Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 5
Текст из файла (страница 5)
* Например, в современном ДТРДФ Г100 фирмы «Пратт»Уитни» в трехступенчатом вентиляторе и десятиступснчатом компрессоре суммарная степень повышения давления н„х =23 †: 24, в то время кан в более раннем по времени создания ТРДФ 302 той же фирмы я, = !4,0 достигаетси в двснадкатн сту. пенях двухвального компрессора. 22 о о Ф о О о Р О 1=[ о к о Для самолетов с малой или умеренной дозвуковой скоростью полета (М,~0,8) и вертолетов широко применяются турбовинтовые н турбовальные двигатели, Эти двигатели состоят из тех же основных элементов, что и ТРД, но, кроме того, снабжены воздушным винтом, соединенным через редуктор с ротором турбокомпрессора, При равных степенях повышения давления и подогрева воздуха число ступеней турбины турбовннтового двигателя получается большим, чем число ступеней турбины турбореактивного двигателя, вследствие большей мощности турбины ТВД.
Турбовинтовые двигатели, применяемые на самолетах, выполнены по одно- нли двухвальной схеме. Одновальные двигатели характеризуются простотой конструкции и регулирования и имеют малую удельную массу. Примерами таких ТВД могут служить двигатели «Дарт» со взлетной мощностью 1880 кВт, РТ6Л-50— 860 кВт (рис. 13) и др. Устойчивая работа одновального компрессора на некоторых эксплуатационных режимах обычно достигается применением клапанов перепуска воздуха, что является эффективным, но неэкономичным способом регулирования компрессора.
Двухвальные двигатели (например, двигатель «Тайп» со взлетной мощностью 4050 кВт), у которых турбина высокого давления вращает компрессор высокого давления, а турбина низкого давления вращает компрессор низкого давления и через редуктор воздушный винт, позволяют достаточно просто и экономично обеспечить диапазон устойчивых режимов работы компрессора вследствие отсутствия неэкономичной системы перепуска воздуха. Кроме того, такая схема двигателя облегчает запуск ТВД, требует меньшей мощности пускового устройства, так как необходимо раскручивать только турбокомпрессор высокого давления, и улучшает его приемистость.
Недостатком двухвальных ТВД является ббльшая конструктивная сложность двигателя и его системы автоматики по сравнению с одновальными ТВД. Турбовальные ГТД со свободной турбиной обычно являются двух- или трехвальными двигателями, у которых одно- или двухвальный компрессор и винт приводятся во вращение от различных турбин. Примерами таких ГТД могут служить двигатели Т64 со взлетной мощностью 2530 кВт, Т700 — 1150 кВт, КВ 360 — 660 кВт, «Макил໠— 1310 кВт (рис.
14) и др. Такие двигатели имеют независимое изменение частоты вращения роторов турбокомпрессора и свободной турбины, что дает большие возможности для регулирования силовой установки, улучшает приемистость и облегчает запуск двигателя. Турбовинтовые двигатели для самолетов предшествующего поколения характеризовались умеренным уровнем термодинамических параметров, что объясняется как уровнем развития авиационной техники во время их создания (конец 40-х — 50-е годы), так и меныпими размерами проточной части этих двигателей по сравнению с ТРД. Вследствие небольших расходов воздуха через двигатель одной из основных трудностей создания высокоэффектив- 26 о о й 5 ы ж $ о о и ж 'О О Р о о ( 'О о й и о и о о й О 3 й о Ю О, » ( х о ных компрессоров и турбин ТВд и турбовальных ГТд являются малые размеры их проточной части, что предопределяет пониженные КПД этих узлов двигателя.
Степень повышения давления компрессоров ТВД малой мощности (М,„,(1500 кВт) не превышает 10, а компрессоров мощных ТВД вЂ” 13,5, температура газа перед турбиной для самолетных ТВД не превышает 1250 К. Турбовальные двигатели современных вертолетов имеют примерно такие же степени повышения давления, что и самолетные ТВД, но ббльшую температуру газа перед турбиной (до 1400 К). Для мощных турбовинтовых двигателей применяются многоступенчатые осевые компрессоры, обеспечивающие при умеренных осевых и диаметральных размерах достаточно высокие КПД и степени повышения давления.
Для ТВД малой мощности и турбовальных ГТД часто применяют осецентробежные компрессоры, позволяющие при малых расходах воздуха и относительно высоких степенях повышения давления получать приемлемые высоты лопаток последних осевых ступеней компрессора и, следовательно, приемлемые значения КПД. Компрессоры устаревших ТВД регулируются, как правило, клапанами перепуска воздуха, а на более современных ТВД и турбовальных ГТД наряду с перепуском воздуха применяются поворотные направляющие аппараты или двухвальные компрессоры. Турбины ТВД и турбовальных ГТД выполняются многоступенчатыми (г,=З вЂ”;5), причем на более ранних по времени создания двигателях применялись неохлаждаемые турбины, а на современных — охлаждаемые. Следует отметить, что в процессе развития этих двигателей в некоторых из них температура газа перед турбиной, а следовательно, и мощность были увеличены, что сопровождалось введением охлаждения сопловых и рабочих лопаток.
Оптимизация параметров рабочего процесса и характеристики. Для авиационных ГТД существуют определенные оптимальные соотношения между параметрами рабочего процесса, позволяющие получить наивыгоднейшие значения удельных параметров двигателя: Й„х (ЙЭ,) и С„, (С~',) или М„„и С,. При оптимизации параметров ДТРД и ТВД решается задача о наивыгоднейшем распределении полезной работы между внутренним и внешним контурами в ДТРД, воздушным винтом и реактивной струей в ТВД, а также определяется влияние параметров рабочего процесса на удельные параметры двигателей.
Значения удельной тяги и удельного расхода топлива при заданных условиях полета определяются только параметрами рабочего процесса газогенератора в ТРД и ТВД, параметрами рабочего процесса внутреннего контура и степенью двухконтурности в ДТРД. Следует также учитывать, что оптимальное распределение работы в ДТРД и ТВД возможно только для одного режима эксплуатации двигателя. При эксплуатации силовой установки на летательном аппарате, особенно многорежимном, в связи с изме- пением условий полета оптимальное распределение не соблю. дается. Вследствие этого при проектировании двигателя находят компромиссное решение, позволяющее получить приемлемые характеристики во всем диапазоне режимов летной эксплуатации.
Эти вопросы подробно рассматриваются в литературе по теории авиационных двигателей Щ, ~6Ь откуда следует, что основным направлением совершенствования авиационных двигателей по Яуд и Суд является увеличение степени повышения давления компрессора и температуры газа перед турбиной. Следует отметить, что увеличение значений и" н Т„" в перспективных авиационных ГТД сопровождается возрастанием трудностей при создании высокоэффективных узлов двигателя, и в частности компрессора и турбины газогенератора. Так, в двигателе с высоким значением степени повышения давления существенно уменьшаются размеры проточной части компрессора и турбины, что приводит к снижению КПД компрессорных ступеней из-за большого влияния утечек и перетечек через относительно увеличивающиеся зазоры, технологических отклонений от заданного профиля малых по размеру лопаток на их газодинамические характеристики и т.
д, В двигателе с высокой температурой газа интенсивное охлаждение турбины приводит к снижению ее КПД, так как утолщаются профили сопловых и рабочих лопаток, вводится перфорация стенок проточной части и поверхностей лопаток, возникают утечки охлаждающего воздуха. Кроме того, применение в двигателе высокой „" сопровождается для турбины такими же отрицательными газодинамическими эффектами, как и для компрессора. По этим причинам при проектировании новых авиационных ГТД параметры рабочего процесса выбираются с учетом технических возможностей достижения задаваемого уровня газодинамнческой эффективности элементов и узлов двигателя. Наиболее обобщенные сведения о тягово-экономических данных авиационных ГТД на различных режимах эксплуатации можно получить при анализе характеристик двигателей.
Характеристиками авиационных ГТД принято называть зависимости основных параметров двигателя (тяги или мощности и удельного расхода топлива) от скорости полета, высоты полета и режима работы, определяемого положением рычага управления двигателем. В результате исследований характеристик двигателя и законов его регулирования, которые подробно изложены в работах, посвященных этим проблемам ~21, [9ь определено, что характеристики двигателя зависят от многих факторов, и прежде всего от схемы двигателя, его расчетных термодинамических параметров, конструкции, принятой программы регулирования, параметров атмосферы, условий эксплуатации двигателя, места его расположения на летательном аппарате, степени износа и ряда других. Кроме того, на характеристики двигателей налагаются различные эксплуатационные ограничения, предотвращающие механические 29 !В 30 и тепловые повреждения, неустойчивую работу элементов двигателя и его выключение.
При нанесении этих ограничений на характеристики двигателя образуются диапазоны возможных режимов его работы. Существуют три основные группы эксплуатационных ограничений: по газодинамической устойчивости работы узлов, по прочности и по возможностям системы топлнвопитания и системы регулирования двигателя. Как правило, указанные ограничения осуществля- ются автоматически, однако часть я,ки их реализуется экипажем во 54 ыф время полета.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
