ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ТРДД И ТРД

Основные узлы ТРДД и характерные сечения проточной части. На рис. 1.1 приведена типичная схема двухконтурного двигателя, на которой показаны следующие основные узлы: воздухозаборник, или входное устройство ВУ, компрессор низкого давления кНД, или вентилятор В, компрессор высокого давления кВД, камера сгорания КС, турбина высокого тВД и низкого тНД давления, наружный канал (кан) и реактивные сопла внутреннего CI и наружного CII контуров. Вентилятор и турбину НД называют турбовентилятором (или турбокомпрессором НД). Компрессор ВД, камеру сгорания и турбину ВД называют газогенератором. Газогенератор и турбовентилятор, взятые вместе, называют турбокомпрессором.

Входное устройство служит для частичного преобразования кинетической энергии воздушного потока, поступающего в двигатель при движении летательного аппарата, в потенциальную энергию сжатого воздуха и для подвода его к компрессору. Компрессор служит для подвода механической энергии к воздушному потоку и преобразования ее в потенциальную энергию сжатого воздуха. В камере сгорания химическая энергия топлива преобразуется в тепловую и осуществляется подвод ее к воздушному потоку, т.е. обеспечивается повышение температуры рабочего тела (рабочим телом называют воздушно-газовый поток, проходящий через двигатель). Турбина служит для привода компрессора и вентилятора. Канал предназначен для подвода воздушного потока, выходящего из вентилятора, к наружному соплу. Сопла служат для преобразования тепловой и потенциальной энергии рабочего тела в кинетическую энергию струи, вытекающей из двигателя.

Рис. 1.1.Схема двухвального ТРДД с раздельным истечением потоков и

изменение параметров рабочего тела в проточной части контура:

– внутреннего; – наружного

Сечения на входе и выходе каждого узла обозначаются

следующими буквами шрифта Arial:

Сечение между компрессорами НД и ВД обозначается вВД (кНД), а между турбинами ВД и НД – гНД (тВД). Параметры наружного контура обозначаются индексом II, а внутреннего – I.

ТРДД – сложный двигатель. Другие типы двигателей можно рассматривать как его частные случаи. Например, одновальный ТРД (рис. 1.2) является по существу газогенератором ТРДД. А если из схемы одновального ТРД исключить компрессор и турбину, то получим прямоточный двигатель ПВРД (рис. 1.3).

Рис. 1.2.Схема одновального ТРД и изменение параметров

рабочего тела в проточной части при Мп = 0

Рис. 1.3.Схема ПВРД и изменение параметров рабочего тела
в проточной части

Изменение параметров рабочего тела (T^*, p^*, T, p, c) в проточной части основных узлов двигателя. Уравнение энергии. Процессы сжатия воздуха в воздухозаборнике и компрессоре, подвода тепла к рабочему телу в камере сгорания и расширения газа в турбине и канале сопла весьма сложные. Они сопровождаются трением, завихрениями, отрывом потока от стенок. Поэтому параметры рабочего тела (например, температура газа) в каждом сечении двигателя обычно непостоянные, а вдоль проточной части они могут изменяться скачкообразно (например, в сверхзвуковом воздухозаборнике). Однако в теории воздушно-реактив­ных двигателей рассматриваются осредненные значения параметров в каждом характерном сечении двигателя, а изменение их от сечения к сечению обычно описывается ломаной линией.

Рис. 1.4. К уравнению энергии

Изменение температуры рабочего тела в проточной части двигателя целесообразно определять с помощью уравнения энергии в форме теплосодержания [1]. Запишем его вначале для двух произвольных сечений 1 – 1 и 2 – 2 (рис. 1.4) в расчете на 1 кг рабочего тела (изменением массы и свойств газа пренебрегаем):

c p T 1 + + Q 1 ± L = c p T 2 + , (1.1)

где c p T – теплосодержание, или энтальпия рабочего тела (произведение средней теплоемкости на температуру); c – скорость потока; Q 1 – подведенное тепло; L – подведенная ( + ) или отведенная ( – ) работа.

Сумма энтальпии и кинетической энергии c p T *и называется полной энтальпией, а величина T *– полной (или заторможенной) температурой. Тогда уравнение (1.1) можно записать в таком виде:

c p T *1 + Q 1 ± L = c p T *2 . (1.1а)

Проанализируем уравнение теплосодержания применительно к узлам ТРДД, ТРД и ПВРД.

Для входного устройства L = 0 (механическая работа не подводится и не отводится) и Q 1 = 0 (тепло не подводится, потерями тепла через стенки пренебрегаем). Тогда для сечений Н и В получим

c p T н + = c p T в + = c p T *н = c p T *в . (1.1б)

Полная энтальпия и полная температура в воздухозаборнике не изменяются. Полное давление в идеальном случае также сохраняется постоянным, но в действительности оно снижается по длине воздухозаборника под влиянием гидравлических потерь.

Соотношение скоростей потока в сечениях В и Н, а следовательно, соотношение статических параметров зависит от режимов полета самолета и от работы двигателя. Если скорость воздушного потока перед компрессором меньше скорости полета (c в < V п), то статическая температура согласно уравнению (1.1б) увеличивается (T в > T н). Соответственно увеличивается и статическое давление (p в > p н). Такое изменение параметров характерно, например, для крейсерского режима длительной работы в расчетных условиях полета (см. рис. 1.1 и 1.3). Если c в > V п, т.е. во входном устройстве происходит разгон потока, в том числе в стартовых условиях при V п = 0, то давление и температура снижаются (p в < p н ; T в < T н), см. рис. 1.2.

Для компрессора уравнение энергии (1.1а), выраженное через полную энтальпию в сечениях В и К (см. рис. 1.2), имеет вид

c p T *в + L к = c p T *к , (1.1в)

где L к – удельная работа сжатия воздуха в компрессоре, которую обычно называют работой компрессора.

Так как механическая энергия подводится к рабочему телу (L к > 0), то его полная температура повышается (T *к > T *в). Соответственно изменяется полное давление p *к > p *в (его называют также заторможенным). Аналогично повышаются статические температура и давление рабочего тела. Скорость потока к сечению К снижается, что обеспечивается выбором площадей сечений проточной части при проектировании компрессора.

Для камеры сгорания уравнение (1.1а) преобразуется в элементарное уравнение теплового баланса

c p T *к + Q 1 = c p г T *г , (1.1г)

из которого видно, что при Q 1 > 0 имеем T *г > T *к . ТРДД, как и другие воздушно-реактивные двигатели, работает по термодинамическому циклу с подводом тепла при p = const (по циклу Брайтона). Но это не означает, что давление в камере сгорания сохраняется строго постоянным. В действительности и полное, и статическое давления по длине камеры сгорания несколько снижаются вследствие влияния гидравлических потерь и подвода тепла.

По тем же причинам скорость потока в сечении Г на выходе из камеры сгорания увеличивается по сравнению с ее значением на входе в камеру сгорания.

Для турбины (см. рис. 1.2) уравнение энергии имеет вид

c p г T *г – L т = c p г T *т , (1.1д)

где L т – удельная работа расширения газа в турбине (работа турбины).

Из (1.1д) следует, что полная температура в турбине снижается, так как энергия отводится от рабочего тела (газ совершает работу). Соответственно снижаются полное давление, а также статические температура и давление рабочего тела. Скорость газового потока по длине турбины повышается.

Для сопла уравнение энергии (1.1) принимает вид, аналогичный уравнению (1.1б):

c p г T т + = c p г T с + = c p г T *т = c p г T *с . (1.1е)

Скорость потока по длине сопла увеличивается; следовательно, температура T и давление p рабочего тела снижаются, T *и p *изменяются так же, как и по длине воздухозаборника (см. рис. 1.2 или 1.3).

Принцип действия ПВРД, ТРД и ТРДД. Итак, рабочий процесс рассматриваемых двигателей складывается из процессов сжатия во входном устройстве и компрессоре, подвода тепла в камере сгорания, расширения в турбине и в канале сопла. Хотя процесс расширения противоположен процессу сжатия, однако благодаря более высокой температуре рабочего тела, при которой он совершается, в двигателе обеспечивается увеличение скорости истечения газа из сопла по сравнению со скоростью полета. Таким образом, изменяется количество движения рабочего тела, проходящего через двигатель, что, согласно второму закону механики, сопровождается возникновением силы реакции, которая и используется как тяговое усилие – сила тяги. В этом и заключается принцип действия двигателей прямой реакции, к которым относятся рассматриваемые двигатели.

Особенно четко прослеживается принцип действия этих двигателей на примере прямоточного ВРД (ПВРД), у которого процессы сжатия и расширения совершаются практически при одинаковых перепадах давлений. Очевидно, что увеличение температуры рабочего тела в камере сгорания приводит к увеличению скорости его истечения c с по сравнению с V п. Процесс в ПВРД невозможен при V п = 0, и отсутствие стартовой тяги – главный недостаток этого двигателя.

В турбореактивном двигателе (ТРД) стартовая тяга обеспечивается с помощью турбокомпрессора (турбины и компрессора). Подчеркнем, что от рабочего тела в турбине отбирается столько же энергии, сколько ее подводится к рабочему телу в компрессоре. Однако степень понижения давления в турбине p *т = p *г / p *т меньше степени повышения давления в компрессоре p *к = p *к / p *в (также благодаря более высокой температуре рабочего тела). Поэтому полное давление за турбиной выше полного давления перед компрессором (p *т > p *в) и соответственно статическое давление выше атмосферного (p т > p н) даже в стартовых условиях работы двигателя (V п = 0). Следовательно, компрессор, камера сгорания и турбина генерируют газ высокого давления (поэтому они и называются газогенератором).

Аналогичную функцию выполняет и газогенератор двухконтурного двигателя. Турбовентилятор предназначен для передачи энергии из внутреннего контура в наружный. (В турбине НД часть тепловой энергии преобразуется в механическую и подводится к вентилятору, с помощью которого эта энергия подводится к рабочему телу, в том числе проходящему через наружный контур.)

Таким образом, внесенная с топливом энергия подводится в ТРДД не только к воздуху, проходящему через основной контур, но и к дополнительной массе воздуха, проходящей через наружный контур. Распределение энергии по большей массе рабочего тела – главная особенность ТРДД. Распределение энергии зависит в основном от степени двухконтурности m = G II / G I, т.е. от отношения расхода воздуха через наружный контур к расходу через внутренний контур. При уменьшении степени двухконтурности характеристики ТРДД приближаются к характеристикам ТРД. При m = 0 ТРДД преобразуется в ТРД, т.е. турбореактивный двигатель является частным случаем двухконтурного. Далее будет показано, что и турбовинтовой двигатель можно рассматривать как частный случай ТРДД с высокой степенью двухконтурности. Следовательно, двухконтурный двигатель можно рассматривать как общий тип ГТД.

Итак, принцип действия ТРД и ТРДД аналогичен принципу действия ПВРД. Наличие газогенератора обеспечивает турбореактивному двигателю стартовую тягу и более высокие тяговые и экономические характеристики на небольших скоростях полета по сравнению с характеристиками ПВРД. А благодаря распределению энергии по большей массе рабочего тела двухконтурный двигатель (по сравнению с одноконтурным) обеспечивает более высокую экономичность на указанных скоростях полета. В этом и заключается основное преимущество двухконтурных двигателей.

Применение ПВРД, ТРД и ТРДД. Прямоточные воздушно-реак­тивные двигателиприменяются как силовые установки летательных аппаратов, главным образом военного назначения. На больших сверхзвуковых скоростях полета они имеют ряд принципиальных преимуществ перед другими ВРД. С применением водорода в качестве топлива этот двигатель может работать на гиперзвуковых скоростях полета. Поэтому ПВРД – двигатель будущего.

Турбореактивные двигатели широко применялись в качестве силовых установок самолетов. Например, на первом в мире отечественном пассажирском реактивном самолете Ту-104 эксплуатировался одновальный ТРД РД-ЗМ.

По сравнению с поршневыми турбореактивные двигатели позволяют развить бóльшую тягу, имеют меньшую удельную массу, для них характерно благоприятное изменение тяги по скорости полета. Этими основными преимуществами объясняется тот факт, что в пятидесятые годы в авиации на смену поршневым двигателям пришли реактивные. Низкая экономичность на дозвуковых скоростях полета – главный недостаток ТРД.

Двухконтурные двигатели как силовые установки магистральных самолетов вытеснили ТРД и получили в настоящее время наибольшее распространение. Широко применяются двигатели со степенью двухконтурности, изменяющейся в диапазоне от 2 до 10. В целях дальнейшего повышения экономичности разрабатываются ТРДД с m = 15 ... 20, которые получили название двигателей со сверхбольшой степенью двухконтурности (ТРДДсв).

Схемы ТРДД. Двухконтурные двигатели выполняются в основном двухвальными, а также трехвальными. Наличие двух контуров, двух (или трех) каскадов компрессора и соответственно турбины обусловило многообразие схем рассматриваемых двигателей. Схему, приведенную на рис. 1.1 (двухвальный ТРДД с двухкаскадным компрессором и раздельным истечением потоков из наружного и внутреннего контуров), можно считать классической. По этой схеме выполнен первый в нашей стране двухконтурный двигатель Д-20П. Кроме того, применяются двигатели такой схемы со смешением потоков наружного и внутреннего контуров. По этой схеме выполнены, например, двигатели Д-30, Д-30КУ и Д-30КП (ОКБ П.А. Соловьева), которые эксплуатируются соответственно на самолетах Ту-134, Ил-62М и Ил-76.

Широкое распространение получили двухконтурные двухвальные двигатели со смешением потоков, с двухкаскадным компрессором и подпорными ступенями (рис. 1.5, а). По такой схеме выполнены двигатели НК-8-4, НК-8-2У и НК-86 (ОКБ Н.Д. Кузнецова), которые эксплуатируются на самолетах Ил-62, Ту-154 и Ил-86. По такой же схеме выполнен двигатель ПС-90А (ОКБ П.А. Соловьева), который эксплуатируется на самолетах Ту-204/214 и Ил-96-300. Применение подпорных ступеней объясняется в основном стремлением получить эффективные двигатели разной тяги на базе одного газогенератора.

На рис. 1.5, б показана схема трехвального ТРДД с трехкаскадным компрессором, в котором наиболее рационально решены проблемы, связанные с обеспечением устойчивой работы двигателя при высокой степени повышения давления в компрессоре. По этой схеме выполнены, например, двигатели Д-36, Д-436Т1 и Д-18Т (Запорожское МКБ "Прогресс"), которые эксплуатируются соответственно на самолетах Як-42, Ту-334 и Ан-124 ("Руслан"). Трехвальный ТРДД Д-18Т устанавливается также на грузовом самолете Ан-225 "Мрiя" ("Мечта").

Двухконтурные двигатели с раздельным истечением потоков могут выполняться с коротким наружным контуром (см. рис. 1.5, б). Для всех перечисленных схем характерно переднее расположение вентилятора. В двухконтурных двигателях с задним расположением вентилятора (рис. 1.5, в) лопатки вентилятора наружного контура располагаются над лопатками отдельной турбины, образуя с ними одно целое – турбовентиляторную приставку. Такая приставка к одноконтурному ТРД преобразует его в двухконтурный. Двигатели с турбовентиляторной приставкой появились в пятидесятых годах на базе хорошо зарекомендовавших себя серийных ТРД. Они обеспечили существенное снижение удельного расхода топлива и повышение эффективности эксплуатации.

Рис. 1.5. Схемы ТРДД:
а – двухвального с подпорными ступенями и смешением потоков;
б – трехвального с коротким наружным каналом;

в – с задним расположением вентилятора

По одновальной схеме двухконтурные двигатели, как правило, не выполняются. Известны, однако, двигатели, например фирм SNECMA и "Турбомека" [8], выполненные по одновальной схеме. Это либо малоразмерные двигатели, либо двигатели с небольшой степенью двухконтурности и невысокой степенью повышения давления в компрессоре.

12
• 3
• 4
• Далее ⇒