Схема и принцип действия газотурбинного двигателя

Газотурбинным двигателем (ГТД) согласно стандарту 23851-79 (Авиационные газотурбинные двигатели. М.:Изд-во стандартов,1979.) называют тепловую машину, в которой энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струи и в механическую работу на валу. Основными элементами ГТД являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина(рис.3.1).

Рис.3.1. Принципиальная схема газотурбинного двигателя:

к – компрессор; кс – камера сгорания; т – газовая турбина;

п – потребитель механической работы; G_т – расход топлива;

В-В – обозначение проходного сечения для воздуха на входе в

компрессор; К-К – то же на выходе из компрессора;

Г-Г – то же для газов на входе в турбину; Т-Т – то же для выхода из

Принцип действия ГТД следующий.

1. Воздух из атмосферы поступает в компрессор (сечение «В-В»), где происходит сжатие воздуха (плотность, давление и температура возрастают). Если компрессор идеальный (трение и теплообмен отсутствуют), то сжатие воздуха осуществляется в адиабатном процессе ( ), показатель адиабаты к=1.4.

Отношение давления воздуха на выходе из компрессора к давлению на входе называется степенью повышения давления в компрессоре: .

2. Из компрессора (сечение «К-К») воздух поступает в камеру сгорания, где при постоянном давлении происходит подвод тепла к потоку воздуха при горении топлива. В результате подогрева в камере сгорания газ на её выходе имеет высокую температуру. Отношение температуры газа на выходе из камеры сгорания к температуре атмосферного воздуха называется степенью подогрева воздуха в двигателе: .

3. Из камеры сгорания газ поступает в турбину (сечение «Г-Г»), где происходит расширение газа (плотность газа уменьшается). Если турбина идеальная, то процесс расширения принимается адиабатным. Показатель адиабаты газа равен 1.33.

В процессе расширения газа в турбине тепловая энергия преобразуется в механическую работу на валу, примерно 2/3 которой направляется для вращения компрессора, а 1/3 направляется потребителю (воздушному винту, для вращения дополнительного компрессора, для вращения электрогенератора и т.п.).

4. Из турбины (сечение «Т-Т») газ направляется в выходной канал двигателя. Таким образом, ГТД представляет собой открытую термодинамическую систему, в которой реализуется цикл Брайтона (рис.2.11, 2.12).

3.2. Схема и принцип действия турбореактивного двигателя.

Турбореактивным двигателем (или двигателем прямой реакции) в соответствии с ГОСТ 23851-79 называют ГТД, в котором преобладающая часть энергии сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи (рис.3.2). ТРД имеет следующие основные элементы: входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину и выходное устройство.

Во входном устройстве ТРД в полете воздушного судна (ВС) происходит предварительное сжатие набегающего на двигатель воздушного потока (скорость уменьшается, плотность, давление и температура возрастают). В зависимости от скорости полета ВС входные устройства разделяются на дозвуковые ( ), трансзвуковые ( ) и сверхзвуковые ( ).

Рабочий процесс в компрессоре и камере сгорания ТРД совпадает с таким для ГТД. Расширение газа в турбине происходит до давления больше атмосферного , уровень которого определяется приближенно из

равенства развиваемой турбиной мощности ( ) и необходимой для вращения компрессора мощности ( ). Здесь расход газа в турбине и расход воздуха в компрессоре; механическая работа на валу турбины и на валу компрессора. Механическая работа на валу турбины

используется также для привода вспомогательных агрегатов обслуживающих двигатель систем.

В выходном устройстве ТРД осуществляется дальнейшее расширение газа (плотность, давление и температура уменьшаются, а скорость увеличивается). В зависимости от величины скорости истечения газа из реактивного сопла этого элемента ТРД они разделяются на дозвуковые ( ) и сверхзвуковые ( ).

Для иллюстрации рабочего процесса ТРД используются диаграммы «давление – удельный объём» и «энтальпия – энтропия» (рис.3.3).

Рис.3.2. Схема турбореактивного двигателя:

1 – входное устройство (воздухозаборник); 2 – компрессор;

3 – камера сгорания; 4 – турбина; 5 – выходное устройство

вх,в,к,г,т,с – обозначения контрольных сечений проточной

Рис.3.3. Изображение рабочего процесса ТРД в (а) и (б)

диаграмма позволяет показать площади фигур, соответствующих механическим работам. Например, площадь фигуры на рис.3.3(а) эквивалентна работе предварительного сжатия во входном устройстве двигателя

, площадь фигуры на этом же рисунке соответствует работе сжатия в компрессоре , где степень повышения давления во входном устройстве и в компрессоре.

Площадь фигуры эквивалентна работе расширения газа в турбине , площадь фигуры эквивалентна работе расширения газа в реактивном сопле выходного устройства , где степень понижения (расширения) давления газа в турбине и в реактивном сопле выходного устройства.

диаграмма представляет те же написанные выше механические работы в виде разности энтальпий (теплосодержаний) или отрезков на рис.3.3(б). Например, количество теплоты, подведенное к потоку воздуха в камере сгорания; количество теплоты, отведенной в атмосферу с выхлопными газами.

При истечении газа в атмосферу согласно третьему закону Ньютона образуется реактивная сила, называемая тягой ТРД – равнодействующая сил

давления и трения, действующих на внутренние поверхности двигателя. Величина тяги определяется по формуле Б.С. Стечкина:

(3.1)

где тяга ТРД, Н; расход воздуха через двигатель, кг/с; средняя скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с; скорость полета ВС.

Конструктивные схемы ГТД различных типов

АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Конспект лекций

Раздел 1. Авиационные газотурбинные двигатели

Тема 1. Этапы развития авиационных двигателей

Важнейшим элементом любого летательного аппарата является двигатель, характеристики которого в значительной степени определяют возможность достижения больших высот, скоростей и дальности полета.

До конца второй мировой войны монопольное положение в авиации занимали силовые установки с поршневыми двигателями (генераторы мощности) и воздушными винтами (движители). В период интенсивного развития поршневых двигателей (1915-1945) их мощность удалось повысить ≈ в 30 раз (до 1500-2000 кВт) а удельный вес снизить ≈ в 6 раз (до 0,6-0,8 кг/кВт). Это позволило довести скорость полета до 600-700 км/ч.

Для дальнейшего повышения скорости полета потребовалось резкое увеличение мощности силовой установки из-за существенного снижения аэродинамического качества самолета и КПД воздушного винта в области высоких дозвуковых скоростей полета.

Дальнейшее повышение мощности поршневых двигателей сопровождалось опережающим повышением их веса и габаритов, что приводило к дополнительным аэродинамическим сопротивлениям.

Главное препятствие на пути повышения мощности поршневых двигателей было связано с особенностью их рабочего процесса, который не допускал большого увеличения расхода воздуха, необходимого для сжигания больших количеств топлива в цилиндрах (необходимость полной герметизации цилиндров в тактах сжатия и рабочего хода крайне ограничивает размеры проходных сечений клапанов в тактах наполнения и выхлопа).

По этой причине поршневые двигатели не могли обеспечить дальнейшее развитие авиации вследствие неразрешимости противоречия между ограниченными возможностями по наращиванию мощности и требованиями к повышению скорости полета. В своем развитии поршневые двигатели подошли к пределу своих возможностей. Для дальнейшего совершенствования воздушных судов потребовался качественный скачок в области создания авиационных силовых установок.

Такой скачок произошел в конце 40-х годов прошлого века, когда в авиации получили практическое применение двигатели принципиально нового типа – газотурбинные двигатели (ГТД).

В первом поколении авиационных ГТД основным типом был турбореактивный двигатель (ТРД), который совместил в себе функции генератора мощности и движителя, отрицая воздушный винт как движитель, имеющий ограниченные скоростные возможности.

Рис.1. Принципиальная схема ТРД

Скорость истечения газа из реактивного сопла ТРД в несколько раз превышает скорость воздушных масс, отбрасываемых воздушным винтом. Его тяговый КПД непрерывно возрастает с увеличением скорости полета, поэтому ТРД как движитель более эффективен при высоких скоростях полета. Характерный для ТРД подвод тепла при постоянном давлении обеспечивает возможность использования в рабочем процессе непрерывного потока и открытых проходных сечений проточной части, что не препятствует повышению расхода воздуха до значений, в десятки раз превышающих достигнутые в наиболее мощных поршневых двигателях. Поскольку пропорционально расходу воздуха может быть увеличен и расход топлива, ТРД как тепловая машина имеет большие резервы для повышения мощности, причем это возможно при относительно небольшом увеличении веса конструкции. Удельный вес ТРД удалось снизить до 0,25-0,35 кг/кг тяги.

Тяговая мощность ТРД возрастает с увеличением скорости полета до сверхзвуковых значений, поэтому ТРД наиболее выгодны для применения при сверхзвуковых скоростях полета. Однако низкое аэродинамическое совершенство первых самолетов с ТРД не позволили освоить оптимальные для них сверхзвуковые скорости. Тем не менее, ТРД обеспечили существенный скачок скорости полета до околозвуковых величин (900-1000 км/ч).

В процессе развития ТРД проявились и труднопреодолимые недостатки этих двигателей, сильно ограничивающие их применение на самолетах гражданской авиации. ТРД имеет значительно худшую топливную экономичность по сравнению с поршневыми ДВС при малых скоростях полета и особенно на старте. Первые образцы ТРД имели на старте в 3-5 раз больший расход топлива при одинаковой тяге с поршневыми ДВС, что также определяется особенностями его рабочего процесса. Несмотря на относительно малый собственный вес, ТРД потребовали существенного утяжеления конструкции ВС из-за необходимости размещения большого запаса топлива на полет.

Таким образом, возникло противоречие между требованием к обеспечению большой дальности полета самолетов и ограниченной возможностью ТРД для реализации этого требования вследствие их низкой топливной экономичности. Работая над разрешением этого противоречия, конструкторами был создан принципиально новый тип ГТД второго поколения – турбовинтовые двигатели (ТВД).

Рис.2. Принципиальная схема ТВД

Как тепловая машина ТВД использует тот же рабочий процесс, что и ТРД, но не обладает функциями движителя, выполняя аналогично поршневому ДВС в основном роль генератора мощности для воздушного винта. На этом этапе произошел возврат к исходной схеме силовой установки «двигатель – воздушный винт», но на значительно более высоком уровне развития, так как ТВД не имеет таких жестких весовых ограничений по мощности, как поршневой двигатель.

ТВД обеспечил существенное (по сравнению с поршневыми ДВС) повышение скорости полета и грузоподъемности самолетов за счет избытка располагаемой мощности при малом весе конструкции и высокой топливной экономичности. Мощность ТВД удалось довести до 10000 кВт и выше при удельном весе 0,25-0,35 кг/кВт и удельном расходе топлива 0,3-0,4 кг/кВт.ч. При этом скорость полета самолетов с ТВД достигла 700-750 км/ч, дальность полета 10 000 км и более при грузоподъемности 30-40 т. Благодаря высокой топливной экономичности ТВД заняли в конце 50-х лидирующее положение в силовых установках пассажирских самолетов, обеспечив для них наименьший расход топлива на единицу транспортной работы. ТВД положили начало развитию гражданской авиации как рентабельного вида транспорта.

В процессе совершенствования ТВД вновь возникло противоречие между необходимостью повышения скорости полета и ограниченными возможностями воздушного винта, обусловленными резким снижением КПД винта вследствие роста потерь в скачках уплотнения на концах лопастей. Для разрешения этого противоречия на данном этапе развития были созданы ГТД качественно нового типа – двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД), занимающие по принципу создания тяги промежуточное положение между ТРД и ТВД. Роль движителя в ДТРД частично стал выполнять вентилятор относительно небольшого диаметра, приближая ДТРД по скоростным возможностям к ТРД. Это позволило повысить скорость полета до 900-950 км/ч.

Рис.3. Принципиальная схема ДТРД

Благодаря своим положительным качествам, ДТРД превратились в 60-х годах в наиболее распространенный тип ГТД 3-го поколения. При их развитии были достигнуты наиболее важные результаты в области совершенствования газогенераторов, которые могли быть использованы для любого типа ГТД. Освоены конструкции двухкаскадных компрессоров, созданы компактные камеры сгорания, применены новые материалы, позволившие снизить вес газогенераторов, повысить их ресурс и безотказность.

Тема 2. Конструктивные и силовые схемы ГТД

Силовые схемы роторов ГТД

В современных ГТД имеется от одного до трех механически не связанных между собой роторов. Роторы турбокомпрессоров состоят из рабочих колес компрессора и турбины, соединенных валом. В силовой схеме ротора анализируются количество и место расположения опор, определяемые массой и изгибной жесткостью роторов и обеспечивающие минимальные радиальные зазоры между ротором и статором.

Общей особенностью силовых схем роторов является то, что осевая фиксация каждого ротора в корпусе осуществляется с помощью одного радиально-упорного подшипника. На остальных опорах устанавливаются радиально-опорные подшипники, обеспечивающие возможность осевого перемещения ротора относительно статора. Такая схема исключает стеснение температурных и силовых деформаций при изменении режима работы двигателя. Другая особенность заключается в том, что в опорах применяют обычно подшипники качения.

В зависимости от числа опор различают 2-х, 3-х и 4-опорные роторы. Двухопорные роторы (рис. 8) применяют обычно в качестве роторов ВД подъемных двигателей, ВСУ и в других случаях, когда число ступеней у турбины и компрессора, а также расстояния между ними невелики. Роторы турбины и компрессора соединяются в двухопорной схеме жестко. Радиально-упорный подшипник расположен в передней части ротора (в зоне более низких температур). Вторая опора расположена перед или за турбиной.

Рис. 8. Схемы 2-опорных роторов с передним (а) и задним (б, в)

расположением подшипника турбины

Схема 3-опорных роторов (рис. 9) получила более широкое распространение. Ротор компрессора установлен на два, а ротор турбины – на один подшипник (вторым своим концом он опирается на ротор компрессора). Радиально-упорный подшипник обычно располагается за компрессором. Задняя опора может располагаться как перед, так и за диском турбины.

Рис. 9. Схемы трехопорных роторов с передним (а, б) и задним (в)

расположением подшипника турбины

Четырехопорные роторы (рис. 10) применяют при значительном расстоянии между роторами турбины и компрессора и большом числе их ступеней. Каждый ротор располагают на двух опорах с общим для роторов турбины и компрессора шариковым подшипником.

Рис. 10. Схема 4-опорного ротора

Силовые схемы двух- и трехвальных ГТД выполняют по рассмотренным выше схемам одновальных двигателей. Ротор ВД обычно двух- или трехопорный, ротор НД трех- или четырехопорный. Особенностью многовальных ГТД является наличие межвальных подшипников, одна из обойм которых связана с одним, а другая – со вторым ротором.

Силовые схемы корпусов ГТД

Силовая схема корпуса представляет собой систему связанных неподвижных узлов, которая воспринимает нагрузки, действующие в двигателе, и передает их равнодействующие через узлы подвески на ВС. Силовой корпус двигателя состоит из нескольких корпусов опор (на которые передаются нагрузки от подшипников роторов), соединенных между собой корпусами компрессора, камеры сгорания, турбины и наружного контура (в ТРДД). К нему присоединяются элементы входного и выходного устройств, а также коробки приводов и агрегаты.

Классификация силовых схем корпусов выполняется в зависимости от способов силовой связи между турбиной и компрессором.

Схема с внутренней силовой связью (рис. 11-а) характеризуется тем, что соединение корпусов турбины и компрессора осуществляется с помощью внутренней стенки корпуса камеры сгорания. Такая схема применяется при трубчатых камерах сгорания, что обеспечивает возможность их замены в процессе эксплуатации. В настоящее время применяется только в ВСУ.

Схема с внешней силовой связью (рис. 11-б) отличается тем, что соединение корпусов компрессора и турбины осуществляется наружным корпусом камеры сгорания. Благодаря большему диаметру наружный корпус оказывается достаточно жестким при сравнительно малой массе. Схема с внешней силовой связью предпочтительна при расположении задней опоры ротора за турбиной.

Схема с двойной силовой связью (рис.11-в, г) отличается наиболее полным использованием несущей способности корпусов камеры сгорания, так как корпусы турбины и компрессора соединены как внутренним, так и наружным корпусами камеры сгорания. Схема широко применяется в различных типах ГТД.

Рис. 11. Схемы силовых корпусов ГТД с внутренней связью (а), с внешней связью (б), с двойной незамкнутой связью (в), с двойной замкнутой связью (г)

1- передний корпус компрессора; 2 – корпус НА компрессора; 3- задний корпус компрессора; 4 — внутренний корпус камеры сгорания; 5 – наружный корпус камеры сгорания; 6 – радиальные силовые элементы корпуса передней опоры турбины; 7 – корпус турбины; 8 – корпус задней опоры турбины

Силовые схемы ТРДД имеют ряд особенностей. В конструкции корпуса ТРДД имеются три силовых контура: внутренний (внутренний корпус камеры сгорания), средний, включающий корпусы КВД, турбины и наружный корпус камеры сгорания, и внешний, образованный корпусом КНД и оболочками наружного контура. Соединение внутренней, средней и внешней частей силовой схемы осуществляется с помощью радиальных силовых элементов. Они являются, как правило, частью корпусов опор.

Основу схемы силового корпуса трехвального ТРДД составляет переходный корпус. Спереди к его наружному фланцу крепится корпус вентилятора, а к внутреннему- корпус передней опоры и КСД. Сзади к переходному корпусу присоединяются корпусы КВД, камеры сгорания и турбины.

Тема 3.Входные устройства авиационных ГТД

Регулирование СВУ

Геометрия СВУ определяется на расчетном режиме, в качестве которого принимают полет ВС на эшелоне (высота Нкр и скорость Vкр крейсерского полета). Все остальные режимы работы СВУ, в том числе при взлете, наборе высоты, снижении и заходе на посадку, нерасчетные. Управление работой СВУ на нерасчетных режимах является основной задачей средств его регулирования.

Регулирование СВУ осуществляется для согласования СВУ и компрессора двигателя по расходу воздуха при минимально возможных внешнем сопротивлении, потерях полного давления и достаточных для надежной эксплуатации запасах устойчивости.

Проблема согласования расходов воздуха СВУ и компрессора двигателя возникает при больших скоростях полета (М>1,5). При меньших скоростях полета согласование осуществляется автоматически, — либо двигатель «просасывает» через воздухозаборник ровно столько воздуха, сколько необходимо для рабочего процесса, либо лишний воздух может «отвернуть» во внешний поток перед входом в воздухозаборник.

Существует несколько способов регулирования СВУ. Основным способом регулирования осесимметричного СВУ является осевое перемещение центрального тела (конуса). На взлете и в полете с малой скоростью путем перемещения центрального тела внутрь увеличивают площадь проходного сечения на входе в воздухозаборник. Если пропускная способность СВУ остается недостаточной, к компрессору двигателя подводится дополнительное количество воздуха через створки, расположенные за горлом канала СВУ. Для предотвращения помпажа СВУ при больших числах М полета уменьшают проходное сечение путем перемещения центрального тела вперед. Дополнительно излишний воздух может быть выпущен из канала СВУ с помощью створок, открываемых в противоположную сторону.

Управление подвижными элементами конструкции СВУ осуществляется автоматическими системами. В условиях полета отказы этих систем не исключаются, поэтому пилот обязан периодически контролировать их работу по специальным указателям и на слух. Особое внимание требуется при изменении режима работы двигателя, разгоне и торможении самолета.

Учитывая важное значение СВУ для обеспечения устойчивой работы силовой установки в целом, предусматриваются дублирующие системы управления СВУ (ручная, аварийная), которые используют в случае отказа основной автоматической системы.

Тема 4. Компрессоры авиационных ГТД

Роторы ОК

Ротор включает вращающиеся элементы конструкции: рабочие лопатки, диски (или барабан), на которых закреплены рабочие лопатки, валы или цапфы, которыми ротор опирается через подшипники на корпус. Различают три конструктивных типа роторов: барабанные, дисковые и смешанные (барабанно-дисковые) – рис. 20.

Рис. 22. Типы роторов осевых компрессоров

а – барабанный; б – дисковый; в – барабанно-дисковый; 1,3 – передняя и задняя цапфы; 2 – барабан; 4 – диски; 5 – вал; 6 – барабанный участок ротора

Достоинством ротора барабанного типа является высокая изгибная жесткость, обусловленная большим диаметром барабана, основным недостатком – низкая прочность на разрыв и малая радиальная жесткость. Указанные недостатки резко ограничивают практическое применение барабанных роторов. Их иногда используют в низконапорных ОК малоразмерных ГТД.

Достоинством дискового ротора является высокая прочность на разрыв, поэтому они способны работать при больших окружных скоростях; существенным недостатком является низкая изгибная жесткость, определяемая жесткостью вала относительно небольшого диаметра.

Барабанно-дисковые роторы сочетают в себе достоинства барабанных и дисковых конструкций. Они имеют высокую жесткость во всех направлениях, хорошо сопротивляются действию центробежных сил при больших окружных скоростях. Получили основное применение в современных ГТД. В зависимости от выбранного способа соединения между собой элементов конструкции барабанно-дисковые роторы могут быть разборные и неразборные.

Рабочие лопатки являются главными элементами ротора ОК. В межлопаточных каналах РК происходит преобразование работы вращения ротора в кинетическую энергию движения воздуха и одновременно в потенциальную энергию его давления. Все остальные элементы конструкции ротора служат только для передачи механической энергии к рабочим лопаткам. Рабочая лопатка состоит из профилированной части (пера) и хвостовика, предназначенного для крепления лопатки на диске или барабане.

Крепление рабочих лопаток обычно осуществляют с помощью хвостовиков типа «ласточкин хвост», устанавливаемых в продольные пазы ободов дисков. В первых ступенях ОК часто применяют шарнирное крепление лопаток с помощью хвостовиков типа «проушина». Массивные лопатки вентиляторов ТРДД иногда крепят в продольных пазах ободов дисков с помощью хвостовиков елочного типа.

Для повышения жесткости длинных лопаток вентиляторов ТРДД и демпфирования их колебаний на профильной части лопаток выполняют антивибрационные полки, между которыми в РК осуществляют плотный контакт. В перспективных конструкциях вентиляторов ТРДД рабочие лопатки предполагают применять без полок. Ведутся разработки широких пустотелых лопаток, обладающих достаточно высокой собственной жесткостью. Для демпфирования колебаний предусматривается размещение во внутренних полостях лопаток сотовых заполнителей.

Статоры ОК

Статор – это неподвижная часть ОК, состоящая из направляющих аппаратов, корпуса ОК, корпусов НА, корпусов опор и различных оболочковых конструкций. Конструктивные компоновки статоров различают по числу отдельно выполненных и соединенных в определенной последовательности корпусов опор и корпусов НА. По этому признаку выделяют двух-, трех- и многокорпусные статоры.

В ОК с небольшим числом ступеней, а также в КВД или КСД многих ТРДД применяют двухкорпусные статоры. Статоры такого типа характерны для двигателей, силовые корпусы которых выполнены с внешней силовой связью. Двух- и трехкаскадные ОК ТРДД имеют многокорпусные статоры (четырех- и пятикорпусные) с объединенными корпусами опор. Роль объединенного корпуса опор в таких статорах обычно выполняет переходный корпус, который является корпусом задней опоры КНД и передней опоры КВД.

Направляющие аппараты (НА) устанавливают за РК для дальнейшего повышения давления воздуха в диффузорных межлопаточных каналах за счет снижения скорости потока в абсолютном движении. НА состоит из направляющих лопаток, закрепленных к наружному и внутреннему бандажным кольцам. Наружные бандажи служат для крепления НА к оболочке корпуса, а внутренние – для повышения жесткости. Иногда внутренние бандажи не применяют, используя НА консольного типа.

Входные направляющие аппараты (ВНА) устанавливают перед РК первых ступеней для предварительной закрутки потока обычно по направлению вращения ротора с целью снижения относительной скорости потока в РК. Вентилятора ТРДД с большой степенью двухконтурности часто применяют без ВНА с целью снижения уровня шума. Лопатки ВНА обычно выполняют с обогреваемыми входными кромками, во внутренние полости которых подводят горячий воздух от последних ступеней ОК для предотвращения обледенения.

Центробежные компрессоры

По сравнению с ОК центробежный компрессор имеет значительно более простую конструкцию, низкую стоимость производства и более широкий диапазон устойчивых режимов. Существенными недостатками центробежного компрессора являются большие диаметральные размеры, большая масса, а также относительно низкий КПД при больших расходах воздуха по сравнению с ОК. При малых расходах воздуха длина лопаток ОК оказывается настолько маленькой, что резко возрастает влияние радиальных технологических зазоров, которые мало зависят от размеров компрессоров. Из-за увеличения роли потерь, связанных с перетеканием воздуха в этих зазорах, КПД ОК резко падает. Поэтому в ГТД для некоторых легких самолетов, где радиальные размеры и масса компрессора не имеют большого значения, а расход воздуха мал, находят применение центробежные компрессоры.

Рис. 24. Схема центробежной Рис. 25. Рабочее колесо

компрессорной ступени центробежной ступени

Схема центробежного компрессора показана на рис.24. Его основными элементами являются рабочее колесо А (крыльчатка), лопаточный диффузор Б и выходной патрубок В.

Крыльчатка (рис.25) представляет собой диск с радиальными лопатками. Входные кромки лопаток загибаются в сторону вращения по направлению относительной скорости потока на входе в крыльчатку. Отогнутые кромки лопаток крыльчатки образуют так называемый вращающийся направляющий аппарат (ВНА). Лопатки совместно со стенками диска и корпуса компрессора образуют расширяющиеся каналы.

Лопаточный диффузор представляет собой расположенную по диаметру крыльчатки кольцевую полость, разделенную неподвижными лопатками на ряд расширяющихся криволинейных каналов. Выходными патрубками диффузор соединен с камерой сгорания.

Принцип работы центробежного и осевого компрессоров имеет много общего. Лопатки крыльчатки, вовлекая воздух, находящийся в компрессоре, во вращательное движение, передает ему тем самым внешнюю энергию. Под действием центробежных сил воздух перемещается к периферии крыльчатки. В результате на входе в компрессор создается разрежение, обеспечивающее непрерывное поступление воздуха. При движении воздуха в расширяющихся межлопаточных каналах крыльчатки давление его увеличивается. Это происходит как вследствие работы центробежных сил, так и за счет уменьшения относительной скорости.

Вместе с тем в результате сообщения воздуху окружной скорости абсолютная скорость его движения увеличивается. Таким образом, в крыльчатке происходит повышение давления воздуха и увеличение его кинетической энергии. В межлопаточных каналах диффузора кинетическая энергия воздуха частично преобразуется в энергию давления. Из диффузора по расширяющимся выходным патрубкам воздух поступает в камеру сгорания.

Степень повышения давления воздуха в центробежном компрессоре оказывается выше, чем в ступени ОК (вплоть до 5). Это объясняется большими значениями допустимых окружных скоростей для крыльчаток центробежных компрессоров, что обеспечивает возможность передачи воздуху большой внешней энергии и ее последующего преобразования в давление.

Требования к камерам сгорания авиационных ГТД и их основные параметры

Камеры сгорания (КС) авиационных ГТД, как основные, так и форсажные, предназначены для организации горения топлива в потоке воздуха (газа), проходящего через двигатель.

К КС предъявляют ряд требований по эффективности, надежности работы и технологичности: устойчивость процесса горения топлива во всем эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя; высокая полнота сгорания топлива; равномерность потока на выходе из КС; надежный запуск КС на земле и в полете; низкий уровень эмиссии вредных веществ в атмосферу, малая масса, компактность, удобство в эксплуатации и ремонте.

Удовлетворение всем этим (зачастую противоречивым) требованиям достигается специальной организацией рабочего процесса и выбором оптимального конструктивного выполнения КС.

Конструктивное совершенство КС, а также качество организации процессов в них характеризуется следующими основными параметрами:

1. Коэффициент полноты сгорания ξ_г = Q/Q, где Q – количество теплоты, подведенной к потоку воздуха в КС в реальном процессе; Q — теоретическое количество теплоты, выделяющейся при полном сгорании топлива. Для основных КС на расчетном режиме ξ_г = 0,97-0,98.

2. Коэффициент сохранения полного давления σ_кс = р_г*/p_k*,

где р_к* и р_г* —значения полного давления на входе в КС и на выходе из нее. Он оценивает потери полного давления в КС из-за гидравлических и других потерь. Величина σ_кс составляет 0,92-0,97.

3. Теплонапряженность Q_V,- отношение количества теплоты Q, выделяющегося в КС в 1 с, к ее объему V_кс и давлению на входе в нее. Для основной КСQ_V = 3600G_Tξ_гH_U/V_ксp_к*,где G_T – секундный расход топлива.

Величина Q_V характеризует компактность КС и составляет для основных КС современных ГТД (1,5-6,0)10 6 Дж/(чм 2 Па). Чем выше значения ξ_г,σ_кс и Q_V, тем совершеннее КС.

Величина перечисленных параметров может значительно отклоняться в худшую сторону по сравнению с расчетным режимом при изменении высоты, скорости полета и режима работы двигателя. Это в свою очередь будет отрицательно влиять на основные параметры двигателя – тягу, расход топлива, а также на надежность его работы.

Надежная работа двигателя в большой мере зависит от стабильности и степени равномерности поля температур на выходе из КС (перед турбиной). Различают радиальную неравномерность поля температур (которая вводится преднамеренно) и неравномерность его в окружном направлении. По радиусу лопатки турбины должно быть обеспечено такое распределение температуры, при котором к корневым (наиболее нагруженным) и тонким периферийным сечениям подводится газ с наименьшей температурой. Максимальная температура приходится при этом на 2/3 – 3/4 высоты лопатки.

Опасными считаются нестабильные (случайные) отклонения температуры в окружном направлении, которые появляются в процессе эксплуатации при закоксовывании форсунок и других неисправностях топливной системы. Обнаружить окружную неравномерность температур практически невозможно, так как система замера имеет ограниченное количество термопар, замеряющих среднюю температуру в данном сечении.

Рабочий процесс в КС

Горение топливовоздушной смеси (ТВС)представляет собой сложный физико-химический процесс, характер которого зависит от многих факторов и, в первую очередь, от агрегатного состояния топлива в ТВС. Экспериментально установлено, что воспламенение и сгорание топлива в КС ГТД происходит только в газовой фазе, т.е. предварительно должна быть получена гомогенная смесь паров топлива с воздухом. Таким образом, химическим реакциям окисления топлива предшествуют процессы смесеобразования: распыливание и испарение топлива и смешение паров топлива с воздухом.

Распыливание осуществляется в результате взаимодействия потока воздуха и струи топлива. Чем больше давление воздуха в КС и чем выше скорость истечения топлива из форсунки, тем лучше распыливание топлива.

Для распыливания жидкого топлива в ГТД используются центробежные форсунки. Для увеличения площади контакта топлива с воздухом струе топлива из форсунки придается форма поверхности конуса. Противоположная закрутка в КС воздуха и конической струи топлива способствует их интенсивному перемешиванию.

Качество распыливания характеризуется средним диаметром капель, который не должен быть более 40-70 мкм. Такой диаметр распыленных капель керосина соответствует перепаду давлений на форсунке ∆р_ф = (40-80)10 5 Па. Качественный распыл при меньшем перепаде давлений возможен при использовании форсунок других типов, например, пневматических, в которых происходит смешение топлива с воздухом и их истечение через общее сопло.

Испарение распыленного топлива обеспечивается за счет подвода к каплям топлива теплоты от воздуха. С повышением температуры воздуха, поступающего в КС из ОК, интенсивность испарения топлива увеличивается.

Первоначальное воспламенение ТВС и образование начального очага пламени при запуске двигателя производится от специального воспламенительного устройства. В процессе работы двигателя свежие порции топлива воспламеняются за счет теплоты основного факела пламени в КС.

ТВС может воспламеняться в интервале значений α_min

Механическое удерживание земляных масс: Механическое удерживание земляных масс на склоне обеспечивают контрфорсными сооружениями различных конструкций.

Опора деревянной одностоечной и способы укрепление угловых опор: Опоры ВЛ — конструкции, предназначен­ные для поддерживания проводов на необходимой высоте над землей, водой.

Организация стока поверхностных вод: Наибольшее количество влаги на земном шаре испаряется с поверхности морей и океанов (88‰).