Термодинамика Бурдаков В.П., Дзюбенко Б.В., Меснянкин С.Ю., Михайлова Т.В. (1013734), страница 54
Текст из файла (страница 54)
Предложены десятки схем комбинированных двигателей, в том числе с использованием криогенного топлива. 11.7.2. Принцип работы и циклы газотурбинных двигателей. Газотурбинные двигатели широко применяются в авиации и являются основными двигателями для различных типов современных самолетов.
Основной агрегат данного двигателя— турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины. Наиболее простым типом газотурбинного двигателя является турбореактивный двигатель (ТРД) (рис. 11.3б). Двигатель состоит из входного устройства 1 (воздухозаборника), компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины 4 и реактивного сопла б. 1 й г т Рис. 11.35 351 Глава 11. Термодинамические циклы Ри Е к р в (11.80) где р„ — давление на выходе из компрессора; р, — давление на входе в компрессор.
На турбореактивных двигателях устанавливаются осевые и центробежные компрессоры. При работе двигателя на старте воадух сжимается лишь компрессором. В полете воздух сжимается за счет скоростного напора в воздухозаборнике и компрессором. В дальнейшем сжатый воздух поступает в камеру сгорания 3, где в него форсунками подается топливо (как правило, авиационный керосин), затем происходит сгорание топливно- воздушной смеси, в процессе которого температура продуктов сгорания повышается до величины, определяемой жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения.
В момент запуска топливно-воздушная смесь воспламеняется электрической искрой, а в дальнейшем горение поддерживается благодаря непрерывному поступлению в зону горения жидкого топлива и воздуха. Продукты сгорания имеют температуру порядка 850 — 950 'С. В турбине 4 происходит расширение газа, часть потенциальной энергии газа преобразуется в механическую работу на валу, которая расходуется на вращение компрессора и привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет, таких как насосы подачи горючего и масла, электрогенератор, регуляторы и т. п. Окончательное расширение продуктов сгорания до атмосферного давления, преобразование потенциальной энергии в кинетическую и увеличение скорости потока происходит в реактивном сопле 5. 352 Характерными для двигателя являются сечения; н — не- возмущенный поток перед двигателем; в — за входным устройством; к — за компрессором; г — за камерой сгорания; т— за турбиной; с — на срезе реактивного сопла.
Входное устройство 1 предназначено для подвода воздуха к компрессору с возможно меньшими потерями и определенной скоростью, а также для сжатия воздуха в полете за счет скоростного напора. В компрессоре 2 воздух сжимается и подается в камеру сгорания 3. Основной характеристикой компрессора является степень повышения давления в компрессоре: 11.7. Циклы реактивных двигателей Скорость истечения газов из реактивного сопла получается больше скорости полета, что и обусловливает получение реактивной тяги двигателя. В начальный период развития реактивной авиации ТРД широко применялись на военных и гражданских самолетах.
Наиболее известны двигатели, построенные под руководством А. М. Люльки (ТР-1, 1947 г., устанавливался на самолете Су-11 конструкции П. О. Сухого); В. Я. Климова (РД-45Ф и ВК-ЗМ, 1947 — 1949 гг., устанавливались на самолетах МиГ-15 и МиГ-17 конструкции А. И. Микояна и М. И. Гуревича); А. А. Мику- лина (АМ-3 и РД-ЗМ, 1949 — 1950 гг.) первый устанавливался на бомбардировщике Ту-16, второй — на первом в мире пассажирском реактивном самолете Ту-104 конструкции А. Н. Туполева).
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ) (рис. 11.36) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием между турбиной 4 и реактивным соплом 6 форсажной камеры сгорания б, обеспечивающий повышение температуры газа перед соплом и увеличение скорости истечения, что соответственно приводит к возрастанию реактивной тяги.
Эти двигатели используются на самолетах с большой тяговооруженностью и ббльшими максимальными числами М полета (М = 2,0 — 3,5), позтому они оборудуются сверхзвуковым входным устройством 1 и реактивным соплом Лаваля 6. Мировую известность получил отечественный ТРДФ Р11Ф-ЗОО, разработанный под руководством С. К. Туманского (устанавливался на сверхзвуковом истребителе МиГ-21). С шестидесятых годов прошлого столетия ТРД и ТРДФ стали уступать место турбореактивным двухконтурным двигате- 3 4 е е с г т Рис. 11.36 353 88 — 8588 Глава 11.
Термодинамические циклы 7 8 сЯ 1 2 3 4 о с1 н Рис. 11.37 лям (ТРДД). Они отличаются тем, что у них воздух, поступающий через входное устройство 1, разделяется на два потока: внутренний, проходящий через турбокомпрессор 3, 4, и внешний 5, проходящий через вентилятор 2, приводимый во вращение турбиной внутреннего контура 6. Истечение происходит либо через два независимых сопла 7, 8, либо газовые потоки соединяются за турбиной и вытекают через одно общее сопло. Схема ТРДД с раздельным истечением потоков из наружного и внутреннего контуров показана на рис. 11.37.
За счет обмена механической энергией между контурами внесенная с топливом энергия подводится к массе воздуха, проходящей через оба контура, поэтому уменьшается скорость истечения. Уменьшение потерь кинетической энергии, выходящей из двигателя газовой струи, приводит к улучшению экономичности ТРДД на дозвуковых скоростях полета. Уменьшение скорости истечения газа из двигателя способствует также снижению уровня шума. Указанные преимущества ТРДД обусловили их широкое применение на дозвуковых пассажирских самолетах. По схеме трехвального ТРДД с раздельными контурами выполнены двигатели Д-18 и Д-36 конструкции П. А. Соловьева. Двигатель Д-36 установлен на самолетах Як-40 и Як-42, конструкции А. С.
Яковлева, а двигатель Д-18 — на Ан-124 (»Руслан») конструкции О. К. Антонова и Ан-226 («Мр(я») конструкции П. В. Балабуева. Схема ТРДД со смешением потоков наружного и внутреннего контуров показана на рис. 11.38. В данном случае разделение 354 1 1 Л.
Циклы реактивных двигателей 3 4 Рис. 11.38 потока воздуха происходит после прохождения вентилятора и компрессора низкого давления 1. В дальнейшем во внутреннем контуре воздух дополнительно сжимается компрессором высокого давления 2, приводимым в действие турбиной 3. Привод вентилятора и компрессора низкого давления реализуется турбиной низкого давления 4.
Смешение потока сжатого воздуха и продуктов сгорания происходит в общем реактивном сопле б. По такой схеме созданы мощные двухконтурные двигатели Д-30 и ПС-90 конструкции А. П. Соловьева для самолетов Ту-134, Ту-204 и Ил-96-300 и двигатели НК-8 и НК-87 конструкции Н. Д. Кузнецова для самолетов Ту-154, Ил-62 и Ил-86 (последние — конструкции С. В. Ильюшина и Г. В. Новожилова).
Турбореактивные двухконтуриые двигатели с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ) применяются на летательных аппаратах со сверхзвуковыми скоростями полета. Они характеризуются по сравнению с ТРДФ лучшей экономичностью. На рис. 11.39 показана схема двухконтурного двигателя с общей 1 Я 3 4 Рис. 11.39 355 Глава 11. Термодинамические циклы форсажной камерой сгорания. После сжатия воздуха во входном диффузоре (воздухозаборнике) 1 и вентиляторе 2 происходит разделение потоков. Во внутреннем контуре после протекания процессов в компрессоре 3, камере сгорания4, турбине б и внешнем контуре задействуется форсажная камера сгорания 6, обеспечивающая повышение температуры газа перед соплом для увеличения скорости истечения. По такой схеме выполнены двигатели АЛ-31Ф и РД-ЗЗ, которыми оснащены самолеты-истребители Су-27 и МиГ-29, а также двигатель НК-144, который устанавливался на первом сверхзвуковом пассажирском самолете Ту-144 вплоть до появления двигателя НК-12. Большое распространение в авиации получили турбовинтовые двигатели (ТВД) и их разновидность — турбовальные двигатели для вертолетов (ТВалД).
Турбовинтовые двигатели на малых и средних дозвуковых скоростях полета являются наиболее экономичными. На рис. 11.40 приведена схема одновального двигателя. Как видно, принципиальная схема и рабочий процесс ТВД практически такие же, как и у ТРДД без форсажной камеры (см. рис. 11. 37).
Различие состоит в том, что в ТРДД избыточная мощность турбины затрачивается на привод вентилятора, сжимающего воздух во внешнем контуре, а в ТВД вЂ” на привод винта 1. И винт, и внешний контур выполняют, по существу, одну и ту же функцию — ускорение дополнительной массы воздуха и получение в результате этого дополнительной силы тяги. Тяга, Рис. 11.40 355 11.7. Циклы реактиеныкдаигателей создаваемая винтом ТВД, оказывается во много раз больше тяги самого двигателя. Для согласования частот вращения вала двигателя и воздушного винта применяется редуктор 2, что утяжеляет конструкцию.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
