Турбореактивный двигатель

Входное устройство

РД 33-2С.

Компоновочная схема силовой установки самолета МиГ-29 с двигателем

Силовая установка (СУ) - это конструктивно-объединенная совокупность ГТД с вход­ным и выходным устройствами, а также со всеми агрегатами и системами, необходимыми для его эксплуатации на летательном аппарате.

Силовая установка ЛА предназначена для создания движущей силы (тяги), необхо­димой для руления, взлета и полета ЛА на заданной высоте и с заданной скоростью.

Располагается СУ в фюзеляже или в отдельных двигательных гондолах. Схема сило­вой установки и ее конструктивное исполнение зависят от назначения ЛА, типа двигате­лей, их количества и способа размещения на ЛА.

СУ самолета МиГ-29 включает в себя два плоских подкрыльевых сверхзвуковых воз­духозаборника, два двигателя РД 33-2С со сверхзвуковыми выходными устройствами, выносную коробку самолетных агрегатов (КСА) и турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117 (один на два двигателя), а также приводы, соединяющие двигатели с ГТДЭ-117 и самолетными агрегатами.

Работу двигателей на самолете обеспечивают ряд систем:

-система смазки и суфлирования;

-топливная система двигателя;

-система запуска;

-система управления двигателем;

-система управления сверхзвуковым воздухозаборником. Двигатели эксплуатируются на топливэх РТ ('основное) и ТС-1 (резервное).

В масляной системе может применяться полусинтетическое масло ИПМ-10 (основ­ное) и «Турбоникойл-210А» (ТН-210А) (резервное).

В системе управления сверхзвуковым входным устройством применяется гидромасло АМГ-10, а рабочим телом в системе управления реактивным соплом - керосин РТ (ТС-1).

Дадим краткую характеристику основных элементов и систем силовой установки.

Входное устройство - это часть газотурбинной силовой установки, включающая в себя воздухозаборник и средства его регулирования.

Воздухозаборник предназначен для забора атмосферного воздуха, сжатия и подвода его к ГТД. В силовой установке самолета МиГ-29 используются два плоских сверхзвуко­вых подкрыльевых воздухозаборника. Торможение сверхзвукового потока осуществляет­ся на специально спрофилированной управляемой панели клина воздухозаборника. Для согласования расхода воздуха через воздухозаборник и двигатель панель клина может изменять свое положение, уменьшая или увеличивая эффективную площадь проходного сечения воздухозаборника.

ТРДДФ см - это тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи. Топливо представляет собой смесь горючего (авиационного керосина) с окислителем (воздухом из атмосферы).

Двигатель РД 33-2С - это двухвальный, двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажем с малой степенью двухконтурности, со смешением потоков перед общей фор­сажной камерой и с регулируемым сверхзвуковым реактивным соплом.

2.2.1 Компрессор

Компрессор (К) предназначен для сжатия воздуха, поступающего из воздухозаборни­ка, и подачи его в основную камеру сгорания (ОКС). В нем происходит повышение давле­ния воздуха до значения, необходимого для наиболее эффективного сжигания топлива в ОКС. При этом несколько повышается температура воздуха.

Компрессор двигателя - осевой, двухвальный, двухкаскадный. Первый каскад - низ­конапорный четырехступенчатый вентилятор (компрессор низкого давления - КНД). Вто­рой каскад - регулируемый высоконапорный девятиступенчатый компрессор высокого давления (КВД).

2.2.2 Основная камера сгорания

Основная камера сгорания предназначена для повышения энергии поступающего в

нее воздуха за счет тепла, выделяющегося при сгорании топлива. При этом процесс под­вода тепла осуществляется при почти постоянном давлении в камере.

Основная камера сгорания двигателя - кольцевая, с большим числом завихрителей с форсунками (24). Это способствует хорошему перемешиванию керосина с воздухом, в

результате чего обеспечивается достаточно высокая полнота сгорания и необходимая
окружная равномерность температурного поля перед турбиной на различных режимах
работы двигателя.

2.2.3 Турбина

Турбина предназначена для преобразования части энергии газового потока в механи­ческую работу привода компрессора и вспомогательных агрегатов, установленных на двигателе.

Турбина двигателя - осевая, двухвальная, двухкаскадная. Состоит из одноступенча­тых турбин высокого и низкого давления (ТВД и ТНД). Для обеспечения надежной работы турбины в условиях высоких температур предусматривается ее охлаждение.

2.2.4 Форсажная камера сгорания

Форсажная камера установлена за турбиной и предназначена для дополнительного подогрева газа перед выходным устройством с целью увеличения тяги двигателя.

Форсажная камера сгорания двигателя - общая для двух контуров, с предваритель­ным смешением потоков перед фронтовым устройством в смесителе и тремя топливными коллекторами.

2.2.5 Выходное устройство

Выходное устройство - это часть газотурбинной силовой установки, включающая ре­активное сопло и средства его регулирования.

Реактивное сопло предназначено для преобразования располагаемого теплоперепа-да (температуры и давления, т.е. потенциальной энергии) в кинетическую энергию на­правленного движения газа. Чем выше кинетическая энергия газа, тем выше его скорость истечения из сопла, а, следовательно, и тяга двигателя.

Реактивное сопло двигателя - выполнено в виде суживающе-расширяющегося регу­лируемого сопла (сопла Лаваля). Состоит из двух отдельно регулируемых частей - сужи­вающейся (дозвуковой) и расширяющейся (сверхзвуковой).

2.3 Системы силовой установки

Система смазки и суфлирования двигателя (масляная система) - предназначена для

обеспечения смазки и отвода тепла от подшипников

всех опор роторов двигателя, приводов и зубчатых передач двигателя, а также для суф­лирования полостей опор роторов и маслобака двигателя.

Топливная система двигателя - обеспечивает подвод топлива в ОКС и ФКС, а также

использование его для охлаждения масла в масляной системе и как рабочей жидкости в гидроприводах управляющих органов двигателя. Управление расходом топлива в каме­рах сгорания и гидроприводах осуществляет система управления двигателем, работаю­щая совместно с топливной системой.

Система запуска двигателя - турбокомпрессорная. Обеспечивает различные вариан­ты запуска двигателей, холодную прокрутку и консервацию-расконсервацию двигателей.

Система управления двигателя - предназначена для задания режима работы двига­теля. Автоматические устройства системы управления выполнены на электронно-гидромеханической основе.

Система управления сверхзвуковым воздухозаборником (АРВ-29) - предназначена

для программного регулирования положения клина СВЗ

в зависимости от величины приведенной частоты вращения ротора двигателя, высоты и скорости полета, а также для управления механизацией воздухозаборника на взлете и посадке.

3. Принцип действия ТРД. Особенности работы двухконтурного турбореактивного двигателя.

3.1 Принцип действия ТРД.

При работе двигателя на земле и при малых скоростях полета движение воздуха че­рез входное устройство сопровождается понижением давления в сечении В-В ниже атмо­сферного вследствие увеличения скорости воздуха и за счет гидросопротивления в кана­ле ВЗ. В полете с большими скоростями во входном устройстве наоборот происходит увеличение давления за счет использования кинетической энергии набегающего потока, т.е. происходит торможение потока на специально спрофилированной поверхности тор­можения (клине ВЗ).

В компрессоре давление воздуха значительно повышается и, соответственно, увели­чивается его температура. Осевая составляющая скорости воздуха при этом обычно не­сколько уменьшается.

В основной камере сгорания происходит повышение температуры газа вследствие сжигания в нем топлива. При этом давление несколько понижается за счет увеличения

скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве и вследствие гид­равлического сопротивления камеры сгорания.

Допустимая температура на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочно­стью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения.

В турбине происходит расширение предварительно сжатого и нагретого газа и преоб­разование части его энергии в механическую работу. Эта работа затрачивается на вра­щение роторов компрессора и привод вспомогательных агрегатов. Давление и темпера­тура газа снижается, а осевая составляющая скорости возрастает, достигая на выходе из турбины высоких значений. В ТРД, в отличие от ТВД и ТВаД, та часть энергии газового потока, которая срабатывается в турбине, составляет незначительную часть от всей по­тенциальной энергии газа.

У форсированных ТРД за турбиной в форсажной камере осуществляется дополни­тельный подогрев газа за счет сжигания топлива в ней. В форсажных камерах сгорания, из-за отсутствия за ними лимитирующих по жаропрочности элементов (таких как турби­на), максимально допустимая температура газа на выходе может достигать 2000-2100 К.

Т.о. в реактивное сопло поступает газ с давлением и температурой гораздо выше, чем давление и температура набегающего потока. Следовательно, при расширении газа до давления Рн скорость истечения газа из сопла ТРД оказывается больше скорости по­лета, что и обуславливает появление реактивной силы тяги двигателя такого типа.

3.2 Особенности турбореактивного двухконтурного двигателя.

К силовым установкам современных боевых самолетов предъявляются следующие основные требования:

- обеспечение потребных значений тяги при полете на сверхзвуковых скоростях на
предельно малых высотах и высотах потолка полета;

малый удельный расход топлива при полетах на крейсерских скоростях для обес­печения наибольшей дальности и продолжительности или обеспечения необхо­димого времени дежурства в воздухе;

- обеспечение высокой (больше 1) тяговооруженности при взлете и разгоне на раз­
личных высотах, а также малой удельной массы и габаритов.

Такие требования к силовым установкам вытекают из того, что современные боевые самолеты (истребители, истребители-бомбардировщики, штурмовики) должны приме­няться и эффективно работать при различных условиях полета. Но каждому заданному

летчиком режиму полета самолета отвечают свои наивыгоднейшие параметры рабо­
чего процесса двигателя.

Например, при крейсерских режимах полета используются дроссельные (понижен­ные) режимы работы двигателя, на которых одноконтурные ТРД работают при невысоких значениях внутреннего К.П.Д., а, значит, при повышенных удельных расходах топлива вследствие снижения давления в ОКС. Но при крейсерских режимах полета, для которых и предназначаются дроссельные режимы работы двигателя, должна обеспечиваться наибольшая экономичность силовой установки.

Зато, с другой стороны, при сверхзвуковых скоростях полета одноконтурные форси­рованные ТРД показывают более высокие данные по тяге.

Как оказалось, наиболее полно таким противоречивым требованиям удовлетворяют силовые установки, использующие двухконтурные ТРД, которые в настоящее время яв­ляются наиболее распространенным типом двигателей.

Известно, что с увеличением температуры газов перед турбиной полезная работа цикла ТРД увеличивается, что видно на кодослайде 3. При этом вследствие роста скоро­сти истечения газа из реактивного сопла происходит ухудшение движительных свойств ТРД - потери с выходной скоростью (еще говорят «потери на проскальзывание») у двига­телей прямой реакции являются весьма значительными, особенно при малых скоростях полета. Основной путь снижения этих потерь состоит в уменьшении скорости истечения газовой струи из сопла. Переход от одноконтурных ТРД к двухконтурным (ТРДД) позволя­ет, при повышении температуры газов перед турбиной, увеличить тяговую работу и ре­шить проблему снижения потерь с выходной скоростью на околозвуковых скоростях по­лета. Таким образом, на крейсерских режимах полета происходит снижение удельного расхода топлива, что и является главным достоинством двухконтурных двигателей.

Принципиальная схема ТРДД представлена на кодослайде 4. Внутренний (первый, газогенераторный) контур представляет собой обычный ТРД (сечения вВД-вВД и тВД-тВД). Второй (внешний, воздушный) контур включает вентилятор (компрессор низкого давления), заключенный в кольцевой канал, и выходное устройство (в данном случае -камера смешения). На сжатие воздуха компрессором второго контура затрачивается энергия ТНД, в результате чего часть энергии внутреннего контура передается во внеш­ний контур. Таким образом, первый контур является генератором энергии для второго.

Распределение энергии между контурами зависит от соотношения расходов воздуха, протекающего через них, - степени двухконтурности:

где индексы I и II обозначают соответсвенно первый и второй контуры.

В частном случае можно считать, что ТРД имеет нулевую степень двухконтурности, а для ТВД степень двухконтурности равна бесконечности; ТРДД занимает по этому пара­метру промежуточное положение. ТРДД для самолетов-истребителей имеет малую сте­пень двухконтурности, порядка 0,5... 1,5. Для тяжелых самолетов m = 2...5.

Ознакомимся с протеканием рабочего процесса по газовоздушному тракту двигателя РД 33-2С. Воздух, пройдя входное устройство и получив предварительное сжатие в ком­прессоре низкого давления (КНД), разделяется в воздушном канале на два потока и на­правляется в наружный и внутренний контуры. Воздух, поступающий во внутренний кон­тур, дополнительно сжимается в компрессоре высокого давления (КВД), после чего на­правляется в основную камеру сгорания. Воздух, поступивший в наружный контур, на­правляется в форсажную камеру и реактивное сопло.

Сжатый воздух из компрессора высокого давления поступает в кольцевой диффузор, в котором происходит торможение потока. Поток разделяется топливным коллектором и наружным обтекателем жаровой трубы на две части. Одна часть воздуха проходит через специальные завихрители в полость жаровой трубы, где топливо, распыленное форсун­ками, сгорает в завихрённом потоке. Другая часть воздуха, поступая через специальные отверстия в жаровой трубе, участвует в процессе догорания топлива, охлаждает стенки жаровой трубы, а также, перемешиваясь с горячим газом, обеспечивает заданное темпе­ратурное поле перед турбиной.

В турбине часть энергии сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую ра­боту для привода вентилятора, компрессора и всех агрегатов на КСА. Конструктивные элементы турбины охлаждаются воздухом, отбираемым из-за 5-й и 13-й ступенями КВД.

Горячие газы из-за турбины низкого давления смешиваются в камере смешения (с помощью смесителя) с воздухом, поступающим из наружного (второго) контура, и попа­дают в форсажную камеру сгорания. Для плавного изменения тяги на режимах форсажа в ней размещены три топливных коллектора, включаемые и выключаемые последователь­но в зависимости от режима работы двигателя.

Из форсажной камеры газ поступает в регулируемое сверхзвуковое реактивное со-плогще происходит преобразование потенциально&энергии газового потока в кинетиче­скую энергию газовой струи. В суживающемся канале сопла происходит разгон газового потока до звуковой скорости, а в расширяющейся части -до сверхзвуковой.

Дата добавления: 2014-01-07