Вопрос №2. Принцип работы авиационного газотурбинного 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 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.

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 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.

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 определения 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.

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 формулу тяги в виде формулы Б.С.Стечкина:

R = G_в(c - V) + (p - p )F_c. (2.1)

Как видно, тяга складывается из составляющих: динамической и статической. Динамическая G_в(c - V) равна секундному изменению количества движения газа, проходящего через двигатель, статическая (p - p )F_c 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 = G_в(с - V). (2.2)

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

R = G_в * c. (2.3)

Отношение тяги к суммарному 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:

R_уд = R / G_в. (2.4)

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

R_уд = с (2.5)

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.

С_уд = G_т._ч./R. (2.6)

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:

М_уд = М_дв/R. (2.7)

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

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

R_f = R / F_дв. (2.8)

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:

R_уд = 0,6...0,8 кН*с/кг,

С_уд = 0,08...0,1 кг/Н*ч,

М_уд = 0,025...0,035 кг/Н,

R_f = 80...100 кН/кв.м.

Вопросы для самоконтроля.

1. Рабочий процесс и основные удельные параметры ТВД и турбовальных ГТД.

2. Основные эксплуатационные параметры и режимы работы двигателя Аи-24.

3. Основные эксплуатационные параметры и режимы работы двигателя ТВ2-117(ТВ3-117).

Литература

1. Б.А. Бабин, В.П. Птухин, А.П. Фефелов, Ю.Б. Новиков, В.И. Дубровин Конструкция реактивных двигателей, учебного пособия издательство АВВАУЛ, Армавир, 1973г.стр.3-18.

2. В.Ф. Павленко, А.А. Дьяченко, В.И. Жулев. Б.К. Колпаков, А.П. Назаров, В.А. Тихонравов, Боевая авиационная техника, М., Воениздат, 1984г., стр. 144-150.