастанию аэродинамических нагрузок на лопатки. В последних ступенях, наоборот, углы атаки уменьшаются. Иными словами, распределение работы вращения между ступенями изменяется в сторону увеличения доли работы, приходящейся на первые ступени. В одновальном компрессоре это перераспределение происходит за счет изменения усилий в элементах, передающих крутящий момент от турбины к венцам лопаток различных ступеней. Но в рассматриваемой схеме КНД и КВД имеют только газодинамическую связь друг с другом, причем при неизменной общей степени расширения газа в двух стоящих друг за другом турбинах распределение работы расширения газа между ними остается практически неизменным. Следовательно, неизменным должно быть и распределение работы вращения между КНД и КВД. Это означает, что турбины не смогут приводить оба каскада с прежним соотношением частот вращения: у компрессора низкого давления она упадет, а у компрессора высокого давления возрастет по сравнению с частотой вращения нерегулируемого (не разделенного на каскады) компрессора в аналогичных условиях. В результате так называемое "скольжение" роторов (отношение оборотов КВД к оборотам КНД) при снижении приведенной частоты вращения увеличится. Расход воздуха при этом по сравнению с нерегулируемым компрессором изменится мало, так как снижение частоты вращения КНД и увеличение ее у КВД воздействует на расход взаимно противоположным образом.

Но снижение оборотов КНД при неизменном расходе воздуха означает уменьшение углов атаки в ступенях КНД, а увеличение оборотов КВД - соответствующее увеличение углов атаки в последних ступенях двухкаскадного компрессора.

Таким образом, в рассматриваемом ТРД с двухкаскадным компрессором наблюдается эффект саморегулирования компрессора, в результате которого рассогласование его ступеней существенно уменьшается, что приводит к значительному возрастанию его КПД и запаса устойчивости (по сравнению с нерегулируемым компрессором) и в ряде случаев позволяет обойтись без других средств регулирования.

 

 

2.17. Ограничения по устойчивой работе компрессора

 

Необходимость их введения диктуется тем, что запас устойчивости компрессора может при некоторых условиях снижаться до недопустимо малых значений.

1. Одной из причин наступления опасных с точки зрения срыва и помпажа режимов работы компрессора является значительное изменение в условиях полета приведенной частоты вращения, связанное с изменением температуры воздуха. Изменение приведенной частоты вращения может быть достаточным для того, чтобы возникла неустойчивая работа компрессора.

2. На характеристики газодинамической устойчивости компрессора отрицательное влияние оказывает уровень неравномерности и нестационарности потока на входе в двигатель. В самолетной компановке этот уровень определяется конструкцией и условиями работы входного устройства. С ростом числа М полета, углов атаки и скольжения самолета неравномерность потока перед двигателем (особенно при коротких входных каналах) возрастают и могут достигать такого уровня, при котором даже на установившихся режимах работы двигателя запас газодинамической устойчивости компрессора оказывается меньше минимально допустимых значений. Это заставляет вводить ограничения по максимальным перегрузкам самолета (т.е. углам атаки и скольжения) в области больших чисел М полета, а в отдельных случаях ограничивать и максимальную высоту полета самолета значениями, меньшими статического потолка (где углы атаки достигают особенно больших значений).

3. К числу ограничений по устойчивой работе компрессора на некоторых двигателях относится запрещение вывода ТРД на максимальный режим без прогрева. Снижение запаса устойчивости при максимальной частоте вращения двигателя в этом случае объясняется увеличением радиальных зазоров на последних ступенях компрессора (тонкий корпус компрессора нагревается быстрее, чем ротор), а также тем, что поток воздуха, интенсивно отдавая тепло элементам конструкции, сам охлаждается. Снижение температуры воздуха на выходе из компрессора приводит к увеличению плотности и снижению скорости воздуха на последних ступенях. По указанным причинам возможно появление "верхнего срыва" при приведенной частоте вращения менее максимальной, тогда как у прогретого двигателя при этом обеспечивается достаточный запас устойчивости.

 

 

3. Камера сгорания

 

3.1. Требования к камерам сгорания и их основные параметры

 

Камера сгорания - один из важнейших элементов ГТД, от совершенства которого в значительной мере зависят надежность двигателя и его экономичность.

Основное назначение камеры сгорания - преобразование химической энергии топлива в тепловую, в результате чего температура воздуха в камере сгорания возрастает от величины температуры воздуха за компрессором до температуры газов перед турбиной. Условно рабочий процесс в камере сгорания можно разделить на несколько элементарных процессов, основными из которых являются: смесеобразование, поджигание и горение топливо-воздушной смеси, стабилизации пламени, смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом, охлаждение воздухом горячих стенок жаровой трубы.

В современных авиационных ГТД, как правило, используются камеры сгорания кольцевой схемы, однако на отдельных перспективных двигателях применяется схема трубчато-кольцевой камеры сгорания.

Многие двигатели имеют две камеры: основную (перед турбиной) и форсажную (перед соплом), включаемую для увеличения тяги.

К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования, степень выполнения которых оценивается соответствующими параметрами.

В ы с о к а я   п о л н о т а   с г о р а н и я   т о п л и в а.   Потери топлива в процессе горения связаны, в основном с неполным сгоранием. Кроме того, некоторое количество тепла уходит через стенки камеры сгорания. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом выделения тепла, представляющем из себя отношение количества тепла, идущего на увеличение теплосодержания газового потока в реальном процессе к количеству тепла, которое могло бы пойти на увеличение теплосодержания газового потока при условии полного сгорания в теплоизолированной камере равна Q / Qo.

На расчетном режиме работы основных камер сгорания этот коэффициент достигает значений 0,97-0,98, а для форсажных камер - 0,9-95. При отклонении от расчетного режима коэффициент полноты сгорания уменьшается, что приводит к росту расхода топлива и ухудшению экономичности двигателя.

У с т о й ч и в ы й   п р о ц е с с   г о р е н и я   в широком диапазоне режимов работы и условий полета. Даже кратковременное нарушение нормального процесса горения ("срыв" пламени) приводит к самовыключению двигателя или его форсажной камеры. Недопустимым является также наличие сильных колебаний давления в камерах сгорания, которые могут быть вызваны нарушением нормального процесса подачи и распыления топлива в камере или возникновением так называемого вибрационного горения.

М и н и м а л ь н ы й   о б ъ е м   к а м е р ы.   Продольные и поперечные размеры камер сгорания существенно влияют на габаритные размеры и массу двигателя.

М а л ы е   п о т е р и   п о л н о г о   д а в л е н и я.   Снижение полного давления проходящего через камеру сгорания потока из-за наличия гидравлических потерь и "теплового" сопротивления отрицательно сказывается как на тяге, так и на экономичности двигателя и оценивается коэффициентом потерь полного давления.

Обычно для авиационных ГТД значения коэффициента сохранения полного давления лежат в пределах 0,92-0,96.

О б е с п е ч е н и е   с т а б и л ь н о г о   п о л я   т е м п е р а т у р   на выходе из камеры при заданной эпюре распределения температуры по радиусу. Нестабильность и окружная неравномерность температурного поля отрицательно сказывается на тепловом режиме сопловых и рабочих лопаток турбины и, следовательно, на их надежности и ресурсе. Радиальная неравномерность поля температур вводится преднамеренно с целью снижения рабочих температур наиболее нагруженных сечений лопаток.

Н и з к и й   у р о в е н ь   с о д е р ж а н и я   т в е р д ы х   ч а с т и ц    (с а ж и)   и   т о к с и ч н ы х   в е щ е с т в   в продуктах сгорания.

"Дымление" двигателей приводит к загрязнению атмосферы, к нарушению нормального теплового режима деталей газового тракта (при отложении сажи на их поверхности) и т.д.

Н а д е ж н ы й   з а п у с к   ("розжиг") на земле и в воздухе. Важность этого требования очевидна. Основные камеры сгорания ТРД должны обеспечивать надежное воспламенение топлива в них на высотах по крайней мере до 6-10 км, а форсажные камеры - до высот, близких к потолку полета самолета.

Кроме того, к камерам сгорания предъявляются общие для всех элементов двигателя требования высокой надежности, большого ресурса, малой массы, простоты изготовления, эксплуатационной и ремонтной технологичности (т.е. простоты контроля, малого объема регламентных работ и т.д.).

 

 

3.2. Основные понятия о процессе горения топлива

 

Количество действительно подведенного к топливу воздуха в двигателе, как правило, отличается от теоретически необходимого. Их соотношение характеризуется коэффициентом избытка воздуха.

Если действительное количество воздуха меньше необходимого, такая смесь называется богатой (топливом), если наоборот - бедной.

При составе смеси, близком оптимальному (коэффициент избытка воздуха равен 1), температура горения достигает максимального значения. Обогащение смеси приводит к снижению температуры продуктов сгорания за счет затраты тепла на нагрев и испарение лишнего топлива (не участвующего в процессе горения), а обеднение - за счет затраты тепла на нагрев лишнего воздуха.

В общем случае смесь топлива с воздухом может быть гомогенной (когда топливо полностью испарилось) или гетерогенной, когда в ней присутствуют неиспарившиеся капли топлива. Кроме того смесь может быть однородной, когда значение коэффициента избытка воздуха во всех точках занятого ею объема одинаково, и неоднородной, если он меняется от точки к точке.

Горение топливовоздушной смеси в двигателе представляет собой сложный физико-химический процесс, который можно условно рассматpивать состоящим из последовательно протекающих процессов распыления топлива, его испарения, смешения паров топлива с воздухом, воспламенения образовавшейся горючей смеси и собственно химической реакции окисления (горения). В действительности указанные процессы протекают не строго последовательно, а в значительной степени одновременно, оказывая существенное влияние друг на друга. Тем не менее такое разделение позволяет лучше уяснить сущность сложного процесса горения и проанализировать достаточно полно влияние на него различных внешних факторов.

Кроме того, основанием для такого разделения служит тот факт, что воспламенение и сгорание топлива в ГТД происходят исключительно в газовой фазе, т.е. только после испарения и смешения его паров с воздухом. Рассмотрим подробнее некоторые из этих процессов.

Р а с п ы л и в а н и е   представляет собой процесс дробления жидкого топлива на мелкие капли. При уменьшении среднего диаметра капель общая их поверхность увеличивается, что ускоряет прогрев и испарение жидкости и облегчает последующий процесс смешения. В ГТД распыливание происходит в процессе впрыска топлива под давлением через форсунки. Вытекающая из форсунки струя топлива распадается на капли под воздействием внешних сил сопротивления среды, в которую производится впрыск, и внутренних сил, обусловленным турбулентным движением, возникающим в самой струе при ее течении. Интенсивность действия внешних (аэродинамических) сил зависит от скорости истечения, которая определяется прежде всего перепадом давлений на форсунках, и от плотности той среды, в которую производится впрыск топлива. При увеличении скорости истечения (перепада давления на форсунке) и повышении плотности среды распыл улучшается. Внутренние силы также зависят от скорости истечения из форсунки и, кроме того, от диаметра струи, формы и состояния поверхности каналов ее сопла. Они могут быть усилены искусственно путем закрутки топлива в распылителе, а в некоторых случаях - столкновением отдельных струй.

В ГТД применяются как струйные, так и центробежные форсунки. Струйные форсунки создают довольно узкий факел распыла - угол конуса струи составляет обычно 15-20 град. Они находят применение главным образом в форсажных камерах сгорания. Центробежные форсунки широко применяются в камерах сгорания ГТД, так как позволяют получить хороший распыл при сравнительно невысоких давлениях впрыска.

Угол конуса струи в центробежных форсунках составляет обычно 90-120 град. Значения угла конуса струи и длины факела распыла зависят от размеров и формы каналов и сопла форсунки и (в меньшей мере) от давления топлива. Засорение форсунки может существенно повлиять на эти параметры и соответственно на качество процесса смесеобразования, так как они определяют характер распределения капель топлива в потоке воздуха.

И с п а р е н и е   распыленного топлива сопровождается поглощением тепла. Скорость испарения распыленного топлива определяется интенсивностью подвода тепла от воздуха к каплям и скоростью отвода от них образовавшегося пара, т.е. в конечном счете температурой воздуха, скоростью его движения относительно капли, размером капель и давлением насыщенных паров топлива.

С м е ш е н и е   паров топлива с воздухом происходит путем диффузии и в значительной мере вследствие турбулентного перемешивания макрочастиц потока. Скорость протекания процесса смешения и степень однородности смеси в конечном счете определяются первоначальным распределением капель топлива в воздушном потоке и интенсивностью вихревых течений воздуха.

В о с п л а м е н е н и е   горючей смеси при запуске двигателя происходит от постороннего источника пламени (электрической свечи, вспомогательного факела пламени и т.д.). В последующем свежая смесь воспламеняется от факела пламени, непрерывно существующего в камерах сгорания.

Опыт показывает, что образование начального очага пламени не всегда ведет к воспламенению всей смеси. При слишком богатой и слишком бедной смеси тепловыделение оказывается недостаточным для нагревания соседних слоев до температуры воспламенения. В результате пламя, возникшее у источника зажигания, гаснет. Предельные значения коэффициента избытка воздуха, при которых пламя от источника зажигания еще может распространяться по объему смеси, называют пределами воспламеняемости смеси.

Пределы воспламеняемости однородных гомогенных смесей авиационных топлив с воздухом составляют 0,5...1,7.

Х и м и ч е с к а я   р е а к ц и я   г о р е н и я,   сопровождающаяся выделением большого количества тепла и образованием видимого пламени, протекает со скоростью, зависящей, главным образом, от состава смеси и ее температуры. С увеличением температуры скорость реакции резко возрастает. Повышение давления также ведет к росту скорости реакции.

Важное значение для правильного понимания особенностей рабочего процесса камер сгорания имеет знание законов распространения пламени в горючих смесях.

Рассмотрим вначале особенности распространения пламени в гомогенной однородной смеси. Пусть заранее подготовленная газообразная горючая смесь находится в длинной стеклянной трубке и поджигается у одного из ее концов. Около воспламенителя образуется очаг пламени, которое затем начинает распространяться по смеси. Наблюдения показывают, что вдоль трубки распространяется узкая светящаяся зона, называемая фронтом пламени. Перемещение пламени по смеси происходит от слоя к слою путем их последовательного поджигания, вызванного совместным влиянием нагрева вследствие теплопроводности и излучения и процесса диффузии активных центров из фронта пламени. Химическая реакция и предшествующий ей разогрев свежей смеси происходят в весьма тонком слое смеси. Поэтому фронт пламени практически представляет собой поверхность, которая отделяет несгоревшую смесь от продуктов сгорания и распространяется в пространстве по нормали к каждому элементу этой поверхности.

Скорость распространения фронта пламени относительно нетурбулизированной свежей смеси называется нормальной скоростью горения. Она зависит в основном от рода топлива, состава и начальной температуры смеси.

Максимальная скорость распространения пламени достигается для большинства топлив при значениях коэффициента избытка воздуха, близких к 0,85-0,95, а при его увеличении или уменьшении падает. Предельные значения коэффициента избытка воздуха, при которых пламя может распространяться, близки к пределам воспламенения (0,5...1,7).

Если горючая смесь движется, то до тех пор пока ее течение имеет ламинарный характер, скорость распространения пламени относительно смеси остается практически равной нормальной скорости горения. В турбулентном потоке картина существенно меняется. Турбулентность, с одной стороны, ускоряет процесс передачи тепла и диффузию активных центров от пламени к свежей смеси, а с другой, искривляя фронт пламени, резко увеличивает его поверхность, повышая тем самым объем смеси, вовлекаемый в процесс горения в единицу времени. При большой степени турбулентности фронт пламени разрывается и от него отделяются небольшие объёмы, которые, проникая в свежую смесь, воспламеняют ее, еще больше ускоряя процесс. Горение идет уже в некотором объеме, называемом зоной горения.

Скорость распространения пламени в турбулентном потоке зависит не столько от физико-химических свойств смеси, сколько от степени турбулентности. Степень турбулентности потока в камерах сгорания двигателей такова, что скорость турбулентного распространения пламени в них во много раз больше нормальной скорости горения.

В камерах сгорания ГТД топливовоздушная смесь образуется непосредственно вблизи зоны горения. В зависимости от расстояния между форсункой и зоной горения, среднего размера капель (тонкости распыливания), сорта топлива, температуры, давления и скорости потока доля топлива, успевшего испариться до поступления смеси в зону горения, может быть различной. В общем случае в зону горения поступает неоднородная топливовоздушная смесь с частично не успевшими испариться каплями топлива, т.е. гетерогенная смесь.

 

 

3.3. Схемы основных камер сгорания и организация

процесса горения в них

 

Основные камеры сгорания авиационных ГТД могут иметь разнообразные формы проточной части и конструктивное выполнение. Они могут быть прямоточными и противоточными, осевыми и радиальными и т.д. Наибольшее распространение имеют камеры сгорания трех основных типов: трубчатые, трубчато-кольцевые и кольцевые.

Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха). На двигатель обычно устанавливается несколько таких камер. В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, охватывающего вал двигателя.

Расположение и тип форсунок, используемых для подачи топлива в камеры сгорания, также могут быть различными. Однако, несмотря на большое разнообразие схем и конструктивных форм основных камер сгорания, процесс горения в них организуется на основе одних и тех же принципов.

Одной из важнейших особенностей основных камер сгорания ГТД является протекание процесса горения при наличии больших коэффициентов избытка воздуха. При реализуемых в настоящее время температурах перед турбиной порядка 1200...1600 град. значение коэффициента избытка воздуха (среднее для всей камеры) должно составлять 2-3 и более. При таких значениях коэффициента избытка воздуха однородная гомогенная смесь не воспламеняется и не горит. При резком уменьшении подачи топлива в двигатель, которое может иметь место в условиях эксплуатации, коэффициент избытка воздуха может достигать существенно больших значений (до 20-30 и более).

Вторая важная особенность камер сгорания состоит в том, что скорость потока воздуха или топливовоздушной смеси в них (выбираемая с учетом требований к габаритным размерам двигателя) существенно превышает скорость распространения пламени, и поэтому, если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком за пределы камеры.

Поэтому организация процесса горения топлива в основных камерах ГТД основывается на следующих двух принципах, позволяющих обеспечить устойчивое горение топлива при больших коэффициентах избытка воздуха и высоких скоростях движения воздушного потока:

а) разделение всего потока воздуха на две части, из которых только одна часть (обычно меньшая) подается непосредственно в зону горения (где за счет этого создается необходимый для устойчивого горения состав смеси), а другая часть направляется в обход зоны горения (охлаждая снаружи жаровую трубу) и лишь перед турбиной смешивается с продуктами сгорания, понижая в нужной мере их температуру;

б) стабилизация пламени путем создания зоны обратных токов, заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджигающими свежую горячую смесь.

Конкретные формы реализации этих двух принципов могут быть различными.

Трубчато-кольцевая камера сгорания с лопаточным завихрителем состоит из жаровой трубы и кожуха. В передней части жаровой трубы, которую называют фронтовым устройством, размещается форсунка для подачи топлива и завихритель.

Скорость воздуха на выходе из компрессора составляет обычно не менее 110-160 м/с, а для эффективного сгорания топливовоздушной смеси она не должна превышать 30-70 м/с. Для уменьшения скорости воздуха в камере на входе в нее (за компрессором) выполняется диффузор.

Воздух, поступающий в зону горения, в свою очередь также делится на две части. Так называемый первичный воздух поступает непосредственно к месту расположения топливной форсунки и используется для формирования зоны обратных токов необходимой конфигурации и для интенсификации процессов горения и смешения.

Вторичный воздух, необходимый для завершения процесса горения, обычно подается в зону горения через передние ряды отверстий в боковых стенках жаровой трубы.

Среднее значение коэффициента избытка воздуха в зоне горения, определенное по сумме первичного и вторичного воздуха, на расчетном режиме работы камеры составляет обычно 1,7, что обеспечивает достижение высокой полноты сгорания.

Температура продуктов сгорания достигает здесь 1800-1900 град.

Воздух, поступающий в жаровую трубу через задние ряды отверстий или щелей, называется третичным или смесительным. Часть жаровой трубы, в которой этот воздух смешивается с продуктами сгорания, поступающими из зоны горения, называется зоной смешения.

Важно подчеркнуть, что если некоторая часть топлива не успеет сгореть до попадания в зону смешения, то дальнейшее ее догарание практически уже не произойдет, так как температура газа (и, следовательно, скорость горения) в этой части камеры резко падает, а коэффициент избытка воздуха возрастает до значений, превышающих концентрационный предел горения (1,7).

Число, расположение и форма отверстий для подвода третичного воздуха подбираются таким образом, чтобы обеспечить желаемое поле температур перед турбиной. Часть вторичного и третичного воздуха подается через небольшие щели непосредственно на внутреннюю поверхность жаровой трубы для ее дополнительного охлаждения.

Соотношение между количеством первичного, вторичного и третичного воздуха зависит от конкретной схемы организации процесса горения и расчетного значения температуры газов перед турбиной. С увеличением этой температуры относительное количество третичного воздуха, очевидно, должно уменьшаться, поскольку значение среднего коэффициента избытка воздуха на выходе из камеры приближается к среднему значению коэффициента избытка воздуха в зоне горения.

Подвод первичного и вторичного воздуха в жаровую трубу должен быть организован так, чтобы в зоне горения создавалась нужная газодинамическая структура потока.

Эта структура должна обеспечить хорошее смешение топлива с воздухом, создание нужных полей концентраций топлива и наличие мощных обратных токов, обеспечивающих надежное воспламенение свежей смеси на всех режимах работы камеры.

Структура потока в передней части жаровой трубы камеры сгорания с лопаточным завихрителем характеризуется следующим. Воздух, поступающий сюда через завихритель, движется далее вдоль поверхности жаровой трубы в виде конической вихревой струи. Эффект свободного вихревого движения воздуха, усиленный эжектирующим действием струи, приводит к понижению давления на оси камеры за завихрителем, вследствие чего в эту область устремляется газ из расположенных дальше от фронтового устройства участков жаровой трубы. В результате здесь возникает зона обратных токов. Между зоной обратных токов и внешним по отношению к ней потоком в результате турбулентного смешения происходит интенсивный массообмен.

Распыленное форсункой топливо попадает в зону обратных токов и выносится встречным потоком в область, примыкающую к ее границе, где и образуется гетерогенная горючая смесь. При запуске двигателя эта смесь поджигается огненной струей, создаваемой пусковым воспламенителем. Но в последующем горячие продукты сгорания вовлекаются в зону обратных токов и обеспечивают непрерывное поджигание свежей смеси. Таким образом, воспламенение горючей смеси в камере сгорания происходит вблизи внешней границы зоны обратных токов, а последующее ее выгорание идет от внутренних слоев смеси к внешним.

Роль зоны обратных токов очень велика. Циркулирующие в ней горючие газы не только поджигают свежую смесь, но и являются источником тепла, необходимого для быстрого испарения топлива, а сильная турбулизация потока и малые осевые скорости газа вблизи ее границы создают благоприятные условия для обеспечения надежного воспламенения горючей смеси.

Следует отметить некоторые особенности процесса воспламенения топлива в камерах сгорания ГТД при запуске двигателя. Один из вариантов устройства пусковых воспламенителей представляет собой миниатюрную (50-100 кубм) камеру сгорания, в которую через форсунку подается топливо, а воздух поступает из пространства между жаровой трубой и корпусом камеры сгорания. При запуске образовавшаяся здесь богатая смесь воспламеняется с помощью электрической свечи. Воспламенитель располагается на камере сгорания так, что образовавшийся факел пламени направляется на границу зоны обратных токов и поджигает имеющуюся там свежую смесь. Для надежности запуска на двигателе устанавливается несколько воспламенителей (пусковых блоков).

Понижение давления и температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, резко сужает пределы воспламенения топлива по составу смеси. Поэтому для обеспечения надежного запуска двигателя на больших высотах требуется значительно более точная, чем на земле, дозировка подачи топлива при запуске как в пусковые воспламенители, так и в основную камеру сгорания.

 

 

3.4. Эксплуатационные характеристики камер сгорания

 

В реальных условиях эксплуатации основные и форсажные камеры сгорания авиационных ГТД работают в широком диапазоне значений коэффициентов избытка воздуха и других параметров, существенно влияющих на процесс горения топлива.

Зависимости, показывающие, как изменяется коэффициент полноты сгорания при изменении коэффициента избытка воздуха, а также давления, температуры и скорости потока на входе в камеру сгорания, называются характеристиками камеры сгорания (по полноте сгорания). Зависимости пределов устойчивого горения от параметров потока на входе в камеру сгорания называются срывными характеристиками камеры.

Для камеры сгорания, рассчитанной на умеренное значение температуры газов перед турбиной (1100...1200 град.), максимальное значение коэффициента полноты сгорания достигается при значениях коэффициента избытка воздуха равных 5, а при больших и меньших значениях коэффициент полноты сгорания заметно снижается.

Уменьшение полноты сгорания при пониженных значениях коэффициента избытка воздуха объясняется следующими причинами. В зоне горения коэффициент избытка воздуха значительно ниже, чем в среднем для всей камеры. Поэтому при снижении коэффициента избытка воздуха происходит переобогащение зоны горения, в результате которого из-за недостатка кислорода топливо сгорает в ней не полностью и пары его частично выносятся в зону смешения, где из-за резкого снижения температуры горение прекращается. При чрезмерном переобогащении зоны горения наступает резкое снижение температуры газов в зоне обратных токов, результатом которого является прекращение горения (срыв пламени).

При увеличении коэффициента избытка воздуха зона горения обедняется и содержит вполне достаточное количество кислорода для обеспечения полного сгорания. Но скорость горения при этом падает, в результате чего часть горючей смеси не успевает прореагировать полностью в зоне горения и выносится в зону смешения, где из-за резкого снижения температуры горение прекращается. При слишком большом обеднении смеси температура зоны обратных токов падает настолько, что ее поджигающая способность становится недостаточной и наступает "бедный" срыв пламени.

С подъемом на высоту уменьшается плотность воздуха и резко падает полнота сгорания топлива.

Увеличение скорости воздуха на входе в камеру ведет к снижению коэффициента полноты сгорания вследствие уменьшения времени пребывания горючей смеси в зоне высоких температур. Но при чрезмерном снижении скорости полнота сгорания может также снизиться из-за резкого уменьшения степени турбулентности потока.

Диапазон значений коэффициента избытка воздуха, в котором обеспечивается устойчивое горение топлива в основных камерах сгорания, меняется при изменении давления, температуры и скорости газового потока на входе в камеру сгорания так же (в качественном отношении), как и полнота сгорания. На установившихся режимах работы двигателя коэффициент избытка воздуха обычно изменяется в сравнительно небольшом диапазоне, существенно более узком, чем пределы устойчивого горения.

Но при резком перемещении рычага управления двигателем (РУД) на увеличение или уменьшение подачи топлива коэффициент избытка воздуха может изменяться в весьма широких пределах. Вследствие гетерогенности горючей смеси и наличия обратных токов процесс горения остается устойчивым в широком диапазоне значений коэффициента избытка воздуха, хотя коэффициент полноты сгорания может в этом случае заметно снижаться.

При увеличении высоты полета из-за одновременного падения полного давления и температуры за компрессором пределы устойчивого горения существенно сужаются, в особенности в области бедных смесей.

Для исключения опасности срыва пламени при необходимости резкого дросслелирования двигателя многие ГТД снабжаются устройством, не допускающим снижения расхода топлива ниже некоторого минимального значения, выбранного с таким расчетом, чтобы, несмотря на резкое увеличение коэффициента избытка воздуха, горение в камере сгорания было устойчивым в любых условиях полета.

 

 

3.5. Ограничения по устойчивости горения в камерах сгорания

 

На существующих силовых установках имеются ограничения по скоростям и высотам полета, в пределах которых может осуществляться быстрый (в темпе приемистости) переход на повышенные режимы работы двигателя, либо резкое дросселирование двигателя, включение и дросселирование форсажа, надежный запуск двигателя в воздухе.

Введение этих ограничений обусловлено тем, что работа камер сгорания в значительной степени зависит от параметров (температуры, давления, скорости) воздуха и газов на входе в них, а также от состава топливовоздушной смеси, характеризуемого коэффициентом избытка воздуха. Увеличение высоты полета, снижение скорости и уменьшение частоты вращения ротора двигателя, как показывает опыт, отрицательно сказывается на работе камер сгорания: ухудшается качество распыла топлива, уменьшается скорость сгорания, снижается полнота сгорания, сужается диапазон устойчивой работы по коэффициенту избытка воздуха. При определенных условиях это может привести к срыву пламени и погасанию камеры сгорания при ее работе или нерозжигу при включении.

Важнейшим фактором, влияющим на работу камеры сгорания, является давление на входе в нее. Поэтому некоторое минимальное значение этого давления принимается обычно за основной критерий устойчивой работы камеры сгорания.

На некоторых силовых установках либо устанавливаются автоматические устройства, исключающие на больших высотах возможность дросселирования двигателя ниже определенного режима (близкого к максимальному), либо вводится ограничение по дросселированию двигателя на больших высотах. Это связано, прежде всего, с ухудшением в этих условиях работы основных камер сгорания на переходных режимах.

В эксплуатации отмечаются, например, случаи срыва пламени в основных камерах сгорания и самовыключения двигателя при планировании самолета с больших высот полета через несколько секунд после установки РУД в положение "Малый газ".

Физическая сущность этого явления состоит в том, что при дросселировании двигателя давление топлива перед форсунками быстро падает, что ведет к кратковременному снижению частоты вращения до значений, меньших оборотов малого газа. На больших высотах из-за плохого качества распыла топлива и низких значений температуры и давления воздуха на входе в камеру сгорания такое кратковременное обеднение и последующее интенсивное обогащение смеси приводит к срыву пламени и выключению двигателя.

Ограничения по обеспечению надежного запуска двигателя в условиях полета обычно сводятся к заданию диапазона скоростей по прибору и высот полета, в которых гарантируется розжиг основных камер сгорания. При очень низких значениях приборной скорости, т.е. малых частотах вращения авторотации, из-за низкого скоростного напора и малых скоростей движения воздуха в камере сгорания надежный запуск двигателя не обеспечивается вследствие слабой турбулентности потока воздуха, малых скоростей распространения пламени и невозможности обеспечения требуемого состава топливовоздушной смеси. При слишком больших значениях приборной скорости и высоких скоростях авторотации также может не обеспечиваться надежный розжиг камеры. Диапазон значений приборной скорости в котором может быть осуществлен надежный запуск, приходится ограничивать также исходя из жестких требований к точности дозировки топлива в процессе увеличения частоты вращения от режима авторотации до режима полетного малого газа. Несоблюдение этих требований может привести к "горячему" или "холодному" зависанию оборотов двигателя. С увеличением высоты полета диапазон между минимальной и максимальной приборной скоростью может сократиться.

 

 

3.6. Реактивные топлива и их свойства

 

3.6.1. Краткие сведения о методах получения авиационных топлив

 

Основным источником получения топлив является нефть. Она представляет собой темную маслянистую жидкость, состав и физикохимические свойства которой зависят от ее месторождения. Плотность нефтей в основном находится в пределах 770...840 кг/куб.м. Теплота сгорания нефти составляет 43000...45500 кДж/кг. Более 90% нефти составляют углеводороды различного состава и строения.

Различают элементарный, фракционный и групповой составы нефти.

Элементарный состав определяется химическими элементами и их составом в нефти. Основные элементы, составляющие нефть, - это углерод (84...87%) и водород (15...12%), остальные (1%) - сера, азот, кислород и некоторые другие.

Фракционный состав нефти определяется при ее разделении по температурам кипения входящих соединений. Фракцией называют часть жидкости, выкипающую в определенном интервале температур.

Групповой состав нефти определяется группами входящих в нефть углеводородов - парафиновых, нафтеновых и ароматических. При одной и той же температуре могут выкипать углеводороды, входящие в различные группы.

Парафиновые углеводороды имеют высокую химическую стабильность при хранении (т.е. не образуют смол), низкие температуры кипения, наибольшую массовую теплоту сгорания, но наименьшую плотность и объемную теплоту сгорания.

Нафтеновые углеводороды обладают высокой стабильностью при высоких температурах, большей плотностью, чем парафины, но меньшей массовой теплотой сгорания.

Являются предпочтительными для топлив и их содержание в топливе не ограничивается.

Ароматические углеводороды имеют высокую температуру кипения, наибольшую плотность, но меньшую массовую теплоту сгорания. Являются гигроскопичными, несколько более реакционно способными и при сгорании дают большое количество неполных продуктов сгорания. По этой причине содержание ароматических углеводородов в топливе ограничивается.

Кроме трех основных групп углеводородов, в нефти содержится значительная часть углеводородов, имеющая смешанное строение самого разнообразного сочетания.

Кроме углеводородов, в нефти содержатся так называемые гетероорганические соединения - сернистые, кислородные и азотистые. Присутствие этих веществ оказывает неблагоприятное влияние на эксплуатационные свойства топлив.

Сернистые соединения снижают стабильность топлив, особенно термическую, ухудшают коррозионные свойства, поэтому содержание их в топливе ограничивается (не более 0,25%). Кислородные соединения постоянно накапливаются в топливе за счет окисления нестабильных углеводородов, сернистых и азотистых соединений.

Азотистые соединения содержатся в тяжелых фракциях нефти и образуют осадки, смолы, нагар и т.п. Поэтому их содержание в топливе также ограничивается.

В качестве топлива нефть не используется. Основными способами получения топлив из нефти являются прямая перегонка и деструктивная переработка.

Прямая перегонка заключается в извлечении из нефти отдельных составных частей ее при помощи их испарения с разделением образующихся паров в ректификационной колонке и последующей их конденсации. При этом никаких химических преобразований углеводородов не происходит. Полученные в результате прямой перегонки продукты называют дистилляторами или светлыми нефтепродуктами.

Фракцию, выкипающую в диапазоне температур 30...205 град., называют бензиновой; 120...240 град. - лигроиновой; 150...315 град. - керосиновой; 150...360 град. - дизельной; 230...360 град. - газойлевой; 300...400 град. - соляркой. Остаток, не испарившейся в ректификационной колонне, представляет собой мазут - тяжелые углеводородные соединения.

При прямой перегонке нефти обычно получают: бензина - 10..15%, лигроина (дизельного топлива) - 15...20%, керосина - 15...20%, мазута - 50%.

Деструктивная переработка нефти применяется для увеличения количества выхода светлых нефтепродуктов. Она представляет собой вторичную переработку мазута и низкокачественных нефтяных фракций, при которой происходят расщепление молекул, изомеризация и др. Такой процесс называется крекингом, и он осуществляется под воздействием высоких температур и давлений, а также при участии катализаторов.

При термическом крекинге осуществляется нагрев мазута и керосиново-газойлевых фракций до температуры 450...500 град. при давлении 5 МПа без доступа воздуха. Бензиновая фракция, полученная при этом способе, содержит парафиновые, а также непредельные углеводороды, обладающие низкой химической стабильностью. Более качественные нефтепродукты получаются при католитическом крекинге, при котором пары углеводородов пропускают над катализатором, ускоряющим и направляющим ход химических реакций. Этот процесс осуществляется при температуре 300...350 град. и давлении 0,2...0,3 МПа без доступа воздуха. В качестве катализаторов применяются олюмосиликаты с добавлением окислов железа, никеля, меди и других металлов. Продукты каталитического крекинга содержат небольшое количество непредельных углеводородов, поэтому широко используются в качестве авиационных бензинов.

Основным сырьем для получения авиационных бензинов является смесь прямогонной бензиновой фракции и бензинов каталитического крекинга.

Основным сырьем для получения реактивных топлив является прямогонная лироидно-керосиновая фракция.

 

 

3.6.2. Эксплуатационные свойства топлив

 

Т е п л о т а   с г о р а н и я   позволяет оценить энергетические свойства топлива. Теплотой сгорания или теплопроводностью топлива называется количество тепла, выделяемое при полном сгорании 1 кг топлива.

Теплотворность топлива зависит от его химического состава и прочности связей в молекулах топлива и продуктах сгорания. Авиационные топлива имеют сравнительно стабильный элементарный состав и поэтому имеют примерно одинаковое значение теплотворности.

От значения теплотворности зависят дальность полета воздушного судна и экономичность работы двигателя. Чем больше теплотворность топлива, тем больше будет дальность полета при одном и том же запасе топлива на борту воздушного судна. Чем больше теплотворность топлива, тем меньше будет значение удельного расхода топлива и выше экономичность работы двигателя.

П л о т н о с т ь   представляет собой массу топлива в единице объема. Обычно плотность топлива измеряется в г/куб.см. Плотность является важнейшей характеристикой топлива и стандартами регламентируется минимально допустимое значение ее при температуре 20 град.

Применение топлив с большей плотностью при одинаковой их теплотворности ведет к увеличению дальности и продолжительности полета.

О т н о с и т е л ь н ы й   р а с х о д   т о п л и в а   -   это количество топлива, которое нужно ввести на 1 кг воздуха.

И с п а р я е м о с т ь ю   т о п л и в а   называется способность его переходить в газообразное состояние. Она является одной из важнейших характеристик авиационных топлив. От испаряемости топлив зависит запуск двигателя и потери топлива от испарения при полетах на больших высотах. Испаряемость влияет на пределы горючести смеси, полноту сгорания, нагарообразование, работу топливных насосов и образование паровых пробок в топливной системе газотурбинных двигателей в условиях высотных полетов.

Фракционный состав и отдельные параметры, характеризующие работу двигателя и топливной системы, находятся в определенной зависимости.

Т е м п е р а т у р а   н а ч а л а   к и п е н и я   ограничивает предельную высоту подъема воздушного судна и зависит от присутствия в топливе легких фракций. Использование топлив с низкой температурой начала кипения приводит к образованию паровых пробок в топливной системе и потерям топлива при выполнении высотных полетов. Как известно, с повышением высоты полета атмосферное давление снижается, что и является причиной закипания топлив при температуре, значительно пониженной по сравнению с наземными условиями.

В я з к о с т ь ю   называется свойство жидкости оказывать сопротивление взаимному перемещению частиц под воздействием внешних сил.Вязкость - это внутреннее трение между частицами жидкости, обусловленное молекулярным сцеплением и обменом количеством движения между молекулами.

Вязкостные свойства топлив оценивают кинематической вязкостью. За единицу кинематической вязкости принят квадратный метр на секунду. Чаще кинематическая вязкость измеряется в сантистоксах (вызкостью в 1 сантистокс обладает вода при температуре 20,2 град.). От вязкости топлив зависит величина гидравлического сопротивления и потери напора при перекачках. При увеличении вязкости топлива возрастают гидравлические потери, уменьшается производительность топливных насосов, ухудшается качество распыливания топлива в камере сгорания, увеличиваются размеры капель топлива, что ухудшает условия его испарения и снижает теплоту сгорания.

При понижении температуры вязкость топлива значительно увеличивается, что приводит к снижению эффективности процесса сгорания топлива и ухудшению прокачиваемости топлива в системах.

Стандартом вязкость топлива нормируется при температурах плюс 20 град. и минус 40 град.

Т е м п е р а т у р а   н а ч а л а   к р и с т а л л и з а ц и и   топлива характеризует его низкотемпературные свойства.

Температуру, при которой из топлива выпадают твердые кристаллы, называют температурой начала кристаллизации.

При полетах на больших высотах, где температура воздуха и летом может достигать минус 60 град. и ниже, топливо в баках может охлаждаться до минус 40 град. и ниже. Появление даже единичных кристаллов в топливе может привести к опасным последствиям, связанным с забивкой топливных фильтров и прекращением подачи топлива в камеру сгорания. Для отечественных топлив температура начала кристаллизации нормируется стандартами и должна быть не выше 50...60 град.

Г и г р о с к о п и ч н о с т ь ю   называется способность топлив поглощать водяные пары или воду из окружающей среды. Все углеводороды обладают гигроскопичностью, поэтому в топливах всегда содержится растворенная вода.

Количество этой воды зависит от химического состава топлива, влажности, температуры и атмосферного давления. При благоприятных условиях в них может раствориться около 0,0012% воды (120 г/т).

При снижении температуры топлива растворимость воды уменьшается и она выделяется в свободном виде. Так, например, при снижении температуры от плюс 20 до 0 град. из каждой тонны топлива может выделяться 60 г воды в виде эмульсии - мелких капелек размером 10...40 мкм. В итоге за один полет самолета Ил-62 количество выделившейся воды может составить 6...7 л, а самолета Ан-24 - 0,3...0,4 л.

Главная опасность присутствия эмульсионной воды заключается в том, что оно может вызывать обмерзание фильтров и нарушить работу топливной системы. Мельчайшие капельки воды склонны оставаться в жидкой фазе при переохлаждении (до минус 40 град.). Такие капельки воды, сталкиваясь с твердой поверхностью фильтра, мгновенно превращаются в лед, вызывая обмерзание сетки фильтра. Кроме того, вода отрицательно влияет на работу топливомеров, различных клапанов, дренажной системы и топливорегулирующей аппаратуры.

Для предотвращения кристаллообразования воды в топливе в случае отсутствия специальных систем подогрева топлива при температуре наружного воздуха в месте вылета плюс 5 и ниже, полетах за Полярный круг и полетах продолжительностью более 5 ч в топливо вводят антиводокристаллизирующие присадки этилцеллозольв (жидкость "И"), тетрагидрофурфуриловый спирт (жидкость "ТГФ") и их смеси 1:1 с метанолом.Эти спирты образуют с водой низко замерзающие растворы. Тем самым предотвращается кристаллизация воды в интервале эксплуатационных температур.

Присадки вводят в количестве 0,1...0,3% в зависимости от типа воздушного судна и продолжительности полета. В современных воздушных судах (типа Ил-86) вместо добавки в топливо антиводокристаллизующих присадок предусматривается местный подогрев фильтров для предотвращения их обмерзания.

П о д с т а б и л ь н о с т ь ю   т о п л и в а   понимается способность его сохранять неизменными химический состав и свойства в процессе хранения, транспортирования, заправки и эксплуатации в различных условиях. Различают химическую стабильность (при умеренных температурах – до 120 град.) и термическую стабильность (при высоких температурах - 140...250 град.).

При длительном хранении под влиянием температуры, кислорода, воздуха, света и каталитического действия металлов малостабильные компоненты топлива окисляются, полимеризуются и уплотняются с образованием органических кислот, смолистых веществ, жидких и твердых осадков.

Затормозить образование смол и осадков можно добавлением в топливо антиокислительных присадок и подбором оптимального химического состава нефтепродуктов, которые должны содержать непредельные углеводороды.

К о р р о з и о н н а я   а г р е с с и в н о с т ь   топлива обуславливается присутствием в топливе коррозионно-активных примесей - свободной серы и активных сернистых соединений, органических кислот, водорастворимых кислот и щелочей, воды.

Сильную коррозию топливной аппарутуры и системы могут вызвать водорастворимые кислоты и щелочи, которые являются в топливе случайными примесями.

Н а г а р о о б р а з у ю щ а я   с п о с о б н о с т ь   топлива характеризует склонность топлива к образованию нагара (твердого углеродистого вещества черного цвета) из-за недостаточной полноты его сгорания. Основными местами отложения нагара в газотурбинных двигателях являются внутренние стенки жаровых труб камер сгорания, лопатки соплового аппарата, торцевые и внутренние поверхности сопел топливных форсунок и т.д. Образование в камере сгорания нагара влечет за собой крайне отрицательные явления: нарушается аэродинамика газового потока, а следовательно, качество смесеобразования, что ведет к неудовлетворительному использованию топлива. Уносимые газовым потоком частицы нагара оказывают разрушающее действие на лопатки турбины. Образование нагара на форсунках изменяет форму распыленной струи топлива, что может привести к нарушению смесеобразования и к прогару камеры сгорания при струйной подаче топлива, а также к пожару в двигателе.

Увеличение нагарообразования в двигателе происходит при увеличении содержания в топливе ароматических углеводородов, утяжелении фракционного состава, увеличении плотности топлива, а также при повышенном содержании в топливе смолистых веществ, серы и других примесей.

Ч и с т о т а   т о п л и в а   определяется отсутствием в нем свободной воды и механических примесей. Как указывалось выше, наличие воды в топливе недопустимо, так как при низких температурах образуются кристаллы льда, способные нарушить подачу топлива в двигатель. Кроме того, вода может вызвать коррозию топливных агрегатов. Механические примеси в топливе также опасны ввиду того, что они приводят к интенсивному износу прецизионных пар топливных насосов и засорению деталей топливорегулирующей аппаратуры. Ввиду этого механические примеси в топливе не допускаются. Высокая чувствительность топливной аппаратуры газотурбинных двигателей к чистоте применяемых топлив требует применения специальных систем тонкой очистки их от механических загрязнений.

П о д   р а с п ы л о м   т о п л и в а   понимают процесс дробления подаваемого в камеру сгорания топлива на мельчайшие частицы - капли. Целью распыливания топлива является стремление увеличить поверхность соприкосновения частиц топлива с воздухом. Легко представить себе, что грубый распыл, при котором получаются крупные капли, приводит к уменьшению полноты сгорания топлива, так как образуется "богатая" горючая смесь с избытком топлива и недостатком кислорода. В реактивном двигателе капли топлива грубого распыла попадают в поток и могут вызвать факеление, т.е. выброс пламени за пределы камеры сгорания. Чрезмерно тонкое распыление приводит к неустойчивому горению на "бедных" смесях, т.е. смесях с недостаточным количеством топлива. На распыл топлива существенным образом влияют его свойства. Например, с ростом вязкости диаметр капель увеличивается.

Э л е к т р и з а ц и я   -   способность топлива, определяющая его способность при движении накапливать статическое электричество. При движении топлива по трубопроводам топливной бортовой системы из-за трения жидкости о стенки труб на трущихся поверхностях возникают электростатические заряды. Накапливаясь, заряды могут достигать такой величины, когда возможно появление искры, способной вызвать пожар или взрыв. Одним из путей предотвращения образования и накопления статического электричества является изменение электрических свойств самолетного топлива. Задача состоит в том, чтобы путем увеличения электропроводности топлива добиться такого положения, когда основная часть зарядов не накапливается, а стекает, разряжается. Это достигается с помощью специальных присадок. Кроме того, обязательным условием является заземление самолета и топливозаправщика при осуществлении заправки топливом. При заправке топливом используют только шланги в металлической оплетке с заземляющим устройством.

Т о к с и ч н о с т ь   (или ядовитость) - это способность химических веществ оказывать поражающее воздействие на живые организмы. Авиационные топлива относятся к веществам, обладающим наркотическим действием и поражающим центральную нервную систему человека. Они повышают возбудимость человека, вызывают головокружение, слабость и вегетативные расстройства. При попадании на кожу авиационные топлива сушат ее, вызывают зуд и при длительном воздействии могут привести к различным кожным заболеваниям. Сами реактивные топлива по токсичности относятся к группе малоопасных веществ. Однако присадки, добавляемые в топливо для улучшения эксплуатационных свойств, относятся к группе нервно-паралитических ядов. Это метанол, входящий в состав жикостей "ТГФ-М" и "И-М". Этот яд обладает способностью накапливаться в организме человека. Поэтому в результате длительного систематического воздействия этого вещества даже в малых дозах могут возникнуть острые хронические отравления. Ввиду этого при обращении с топливами требуется строгое соблюдение техники безопасности.

О г н е о п а с н о с т ь   т о п л и в а   оценивается температурой вспышки и воспламенения. Минимальная температура, при которой смесь паров топлива с воздухом вспыхивает от контакта с открытым источником огня, называется температурой вспышки. Минимальная температура, при которой не только вспыхивают пары, но и воспламеняется топливо, называется температурой воспламенения.

Температура воспламенения обычно на 5...10 град. выше температуры вспышки. Чем больше легких фракций в топливе и ниже температура начала его кипения, тем ниже будет его температура вспышки. Реактивные топлива с температурой вспышки плюс 28 град. являются легковоспламеняющимися топливами и поэтому требуют при обращении строгого соблюдения правил пожарной безопасности.

При возгорании топлива нельзя пользоваться водой для его тушения. Известно, что удельный вес топлива меньше, чем воды, так что топливо всплывает на поверхность воды. Для тушения загоревшегося топлива используют пену, углекислый газ или специальные составы.

Высокая пожаро- и взрывоопасность топлив обусловлена способностью их образовывать легковоспламеняющиеся парогазовые смеси в широком диапазоне изменения концентрации кислорода, температуры и давления окружающего воздуха.

При авариях ВС образуются первые очаги пламени, а от них уже загорается топливо.

Топливо в жидком состоянии от внешнего источника загорается тогда, когда над ним образуется такая смесь паров топлива с воздухом, которая способна воспламеняться.

Для авиационных топлив при нормальных атмосферных условиях нижний предел воспламенения (самая бедная смесь, способная гореть) соответствует значению коэффициента избытка воздуха 1,4, а верхний предел (самая богатая смесь, способная гореть) имеет коэффициент избытка воздуха 0,5.

Образование взрывоопасных смесей зависит от температуры топлива. Существуют нижний и верхний температурные пределы образования взрывоопасных смесей. За нижний предел принимают ту минимальную температуру топлива, при которой давление его паров достигает величины, когда в закрытом пространстве бака образуется взрывоопасная смесь. при дальнейшем охлаждении топлива смесь обедняется настолько, что становится трудновоспламеняемой.

Максимальную температуру топлива, при которой смесь его сохраняет взрывные свойства, принимают за верхний предел.

Наличие в топливе растворенных газов оказывает существенное влияние на образование взрывоопасных смесей. Известно, что растворимость газов в жидкости прямо пропорциональна их парциальному давлению. При нормальных атмосферных условиях в топливе растворяется до 15-18% воздуха. При этом растворенный воздух обогащен кислородом, так как растворимость его в 1,8 раза больше азота.

С подъемом на высоту надтопливное пространство баков обогащается выделяющимся из топлива кислородом, увеличивая пожарную опасность.

Уменьшение возможности возникновения пожара, быстрая его локализация и тушение осуществляются путем конструктивных мероприятий, установки пожарных систем и систем заполнения баков нейтральным газом, повышением эффективности огнегасящих веществ и надежности сигнализации.

 

 

4. Турбина

4.1. Схема и принцип работы ступени газовой турбины

Газовая турбина представляет собою лопаточную машину, в которой потенциальная энергия сжатого и подогретого газа преобразуется в механическую работу на валу турбины с помощью вращающегося ротора, снабженного лопатками. Это преобразование обратно тому, которое имеет место в компрессоре, и с этой точки зрения турбина как гидравлическая машина представляет собой обращенный компрессор и наоборот.

Процесс расширения газа в многоступенчатой турбине ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов расширения в ее ступенях. В большинстве авиационных ГТД применяются осевые газовые турбины.

Ступенью газовой турбины в ГТД называется совокупность соплового аппарата и расположенного за ним рабочего колеса.

Вектор скорости газа на входе в сопловой аппарат обычно направлен параллельно оси вращения рабочего колеса или под малым углом к ней. Сопловые лопатки имеют большую кривизну и сравнительно малый угол установки. Поперечное сечение каждой струи газа, прошедшего через межлопаточный канал соплового аппарата, на выходе из него оказывается существенно меньше, чем на входе. Уменьшение площади сечения струи приводит к резкому росту скорости газового потока и соответственно к падению его давления и температуры.

Скорость газа на входе в рабочие лопатки равна векторной разности абсолютной и окружной скоростей. Рабочие лопатки также имеют большую кривизну, но угол установки у них обычно больше, чем у сопловых лопаток. При прохождении газового потока через межлопаточные каналы рабочего колеса также наблюдается уменьшение площади поперечного сечения газовой струи, приводящее к росту относительной скорости газа и соответственно к падению давления. Но степень изменения скорости и давления здесь обычно меньше, чем в сопловом аппарате.

Абсолютная скорость газового потока за рабочим колесом определяется как векторная сумма относительной скорости и окружной скорости лопаток. Обычно выход газа из ступени турбины на расчетном режиме близок к осевому.

Резкое уменьшение окружной составляющей абсолютной скорости газа при его прохождении через рабочее колесо и соответствующее уменьшение окружной составляющей момента количества движения газового потока приводит к образованию окружного усилия на рабочих лопатках (крутящего момента). Механизм образования этого усилия связан с возникновением разности давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях каждой лопатки при обтекании ее газовым потоком. На корытце лопатки возникает повышенное давление, а на спинке - разрежение. Равнодействующая всех газовых сил, действующих на каждую лопатку может быть разложена на окружную составляющую, приводящую колесо во вращение, и осевую составляющую, которая должна восприниматься в конечном счете упорным подшипником ротора.

4.2. Основные параметры ступени газовой турбины

Отношение давления перед и за ступенью турбины представляет собой степень понижения давления газа в ступени или степенью расширения газа.

Для краткости ее можно называть перепадом давления ступени, среднее значение которой равно 1,7...2,2, но в отдельных случаях достигает 2,5-2,8.

Работа адиабатического расширения газа на ступени турбины называется адиабатической работой ступени или располаемым теплоперепадом.

Отношение полезной работы к располагаемой адиабатической работе расширения газа в параметрах заторможенного потока называется КПД ступени.

На расчетном режиме работы КПД ступени турбины обычно равен 0,9...0,92.

Угол между вектором абсолютной скорости и осевым направлением на выходе из соплового аппарата обычно равен 20-35 град. Угол между вектором абсолютной скорости и осевым направлением на выходе из ступени для одноступенчатой турбины или последней ступени многоступенчатой турбины во избежание повышенных потерь в реактивном сопле должен быть близок к 90 град. и обычно отличается от этого значения не больше, чем 5-10 град. Для первой и промежуточных ступеней турбины отклонение вектора абсолютной скорости на выходе из ступени от осевого направления может быть более значительным (от 20-25 град.). Абсолютная скорость газа на выходе из ступени может меняться в широких пределах, достигая 300-400 м/с, в зависимости от расположения ступени в турбине и температуры газов. Более характерной величиной является число М на выходе из рабочего колеса, которое для турбин ТРД обычно превосходит значения 0,45...0,55, но в ТВД и вертолетных ГТД с целью сокращения их габаритных размеров доводится иногда до 0,65-0,7.

Коэффициент нагрузки ступени является одним из наиболее важных параметров, так как определяет работу, которую можно получить в ступени при данной окружной скорости.

В турбинах авиационных ГТД большим значениям коэффициента нагрузки соответствует меньшее значение КПД ступени.

Степень реактивности ступени представляет собой отношение располагаемого теплоперепада в рабочем колесе к располагаемому теплоперепаду в ступени.

Степень реактивности показывает, как распределяется общий адиабатический теплоперепад между аппаратом и рабочим колесом.

Ступень, имеющая степень реактивности, равную нулю, т.е. равные давления на входе и выходе рабочего колеса, называется активной. Для авиационных турбин на среднем радиусе обычно степень реактивности равна 0,3...0,4. Это означает, что 60...70% располагаемой энергии срабатывается на лопатках соплового аппарата, а 30...40% на лопатках рабочего колеса.

Применение турбин, имеющих степень реактивности более ноля, обуславливается их более высоким КПД. Увеличение степени реактивности соответствует увеличению степени конфузорности течения газа в решетке рабочего колеса, что приводит к снижению потерь в колесе и росту КПД.

4.3. Основные параметры и характеристики турбинных решеток

Основным отличием турбинных решеток от решеток, применяемых в осевых компрессорах, является их конфузоpность, т.е. сужение межлопаточных каналов от входа к выходу (во всяком случае для соплового аппарата) и связанное с ним возрастание скорости и падение давления газа. Пограничный слой на поверхности лопаток (за исключением местных диффузорных участков) находится здесь под воздействием перепада давлений, способствующего ускорению его движения. В результате пограничный слой в турбинных решетках оказывается более тонким и значительно более устойчивым, чем в компрессорах. Это проявляется как в существенно меньших коэффициентах потерь, так и в отсутствии развитых срывных течений, которые могли бы привести к неустойчивой работе турбины.

4.4. Охлаждение лопаток турбин

Развитие авиационных ГТД характеризуется быстрым (на

20-30 град. в год) увеличением температуры газов перед турбиной, которая достигает у серийных двигателей 1500-1600 град. Одним из основных путей создания высокотемпературных турбин является интенсивное охлаждение сопловых и рабочих лопаток.

Системы охлаждения турбинных лопаток могут быть подразделены на замкнутые и открытые. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем в себя внутренние полости лопаток и теплообменник, в котором нагретый в лопатках теплоноситель охлаждается воздухом или топливом. В открытых системах воздушного охлаждения лопаток воздух, отбираемый от компрессора, используется непосредственно для охлаждения лопаток и выпускается затем в проточную часть турбины. Такие системы благодаря своей простоте получили широкое распространение, Хотя более сложные замкнутые системы могут обеспечить значительно более интенсивное охлаждение лопаток.

В авиационных ГТД используется два основных способа воздушного охлаждения лопаток:

- внутреннее конвективное охлаждение, при котором воздух проходит по каналам внутри лопатки и выпускается затем в проточную часть турбины за лопаткой;

- заградительное охлаждение, при котором воздух через систему щелей или отверстий выпускается на поверхность лопатки и создает пленку, защищающую лопатку от непосредственного соприкосновения с горячими газами.

4.5. Многоступенчатые турбины

Существуют два принципиально различных типа многоступенчатых турбин: турбины со ступенями скорости и со ступенями давления. В авиационных ГТД применяются турбины со ступенями давления, причем в общем случае ступени могут располагаться на одном или нескольких валах и могут быть разделены на группы (каскады). Число ступеней, расположенных на одном валу, составляет обычно от одной до шести.

4.6. Основные параметры турбины со ступенями давления

Турбина состоит из ряда последовательно расположенных ступеней, каждая из которых имеет сопловой аппарат и рабочее колесо. Процесс расширения газа в такой турбине состоит из последовательного (ступенчатого) понижения давления в первой, второй и т.д. ступенях.

Многоступенчатая турбина может быть охарактеризована, в основном, такими же параметрами, как и одна ступень, или аналогичными им.

Степень понижения давления в турбине определяется как произведение степеней понижения полного давления в отдельных ступенях.

Работа на валу турбины равна сумме работ ступеней

Совершенство процессов в турбине оценивается коэффициентом полезного действия, под которым понимается отношение работы, совершаемой турбиной к располагаемой работе турбины (располагаемая работа - максимальная работа при отсутствии потерь).

КПД многоступенчатой турбины обычно превышает среднее значение КПД отдельных ступеней турбины на 1-2%.

С точки зрения оценки условий работы элементов, располoженных за турбиной, важное значение имеет число М и направление потока на выходе из последней ступени.

Наличие остаточной закрутки газового потока за турбиной приводит к заметному возрастанию потерь в стоящем за ней реактивном сопле, в особенности при повышенных числах М выходящего из турбины потока.

 

4.7. Формы проточной части и распределение работы (теплоперепада) между ступенями

По мере понижения давления при переходе от ступени к ступени плотность газа падает. Падение плотности должно быть компенсировано увеличением либо осевой скорости газа, либо площади поперечного сечения проточной части (высоты лопаток). В выполненных конструкциях многоступенчатых турбин увеличение осевой скорости  от ступени к ступени обычно сочетается с одновременным увеличением высоты лопаток.

Конкретная форма меридиального профиля проточной части турбины определяется прежде всего конструктивными и технологическими соображениями. Наиболее употребительны следующие формы:

1) с постоянным наружным диаметром;

2) с постоянным (или близким к постоянному) средним диаметром;

3) постоянным внутренним диаметром;

4) с возрастающим внутренним диаметром.

Первая и третья формы имеют некоторые технологические преимущества. В схеме 2 наименее вероятен отрыв потока с поверхностей втулки или корпуса (они имеют меньший наклон к оси турбины, чем в схемах 1 или 3. Схема 4 может оказаться целесообразной, например, в тех случаях, когда частота вращения первых ступеней значительно выше, чем последних.

На выходе из первых ступеней может быть допущена значительная закрутка газового потока, что позволяет несколько увеличить коэффициент нагрузки в этих ступенях. Остаточная закрутка газового потока на выходе из последней ступени нежелательна, так как приводит к увеличению потерь в элементах тракта ГТД, расположенных за турбиной.

4.8. Турбины со ступенями скорости

Малоразмерные турбины вспомогательного назначения (например, для привода насосов систем питания, для твердотопливных стартеров и т.д.), в тех случаях, когда их КПД имеет второстепенное значение, часто выполняются по схеме со ступенями скорости. Такая схема позволяет упростить конструкцию, а в некоторых случаях и снизить ее массу при заданной мощности на валу.

В сопловом аппарате турбины газ расширяется до давления, равного давлению за турбиной, т.е. в нем используется весь располагаемый теплоперепад (турбина активная). В остальных венцах турбины давление газа не изменяется (или почти не изменяется), а происходит только изменение (уменьшение) его скорости. Отсюда и происходит название "турбина со ступенями скорости".

4.9. Характеристики газовых турбин

Как и у компрессора, форма проточной части турбины и форма лопаток каждого ее венца соответствует изменению плотности газа по тракту и форме треугольников скоростей только на одном (расчетном) режиме работы турбины. В различных условиях эксплуатации ГТД частота вращения ротора, температура газа на входе и другие величины, определяющие режим работы турбины, могут изменяться в значительных пределах. Это приводит к перераспределению теплоперепада между ступенями, к изменению формы треугольников скоростей и углов атаки и в конечном счете к изменению КПД, работы на валу и других параметров турбины. Зависимости, определяющие изменение основных параметров турбины при изменении режима ее работы, называются характеристикой турбины.

4.10. Характеристики ступени турбины

По мере роста степени понижения давления газа в ступени растет соответственно и перепад давления на сопловом аппарате. Увеличение отношения давления перед сопловым аппаратом к давлению за ним вызывает увеличение скорости истечения газа из соплового аппарата и рост расхода газа. Однако это увеличение будет продолжаться лишь до тех пор, пока перепад на сопловом аппарате не станет близким к критическому (произойдет "запирание" соплового аппарата) или пока не будет достигнута скорость звука в межлопаточных каналах находящегося за ним рабочего колеса ("запирание" колеса). Дальнейшее увеличение степени понижения давления уже не будет оказывать влияния на параметр расхода. Значение степени понижения давления, выше которого параметр расхода остается неизменным (назовем его условно критическим), в активной ступени практически равно критическому перепаду давлений на сопловом аппарате. но в реактивной ступени оно соответственно выше.

КПД всей турбины в целом больше, чем КПД отдельно взятой ступени. Физически это объясняется тем, что тепло, выделившееся в результате гидравлических потерь в предыдущей ступени, увеличивает теплосодержание и, следовательно, работоспособность газа в последующей ступени.

4.11. Особенности характеристик многоступенчатых турбин

Как и в осевом компрессоре при отклонении режима работы турбины от расчетного, происходит рассогласование режимов работы ее ступеней. Сущность и причины возникновения этого рассогласования в компрессоре и турбине в общем аналогичны. Изменение площади проточной части от ступени к ступени соответствут изменению плотности газа по тракту только на расчетном режиме работы. При изменении степени понижения давления степень изменения плотности газа по тракту турбины уже перестает соответствовать изменению площади проходных сечений, вследствие чего изменяется распределение скоростей газа по тракту турбины и значений отношения окружных и абсолютных скоростей в ее ступенях. В результате, как и в многоступенчатом компрессоре, ступени рассогласуются, и поэтому максимальные значения КПД в многоступенчатой турбине снижаются при уменьшении приведенных оборотов в большей степени, чем в отдельной ступени.

Близость режимов течения газа в лопаточных венцах большинства авиационных турбин к критическим весьма существенно влияет на характер распределения перепадов давления между ступенями при изменении общей степени понижения давления и приводит к сохранению почти неизменных значений степени понижения давления в первой ступени (ступенях) в широком диапазоне режимов работы турбины в целом.

До тех пор, пока степень понижения давления в какой-либо из ступеней превышает критическую, значения степени снижения давления во всех впереди расположенных ступенях будут оставаться неизменными, т.е. изменение общей степени понижения давления в турбине вообще не будет сказываться на значениях степени снижения давления в этих ступенях, а будет целиком обусловлено изменением степени снижения давления в последних (последней) ступенях.

Слабая зависимость степени понижения давления в первой ступени от режима работы турбины приводит к тому, что в широком диапазоне эксплуатационных режимов параметр расхода газа остается неизменным.

Как и для ступени, область возможного изменения степени снижения давления в многоступенчатой турбине ограничена максимальным значением, соответствующим условию достижения скорости звука по осевой составляющей скорости газа на выходе из последней ступени.

4.12. Регулирование турбин поворотом лопаток сопловых аппаратов

Создание турбин с регулируемыми (поворотными) сопловыми лопатками является технически значительно более сложной задачей, чем применение поворотных направляющих аппаратов в компрессоре, так как требует разработки поворотных узлов и торцевых уплотнений.

Поворот лопаток сопловых аппаратов турбин может производиться с целью:

- регулирования расхода газа через турбину;

- изменения в желаемом направлении формы треугольников скоростей;

- перераспределения работы между ступенями турбины.

5. Выходные устройства

5.1. Назначение и основные типы выходных устройств

Выходные устройства предназначены для обеспечения эффективного преобразования потенциальной энергии давления газов за турбиной в кинетическую энергию истечения газа, образования выходного импульса ГТД с минимальными потерями, для отвода выхлопных газов в атмосферу, а также для защиты от нагрева элементов конструкции воздушного судна, находящихся в зоне расположения двигателя.

Кроме того, выходные устройства должны обеспечивать необходимое изменение эксплуатационных режимов работы двигателя, регулирование направления вектора тяги (реверсирование) и величины тяги от максимальных положительных до максимальных отрицательных ее значений и необходимую степень глушения шума двигателя.

На силовых установках современных самолетов применяются разнообразные типы выходных устройств. На выбор их схемы значительное влияние оказывают назначение самолета, его основные режимы полета, соответствующие этим режимам степени понижения давления газа в сопле и другие факторы.

Кроме задачи эффективного преобразования потенциальной энергии газа в кинетическую энергию струи выходные устройства должны обеспечить необходимый закон регулирования двигателя, возможное снижение шума реактивной струи, отклонение вектора тяги в заданном направлении (реверс). Выходное устройство современного двигателя представляет собой сложную систему, от работы которой зависят летно-технические характеристики самолета.

Выходные устройства могут включать в себя ряд элементов, кроме выходного сопла, относятся: соединительные (удлинительные) трубы, служащие для подвода газа к соплу, устройства реверса или девиации тяги, системы подачи воздуха для охлаждения элементов конструкции и для снижения потерь в сопле и др.

Основным элементом выходного устройства любого типа является сопло. В нем осуществляется преобразование располагаемого теплоперепада в кинетическую энергию направленного движения. Одновременно с этим на ряде двигателей сопло используется для согласования режимов работы элементов турбокомпрессора путем регулирования площади его критического сечения. Такое регулирование площади критического сечения реактивного сопла позволяет на определенных режимах работы двигателя увеличивать тягу, повышать экономичность, улучшать приемистость, облегчать запуск, осуществлять включение и регулирование форсажа и т.п.

Особенно важна роль выходных устройств у многорежимных самолетов, которые должны иметь высокие летные характеристики как при сверхзвуковых, так и при больших дозвуковых скоростях полета. Основные требования, предъявляемые к выходным устройствам этих самолетов, - обеспечение малых потерь эффективной тяги и высокой экономичности силовой установки на всех основных режимах полета. Наряду с этим, выходные устройства во всех случаях должны иметь относительно простую конструкцию и малую массу.

Важнейшее влияние на выбор типа сопла и режим его работы оказывает располагаемая или полная степень понижения давления газа в сопле. Она определяется отношением полного давления перед соплом к статическому давлению в окружающей атмосфере.

Значения степени понижения давления зависят от типа двигателя, его режима, а также от скорости и высоты полета самолета. Значения степени понижения полного давления увеличиваются с возрастанием скорости полета и уменьшаются при уменьшении высоты на высотах менее 11 км.

В диапазоне дозвуковых скоростей полета степень понижения давления не превосходит 5-7. У двухконтурных двигателей, и тем более у ТВД, эти отношения давлений получаются еще более низкими. Это позволяет применять в силовых установках самолетов, предназначенных для дозвуковых и относительно небольших сверхзвуковых скоростей полета, сужающиеся выходные сопла, отличающиеся простотой конструкции и малой массой.

При сверхзвуковых скоростях полета (когда М > 1,3...1,5) значения степени понижения давления увеличиваются до 10-20. Сужающиеся сопла в этих условиях дают большие потери тяги из-за недорасширения газа. Поэтому возникает необходимость применения регулируемых сверхзуковых сопел. К числу таких сопел относятся сопла Лаваля, эжекторные сопла, сопла с центральным телом и другие типы сопел.

5.2. Сужающиеся сопла

Площадь минимального сечения сужающегося выходного сопла может быть неизменной, либо изменяться за счет применения регулируемых створок.

При сверхкритических перепадах давлений степень понижения давления газа в сопловом аппарате.

сохраняется постоянной при изменении полной степени понижения давления.

Индекс "ад" указывает на то, что критическое давление дается для адиабатического процесса расширения, т.е. при отсутствии газодинамических потерь и теплообмена.

Когда полная степень понижения давления больше критической, давление критическое адиабатическое на срезе сужающегося сопла получается больше атмосферного.

При истечении газа из сужающихся сопел возникают потери, которые в основном обусловлены трением потока о стенки и внутренним трением в газе. Эти потери относительно невелики. Они приводят к снижению скорости истечения в выходном сечении сопла и полного давления в этом сечении. Эти потери оценивают коэффициентом скорости или коэффициентом сохранения полного давления

Эти коэффициенты учитывают внутренние потери в сопловых аппаратах. Они связаны между собой определенной зависимостью.

Практически для сопловых аппаратов ГТД можно принимать коэффициент скорости равным 0,98...0,99, это соответствует коэффициенту сохранения полного давления 0,975...0,985.

5.3. Сопла Лаваля, их основные параметры и способы оценки потерь

Для ТРД, предназначенных для сверхзвуковых летательных аппаратов, применяют сверхзвуковые сопла. Оптимальным решение была бы установка на двигателе сопла Лаваля с регулируемым критическим и выходным сечениями, применение которого при сверхкритических перепадах давлений и заданном значении температуры газов за турбиной способно увеличить удельную тягу ТРД и уменьшить расход топлива. Так, например, при числе М = 2 на высоте Н = 11000 м удельная тяга ТРД со сверхзвуковым соплом будет на 20-25% больше, чем при этих условиях у того же двигателя с простым соплом. При больших значениях числа М полета этот выигрыш становится еще значительнее.

На сверхзвуковом (расширяющемся) участке сопла Лаваля происходит дальнейшее расширение газа, сопровождающееся снижением давления и увеличением скорости, тем более значительным, чем выше отношение площадей выходного сечения к минимальному.

Этот параметр, называемый относительной площадью выходного сечения сопла, однозначно определяет степень понижения давления газа в сопле.

Степень полного понижения давления реактивного сопла может быть как больше, так и меньше критической. В первом случае статическое давление на срезе сопла выше атмосферного и сопло работает с недорасширением. Во втором случае оно ниже атмосферного и сопло работает с перерасширением. При степени полного расширения равной критической сопло работает с полным расширением, режим работы выходного устройства называют расчетным.

Режим работы сопла влияет на форму струи за соплом. На режимах недорасширения, когда давление на срезе сопла выше атмосферного, происходит расширение газа за пределами сопла и увеличение поперечного сечения свободной струи на начальном ее участке. Но газ, вследствие его упругих свойств, перерасширяется, т.е. его давление в ядре струи после указанного процесса расширения оказывается меньшим, чем атмосферное. Поэтому за процессом расширения следует процесс сжатия струи газа с образованием скачков уплотнения, а поперечное сечение струи уменьшается. Сжатие струи осуществляется до давления, большего атмосферного, и поэтому оно вновь сменяется расширением. При этом форма внешней поверхности струи имеет периодическую "бочкообразную" структуру: она состоит из ряда последовательно расположенных участков, каждый из которых напоминает форму "бочки". Из-за потерь в скачках и турбулентного перемешивания потока с окружающей средой эти колебания струи быстро затухают.

На режимах перерасширения, когда давление на выходе меньше атмосферного начальный участок свободной струи имеет сужающуюся форму. На этом участке происходит повышение давления до значения, большего атмосферного, в скачках уплотнения, имеющих сложную форму. Затем происходит такое же последовательное чередование зон раширения и сжатия струи и их затухание, как и при истечении с недорасширением. По мере увеличения отношения давлений атмосферного к давлению на срезе сопла мостообразный скачок движется против потока к срезу сопла, устанавливается вблизи его выходного сечения, а затем начинает перемещаться внутрь сопла. Из-под основания скачка возникает отрыв потока.

Сопло Лаваля является типичным сверхзвуковым соплом. Суммарные потери, характерные для этого типа сопел, и влияющие на эфективную тягу силовой установки, разделяются на внутренние потери, потери, связанные с нерасчетноютью режима работы сопла, внешнее сопротивление.

Внутренние потери обусловлены влиянием трех факторов: трения, скачка уплотнения в сверхзвуковой части внутреннего канала сопла и непараллельности (неравномерности) потока на выходе из сопла. Трение в основном возникает вблизи стенок, где образуется пограничный слой. Скачка уплотнения появляются от изломов или неровностей внутренней поверхности сопла и неравномерности потока на входе в сопло. Непараллельность и осевая неравномерность векторов скорости в выходном сечении сопла в большей степени свойственны непрофилированным соплам. Они приводят к уменьшению осевой проекции средней скорости истечения из сопла, определяющей значение тяги двигателя. Относительная величина внутренних потерь в целом характеризует степень совершенства профилирования и изготовления сопла.

Учет внутренних потерь в сверхзвуковых соплах производится по относительному снижению скорости истечения газов. Как в сужающихся соплах, для этой цели пользуются коэффициентом скорости.

Для снижения внутренних потерь в соплах Лаваля выполняют специальное профилирование образующей их внутренней поверхности. Дозвуковой участок очерчивают плавными кривыми (обычно окружностями), чем обеспечивается достаточная равномерность параметров потока в критическом сечении. Контур сверхзвукового участка рассчитывают из условия получения достаточно равномерного потока на выходе из сопла и отсутствия скачков уплотнения. У профилированных сопловых аппаратов потери из-за скачков уплотнений и непаралельности потока практически отсутствуют и коэффициент скорости определяется в основном трением. В таком случае коэффициент скорости равен 0,985...0,99, причем он несколько уменьшается при увеличении относительной площади выходного сечения сопла.

У конических сопловых аппаратов с оптимальным углом полураствора 8...12 град. максимальный коэффициент скорости равен 0,97...0,98.

Потери, связанные с нерасчетностью режима работы сопла, непосредственно влияют на тягу двигателя.

При отсутствии потерь на трение наибольшая тяга соответствует режиму полного расширения. С учетом трения этот вывод несколько меняется. При укорочении сверхзвуковой части сопла по сравнению с исходным соплом, обеспечивающим полное расширение газа, уменьшается не только составляющая от сил давления, но и от сил трения. На участках вблизи выходного сечения при полном расширении газа результирующая сил давления вследствие близости внутреннего давления к атмосферному оказывается меньшей, чем результирующая сил трения. По этой причине в реальных условиях максимум тяги соответствует соплу, работающему с небольшим недорасширением. Такие более короткие сопла имеют, кроме того, меньшую массу, габаритные размеры и размеры охлаждаемой поверхности.

Потери, связанные с нерасчетностью режима сопла, могут быть выражены коэффициентом нерасчетности режима работы сопла, равным отношению тяг сопла при неполном и полном расширении.

Очевидно, что при полном расширении газа в сопле коэффициент нерасчетности режима равен 1.

Для практических целей важное значение имеет оценка двух видов потерь (внутренних и от нерасчетности режима сопла) в сумме. В этом случае действительную тягу сопла сравнивают с тягой идеального сопла Rс.ид. Это отношение принято называть коэффициентом тяги сопла.

При оценке тяговой эффективности выходных устройств в условиях полета необходимо учитывать помимо внутренних потерь и потерь из-за нерасчетности режима также их внешнее сопротивление.

Внешнее сопротивление выходных устройств составляет значительную долю от общих потерь эффективной тяги силовой установки, а по отношению к суммарным потерям эффективной тяги выходного устройства оно может достигать 40-60%.

Основной причиной появления внешнего сопротивления выходных устройств является неблагоприятное распределение статического давления на внешней поверхности кормы и створок сопла, обтекаемых внешним потоком, что создает сопротивление давления. Другим источником внешних потерь является сопротивление трения, хотя его доля по отношению к сопротивлению давления сравнительно невелика.

Для оценки внешней аэродинамики выходных устройств используют коэффициент внешнего сопротивления кормовой части силовой установки.

5.4. Характеристики и регулирование сопел Лаваля

Характеристиками выходных сопел принято называть зависимости коэффициента эффективной тяги сопла от полной степени понижения давления газа и числа М полета.

Чем на большие числа М полета рассчитано нерегулируемое сопло Лаваля, тем более высокие потери оно дает на пониженных скоростях полета. Если же рассчитывать сопло на малые числа М полета, то значительно возрастают потери при высоких числах М полета. Устранить это противоречие можно регулированием относительной площади среза сопла.

Всережимное регулируемое сопло Лаваля должно иметь изменяемое отношение площадей среза и критической. Помимо этого, возникает необходимость регулирования самой площади критического сечения сопла. Такое регулирование площади критического сечения при одновременном изменении отношения площадей может быть осуществлено применением многостворчатого сопла.

Одновременно регулируемое сопло позволяет ускорить и облегчить запуск и приемистость двигателя, получить минимальный удельный расход топлива на крейсерском режиме, увеличить запас устойчивости компрессора.

Всережимные регулируемые сопла Лаваля обладают значительной конструктивной сложностью. Это послужило причиной разработки и создания других схем выходных сопел. К ним относятся эжекторные сопла и сопла с центральным телом.

5.5. Эжекторные сопла

Этот вид сопел отличается от сопел Лаваля тем, что у них сверхзвуковой контур полностью или частично заменен границей свободной сверхзвуковой струи, а для улучшения характеристик осущестляется подача в сопло вторичного (эжектируемого) воздуха. Сопла этого типа называют также соплами с разрывом сверхзвукового контура.

Сопло с разрывом сверхзвукового контура регулировать конструктивно проще, чем сопло Лаваля. это объясняется тем, что площадь критического сечения первичного сопла у них может изменяться за счет использования обычных регулируемых створок. Для регулирования же площади выходного сечения могут применяться более простые, чем в регулируемом сопле Лаваля, створчатые конструкции обечайки. Дополнительная возможность регулирования обеспечивается подачей вторичного воздуха, благодаря чему сама граница свободной струи может в той или иной степени изменить свою форму, приспосабливаясь к изменению положения регулируемых створок и перепада давлений в сопле. Подача вторичного воздуха способствует при этом снижению внутренних потерь в сопле, а также обеспечивает интенсивное охлаждение элементов конструкции. Наконец, применение таких сопел в ряде случаев позволяет решить задачу оптимального согласования работы входного устройства, т.е. такого согласования его работы, при котором обеспечивается максимальая эффективная тяга силовой установки. Это объясняется возможностью перепуска части воздуха, входящего в воздухозаборник, но излишнего для двигателя, в выходное сопло со значительно меньшими потерями, чем при каком-либо другом способе его перепуска.

Относительный расход вторичного воздуха характеризуется коэффициентом эжекции, равным.

Из сравнения характеристик различных сверхзвуковых сопловых аппаратов можно сделать вывод, что при одинаковом значении относительной площади выходного сечения в области высоких степеней полного падения давления наименьшие потери имеет сопло Лаваля. Эжекторное сопло с цилиндрической обечайкой имеет более высокие потери, а с профилированной - незначительно большие, чем сопло Лаваля.

5.6. Понятие о реверсе и девиации тяги

Современные воздушные суда для взлета и посадки требуют больших ВПП. Кинетическая энергия при посадке поглощается аэродинамическими силами, трением колес шасси о ВПП, сопротивлением тормозных парашютов. Значительное сокращение длины пробега можно получить, применяя реверс тяги.

Реверсом тяги называется изменение направления ее действия на противоположное, в результате чего создается отрицательная тяга, направленная против движения самолета и вызывающая его торможение. Реверс тяги является эффективным средством сокращения длины пробега самолета при посадке.

Реверс осуществляется поворотом газового потока, выходящего из двигателя, при помощи специальных устройств. Эти устройства могут быть выполнены по различным схемам. Их можно разделить на два вида: решетчатые и створчатые. В реверсивных устройствах первого типа в качестве элементов, отклоняющих поток, используются специальные решетки профилей, а для перекрытия пути движения газа в прямом направлении применяются створки, которые при нормальной работе выходного устройства закрывают решетку профилей и образуют плавные обводы проточной части, а на режиме реверса перекрывают путь газа к основному соплу и направляют его в отклоняющую решетку. В реверсивных устройствах второго типа поворот потока осуществляется специальными створками, которые на режиме прямой реакции располагаются у наружной поверхности выходного устройства, образуя его обводы. На режиме реверсирования створки устанавливаются за выходным соплом таким образом, что они перекрывают путь движения газа в прямом направлении и поворачивают газовый поток на угол, больший 90 град.

Для двигателей с большими степенями двухконтурности более 60-70% тяги создает наружный контур. Реверсирование тяги у таких двигателей обычно осуществляется применением решетчатых реверсивных устройств в наружном контуре. Реже реверсирование осуществляется в обоих контурах. В таком случае для внутреннего контура используются решетчатые реверсивные устройства, причем эти устройства не создают отрицательной тяги, а лишь поворачивают поток на угол около 90 град. Это делается по той причине, что эффект реверсирования тяги первого контура мал, но при повороте горячих газов на угол более 90 град. они могут попадать на вход в двигатель и приводить к нарушению нормальных условий его работы.

Отношение обратной тяги к прямой тяге при полном расширении называется коэффициентом реверса тяги.

Степень реверсирования тяги зависит от количества отклоняемой массы газа Gрев/G и от угла отклонения потока, а также от потери скорости истечения в реверсивном устройстве. Обычно коэффициент реверса равен 0,4...0,6.

Длина пробега при использовании реверса сокращается в 2,5-5 раз по сравнению с длиной пробега при использовании только колесных тормозов.

На некоторых типах ВС применяют девиацию тяги, т.е. изменение направления тяги путем поворота ее до 90 град. в сторону ВПП. При таком отклонении возникает вертикальная составляющая тяги, уменьшающая посадочную скорость и длину пробега. Девиацию можно получить поворотом реактивного сопла или вспомогательного сопла и заслонок.

 

 

6. Турбореактивные двигатели

 

6.1. Схемы ТРД, изменение параметров

газового потока по тракту двигателя

 

    Газотурбинные двигатели, применяемые в настоящее время на силовых установках самолетов, отличаются большим разнообразием типов. Они выполняются по одноконтурной или двухконтурной схемам и в каждом из этих случаев могут различаться рядом других признаков - типом применяемых компрессоров (осевые, центробежные, диагональные), наличием или отсутствием форсажных камер, количеством роторов турбокомпрессора (одно-, двух- и трехроторные). Однако все перечисленные двигатели, несмотря на возможные различия, имеют много общего в протекании рабочего процесса.

    Из всего разнообразия реактивных двигателей в настоящее время наиболее широко распространены турбореактивные двигатели: одноконтурные и двухконтурные. Благодаря экономичности и надежности они являются основным типом силовых установок для дозвуковых и умеренно звуковых скоростей полета.

    Основными элементами силовой установки с ТРД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина и выходное устройство.

    Во входном устройстве и компрессоре происходит сжатие воздуха, в камерах сгорания воздуху сообщается тепло, в турбине и выходном сопле происходит расширение газа. В результате указанных процессов осуществляется термодинамический цикл, результатом которого является превращение части химической энергии топлива в полезную работу.

    Тип применяемого входного устройства зависит от размещения двигателя на самолете и от того диапазона чисел М полета, на который это входное устройство рассчитывается. При протекании воздуха через входное устройство в условиях полета снижается скорость воздушного потока и увеличиваются его давление и температура.

    В компрессоре давление воздуха значительно повышается и соответственно увеличивается его температура. Осевая составляющая скоростей воздуха при этом обычно несколько уменьшается.

    В камере сгорания происходит повышение температуры газа. Давление же вдоль камеры сгорания несколько уменьшается вследствие увеличения скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве, и вследствие гидравлических сопротивлений элементов камеры сгорания. Допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочностью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения. У большинства современных ТРД эта температура при отсутствии специального охлаждения рабочих лопаток обычно не превышает 1200-1300 град. При наличии охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины воздухом допустимая температура может доходить до 1500 град. и более.

    В турбине происходит расширение предварительно сжатого и нагретого газа и преобразование части его энергии в механическую работу. Эта работа затрачивается на вращение компрессора и привод всех вспомогательных агрегатов. Давление и температура газа при прохождении его через турбину снижаются, а осеваю скорость возрастает, достигая на выходе из турбины довольно высоких значений (300-400 м/с).

    Но в турбине происходит лишь частичное расширение газа и за турбиной устанавливается давление выше атмосферного. Дальнейшее расширение газа у ТРД осуществляется в выходном устройстве, расположенном непосредственно за турбиной. У ТРДФ за турбиной осуществляется дополнительный подогрев газа в форсажной камере перед выходным соплом. В последнем случае перед форсажной камерой устанавливается диффузор, в котором происходит уменьшение скорости воздуха, что необходимо для обеспечения устойчивого горения. В форсажных камерах максимально допустимая температура газа на выходе составляет 1800-2000 град. и более. Такое значительное повышение температуры газа перед выходным соплом ТРДФ позволяет существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую удельную тягу, чем у ТРД.

    Двухкаскадный двигатель имеет два каскада компрессора (низкого и высокого давления), расположенных последовательно друг за другом и механически между собой не связанных. Каждый каскад компрессора приводится во вращение от своей турбины. Это позволяет добиться лучшего согласования работы отдельных ступеней на нерасчетных режимах и тем самым повысить запасы устойчивости и КПД компрессора на этих режимах, однако не вносит каких-либо принципиальных отличий в характер протекания процесса у таких двигателей по сравнению с одновальными ТРД.

    В результате осуществления этих процессов совершается термодинамический цикл, в котором энергия, внесенная в двигатель топливом, превращается в полезную работу.

    В ГТД всех схем наиболее нагретые элементы конструкции, к которым в первую очередь относятся лопатки и диски турбин, стенки камер сгорания и выходного устройства, охлаждаются воздухом. Этот воздух отбирается за компрессором или от промежуточных его ступеней и затем вновь выпускается в проточную часть двигателя. Количество воздуха, идущее на охлаждение, обычно не превышает 2-3% общего расхода воздуха через двигатель, а у двигателей, имеющих высокотемпературные охлаждаемые турбины, оно может достигать 4-8%.

    Часть мощности, развиваемой газовой турбиной ТРД затрачивается на привод вспомогательных агрегатов, к которым относятся топливные и масляные насосы, генераторы и др. Общая доля этой мощности, отбираемой на вспомогательные нужды, не превышает 0,5-1% от мощности, получаемой на валу турбины.

    Следует иметь в виду, что при определении расхода газа через турбину необходимо учитывать расход топлива, подаваемого в камеру сгорания, который составляет около 1-2% расхода воздуха через компрессор.

 

 

6.2. Тяга силовых установок

 

    Огромное значение в создании и развитии воздушно-реактивных двигателей имели работы выдающегося русского ученого Б.С.Стечкина. В 1929 г. им была опубликована статья "Теория воздушно-реактивного двигателя", в которой дан вывод формулы тяги и основных КПД реактивного двигателя.

    Развиваемая двигателем сила тяги является одним из основных параметров силовой установки. Она, как правило, не может быть полностью использована для совершения полезной работы. Некоторая ее часть затрачивается на преодоление внешних сопротивлений, создаваемых элементами силовой установки: входными и выходными устройствами, мотогондолами, перепускными и впускными створками, заборниками охлаждающего воздуха и т.п.

    Для правильной оценки характеристик изолированного двигателя и для учета влияния на тяговую эффективность силовой установки создаваемых ею внешних сопротивлений принято вводить два понятия силы тяги: внутреннюю тягу двигателя и эффективную тягу силовой установки. Под внутренней тягой двигателя принято понимать тягу, которую двигатель создает в соответствии с внутренним процессом, т.е. без учета внешних сопротивлений силовой установки. Под эффективной тягой силовой установки понимают ту часть тяги, которая идет на совершение полезной работы, т.е. используется для преодоления лобового сопротивления и инерции самого самолета. Эту величину иногда называют также свободной (или чистой) тягой, подразумевая под этим то, что она расходуется на продвижение самолета в воздухе и его ускорение.

    Принципиально можно было бы найти силу тяги, суммируя силы давления и трения по всем рабочим поверхностям, т.е. по внутренним поверхностям двигателя и по внешнему контуру элементов силовой установки, обтекаемых воздушным потоком. Но такой путь оказывается нерациональным из-за трудности определения и суммирования сил давления и трения по внутренним поверхностям двигателя (сложной является как сама форма этих поверхностей, так и характер распределения указанных сил). Поэтому для более простого определени эффективной тяги пользуются уравнением сохранения количества движения, применяя его к силовой установке в целом. Согласно уравнению Эйлера, сумма всех сил, действующих на выделенный контрольной поверхностью объем газа, равна секундному изменению количества движения газа при его течении через эту контрольную поверхность.

    Внутренняя тяга может быть определена при условии, что внешний поток, обтекающий мотогондолу, является идеальным, т.е. в нем отсутствуют трение, скачки уплотнения и срывные зоны.

    В дальнейшем будем в основном рассматривать внутреннюю тягу и называть ее просто тягой двигателя. Она состоит из двух составляющих. Первая составляющая, равная секундному изменению количества движения массы газа, протекающего через двигатель, получила название динамической составляющей силы тяги. Она связана с изменением скорости движения газа. Вторая составляющая носит название статической составляющей. Она обусловлена наличием избыточного давления на срезе сопла, которое может быть как большим, так и меньшим атмосферного.

    Разность количества движения секундных, масс, вытекающих из двигателя газов, и входящего воздуха, равна динамической составляющей силы тяги.

    Для турбореактивных двигателей расход топлива составляет около 1,5-2% от расхода воздуха. Тогда оказывается возможным в первом приближении пренебречь расходом топлива, считая расход газа равным расходу воздуха, и записать фомулу тяги в виде формулы Б.С.Стечкина:

 

                   R = Gв(c - V) + (p - p )Fc.

 

 

    Как видно, тяга складывается из составляющих: динамической и статической. Динамическая (c - V) равна секундному изменению количества движения газа, проходящего через двигатель, статическая (p - p )Fc обусловлена наличием избыточного давления на срезе сопла.

    В случае полного расширения газа в выходном сопле (когда давление на срезе сопла равно атмосферному) формула внутренней тяги имеет еще более простой вид:

 

                         R = Gв(с - V).

 

    Для случая работы двигателя на месте (V = 0) формула тяги упрощается:

                          R = Gв c.

 

    Отношение тяги к сумманому расходу воздуха называется удельной тягой. Она представляет собой тягу, приходящуюся на 1 килограмм воздуха, проходящего через двигатель за секунду. Определяется удельная тяга по следующей формуле:

 

                         Rуд = R / Gв.

 

    Чем больше удельная тяга двигателя, тем большую тягу он будет иметь при заданных размерах, массе и условиях полета.

    Для частного случая работы двигателя на месте

 

                           Rуд = с.

 

    Отсюда следует, что величина удельной тяги определяется не только параметрами рабочего процесса, но и условиями полета (скорость, высота), и оценивать совершенство двигателя двигателей по этому параметру можно только в одинаковых условиях (на одном и том же режиме работы двигателя, при одинаковых скорости и высоте полета). Обычно все числовые данные приводят для стандартных условий: взлетный режим, скорость ноль, высота ноль, стандартная атмосфера.

    Удельная тяга современных ТРД составляет 650-750. Удельная тяга двухконтурных турбореактивных двигателей меньше и существенно зависит от степени двухконтурности. При степени двухконтурности равной 5 удельная тяга ДТРД обычно не превышает 400-500.

    Отношение суммарного расхода топлива к суммарной тяге представляет собой удельный расход топлива.

 

                        Суд = Gт.ч./R.

 

    Удельный расход топлива представляет собой количество топлива, затрачиваемого двигателем в течение часа для создания единицы тяги. Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем меньше удельный расход топлива, тем больше дальность и продолжительность полета самолета на данной скорости. Как и удельная тяга, величина удельного расхода топлива определяется режимом работы двигателя и условиями полета.

    Для современных ТРД удельный расход топлива составляет 0,075-0,1, удельный расход топлива ДТРД со степенью двухконтурности равной 5-6 может достигать значения 0,03-0,035.

    Удельная масса двигателя представляет собой отношение сухой массы двигателя к максимальной тяге:

 

                         Муд = Мдв/R.

 

    Чем меньше удельная масса двигателя, тем меньше абсолютная масса двигателя при заданной тяге R.

    Лобовая тяга двигателя - это отношение тяги к лобовой площади двигателя:

 

                        Rf = R / Fдв.

 

    Чем больше лобовая тяга двигателя при заданной тяге, тем меньше наибольший поперечный размер двигателя, мотогондолы и меньше ее аэродинамическое сопротивление.

    Для земных статических условий (Н = 0, V = 0) удельные параметры имеют следующие значения:

Rуд = 0,6...0,8 кНс/кг,

Суд = 0,08...0,1 кг/Нч,

Муд= 0,025...0,035 кг/Н,

Rf= 80...100 кН/кв.м.

 

 

6.3. Изображение действительного цикла ГТД в рабочей

системе координат. Эффективная работа цикла.

 

    Любой газотурбинный двигатель можно рассматривать, во-первых, как тепловую машину, в которой за счет энергии, выделяющейся при сгорании топлива, вырабатывается определенная полезная работа цикла; во-вторых, как устройство для преобразования работы цикла в тяговую работу.

    Основу авиационного двигателя как тепловой машины составляет замкнутая последовательность термодинамических процессов, в результате осуществления которых обеспечивается преобразование теплоты, выделяющейся при сгорании топливовоздушной смеси, в работ цикла. Эта последовательность термодинамических процессов составляет термодинамический цикл ГТД.

    Рассмотрим цикл идеального ГТД (идеальный цикл). В этом двигателе на всех стадиях энергетических преобразований отсутствуют потери, цикл такого двигателя состоит только из равновесных процессов (в любой момент времени любой параметр имеет одинаковое значение во всех точках рабочего пространства).

    Из процессов, протекающих в элементах газотурбинного двигателя, можно выделить пять основных этапов изменения состояния рабочего тела:

      - сжатие за счет скоростного напора, осуществляемое вне

        двигателя при дозвуковых скоростях полета и во входном

        устройстве при сверхзвуковых скоростях;

      - сжатие в компрессоре;

      - нагревание за счет теплоты, выделяющейся при сгорании

        топливовоздушной смеси;

      - расширение в турбине и реактивном сопле;

      - охлаждение, осуществляемое вне двигателя.

    Как и все термодинамические циклы, цикл газотурбинного двигателя строится для единицы массы рабочего тела неизменного состава (идеальный цикл). При этих условиях цикл ГТД будет состоять из четырех идеальных процессов:

      - процесс адиабатного сжатия Н-К;

      - процесс изобарного расширения К-Г;

      - адиабатное расширение рабочего тела;

      - процесс изобарного сжатия.

    В идеальном цикле ТРД процессы сжатия и расширения идут по адиабате, а процессы подвода и отвода тепла - по изобаре. Полезная работа идеального цикла определяется площадью, описываемой им в координатах "p-v", а термический КПД равен отношению тепла, эквивалентного полезной работе цикла, по всему затраченному теплу.

    В результате осуществления рассмотренных термодинамических процессов, составляющих цикл ГТД, каждый килограмм рабочего тела совершает полезную работу, называемую работой цикла.

    Величина работы цикла является одним из параметров двигателя, характеризующих его эффективность. Всегда целесообразно увеличивать работу цикла, так как при этом потребный расход воздуха через двигатель для получения заданной мощности уменьшается, а следовательно, уменьшаются размеры и масса двигателя.

    Работа цикла может быть определена как разность работ расширения и сжатия или как разность подведенной и отведенной теплоты.

    Из параметров процесса две взаимно независимые величины - степень повышения давления и степень повышения температуры - полностью определяют эффективность цикла.

    Основное отличие реального цикла от идеального состоит в том, что все процессы, протекающие в реальном двигателе, сопровождаются потерями. Как и все другие, процессы, протекающие в реальном двигателе, являются неравновесными и необратимыми.

    Рассмотрим реальный цикл ТРД. Для этого обратимся к изображению процесса такого двигателя в координатах "p-v" и "T-s". Для случая работы двигателя в полете линия "Н-в-к" изображает общий процесс сжатия воздуха, последовательно осуществляемый в воздухозаборнике и компрессоре; линия "к-г" соответствует изменению средних параметров состояния газа в камере сгорания для реального процесса подвода тепла; линия "г-т-с" относится к процессу расширения газа в турбине и в выходном устройстве. Изобара "с-Н", замыкающая рассматриваемый цикл, характеризует рассеивание тепла выходящих из двигателя продуктов сгорания в атмосфере. Атмосферный воздух, в котором рассеивается это тепло, играет как бы роль холодильника. Поэтому, хотя в двигатель входит не охлажденный до температуры Тн газ, вытекающий из двигателя, а свежий воздух, действительный цикл ТРД ("НвкгтсН") можно рассматривать условно как замкнутый.

    Процесс Н-в при работе двигателя на месте и в полете осуществляется различно. При работе двигателя на месте (при Мн = 0) во входном устройстве происходит не сжатие, а расширение воздуха.

    Общий процесс сжатия воздуха в ТРД изображается политропой "Н-к". Площадь "АНкВ", расположенная слева от этой политропы, представляет собой в координатах "p-v" политропическую работу сжатия. В полете эта работа равна сумме политропических работ сжатия воздуха во входном устройстве и в компрессоре. При работе двигателя на месте политропическая работа сжатия равна разности политропических работ сжатия в компрессоре и расширения во входном устройстве и изображается в координатах "p-v" площадью "АНвкВ".

    Расширение газа осуществляется в основном в турбине и в выходном устройстве, а также в атмосфере за пределами сопла, если сопло не обеспечивает полного расширения газа. Процесс подвода тепла "к-г" в камере сгорания сопровождается снижением давления. В таком случае общий процесс расширения будет изображаться линией "г-с". Площадь "ВкгсА", расположенная слева от этой линии представляет собой политропическую работу расширения. Она равна сумме политропических работ расширения газа в турбине, выходном устройстве и работы расширения в камере сгорания.

    Площадь "НвкгтсН", описываемая действительным циклом ТРД эквивалентна разности политропических работ расширения и сжатия.

 

                   "НвкгтсН" = Lп - L п.с

 

    В идеальном цикле площадь цикла эквивалентна его полезной работе. В реальном цикле имеются потери, и поэтому не вся площадь цикла эквивалентна его полезной работе. Работу, эквивалентную площади цикла, называют индикатороной работой, а работу, эквивалентную площади цикла за вычетом потерь, называют полезной работой цикла.

    Получение полезной работы в реальном цикле ГТД возможно лишь тогда, когда работа, эквивалентная площади цикла, больше суммарных потерь в двигателе. Снижение потерь в элементах двигателя при прочих равных условиях приводит к увеличению полезной работы цикла.

    В ТРД, если пренебрегать затратами работы на привод агрегатов, полезная работа цикла полностью идет на изменение кинетической энергии газового потока, т.е.

 

                             c - V

                      Lц = ---------.

                               2

 

    Работа цикла непосредственно связана с удельной тягой и удельным расходом топлива. При заданной скорости полета и для случая полного расширения газа в выходном сопле эта связь выражается следующим образом:

 

            Rуд = R / = с - V =  2Lц + V - V;

 

    Работа идеального цикла ТРД при заданных внешних условиях определяется только двумя параметрами: степенью повышения давления и степенью подогрева воздуха. В реальном цикле, помимо этих параметров, на работу цикла оказывают влияние потери в отдельных элементах двигателя. Для учета этих потерь были введены коэффициенты потерь: во входном устройстве, в компрессоре, в камере сгорания, в турбине и выходном устройстве.

    Наиболее общие показатели энергетической эффективности газотурбинных двигателей - это коэффициенты полезного действия.

    Коэффициент полезного действия реального цикла, называемый внутренним (эффективным) КПД, показывает, какая часть теплоты преобразуется в работу. Следовательно, его можно определить как отношение эффктивной работы цикла к энергии, введенной в двигатель с топливом.

    Внутренний КПД определяет совершенство двигателя как тепловой машины. Внутренний КПД учитывает все потери в процессе преобразования энергии топлива в работу, основными из которых являются потери теплоты:

      - с продуктами сгорания, выбрасываемыми из двигателя;

      - в окружающую среду через корпус турбины и выходного

        устройства;

      - при подводе ее в камере сгорания (неполнота сгорания,

        потери теплоты через стенки камеры сгорания).

    В результате действия двигателя как тепловой машины вырабатывается полезная мощность. Преобразование этой мощности в тяговую также сопряжено с определенными потерями, которые оцениваются тяговым КПД и определяющим отношение полезной (тяговой) работы, производимой двигателем, к приращению кинетической энергии газового потока.

    Тяговый КПД учитывает потери энергии, связанные с преобразованием кинетической энергии газа в работу тяги, то есть он оценивает совершенство ТРД как движителя.

    Для учета всех потерь при преобразовании энергии топлива в тяговую мощность используется полный (полетный) КПД, который равен произведению внутреннего и тягового КПД и определяющим отношение тепла, эквивалентного полезной работе, ко всему теплу, внесенному в двигатель с топливом

    Полный КПД оценивает долю химической энергии топлива, преобразованной в полезную работу, и, следовательно, учитывает все потери, имеющиеся в процессе преобразования тепла в полезную работу. Тем самым он наиболее полно характеризует экономичность двигателя в полете.

    Для получения наиболее простого выражения работы цикла введем два обобщающих коэффициента для учета потерь в двигателе: для оценки суммарных потерь в процессе сжатия и для оценки суммарных потерь в процессе расширения.

    В приближенных расчетах допустимо принимать КПД общего процесса сжатия близким к КПД компрессора и для двигателя с осевым компрессором равным 0,83-0,85, а КПД процесса расширения близким к КПД турбины и равным 0,9-0,92.

    Коэффициенты полезного действия сжатия и расширения оказывают значительное влияние на работу цикла, а также на удельную тягу и удельный расход топлива. С возрастанием коэффициентов полезного действия сжатия и расширения работа цикла увеличивается, возрастает при этом и удельная тяга, а удельный расход топлива уменьшается.

    Необходимо заметить, что суммарные потери в двигателе составляют значительную долю от индикаторной работы цикла, и поэтому для получения достаточно большой полезной работы цикла нужно иметь высокие значения коэффициентов полезного действия сжатия и расширения.

    Экономическая степень повышения давления, соответствующая наименьшему значению удельного расхода топлива, оказывается больше оптимальной, при которой удельная тяга достигает наибольшего значения.

    Для реального цикла есть два оптимальных значения степени повышения давления: значение, при котором достигается максимальная величина работы цикла; значение, при котором достигается максимальный эффективный КПД цикла. Численный анализ показывает, что оптимальное значение степени повышения давления, при которой достигается максимальный эффективный КПД цикла всегда больше, чем оптимальное значение степени повышения давления, при которой достигается максимальная величина работы цикла. Величина оптимальных значений степени повышения давления тем больше, чем выше температура газов перед турбиной.

    При одинаковых температурах газа перед турбиной и прочих равных условиях степени повышения давления, при которых достигается наименьший удельный расход топлива, более чем в три раза превышают степени повышения давления, соответствующие максимуму удельной тяги. При этом, несмотря на то, что зависимости удельного расхода топлива от суммарной степени повышения давления имеют пологий минимум, увеличение суммарной степени сжатия сверх оптимального значения позволяет значительно снизить удельный расход топлива ТРД.

    Выбор одного из значений оптимальной степени повышения давления, определяется тем, что важнее: масса конструкции двигателя, его размеры или запас топлива на борту воздушного судна. В первом случае для работы цикла выгодно иметь оптимальную степень повышения давления, при которой достигается максимальная величина работы цикла. Во втором целесообразно принимать оптимальную степень повышения давления, при которой достигается максимальное значение эффективного КПД цикла, так как при этом достигается максимальная тепловая экономичность двигателя.

    Степень подогрева воздуха может изменяться за счет изменения температуры газа перед турбиной, либо за счет изменения температуры воздуха на входе в двигатель.

    Существует некоторая минимальная величина степени подогрева воздуха, при которой работа цикла, а следовательно, и удельная тяга равны нулю. В этом случае несмотря на подвод тепла, двигатель не создает полезной работы. Это объясняется тем, что эквивалентная работа цикла в этом случае меньше суммарных гидравлических потерь в двигателе. Следовательно, все сообщаемое тепло в этом случае расходуется на преодоление потерь.

    При увеличении степени подогрева воздуха работа цикла и удельная тяга все время возрастают.

    Увеличение степени подогрева воздуха приводит к возрастанию экономической степени повышения давления, и наоборот увеличение числа М полета - к уменьшению.

    По мере увеличения степени подогрева воздуха работа цикла и удельная тяга все время возрастают, а удельный расход топлива вначале снижается, достигает минимального значения а затем начинает увеличиваться.

    Тяговый КПД при заданной скорости полета зависит только от скорости истечения

 

                        с = Rуд + V.

 

Поэтому при минимальной степени подогрева воздуха, когда удельная тяга равна нулю, тяговый КПД равен единице. С увеличением степени подогрева воздуха удельная тяга и скорость истечения газов возрастают, а тяговый КПД уменьшается. Это объясняется тем, что возрастание скорости истечения газа ведет к увеличению потерь с кинетической энергией выходящей из двигателя газовой струи.

    Внутренний КПД турбореактивного двигателя при минимальной степени подогрева воздуха равен нулю, так как работа цикла равна нулю. При дальнейшем увеличении степени подогрева воздуха внутренний КПД непрерывно возрастает. Объясняется это тем, что с ростом степени подогрева воздуха общее количество тепла, вносимого в двигатель, возрастает весьма интенсивно, а та его часть, которая затрачивается при прочих равны условиях на преодоление гидравлических сопротивлений в двигателе, увеличивается незначительно. Поэтому относительная доля полезно используемого тепла все время увеличивается.

    Полный КПД, равный произведению тягового и внутреннего КПД, с ростом степени подогрева воздуха вначале возрастает, пока преобладающую роль играет увеличение внутреннего КПД, а затем, достигнув максимального значения при экономической степени подогрева воздуха, начинает уменьшаться.

    Удельный расход топлива при заданной скорости полета обратно пропорционален полному КПД.

    Температура газа перед турбиной, соответствующая экономической степени подогрева воздуха, возрастает с увеличением расчетной степени повышения давления и числа М полета. Но у существующих ТРД максимально допустимая температура газов перед турбиной даже при достаточно больших числах М полета, как правило, остается выше экономической.

    Тенденция ко все большему повышению температуры газов перед турбиной в ТРД объясняется (помимо других причин) тем, что это позволяет обычно ценой относительно небольшого увеличения удельного расхода топлива существенно повысить удельную тягу и, следовательно, уменьшить массу и габаритные размеры двигателя.

    С увеличением числа М полета эффективность использования тепла в ТРДФ улучшается и уже при М = 2,5 удельный расход топлива возрастает всего на 40% (при увеличении тяги в 2,5 раза). Это объясняется улучшением использования тепла в форсажной камере с увеличением числа М полета. В связи с этим у сверхзвуковых самолетов режимы форсажа используются не только для кратковременного форсирования двигателя, но в ряде случаев являются основными режимами, т.е. используются при длительной работе двигателя.

    Следует отметить, тем не менее, что увеличение тяги сжиганием дополнительного топлива в форсажной камере даже при больших сверхзвуковых скоростях полета с точки зрения экономичности является менее эффективным по сравнению с соответствующим увеличением тяги за счет повышения температуры газа перед турбиной, если переход к более высоким значениям температуры не сопряжен со значительными потерями на охлаждение турбины.

    Различные типы газотурбинных двигателей отличаются способом использования работы цикла для достижения конечной цели - перемещения летательного аппарата.

    В ТРД вся работа цикла используется только для увеличения кинетической энергии рабочего тела, то есть массы газа, посредством которой осуществляются процессы цикла.

    В турбовинтовых двигателях большая часть работы цикла (до 98%) передается на вал воздушного винта, а оставшаяся часть расходуется на увеличение кинетической энергии рабочего тела.

    В двухконтурных турбореактивных двигателях работа цикла расходуется на увеличение кинетической энергии рабочего тела и на разгон присоединенной дополнительной массы воздуха во втором контуре.

 

 

6.4. Эксплуатационные характеристики ТРД

 

6.4.1. Основные виды характеристик ТРД

 

    Характеристики ТРД и ТРДФ представляют собой зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М полета, высоты полета и режима работы двигателя, задаваемого положением РУД.

    Характеристики служат для анализа основных свойств двигателя, их используют для сравнения двигателей между собой, для оценки применения летательного аппарата.

    Протекание характеристик двигателя зависит от многих факторов и, в частности, от особенностей схемы двигателя, его расчетных параметров, принятой программы регулирования, внешних условий.

    По характеристике независимыми переменными являются внешние условия (высота Н, скорость полета V, температура Т и давление р наружного воздуха) и параметры, характеризующие режим работы. Все остальные параметры являются переменными, они изменяются при изменении внешних условий и режима работы. Так, например, при перестановке РУД изменяется подача топлива в камеру сгорания, из-за чего становятся другими температура газа перед турбиной, частота вращения ротора и связанные с частотой вращения расход воздуха через двигатель и степень повышения давления компрессора. В свою очередь, это ведет к изменению скоростей газа в элементах двигателя и КПД узлов. Таким образом, изменение режима работы влечет за собой рост или уменьшение большого числа параметров, от которых зависят тяга и удельный расход топлива.

 

 

6.4.2. Номенклатура основных режимов работы

 

    Номенклатура основных режимов работы двигателя включает их наименование, допустимое на этих режимах время непрерывной работы, значения контролируемых параметров (частота вращения, температура газов перед турбиной и др.), а также гарантируемые на каждом режиме значения тяги и удельного расхода топлива.

    Наиболее типичной является следующая номенклатура основных режимов ТРД.

    М а к с и м а л ь н ы й   р е ж и м.   Этот режим соответствует наибольшим в каждых заданных условиях полета значениям тяги и достигается при максимальных значениях частоты вращения и температуры газов перед турбиной. Он характерен значительными тепловыми и силовыми нагрузками, поэтому время непрерывной работы на нем ограничено (от 5 до 30 мин – в зависимости от назначения двигателя и высоты полета). При пробе двигателя на земле из-за плохих условий охлаждения это время ограничивается еще более жестко (15-30 с). Максимальный режим используется при взлете и разгоне самолета.

    Н о м и н а л ь н ы й   р е ж и м.   Этот режим соответствует тяге от 0,8...0,85 максимальной, и частоте вращения от 0,95...1,0 максимальной. Как правило, время непрерывной работы на номинальном режиме не ограничено в пределах установленного ресурса. Режим используется наиболее часто при наборе высоты.

    К р е й с е р с к и е   р е ж и м ы.   Их устанавливается несколько. Они характеризуются пониженными значениями тяги. Обычно крейсерские режимы составляют от 0,5...0,8 максимального. Время работы двигателя на этих режимах не ограничено в пределах установленного ресурса. Крейсерские режимы являются основными режимами двигателя при полетах большой продолжительности или дальности, поэтому к ним предъявляются требования высокой экономичности.

    Р е ж и м   м а л о г о   г а з а.   Он характеризуется прежде всего малым значением развиваемой тяги - не более 3-5% от максимальной, причем невыполнение этого требования может привести к увеличению длины пробега самолета, затруднить управление самолетом при рулении, повысить износ тормозов. Из-за высокой температуры газов перед турбиной и ухудшения эффективности охлаждения турбины время непрерывной работы на режиме малого газа в ряде случаев ограничено 10-20 мин. Другим важным требованием является быстрый выход с режима малого газа на максимальный, поэтому целесообразно иметь высокую частоту вращения ротора на режиме малого газа. У современных двигателей обычно обороты малого газа составляют 0,4...0,6 от максимальных, что достигается соответствующим их регулированием.

    Для ТРДФ, которые применяются на сверхзуковых самолетах, помимо указанных, устанавливаются режимы полного, частичного и минимального форсажа.

 

 

6.4.3. Дроссельные характеристики

 

    Дроссельными характеристиками называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от режима работы двигателя, задаваемого положением РУД, при неизменных М и Н и принятой программе регулирования.

    Изменение режима работы ТРД в большинстве случаев сопровождается изменением частоты вращения его ротора. Поэтому дроссельные характеристики ТРД обычно изображают в виде зависимостей тяги и удельного расхода топлива от частоты вращения и именуют характеристиками по частоте вращения.

    Дросселирование - уменьшение подачи топлива в двигатель - приводит к снижению температуры газа перед турбиной, к уменьшению работы и мощности турбины, следовательно, к снижению частоты вращения. Это влечет за собой быстрое снижение тяги, снижение удельного расхода топлива до минимального значения, а затем его увеличение.

    При уменьшении частоты вращения одновременное снижение степени сжатия компрессора и температуры газов перед турбиной приводит к очень интенсивному уменьшению скорости газов на выходе из реактивного сопла и удельной тяги двигателя. Но при более сильном дросселировании из-за начинающегося роста температуры газов перед турбиной снижение удельной тяги несколько замедляется. Суммарная тяга при уменьшении частоты вращения снижается еще быстрее, чем удельная тяга, из-за интенсивного уменьшения расхода воздуха.

    На протекание характеристики удельного расхода топлива по частоте вращения решающее значение оказывает изменение степени сжатия компрессора, температуры газов перед турбиной и КПД компрессора. Обычно при максимальной частоте вращения двигатель имеет не оптимальные параметры по экономичности - у него температура газов перед турбиной больше экономической. В этом случае первоначальное дросселирование двигателя, сопровождающееся резким уменьшением температуры газов перед турбиной, является благоприятным для экономичности двигателя, так как, несмотря на уменьшение степени сжатия компрессора температура газов перед турбиной приближается к экономической.

    На этом участке дроссельной характеристики одновременно увеличивается КПД компрессора. Эти факторы приводят к снижению удельного расхода топлива при переходе с максимального на крейсерские режимы обычно на 5-10%. Дальнейшее дросселирование из-за значительного снижения степени сжатия компрессора приводит к ухудшению использования тепла в цикле, и удельный расход топлива резко возрастает.

    На протекание дроссельных характеристик высокотемпературных двигателей с охлаждением турбины воздухом, отбираемым от компрессора, оказывает влияние отключение охлаждения, которое производится обычно на оборотах, равных 0,9...0,95 от максимальных, когда температура газов перед турбиной понижается настолько, что надобность в охлаждении турбины отпадает. Подача на этих режимах в каналы системы охлаждения воздуха (обычно в количестве 5-10% от расхода воздуха через двигатель) приводит к потере его работоспособности и к ухудшению экономичности

двигателя. Его отключение вызывает некоторое увеличение тяги и снижение удельного расхода воздуха. Экипаж должен следить за выключением охлаждения при полете на крейсерских режимах по имеющейся сигнализации.

    Наличие на двигателе элементов, изменяющих проточную часть (перепуск воздуха из компрессора, изменение площади критического сечения сопла), оказывает влияние на протекание дроссельных характеристик.

    В диапазоне изменения частоты вращения от максимальной до частоты открытия клапанов перепуска, где перепуск закрыт, характер изменения тяги и удельного расхода не отличается от обычного. При открытии клапанов перепуска, часть воздуха сбрасывается в атмосферу. Уменьшение расхода газа приводит к снижению мощности турбины, поэтому для поддержания равновесного режима увеличивается подача топлива в камеру сгорания, что приводит к увеличению температуры газов перед турбиной. Тяга при этом из-за уменьшения расхода газа скачкообразно уменьшается, а удельный расход топлива скачкообразно увеличивается, что объясняется непроизводительным расходованием энергии топлива на сжатие воздуха, перепускаемого в атмосферу.

 

 

6.4.4. Скоростные характеристики одновальных ТРД

 

    Скоростными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета (скорости полета) на заданном режиме работы при неизменной высоте и принятой для двигателя программе регулирования.

    На скоростные характеристики оказывают влияние в основном два обстоятельства: увеличение суммарной степени повышения давления вследствие роста скоростного повышения давления и увеличение расхода воздуха через двигатель.

    Тяга двигателя определяется соотношением R = Gв(с - V). С ростом скорости полета увеличиваются расход воздуха и скорость истечения газов из сопла, вследствие увеличения скоростного повышения давления. Однако удельная тяга уменьшается из-за опережающего (по сравнению со скоростью истечения газов) роста скорости полета. Темп снижения удельной тяги столь велик, что не компенсируется ростом расхода воздуха, и тяга падает, это приводит к росту удельного расхода топлива.

    Тяга ТРД с увеличением М на всех высотах вначале незначительно снижается. Минимум тяги обычно соответствует М = 0,3...0,5. Затем тяга начинает возрастать, достигает некоторого максимального значения при сверхзвуковых скоростях полета, после чего интенсивно уменьшается вплоть до нулевого значения. Число М полета, при котором тяга становится равной нулю, будет тем большим, чем выше при прочих равных условиях температура газа перед турбиной. Числа М полета, при которых тяга ТРД достигает максимальных значений повышаются при увеличении высоты полета от 0 до 11 км.

    Удельный расход топлива с увеличением М полета на каждой заданной высоте непрерывно возрастает и стремится к бесконечности, когда тяга обращается в нуль. Следует иметь в виду, что возрастание удельного расхода топлива с увеличением числа М полета не означает ухудшения экономичности двигателя, которая характеризуется значением полного КПД двигателя. Полный КПД при увеличении М полета возрастает и только после достижения очень больших чисел М начинает снижаться.

    Такой характер зависимостей тяги и удельного расхода топлива от скорости полета объясняется соответствующим изменением удельной тяги и расхода воздуха.

    С ростом скорости полета увеличивается степень повышения давления воздуха во входном устройстве, и хотя степень сжатия в компрессоре при этом уменьшается (вследствие повышения температуры заторможенного потока на входе в компрессор и снижения приведенных оборотов), тем не менее общая степень повышения давления двигателя при увеличении скорости полета возрастает. Это приводит к повышению давления воздуха за компрессором, перед турбиной и за турбиной.

    Повышение давления приводит к увеличению расхода воздуха и скорости истечения из реактивного сопла. Но скорость выходящих газов на срезе реактивного сопла увеличивается медленнее, чем растет скорость полета, а следовательно, удельная тяга с увеличением скорости полета уменьшается.

    В результате тяга ТРД, pавная пpоизведению удельной тяги и pасхода воздуха по меpе увеличения скоpости полета вначале уменьшается, пока pасход воздуха возpастает медленнее, чем падает удельная тяга. Затем увеличение pасхода воздуха начинает пpеобладать над уменьшением удельной тяги и тяга двигателя начинает возpастать. Падение тяги двигателя пpи дальнейшем увеличении скоpости полета объясняется значительным уменьшением удельной тяги, котоpое уже не может быть компенсиpовано повышением pасхода воздуха.

 

 

6.4.5. Высотные характеристики

 

    Высотными характеристиками называются зависимости тяги и удельного расхода топлива двигателя от высоты полета при М = const (или V = const), принятой программе регулирования и заданном режиме работы двигателя.

    На характер изменения параметров двигателя с изменением высоты влияют два обстоятельства: уменьшение температуры воздуха (до 11 км в стандартной атмосфере) и уменьшение давления, а следовательно, и расхода воздуха через двигатель.

    Первое из них (снижение температуры воздуха при увеличении высоты) приводит к росту удельной тяги (увеличивается работа цикла) и снижению удельного расхода топлива, то есть улучшаются удельные параметры двигателя. Уменьшение расхода воздуха снижает тягу двигателя, притом рост удельной тяги до 11 км не компенсирует снижение расхода воздуха.

    С увеличением высоты полета от 0 до 11 км тяга двигателя быстро падает. Удельный расход топлива при этом уменьшается незначительно (на 10-12%). Начиная с высоты 11 км, удельный расход топлива перестает уменьшаться, а тяга начинает падать еще более интенсивно.

    Для объяснения такого пpотекания высотных хаpактеpистик необходимо pассмотpеть, как изменяются удельная тяга и pасход воздуха с увеличением высоты полета.

    С увеличением высоты полета до 11 км увеличивается степень сжатия компpессоpа. Физически это можно объяснить тем, что более холодный воздух тpебует для своего сжатия меньше pаботы, а поскольку пpи постоянных обоpотах pабота, затpачиваемая на вpащение компpессоpа, остается пpактически постоянной, пpоисходит увеличение степени сжатия.

    Увеличивается также степень подогpева воздуха в двигателе. Одновpеменное увеличение степени сжатия и степени подогpева воздуха пpиводит к возpастанию удельной тяги в диапазоне высоты полета от 0 до 11 км. Пpи высоте полета более 11 км темпеpатуpа воздуха на входе в двигатель сохpаняется неизменной, поэтому степень сжатия и степень подогpева воздуха также остаются постоянными. По этой пpичине удельная тяга на высотах более 11 км не изменяется.

    Расход воздуха с высотой снижается очень значительно. Это объясняется уменьшением давления и плотности воздуха в окpужающей атмосфеpе.

    В pезультате увеличения удельной тяги и менее интенсивного снижения pасхода воздуха тяга ТРД до высоты 11 км уменьшается медленнее, чем атмосфеpное давление, а на высотах более 11 км - пpопоpционально давлению атмосфеpы.

 

 

6.5. Влияние наружных условий на параметры ГТД

 

    Рассмотрим причины влияния атмосферных условий на тягу двигателя и удельный расход топлива.

    Тяга и удельный расход топлива в большой степени зависят от температуры и давления наружного воздуха.

    При изменении атмосферного давления, при постоянной частоте вращения ротора и постоянной температуре на входе в двигатель, сохраняются постоянными степени повышения и понижения давления в узлах двигателя, температура и скорость газа во всех его сечениях. Пропорционально изменению атмосферного давления изменяются давление воздуха (газа) во всех сечениях, расход воздуха через двигатель, расход топлива и тяга.

    Изменение атмосферного давления при неизменности температуры атмосферы, числа М полета и частоты вращения двигателя приводит к изменению тяги, пропорциональному атмосферному давлению и практически не влияет на удельный расход топлива. В то же время при полетах на больших высотах с дозвуковыми скоростями наблюдаются случаи неустойчивой работы турбореактивных двигателей из-за снижения (в несколько раз) плотности воздуха и газа по всему тракту двигателя и в первую очередь в компрессоре и турбине.

    Изменение температуры атмосферы влияет более значительно на изменение данных двигателя, чем атмосферное давление, так как при постоянной частоте вращения изменяется приведенная частота вращения и режим работы двигателя. Увеличение температуры, например, приводит к уменьшению приведенных оборотов, что вызывает снижение степени сжатия компрессора. Уменьшается также степень подогрева воздуха, что приводит к снижению удельной тяги двигателя. Снижается расход воздуха. С ростом температуры тяга двигателя значительно снижается, а удельный расход топлива увеличивается. Увеличение удельного расхода топлива объясняется

ухудшением использования тепла в связи с уменьшения степени сжатия компрессора. Количественное влияние температуры атмосферы таково, что ее повышение от -30 до +45 град. у ТРД на максимальном режиме уменьшает тягу приблизительно в 1,5 раза и увеличивает удельный расход топлива примерно на 15%. Это обстоятельство должно учитываться при переходе на летнюю эксплуатацию, в условиях жаркого климата и других подобных случаях.

    При запуске холодного двигателя, а также в процессе вывода на повышенный режим недостаточно прогретого на малом газе двигателя, возможна его неустойчивая работа. Чаще всего это наблюдается при низких температурах окружающего воздуха при резком перемещении рычага управления двигателем (при приемистости).

    Неустойчивая работа возникает по причине увеличения зазоров между рабочими лопатками и корпусом компрессора (турбины) вследствие неравномерного (неодновременного) прогрева их.

    Таким образом, при недостаточном прогреве двигателя в условиях низких температур окружающего воздуха может быть снижение запаса устойчивости его и помпаж. Поэтому в процессе эксплуатации двигателя в холодных условиях необходимо обеспечивать достаточный его прогрев перед запуском и на режиме малого газа перед выводом на повышенный режим. Это тем более необходимо выполнять, так как при эксплуатации самолетов с одним и тем же типом двигателя в одних и тех же условиях на отдельных экземплярах его могут быть недостаточные запасы устойчивости вследствие влияния производственных отклонений.

    Увеличение влажности приводит к снижению тяги ТРД и к увеличению удельного расхода топлива. Максимально возможное содержание водяных паров в воздухе наблюдается у земли, которое с увеличением высоты полета уменьшается. При работе двигателя в условиях максимальной влажности и высокой (30-50 град.) температуры атмосферного воздуха не исключена возможность помпажа.

    Влияние пара связано стем, что его теплофизические свойства, газовая постоянная и показатель адиабаты отличаются от теплофизических свойств сухого воздуха. Показатели адиабаты пара и сухого воздуха близки друг к другу. Поэтому, в основном, влияние пара на характеристики компрессора связано с различием газовой постоянной (для водяного пара она равна 462 Дж/кгК, для сухого воздуха - 287 Дж/кгК).

    Увеличение газовой постоянной приводит к увеличению скоростей звука в потоке и, как следствие, к снижению приведенных оборотов

    Снижение приведенных оборотов приводит к уменьшению степени сжатия и удельной тяги. Уменьшается также расход воздуха из-за снижения его плотности вследствие повышения газовой постоянной.

    Это приводит к уменьшению тяги. Ухудшается и экономичность двигателя из-за снижения удельной тяги и роста Q (из-за увеличения теплоемкости).

    Эти изменения в характеристиках авиадвигателей, работающих во влажном воздухе, отличаются от изменений в характеристиках двигателя, работающего в условиях впрыска в него воды перед взлетом при высокой температуре атмосферного воздуха с целью сохранения мощности или тяги. В этом случае вода превращается в пар непосредственно в компрессоре и частично в камере сгорания.

    Процесс сопровождается понижением температуры воздуха за компрессором, что позволяет при той же температуре газа перед турбиной дополнительно увеличить подачу топлива и сохранить мощность или тягу двигателя в условиях высокой температуры атмосферного воздуха.

    Обледенение элементов силовой установки может происходить как в полете, так и на земле, в любое время и в широком диапазоне температур атмосферного воздуха, высот и скоростей полета самолета. Отложение льда на поверхности элементов силовой установки возможно в тумане, в облаках, переохлажденном дожде, мокром снеге. Образование льда вызывается наличием в атмосфере воды в различных состояниях: в виде переохлажденных капель, пара, ледяных кристаллов, снежинок и т.п.

    Образование льда на поверхности элементов происходит при температуре потока ниже 0. В связи с тем, что температура потока на входе в воздухозаборник в общем случае отличается от температуры атмосферного воздуха (причем чем больше скорость потока, тем ниже температура его), обледенение может происходить не только при отрицательных температурах атмосферного воздуха, но и при положительных (приблизительно до плюс 5 град.). Опыт показывает, что обледенение возможно в широком диапазоне температур атмосферного воздуха: от +5 до -40 град. и даже ниже.

    Наибольшее количество случаев обледенения наблюдается от 0 до -10 град. На основании статистики установлено, что условия обледенения встречаются примерно в 8-10 полетах из каждых 100.

    Наибольшая повторяемость условий обледенения наблюдается при полета на высотах до 3000 м (50% из всех случаев обледенения).

    В ГТД лед образуется на носке воздухозаборника, лопатках направляющего аппарата и лопатках первой ступени компрессора, а также неподвижных поверхностях, расположенных во входном канале двигателя.

    В отличие от ВС, обледенение которых наступает при отрицательных температурах, ГТД могут подвергаться обледенению при температуре окружающей среды до 5-10 град. Это явление наблюдается при работе двигателя на земле или малых скоростях полета и объясняется тем, что при скорости полета, меньшей скорости воздушного потока, во входном канале происходит засасывание воздуха, а следовательно, и расширение его, в результате чего температура воздуха понижается и может достигнуть значений, при которых наступает обледенение.

    Образование льда на входе в компрессор приводит к уменьшению расхода воздуха и понижению тяги двигателя. Происходит рост температуры газов перед турбиной. Режим работы двигателя приближается к границе области неустойчивой работы компрессора, что вызывает повышение вибраций двигателя, срыв пламени в камере сгорания и т.п. Рост температуры газа, кроме того, создает опасность перегрева лопаток соплового аппарата и турбины.

    Обледенению обычно подвергаются следующие элементы силовой установки: воздухозаборник; кок двигателя; лопатки входного направляющего аппарата компрессора; рабочие лопатки и лопатки направляющего аппарата первых ступеней компрессора; агрегаты двигателя, расположенные во входном тракте (датчики полного давления, сигнализаторы обледенения, температуры и т.п.).

    Как правило, наибольшее количество льда откладывается на неподвижных элементах входного тракта компрессора - на входных и направляющих лопатках и меньше - на подвижных - на рабочих лопатках. При этом на неподвижных лопатках лед откладывается обычно по всему профилю, а на рабочих лопатках (в связи со сбросом его) в основном в местах выходной кромки со стороны корытца. Таким образом, при полетах в условиях обледенения при неработающей противообледенительной системе обледенение самолетного воздухозаборника и элементов компрессора вызывает потери и изменение геометрии последнего.

    Отложение льда на рабочих лопатках компрессора приводит также к дисбалансу ротора двигателя и, как следствие, к задеванию лопаток о корпус, износу и увеличению зазоров между лопатками и корпусом. Изменение геометрии проточной части и увеличение радиальных зазоров в компрессоре снижает КПД его и, помимо ухудшения эксплуатационных параметров двигателя, может вызвать неустойчивую работу - помпаж, вплоть до самопроизвольного выключения его.

    Помпаж, возникающий по причине обледенения так же, как и по другим причинам, сопровождается ростом температуры газов перед турбиной и падением частоты вращения ротора двигателя, а также вибрацией и тряской силовой установки.

    При эксплуатации самолетов в условиях большой запыленности окружающего воздуха песком происходит интенсивное искажение геометрии газовоздушного тракта двигателя, в особенности его компрессора из-за сильного износа лопаток и корпуса.

    Газовоздушный тракт изнашивается до такой степени, что вызывает срывные явления и помпаж компрессора.

    При эксплуатации в условиях большой запыленности атмосферы песком необходимо оснащать воздухозаборное устройство двигателя специальным пылеуловителем, хотя это и связано со значительными трудностями.

    Увеличение угла атаки у осесимметричных и плоских воздухозаборников с вертикальным расположением клина приводит к значительному снижению коэффициента сохранения полного давления.

    Снижаются также коэффициент скорости и запас устойчивости входного устройства. В результате уменьшения коэффициента сохранения полного давления падает давление в тракте двигателя и снижается перепад давлений в выходном устройстве и уменьшается скорость истечения газов. Все это приводит к снижению тяги двигателя и к ухудшению его экономических характеристик. При больших углах атаки эти потери могут достигать 20%.

    Характеристики силовой установки с воздухозаборниками, расположенными под крылом (фюзеляжем) или имеющими верхнее горизонтальное расположение клина, ухудшаются на положительных углах атаки в меньшей степени, но они более чувствительны к отрицательным углам атаки.

    При эксплуатации самолетов с ТРД возможны случаи воздействия на него внешних нестационарных возмущений: в частности, атмосферная турбулентность, встреча с ударной волной сверхзвукового самолета и т.п. В этих случаях резко изменяются параметры потока воздуха на входе в воздухозаборник, уменьшаются запасы устойчивости компрессора двигателя, возможно его выключение.

 

 

6.6. Приведение параметров рабочего процесса двигателя

к стандартным атмосферным условиям

 

    При одной и той же частоте вращения ротора и неизменном положении органов регулирования параметры рабочего процесса двигателя существенно зависят от температуры и давления атмосферного воздуха. Так, например, если взять возможные на уровне земли отклонения температуры и давления атмосферного воздуха, то при температуре -30 град. удельный расход топлива при неизменной частоте вращения двигателя будет на 10% меньше, чем при +30 град., а сила тяги при давлении 770 мм ртт на 7% больше, чем при 720 мм рт.ст.

    Температура и давление воздуха на одной и той же высоте над уровнем моря так же подвержены изменениям в зависимости от времени года, времени суток, географической широты и метеорологических явлений. Следовательно, для обеспечения расчетных параметров рабочего процесса необходима работа двигателя не только на одинаковых режимах, но и при одинаковых атмосферных условиях. Характеристики двигателей регистрируют при так называемых стандартных атмосферных условиях (для наземных условий - температура +15 град, давления 760 мм рт.ст. и абсолютная влажность равная нулю; для высотных условий давление и температура определяются по заданной высоте и таблицам стандартой атмосферы).

    Поэтому в реальных атмосферных условиях приходится пересчитывать параметры работы двигателя на стандартные атмосферные условия. Эта операция называется приведением параметров двигателя к стандартным атмосферным условиям и в результате получают приведенные параметры работы двигателя:

 

                    Rпр = Rизм 760о;

 

                    Тпр = Тизм 288о;

 

    Определение параметров в стандартных условиях по их значениям в любых атмосферных условиях называется приведением параметров двигателя к стандартным атмосферным условиям а формулы, с помощь которых производится приведение, называются формулами приведения.

    Как видно из формул приведения, соотношение между приведенной и физической частотами вращения ротора зависит от температуры воздуха перед двигателем. Снижение приведенной частоты вращения может быть связано с ростом температуры атмосферного воздуха при постоянной или даже увеличивающейся частоте вращения. Однозначная связь между приведенной и фактической частотой вращения

получается только при постоянной температуре воздуха на входе в двигатель.

    Точно также и приведенный расход воздуха через двигатель, который изменяется пропорционально давлению на входе и обратно пропорционально корню квадратному из температуры воздуха на входе в двигатель, может быть одинаковым на земле и на высоте 11 км, в то время как физический расход на высоте 11 км меньше расхода на земле в 4 раза.

    Приведенная тяга двигателя пропорциональна давлению воздуха и не зависит от его температуры. Объясняется это тем, что изменение температуры воздуха на входе приводит к противоположному и одинаковому по значению изменению расхода и скорости истечения, отчего тяга P = G (c - V) не изменяется.

    Из теории подобия режимов работы газотурбинных двигателей следует, что при соблюдении определенных допущений турбореактивный двигатель с нерегулируемой проточной частью и без форсажной камеры работает на подобных установившихся режимах в случае сохранения неизменными приведенной частоты вращения ротора и числа М полета. На подобных режимах остаются постоянными приведенная тяга двигателя, приведенный расход топлива, приведенный расход воздуха, а также отношения давлений, температур и скоростей в произвольном сечении проточной части силовой установки к барометрическому давлению, температуре наружного воздуха и скорости полета.

 

 

6.7. Программы регулирования ГТД

 

6.7.1. Совместная работа элементов ГТД

 

    Авиационные двигатели, входящие в силовую установку, работают на различных режимах, чтобы обеспечить потребную тягу на всех этапах полета.

    При взлете воздушного судна двигатели должны развивать максимальную тягу, а в полете на эшелоне - потреблять минимальное количество топлива при требуемой тяге для обеспечения заданной скорости полета. При этом детали двигателя не должны подвергаться силовым и тепловым перегрузкам. Следовательно, одной из основных задач системы регулирования двигателя является обеспечение заданного режима двигателя для получения потребной величины тяги при сохранении параметров рабочего процесса в пределах, обеспечивающих установленный запас прочности. Кроме того, регулирование должно обеспечить быстрый и устойчивый переход с одного режима работы на другой.

    В условиях эксплуатации в широких пределах изменяются параметры окружающего воздуха, что приводит при неизменной подаче топлива и постоянной форме проточной части к изменению параметров двигателя, к отклонению тяги от расчетного значения. Система автоматического регулирования компенсирует эти изменения для поддержания установленного режима работы.

    Помимо рассмотренной задачи, система автоматического регулирования решает еще целый ряд других, во многом зависящих от типа и схемы двигателя, степени автоматизации управления силовой установкой. Однако независимо от конструктивного выполнения ГТД можно выделить общие для всех задачи:

      - обеспечение автоматического запуска двигателя;

      - дозировка топлива по заданным законам на переходных режимах;

      - поддержание заданного режима работы двигателя;

      - управление работой двигателя на режимах обратной тяги (при наличии реверса тяги);

      - останов двигателя;

      - предохранение двигателя от опасных режимов работы, то есть ограничение основных параметров (частота вращения ротора, температура и т.п.) из соображений прочности;

      - управление работой отдельных агрегатов узлов силовой установки (стартер, клапаны перепуска воздуха, регулируемый направляющий аппарат и т.д.).

    Система автоматического регулирования турбовинтовых двигателей выполняет ряд дополнительных функций:

      - управление воздушным винтом изменяемого шага;

      - ограничение мощности (крутящего момента);

      - флюгирование воздушного винта.

    Системы автоматического регулирования современных двигателей могут быть выполнены на различной элементной базе: гидромеханической, пневматической, электронной.

    Так, система регулирования двигателя Д-36 самолета Як-42 обеспечивает поддержание заданных режимов работы в зависимости от внешних условий с помощью электронной системы регулирования.

    Рассмотрим наиболее распространенные законы регулирования ТРД и ДТРД, устанавливаемых на самолетах гражданской авиации.

    При одном управляющем факторе (расход топлива) можно осуществить регулирование лишь одного параметра, например, частоты вращения ротора (для ДТРД - это частота вращения ротора высокого давления). Тогда подача топлива на установившихся режимах обеспечивает поддержание заданного оператором режима работы двигателя.

    В этом случае независимо от внешних условий (условий полета) при неизменном положении рычага управления двигателем система автоматического регулирования должна обеспечить постоянство частоты вращения ротора. Однако в связи с широким диапазоном изменения внешних условий такой закон регулирования выдерживается лишь в ограниченной области, так как возникает необходимость ограничения ряда неуправляемых величин. Практически используется более сложный комбинированный закон регулирования.

    При законе регулирования, обеспечивающем зависимость частоты вращения от положения РУД, наиболее сильное влияние на все основные параметры, в том числе и тягу, оказывает изменение температуры наружного воздуха, так как оно сопровождается изменением эффективной работы цикла. При снижении температуры наружного воздуха для обеспечения рассматриваемого закона регулирования необходимо увеличивать подачу топлива. Рост удельной тяги (следствие увеличения работы цикла) и массы воздуха приводит к значительному увеличению суммарной тяги, а последнее обстоятельство - к увеличению нагрузки на все элементы двигателя.

    Для ограничения роста тяги при низких температурах, начиная с некоторого значения температуры наружного воздуха, изменяют закон регулирования: при неизменном положении рычага управления двигателя независимо от температуры наружного воздуха сохраняется постоянный расход топлива (зона ограничения расхода топлива).

    Тяга и удельный расход топлива в эксплуатации не замеряются, поэтому регулирование их возможно путем изменения одного или нескольких параметров процесса, определяющих режим работы двигателя. Эти параметры называются регулируемыми параметрами.

    Регулирование параметров рабочего процесса двигателя осуществляет регулятор, совместно с двигателем образующий систему регулирования.

    Работа ГТД характеризуется многими показателями, которые в процессе работы подвергаются контролю и регулированию. Получение того или иного режима работы двигателя требует определенного соотношения его показателей (параметров) работы. На газодинамические процессы в двигателе оказывают значительное влияние внешние атмосферные условия. При этом выбор режимов работы двигателя определяется обеспечением требуемой тяги (мощности) при заданной экономичности, устойчивости в работе, надежности в пределах заданного ресурса.

    Двигатель при эксплуатации на самолете работает в широком диапазоне режимов. При этом изменяются как параметры рабочего процесса, так и режимы работы всех его элементов. Характер изменений во многом определяется условиями совместной работы элементов двигателя в силовой установке. Знание этих условий и умение определять режимы работы элементов двигателя, уровень потерь, запасы устойчивости, значения температур газа и запасы прочности элементов конструкции необходимы для грамотной эксплуатации двигателя.

 

 

6.7.2. Задачи регулирования ТРД и ТРДФ.

Понятие о программах регулирования

 

    Задача регулирования (управления) любого авиационного двигателя состоит прежде всего в том, чтобы в различных условиях полета поддерживать такие значения параметров процесса и КПД отдельных элементов, которые обеспечивали бы наивыгоднейшее для данного летательного аппарата протекание характеристик двигателя и всей силовой установки. Вместе с тем должна обеспечиваться устойчивая работа двигателя на всех режимах и исключаться возможность возникновения механических и тепловых перегрузок в отдельных элементах и узлах конструкции. В задачи регулирования входят также автоматическое поддержание в условиях полета того или иного режима работы двигателя при заданном положении рычага управления двигателем (РУД) и обеспечение достаточно быстрого и в то же время устойчивого перевода двигателя с одного режима на другой при изменении положения РУД.

    Тяга и экономичность ТРДФ при заданных условиях полета и при известных значениях коэффициентов, характеризующих потери в его элементах, определяются заданием трех основных параметров процесса: степени повышения давления компрессора, температуры перед турбиной и температуры в форсажной камере. Изменяя эти параметры, можно наиболее эффективно воздействовать на рабочий процесс двигателя - осуществлять его регулирование. Такие параметры принято называть основными регулируемыми (управляемыми) параметрами. Следует заметить, что, как правило, У ГТД степень повышения давления компрессора определяется частотой вращения, которую более удобно использовать как регулируемый параметр, так как она может быть проще и точнее измерена. Кроме того, от частоты вращения зависят напряжения, возникающие в деталях ротора двигателя, что делает ее эффективным средством контроля и ограничения механических нагрузок. Температуры же газа перед турбиной и в форсажной камере определяют тепловые нагрузки на элементы двигателя. Поэтому именно эти три параметра обычно принимают в качестве основных регулируемых параметров у ТРДФ.

    ТРД, очевидно, имеет два основных регулируемых параметра: частота вращения и температура газа перед турбиной.

    Помимо основных регулируемых параметров, определяющих рабочий процесс двигателя, в современных ТРД и ТРДФ имеется ряд вспомогательных регулируемых параметров. Эти параметры не являются основными средствами воздействия на рабочий процесс двигателя, но с их помощью можно обеспечить поддержание устойчивой и эффективной работы основных элементов двигателя, улучшить его тяговые и экономические показатели. Например, для обеспечения достаточного запаса устойчивой работы компрессора на всех режимах и поддержания высоких значений его КПД применяют регулирование направляющих аппаратов одной или нескольких ступеней. В качестве возможного регулируемого параметра в этом случае можно рассматривать КПД или коэффициент запаса устойчивости компрессора. Для обеспечения устойчивой и эффективной работы воздухозаборника применяется его регулирование, например, изменением площади горла. В качестве регулируемых параметров в этом случае могут быть приняты коэффициент сохранения полного давления, коэффициент запаса устойчивости воздухозаборника или какие-либо другие параметры.

    Для сверхзвукового сопла регулируемыми параметрами могут быть степень расширения газа в сопле, коэффициент эжекции и др.

    Следует заметить, что рабочий процесс двигателя и его основные параметры, в том числе тяга и удельный расход топлива, зависят от внутренних и внешних условий, при которых он работает.

Внутренние условия полностью определяются заданием конкретных значений регулируемых параметров двигателя. К внешним условиям (внешним возмущающим воздействиям) относятся скорость полета, высота полета, давление и температура атмосферного воздуха.

    Управление двигателем осуществляется по законам, в которых используется достаточно большое число параметров двигателя и параметров, характеризующих условия полета самолета. Выбор параметров регулирования играет большую роль в реализации точности выполнения законов регулирования.

    Величина, с помощью которой оказывается воздействие на регулируемые параметры, называемые регулирующим фактором.

    Основными регулирующими факторами для ТРД являются расход топлива и площадь критического сечения сопла. В ТРД чаще всего с помощью подачи топлива в камеру сгорания оказывается воздействие на частоту вращения ротора, а с помощью изменения площади критического сечения сопла - на температуру.

    Закон изменения основных регулируемых параметров в зависимости от внешних возмущающих воздействий и положения РУД, осуществляемый системой регулирования данного двигателя, принято называть программой (законом) регулирования.

    Средства воздействия на регулируемые параметры носят название регулирующих (управляющих) факторов. Основными регулирующими факторами для ТРД и ТРДФ являются расход топлива основной и форсажной камер сгорания и площадь критического сечения сопла.

    К числу вспомогательных регулирующих факторов могут быть отнесены углы поворота лопаток направляющих аппаратов компрессора, площадь горла сверхзвукового воздухозаборника, относительная площадь среза сверхзвукового сопла и др.

    Параметры двигателя являются взаимосвязанными и по этой причине изменение какого-либо одного регулирующего фактора вызывает изменение всех его параметров. Например, если подачей топлива в основную камеру сгорания изменить температуру газов перед турбиной, то при этом (при прочих неизменных условиях) будут изменяться степень сжатия компрессора, КПД компрессора, общая степень сжатия и другие параметры двигателя, в том числе регулируемые параметры: частота вращения и температура газов в форсажной камере. Следовательно, каждым регулирующим фактором в отдельности можно изменять любой из регулируемых параметров. Но одним регулирующим фактором можно независимо по заданному закону воздействовать только на один регулируемый параметр. Поэтому для независимого изменения всех регулируемых параметров нужно иметь число регулирующих факторов, равное числу регулируемых параметров. Распределение же регулирующих факторов между регулируемыми параметрами может быть различным. Чаще всего на современных ТРДФ применяется система воздействия расходом основного топлива на частоту вращения компрессора, площадью критического сечения на температуру газов перед турбиной и расходом форсажного топлива на температуру газов в форсажной камере, хотя и такое распределение вследствие взаимной связи всех параметров носит условный характер.

    Программы регулирования ТРД и ТРДФ, применяемые для получения максимальной тяги двигателя при различных скоростях и высотах полета и при неизменном положении РУД поддерживают у ТРДФ постоянными максимальную частоту вращения, максимальную температуру газов перед турбиной и максимальную температуру газов в форсажной камере.

    Для осуществления этой программы регулирования требуется иметь три регулирующих фактора: расход топлива в основной камере сгорания, критическое сечение реактивного сопла и расход топлива в форсажной камере сгорания.

    В качестве одного из регулирующих параметров иногда используют температуру газов за турбиной, которая на 250-300 К ниже температуры газа перед турбиной.

    На ряде двигателей, имевших ограниченный диапазон применения по числам М полета, использовались более простые программы регулирования. У таких двигателей площадь критического сечения сопла не регулировалась, а подача топлива осуществлялась только из условия поддержания постоянной частоты вращения ротора, что вообще исключало необходимость прямых измерений температуры газа за турбиной. В этом случае осуществлялось регулирование двигателя на бесфорсажных режимах по одному параметру.

    При такой программе регулирования температура газа перед турбиной уже не остается строго постоянной. Ее изменение зависит от особенностей протекания характеристик компрессора и условий его регулирования. В ряде случаев это изменение температуры являлось небольшим и допускалось в условиях эксплуатации, либо использовались ограничители максимально допустимой температуры газа за турбиной. В области ограничения максимальной температуры газа за турбиной у двигателя, регулируемого по одному параметру, частота вращения уже не сохраняется постоянной, а начинает снижаться.

    Программы регулирования, рассмотренные применительно к максимальному режиму находят применение и на других режимах работы двигателя. Но в этом случае поддерживаются постоянными не максимальные, а пониженные значения основных регулируемых параметров.

    На современных двигателях встречаются и более сложные программы регулирования, учитывающие реальные характеристики элементов двигателя, требования его форсирования по тяге в определенных диапазонах чисел М полета (для улучшения характеристик самолета), ограничения по прочности, условиям охлаждения элементов конструкции и т.п.

    Основной задачей регулирования двигателя на наивыгоднейшую экономичность является обеспечение наименьших удельных расходов топлива при требуемом в условиях полета снижении тяги двигателя.

Снижение тяги двигателя при заданном режиме полета (его дросселирование) может быть осуществлено различными путями и, следовательно, с применением различных программ регулирования.

    У ТРДФ первоначальное снижение тяги обычно достигается постепенным снижением степени форсирования вплоть до выключения форсажа. При этом значительно снижаются как тяга двигателя, так и удельный расход топлива. Дальнейшее уменьшение тяги может осуществляться уменьшением оборотов при неизменном критическом сечении сопла, либо снижением температуры газов при пониженной частоте вращения за счет увеличения критического сечения сопла, либо одновременным изменением как оборотов, так и критического сечения сопла. Наиболее выгодной является такая программа регулирования двигателя на дроссельных режимах, при которой обеспечивается наилучшая экономичность силовой установки на этих режимах.

    Реализация той или иной выбранной программы регулирования осуществляется системой регулирования двигателя, которая, помимо этого, должна обеспечивать хорошие динамические характеристики двигателя и осуществлять все предусмотренные ограничения.

 

 

6.8. Эксплуатационные ограничения режимов

работы силовых установок с ТРД

 

6.8.1. Основные виды ограничений

 

    При регулировании авиационных силовых установок, помимо обеспечения наивыгоднейшего протекания характеристик, необходимо исключить механические и тепловые перегрузки в отдельных деталях и узлах конструкции и обеспечить устойчивую работу всех элементов. Однако при широком диапазоне высот, скоростей полета и режимов двигателя одновременное выполнение вышеуказанных требований затруднено. Программы регулирования двигателя не во всех случаях достаточно полно учитывают требования по газодинамической устойчивости двигателя и прочности отдельных его деталей и узлов. Поэтому приходится вводить эксплуатационные ограничения режимов работы силовой установки, несмотря на ухудшение в некоторых случаях ее тяговых и экономических характеристик. Как правило, указанные ограничения осуществляются системой автоматического регулирования. Но часть из них осуществляется экипажем в процессе пилотирования самолета.

    Невыполение установленных ограничений может привести к перегреву и механическим повреждениям деталей конструкции, необходимости выключения (или самовыключению) двигателя.

    Различают три основных группы эксплуатационных ограничений - по устойчивости, по прочности и связанные с конструктивными особенностями агрегатов в системе топливопитания и регулирования двигателя.

 

 

6.8.2. Ограничения по условиям прочности элементов

конструкции двигателя

 

    Ограничения по условиям прочности относятся к числу важнейших эсплуатационных ограничений режимов работы двигателя. Они обусловлены тем, что при изменении условий полета и режима работы двигателя весьма сильно изменяются аэродинамические, механические, температурные и вибрационные нагрузки на элементы силовой установки. В отдельных неблагоприятных случаях это может привести к недопустимому увеличению напряжений и к снижению запасов прочности в элементах конструкции, что непосредственно сказывается на надежности работы силовой установки и безопасности полетов. Прочностные ограничения вводятся для сохранения допустимых значений запасов прочности во всех элементах конструкции при изменении условий полета и режимов работы двигателя.

    1. Характерными для всех ТРД являются ограничения максимальной частоты вращения и максимальной температуры газов перед турбиной (контролируемой, как правило, по температуре газов за турбиной). Указанные параметры очень сильно влияют на запас прочности лопаток турбины, которые в свою очередь лимитируют надежность двигателя на максимальном режиме. Достаточно сказать, что при увеличении максимальной частоты вращения на 1% при прочих равных условиях запас прочности турбинных лопаток снижается на 5-10%.

    Учитывая весьма опасные последствия даже кратковременного превышения допустимых значений частоты вращения и температуры в случаях неисправности двигателя и систем его регулирования, необходимо их постоянно контролировать в полете и на земле.

    2. Помимо режима работы двигателя, значительное влияние на уровень напряжения в элементах его конструкции оказывает режим полета самолета. В частности, на малых высотах с увеличением скорости полета расход воздуха через двигатель становится намного большим взлетного. Это приводит к росту аэродинамических и вибрационных нагрузок на лопатках компрессора и турбины, а также крутящего момента на валу двигателя. Высокое избыточное давление за компрессором, достигаемое при этих условиях полета, приводит также к увеличению напряжений в корпусах двигателя

    3. К числу прочностных относятся ограничения по максимально допустимой температуре воздуха на входе в двигатель и по максимальному скоростному напору.

    Рост числа М полета сопровождается увеличением температуры потока воздуха как на входе, так и по тракту компрессора. В результате снижается прочность элементов конструкции проточной части компрессора, а также других элементов двигателя, охлаждаемых воздухом, отбираемым за компрессором турбины. Ухудшаются условия работы маслосистемы. Таким образом, повышение температуры воздуха на входе в двигатель опасно по условиям надежности работы двигателя.

    Предельное значение скоростного напора обусловлено прочностными свойствами элементов конструкции самолета и двигателя, в том числе воздухозаборника и компрессора, так как скоростной напор характеризует газодинамические нагрузки на эти элементы. Ограничения по максимальным М полета и скоростному напору указываются, как правило, в руководстве по летной эксплуатации самолета и осуществляются в полете экипажем (контроль максимального скоростного напора обычно проводится по максимальной приборной скорости полета.

 

 

6.9.3. Ограничения по максимальной производительности

топливных насосов

 

    Максимальная производительность топливных насосов выбирается из условия обеспечения работы двигателя на всех наиболее важных режимах полета самолета. Наибольшие расходы топлива у ТРД и ТРДФ соответствуют режимам полета самолета на малых высотах с большими скоростями и в особенности при низкой температуре окружающего воздуха. Режимы полета у земли с предельными скоростями не являются основными для пассажирских самолетов. Поэтому в целях уменьшения габаритных размеров и массы топливные насосы для таких самолетов могут быть выполнены с суммарной производительностью несколько меньшей максимально потребной при полетах у земли.

 

 

6.10. Особые случаи в полете, связанные

с работой силовой установки

 

    Опыт эксплуатации современных самолетов с ГТД показывает, что, несмотря на принимаемые меры по защите силовой установки средствами автоматики от неустойчивой работы, механических и тепловых перегрузок, все же не исключается возможность нарушения ее нормальной работы (отказы в системе регулирования, нарушения установленных ограничений по пилотированию самолета и управлению силовой установкой). Поэтому исключительно важное значение в подготовке летного состава имеет умение принимать правильные и быстрые решения в ликвидации возможных последствий особых случаев, возникающих в полете. К числу весьма опасных нарушений нормальной работы силовой установки по указанным выше причинам относятся помпаж двигателя и помпаж воздухозаборника, самопроизвольное выключение двигателя, отказы в системах топливопитания, управления воздухозаборником, ствоpками сопла и др.

    П о м п а ж   д в и г а т е л я   является следствием возникновения срыва или помпажа компрессора. Его признаками являются многократные хлопки в районе двигателя, падение частоты вращения ротора с одновременным ростом температуры газов, падение и восстановление тяги двигателя, ощущаемые пилотом как периодические продольные толчки. Дополнительным признаком для пилота может являться загорание светового табло "Перегрев двигателя" (или "Опасная температура газов"). В результате помпажа может произойти самовыключение двигателя, а в некоторых случаях - повреждение лопаток компрессора или перегрев лопаток турбины.

    Срыв и помпаж компрессора могут возникать при отказах автоматики или невыполнении установленных ограничений. Сопутствующими неблагоприятными факторами при этом служат чрезмерно большое увеличение или уменьшение приведенной частоты вращения ротора, значительная неравномерность и нестационарность потока на входе в компрессором, попадание в двигатель спутных струй от впереди летящего самолета.

    Значительное увеличение приведенной частоты вращения возможно вследствие неблагоприятных сочетаний температуры окружающего воздуха, режима полета и режима работы двигателя. Например, полет при максимальной частоте вращения ротора в зимних условиях у земли или на больших высотах с малыми скоростями соответствует высоким значениям приведенной частоты вращения. Поскольку у большинства двигателей запас устойчивости компрессора при этом снижается, то при отказе автоматики, обеспечивающей ограничение по максимальной приведенной частоте вращения, может возникнуть неустойчивая работа компрессора.

    Значительное снижение приведенной частоты вращения возможно на режимах полета, когда наиболее высоких значений достигает температура воздуха на входе в двигатель, что соответствует полету с большими сверхзвуковыми скоростями и в условиях наибольших возможных отклонений температуры воздуха от стандартных значений в сторону ее повышения. Здесь наблюдается снижение запаса устойчивости у некотоpых (неpегулиpуемых) компpессоpов, и в случае, напpимеp, непpавильной настpойки или отказа автоматики также может наpушиться устойчивая pабота двигателя.

    Фактоpами, влияющими на снижение запаса устойчивости компpессоpа, являются также полет с большими углами атаки или скольжения (пpи pезком маневpиpовании самолета), включение или выключение фоpсажа, быстpое изменение частоты вpащения pотоpа двигателя, попадание на вход в двигатель спутных стpуй от впеpеди летящего самолета и т.п. Полет в этих условиях требует повышенного внимания экипажа, строгого соблюдения ограничений по допустимым скоростям и высотам полета, углу атаки (перегрузкам) и другим параметрам, контролируемым пилотом. Если же помпаж в полете произошел, необходимо принять немедленные меры для восстановления нормальной работы двигателя.

    При появлении признаков помпажа или срыва во избежание перегрева и выхода из строя турбины и механических повреждений лопаток компрессора пилоту рекомендуется убрать РУД в положение "Малый газ". Резкая уборка РУД приводит к снижению температуры газа перед турбиной и в некоторых случаях оказывается достаточной для вывода компрессора из срывного (помпажного) режима. Но чаще всего этой мерой срыв устранить не удается. Это проверяется контролем за температурой газов. Температура газов либо продолжает повышаться, либо рост ее прекращается, но она начинает возрастать при попытке увеличения частоты вращения. В таком случае необходимо выключить двигатель и затем произвести запуск двигателя в воздухе.

    При помпаже компрессора образуется вращающаяся срывная зона. За этой зоной горение в камере сгорания сначала прекращается, а после ее прохождения восстанавливается. В условиях полета на больших высотах и в некоторых типах камер сгорания (например, в трубчато-кольцевых камерах) скорость переброски пламени из одной жаровой трубы в другую может оказаться меньше скорости вращения срывной зоны. Тогда через сотые доли секунды после первого хлопка камера сгорания полностью гаснет - происходит самовыключение двигателя. Характерным признаком самовыключения является одновременное снижение частоты вращения и температуры газов за турбиной, резкое падение тяги, отсутствие реакции двигателя на перемещение РУД и характерный звук уменьшающихся оборотов.

    Погасание пламени в камере сгорания приводит к значительному уменьшению сопротивления закомпрессорной части тракта двигателя, в pезультате чего скорость потока воздуха через компрессор увеличивается и срыв в компрессоре прекращается. Для восстановления исходного режима в таком случае необходимо произвести запуск двигателя в воздухе. При наличии автоматической системы ликвидации помпажа пилот должен контролировать ее работу.

    При различных отказах автоматики компрессора также возникает необходимость специальных действий пилота по предотвращению попадания в режимы срыва и помпажа. Например, в случае неоткрытия клапанов перепуска при посадке самолета необходимо производить посадку с закрытыми клапанами перепуска при повышенной частоте вращения ротора, обеспечивающей достаточный запас устойчивости компрессора. После посадки (касания земли) следует выключить двигатель.

    П о м п а ж   в о з д у х о з а б о р н и к а   возникает при сверхзвуковых скоростях полета и в тех случаях, когда пропускная способность двигателя оказывается меньше пропускной способности воздухозаборника. Характерными признаками его являются многократные удары (хлопки) в районе воздухозаборника (могут наблюдаться также "бубнение" и "зуд" в канале входного устройства), продольные толчки или тряска самолета.

    В ряде случаев помпаж воздухозаборника приводит к помпажу компрессора и тогда сопровождается снижением частоты вращения ротора и опасным ростом температуры газов (или самовыключением двигателя).

 

 

7. Двухконтуpные туpбоpеактивные двигатели

7.1. Принцип работы и основные параметры ДТРД

За последние годы широкое применение в гражданской авиации получили двухконтурные двигатели. Они по существу являются основными двигателями современной авиации. ДТРД состоит из двух контуров: внутреннего (первый контур) и наружного, расположенного вокруг внутреннего (второй контур).

По аналогии с ТВД здесь "избыточная" мощность турбины передается вентилятору (компрессору) второго контура. Рабочие процессы во внутреннем контуре ДТРД аналогичны процессам ТРД и ТВД. А во втором контуре сжатый воздух расширяется в выходном сопле этого контура и развивает тягу. Таким образом, тяга ДТРД образуется и во внутреннем, и в наружном контурах.

Увеличение температуры газов перед турбиной является эффективным средством повышения удельной тяги и соответственно увеличения тяги. Но экономичность двигателя на дозвуковых скоростях полета при высоких значениях температуры газов перед турбиной ухудшается. Разрешение этого противоречия может быть достигнуто путем перехода к двухконтурной схеме двигателя, позволяющей резко повысить значения полного КПД двигателя и имеющей, кроме того, ряд других преимуществ, облегчающих создание легких и экономичных двигателей при высоких значениях температуры газов перед турбиной.

В двухконтурных тубореактивных двигателях весь поступающий в двигатель воздух проходит через первую группу ступеней компрессора, являющуюся общей для обоих контуров, после чего разделяется далее на два потока. Часть его проходит через все ступени компрессора, камеру сгорания, турбину и выходное сопло внутреннего (первого) контура. Остальной воздух поступает в канал, окружающий внутренний контур, и через него проходит далее в кольцевое сопло наружного (второго) контура.

Отношение расхода воздуха через второй контур к расходу через первый контур называется степенью двухконтурности двигателя.

Для лучшего согласования параметров ступеней компрессора и турбины и обеспечения устойчивой работы компрессора на нерасчетных режимах двухконтурные двигатели выполняются обычно по двухвальной схеме. Каскады компрессора, расположенные полностью во внутреннем контуре, вместе с вращающими их турбинами и основной камерой сгорания образуют в этом случае газогененатор.

В конструктивном отношении двухконтурные ТРД, конечно, сложнее обычных турбореактивных двигателей, но зато они имеют значительно лучшую экономичность на дозвуковых скоростях полета.

Полный КПД ГТД равен произведению внутреннего КПД, определяющего совершенство двигателя как тепловой машины, и тягового КПД. В ДТРД работа цикла внутреннего контура передается частично воздуху, протекающему через наружный контур, в результате чего общая масса воздуха, проходящего через двигатель (при данном расходе топлива), увеличивается, а приращение его кинетической энергии в расчете на единицу массы уменьшается. Уменьшение скорости истечения приводит к увеличению тягового КПД, и поэтому (если гидравлические потери во втором контуре невелики) полный КПД двигателя возрастает, а удельный расход топлива соответственно снижается.

Увеличение температуры газов перед турбиной ТРД улучшает степень совершенства реального цикла двигателя и приводит к росту внутреннего КПД двигателя. Но одновременно с этим увеличение температуры газов перед турбиной сопровождается увеличением скорости истечения газов и соответственно падением тягового КПД. В ДТРД увеличение температуры газов теред турбиной менее резко сказывается на тяговом КПД (из-за существенно меньших значений скорости истечения). Поэтому двухконтурная схема позволяет сочетатьвысокие значения температуры газов перед турбиной (и соответственно высокие значения внутреннего КПД двигателя) с малой скоростью истечения, т.е. с высоким уровнем тягового КПД.

Необходимо отметить следующие преимущества двухконтурных ТРД перед одноконтурными:

- относительно малыe размеры внутреннего контура позволяют создавать легкие двигатели с высокой степенью повышения давления в копрессоре, выгодные с точки зрения повышения экономичности;

- наружный контур двигателя по отношению к компрессору играет роль постоянно действующего перепуска воздуха, что существенно облегчает задачу обеспечения устойчивой работы компрессора при высокой степени повышения давления в компрессоре;

- малая скорость истечения газов из сопел двигателя облегчает задачу шумоглушения (хотя большой вентилятор сам может стать источником шума большой интенсивности).

Двухконтурные ТРД могут быть выполнены (не считая различия в числе каскадов компрессора) еще по нескольким схемам, из которых важно отметить следующие.

1. В компрессоре низкого давления часть ступеней может использоваться только для сжатия воздуха, поступающего во внутренний контур. Эти ступени называют "подпорными". Использование такой схемы позволяет, варьируя числом и параметрами подпорных ступеней, изменять в значительных пределах соотношение степеней повышения давления во внутреннем и наружном контурах.

2. Выход потоков газа (воздуха) из внутреннего и наружного контуров может быть организован не через раздельные сопла, а через одно общее сопло. Здесь воздух, прошедшый через наружный контур, поступает в затурбинное пространство, где смешивается (перед соплом) с потоком выходящих из турбины газов. Пространство между турбиной и соплом, в котором организуется смешение потоков, называется камерой смешения.

3. Для увеличения тяги, в особенности на сверхзвуковых скоростях полета, ДТРД могут снабжаться форсажными камерами, аналогичными форсажным камерам ТРДФ. На форсажных режимах ДТРДФ полностью или почти полностью (в зависимости от схемы) теряют свои преимущества в экономичности перед ТРДФ.

Суммарная тяга двухконтурного двигателя складывается из двух составляющих: тяги первого и второго контуров.

Таким образом, основное отличие рабочего процесса двухконтурного двигателя от ТРД состоит в том, что за счет одной и той же располагаемой мощности увеличивается большей массы газа, но скорости на срезе сопел первого и второго контуров будут, естественно, меньше, чем скорость рабочего тела на выходе из турбореактивного двигателя.

Для двигателей с раздельными контурами тяга, удельная тяга и удельный расход топлива определяются следующими соотношениями.

Отношение суммарного расхода топлива в обоих контурах к суммарной тяге представляет собой удельный расход топлива ДТРД

7.2. Оптимальное распределение работы цикла между контурами ДТРД

Если удельная тяга и экономичность ТРД без форсажа в заданных условиях полета и при данном уровне гидравлических потерь определяются в основном двумя параметрами: степенью повышения давления воздуха в компрессоре и температурой газов перед турбиной, то в ДТРД к ним добавляются еще два: степень двухконтурности и степень повышения давления во втором контуре, определяющая ту долю работы первого контура, которая передается (черезвентилятор) воздуху, поступающему во второй контур.

Рабочий процесс во внутреннем контуре ДТРД с раздельными контурами по существу ничем не отличается от рабочего процесса обычного ТРД.

Работа цикла внутреннего контура расходуется на приращение кинетической энергии газа в нем и частично передается во второй контур.

При отсутствии подвода тепла во втором контуре термодинамический цикл в нем также отсутствует. Подведенная к воздуху в компрессоре работа непосредственно тратится на увеличение кинетической энергии воздуха и на преодоление гидравлических потерь.

Давление перед соплом второго контура меньше давления за вентилятором внорого контура вследствие наличия потерь в канале этого контура. Причем коэффициент сохранения полного давления обычно равен 0,94-096, а для двигателей с укороченным каналом второго контура

- 0,98-0,99.

Приращение скорости потока, приводящее к образованию тяги, происходит как во внутреннем так и в наружном контуре. Следовательно, в обоих контурах ДТРД создается тяга. Передача энергии из I во II контур оценивается коэффициентом энергообмена между контурами, представляющим собой долю работы цикла, передаваемой в наружный контур.

Если коэффициент энергообмена равен нулю, это значит, что в наружный контур энергия не передается. В то же время из-за наличия потерь в наружном контуре скорость воздуха на выходе из него меньше скорости полета, т.е. контур создает отрицательную тягу. Поэтому при нулевом значении коэффициента энергообмена удельная тяга ДТРД меньше, чем у ТРД.

Чем больше коэффициент энергообмена, тем больше работа турбины, работающей на второй контур, больше скорость истечения из наружного и меньше скорость истечения из внутреннего контура. При этом растет тяга наружного и уменьшается тяга внутреннего контура. При коэффициенте энергообмена, равном 1, вся энергия передается в наружный контур и тяга внутреннего контура равна нулю.

7.3. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности на данные ДТРД

Минимум удельного расхода топлива в ДТРД, как и в ТРД достигается при экономической степени повышения давления большей оптимальной, при которой удельная тяга достигает максимального значения. Но вследствие более высоких значений тягового КПД, значение экономической степени сжатия в ДТРД оказывается при прочих равных условиях несколько меньше (ближе к оптимальной), чем в ТРД.

С ростом степени двухконтурности как удельная тяга так и удельный расход топлива монотонно уменьшаются. Но по мере увеличения степени двухконтурности роль гидравлических сопротивлений во втором контуре возрастает, в особенности при больших скоростях полета. Это приводит к появлению экстмума-минимума на кривой зависимости удельного расхода топлива от степени двухконтурности.

В земных условиях удельный расход топлива при увеличении степени двухконтурности и температуре газов перед турбиной 1600 град. непрерывно снижается вплоть до степени двухконтурности большей 12. В условиях высотного дозвукового полета оптимальная степень двухконтурности равна 8, а при М полета равной 2 минимум удельного расхода топлива достигается (при такой же температуре газов перед турбиной) уже при степени двухконтурности, равной 1,5.

В настоящее время наметилось четкое разделение двухконтурных ТРД на три группы: группа двигателей с малыми степенями двухконтурности (m = 0,3-0,9), средними (m = 1,0-2,5) и большими (m = 4-8) и более.

Компрессоры таких двигателей, как правило, выполняют двухвальными и трехвальными. Количество ступеней вентилятора обычно находится в пределах 1-3.

В двигателях с малой степенью двухконтурности наивыгоднейшая степень повышения давления воздуха во втором контуре находится в пределах 2,5-3,5, а в двигателях с большой степенью двухконтурности 1,4-1,8. Такие низконапорные осевые компрессоры принято называть вентиляторами.

Выбор степени двухконтурности для двигателя того или иного назначения должен производиться с учетом его влияния не только на удельный расход топлива, но и на габаритные размеры, массу и внешнее сопротивление силовой установки. С увеличением степени двуконтурности вследствие падения удельной тяги габаритные размеры и внешнее сопротивление двигателя заданной тяги возрастают.

Для самолетов средней дальности с крейсерскими скоростями полета 950-1000 км/ч оптимальные значения степени двухконтурности сотавляют 1-3, а для тяжелых транспортных самолетов со скоростями полета до 800-850 км/ч при применении высокотемпературных турбин оказывается выгодным увеличить значение степени двухконтурности до 5-6 и более.

7.4. Эксплуатационные характеристики ДТРД

Для двухконтурного ТРД существуют определенные соотношения между степенью двухконтурности, степенью сжатия воздуха в первом и втором контуре, температурой газов перед турбиной, при которых возможно получение потребной тяги при наивыгоднейших значениях удельной тяги и удельного расхода топлива.

Увеличение степени двухконтурности (при постоянных степенях сжатия воздуха в первом и втором контуре, температуре газов перед турбиной) приводит к увеличению тяги и снижению удельного расхода топлива. Объясняется это тем, что с ростом степени двухконтурности увеличивается расход воздуха через наружный контур, а так как величина энергии, передаваемой из внутреннего в наружный контур остается постоянной, уменьшается скорость истечения из сопла наружного контура. Уменьшение скорости истечения из сопла наружного контура приводит к снижению удельной тяги. Рост расхода воздуха через наружный контур опережает уменьшение скорости истечения воздуха из наружного контура, поэтому тяга увеличивается. Поскольку при постоянных температуре газов перед турбиной и степени сжатия воздуха количество топлива, подаваемое во внутренний контур, не изменяется, удельный расход топлива снижается пропорционально росту тяги.

По мере дросселирования двигателя уменьшается частота вращения ротора высокого давления, степень двухконтурности возрастает. Связано это с тем, что поскольку степень сжатия воздуха во втором контуре меньше, чем степень сжатия воздуха в первом контуре, то она при снижении медленнее и уменьшается, значит давление воздуха в наружном контуре и расход воздуха через него снижаются в меньшей степени, чем через внутренний контур.

Поскольку дросселирование связано с уменьшением температуры газов перед турбиной высокого давления, снижается и температура перед турбиной низкого давления. Так как степень двухконтурности при снижении оборотов ротора высокого давления возрастает, то нарушается баланс работ на турбокомпрессоре низкого давления, в результате частота вращения ротора низкого давления уменьшается более интенсивно, чем частота вращения ротора высокого давления. Это падение усиливается, когда перепад давлений в сопле внутреннего контура становится докритическим и наступает падение перепада давлений в турбине низкого давления. Таким образом, при дросселировании двигателя непрерывно снижается скольжение роторов.

Так как степень повышения полного давления воздуха вентилятором в наружном контуре невелика, она с ростом скорости существенно возрастает, поэтому расход через этот контур увеличивается более интенсивно, чем через внутренний, расход через который пропорционален общей степени повышения давления в компрессоре высокого давления, значительно большей, чем степень повышения давления в компрессоре низкого давления.В результате степень двухконтурности с ростом скорости полета увеличивается.

Изменение удельной тяги по скорости полета определяется темпом изменения скоростей истечения газа из контуров. С ростом скорости полета более сильно растет скорость истечения из наружного контура. Во внутреннем контуре так же как и в ТРД, скорость истечения растет медленней, чем скорость полета, поэтому удельные тяги контуров и тяга двигателя уменьшаются.

Изменение тяги ДТРД определяется изменением тяги контуров, которая уменьшается из-за того, что удельная тяга падает сильнее, чем растет расход воздуха (газа), причем падение тяги более сильное, чем у ТРД.

С ростом скорости полета изменяется соотношение между тягами контуров: доля тяги двигателя, приходящаяся на наружный контур с ростом скорости полета увеличивается. На некоторой сверхзвуковой скорости тяга внутреннего контура становится равной нулю, и дальнейший рост скорости полета приводит к отрицательной тяге внутреннего контура. Применение обычного ДТРД на такой скорости становится нерациональным.

С увеличением высоты полета уменьшается давление и плотность атмосферного воздуха, следовательно, снижаются расходы воздуха (газа) через контуры, но быстрее падает расход воздуха через наружный контур, так как там медленней возрастает степень повышения давления вентилятора, следовательно, степень двухконтурности с высотой полета снижается.

Высотно-скоростные и дроссельные характеристики ДТРД и ДТРДФ в общем аналогичны характеристикам ТРД и ТРДФ, но отличаются от них следующими особенностями.

Поэтому более быстрому падению удельной тяги у ДТРД соответствует и более быстрый рост удельного расхода топлива.

1. Удельная тяга ДТРД без форсажа уменьшается с ростом скорости полета быстрее, чем у одноконтурного ТРД, и притом тем быстрее, чем выше степень двухконтурности. Эту особенность ДТРД можно пояснить следующим образом. Удельная тяга ТРД падает с ростом скорости полета, вследствие того, что скорость истечения газов из сопла двигателя растет медленнее, чем скорость полета. При этом падение удельной тяги по скорости полета происходит тем интенсивнее, чем меньше скорость истечения при V = 0. Как известно, в ДТРД удельная тяга и скорость истечения значительно ниже, чем в ТРД с такими же параметрами цикла, причем тем ниже, чем больше степень двухконтурности. Этим и объясняется более быстрое падение удельной тяги у ДТРД. Некоторое дополнительное влияние, усиливающее этот эффект, оказывает рост степени двухконтурности по скорости полета.

В результате более резкого падения удельной тяги кривая зависимости тяги ДТРД от скорости полета имеет значительно менее резкий подъем на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, чем у одноконтурного ТРД, а при больших степенях двухконтурности тяга может вообще монотонно уменьшаться по скорости полета. Если у ТРД при скорости полета, соответствующей М = 0,6, тяга при принятых параметрах рабочего процесса составляет около 90% взлетной тяги, то у ДТРД со степенью двухконтурности, равной 1, она составит уже только 80%, а при степени двухконтурности равной 5 всего 60%.

При больших значениях степени двухконтурности тяга ДТРД существенно падает даже при увеличении скорости от нуля до 50-70 м/с, что необходимо учитывать при расчете взлетной дистанции самолета с такими двигателями.

2. Удельный расход топлива ДТРД увеличивается с ростом скорости полета быстрее, чем в ТРД. Эта особенность - следствие более быстрого падения удельной тяги ДТРД по скорости полета.

Экономичность ТРД и ДТРД со тепенью двухконтурности равной 1 становится одинаковой при М = 1,4. Пересечение кривых удельного расхода топлива в функции от М полета является следствием наличия гидравлических потерь во втором контуре. С ростом степени двухконтурности роль этих потерь становится все более ощутимой, и поэтому равенство значений удельного расхода топлива для ТРД и ДТРД наступает раньше, при меньших скоростях полета.

3. Высотные характеристики ДТРД не имеют существенных отличий от высоких характеристик ТРД. Удельная тяга существенно возрастает по мере снижения температуры атмосферы, и поэтому тяга двигателя до высоты полета 11 км падает по высоте медленнее, чем плотность воздуха. Экономичность двигателя до высоты полета 11 км улучшается вследствие роста полной степени сжатия. По высоте полета степень двухконтурности ДТРД уменьшается, что должно приводить к более резкому росту удельной тяги, чем у ТРД. Однако индивидуальные особенности программ регулирования характеристик элементов различных двигателей часто оказывают более существенное влияние на их высотные характеристики, чес степень двухконтурности.

Так например, для двигателя Д-30 увеличение (вместо уменьшения) удельного расхода топлива при увеличении высоты полета в области скорости полета Мн < 0,3 объясняется влиянием снижения КПД компрессора при высоких значениях приведенных оборотов.

4. Дроссельные характеристики ДТРД в общем аналогичны дроссельным характеристикам ТРД. При этом улучшение экономичности ДТРД на режимах ниже максимального при дозвуковых скоростях полета объясняется, как и для ТРД, прежде всего тем, что температура газов перед турбиной на максимальном режиме в современных двигателях значительно превышает оптимальную по экономичности. Поэтому падение температуры газов перед турбиной при уменьшении частоты вращения приводит вначале к снижению удельного расхода топлива. Но в ДТРД оптимальная по экономичности температура газов перед турбиной выше, чем в ТРД, и притом тем выше, чем больше степень двухконтурности. Поэтому при равных значениях максимальной температуры газов перед турбиной улучшение экономичности ДТРД при его дросселировании оказывается менее существенным, чем у ТРД.

Следует отметить, что эксплуатационные ограничения режимов работы ДТРД могут быть обусловлены теми же соображениями (прочность деталей, устойчивость процесса и т.д.), что и для других ГТД, а их влияние на характеристики ДТРД в общем аналогично влиянию этих ограничений на характеристики ТРД.

Итак, основными преимуществами двухконтурного двигателя по сравнению с турбореактивным являются увеличение тяги, снижение удельного расхода топлива и снижение уровня шума вследствие уменьшения скорости истечения.

К числу недостатков следует отнести снижение удельной тяги и соответствующее увеличение габаритов двигателя и усложнение его конструкции.

7.5. Особенности программ регулирования ДТРД

Программы регулирования (управления) двухконтурных ТРД на установившихся режимах должны решать те же задачи, что и для одноконтурных ТРД, т.е. обеспечивать достижение наибольшей тяги на максимальном режиме при наилучшей экономичности на крейсерских режимах и в то же время предотвращать перегрузку деталей двигателя и нарушение устойчивой работы его элементов.

Достижение максимальной тяги в различных условиях полета, как известно, требует поддержания постоянного (максимально допустимого) значения температуры газа перед турбиной и максимальной частоты вращения. Но двухконтурные ТРД выполняются чаще всего по двухвальной схеме. А в этом случае при выполнении, например, условия поддержания постоянной температуры газов перед турбиной частоты вращения роторов высокого и низкого давления не будут оставаться строго постоянными, а будут несколько изменяться при изменении условий полета, как и в одноконтурном двухвальном ТРД. Степень изменения частот вращения каждого из роторов при изменении условий полета (и сохранении постоянной температуры газов перед турбиной) зависит от газодинамической схемы двигателя, расчетных параметров и характеристик компрессоров первого и второго контуров и определяется особенностями совместной работы элементов ДТРД.

В современных ДТРД расчетные значения суммарной степени повышения давления в ряде случаев достигают 20...25, тогда как степень повышения давления в вентиляторе обычно не превышает 3,0. Поэтому в компрессорах высокого давления ДТРД обычно применяются компрессоры со значительно более высокими степенями повышения давления, чем в двухвальных ТРД.

Практически для поддержания постоянной температуры газов перед турбиной для ДТРД достаточно поддерживать на максимальных режимах постоянную (максимальную) частоту вращения ротора высокого давления, что существенно упрощает устройство системы автоматического регулирования двигателя.

 

 

8. Турбовинтовые двигатели

8.1. Рабочий процесс турбовинтовых и турбовальных ГТД

На малых и средних скоростях полета (до 750-800 км/ч) турбореактивные двигатели значительно уступают турбовинтовым  и по экономичности и по своим взлетно-посадочным характеристикам.

Этим объясняется применение ТВД для указанного диапазона скоростей полета. ТВД состоит из тех же основных элементов, что и ТРД, но, помимо того, снабжен винтом, вал которого соединен с валом турбокомпрессора через редуктор.

Необходимость применения редуктора вызвана тем, что оптимальная частота вращения турбокомпрессора значительно больше оптимальной частоты вращения воздушного винта.

В отличие от ТРД, в ТВД расширение газов полностью (до атмосферного давления) или почти полностью осуществляется в турбине. Вследствие этого мощность турбины ТВД при прочих равных условиях больше мощности ТРД. Избыточная мощность турбины ТВД (сверх потребной мощности компрессора и агрегатов) передается на воздушный винт.

Турбовинтовые и турбовальные ГТД отличаются той особенностью, что у них основная часть работы цикла используется для получения мощности на валу, а реактивная тяга, создаваемая потоком газа, проходящим через двигатель, мала.

У турбовинтовых ГТД, которые принято сокращенно называть ТВД, эта мощность используется для привода воздушного винта самолетов. Турбовальные двигатели имеют различные сферы использования. Наиболее многочисленными представителями турбовальных двигателей являются вертолетные ГТД, служащие для привода винтов вертолетов. К турбовальным двигателям относятся также вспомогательные силовые установки, используемые не для создания силы тяги, а в качестве генераторов мощности или источника сжатого воздуха.

Рабочий процесс турбовинтовых и турбовальных двигателей по существу одинаков, поэтому оба эти типа двигателей при изложении рабочего процесса будем рассматривать совместно и объединять общим термином ТВД с необходимой конкретизацией.

Турбовинтовые двигатели стали применяться в качестве силовых установок примерно одновременно с ТРД. эти двигатели обеспечили лучшую по сравнению с ТРД экономичность силовой установки при небольших дозвуковых скоростях полета (V = 600...700 км/ч). Они позволили использовать отработанную и проверенную многолетним опытом эксплуатации винтовых самолетов с поршневыми двигателями относительно простую систему регулирования винта путем изменения угла установки его лопастей.

Турбовинтовые двигатели удачно сочетали в себе преимущества создания тяги воздушным винтом на взлете и относительно небольших скоростях полета с преимуществами газотурбинного двигателя по сравнению с поршневым по массе. Но в настоящее время турбовинтовые двигатели постепенно вытесняются двухконтурными ТРД с большими степенями двухконтурности, обеспечивающими более высокие скорости полета самолета.

8.2. Схемы и основные параметры

На вертолетах преимущественно используются ГТД со свободной турбиной. Эти двигатели состоят из турбокомпрессора, который используется в качестве газогенератора, и установленной за турбокопрессором свободной турбины. Свободная турбина, создающая полезную мощность, устанавливается на выходном валу двигателя, который механически не связан с валом турбокомпрессора. Это позволяет изменять по заданному закону или поддерживать постоянной частоту вращения вала свободной турбины независимо от частоты вращения вала турбокомпрессора. Эта особенность весьма существенна для вертолетов, имеющих многодвигательные силовые установки.

Наряду с указанной схемой, на легких однодвигательных вертолетах иногда применяются одновальные двигатели. В конструктивном отношении они являются более простыми. В данном случае многоступенчатая турбина развивает большую мощность, чем требуется для привода компрессора, и этот избыток мощности передается на выходной вал двигателя. Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему винту вертолета применяются специальные трансмиссии с редукторами, уменьшающими частоту вращения винта по сравнению с частотой вращения вала.

Турбовинтовые самолетные двигатели выполняются по аналогичным схемам, но имеют, как правило, короткие трансмиссии и соосное расположение двигателя и редуктора. В таком случае редуктор выполнется в единой конструктивной компоновке с двигателем и является его неотъемлемой частью.

При очень высоких расчетных значениях степени повышения давления компрессора последний может быть выполнен двухкаскадным. Такие схемы получили применение на самолетных турбовинтовых двигателях, причем у них турбина высокого давления приводит во вращение компрессор высокого давления, как у обычного двухвального ТРД, а турбина низкого давления используется для вращения компрессора низкого давления и воздушного винта.

Раздельный привод компрессора и выходного вала в двигателях двухвальных схем позволяет благодаря большей гибкости регулирования обеспечить лучшее согласование работы элементов двигателя и воздушных винтов и тем самым улучшить экономичность силовой установки на основных эксплуатационных режимах, а также облегчить запуск двигателя. Помимо этого, в двигателях двухвальной схемы удается уменьшить размеры и массу редуктора вследствие уменьшения частоты вращения вала свободной турбины и соответственно уменьшить передаточное отношение от вала этой турбины к валу винта.

Входные устройства У ГТД с передним расположением редуктора выполняются в виде криволинейного канала с уменьшающимся наружным и внутренним диаметрами. Воздух на входе в двигатель такой схемы получает возмущения, вызванные вращением лопастей воздушного винта, для выравнивания которых требуется иметь достаточную длину канала.

Применяемые в мощных турбовинтовых и турбовальных двигателях осевые компрессоры не имеют существенных особенностей по сравнению с компрессорами ТРД. В вертолетных ГТД при высоких степенях повышения давления воздуха компрессоры имеют, как правило, регулируемые направляющие аппараты нескольких первых ступеней и (или) перепуск воздуха.

Камеры сгорания у мощных турбовинтовых двигателей принципиально не отличаются от камер сгорания ТРД и выполняются по тем же схемам. У турбовальных двигателей наряду с прямоточными применяются также противоточные камеры сгорания, преимущественно кольцевые, что помимо сокращения длины двигателя улучшает процесс в камере сгорания, поэтому оказывается целесообразным.

Турбины у двигателей рассматриваемых типов имеют большее число ступеней, чем у ТРД, что объясняется более высокими значениями степеней понижения давления в них. Обычно турбины одновальных ТВД имеют от трех до пяти ступеней. Двухвальные двигатели имеют, как правило, двухступенчатую турбину турбокомпрессора, что позволяет обеспечить степень сжатия компрессора 12...14 и одно- или двухступенчатую свободную турбину.

За турбиной устанавливается выпускной патрубок (канал), который выполняется диффузорным, что позволяет снизить кинетическую энергию газов, выходящих из двигателя, уменьшить давление за турбиной и увеличить перепад давлений на турбине, а следовательно, повысить мощность двигателя. Отвод газов из вертолетного двигателя обычно приходится делать с поворотом к направлению полета на 60-90 гpад.

Реальный цикл турбовинтовых двигателей аналогичен реальному циклу ТРД. Различие состоит в характере использования этой работы. В ТРД вся работа цикла шла на увеличение кинетической энергии газовой струи, проходящей через двигатель. У ТВД основная задача состоит в обеспечении наибольшей мощности на валу. Конечно, имеется определенная скорость на выходе из выходного устройства. Если выпускать газ из двигателя по направлению полета, то эту скорость можно использовать для создания дополнительной реактивной силы. Следовательно, в общем случае, работа цикла может быть использована для получения механической работы и для приращения кинетической энергии газа.

Для турбовинтовых двигателей используются понятия тяговой работы и тяговой мощности.

Под тяговой работой подразумевают суммарную тяговую работу, создаваемую винтом и реактивной струей, отнесенную к 1 кг воздуха.

Соответственно тяговая мощность определяется как произведение тяговой работы и расхода воздуха.

Реактивная мощность у ТВД обычно мала и чтобы ее не определять самостоятельно, вводят так называемую эквивалентную мощность. Под эквивалентной мощностью условно понимают такую мощность на валу винта, которая обеспечивает в заданных условиях полета тяговую мощность, создаваемую винтом и реакцией.

Совершенство ТВД характеризуют значениями удельных параметров двигателя.

Удельный расход топлива определяется как отношение часового расхода топлива к эквивалентной мощности.

Отметим, что удельный расход топлива для турбовинтовых двигателей определяет экономичность (степень преобразования подведенного тепла в полезную тяговую работу) только при определенных условиях - при заданном КПД винта.

Для сравнения ТРД и ТВД используют удельный расход топлива, равный отношению часового расхода топлива к суммарной тяге. Где суммарная (общая) тяга ТВД складывается из винтовой и реактивной тяги.

Полный КПД ТВД тем больше, чем меньше удельный расход топлива по эквивалентной мощности и чем выше КПД винта. С другой стороны, полный КПД ТВД можно представить как произведение внутреннего КПД на КПД винта.

Удельная эквивалентная мощность оценивается как отношение эквивалентной мощности к расходу воздуха:

Nуд = / .

Для современных ТВД в стандартных условиях удельные параметры имеют следующие значения:

- удельный расход топлива - 0,20-0,35 кг/кВтч;

- удельная эквивалентная мощность - 300-400 кВтс/кг;

- удельная масса - 0,1-0,3 кг/кВт.

8.3. Зависимость удельной мощности и удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса

Удельная мощность ТВД изменяется в зависимости от степени сжатия компрессора и температуры газов перед турбиной точно таким же образом, как работа цикла. Но поскольку рабочие процессы (циклы) у ТРД и ТВД одинаковы, то и зависимости Lц от параметров рабочего процесса этих двигателей одинаковы.

Удельная мощность с ростом степени сжатия до оптимальной при постоянной температуре газов перед турбиной увеличивается, а при более высоких степенях сжатия начинает снижаться.

Увеличение температуры газов перед турбиной при одновременном повышении степени сжатия компрессора является мощным средством увеличения работы цикла и удельной мощности ТВД. Увеличение удельной мощности у ТВД оказывается более значительным, чем увеличение удельной тяги у ТРД.

Влияние степени сжатия компрессора на удельный расход топлива качественно является таким же, как у ТРД. Удельный расход топлива для заданной температуры газов перед турбиной при увеличении степени сжатия компрессора до экономической уменьшается, при экономической степени сжатия достигает минимального значения, а при дальнейшем повышении степени сжатия компрессора начинает возрастать.

Отличительная особенность зависимостей удельного расхода топлива от температуры газов перед турбиной при постоянной степени сжатия компрессора у ТВД состоит в том, что с ростом температуры газов для указанных условий удельный расход топлива все время уменьшается, тогда как у ТРД каждому значению степени сжатия отвечает определенное значение экономической степени сжатия, обеспечивающее минимум удельного расхода топлива.

В ТВД основная часть тяговой работы создается винтом, КПД которого не зависит от температуры газов перед турбиной, поэтому полный КПД увеличивается при возрастании температуры газов перед турбиной в такой же степени, как внутренний КПД. Переход к более высоким температурам газов перед турбиной у ТВД связан улучшением их экономичности, но осбенно значительное улучшение экономичности обеспечивается при одновременном увеличении температуры газов перед турбиной и степени сжатия компрессора.

С ростом температуры газов перед турбиной удельный расход топлива уменьшается, т.е. экономичность двигателя растет. Если у ТВД экономичность с ростом температуры увеличивается, то у ТРД она снижается. Это объясняется различием в механизме превращения работы цикла в тяговую работу. В ТВД это превращение осуществляется за счет винта, в ТРД - за счет реакции истечения газа из сопла. Совершенство этого процесса оценивается в ТВД с помощью КПД винта, не зависящего от температуры газов перед турбиной, а в ТРД - с помощью тягового КПД, который уменьшается с ростом температуры газов перед турбиной из-за увеличения скорости истечения газа из сопла. Таким образом, с ростом температуры газов перед турбиной в ТРД и ТВД растет запас энергии газа, затраты на преодоление гидравлических сопротивлений изменяются мало. Но так как потери на винте остаются неизменными, то доля потерь в общем балансе энергии уменьшается и экономичность ТВД растет. В противоположность этому в ТРД растут потери с вытекающими газами, доля потерь в общем балансе растет и экономичноть ухудшается.

Требование высокой экономичности явилось причиной непрерывного повышения степени сжатия компрессора и температуры газов перед турбиной у ТВД и вертолетных ГТД. Лучшие ТВД для транспортных и пассажирских самолетов имели степень сжатия компрессора 13...15 при температуре газов перед турбиной

1300...1400 К. Выбор температуры газов перед турбиной диктовался не только требованиями экономичности и малой массы двигателя, но и его ресурсом, который для этого типа двигателей был доведен до 5-6 тыс.ч. Вертолетные ГТД в начале своего развития имели степени сжатия компрессора 6...8 и температуры газов перед турбиной

1100...1200 К. В настоящее время на мощных вертолетных ГТД достигнуты степени сжатия компрессора 10...14 при температурах газов перед турбиной более 1300 К.

8.4. Оптимальное распределение работы цикла ТВД между винтом и реакцией

Работа цикла у ТВД в общем случае расходуется на привод винта и на приращение кинетической энергии газового потока, протекающего через двигатель.

Целесообразно распределять работу цикла так, чтобы получить максимальную тяговую работу. Такое распределение работы цикла между винтом и реакцией, при котором тяговая работа двигателя максимальна, называется оптимальным.

Чем больше скорость полета и меньше КПД винта, тем большую часть работы цикла целесообразно передавать на ускорение газового потока. Наоборот, чем меньше скорость полета и больше КПД винта, тем большую долю работы цикла следует передавать на винт и меньшую оставлять на увеличение кинетической энергии газового потока. Это обусловлено тем, что при увеличении скорости полета эффективность преобразования кинетической энергии в тяговую работу улучшается (увеличивается тяговый КПД ТВД как реактивного двигателя), а потери при преобразовании работы винта в тяговую работу вследствие снижения КПД винта возрастают. При снижении скорости полета наблюдается обратная картина.

Оптимальному распределению энергии в ТВД соответствует не только максимум тяговой работы, но и максимум полного КПД двигателя, т.е. наилучшая его экономичность.

8.5. Характеристики турбовинтовых и турбовальных ГТД

Для турбовинтовых и турбовальных двигателей устанавливается обычно такая же номенклатура режимов, как и для ТРД, т.е. максимальный (взлетный), номинальный и крейсерские. Но для двигателей многодвигательных вертолетов предусматривается еще два режима: максимальный чрезвычайный режим продолжительностью до 2,5 мин с мощностью на 7-10% больше взлетной - для продолжения взлета или совершения посадки в случае отказа одного из двигателей, и номинальный чрезвычайный режим продолжительностью до 30 мин с мощностью, большей номинальной, - для продолжения горизонтального полета при одном отказавшем двигателе. Эти режимы устанавливаются соответствующей перенастройкой регуляторов оборотов или температуры газов перед турбиной.

Для одновальных самолетных ТВД принято рассматривать дроссельные, скоростные и высотные характеристики.

Дроссельными характеристиками ТВД называют зависимости эквивалентной мощности и удельного расхода топлива от определяющего параметра регулирования (регулирующего фактора) при заданном режиме полета, т.е. при условии, что скорость и высота полета - постоянны. В большинстве случаев у одновальных ТВД дросселирование двигателя осуществляется при обеспечении постоянных оборотов и дроссельные характеристики представляют в виде зависимостей эквивалентной мощности и удельного расхода топлива от приведенного расхода топлива. При условии постоянства приведенной частоты вращения уменьшение  приведенного расхода воздуха приводит к уменьшению температуры газов перед турбиной.

Уменьшение температуры газов перед турбиной и степени повышения давления приводит к снижению работы цикла и удельной эквивалентной мощности двигателя. При этом уменьшаются эквивалентная мощность, мощность винта и реактивная тяга. Увеличение удельного расхода топлива объясняется уменьшением внутреннего КПД двигателя вследствие снижения степени сжатия и температуры газов перед турбиной, а также ухудшением КПД элементов двигателя.

Дросслелирование ТВД только снижением температуры газов перед турбиной при постоянной частоте вращения требует большого диапазона изменения угла установки винта, что связано с определенными трудностями. Помимо того, двигатель даже на малом газе должен работать на максимальных оборотах. В ряде ТВД применяется комбинированная программа регулирования: вначале двигатель дросселируется снижением температуры газов перед турбиной при постоянстве частоты вращения до установки винта на упор минимального шага, а при дальнейшем снижении мощности - уменьшением частоты вращения и температуры газов перед турбиной - при минимальном шаге винта. Это позволяет использовать преимущества программы постоянства частоты вращения на рабочих режимах (хорошие экономичность и приемистость, исключение неустойчивых режимов без специальных устройств, низкие тепловые нагрузки) и программы минимального шага винта, наиболее простой в осуществлении, при которой обеспечивается снижение тепловых и механических нагрузок на деталях двигателя.

Скоростными характеристиками ТВД называют зависимости эквивалентной мощности двигателя и удельного расхода топлива на заданном режиме работы двигателя от скорости полета при неизменной высоте полета и принятой программе регулирования. Эквивалентная мощность при постоянной высоте увеличивается с повышением скорости, а удельный расход топлива - уменьшается.

Рост скорости полета приводит к увеличению суммарной степени повышения давления и расхода воздуха через двигатель, что ведет к росту перепада давлений на турбине вследствие того, что давление перед турбиной растет, а за турбиной остается постоянным (в ТВД обычно осуществляется полное расширение газа на турбине и давление за ней равно атмосферному давлению). Таким образом, рост скорости полета приводит к увеличению работы, развиваемой 1 кг газа на турбине. Так как мощность, передаваемая компрессору при постоянной частоте вращения не изменяется, то оказывается, что рост скорости полета приводит к увеличению мощности, передаваемой на винт. Аналогично влияет на эквивалентную мощность и увеличение расхода с ростом скорости полета. Отсюда с увеличением скорости эквивалентная мощность увеличивается возрастания работы 1 кг газа и роста расхода воздуха.

Непрерывное и весьма значительное увеличение эквивалентной мощности двигателя с ростом скорости полета является в основном следствием увеличения расхода воздуха через двигатель.

Уменьшение удельного расхода топлива ТВД при увеличении скорости полета самолета объясняется улучшением теплоиспользования в цикле вследствие роста степени повышения давления воздуха. Полный КПД ТВД или пропорциональная ему величина удельного расхода топлива с увеличением скорости полета снижается лишь до определенных значений скорости. При очень больших скоростях полета вследствие снижения КПД винта полный КПД начинает уменьшаться, а экономичность ТВД ухудшается. При М полета > 0,8-0,85 по указанной причине ТВД по экономичности сравнивается вначале с ДТРД, а затем и с ТРД.

Скоростные и высотные характеристики двухвальных ТВД качественно аналогичны характеристикам одновального двигателя. Но так как в двухвальном ТВД имеется возможность для каждого режима полета установить наивыгоднейшие обороты винта и получить максимальные значения КПД винта и его турбины, то по сравнению с характеристиками одновального двигателя при прочих равных условиях значения мощности винта и эквивалентной мощности двухвальнго ТВД на нерасчетных режимах несколько больше, а удельный расход топлива соответственно меньше.

Высотными характеристиками ТВД называют зависимости эквивалентной мощности и удельного расхода топлива на заданном режиме двигателя от высоты полета при неизменной скорости полета и принятой программе регулирования.

С увеличением высоты полета эквивалентная мощность уменьшается. Одновременно с этим до высоты 11 км уменьшается удельный расход топлива. Основная причина падения эквивалентной мощности с высотой полета - значительное уменьшение расхода воздуха вследствие снижения давления газов перед турбиной. Темп падения мощности и тяги двигателя до высоты 11 км замедляется по причине роста работы винта и удельной реактивной тяги вследствие увеличения степени повышения давления компрессора, с одной стороны, и повышения степени подогрева топлива - с другой. При высоте более 11 км степень сжатия компрессора и степень подогрева топлива остаются неизменными, следовательно, перестают увеличиваться работа винта и удельная реактивная тяга. Поэтому темп падения эквивалентной мощности (а также мощности винта) при высоте полета более 11 км усиливается. С увеличением высоты до 11 км удельный расход топлива уменьшается из-за улучшения использования тепла в цикле (по причине роста степени сжатия компрессора).

Винтовая мощность ТВД из-за уменьшения расхода воздуха с подъемом на высоту снижается. Однако до высоты ограничения ее поддерживают постоянной увеличением температуры газов перед турбиной (увеличение подачи топлива) таким образом, чтобы снижение расхода воздуха компенсировалось соответствующим ростом работы цикла. Такой характер изменения винтовой мощности удобен тем, что редуктор можно рассчитывать на меньшую максимальную мощность, это снижает его массу и габариты.

Скоростные и высотные характеристики двухвальных ТВД качественно аналогичны характеристикам одновального двигателя. Но так как в двухвальном ТВД имеется возможность для каждого режима полета установить наивыгоднейшие обороты винта и получить максимальные значения КПД винта и его турбины, то по сравнению с хактеристиками одновального двигателя при прочих равных условиях значения эквивалентной мощности двухвального ТВД на нерасчетных режимах несколько больше, а удельный расход воздуха соответственно меньше.

Как видно из рассмотрения скоростных и высотных характеристик ТВД, мощность, передаваемая на вал воздушного винта, оказывается тем более высокой, чем больше скорость полета и меньше высота полета.Этими условиями определяется расчетный режим редуктора. В целях уменьшения габаритных размеров и массы редуктора у некоторых ТВД его расчет на прочность производится не на максимальную мощность винта, а на некоторое меньшее (расчетное) значение, определяемое потребностями самолета в полете на заданных режимах или чаще - условием обеспечения удовлетворительных взлетных качеств самолета.

ТВД, имеющие ограничение максимальной развиваемой мощности, получили название высотных. При заданной скорости полета и при высоте полета более высоты ограничения двигатель на максимальном режиме работает с максимальными параметрами рабочего процесса, а при высоте менее высоты ограничения мощность винта поддерживается постоянной и требуется дросслирование двигателя. ТВД используются в широком диапазоне скоростей полета и нужно учитывать изменение с ростом скорости полета как высоты ограничения, так и степени дроселирования двигателя. Чем выше скорость полета, тем больше высота ограничения и тем большая степень дросслерования двигателя требуется при постоянной высоте для обеспечения в области ограничения условия постоянной мощности винта. Это объясняется возрастанием располагаемой мощности двигателя, передаваемой на винт, с увеличением скорости полета.

Уменьшение мощности одновальных ТВД в области ограничения производится обычно снижением температуры газов перед турбиной при постоянной частоте вращения, а не одновременным снижением оборотов и температуры газов, что упрощает систему регулирования, незначительно ухудшая экономичность по сравнению с оптимальным дросселированием.

У самолетных ТВД может возникать на некоторых режимах полета значительная отрицательная тяга винта. Из теории воздушных винтов известно, что в зависимости от соотношения частоты вращения (окружной скорости вращения), скорости полета и угла установки лопастей винты могут иметь следующие характерные режимы:

- пропеллерные, при которых винт, работая на углах атаки больше нулевого, создает положительную тягу, а мощность на его вращение берется от двигателя;

- режим нулевой тяги, при котором винт, работая на углах атаки минус 2-5 град. и потребляя на вращение мощность от двигателя, не создает тяги;

- режимы торможения, при которых винт, работая на углах атаки менее нулевого и потребляя мощность двигателя, создает отрицательную тягу;

- режим авторотации, соответствующий промежуточному углу атаки, при котором винт не потребляет мощности двигателя, а вращается за счет энергии набегающего потока, создавая отрицательную тягу;

- режимы ветряка, при которых углы атаки менее промежуточного упора, а винт вращается за счет энергии набегающего потока, передает эту энергию на вращение ротора двигателя и создает отрицательную тягу.

Следует отметить, что угол установки лопастей винта соответсвующий нулевой тяге винта, изменяется в зависимости от частоты вращения и скорости полета. При увеличении скорости полета и уменьшении частоты вращения угол установки лопастей винта возрастает. У воздушных винтов при работе у земли на месте уол установки лопастей равен -5 град., а при скорости полета 400 км/ч он увеличивается приблизительно до +20 град. Требуемый диаазон углов установки лопастей на рабочих режимах составляет примерно 40-50 град., а с учетом наземных режимов реверса тяги - 70-80 град.

Указанные особенности в работе воздушного винта следует учитывать при рассмотрении его работы совместно с двигателем на различных режимах полета. Это необходимо для того, чтобы исключить работу винта на режимах отрицательной тяги там, где это опасно и недопустимо, но использовать ее там, где она полезна и желательна (для торможения самолета при пробеге после посадки).

Сразу следует отметить, что нежелательные режимы работы винта могут возникнуть только при отказах в системе автоматического регулирования, либо при появлении неисправностей в силовой установке или в ее системах.

8.6. Особенности программ регулирования ТВД

Задачи регулирования турбовинтовых и турбовальных двигателей на установившихся режимах работы в основном остаются теми же, что и у ТРД. При этом применяются программы регулирования, обеспечивающие наибольшую мощность на максимальных режимах работы двигателя и наилучшую экономичность на крейсерских режимах, а также защищающие двигатель от перегрузок и неустойчивой работы его элементов.

Двигатели со свободной турбиной имеют программу регулирования и условия совместной работы элементов турбокомпрессора, ничем не отличающиеся от таковых для одновального ТРД с постоянной степенью сжатия или для турбокомпрессора высокого давления двухвальных двигателей. Дело в том, что свободная турбина имеет в сопловых аппаратах своих ступеней перепады давлений, близкие к критическим. Это обеспечивает постоянство степени понижения давления туpбины компpессоpа пpактически на всех pежимах pаботы двигателя. Следовательно, пpи неpегулиpуемой пpоточной части единственным pегулиpуемым фактоpом для туpбокомпpессоpа является pасход топлива. В качестве pегулиpуемого паpаметpа здесь могут быть выбpаны либо частота вpащения pотоpа туpбокомпpессоpа, либо темпеpатуpа газов пеpед туpбиной (или за туpбиной).

Одновальные туpбовинтовые двигатели с неpегулиpуемой пpоточной частью отличаются тем, что у них имеется два независимых pегулиpующих фактоpа - pасход топлива и угол установки лопастей винта, позволяющие поддеpживать постоянными или изменять по опpеделенному закону два pегулиpуемых паpаметpа двигателя. Следовательно, в таком двигателе на максимальном pежиме pаботы может быть обеспечена пpогpамма pегулиpования, обеспечивающая постоянные максимальные обоpоты и темпеpатуpу газов пеpед туpбиной.

Существенное достоинство дpосселиpования ТВД пpи постоянных обоpотах - возможность обеспечения хоpошей пpиемистости двигателя на pежимах pазгона, так как увеличение мощности двигателя осуществляется без pаскpутки pотоpа, и поэтому вpемя пpиемистости опpеделяется только скоpостью повоpота лопастей винта и быстpодействием топливной аппаpатуpы, само же вpемя изменения газодинамических пааметов двигателя пpи пеpеходе его на новый pежим pаботы ничтожно мало и не является опpеделяющим. Достоинством этого способа дpосселиpования является также увеличение запаса устойчивости компpессоpа.

Дpугой возможный способ дpосселиpования ТВД - уменьшение частоты вpащения pотоpа пpи постоянной темпеpатуpе газов пеpед туpбиной. Но в этом случае возможен помпаж компpессоpа. К числу дpугих недостатков такого способа дpосселиpования двигателя следует отнести плохую пpиемистость вследствие больших потpебных избыточных мощностей для pаскpутки pотоpа с затяжеленным винтом и небольших возможностей увеличения темпеpатуpы газов пеpед туpбиной в пpоцессе pазгона, а также большие тепловые нагpузки на двигатель на пониженных pежимах его pаботы. По этой пpичине эта пpогpамма pегулиpования у ТВД, как и ТРД, не имеет пpактического пpименения.

На ТВД обычно применяют две программы обеспечения наибольшей мощности. От земли до некоторой высоты существует зона ограничения мощности, в пределах которй закон подачи топлива и изменение частоты вращения ротора устанавливают исходя из ограничений по прочности редуктора. При этом момент на вале редуктора, частота вращения винта и эффективная мощность остаются неизменными по высоте. На больших высотах регулирование производят из условия получения предельно допустимой температуры газов перед турбиной (зона ограничения температуры газов), мощность двигателя с высотой падает. На крейсерских режимах расход топлива уменьшается пропорционально углу поворота рычага управления двигателем, а частота вращения винта (ротора) должна выбираться таким образом, чтобы обеспечить минимальный расход топлива.

В турбовинтовых двигателях, помимо расхода топлива, появляется еще один регулирующий фактор - угол установки лопастей винта. в этом случае становится возможным регулировать два параметра. В большинстве ТВД изменением расхода топлива оказывается воздействие на температуру газов перед турбиной, а измением угла установки лопастей винта оказывается воздействие на частоту вращения ротора.

При перемещении РУД в сторону больших режимов увеличивается подача топлива и, следоваетельно, температура газов перед турбиной, что приводит к увеличению ее мощности, однако частота вращения турбокомпрессора не изменяется, так как соответственно затяжеляется винт (увеличивается угол установки лопастей винта), при этом тяга, создаваемая винтом, увеличивается.

 

 

9. Работа ГТД на переходных режимах

9.1. Разновидности неустановившихся режимов ГТД

До этого момента рассматривались установившиеся (равновесные) режимы работы ГТД, т.е. такие, на которых частоты вращения роторов, температура газов перед турбиной, расход топлива и другие параметры двигателя не изменяются во времени (или изменяются столь медленно, что это не сказывается на условиях совместной работы элементов двигателя). В условиях эксплуатации большое значение имеют также неустановившиеся (переходные) режимы работы двигателя, характеризующиеся сравнительно быстрым изменением во времени тех или иных параметров рабочего процесса. К ним относятся запуск, разгон двигателя (увеличение частоты вращения), сброс частоты вращения, включение и выключение форсажа и др.

Изменение режима работы двигателя пилот осуществляет обычно более или менее быстрым перемещением РУД, а на вертолетах - рычага управления двигателем и общим шагом несущего винта. Способность двигателя быстро увеличивать тягу (мощность) при перемещении РУД называется приемистостью. Количественной ее характеристикой является время приемистости, под которым понимается время, необходимое для увеличения тяги (мощности) от исходного пониженного ее значения (например, от малого газа) до значения, равного 95% максимального.

Хорошая приемистость двигателя важна для повышения безопасности полетов при выполнении посадки (так как увеличивает возможность исправления ошибок пилота и ухода на второй круг) и, кроме того, положительно влияет на разгонные и маневренные характеристики самолета.

Важной эксплуатационной характеристикой авиационного ГТД является также быстрота и надежность запуска его как на земле так и в воздухе.

Помимо переходных режимов, вызванных теми или иными управляющими воздействиями на двигатель, неустановившиеся режимы работы его могут возникать также при сильных внешних возмущениях (например, при неустойчивой работе воздухозаборника, при внезапном попадании на вход в двигатель горячих газов и т.п.) или при помпажных срывах в компрессоре.

9.2. Разгон и сброс частоты вращения ТРД

Ускорение ротора ТРД пропорционально избыточной мощности или избыточному моменту турбины.

Для получения избыточной работы (и мощности) турбины необходимо увеличить либо температуру газов перед турбиной, либо степень расширения турбины. В существующих ТРД используется в основном первый способ, т.е. увеличение температуры газов перед турбиной благодаря подаче избыточного количества топлива в камеру сгорания.

Ускорение ротора при данной частоте вращения пропорционально избытку топлива и для получения хорошей приемистости (т.е. быстрого увеличения частоты вращения) достаточно обеспечить подачу в камеру сгорания больших избытков топлива. Однако на практике регулирование избытков топлива в процессе разгона приходится производить с учетом следующих ограничений.

Ограничение по условиям прочности турбины. На установившихся режимах максимально допустимое значение температуры газа перед турбиной достигается при максимальной частоте вращения. В процессе разгона, учитывая его кратковременность и пониженные напряжения в лопатках при частоте вращения меньше максимальной, можно допустить заброс температуры газов перед турбиной сверх максимальной, однако он не должен превышать 40-70 град. Если нет других ограничений, то подача топлива на режимах разгона при повышении температуры газов перед турбиной до максимальной может быть увеличена в 1,5-2,5 раза.

При чрезмерном увеличении подачи топлива процесс разгона может закончиться нарушением устойчивой работы компрессора. Для гарантирования устойчивой работы компрессора в процессе разгона подача топлива должна регулироваться так, чтобы запас устойчивости компрессора на всех этапах этого процесса был не ниже некоторого заранее назначенного значения (обычно не менее 5-7%).

Увеличение подачи топлива в процессе разгона сопровождается соответствующим уменьшением коэффициента избытка воздуха. При разгоне режимы работы камеры сгорания приближаются к границе богатого срыва, и при чрезмерных избытках топлива возможно погасание камеры. Практически ограничение по устойчивости горения в процессе разгона наступает только в условиях полета с минимальными скоростями на больших высотах. На малых и средних высотах раньше наступает ограничение по устойчивости компрессора или по прочности турбины.

Если при каждом значении частоты вращения подача топлива (температура газов) поддерживается на максимальном уровне, допускаемом указанными ограничениями, то ускорение ротора при каждом значении частоты вращения будет максимальным, а время разгона - минимальным. Такой разгон называется оптимальным.

Обычно при малых и средних значениях частоты вращения возможные избытки топлива ограничены запасом устойчивости компрессора, а на больших значениях оборотов - максимальной температурой газов перед турбиной. Частота вращения и в особенности тяга двигателя возрастают сравнительно медленно вначале и существенно быстрее в конце процесса разгона.

Это благоприятно сказывается на времени приемистости двигателя в условиях полета, где даже при пониженных режимах частота вращения ротора двигателя обычно намного превышает значение частоты вращения на режиме земного малого газа. Но, с другой стороны, с увеличением высоты полета расход воздуха через двигатель падает. Поэтому необходимое для осуществления оптимального разгона значение максимальной температуры газов достигается при меньшем расходе топлива. Кроме того, на больших высотах допустимое значение температуры газов может оказаться меньшим вследствие снижения запаса устойчивости компрессора при малых числах Рейнольдса. Эти факторы отрицательно сказываются на темпе приемистости двигателя.

Сброс частоты вращения ТРД осуществляется путем уменьшения подачи топлива до значений, лежащих ниже подачи его на установившихся режимах. При этом вследствие снижения температуры газов перед турбиной мощность турбины становится меньше мощности, потребляемой компрессором, и ротор двигателя получает отрицательное ускорение. Основным фактором, ограничивающим допустимое снижение подачи топлива при сбросе частоты вращения, является предел устойчивой работы камеры сгорания на бедных смесях. При этом важно подчеркнуть, что срыв пламени в камере сгорания на этих режимах может быть связан не только с чрезмерным обеднением смеси, но и с резким ухудшением качества распыла топлива, вызванным сильным снижением перепада давлений на форсунках при малых его расходах. Поэтому обычно в системе регулирования двигателя предусматривается ограничение минимального расхода топлива через форсунки.

9.3. Запуск ТРД

Запуском двигателя называется процесс раскрутки ротора ГТД из состояния покоя (запуск на земле) или от режима авторотации (запуск в полете) до режима малого газа, т.е. до режима устойчивой работы двигателя с минимальной возможной мощностью (тягой).

В процессе запуска двигателя на земле частота вращения ротора увеличивается от нуля до частоты вращения на режиме земного малого газа.

Затраты мощности на механическое трение и привод агрегатов на пусковых режимах играют несколько большую роль, чем на рабочих режимах, но и здесь они не превышают 3-5% мощности компрессора. Поэтому момент сопротивления вращению ротора мало отличается от момента вращения ротора компрессора.

При частотах вращения, лежащих ниже некоторого значения (равного примерно 10-15% от максимального), турбина вообще практически не дает полезной мощности из-за слишком низких

перепадов давлений и ее КПД.

Только при определенных оборотах, превышающих некоторую частоту вращения (называемую равновесной), при максимальном значении температуры газов перед турбиной момент на валу турбины становится больше момента сопротивления и, следовательно, возможен самостоятельный разгон ротора двигателя. Раскрутка двигателя при оборотах меньших равновесной частоты вращения возможна только с помощью стартера.

Для запуска в наземных условиях необходимо от внешнего источника энергии посредством пускового устройства (стартера) осуществить раскрутку ротора двигателя до определенной частоты вращения, подать в камеру сгорания необходимое количество топлива и осуществить его воспламенение, обеспечив выход двигателя на режим малого газа без тепловых и механических перегрузок. Условно весь процесс запуска можно представить состоящим из трех, непрерывно следующих друг за другом этапов.

На первом этапе раскрутка ротора из состояния покоя осуществляется только стартером без подачи топлива в камеру сгорания до так называемой пусковой частоты вращения, при которой в камере сгорания создаются условия для надежного воспламенения и горения топлива и может начать работать турбина двигателя.

На втором этапе в камеры сгорания подается топливо и вступает в работу турбина. Раскрутка ротора двигателя до частоты вращения, называемой частотой сопровождения, производится совместно стартером и турбиной.

На этом этапе имеет место наиболее неблагоприятный тепловой режим работы турбины и наименьший запас устойчивости работы компрессора. При равновесной частоте вращения момент турбины равен моменту сопротивления и, начиная с этой частоты вращения, раскрутка вала ГТД до частоты вращения малого газа могла бы происходить без помощи стартера. Однако отключение стартера при равновесной частоте вращения привело бы к увеличению продолжительности процесса запуска и к увеличению температуры газов перед турбиной. Вследствие этого стартер отключается при частоте вращения, когда избыточный момент турбины имеет достаточную величину.

На третьем этапе запуска от частоты отключения стартера до оборотов малого газа раскрутка ротора двигателя осуществляется только за счет избыточного момента турбины.

Время запуска, т.е. интервал времени от момента включения системы запуска до выхода двигателя на режим малого газа, оказывае непосредственное влияние на характер изменения температуры газов перед турбиной и соответственно на прочностные характеристики лопаток турбины.

Уменьшение времени запуска может быть достигнуто увеличением мощности пускового устройства и увеличением избыточной мощности турбины на пусковых режимах двигателя, а также уменьшением момента сопротивления.

Выполнение программы запуска осуществляется соответствующими автоматическими устройствами, обеспечивающими переход от одного этапа запуска к другому либо по сигналу датчика частоты вращения, либо по времени.

Минимально необходимая мощность стартера равна мощности, потребной для прокрутки двигателя в конце первого этапа. Для обеспечения надежного и быстрого запуска практически мощность (и соответственно крутящий момент) стартера выбирается больше минимальной, с таким расчетом, чтобы стартер мог раскрутить двигатель до оборотов равных 1,3...1,6 оборотов появления полезной мощности на валу турбины. Частота вращения при отключении стартера значительно превышает равновесную и достигает 70-80% от оборотов малого газа.

Температура газов перед турбиной и соответственно подача топлива на втором и третьем этапах запуска ограничиваются прочностью турбины и запасом устойчивости компрессора. Так как напряжения в лопатках турбины на этих режимах в десятки раз меньше, чем при максимальной частоте вращения, при запуске обычно допустим (кратковременно) значительный "заброс" температуры сверх максимальной температуры газов перед турбиной. Но запасы устойчивости компрессора, в особенности в начале второго этапа, могут существенно ограничить допустимые значения температуры газов перед турбиной. Их превышение может привести к срыву потока в компрессоре, результатом которого является так называемое "горячее зависание" частоты вращения, когда она в процессе запуска перестает расти, несмотря на рост температуры газов перед турбиной. С другой стороны, недостаточная подача топлива в камеру сгорания в процессе запуска приводит к резкому уменьшению избыточного момента турбины и в результате - к очень вялому разгону двигателя на втором и третьем этапах или даже к "холодному зависанию" частоты вращения, т.е. к прекращению разгона. Поэтому топливная аппаратура должна обеспечить точную дозировку подачи топлива в процессе запуска. Эта дозировка должна, кроме того, корректироваться при изменении атмосферных условий. Так, например, при запуске в жаркую погоду сохранение такой же подачи топлива как и при нормальных атмосферных условиях, приводит к росту температуры газов перед турбиной и в результате может привести к "горячему" зависанию. При запуске в холодную погоду, наоборот, необходимо увеличение подачи топлива во избежание "холодного" зависания.

Характеристики системы запуска непосредственно влияют на степень готовности летательного аппарата к полету, безопасность полета, надежность работы и ресурс двигателя. Исходя из требований готовности, необходимо:

- по возможности уменьшить время запуска (время от момента нажатия кнопки до выхода на режим малого газа);

- обеспечивать автономность запуска двигателя, т.е. запуска от бортовых источников энергии (кроме того должна быть предусмотрена возможность запуска от аэродромных источников энергии);

- обеспечивать по крайней мере трехкратное повторение запуска от бортовых источников и постоянную готовность системы запуска к действию.

В ряде случаев в полете двигатель может оказаться выключенным. Для обеспечения устойчивого полета возникает необходимость запуска двигателя в полетных условиях. Основным отличием такого запуска относительно земных условий является обеспечение надежного воспламенения топлива и вывод двигателя на устойчивый стационарный режим, при этом отмеченные процессы необходимо обеспечить в условиях вращения турбокомпрессора двигателя под действием скоростного напора набегающего потока воздуха с так называемого режима авторотации двигателя.

В зависимости от скорости и высоты полета частота вращения двигателя на режиме авторотации изменяется, и задачей запуска двигателя в полете является обеспечение надежного воспламенения топлива при поступлении относительно холодного воздуха в камеру сгорания и повышение скорости течения в ней воздуха относительно земных условий запуска.

С увеличением высоты полета область воспламенения топливовоздушной смеси сужается, что связано с уменьшением расхода воздуха из-за уменьшения его давления и температуры. Этим объясняются трудности обеспечения запуска ТРД на больших высотах полета.

Основные особенности запуска ТРД в полете связаны с тем, что:

- двигатель в полете при отсутствии подачи топлива в камеру сгорания вращается (авторотирует) под действием встречного потока воздуха;

- пониженные значения давления и температуры воздуха в камере сгорания (на высоте) затрудняют обеспечение надежного воспламенения топлива.

На малых скоростях полета приведенная частота вращения при авторотации почти пропорциональна скорости, а при больших скоростях, при М > 1,2...1,3 (когда перепад в сопле становится близким к критическому), она не зависит от скорости полета и достигает 50-60% максимальной. Скоростной напор существенно увеличивает перепад на турбине при пониженных оборотах и приводит к заметному снижению равновесной частоты вращения. Частота вращения при авторотации обычно ненамного превышает равновесную, поэтому надобность в раскрутке двигателя стартером отпадает и процесс запуска в воздухе сводится к воспламенению топлива в камере сгорания и к самостоятельной раскрутке двигателя турбиной до частоты вращения малого газа.

Однако для обеспечения успешного запуска в воздухе необходимы:

- надежное воспламенение топлива в камере сгорания;

- правильная дозировка подачи топлива в камеру сгорания до выхода на малый газ, с тем чтобы, с одной стороны, обеспечить достаточную избыточную мощность турбины и, с другой стороны, не допустить чрезмерного заброса температуры газов перед турбиной, который может вызвать перегрев лопаток турбины или срыв в компрессоре.

Оба эти условия тем легче выполнить, чем выше давление в камере сгорания и соответственно расход воздуха. Поэтому надежный запуск двигателя в полете с режима авторотации возможен лишь до определенной (для каждого двигателя) высоты полета и в сравнительно узком диапазоне скоростей полета, ограниченном снизу недостаточно большой частотой вращения при авторотации и сверху - ухудшением условий воспламенения основного топлива из-за повышенной скорости воздуха на входе в камеру сгорания и трудностью обеспечения точной дозировки подачи топлива при запуске в широком диапазоне условий полета.

В случае самопроизвольного выключения двигателя в полете или кратковременного принудительного выключения его, например для ликвидации срыва в компрессоре, существенное увеличение высоты надежного запуска ТРД можно получить, если не дожидаться выхода его на режим авторотации, а включить зажигание и подать необходимое количество топлива в камеру сгорания при еще не успевшей значительно снизиться частоте вращения (встречный запуск).

При запуске двухвального ТРД на земле обычно стартер раскручивает только ротор высокого давления. Это позволяет существенно снизить потребную мощность стартера, так как момент инерции ротора высокого давления обычно составляет менее половины суммарного момента инерции обоих роторов. Однако при этом скольжение роторов на пусковых режимах (в особенности на первом и втором этапах запуска) существенно возрастает, так как при малых частотах вращения газодинамические силы, связывающие оба ротора, невелики, поэтому рост частоты вращения ротора низкого давления значительно отстает от роста частоты вращения ротора высокого давления. В результате компрессор низкого давления оказывает сильное дросселирующее воздействие на поток воздуха через компрессор высокого давления, что может быть причиной срыва потока в компрессоре высокого давления даже при незначительном повышении температуры газа в камере сгорания. Для увеличения запаса устойчивости компрессора высокого давления в некоторых двигателях применяется перепуск воздуха за компрессором в атмосферу на запуске.

Приемистость двигателя определяется, в основном, запасом устойчивости каскада компрессора и моментом инерции ротора, непосредственно примыкающего к камере сгорания, т.е. турбокомпрессора высокого давления (в двух- и многовальных схемах). Этот турбокомпресор играет роль газогенератора, т.е. того источника энергии, который обеспечивает разгон всех роторов двигателя. Поэтому, если, например, турбокомпрессор высокого давления в двух- или трехвальном ДТРД быстро выходит на максимальную частоту вращения, то это обеспечивает хорошую приемистость двигателя в целом.

Необходимо отметить также, что вследствие меньших, чем в ТРД, значений давления за турбиной в расчетных условиях, на пониженных режимах степень расширения газа в турбине вентилятора падает в большей степени, чем в ТРД, и поэтому частота вращения вентилятора на режимах запуска и при авторотации оказывается (в %) также сниженной. Это приводит к некоторому увеличению продолжительности запуска ДТРД и к увеличению минимальных скоростей полета, соответствующих надежному запуску двигателя в воздухе.

В современных ГТД запуск двигателя полностью автоматизирован, экипаж осуществляет только контроль процесса и при любых отклонениях от нормы должен прекратить запуск.

Продолжительность запуска составляет 30-120 с.

Запуск, произведенный не ранее чем через 2 ч после остановки двигателя, называется холодным, а не позже 15 мин после выключения двигателя - горячим.

Система запуска может работать еще в двух режимах. Режим холодной прокрутки используется для удаления остатков топлива из двигателя (топливо не подается) после неудавшегося запуска и для охлаждения двигателя - подготовка к следующему запуску. В режиме консервации подается топливо, но агрегаты, обеспечивающие его воспламенение, в работу не включаются.

Для запуска ГТД используются два типа систем: электрическая и воздушная. В первом случае в качестве стартера применяются электродвигатели постоянного тока или стартеры-генераторы. Недостатком этой системы является большая потребная емкость, а следовательно, и масса бортовых аккумуляторов, поэтому используется она редко и в основном для малоразмерных ГТД.

Основными элементами воздушной системы запуска являются бортовой источник воздуха повышенного давления и воздушный стартер. В качестве источника сжатого воздуха применяются небольшие газотурбинные двигатели - вспомогательная силовая установка (ВСУ). Воздух от ВСУ, кроме запуска, используется в системе кондиционирования на стоянке (двигатели выключены). При запуске воздух от ВСУ подается на воздушный стартер, представляющий собой активную турбину, кинематически связанную с ротором двигателя. Такая система позволяет осуществлять запуск двигателя от аэродромного источника сжатого воздуха без использования ВСУ.

Управление процессом запуска сводится к заданию соответствующего режима работы системе запуска (запуск на земле, в полете, холодная прокрутка и др.) и к управлению пусковым устройством, топливной системой, системой зажигания, кислородной подпиткой, компрессором двигателя и реактивным соплом.

Управление можно осуществлять в функции времени с коррекцией по частоте вращения стартера и авиадвигателя, а иногда и с коррекцией по току якоря стартера. Коррекцией программы по частоте вращения косвенно учитываются пусковые характеристики двигателя и условия, в которых осуществляется запуск. Если двигатель раньше, чем это предусмотрено программой по времени, достигает установленной частоты вращения, то стартер отключается по сигналу от датчика частоты вращения.

В ряде систем управление производится в функции частоты вращения авиационного двигателя и стартера. Осуществляя управление по частоте вращения, удается согласовать пусковые характеристики ГТД и системы запуска, обеспечить запуск при вращающемся роторе двигателя, что позволяет повысить готовность летательного аппарата.

Наибольшее применение находят программы, у которых сигналы управления формируются как в функции частоты вращения, так и в функции времени. Основной программой является программа по частоте вращения, дублирующей - программа по времени. Команда на срабатывание исполнительного элемента формируется по сигналу, который приходит первым.

Управление по частоте вращения способствует повышению КПД и обеспечивает оптимальный тепловой режим двигателя, управление по времени обеспечивает реализацию режимов, на которых турбина ГТД по существу не принимает участия в работе (холодная прокрутка, консервация).

На процесс запуска авиационного двигателя существенное влияние оказывают атмосферные условия. Наибольшие трудности возникают при низких температурах наружного воздуха: уменьшение вязкости масла приводит к увеличению момента сопротивления компрессора, ухудшаются распыл топлива форсунками и условия воспламенения. Кроме того, при уменьшении температуры уменьшается емкость аккумуляторных батарей (снижение температуры на один градус приводит к снижению емкости на 1-1,5%). Для повышения надежности запуска при низких температурах рекомендуется заливать в двигатель подогретое масло, подогревать двигатель и турбостартер от аэродромных подогревателей, а при температурах ниже -20 град. два-три раза запускать только турбостартер. Аккумуляторные батареи между полетами следует хранить в теплом помещении. Специальные контейнеры с тепловой изоляцией и электрообогревом обепечивают при температуре окружающей среды -40 град. сохранение исходной температуры электролита (+5 град.) в течение 1-1,5 часов. При необходимости поддержания самолета в состоянии готовности к вылету в течение длительного времени следует периодически проводить запуск и прогрев двигателя, либо подогрев с помощью аэродромных средств.

Особое внимание в процессе эксплуатации следует обращать на состояние контактных соединений в силовых цепях электрических стартеров и на правильность выполнения заданной программы запуска. ГТД можно запускать только от заряженных аккумуляторных батарей (на летательных аппаратах допускается установка аккумуляторных батарей, обладающих емкостью не менее 85% от номинального значения). При температуре окружающей среды 20 град. допускается не более трех попыток запуска от аккумуляторной батареи, а при температуре -5 град. - только одна. При запуске от аэродромных источников или от ВСУ число повторных запусков ограничивается тепловым состоянием стартера и аппаратуры управления запуском.

9.4. Особенности переходных процессов в ТВД

В турбовинтовом двигателе с общей турбиной привода компрессора и винта переходные процессы имеют ряд существенных особенностей.

1. ТВД с общей турбиной, как правило, регулируется таким образом, что в широком диапазоне рабочих режимов частота вращения двигателя поддерживается постоянной изменением угла установки лопастей винта, а регулирование мощности (тяги винта) достигается изменением температуры газов перед турбиной (подачи топлива). Поэтому при необходимости увеличения, например мощности двигателя нет нужды затрачивать энергию на увеличение скорости вращения ротора, и, в принципе, приемистость такого ТВД, т.е. темп нарастания мощности двигателя, определяется скоростью перекладки лопастей винта. Только при разгоне двигателя с частоты вращения земного малого газа (обычно не намного меньшей максимальной частоты вращения) в некотором сравнительно узком диапазоне режимов ускорение ротора ТВД определяется, как и в ТРД, допустимыми избытками топлива.

Однако в действительности в результате неполной синхронности процессов перекладки лопастей винта и увеличения подачи топлива могут наблюдаться колебания частоты вращения ротора и временное снижение запасов устойчивости компрессора, что заставляет и в ТВД ограничивать темп нарастания подачи топлива.

2. Запуск ТВД на земле состоит из тех же трех этапов, что и запуск ТРД. Однако необходимость затраты части мощности турбины на вращение винта и более высокий уровень механических потерь (наличие редуктора) приводит к тому, что равновесная частота вращения, в одновальном ТВД оказывается существенно выше, чем в ТРД с такими же расходом воздуха и степенью сжатия компрессора. Кроме того, наличие воздушного винта, шестерен редуктора и дополнительных ступеней турбины заметно увеличивает момент инерции вращающихся масс. Поэтому стартер ТВД при прочих равных условиях должен быть более мощным, чем в ТРД, и должен отключаться при большей частоте вращения, вывод двигателя на режим малого газа требует более точного регулирования подачи топлива, а время запуска существенно возрастает.

3. В случае преднамеренной или самопроизвольной остановки ТВД в полете система его регулирования автоматически переводит винт во флюгерное положение, в результате чего двигатель в полете практически не авторотирует. Поэтому для запуска ТВД в полете необходимо сначала вывести винт из флюгерного положения. При этом происходит энергичная раскрутка винта и ротора двигателя набегающим воздушным потоком, что обеспечивает последующий запуск без применения стартера, но приводит первоначально к возникновению значительной отрицательной тяги винта. В остальном процесс запуска ТВД в полете мало отличается от запуска в земных условиях.

На процесс запуска ГТД существенное влияние оказывает температура воздуха, снижение которой увеличивает вязкость масла. Это особенно сказывается у ТВД, где применяются масла с большей вязкостью, чем масла для ТРД. Увеличение вязкости масла приводит к возрастанию сил трения в опорах ротора, приводах агрегатов и редукторе. В результате существенно возрастает потребный момент прокрутки и снижается избыточный момент, используемый на ускорение ротора. Затрудняет запуск и увеличение вязкости топлива: ухудшаются его распыл и испаряемость.

Наиболее труден при низкий температурах запуск одновальных

ТВД (турбина, компрессор, воздушный винт располагаются на одном валу), он становится затруднительным уже при температуре -5 град. и практически невозможен без предварительного подогрева от аэродромных источников теплого воздуха при температурах ниже -15...-20 град.

Двухконтурные двигатели и турбовинтовые со свободной турбиной допускают запуск без предварительного подогрева при более низких температурах. При этом в ДТРД раскручивается только ротор высокого давления, а в ТВД - турбокомпрессор.

Запуск ТВД отличается от запуска ТРД из-за наличия воздушного винта. При запуске на земле лопасти винта должны быть установлены так, чтобы момент сопротивления вращения винта был минимален. Это соответствует у современных винтов минимальному углу установки лопастей, следовательно, лопасти винта должны быть "сняты с упора". При запуске в полете, чтобы не возникла большая отрицательная тяга, вывод винта из флюгерного состояния выполняется через несколько секунд после нажатия на кнопку "Запуск в полете".

Для запуска сначала включают зажигание, затем кнопку флюгирования винта вытягивают на себя для вывода лопастей из флюгерного положения. Когда винт начнет авторотировать, включают подачу топлива. Двигатель обычно запускают при установке выключателя снятия винта с промежуточного упора в положение "Винт на упоре". В процессе запуска изменяются углы установки лопастей от флюгерного положения до промежуточного упора. Когда частота вращения ротора двигателя увеличится за счет работающей турбины до значения, равного частоте настройки регулятора, винт затяжеляется. Лопасти при этом устанавливаются на такие углы, которые соответствуют режиму данного полета (скорости полета и режиму работы двигателя).

В процессе запуска двигателя по мере уменьшения угла установки резко возрастает отрицательная тяга. Наибольшего значения она достигает при установке лопастей на угол промежуточного упора, когда турбина уже работает и частота вращения приближается к частоте настройки регулятора.

Для уменьшения отрицательной тяги двигатель желательно запускать на малой скорости полета. При успешном запуске отрицательная тяга действует непродолжительное время и тренированный экипаж с пилотированием самолета в этих условиях справляется без особых затруднений. Но если двигатель в полете запускается плохо ("зависает") и не переходит на желаемый режим, то большая отрицательная тяга будет действовать продолжительное время, что существенно затрудняет пилотирование самолета. В этом случае необходимо запуск двигателя прекратить и лопасти вновь перевести во флюгерное положение.

 

 

10. Перспективы развития и применения авиационных ГТД

10.1. Основные направления совершенствования авиационных двигателей

Развитие авиации по пути увеличения скоростей и высот полета потребовало применения двигателей очень больших мощностей при малых массе и габаритах.

Дело в том, что мощность, потребляемая для перемещения самолетов на скоростях значительно меньших скорости звука, примерно пропорциональна кубу скорости, но при скоростях полета, близких к скорости звука, вследствие дополнительного, так называемого волнового сопротивления, эта мощность резко возрастает.

Так например, для увеличения скорости полета от 750 до

970 км/ч нужно увеличить мощность двигателя в 13 раз. А для достижения сверхзвуковых скоростей полета потребность в увеличении мощности еще больше.

Совершенствование двигателей можно охарактеризовать следующими основными факторами: увеличением тяги при снижении удельной массы, уменьшением габаритов и объема, уменьшением удельного расхода топлива, увеличением срока службы основных узлов, улучшением технологичности, снижением стоимости производства и эксплуатации.

Для дозвуковых самолетов в настоящее время наиболее перспективным являются двухконтурные двигатели со степенью двухконурности 3-8. ДТРД имеет на крейсерском режиме полета самолета удельный расход топлива на 10-15% меньше, чем у одноконтурного ТРД. Кроме того, ДТРД с форсажем имеет более высокое отношение взлетной тяги к крейсерской, что обеспечивает самолету лучшие взлетные характеристики.

Турбовинтовые двигатели находят все меньшее применение вследствие большой относительной массы двигателя с воздушным винтом. Кроме того, воздушный винт является источником большого шума и вибраций на самолете.

Для сверхзвуковых самолетов наиболее целесообразными являются турбореактивные двигатели с форсажем и двухконтурные двигатели с форсажем и малой степенью двухконтурности 0,7-1,2.

Следует считать, что для скоростей полета, соответствующих

М = 2-3, можно использовать и ТРДФ и ДТРДФ со степенью сжатия в компрессоре 9-13. Отсутствие существенно различия в характеристиках ТРДФ и ДТРДФ на сверхзвуковых скоростх полета в какой-то мере объясняется тем, что при увеличении степени двухконтурности от 0 до 0,7 удельный расход топлива на сверхзвуковых скоростях полета уменьшается незначительно (примерно на 1%). Некоторые сверхзвуковые самолеты часто совершают длительный полет на дозвуковых скоростях. В этом случае все преимущества находятся на стороне ДТРДФ со степенью двухконтурности 0,7-1,2 и степенью сжатия 12-16.

Основной проблемой в настоящее время является проблема повышения эффективности использования топлива. Наибольшее влияние на эффективность использования топлива в двигателе оказывает удельный расход топлива на крейсерском режиме полета.

Для двигателей транспортной авиации ожидается, что снижение удельного расхода топлива будет обеспечено за счет повышения термического КПД цикла и полетного КПД. Это может быть достигнуто путем:

- увеличения температуры газа перед турбиной примерно до 1800 К без существенного возрастания затрат воздуха на охлаждение "горячей части", т.е. за счет повышения эффективности систем охлаждения, применения новых металлических и керамических материалов;

- увеличение степени повышения давления до 40...50;

- повышения КПД вентилятора, компрессора и их турбин.

В современных ДТРД только около 30% химической энергии топлива расходуется непосредственно на создание тяги, примерно половина уходит с теплом выхлопа и приблизительно по 10% энергии теряется при ее передаче от турбины к вентилятору и с кинетической энергией реактивной струи. Поэтому для повышения эффективности использования топлива необходимы дальнейшие усилия по преодолению различных препятствий технического характера.

Основными направлениями дальнейшего совершенствования двигателей являются:

1. Интенсификация рабочего процесса в основном посредством увеличения температуры газа перед турбиной и степени повышения давления, а также повышения эффективности работы узлов двигателя с оптимизацией параметров термодинамического цикла.

2. Рациональное конструирование двигателя и его элементов с применением новых высокопрочных и легких материалов.

3. Использование новых совершенных и высокопроизводительных технологических процессов при производстве двигателей.

4. Разработка и применение новых схем двигателей, обеспечивающих улучшение экономичности, дальности, расширение диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов, а также уменьшение вредного воздействия двигателей на окружающую среду.

5. Применение новых видов топлива, в частности криогенных жидкостей, хладоресурс которых можно использовать для охлаждения конструкции силовой установки и летательного аппарата при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета.

Предельным значением температуры газа в двигателе является температура горения стехиометрической топливовоздушной смеси. Эта температура может достигать почти 2600 К. Однако при высоких температурах газа для обеспечения работоспособного теплового состояния горячих узлов двигателя, и прежде всего турбины, необходимо их интенсивное охлаждение, что достигается с помощью воздуха, отбираемого от компрессора. Как известно, отбор сжатого воздуха от компрессора уменьшает полезную работу термодинамического цикла, а выпуск охлаждающего воздуха в проточную часть турбины вызывает снижение КПД турбины. Кроме того, при значениях температуры газа перед турбиной, близких к стехеометрическим, целесообразны и очень высокие степени повышения давления, что вызывает существенное увеличение температуры и давления воздуха за компрессором. В результате этого перепад температур между охлаждающим воздухом и охлаждаемым металлом уменьшается, что также вызывает необходимость увеличения количества охлаждающего воздуха. Вследствие того что для охлаждения высокотемпературной турбины может потребоваться очень значительное количество воздуха даже при усовершенствованных способах охлаждения, существуют сомнения не только в возможности обеспечения работоспособности такого стехеометрического двигателя, но и в его технико-экономической целесообразности.

10.2. Ограничение шума реактивных самолетов

Вопросы шума по своей актуальности занимают второе место после обеспечения безопасности полетов.

Шум может оказывать вредное влияние на обслуживающий персонал, пассажиров и членов экипажа. Шум препятствует нормальной трудовой деятельности человека, вызывая преждевременную усталость, снижая производительность труда; препятствует нормальному отдыху человека, вызывая нервные заболевания. Высокие уровни шума являются также причиной усталостных повреждений элементов самолетных конструкций и выхода из строя аппаратуры.

Основным источником шума на воздушных судах являются двигатели и воздушные винты. Около 1% мощности двигателей тратится на создание шумов. Основным источником шума реактивных воздушных судов является выхлопная струя двигателей.

Шум, создаваемый авиационными двигателями, представляет собой колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых колебаний различной интенсивности и частоты. Для оценки авиационного шума обычно пользуются эффективными уровнями воспринимаемого шума, учитывающими одновременно чувствительность слуха человека к уровню шума, характеру шума и его продолжительности.

Международные стандарты и отечественные ограничения допустимого уровня шума предусматривают его регистрацию в трех контрольных точках:

- при взлете - на расстоянии 0,65 км в сторону от оси взлетно-посадочной полосы (ВПП);

- при наборе высоты - 6,5 км от начала разбега;

- при заходе на посадку - в 2 км от начала ВПП.

Допустимый уровень шума зависит от взлетной массы самолета и снижается при ее уменьшении.

При крейсерском полете, который осуществляется на достаточно большой высоте с дросселированием двигателя, шум, достигающий поверхности земли, невелик, поэтому не регламентируется.

Шум самолетов существенным образом зависит от типа, газодинамических и конструктивных параметров двигателя, конструкции самолета, а также условий его эксплуатации.

Проблема снижения шума самолетов наиболее успешно может быть решена лишь с внедрением комплекса мероприятий, таких как: модификация современных и создание новых малошумных двигателей, переразмеривание силовой установки, рациональная компоновка ее на самолете, улучшение аэродинамических качеств самолета, применение оптимальных режимов взлета и посадки, совершенствование управления воздушным движением, зонирование застройки в окрестности аэропортов, организационно-технические мероприятия и т.д.

Основные мероприятия, обеспечивающие кардинальное улучшение шумовой обстановки, включают в себя методы снижения шума в источниках его возникновения.

К основным методам снижения шума реактивных двигателей относятся:

- совершенствование схем двухконтурных ТРД и выбор рациональных параметров цикла (создание малошумных двигателей);

- конструктивные решения, направленные на ослабление шума в источниках (струе, компрессоре, турбине и др.) и на пути его распространения.

Конструктивные решения должны быть направлены на ослабление шумообразования или исключение отдельных источников ее распространения.

Снижение общего (комбинированного) шума ДТРД может быть достигнуто путем заглушения струй или компрессора (в зависимости от того, какой из источников шума является доминирующим) или струй и компрессора одновременно, если уровни их шума соизмеримы. Снижение шума компрессора (вентилятора) достигается применением модифицированной конструкции ступени, рациональных схем компрессора, двигателя и программы регулирования, а также применением аккустической обработки. Для снижения шума реактивной стpуи применяют шумоглушащие сопла различной конструкции, устройства интенсификации смешения струи с окружающим воздухом, а также аккустическую обработку выхлопных систем.

Шум силовой установки с ТВД создается главным образом воздушным винтом и реактивной струей, причем шум винта является доминирующим. Для снижения шума винтовентилятора предлагаются два способа: использование тонких профилей лопастей для снижения шума пограничного слоя и лопастей саблевидной формы для уменьшения влияния числа М на течение на их концах и сжимаемости потока.

Эксплуатационные приемы, используемые для снижения шума самолета при взлете:

- увеличение градиента начального набора высоты для обеспечения наибольшей высоты при приближении к заселенной местности;

- дросселирование двигателей при полете над населенными пунктами;

- выполнение разворотов в сторону от населенных пунктов;

- использование предпочтительных ВПП из условий минимального воздействия шума;

- использование трасс минимального шума.

10.3. Эмиссия загрязняющих веществ

В последние десятилетия в связи с возросшим загрязнением атмосферы возникла проблема снижения эмиссии загрязняющих веществ с выхлопными газами авиационных ГТД. При этом требуется снизить выделение не только несгоревшего углерода (сажи), который приводит к "дымлению" двигателей, т.е. появлению видимого черного дыма в выхлопной струе ГТД, но и окиси углерода, несгоревших углеводородов и окислов азота. Выделение (эмиссия) угарного газа и углеводородов наблюдается главным образом на режиме малого газа, окислов азота - на взлетном режиме, соответствующем максимальным значениям температуры газов перед турбиной и степени повышения давления компрессора.

Концентрация токсичных веществ в выхлопных газах не должна превышать допустимых норм, устанавливаемых международной организацией ИКАО.

Для уменьшения дымления камеры сгорания применяют топливные форсунки с воздушным распылом, в которых пелена топлива снаружи и изнутри окружается кольцевыми воздушными струями. Средний диаметр капель топлива, распыленного такой форсункой, составляет на основных режимах работы двигателя 25 мкм.

В результате специальных исследований были найдены методы снижения содержания дыма в выхлопной струе. Основной из методов - обеднение топливовоздушной смеси в зоне горения камеры сгорания и устранение богатых топливом зон, которые являются источником образования частиц углерода.

10.4. Опытные и проектируемые авиационные двигатели

В последнее время делается попытка создания турбовинтовентилятоного двигателя (ТВВД), имеющего существенно меньшие расходы топлива по сравнению с лучшими современными двухконтурными ТРД. ТВВД представляет собой усовершенствованный ТВД, состоящий из высокоэффективного газогенератора и нового эффективного движителя - винтовентилятора. Последний представляет собой многолопастный воздушный винт (до 10 лопастей) с укороченными саблевидными лопастями без кольцевого обтекателя, имеющий высокий КПД (0,77-0,8) при скоростях полета до М = 0,8. Диаметр винтовентилятора примерно на 40% меньше диаметра винта, что позволяет использовать турбовинтовентиляторные двигатели на самолетах с современной компоновкой силовой установки (например, на пилонах в хвостовой части). При одной и той же коммерческой нагрузке и одинаковой дальности полета магистральный самолет, рассчитанный на скорость полета 850 км/ч в крейсерском полете, при применении турбовинтовентиляторного двигателя израсходует за полет на 20...25% меньше топлива, чем ДТРД.

По величине удельного расхода топлива и степени двухконтурности турбовинтовентиляторные двигатели занимают промежуточное положение между ТВД и ДТРД, однако по способу создания тяги их можно с полным основанием считать дальнейшей модификацией ТВД, не выделяя в отдельный вид. КПД этих двигателей доходит до 0,87-0,9.

Так например, турбовинтовентиляторный двигатель D-27 мощностью 14000 л.с. устанавливаемый на самолете Ан-70 на 30% экономичнее двигателей Ан-12 и на 50% двигателей экономичнее Ил-76.

В диапазоне скоростей полета, соответствующих числам

М = 2,0-3,0, в качестве силовой установки могут применяться ТРД с высокой температурой газов перед турбиной (Т > 1500), турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), двухконтурные двигатели с форсажной камерой (ДТРДФ).

В современных силовых установках параметры термодинамического цикла уже достигли высокого уровня. В новых поколениях двигателей эти параметры будут развиваться различными путями. Так, для ДТРД транспортных дозвуковых самолетов преимущественным будет рост степени повышения давления с целью снижения удельного расхода топлива, а для двигателей сверхзвуковых самолетов - повышение температуры газа с целью увеличения весовой отдачи и уменьшения размеров двигателя.

Создание отечественного современного двигателя ПС-90А (для самолетов Ту-204 и Ил-96-300), а также ТВ7-117 (для самолета Ил-114) является важным этапом развития российского авиадвигателестроения. Двигатель ПС-90 имеет тягу около 16 т. Рассматривается вариант установки на самолет Ту-204 двигателей фирмы Rolls-Royce тягой по 20 т.

В будущем произойдет дальнейшее уменьшение удельного расхода топлива на пятнадцать-двадцать процентов в двигателях со сверхбольшой степенью двухконтурности до 12-20 с применением низконапорного закапотированного винтовентилятора, повышением параметров цикла двигателей и КПД узлов. Такой двигатель НК-93 разрабатывается в ОКБ Н.Д.Кузнецова. Этот двигатель предполагается использовать на самолетах Ил-96М, Ту-204 и на грузовых транспортных самолетах.

Современные зарубежные самолеты имеют тягу 20-30 т. Новое поколение широкофюзеляжных самолетов с повышенной дальностью полета требует все более мощных двигателей. Уже созданы двигатели тягой более 45 т.

При больших скоростях полета лучшей экономичностью обладают прямоточные воздушно-реактивные двигатели с дозвуковым (М = 2,0-3,0) и сверхзвуковым сгоранием (М > 6,0). В этом же диапазоне скоростей могут применяться комбинированные двигатели, к наболее характерным типам которых относятся турбопрямоточный, ракетно-прямоточный и ракетно-турбинный двигатель.

Кроме того, совершенствование авиационных ГТД должно идти в напpавлении расширения диапазона устойчивой и высокоэффективной работы двигателя и его узлов с помощью регулирования.

В числе перспективных экономичных схем силовых установок рассматривается двигатель с регеративным теплообменником, в котором утилизируется часть тепла, уходящего из двигателя с реактивной струей. В соответствии с современными проработками двигатель с теплообменником может дать уменьшение удельного расхода топлива на 20-30% по сравнению с существующими ДТРД с большой степенью двухконтурности.

Перспективным является использование в ДТРД энергии тепла отработавших в двигателе газов для предварительного подогрева воздуха перед подачей его в камеру сгорания. При этом предполагается передача тепла от выхлопных газов внутреннего контура, имеющих высокую температуру и низкое давление, воздуху наружного контура, отличающемуся низкой температурой и относительно высоким давлением.

Рассматривая вопрос о перспективах развития ГТД, необходимо остановиться еще на одном направлении развития двигателей, заключающемуся в разработке схемы двигателя, наиболее полно приспособленного к широкому диапазону применения. Это двигатель для многорежимного самолета, а также для сверхзвукового транспортного самолета. Таким двигателем является так называемый "двигатель изменяемого рабочего процесса". Прежде всего это двигатель, в котором в зависимости от режима полета меняется степень двухконтурности, что позволяет обеспечить высокий полетный КПД как при дозвуковой скорости полета, так и при сверхзвуковой (уменьшение степени двухконтурности до минимального значения m = 0,2).

Для достижения пилотируемыми летательными аппаратами гиперзвуковых скоростей полета, соответствующих числам М = 5...6 и больше, предполагается применение прямоточных и комбинированных двигателей - ракетно-турбинных, турбопрямоточных и ракетно-прямоточных.

Турбопрямоточные двигатели представляют собой сочетание турборективного двигателя с форсажной камерой одноконтурного или двухконтурного и прямоточного двигателей. Турбореактивный двигатель работает до скоростей полета, соответствующих М = 3...3,5, затем выключается и вступает в действие прямоточный двигатель.

Ракетно-турбинный двигатель органически сочетает в себе элементы турбореактивного двигателя и ракетного двигателя.

Разработка гиперзвуковых летательных аппаратов и силовых установок для них требует значительного прогресса в аэродинамике, конструкции и материалах. Достаточно сложные проблемы необходимо решить при конструировании топливной системы, так как в качестве топлива предполагается применение криогенных жидкостей, как-то: водород, метан и др.

Кроме того, для летательных аппаратов различного назначения прелагается много необычных схем силовых установок, использующих газотурбинные двигатели. В таких силовых установках предлагается применение двигателей со средним расположением вентилятора, двигателей с вращающимся статором турбокомпрессорной части и др.

10.5. Особенности силовых установок самолетов вертикального взлета и посадки

Использование вертикальной составляющей силы тяги двигателя является эффективным средством сокращения потребных размеров аэродрома. Если вертикальная составляющая силы тяги превышает вес самолета, то, в принципе, возможен подъем самолета в воздух без разбега.

Помимо создания подъемной силы самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) двигатели таких самолетов обеспечивают стабилизацию положения самолета в воздухе и управление ими на взлете и при посадке, так как при малых скоростях движения самолета в момент отрыва или приземления обычные аэродинамические рули оказываются неэффективными. Необходимые управляющие усилия могут создаваться как изменением величины и направления силы тяги, так и путем отбора от двигателей воздуха или газа высокого давления и подачи его в специальные управляющие сопла, создающие необходимые стабилизирующие и управляющие моменты от сил реакции газовых струй. Последний способ требует отбора воздуха или газа в количестве 6-13% от расхода воздуха через компрессор. Обычно в управляющие сопла подается воздух, отбираемый за компрессором.

Различают единые и составные силовые установки СВВП. Едиными называют такие силовые установки, в которых одни и те же двигатели полностью обеспечивают как режимы обычного полета, так и режимы взлета и посадки. Двигатели этого типа получили название подъемно-маршевых. В обычном полете они занимают горизонтальное положение, а изменение направления силы тяги достигается либо поворотом всей мотогондолы двигателя, либо изменением направления газовой струи на выходе из него.

Параметры рабочего процесса подъемно-маршевых ТРД и ДТРД таких схем (степень повышения давления в компрессоре, температура газов перед турбиной и т.д.) практически мало отличаются от параметров обычных ТРД и ДТРД, хотя удельные тяги у подъемно-маршевых двигателей на взлетном режиме могут оказаться на 15-20% ниже, чем в обычных ТРД и ДТРД, вследствие отрицательного влияния отбора воздуха и повышенных потерь в поворотных соплах.

Составной называется такая силовая установка, в которой вертикальная составляющая силы тяги создается (полностью или частично) специальными подъемными двигателями, работающими только во время взлета и посадки, а горизонтальная составляющая тяги после окончания взлета обеспечивается другими (маршевыми или подъемно-маршевыми) двигателями. Поскольку подъемные двигатели используются только во время взлета и посадки, являясь на всех других этапах полета "мертвым" грузом, основное требование, предъявляемое к их параметрам и конструкции, - малая удельная масса. Кроме того, в условиях всегда стесненной компоновки самолета они должны занимать малый объем.

Силовые установки СВВП могут включать в себя также агрегаты усиления тяги на режимах взлета и посадки, в качестве которых могут использоваться, например, турбовентиляторные агрегаты (приставки). Турбовентиляторные агрегаты представляют собой одноступенчатый компрессор (вентилятор) с вертикальной осью, приводимый во вращение газовой турбиной, в которую на взлете и при посадке подаются газы из-за турбины ТРД. В горизонтальном полете канал, ведущий к турбине приставки, перекрывается и газ из-за турбины ТРД поступает в выходное сопло двигателя. ТРД с такой приставкой по существу превращается на режимах взлета и посадки в двухконтурный ТРД с большой степенью двухконтурности.

 

 

Источник: http://kvs-vm.narod.ru/uchob/GTD.htm

Тромбоз геморроидального узла облепиха и релиф

Добавь свой комментарий

Введите символы с картинки

Уболтал подругу на анал онлайн видео