Газотурбинный двигатель(ГТД)

Газотурбинный двигатель(ГТД).

 

Газотурбинный двигатель - тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. Рабочий процесс ГТД может осуществляться с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении или с прерывистым сгоранием топлива при постоянном объёме.

Рис. 1. Газотурбинный двигатель: 1 —  центробежный компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — топливная форсунка; 4 — сопловой аппарат; 5 — рабочее  колесо турбины; 6 — выхлопной патрубок

Рис. 2. Рабочий цикл газотурбинного двигателя в PV-диаграмме

 

 

 

Турбореактивный двигатель

Принцип действия и устройство ТРД

 

Схема работы ТРД:

1. Забор воздуха;

2. Компрессор низкого давления;

3. Компрессор высокого  давления;

4. Камера сгорания;

5. Расширение рабочего  тела в турбине и сопле;

6. Горячая зона;

7. Турбина;

8. Зона входа первичного  воздуха в камеру сгорания;

9. Холодная зона давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.

 

 

 Схема турбореактивного двигателя: 1 — входное устройство; 2 — осевой  компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — рабочие лопатки турбины; 5 — сопло.

 

В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.

 

Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.

 

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые  трубы (имеется более прогрессивная  конструкция — кольцевая камера сгорания, состоящая не из отдельных  труб, а выполненная цельным кольцевым  элементом). В наши дни кольцевые  камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных  самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

 

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

 

Основная часть энергии расширяющейся  газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.

 

Чем выше температура сгорания, тем  выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами  охлаждения, и термобарьерные покрытия.

 

Турбовинтовой двигатель.

В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный  винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для  этого используется турбина с  увеличенным числом ступеней, так  что расширение газа в турбине  происходит почти полностью и  только 10—15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи.

Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600—800 км/ч.

 

Схема турбовинтового двигателя: 1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор.

Турбовальный двигатель

Турбовальный двигатель (ТВаД) — газотурбинный двигатель, у которого вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю Основная область применения — силовые установки вертолетов.

 

Двухконтурный турбореактивный двигатель

 

 Схема турбореактивного двухконтурного  двигателя (ТРДД) со смешением  потоков: 1 — компрессор низкого  давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего  контура; 4 — выходной поток внешнего  контура.

 

В турбореактивном двухконтурном  двигателе (ТРДД) воздушный поток  попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается  без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура  выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум  двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности <4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 — потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

 

Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.

 

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Принцип действия и устройство ПВРД

 

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД англоязычный термин —  Ramjet) является самым простым в классе ВРД по устройству. Необходимое для работы двигателя повышение давления в камере сгорания достигается за счёт торможения встречного потока воздуха.

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:

Воздух, поступая со скоростью  полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30 — 60 м/сек, что соответствует числу  Маха 0,1 — 0,2), его кинетическая энергия  преобразуется во внутреннюю энергию  — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что  воздух — идеальный газ, и процесс  сжатия является изоэнтропийным, степень  повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается уравнением:[5]

      (5)

где  — давление в полностью  заторможенном потоке;

 — атмосферное давление;

 — полётное число  Маха (отношение скорости полёта  к скорости звука в окружающей  среде),

 — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4.

На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее  тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления  подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.

Затем сначала сужаясь  в сопле достигает звуковой скорости, а потом расширяясь — сверхзвуковой, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

 

Схема устройства ПВРД на жидком топливе.

1. Встречный поток воздуха;

2. Центральное тело.

3. Входное устройство.

4. Топливная форсунка.

5. Камера сгорания.

6. Сопло.

7. Реактивная струя.

 

Схема устройства твёрдотопливного ПВРД.

Конструктивно ПВРД имеет  предельно простое устройство. Двигатель  состоит из камеры сгорания, в которую  из диффузора поступает воздух, а  из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.

 

 

С развитием технологии смесевого  твёрдого топлива, оно стало применяться  в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается  в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и  нагревается само. Использование  твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого  топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.

 

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

Чем выше скорость полёта, тем  больше расход воздуха через тракт  двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что  позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней  и механическую мощность двигателя.

Чем больше расход воздуха  через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой (1). Однако расход воздуха  через тракт двигателя не может  расти неограниченно. Площадь каждого  сечения двигателя должна быть достаточной  для обеспечения необходимого расхода  воздуха.

С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой (6), возрастает степень повышения давления в  камере сгорания, что влечёт за собой  увеличение термического коэффициента полезного действия двигателя, который  для идеального ПВРД выражается формулой:[5]

      (3)

 

Препарированный ВРД. Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания.

В соответствии с формулой (1), чем меньше разница между скоростью  полёта и скоростью истечения  реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).

 

В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения  реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав  некоторый максимум, соответствующий  оптимальной скорости полёта.

 

В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвукрвые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.

 

Дозвуковые ПВРД

 

Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.

Эти двигатели характеризуются  крайне низкой эффективностью. При  полёте на скорости М=0,5 степень повышения  давления в них (как следует из формулы (2)) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в  соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в  реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M<0,5 ПВРД неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, при М=1 степень повышения давления составляет 1,89, а идеальный термический КПД — 16,7 %, что в 1,5 раза меньше чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же, и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.

По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались  неконкурентоспособными в сравнении  с авиадвигателями других типов  и в настоящее время серийно  не выпускаются.

Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД)

 

СПВРД предназначены для полётов в диапазоне 1 < M < 5.

Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения[7] Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.

 

Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического  течения, внешнего сжатия с тремя  скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления.

 

 

Потери давления удаётся  минимизировать за счёт организации  сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4-х) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме  последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока. (Косой  скачок уплотнения образуется, когда  сверхзвуковой поток встречается  с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока.) В промежутках  между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем  скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.

В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — т. н. внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.