Регульоване сопло АД (сопло Лаваля)

)

Суміш продуктів згоряння палива з фракціями повітря, що залишилися після вигоряння з повітря кисню, на виході з сопла називається робочим тілом ПРД. Для повного окислення 1 кг керосину (звичайного палива для ПРД) необхідно біля 3,4 кг чистого кисню. Так як атмосферне повітря по масі має в собі біля 23 % кисню, то для повного окислення 1 кг керосину необхідно 14,8 кг повітря. Отже, робоче тіло ПРД, як мінімум, на 94 % своєї маси складається з вхідного атмосферного повітря.

На практиці у ПРД, як правило, має місце надлишок витрати повітря (іноді в декілька разів, в порівнянні з мінімально необхідним для повного окислення пального). Наприклад, в турбореактивних двигунах масова витрата керосину складає (1–2) % від витрати повітря. Це дозволяє при аналізі роботи ТРД вважати робоче тіло ТРД, як на вході, так і на виході, однією і тією ж речовиною – атмосферним повітрям, а витрату робочого тіла через будь-який перетин проточної частини двигуна – однаковою.

При підвищенні швидкості польоту тиск у камері згоряння і витрата робочого тіла зростають за рахунок зростання напору зустрічного потоку повітря. Повітряний потік загальмовується у вхідному пристрої та поступає на вхід компресора під тиском більш високим, ніж атмосферний. При цьому ще більше підвищується тяга двигуна.

Діапазон швидкостей, в якому ТРД ефективний, зміщений убік менших значень, у порівнянні з безкомпресорним ПРД. Агрегат «турбіна-компресор», який дозволяє створити велику витрату і великий ступінь стиснення робочого тіла в області низьких і середніх швидкостей польоту є перешкодою на шляху підвищення ефективності двигуна в зоні великих швидкостей тому що:

– температура, яку може витримати турбіна, обмежена, що накладає обмеження на кількість теплової енергії, яка підводиться до робочого тіла в камері згоряння, а це веде до зменшення роботи, що здійснює робоче тіло при розширенні. Підвищення припустимої температурі робочого тіла на вході в турбіну є одним з головних напрямів удосконалення ТРД. Якщо для перших ТРД ця температура не досягала і 1000 °К, то в сучасних двигунах вона наближається до 2000 °К. Це забезпечується як за рахунок застосування особливо жароміцних матеріалів, з яких виготовляються лопатки та диски турбін, так і за рахунок організації їх охолодження (лопатки турбіни охолоджуються повітрям, який проходить по каналах всередині лопаток);

– турбіна поглинає частину енергії робочого тіла, яка б могла підвищити швидкість газового потоку в реактивному соплі.

У результаті максимальна швидкість реактивного струменя в ТРД менша, ніж у безкомпресорного ПРД. Це обмежує зверху діапазон швидкостей, на яких ТРД ефективний, значеннями 2,5 – 3 М.

Запуск ТРД проводиться автоматично після натиснення кнопки " Запуск " в кабіні екіпажу. За допомогою (електростартера, або турбостартера, або повітряного стартера) турбокомпресор розкручується до певної частоти обертання. Потім за допомогою системи електричного запалення проводиться займання паливоповітряної суміші в камері згоряння, момент обертання турбіни збільшується і вона починає працювати самостійно, виводячи ТРД на режим роботи, на якому він може працювати стійко тривалий час (" Малий газ ").

Як зазначалося раніше, компресорні ПРД, а в тому числі і ТРД, бувають з осьовими і відцентровими компресорами. В теперішній час найбільш широкого поширення набули ТРД з осьовим компресором. Приведемо приклади таких ТРД.

Схема ТРД з осьовим компресором: 1 – вхідний пристрій; 2 – компресор;
3 – камера згоряння; 4 – газова турбіна; 5 – вихідний пристрій.

ТРД J85 з осьовим компресором виробництва компанії General Electric

Схема ТРД з відцентровим компресором: 1 – відцентровий компресор; 2 – вхідний пристрій; 3 – камера згоряння; 4 – газова турбіна; 5 – вихідний пристрій.

ТРД ВК-1 КБ Климова, з відцентровим компресором, який застосовується рідко і трубчатою камерою згорання. Застосовувався на літаках МіГ-15, МіГ-17.

Перший в світі літак He 178 з турбореактивним двигуном

Перший реактивний пасажирський літак СРСР Ту-104 з двома ТРД РД-3М-500

F – 104 з ТРД General Electric J79-GE-11A

Су – 25 з ТРД Р-195

3.24. Турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДФ)

У ТРД є надлишок кисню в камері згоряння. Цей резерв потужності не має можливості реалізувати напряму, тобто збільшенням розходу палива в камері згоряння із-за обмеження температури робочого тіла, яке поступає на турбіну. Але цей резерв можна використати в двигунах, якщо обладнати їх форсажною камерою 2, яку розташувати між турбіною 1 і регульованим соплом 3 (рис. 3.53).

Рис. 3.53. Схема ТРД з форсажною камерою.

Форсажна камера призначена для згоряння додаткової кількості палива. При цьому підвищується внутрішня енергія робочого тіла перед розширенням в соплі, зростає швидкість його течії та тяга двигуна збільшується. Форсажна камера дозволяє при тих же розмірах двигуна збільшити тягу на 40 – 60 %, але при цьому витрата палива збільшується в 2 – 2,5 рази.

Режим роботи двигуна з включеною форсажною камерою називається " Форсаж " (французьке слово, означає примус, форсування, збільшення). Форсаж вмикається льотчиком при необхідності різкого збільшення тяги двигуна (на зльоті, при перехопленні цілі, виконанні складних маневрів літака і таке інше). З форсажної камери гази поступають у регульоване сопло, в якому ще більше зростає швидкість їх течії з двигуна. На нефорсажних режимах двигуна вихідні гази проходять через форсажну камеру як через вихлопну трубу.

Враховуючи різке збільшення витрати палива і температури газового потоку на виході форсажної камери (обмежується теплостійкістю реактивного сопла) при включенні форсажу, форсаж дозволяється включати короткочасно.

Конструктивно надзвуковий повітрозабірник виконують регульованим і забезпечують системою управління. Вихідне сопло, як і у ТРД, профілюють по типу надзвукового сопла Лаваля, площа критичного перетину якого може змінюватися. На форсажному режимі сопло розкривається, щоб при роботі форсажної камери режим роботи турбокомпресорної частини двигуна не змінювався і залишався постійним. Сопло виконується двопозиційним, якщо в системі управління двигуна не передбачається можливість зміни тяги форсажного режиму, або всережимним регульованим с плавною або ступеневою змінною площі критичного перетину, коли необхідно змінити величину форсажної тяги в деякому діапазоні за умовами маневрування літака в польоті.

Можливістю змінювання величини площі критичного перетину користуються не тільки в зв’язку з роботою форсажної камери, але і в інших випадках. Наприклад, при запуску сопло розкривають для полегшення процесу запуску двигуна. Всережимне сопло може використовуватися на нефорсажних режимах для поліпшення характеристик двигуна в польоті. Форсажна камера має самостійну систему паливоподачі, автоматичного регулювання і управління.

Турбореактивний двигун з форсажною камерою: 1 – компресор низького тиску; 2 – компресор високого тиску; 3 – камера згоряння; 4 – турбіна високого тиску; 5 – турбіна низького тиску; 6 – форсажна камера; 7 – регульоване вихідне сопло.

На рис. 3.54 показана схема ТРДФ з позначенням основних поперечних перетинів його проточної частини та приведене змінювання параметрів робочого тіла
(тиску р, температури Т і швидкості V) по тракту двигуна під час роботи на землі з максимальною частотою обертання ротора.

На вході в компресор потік повітря прискорюється. В перетині 1–1 його швидкість досягає 180 – 240 м/с, тому тиск стає менше атмосферного, а температура повітря на 10 – 15 °К менше температури навколишнього середовища. В польотних умовах тиск і температура повітря перед компресором значно зростають. Так, наприклад, при числі М = 2,5 степінь підвищення тиску у вхідному пристрої = 12, а повна температура в 2,25 рази перевищує температуру Т_н навколишнього середовища.

Рис. 3.54. Схема ТРДФ і змінювання параметрів робочого тіла по тракту двигуна.

У компресорі тиск ітемпература повітря значно зростають, осьова складова швидкості повітря незначно зменшується та на виході з компресора (в перетині 2–2)буде складати 100 – 160 м/с. Степінь збільшення тиску повітря в двигуні дорівнює добутку степені підвищення тиску у вхідному пристрої π_вх і степені підвищення тиску в компресорі , тобто: π = π_вх ∙.

У результаті згоряння палива в основній камері згоряння температура газу в перетині 3–3 перед турбіною досягне 1200 – 1300 °К, якщо робочі лопатки турбіни не мають спеціального охолодження, и 1400 – 1500 °К і більше за наявності повітряного охолодження лопаток турбіни. При цьому тиск уздовж камери згоряння незначно зменшується внаслідок гідравлічних опорів її елементів і збільшення швидкості через зниження густини газу при його нагріві.

У турбіні здійснюється частково розширення та перетворення енергії газу в механічну роботу, яка витрачається на обертання компресора і допоміжних агрегатів. При проходженні газу через турбіну його тиск і температура знижуються, а осьова швидкість збільшується і на виході з турбіни (в перетині 4–4)досягає 300 – 400 м/с. Тиск за турбіною стає вищим ніж атмосферний. Відношення повного тиску перед турбіною до повного тиску за турбіною характеризує степінь розширення газу в турбіні. Подальше розширення газу до атмосферного тиску здійснюється в вихідному соплі, яке розташовано за турбіною. Степенем розширення газу в вихідному соплі називається відношення повного тиску за турбіною до тиску на зрізі сопла .

В ТРДФ призводять додатковий підігрів газу в форсажної камері згоряння, розташованої перед вихідним соплом, до температури 1800 – 2000 °К і більше. Додаткове згоряння палива в форсажної камері приводить до суттєвого збільшення швидкості течії газу в вихідному перетині 5–5 сопла, внаслідок цього суттєво збільшується і тяга двигуна. Перед форсажною камерою встановлюються дифузор, в якому швидкість газу незначно зменшують з метою забезпечення стійкості горіння та зниження гідравлічних втрат при русі газу уздовж форсажної камери.

Схема роботи ТРДФ: 1 – повітрозабірник; 2 – компресор; 3 – газова турбіна;
4 – форсажна камера.

Форсажна камера ТРДФ General Electric J79. Вид з боку сопла. В торці знаходиться стабілізатор горіння, за яким бачимо турбіну та на якому встановлені паливні форсунки.

Регульоване сопло ТРДДФ F-100 літака F-16 (стулки максимально відкриті)

Надзвуковий авіалайнер Конкорд з чотирма ТРДФ Rolls-Royce/Snecma Olympus 593

Міг – 25 з ТРДФ Р-15Б-300

Су – 17м з ТРДФ АЛ-21Ф3

F – 15 з F-100-PW-100

3.25. Турбогвинтовий двигун (ТГвД)

Турбогвинтовим називається авіаційний ГТД, у якого тяга створюється роботою повітряного гвинта, з’єднаного з валом турбокомпресора, і реакцією струменя газового потоку, що витікає з двигуна. Для цього використовується турбіна зі збільшеним числом ступенів, так що розширення газу в турбіні відбувається майже повністю і тільки 10 – 15 % тяги забезпечується за рахунок газового струменя. Турбогвинтовий двигун (рис. 3.55) складається з таких же вузлів і агрегатів як і ТРД, але додатково забезпечений повітряним гвинтом 1 і редуктором 2.

Рис. 3.55. Схема турбогвинтового двигуна.

Редуктор ТГвД служить для зменшення частоти обертання повітряного гвинта в порівнянні з частотою обертання турбокомпресора 3 двигуна. Для досягнення найбільших значень коефіцієнта корисної дії повітряного гвинта в турбогвинтових двигунах застосовуються редуктори з передаточним числом 5 – 15, завдяки чому досягається пониження частоти обертання повітряного гвинта до 750 – 1500 об/хв. (передаточне число двигуна АІ–20 дорівнює 11,4527).

Принцип дії ТГвД багато в чому схожий на принцип дії ТРД. Атмосферне повітря, стиснуте в компресорі, подається в камеру згоряння. Тут зжате повітря змішується з паливом, утворюючи паливо-повітряну суміш. Вона згоряє в камері згоряння, створюючи газовий потік. Газовий потік, який має велику температуру і тиск, поступає в турбіну. Тут відбувається перетворення теплової енергії газового потоку в механічну енергію обертання турбіни, яка передається компресору, повітряному гвинту і приводам агрегатів. Для більш раціонального використання енергії газового потоку, щоб більша частина кінетичної енергії газів перетворювалася на турбіні в механічну енергію на валу ТГвД, турбіна ТГвД повинна мати більше число ступенів, ніж турбіна ТРД (турбіна АІ-20 має 3 ступені).

На двигунах великої потужності інколи використовують два гвинти, що обертаються в протилежні боки, причому роботу обох гвинтів забезпечує один редуктор. Тяга турбогвинтового двигуна створюється приблизно на 85 – 90 % повітряним гвинтом і приблизно на 15 – 10 % за рахунок реактивної тяги газового потоку.

Турбогвинтові двигуни більш економічні на малих швидкостях польоту і широко використовуються для літаків, які мають більшу вантажопідйомність і дальність польоту. Крейсерська швидкість літаків, які оснащені ТГвД, складає 400 – 800 км/год.

Схема роботи турбогвинтового двигуна.

Якщо врахувати, що турбогвинтовий двигун працює тільки на дозвукових швидкостях, а турбореактивні двигуни краще використовувати для забезпечення великих швидкостей польоту, то можна зробити висновок, що в деякому діапазоні швидкостей комбінування цих двох двигунів є оптимальним рішенням (турбовентиляторний двигун).

Зважаючи на те, що як лопаті вентилятора, так і лопаті гвинта для ефективного функціонування повинні працювати на дозвукових швидкостях, вентилятор у кільцевому обтічнику, який понижає швидкість потоку, який набігає, є більш ефективним на великих швидкостях.

Варіант такого двигуна з вертикальним вихідним валом редуктора використовується для привода гвинтів вертольотів, такі двигуни називаються також турбовальними (ТВаД).

Турбогвинтовий двигун: 1 – повітряний гвинт; 2 – редуктор; 3 – компресор;
4 – камера згоряння; 5 – газова турбіна; 6 – вихідний пристрій.

Схема роботи ТГвД: 1 – вал гвинта; 2 – редуктор; 3 – компресор; 4 – камера згоряння; 5 – газова турбіна; 6 – вихідний пристрій (реактивне сопло).

Ан – 24 з ТГвД Аи-21

Дата добавления: 2014-01-15