Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 43
Текст из файла (страница 43)
Вследствие несовпадения оптимальных значений степени повышения давления в ТРД н ДТРД, соответствующих )суд п) и Сгл ы, увеличение У„" является действенным методом увеличения тяги, но менее эффективным средством для уменьшения удельного расхода топлива. При высоких значениях температуры газа перед турбиной оптимальная степень повышения давления, соответствующая С„л юь, значительно выше той, которая соответствует Я„ поэтому выгода от уменьшения удельного расхода топлива, которая возможна прн высоких л„должна быть оценена с точки зрения силовой установки в целом (КПД и массы узлов, числа ступеней турбокомпрессорной части, габаритов, стоимости производства и т.
д.). Потребное повышение давления в двигателе при дозвуковом полете обеспечивается в основном компрессором в ТРД, ТВД и турбовальном ГТД, вентилятором н компрессором в ДТРД. Роль воздухозаборника в увеличении давления на этих скоростях очень ограничена. При сверхзвуковых скоростях полета сжатие воздуха в воздухозаборннке становится доминирующим, а сжатие в вентиляторе и компрессоре существенно снижается, уменьшаясь до значения степени повышения давления, близкого к единице, при скорости полета, соответствующей М„=4. Высокая общая степень повышения давления вентилятора и компрессора необходима при малых скоростях полета, так как эффективность термодинамнческого цикла прямо пропорциональна полной степени расширения, но с ростом числа М„значение уменьшается.
Расчеты показывают, что при М„=0,85 эта величина должна превышать 50, а при М„=3,5 должна быть менее 2 (для )г„=2000 К). Следует также отметить, что оптимальная степень двухконтурности для таких условий уменьшается от т,ли=13 до О. Таким образом, с увеличением скорости полета газотурбинный двигатель (ТРД и ДТРД) вырождается в прямоточный двигатель 215 (ПВРД). Однако преимущество ДТРДФ, особенно с регулируе. мыми узлами, обеспечивающее выполнение одного из основных требований, предъявляемых к двигателям военных самолетов,— многорежимность, предопределяет возможность применения этих двигателей и для будущих летательных аппаратов с очень высокими скоростями полета. Вообще прогнозирование совершенствования двигателей и их узлов для военных летательных аппаратов затруднено вследствие большого влияния специфических требований к конкретному летательному аппарату иа его силовую установку, Узлы и элементы авиационных газотурбинных двигателей достиглн очень высокой степени аэродинамического и конструктивного совершенства, поэтому рассчитывать на значительное улучшение их аэродинамических характеристик нельзя и основные усилия следует направлять на расширение диапазона эффективной работы, уменьшение размеров и массы этих узлов и элементов.
Уменьшение числа ступеней вентиляторов и компрессоров дает наибольший эффект при увеличении степени повышения давления в одной ступени и сохранении КПД компрессора. Этого можно достичь применением более высоких по сравнению с современными окружных скоростей ротора при одновременном увеличении тангенциальных и осевых скоростей потока, что повысит подвод энергии к потоку в ступени.
Основными препятствиями для увеличения нагрузки на ступень вентилятора или компрессора явля1отся увеличенные гидравлические потери, которые снижают ее КПД Эти потери возникают при повышенных значениях числа М потока по относительной скорости и несколько уменьшают запас газодпнамической устойчивости. Для увеличения нагрузки на ступень необходимо совершенствование методов проектирования профилей лопаток, в частности применение полностью сверхзвуковых по высоте лопаток.
Для снижения потерь в скачке уплотнения вместо применяемых сейчас лопаток с профилями, образованными дугамн окружности, возможно использование более эффективных лопаток, спрофилированных с помощью других кривых иа более благоприятное расположение скачков уплотнения. В последнее время за рубежом ведутся исследования по применению для лопаток компрессора так называемых «суперкритических профилей», обладающих улучшенными аэродинамическими характери- стиками.
В вентиляторах перспективных двигателей с относительно длиннымн лопатками можно уменьшить гидравлические потери усовершенствованием или ликвидацией антивнбрационных полок, предназначенных для предотвращения флаттера лопаток В компрессорах, работаюгцих при высоком давлении в проточной части, и отчасти в вентиляторах уменьшение радиальных зазоров и уплотнение других мест возможных утечек воздуха также позволит снизить потери в газовоздушном тракте.
С этой целью необходимо реализовать возможность активного регулирования 216 радиального зазора между концами лопаток и корпусом, используя подвижные элементы уплотнений. Для обеспечения устойчивой и эффективной работы компрессорной части авиационных ГТД в широком диапазоне эксплуатационных режимов при дальней>ием увеличении общей степени повышения давления потребуется регулировать вентилятор и компрессор сочетанием известных методов борьбы с неустойчивымн режимами работы 1введением поворотных направляющих лопаток и применением двух- или трехвальных схем, а в некоторых случаях и использованием перепуска воздуха).
Камеры сгорания перспективных двигателей должны быть еще более компактными. Они должны работать при повышенных значениях температур и давлений. Нри их создании возможно некоторое снижение гидравлических потерь в основном благодаря совершенствованию входного диффузора, а также уменьшению окружной неравномерности температуры газа на выходе из камеры сгорания. Кроме того, при создании камер сгорания необходимо продолжать снижение дымления и эмиссии загрязняющих веществ. Существенной проблемой для высокотемпературных камер сгорания является охлаждение стенок жаровой трубы. Исследования способов охлаждения стенок таких камер показали, что только увеличения эффективности воздушного охлаждения и применения жаростойких сплавов, способных длительно работать при температуре 1150"С и более, уже недостаточно.
В связи с этим возникает необходимосзь использования других способов охлаждения, и в частности жидкостного охлаждения стенок. Экспериментально исследованный метод охлаждения стенок водяной пленкой, которая, распространяясь вдоль камеры, предохраняла ее стенки от контак>а с горячими газами, показал, что даже при небольших расходах воды наблюдался существенный эффект охлаждения. Рассматривается также метод охлаждения стенок выпоте. ванием [б~. С увеличением температуры газа на выходе из камеры сгорания и приближением ее к стехиометрической температуре в первичной зоне горения необходима разработка простых и надежных методов регулирования потока первичного воздуха, особенно для двигателей многорежимных самолетов. Улучшение параметров турбин должно происходить при увеличении температуры газа на входе в турбину. Несмотря на высокий уровень совершенства систем охлаждения современных турбин, техника охлаждения имеет еще достаточные перспективы развития.
В частности, в конструкции охлаждаемых рабочих лопаток должны более широко применяться схемы с внутренним струйным и внешним пленочным охлаждением, которые успешно освоены в сопловых лопатках. Кроме >ого, в систему охлаждения при высоких степенях повышения давления в компрессоре целесообразно ввести теплообмепник для увеличения хладоресурса воздуха. С этой же целью предлагается использование специальных турбо- 217 холодильных машин в системе охлаждения горячих узлов дви- гателя.
Для высокотемпературных турбин, в которых необходимо ис- пользование значительного количества охлаждающего воздуха, выпуск его в проточную часть должен осуществляться наиболее рационально, и в оптимизации этого процесса имеются достаточно существенные резервы. Применение турбинных ступеней с увеличенными газодинами- ческими нагрузками при более высоких, чем применяемые в на- стоящее время, окружных скоростях позволит уменьшить число ступеней турбины и несколько облегчить обеспечение работоспо- собностн лопаток и дисков из-за большого теплоперепада, сраба- тываемого в ступени. Для снижения гидравлических потерь пред- полагается применение оптимизированных транс- или сверхзвуко- вых охлаждаемых профилей, а также совершенных уплотнений в системе воздухоподвода к охлаждаемым элементам турбины. В турбине особенно необходимо активное регулирование радиаль- ных зазоров между лопатками и корпусом для минимизации за- зоров, а следовательно, потерь на определяющих режимах работы двигателя.
Кроме того, для турбин низкого давления ТРД и ТВД и турбин вентилятора ДТРД очень важно малое изменение мощностных и расходных характеристик в широком диапазоне режимов работы двигателя, чего можно достичь оптимальным выбором расчетной точки, специальным профилированием элемеятов проточной части и особенно применением регулирования турбин, в частности, с по- мощью поворотных сопловых аппаратов, Основной трудностью в создании эффективно работающей фор- сажной камеры для двигателя с высоким значением Т„", в частности для ДТРДФ, является получение полного сгорания топлива в от- носительно холодном воздухе внешнего контура. Кроме того, обес- печение работоспособности элементов форсажной камеры, распо- ложенных в высокотемпературном потоке, выходящем из турбины, требует специальных конструктивных мер и охлаждения.
Совершенствование реактивных сопел ГТД будет осущест- вляться в результате применения новых газодинамических и кон- структивных схем, а также интеграции выхлопной системы дви- гателя и планера самолета (в случае установки двигателя в фюзеляже или в крыле). К копструкпии выхлопных систем перспек- тивных двигателей предъявляются требования, связанные не толь- ко с необходимостью реверсирования тяги и обеспечения шумо- глушения реактивной струи, но и с уменьшением интенсивности инфракрасного излучения и возможностью девиации вектора тяги.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
