Схемы и классификация реактивных двигателей

5.0 Введение

В этой теме рассмотрена классификация некоторых реактивных двигателей, приведены рисунки и схемы, начиная с относительно простых двигателей и заканчивая большими двигателями для одного из самых современных самолётов Boeing 777. Представлены два типа двигателей. Первый -  двигатель многовальный с роторами низкого и высокого давлений. Второй – двигатель двухконтурный,  в котором некоторая часть воздуха, сжатого вентилятором, обходит камеру сгорания и турбину.

Любое рассмотрение реальных двигателей должно предусматривать ограничения температуры на турбине. Тема заканчивается обсуждением технологии охлаждения и концепции эффективности охлаждения.

5.1 Турбореактивный и двухконтурный

Рекомендуемые материалы

На  рисунке 5.1 показан вид двигателя Rolls-Royce «Viper». Это типичный вид самого простого турбореактивного двигателя с осевым компрессором, соединенным с осевой турбиной на одном и том же валу (компрессор на одном конце и турбина на другом, объединяется понятием ротор), появившийся 40 лет назад. Даже для этого очень простого двигателя, который был первоначально разработан, как источник мощности и энергии для беспилотных ракет, схема довольно сложна. Упрощённые схемы поэтому более удовлетворительны, и на них будут представлены наиболее распространённые типы двигателей. На рисунке 5.1 показана схема двигателя «Viper» в упрощённом виде.

Современные двигатели имеют два или три ротора, так что процессы повышения давления и расширения происходят в разных частях. Турбореактивный двигатель с двумя валами, типа Rolls-Royse «Olympus 593», показанный на рисунке 5.2, при полёте на скоростях превышающих скорость звука, обладает наиболее подходящей схемой. Четыре таких двигателя используются на самолёте Concorde и позволяют ему совершать полёт со скоростью в два раза превышающую скорость звука. Компрессор и турбина низкого давления, располагающиеся на одном валу, составляют ротор НД. Вал НД пропускается через  вал ВД, на котором стоят компрессор и турбина ВД. Процесс повышения давления разбит между двумя роторами с целью придания ему большей работоспособности на разных скоростях эксплуатации и  при запуске двигателя.

Рисунок 5.1. Одновальный турбореактивный двигатель  Rolls-Royce «Viper 601»  в упрощённом виде.

Рисунок 5.2. Двигатель  Rolls-Royce «Olympus 593» в упрощённом виде.

Представленная на рисунке 5.2 двухроторная схема не решает проблему, с которой мы столкнулись в упражнении 4.4: реактивная скорость струи слишком высока, чтобы обеспечить хорошую продвигающую эффективность, но скорость полёта довольно высока. Способ повышения продвигающей эффективности на дозвуковых скоростях полёта состоит в переходе на схему двухконтурного двигателя. На рисунке 5.3 изображён первый двухконтурный двигатель компании Pratt & Whitney «JT8D-1», который был изготовлен большой партией для самолётов Boeing 727 и 737. В этих двигателях часть  воздуха, сжатого компрессором НД, проходит вокруг внешней стороны двигателя, не попадая в камеру сгорания, то есть обходит вокруг газогенератора. Первые двухконтурные двигатели обычно имели степень двухконтурности (отношение массового потока воздуха, обходящего вокруг газогенератора, к массе воздуха, проходящей через газогенератор) составляющую 0.3 - 1.5. Такие двигатели широко применялись как в гражданской, так и в военной авиациях.

Рисунок 5.3. Двигатель  Pratt и Whitney «JT8D-1»  в упрощённом виде.

5.2 Двигатели большой степени двухконтурности

По договорённости, являющейся нормой для всех современных воздушных авиалайнеров, двигатели со степенью двухконтурности равной 5 и более являются двигателями с большой степенью двухконтурности. На рисунке 5.4  представлены три вида современных двигателей, предназначенных для эксплуатации на  самолёте Boeing 777: (a) двигатель фирмы Rolls-Royce «RB211», (b) двигатель фирмы Pratt & Whitney  «4084» и (c) двигатель марки «GE90», разработанный фирмой General Electric.

Рисунок 5.4 (a) Rolls-Royce «884», (диаметр вентилятора на входе 2.79 м).

Рисунок 5.4 (b). Двигатель Pratt & Whitney «4084», (диаметр вентилятора на входе 2.84м).

5.4 (c). Двигатель General Electric «GE90», (диаметр вентилятора на входе 3.12м).

Двигатели фирм Rolls-Royce «RB211» и Pratt & Whitney  «4084» имеют степень двухконтурности равную 6 (обратим внимание на тот факт, что двигатель «GE90», имеет степень двухконтурности равную 9). Схема двигателя фирмы Rolls-Royce заметно отличается наличием трёх концентрических валов: НД, СД (среднего давления) и ВД,  по сравнению с двигателями компаний Pratt & Whitney и General Electric, которые имеют только по два вала: НД и ВД. Из западных компаний только Rolls-Royce использовала схему с тремя валами; подобная конфигурация имеет аэродинамические преимущества, особенно в скорости, но уступает по стоимости и механической сложности. Для двигателей с высокой степенью двухконтурности передний компрессор именуется как вентилятор. Это - высоко специализированная ступень компрессора, для которой относительная скорость потока в роторе является сверхзвуковой в концевой части лопасти (для современных двигателей, скорость в концевой части вентилятора может составлять более 450 м / сек) и дозвуковой около центра лопасти.

Поток в ТРДД разделён на поток внешнего контура и основной поток, последний проходит компрессор ВД и камеру сгорания. Часть двигателя, в которую поступает основной поток, называется газогенератор. В двигателе с двумя валами вентилятор находится на валу НД, который приводится во вращение турбиной НД, а газогенератор находится на валу ВД. На крейсерском режиме вентилятор и газогенератор имеют отношение давлений равное 2.5, а компрессор ВД -16, чтобы полное отношение давлений равнялось 40. У двигателей фирм Rolls-Royce основной поток воздуха сжимается в трёх отдельных каскадах. При выполнении круиза, отношение давлений в вентиляторе составляет 1.6, а в компрессорах СД и ВД чуть более 5, чтобы получить отношение, составляющее 40.

В упрощённом виде принимается, что вся мощность от турбины ВД используется, компрессором ВД. На практике же, относительно малая доля мощности отнимается топливными насосами двигателя, на производство электричества и работу гидравлической системы летательного аппарата. Подобно этому весь сжатый воздух, проходит через турбину; но некоторая его часть отбирается на герметизацию кают и удаление льда с поверхностей крыла и мотогондолы. Большая часть мощности турбины НД используется для повышения давления потока внешнего контура, и только малая доля мощности используется для повышения давления в газогенераторе.

В этом разделе не рассматриваются схемы применения двигателей с двумя валами и подпорными ступенями (сторонниками которой являются компании Pratt & Whitney и  General Electric) или выделение компрессоров СД и ВД в двигателях с трёхвальной схемой (чем занимаются представители Rolls-Royce).

Упражнение 5.1*

В начале крейсерского режима температура и давление воздуха, входящего в двигатель, могут быть взяты равными 259.5K и 46.0кПa. Примите отношение давлений 1.6 для потока через вентилятор и 25 в основном компрессоре. Примите кпд изоэнтропический 90 % в каждом компоненте. Найдите повышение температуры в потоке вентилятора, температуру входа в основной компрессор и отсюда температура на выходе из компрессора газогенератора.

(Ответ: 41.4 K; 300.9 К; 805.2К)

Мощность, произведенная основной турбиной должна равняться мощности  основного компрессора; так как мы принимаем совершенный газ со свойствами воздуха, то снижение температуры в турбине должно равняться повышению температуры основного компрессора. Если температура газа за камерой сгорания (то есть на входе в турбину высокого давления (ТВД)) - 1450К, найдите температуру на выходе основной турбины, а также давление на выходе из основной турбины. Примите эффективность турбины 90%. (Пренебрегите возможным снижением  давления в камере сгорания.)       

                                       ( Ответ: 945.7 K, 333 кПa)

Объясните, почему отношение давления в основной турбине меньше, чем отношение давлений соответствующего компрессора. Тогда покажите (без вычислений), как влияет увеличение температуры входа турбины, или увеличение температуры на входе в компрессор.

Упражнение 5.2

Найти снижение температуры и отношение давлений в турбине низкого давления (ТНД), беря температуру на входе в него, как рассчитано в упражнении 5.1, и затем температуру и давление на выходе из турбины НД. Примите, что степень двухконтурности (то есть отношение массового потока обхода к массовому потоку через газогенератор) равняется 6. Берите отношение давлений и эффективность вентилятора для потока обхода равными соответственно 1.6 и 90 % (что относится и к вентилятору, работающему на газогенератор).  

 (Ответ: 290.0 K, 4.30; 655.7K, 77.5 кПa)

Обратите внимание: Это упражнение предполагает, что обе величины (степени двухконтурности и отношения давлений вентилятора)  уже известны. Фактический выбор их выполнен в упражнении 5.1.

5.3 Температура на входе в турбину

    

     Знание температуры на входе в турбину важно, потому что благодаря высокой температуре величина отношения давлений основной турбины меньше относительно повышения давления основного компрессора, а следовательно увеличивается мощность турбины НД. Увеличение этой температуры также увеличивает тепловую эффективность, при условии, что отношение давления увеличивается на соответствующую величину  . Всё это обсуждалось в разделах 4.2 и 4.3 «циклы газовой турбины», изложенных ранее.

           В упражнении 5.1  была дана температура на входе в турбину, равная 1 450 K, так как эта величина наиболее благоприятна для крейсерского режима в течение длительного времени. При взлёте температура в турбине повышается до значения 1700К, что повышает работоспособность того же двигателя. Наличие такой высокой температуры пошло бы во вред жизнеспособности двигателя без подведения необходимого количества охлаждающего воздуха. Фактически, температура потока газа, входящего в турбину выше, чем температура плавления металла, из которого сделаны лопатки, и составляет 1550 K.

Как было оговорено ранее, в разделе 4.3, отношение температуры на входе в турбину к температуре на входе в компрессор T₄ / T₂, является определяющим показателем цикла газотурбинного двигателя. На большой высоте температура газа на входе в компрессор понижается, подобный режим наблюдается у турбины, находящейся на уровне моря. Температурные отношения при взлёте, наборе высоты и полёте на крейсерском режиме, мало отличаемы от тех, что представлены в Таблице 5.1, которая составлена на основании экспериментов:

Таблица 5.1 отношение величин T₄ / T₂ на разных режимах полёта.

Из таблицы видно, что при наборе высоты, величина температурного отношения достигает самого большого значения; на этом режиме работа двигателя затруднена, эту проблему обсудим далее в Теме 8. Можно также заметить, что из-за снижения температуры на входе в компрессор при крейсерском режиме отношение температур T₄ / T₂ повышается на 5 %  даже при том условии, что температура на входе в турбину ниже на 250 К. Величины этой таблицы будут приняты, как соответствующие нашему проекту.

Рисунок 5.5.  Температура на входе в турбину для двигателей Rolls-Royce.

Для охлаждаемых турбин температура должна быть тщательно подобрана и определена. Здесь (и повсюду в этом курсе) показана температура на выходе из статора, т.е. температура после полного смешения охлаждающего воздуха с горячим газовым потоком первого ряда статора турбины ВД. Появилась способность работы реактивных двигателей с более высокими и критическими температурами. Это стало возможным частично благодаря использованию лучших материалов. Однако более важным является то, что с 1960-ых годов начали использовать воздух от компрессора для охлаждения лопаток - этот  путь усовершенствования, при котором использовался охлаждающий воздушный поток, стал самым ярким достижением. На рисунке 5.5 показано как компания Rolls-Royce смогла увеличить температуру на входе в турбину за 50 лет; за последние 20 лет средняя температура газа на входе в турбину возросла на 8 К в год. Повышение температуры газа, показанное на рисунке 5.5, обусловлено тем, что турбины новых двигателей эксплуатируются более 20000 часов. Живучесть рабочей горячей лопатки ограничена ползучестью, окислением или тепловой усталостью. Ползучестью называется постепенное удлинение материала под действием напряжений и высоких температур. Тепловая усталость – не является функцией работы двигателя от времени, но зависит от количества операционных циклов или процессов (другими словами, зависит от количества запусков двигателя, его ускорений и остановов с повышением или  понижением температуры в турбине).

Первоначально лопатки, эксплуатируемые при высоких температурах, предназначенные для большего сопротивления ползучести, получались литьём. (Кроме того, охлаждающие проходы и лабиринты могли быть отлиты внутри  лопатки.) Тогда было замечено, что лучше располагать кристаллы вдоль лопатки (способ так называемой направленной  кристаллизации). Но ещё лучше, если лопатка была получена из отливки как монокристалл, что сегодня является нормой для лопаток ВД.

Так как относительное снижение температуры охлаждающим воздухом, поданным из-за компрессора во внутреннюю полость лопатки турбины, доходит до  900К, стало возможным для лопаток турбины работать при высоких температурах. Пример такой схемы показан на рисунке 5.6, отметим, что конструкция лопаток ротора ВД двигателей фирмы Rolls-Royce отличается бандажной полкой на конце лопатки. Внутри лопатки выполнены сложные лабиринтные проходы, позволяющие повысить теплоотдачу и увеличить эффект понижения температуры металла. Современная лопатка имеет более сложную внутреннюю конфигурации, что приводит к увеличению теплопередачи  и достижению более равномерного изменения температуры в металле. Воздух, прошедший внутри лопатки, выходит на её поверхность через множество мелких отверстий. Они размещены так, чтобы относительно прохладный поток воздуха, выходящий из внутренней полости лопатки, создавал защитную воздушную оболочку вокруг всей лопатки, ограждая её  таким образом от воздействия горячего газа. Этот процесс, более известен как плёночное охлаждение (для такого способа используется 15 - 25 % основного воздуха из-за компрессора); для той же самой конструкции, при увеличении температуры перед турбиной, должно повыситься количество воздуха, используемого для охлаждения. В некоторой степени выбор температуры на входе в турбину определяет  баланс между работой двигателя и жизнью турбины. Так же есть баланс между температурой на входе в турбину и требованиями воздушного охлаждения, так как увеличением охлаждающего воздуха уменьшается эффективность и тяга двигателя. Охлаждение турбины – дорогостоящий процесс, который оказывает большое влияние на работу всего двигателя (как продемонстрировано в упражнении 5.1),

Для оценки охлаждения лопатки используется определение эффективности: охлаждения (глубины охлаждения)

,

где T_g – температура горячего потока газа, T_m – температура металла, а T_c – температура охлаждающего воздуха. При известной температуре охлаждающегося воздуха. уровень эффективности определяется сложностью охлаждающей системы, но также эффективность возрастает с увеличением количества охлаждающего воздуха. Уровень между 0.6 и 0.7 - в настоящее время является удовлетворяющим «современному состоянию». Выражение для эффективности, также зависит от температуры  охлаждающего воздуха, значение которой по величине близко к температуре на  выходе из компрессора. Если эффективность компрессора оказывается более низкой, чем ожидалось, то температура металла будет увеличена, создавая потенциальную опасность для работоспособности. В этом случае эффективность придётся увеличить при помощи большего количества охлаждающегося воздуха, но это повредит тепловой эффективности, расходу топлива и тяге.

Но не только турбина имеет предел температурной выносливости. В современных двигателях отношения давлений настолько высоки, что температура воздуха за компрессором (т.е. перед камерой сгорания) достаточно высока и вызывает трудности в противостоянии напряжениям на роторе компрессора. Если ротор компрессора сделан из титанового сплава, то максимально допустимая температура составит 870 K, если же могут использоваться никелевые сплавы, температура может возрасти до 990 К. Сплавы из никеля намного тяжелее титана, предпочтение которому отдаётся всякий раз, когда это возможно. Есть баланс между допустимым напряжением, весом и температурой; этот баланс  должен зависеть от условий применения, желаемого понижения веса и низкого расхода топлива.

На рисунке 5.5 представлена область применения керамики. Свойства керамики удовлетворяют потребностям для изготовления турбин, позволяя высокое температурное исполнение, а также малую плотность. Существенная проблема керамики в том, что она уязвима к дефектам и испытывает недостаток податливых характеристик. Некоторые из преимуществ керамики были использованы при создании тепловых барьерных (защитных) покрытий (ТЗП) на поверхности металлической лопатки. ТЗП уменьшает температуру металла за счет низкой теплопроводности, обеспечивая противостояние окислению. При том же самом уровне  технологии охлаждающего потока использование ТЗП позволило увеличить температуру на входе в турбину на 100 K.

Рисунок 5.6. Пример охлаждения турбины и лопаток ротора ВД.

Упражнение 5.3

Приняв эффективность охлаждения равной 0.65, вычислите температуру металла ротора турбины высокого давления (HP), когда температура газа, омывающего ротор T_g = 1600 К и T_c = T₀₃- температура выхода из компрессора. Полное отношение давлений - 40, изоэнтропический кпд компрессора 0.90 и входная температура T₀₂ = 288 К.                             

(Ответ: T_m = 1136 K)

Если эффективность компрессора уменьшена до 0.85, но другие величины, включая эффективность охлаждения, являются неизменными, найти температуру металла турбины и оценить сокращение ее срока эксплуатации из-за  ползучести.

 (Ответ: T_m = 1159 K,  уменьшение ресурса из-за фактора  ползучести 4.6)

Если температура металла должна была сохраниться постоянной, несмотря на снижение эффективности компрессора, как должна быть уменьшена  температура газа T_g ?

 (Ответ: T_g = 1533К)

Обратите внимание: Принимая кпд охлаждения, температура охлаждающего воздуха оказывает больший эффект на температуру металла, чем температура газа из камеры сгорания. Для двигателя уменьшение кпд компрессора уменьшает свободную мощность газогенератора, и требует снижения температуры газа, чтобы восстановить температуру металла турбины, что, в свою очередь, уменьшит мощность.

Резюме к теме 5

Рекомендация для Вас - Дайте определение ковариационной матрицы случайного вектора. Сформулируйте и докажите основные свойства ковариационной матрицы.

Для повышения эффективности от использования высоких отношений температур и отношений давлений в газогенераторе двигателя обычно используется поток внешнего контура. Современные двигатели дозвуковых пассажирских самолётов имеют степень двухконтурности более 5. Вентиляторы обычно имеют сверхзвуковые скорости на концевых участках, но около центра лопасти поток дозвуковой. Вентилятор приводится во вращение турбиной НД, с отдельным валом НД, проходящим через компрессор ВД и турбину ВД.

Температура газа на входе в турбину настолько высока, что приходится принимать меры по охлаждению металла. При эксплуатации турбины такая высокая температура может привести к плавлению металла, из которого изготовлены лопатки. На крейсерском режиме температура на выходе из турбины на 250К ниже, чем при совершении взлёта; такая температура продляет работоспособное состояние лопатки и позволяет сохранить величину отношения температур T₄ / T₂ постоянной. Самая высокая величина отношения температур достигается на высоте, где безразмерные переменные в двигателе типа отношения давлений и угловых скоростей будут максимальными.

Сегодня, отношения давлений на выходе из компрессора настолько высоки, что температура газа близка к своему максимальному критическому значению.

Температура на входе в турбину при выполнении круиза (на высоте 31000 футов) составляет 1450К, при которой полное отношение давлений равно 40, что полностью удовлетворяет условиям нашего проекта. Основной поток при этом может иметь отношение 1.6 для вентилятора и 25 непосредственно для газогенератора. Отношению давлений, равному 40 при выполнении круиза, соответствует максимальное отношение давлений при взлёте, составляющее 45.

Есть необходимость понимания движения потока газа с высокой скоростью. Скорости внутри двигателя  обычно близки по величине к скорости звука и при таких скоростях изменение давлений вносит существенные изменения в плотность, и поток  считается сжимаемым. Предметом рассмотрения следующей 6-й темы является сжимаемый поток жидкости. Эта тема изучается самостоятельно. Усвоение материала закрепляется упражнениями к Теме 6.