Термодинамика Бурдаков В.П., Дзюбенко Б.В., Меснянкин С.Ю., Михайлова Т.В. (1013734), страница 55
Текст из файла (страница 55)
Компрессор 3, камера сгорания 4, турбина 5 в рассматриваемом двигателе выполняются по классической схеме. Выходное реактивное сопло 6 делается более коротким. По одновальной схеме выполнены самый мощный в мире одновальный ТВД НК-12 конструкции Н. Д. Кузнецова, устанавливаемый на самолетах Ан-22 и Ту-114, и АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, устанавливаемый на пассажирском самолете Ил-18 и транспортном самолете Ан-12.
На практике получили применение и двухвальные двигатели со свободной турбиной, у которой компрессор и винт приводятся во вращение разными турбинами. В гражданской авиации эксплуатируются самолеты местных линий Ан-28 с ТВД-106 и Ил-114 с ТВД-117. Турбовальные двигатели для вертолетов (ТВалД) (рис. 11. 41), наряду с компрессором 1, камерой сгорания2 н турбиной компрессора 3, имеют свободную турбину 4 с соответствующим валом 6. Продукты сгорания в этом двигателе отводятся с помощью выходного патрубка 6. На крупнейшем в мире транспортном вертолете Ми-26 установлен трехвальный турбовальный двигатель Д-136 конструкции В.
А. Лотарева. Ухудшение параметров ТВД на больших скоростях полета происходит из-за уменьшения КПД винта. В настоящее время ведется работа по созданию улучшенного ТВД, получившего название турбооентиляторного двигателя (ТВВД). В нем вместо винта используется винтовентилятор, представляющий собой малогабаритный многолопастный воздушный винт изме- Рис. 11.41 357 Глава! Ь Термодинамические циклы няемого шага. Турбовинтовентиляторный двигатель Д-27 предназначен для самолетов Ан-70, Ан-180, Бе-42 и других высоко- экономичных пассажирских и транспортных самолетов. По такой же схеме выполнен двигатель нового поколения НК-93.
Таким образом, потенциальные возможности турбовинтовых двигателей не исчерпаны, не говоря о том, что это единственный двигатель для тяжелых вертолетов. Из приведенных примеров видно, что при рассмотрении всех газотурбинных двигателей без форсажа (ТРД, ТРДД, ТВД, ТВалД) рабочие процессы в основных элементах двигателя являются общими, что позволяет отобразить идеальный рабочий цикл газотурбинного двигателя в рэ-координатах, т. е. цикл, который мог бы быть осуществлен 1 кг идеального газа в предположении неизменности удельной газовой постоянной Л и показателя адиабатного процесса й без потерь в процессах сжатия, подвода тепла и расширения (рис.
11. 42). Состояние рабочего тела в характерных сечениях перед двигателем и за каждым агрегатом двигателя, в котором происходит изменение энергии, будем обозначать индексами, соответствующими агрегатам, за которыми располагаются данные сечения (см. рис. 11.35). Адиабатный процесс н — в соответствует сжатию воздуха в воздухозаборнике, в — к — в компрессоре. Процесс подвода теплоты в камере сгорания характеризуется изобарой к — г. Адиабатный процесс расширения в турбине обозначен отрезком г — т, при этом в зависимости от типа двигателя точка т смещается. Расширение в реактивном сопле изображается отрезком т — с.
Изобарный отвод теплоты от струи горячих газов, вытекающих из двигателя во внешнюю среду, обозначен отрезком с — н. Термодинамический цикл н — к — г — с — н, образованный этими процессами, носит название изобарного цикла полного расширения или цикла Брайтона и ничем не отличается от цикла газотурбинной установки с подводом теплоты при постоянном давлении (см. равд. 11.6.2). Теоретическая удельная работа идеального цикла 1 характеризуется площадью (нкгсн), полученной как разность работы расширения и работы сжатия. Кроме того, необходимо отметить, 358 11.7. Циклы реактивных двигателей 0,6 0,4 0,2 и 0 8 16 24 32 40 48 лв 0 Рис.
11.43 Рис. 11.42 что в ТРД работа турбины равна работе компрессора, т. е. равны заштрихованные площади на диаграмме: пл. 34гтЗ = пл. 24квй. Термический КПД идеального газотурбинного двигателя определяется в той же последовательности и по той же формуле (11.64), как в газотурбинных установках при сгорании при р = сопе1, с учетом того что повышение давления происходит сначала в диффузоре, а затем в компрессоре в.т т)т = 1 — ке (11.81) Рв Рв Рк где лт = я я = — — = — — суммарная степень повышения л к р р р давления. Из уравнения (11.81) видно, что термический КПД газотурбинного двигателя зависит от степени повышения давления в диффузоре и компрессоре и от показателя адиабатного процесса тв рабочего тела, совершающего цикл.
При увеличении суммарной степени повышения давления х. термический КПД растет вначале быстро (рис. 11.43), а затем медленнее. Так, например, при увеличении степени повышения давления от 2 до б термический КПД возрастает на 100%, а при увеличении я от 8 до 10 — примерно на 5%. Необходимо отметить, что термический КПД зависит от скорости и высоты полета. С увеличением скорости полета на заданной высоте термический КПД возрастает за счет повышения давления в диффузоре х . Вместе с тем необходимо иметь в виду, что при больших значениях и работа цикла уменьшается. Существует некото- 359 Глава 11. Термодииамипеокие циклы р рое значение хг,„г, при котором Т„= соав работа цикла оптимальна.
В этом можно убедиться из рассмотрения к г' рис. 11.44, где в ро-координатах изображены идеальные циклы с разными значениями яг, но ограниченные одинаковым значением г" к" Т,, лимитируемым на практике жаропрочностью выбранных кон- 0 У структивных материалов для горяРио. 11.44 чей части двигателя. Площадь цикла,н — к' — г" — с' — н с малой величиной х, как и цикла н — к' — г' — с' — н с большой величиной степени повышения давления, явно меньше площади н — к — г — с — н, характеризующей работу цикла с промежуточным значением х . Прил = 1 работа) равнанулю, так какцикла при этом нет. При некотором значении хх,„, при котором Т„, = Т„, )„также равна нулю, поскольку в таком цикле при заданной величине Т; нельзя подвести теплоту к рабочему телу.
Расчеты показывают, что оптимальные значения х,„г для степеней повышения температур О = Т„(Тв, лежащих в пределах 5 — 7, достигают больших величин (хь вв, = 15 — 40). По рассмотренному циклу (см. рис. 11.42) работают турбореактивный, двухконтурный, турбовинтовой и турбовальный двигатели. Процессы сжатия в воздухозаборнике и компрессоре, подвода теплоты в камере сгорания и отвода теплоты в атмосферу для этих двигателей одинаковы. Процессы расширения газа в ГТД этих схем отличаются различным соотношением между работами расширения в турбине и реактивном сопле. Работа турбины ТРД примерно равна работе компрессора, а степень понижения давления в турбине хв меньше степени повышения давления в компрессоре х . Поэтому давление за турбиной значительно выше атмосферного (см.
точку т на рис. 11.42). В турбовинтовом двигателе большая часть работы турбины передается на винт, поэтому работа турбины больше работы компрессора, давление за турбиной ближе к атмосферному, соответственно точка т лежит близко к точке с. В турбоваль- 360 11.7. Циклы реакгиеныхдаигателей ном двигателе сопло не используется, выходное устройство выполняется обычно диффузорным, в нем происходит не расширение, а сжатие (р, (р„), и точка т может лежать ниже точки с. Удельная работа турбины двухконтурного турбореактивного двигателя при прочих равных условиях больше ), ТРД (часть работы турбины передается вентилятору наружного контура), но меньше )т ТВД. Поэтому точка т для ТРДД занимает промежуточное положение, оно тем ближе к точке т, характеризующей ТВД, чем выше степень двухконтурности. В реальном цикле ГТД все процессы, протекающие в его элементах, сопровождаются потерями.
Кроме того, физические свойства рабочего тела не остаются неизменными как в связи с изменением температуры в процессах сжатия и расширения, так и за счет различия химического состава продуктов сгорания и воздуха. На рис. 11.45, а показано изменение состояния газа по тракту ТРД для случая работы двигателя в полете. Процесс сжатия во входном устройстве н — в при работе двигателя на месте и в полете осуществляется различно. При работе двигателя на месте г'М = О) во входном устройстве происходит не сжатие, а расширение воздуха.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
