Химмотология ракетных и реактивных топлив (1043407), страница 25

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 25)

Рис. 6.2. Схема одноконтурного турбореактивного двигателя:

/—входное устройство; 2—компрессор; 3— основная камера сгорания; 4—турбина;

5—форсажная камера; 6 — регулируемое сопло

воздуха на входе в камеру сгорания повышается за счет ком­прессора, приводимого в действие газовой турбиной. Это и обеспечивает тягу ГТД в статических условиях. При работе двигателя сжатый воздух подается в камеру сгорания, кото­рая расположена перед турбиной, где нагревается за счет не­прерывного сжигания топлива. Сжатый и нагретый газ при­обретает запас энергии, полезно используемая часть которой совершает работу в турбине и идет на ускорение газовой струи в выходном сопле.

В зависимости от способа создания тяги авиационные га­зотурбинные двигатели подразделяют на одноконтурные (одно­ступенчатые) турбореактивные (ТРД), двухконтурные турбо­реактивные (ТРДД) и турбовинтовые (ТВД) [125, 126].

Устройство авиационных ГТД. В одноконтурных турбореак­тивных двигателях (рис. 6.2) весь воздух, сжимаемый компрес­сором и нагреваемый в камере сгорания, проходит через тур­бину, получает ускорение в выходном сопле и покидает двига­тель. Такие двигатели широко распространены в силовых установках летательных аппаратов. Они имеют сравнительно простую конструкцию, обеспечивают большую скороподъемность и сверхзвуковую скорость полета, что особенно важно для ист­ребительной авиации. Турбореактивные двигатели обладают высокой надежностью, в том числе большим ресурсом, но они малоэкономичны при полете с дозвуковыми скоростями, поэто­му их не применяют на транспортных самолетах с малыми (дозвуковыми) скоростями. Простота конструкции обусловливает целесообразность применения этих двигателей также на беспилотных самолетах-снарядах, ресурс работы которых со­ставляет несколько часов, т. е. можно существенно упростить конструкцию двигателя без снижения надежности.

При малых дозвуковых скоростях полета желательно в ка­честве движителя использовать воздушный винт, который об­условливает лучшую экономичность ТВД по сравнению с ТРД. Турбовинтовые двигатели снабжают тянущим (в редких слу­чаях толкающим) винтом в случае самолетного двигателя или

Рис. 6.3. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя:

1, 3 — компрессоры низкого и высокого давления, 2 — второй контур, 4— камера сгора­ния, 5, 6 — турбины высокого и низкого давления, 7,8— выходные сопла второго и пер­вого контуров

несущим винтом—у двигателя вертолета. Воздушный винт по­требляет основную часть полезно используемой энергии газа, превращенной турбиной в работу, и создает около 90% тяги самолета; остальная тяга создается реакцией газовой струи. Высокая эффективность винта определяется тем, что он «от­брасывает» большую массу воздуха с относительно невысокой скоростью, немного превышающей скорость полета. При ис­пользовании воздушного винта сокращается расход топлива и увеличивается дальность полета. Поэтому турбовинтовые дви­гатели нашли применение на транспортных и бомбардировоч­ных самолетах и на вертолетах. С 70-х годов новые ТВД для силовых установок самолетов практически не создают (заме­нили двухконтурными турбореактивными двигателями), а для силовых установок вертолетов их продолжают совершенство­вать.

В двухконтурном турбореактивном двигателе (рис. 6.3) ком­прессор 1 подает часть сжатого воздуха во второй контур 2— кольцевой канал, расположенный вокруг первого контура дви­гателя, включающего компрессор 3, камеры сгорания 4, турби­ны 5, 6 и сопло 8. Если расход воздуха через внешний контур превышает расход через внутренний, двигатель называют тур-бовентиляторным. Работа компрессора в этом случае напоми­нает действие воздушного винта (пропеллера): воздух засасы­вается из атмосферы, проходит второй контур и создает допол­нительную тягу. Отношение масс воздуха, проходящего по на­ружному и внутреннему контурам, называют степенью двух-контурности. У современных двухконтурных двигателей для сверхзвуковых самолетов степень двухконтурности небольшая — от 0,5 до 2,0; для дозвуковых самолетов в зависимости от их назначения она может быть от 3 до 8. С увеличением степени двухконтурности диаметр второго контура возрастает, а длина сокращается, т. е. в предельном случае вентилятор превра­

щается в воздушный винт, а двухконтурный двигатель—в тур­бовинтовой.

Конструктивные особенности основных узлов и систем дви­гателя—входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины, сопла и топливной системы; способы повышения тя­ги — сжигание топлива в форсажной камере или во втором контуре, впрыск жидкости, снижающей температуру газа перед турбиной; степень двухконтурности двигателя, а также способы повышения экономичности—организация ступенчатого сгора­ния, использование регенераторов тепла — все эти перечислен­ные факторы определяют требования к качеству реактивных топлив и условия их применения.

В авиационных газотурбинных двигателях применяют вход­ные устройства с регулируемыми и нерегулируемыми геометри­ческими размерами. Последние используют на летательных ап­паратах с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями полета,, не превышающими скорость звука более чем в 1,5 раза. В этих случаях нет необходимости в согласовании пропускной спо­собности диффузора и компрессора. При полетах с большей скоростью, например равной 3—5 М, входное устройство долж­но обеспечить подведение к компрессору в 3 раза больше воз­духа, чем при скорости 1,5 М. Это может быть достигнуто только за счет регулирования входного устройства. С измене­нием расхода воздуха изменяются и расход топлива и коэф­фициент избытка воздуха, что вызывает также необходимость применения специальных мер для обеспечения устойчивого вос­пламенения топливовоздушной смеси в широком диапазоне изменения ее состава.

В авиационных газотурбинных двигателях самолетов, как правило, устанавливают осевые компрессоры. Они имеют ма­лую массу и небольшие поперечные размеры, высокий к.п.д. и обеспечивают большую степень повышения давления (степень сжатия), а следовательно, и более высокую температуру -воз­духа, поступающего в камеру сгорания. Центробежные и осе-центробежные компрессоры применяют на вертолетных двига­телях, пусковых устройствах и на бортовых вспомогательных газотурбинных двигателях.

В настоящее время наиболее распространены кольцевые и трубчато-кольцевые камеры сгорания. Их элементы (кожух) можно включать в силовые корпусы двигателя, что снижает общую массу последнего. Такие камеры требуют сравнительно сложных «доводочных» работ по обеспечению полного и устой­чивого сгорания топлива, расположения зоны горения в задан­ной области и равномерного распределения температуры газов в окружном направлении перед сопловым аппаратом турбины.

-Форсирование турбореактивных двигателей может обеспе­чиваться за счет форсажных камер, располагаемых за турбиной. Сжигание в этой камере дополнительного количества топлива повышает температуру и скорость газа, выходящего из сопла.

При этом реактивное сопло выполняют регулируемым, а в ка­честве рабочего тела для силового привода обычно применяют топливо. Отказы в работе силового привода, обусловленные ка­чеством топлива, возможны из-за образования отложений про­дуктов окисления топлива, коррозии металлов и разрушения уплотнений, т. е. при использовании топлива или материалов несоответствующего качества.

При разработке основных и форсажных камер за счет кон­структивных и эксплуатационных мероприятий, а также с уче­том свойств топлива необходимо обеспечить: 1) надежный пуск двигателя на земле и на всех эксплуатационных высотах по­лета; 2) устойчивое горение на всех режимах работы двигате­ля, при всех эксплуатационных высотах и скоростях полета, а также при быстром переходе с одного режима на другой;

3) максимальную полноту сгорания топлива и минимальные потери тепла через стенки камеры в окружающую среду;

4) равномерность полей давления и температуры газов; 5) ми­нимальные потери давления в камере и удобство осмотра эле­ментов конструкции в условиях эксплуатации. Таким образом, организация рабочего процесса двигателя в значительной мере определяет требования к качеству реактивного топлива.

В двухконтурном турбореактивном двигателе разделение воздуха, сжатого в компрессоре, по двум контурам позволяет оптимизировать тепловой режим газов перед турбиной и улуч­шает условия сгорания.

Характерной особенностью конструкций современных ГТД является их высокая автоматизация. Частота вращения рото­ра, температура газов перед турбиной, давление воздуха за компрессором и многие другие параметры поддерживаются ав­томатически. При этом рабочим телом в регулирующей аппара­туре обычно служит топливо, что также предъявляет дополни­тельные требования к его качеству.

Области применения воздушно-реактивных двигателей. В со­ответствии с особенностями конструкции каждый тип двигате­ля имеет те или иные преимущества и недостатки, а следова­тельно, наиболее рациональную область применения. Область использования различных типов ВРД в авиации в первую оче­редь определяется зависимостью тяги и удельного расхода топлива от требуемой скорости и высоты полета самолета. Основные преимущества воздушно-реактивных двигателей пе­ред поршневыми и турбовинтовыми силовыми агрегатами за­ключаются в возможности получать высокую тягу при неболь­ших размерах и массе летательного аппарата. Высота полета самолета с турбореактивным двигателем может достигать 20— 25 км, а с прямоточным—до 35 км [126].

С повышением до определенного значения скорости полета тяга ТРД увеличивается, в то время как для винтомоторной силовой установки она уменьшается. По удельным расходам топлива турбовинтовой и поршневой двигатели при скорости

Рис. 64 Зависимости удельного рас­хода топлива от скорости полета са­молетов, оснащенных воздушно-ре­активными двигателями разного ти­па

/ — аэродинамическое качество самолетов с различными двигателями, 2 — удельный

расход топлива соответствующих самоле­тов; стрелками указаяы области для су­ществующих типов двигателей, пунктиром отмечены теоретические значения указан­ных показателей

полета <1 М имеют наилуч­шие показатели. При дальней­шем увеличении скорости по­лита преимущества турбовин­тового двигателя теряются, и

он начинает расходовать примерно столько же топлива, как и турбореактивный, который в случае сверхзвукового полета ха­рактеризуется меньшими удельными расходами топлива. Турбо­реактивные двигатели с большой степенью двухконтурности превосходят по экономичности турбовинтовые при скорости по­лета, равной скорости звука.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели при скорости <2М имеют максимальный удельный расход, однако при 3 М удельный расход в них меньше, чем у турбореактивного двига­теля.

Наиболее экономичные области применения самолетов— максимальная высота полета Hmaх и максимальная скорость полета Umax—представлены ниже [126]:

Высокое аэродинамическое качество⁵ самолетов с ВРД об­условлено тем, что эти двигатели развивают большую тягу, имеют малую площадь поперечного сечения и малую удель­ную массу. Значения аэродинамического качества самолетов с различными типами двигателей и удельный расход топлива в зависимости от скорости полета представлены на рис. 6.4.

При длительном полете на большой высоте возможно силь­ное охлаждение (при дозвуковой скорости) или сильный нагрев (в случае сверхзвуковой скорости) топлива, находящегося в баках летательного аппарата. Это предъявляет повышенные требования к низкотемпературным свойствам топлива, его тер моокислительной стабильности и совместимости с,конструк­ционными и уплотнительными материалами.

6.2. УСТРОЙСТВО ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТОВ И УСЛОВИЯ ПРИМЕНЕНИЯ В НИХ ТОПЛИВ

Топливные системы и их элементы. Масса топлива, необходи­мого для обеспечения полета, составляет от 30 до 60% взлет­ной массы самолета. Поэтому размещение его и организация бесперебойной подачи к двигателям представляет сложную проблему, от решения которой во многом зависят эффективность и надежность летательного аппарата. Топливная система совре­менных, особенно сверхзвуковых, самолетов—целый комплекс взаимосвязанных подсистем: подачи топлива в двигатели, пе­рекачивания его в расходные баки, управления порядком пере­качивания, контроля, наддува и дренажирования топливных баков, заправки и слива топлива на земле и в полете и т. д.

Требования, которые предъявляют к топливным системам весьма разнообразны: высокая надежность и живучесть, пожар­ная безопасность, малые массовые и габаритные характери­стики, простота конструкции, удобство контроля, эксплуатации и ремонта. Как правило, улучшение одних характеристик топ­ливной системы, например надежности, достигается только ухудшением других—массы, габаритов.

Топливная система обычно состоит из различных узлов, агрегатов и устройств: баков, трубопроводов, подкачивающих насосов, одного или нескольких насосов высокого давления, ре­гуляторов подачи топлива, фильтров, форсунок, дренажной системы. На рис. 6.5 показана часть топливной системы само­лета с 4-мя силовыми установками.

На самолетах размещают мягкие топливные баки или баки-отсеки, а также металлические подвесные баки. .Конструкция баков зависит от типа самолета, тепловых режимов его пла­нера и величин деформации крыльев в полете. Мягкие баки многослойные, их склеивают из нескольких слоев резины, в том числе стойкой к топливу, и прорезиненной ткани. В баках военных самолетов между слоями резины, стойкой к топливу и вулканизованной, может быть размещен протектор из на­турального каучука или сырой губчатой резины. В случаях повреждения бака протектор под действием топлива набухает, и пробоина затягивается. Мягкие баки обладают хорошими теплоизолирующими свойствами, не подвержены вибрации и уменьшают вибрацию крыла. Недостатки мягких топливных баков—повышенная пожароопасность (из-за утечки топлива

Характеристики

Список файлов книги