2. Двухконтурные турбореактивные двигатели



страница1/12
Дата26.07.2014
Размер3.09 Mb.
ТипРеферат
  1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   12





Содержание



Введение…………………………………………………………………….

4

1. Турбореактивные двигатели……………………………………………

7

1.1. Одновальный ТРД………………………………………………..

7

1.2. Двухвальный ТРД………………………………………………...

16

2. Двухконтурные турбореактивные двигатели………………………….

29

2.1. Двухконтурный ТРД с раздельным выпуском газа и воздуха

из выходных сопел………………………………………………..


29


2.2. Двухконтурный ТРД со смешением потоков газа и воздуха

за турбиной и общим соплом……………………………………


41


2.3. Двухконтурный ТРД со смешением потоков воздуха и газа

за турбинами, общим соплом и подпорными ступенями

в КНД………………………………………………………………


54


2.4. Двухконтурный ТРД, выполненный по трёхвальной схеме

с раздельным выпуском газа и воздуха из сопел……………….


68


3. Турбовальные двигатели…………………………………………………

82

3.1. Одновальный турбовинтовой двигатель…………………………

82

3.2. Двухвальный ТВД…………………………………………………

91

3.3. Вспомогательный ГТД……………………………………………

97

Литература…………………………………………………………………..


103

Приложение П.1……………………………………………………………

104





                  1. Введение


Дроссельными характеристиками авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) называют зависимости тяги Р (мощности Nе) и удельного расхода топлива суд (се) и параметров ГТД (расхода воздуха Gв, температуры и давления рабочего тела в контрольных сечениях проточной части (газовоздушного тракта)) от частоты вращения ротора п или расхода топлива Gт (для турбовальных ГТД) для заданных условий полёта (Н, Мн) и программы регулирования [1]. Знание этих характеристик имеет большое значение для эксплуатации, так как для оценки технического состояния двигателя часто используют результаты наземных испытаний ГТД («гонка» двигателей).

Частота вращения ротора в турбореактивных двигателях различных типов определяет режим работы, устанавливаемый рычагом управления двигателя (РУД). В зависимости от положения РУД различают следующие режимы работы ГТД.



Максимальный режим – это установившийся режим работы ГТД, характеризуемый максимальной тягой Ртах. Так как на этом режиме тепловые и динамические нагрузки в двигателе близки к предельно допустимым, время непрерывной работы ограничивается.

Взлётный режим – максимальный режим работы ГТД на земле (Н=0, Мн=0) при взлёте воздушного судна (ВС) с максимальной коммерческой нагрузкой тком=тах. Этот режим ограничен временем непрерывной работы до 5…15 мин. (на стоянке самолёта из-за плохих условий охлаждения до 15…30 с) и суммарной наработкой в эксплуатации на этом режиме до 4…5 % назначенного ресурса. Данный режим работы ГТД используется также для ухода на второй круг при прерванной посадке ВС.

Максимальный продолжительный режим (номинальный режим) – установившийся режим работы ГТД, характеризуемый по сравнению с максимальным режимом пониженной тягой Рном?(0.85…0.95)Ртах и частотой вращения ротора пном?(0.95…0.97)птах с неограниченной продолжительностью по времени работы за полёт ВС. На некоторых двигателях время непрерывной работы на этом режиме ограничивается до 30…60 мин. Суммарная наработка на этом режиме составляет 20…70 % назначенного ресурса. Этот режим используется при наборе высоты или при взлёте ВС с пониженной коммерческой нагрузкой.

Крейсерский режим – установившийся режим работы ГТД, характеризуемый пониженными по сравнению с максимальным режимом значениями частоты вращения ротора (роторов) и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель может работать неограниченное время за назначенный ресурс. Этот режим используется в крейсерском полёте (эшелоне) (Нкрейс, Мкрейс). Тяга на данном режиме составляет Ркрейс?(0.5…0.8)Ртах, частота вращения ротора пкрейс?(0.78…0.92)птах. В ряде случаев назначаются несколько крейсерских режимов, отличающихся по тяге и рекомендуемых для различных режимов полёта:

Ркрейс?(0.4; 0.6; 0.7; 0.8; 0.85)Рном.

Режим полётного малого газа (ПМГ) – установившийся режим работы двигателя, обеспечивающий требуемые приёмистость (при полёте на второй круг) и тягу Рпмг?(0.25…0.3)Ртах при заходе на посадку ВС.

Режим земного малого газа (МГ) – установившийся режим работы ГТД на земле при минимальной частоте вращения и тяги (мощности), при которых обеспечивается его устойчивая работа и заданная приёмистость (время выхода с пмг до пном, равное 5 с). Для уменьшения длины пробега при посадке и удобства руления обычно вводится ограничение по тяге Рмг?(0.03…0.05)Ртах (ИКАО рекомендует для расчёта выбросов загрязняюших веществ Рмг?0.07Ртах). Из-за высокой температуры газа Т*г и ухудшения эффективности охлаждения турбины время непрерывной работы на пмг в ряде случаев ограничено от 10…20 мин. до 30…60 мин. (у некоторых двигателей оно не ограничивается). У современных двигателей обычно пмг?(0.4…0.55)птах.

Режим проверки приёмистости – режим работы двигателя на стенде с тягой не более 15 % Рвзл, от которой проверяется время регламентируемой приёмистости (не более 5 с до достижения 95 % взлётной тяги (или мощности)).

Форсированный режим – режим повышенной тяги за счёт включения форсажной камеры или распыливания жидкости на входе в двигатель и т.д.

Полный форсированный режим (ПФ) – форсированный режим работы двигателя, характеризуемый максимальным расходом топлива в форсажной камере сгорания Gтф тах при максимальной частоте вращения ротора (роторов) птах и температуре газа перед турбиной Т*г тах. Этот режим применяется, в частности, для достижения максимальных сверхзвуковых скоростей полёта.

Частичный форсированный режим – режим работы, характеризуемый пониженной по сравнению с полным форсированным режимом тягой (Рчф?Рпф). Температура газа в форсажной камере меньше максимально допустимой (Т*ф ? Т*ф тах) при максимально или несколько пониженных значениях Т*г и п. Время непрерывной работы двигателя, как правило, не ограничивается. Режим используется при длительном сверхзвуковом полёте

Минимальный форсированный режим (МФ) – форсированный режим работы ТРДФ (ТРДДФ), характеризуемый минимальным расходом топлива в форсажной камере сгорания при максимальной частоте вращения ротора (роторов) двигателя и температуре газа перед турбиной. Минимальное значение температуры газа в форсажной камере Т*ф min ограничено срывными характеристиками форсажной камеры сгорания.

Чрезвычайный режим работы - установившийся режим работы ГТД, характеризуемый повышенным по сравнению с максимальным и полным форсированным режимами значением тяги (мощности) двигателя и применяемый только в чрезвычайных условиях в течение ограниченного времени.

Режим реверсирования тяги ГТД – установившийся режим работы ГТД при включённом реверсивном устройстве. Время работы на этом режиме ограничено. Режим используется для сокращения длины пробега самолёта после его касания взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Переход с режима на режим производится по определённой программе.



Закон регулирования принимается исходя из условия обеспечения наивыгоднейших характеристик двигателя, например, максимальной тяги в различных условиях эксплуатации без превышения механических, тепловых и других нагрузок на узлы двигателя. При этом удельный расход топлива (экономичность двигателя) не играет существенной роли, так как работа на максимальном режиме непродолжительна.

Закономерность изменения основных параметров рабочего процесса ГТД (п, Т*г и Т*ф) (параметров регулирования двигателя) от угла установки РУД ?руд, описывающая переход двигателя с режима на режим, называют программой регулирования.

На номинальном и крейсерском режимах программа регулирования должна обеспечивать тягу существенно меньше максимальной. Причём на крейсерском режиме важное значение для достижения максимальной эффективности летательного аппарата имеет удельный расход топлива. Поэтому программа регулирования на крейсерском режиме в общем случае должна выбираться из условия обеспечения минимального удельного расхода топлива при заданном значении тяги.

Однако тяга и удельный расход топлива в условиях эксплуатации не замеряются, поэтому они регулируются путем изменения одного или нескольких параметров, определяющих режим работы, которые называются параметрами регулирования [1, 2, 3].

Параметры регулирования изменяются или сохраняются неизменными в различных условиях эксплуатации двигателя за счет изменения регулирующих факторов, то есть основных средств воздействия на параметры рабочего процесса двигателя. В авиационных ГТД часто применяется следующая система воздействий:



1. Турбореактивные двигатели
1.1. Одновальный ТРД

В системах автоматического управления ТРД получили распространение регуляторы частоты вращения ротора п. В качестве регулирующего фактора здесь выступает, как правило, расход топлива в камере сгорания Gт.

Для определения основных параметров рабочего процесса одновального ТРД (рис.1.1) – степени повышения давления в компрессоре ?*к и температуры газа перед турбиной Т*г, для принятой программы регулирования составим:

- уравнение неразрывности для сечений «В-В» (вход в компрессор) и «СА-СА» (минимальное сечение межлопаточных каналов первого соплового аппарата турбины , которое назовём – «горлом» двигателя)



или , (1.1)

где Т*са=Т*г (из уравнения сохранения энергии для входа в первый сопловой аппарат “Г-Г” и “горла” двигателя);

р*са=р*к?кс?са (баланс давлений между сечениями “К-К” (выход из компрессора) и “горлом” двигателя);

;

- уравнение баланса мощностей (работ) элементов турбокомпрессора ТРД (компрессора и турбины)



или , (1.2)

где .





Рис.1.1. Принципиальная схема одновального турбореактивного двигателя:

1 – входное устройство; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – турбина; 5 – выходное устройство; вх, в, к, г, т, с – обозначения контрольных сечений проточной части ТРД (газовоздушного тракта двигателя)

Подставляя соотношение для из (1.2) в (1.1) , получаем уравнение совместной работы компрессора, камеры сгорания и турбины:

(1.3)

где .

Уравнение (1.3) примечательно тем, что в левой его части находятся основные параметры компрессора: степень повышения давления ?*к, относительная плотность тока на входе в рабочее колесо первой ступени q(?в) (или приведенный расход воздуха Gв пр) и адиабатический КПД ?*к, а правая часть этого уравнения представляет собой характеристику сети, в которой осуществляются процессы теплоподвода и расширения. Иначе говоря, правая часть уравнения (1.3) - «D» является управляющей функцией для компрессора ГТД, от значения которой зависят параметры состояния компрессора двигателя.

Если учесть уравнение совместной работы турбины и выходного сопла ТРД: , (1.4)

где ?*т – степень понижения в турбине;

п – показатель политропы расширения газа,

то можно видеть, что величина управляющей функции «D» оказывается зависящей от:



  • геометрии проточной части двигателя: площадей проходных сечений для воздуха Fв на входе в компрессор, для газа Fса – «горло» двигателя и Fкр – критическое сечение выходного сопла;

  • относительной плотности тока в «горле» двигателя q(?са) (приведенного расхода газа в «горле» Gг пр) и в критическом сечении сопла q(?кр);

  • коэффициентов восстановления полного давления в камере сгорания ?кс, в первом сопловом аппарате ?са и в реактивном сопле ?кр;

  • относительных отборов воздуха на охлаждение турбины gохл и на нужды ВС gотб;

  • отношения расходов топлива и воздуха в камере сгорания gт ;

  • адиабатического КПД турбины ?*т;

  • отборов мощности турбины на привод вспомогательных агрегатов и на преодоление трения в опорах ротора турбокомпрессора ГТД, учитываемых коэффициентом ?м.

Если принять, что по режимам работы двигателя не изменяются:

- геометрия газовоздушного тракта (Fв=const, Fса=const, Fкр=const);



  • режим течения в “горле” двигателя и в критическом сечении сопла (q(?са)=const, q(?кр)=const);

  • потери полного давления в камере сгорания, в первом сопловом аппарате турбины и в реактивном сопле (?са=const, ?кр=const);

  • относительный расход газа в турбине gг=(1+gт)(1-gохл-gотб)=const;

  • КПД турбины ?*т=const;

  • отбор мощности от турбины ?м=const,

то управляющая функция компрессора представляется некоторой постоянной величиной, то есть D=const (отношение коэффициентов , учитывающих физические свойства воздуха и газа, можно принять постоянной величиной, а изменением степени в уравнении (1.4) можно пренебречь, даже при значительном изменении показателя политропы “п”). В этом случае, как видно из уравнения (1.3), неизвестными величинами являются ?*к, q(?в) и ?*к .

Два дополнительных уравнения для решения представляют собой обобщенные характеристики компрессора:

?*к=?*к[q(?в), ппр] (1.5)

?*к=?*к[q(?в), ппр] (1.6)

Таким образом, система уравнений (1.3), (1.5) и (1.6) позволяет найти текущие значения ?*к, q(?в) и ?*к на произвольном режиме работы ТРД при принятых допущениях. На характеристике компрессора решение этой системы уравнений представляется в виде линии совместной работы (линии рабочих режимов) компрессора, камеры сгорания и турбины (рис.1.2).




Рис.1.2. Обобщённая характеристика компрессора с нанесенной на нее линией рабочих режимов (ЛРР):

гур - граница устойчивой работы; а-а - линия запирания узкого cечения на входе в рабочее колесо первой ступени компрессора (); о-о - линия оптимальных КПД; кр-кр - линия запирания компрессора по выходу; А - напорная линия; в-н - линия совместной работы компрессора, камеры сгорания и турбины (ЛРР) без перепуска воздуха (_____) и при наличии перепуска (- - - - ); расчетная точка соответствует


К настоящему времени в авиационном двигателестроении создано достаточно много типоразмеров осевых компрессоров (одновальные, двухвальные, трёхвальные), а также вентиляторные ступени (прил. П1.1). Многие из них являются высокоэффективными и хорошо зарекомендовали себя в эксплуатации.

Если обобщённую характеристику осевого компрессора представить в относительных координатах:



,

то эти характеристики всех компрессоров могут быть сведены к 5-6 типоразмерам [3].

На рис.1.3 и в табл. П1.1 – П1.6 приложения “Банк обобщённых характеристик осевых компрессоров авиационных ГТД” (для построения алгоритмов расчётов) приведены характеристики осевых компрессоров для всех практически важных диапазонов ?*к в интервале ?*к расч = 1.3 (вентиляторные ступени) до ?*к расч = 18 [3].



Рис.1.3. Обобщённая характеристика осевых компрессоров

при ?*к расч=1.3…2.5


Алгоритм расчёта дроссельных характеристик одновального ТРД представляется следующим образом:

1. Исходными данными для расчёта ТРД являются: тяга двигателя Р=8 кН; степень повышения давления воздуха в компрессоре ?*к=6; температура газа перед турбиной Т*г=1250 К.

2. Из газодинамического расчёта на взлётном режиме работы ТРД при стандартных атмосферных условиях (Тн=288.15 К, рн=760 мм рт. ст.==101325 Па) в условиях старта ВС (Н=0, Мн=0) становятся известными:

а) основные данные компрессора

?*к=6; Gв=11.13 кг/с; ?*к=0.873; Lк=221764 Дж/кг; Т*в=288.15 К, р*в=1.0031х105 Па; Т*к=508.9 К, р*к=6.0187х105 Па; св=200.3 м/с, ск=100 м/с; ?в=0.6448, ?к=0.2422; q(?в)=0.8500, q(?к)=0.3729; Fв=0.05483 м2, Fк=0.02768 м2;

б) основные данные камеры сгорания

сп=1.2009 кДж/(кг.К); qкс=889.9 кДж/кг; ?г=0.99; gт=0.02086; ?кс=0.96; Gтч=802 кг/ч; Т*г=1250 К, р*г=5.77796х105 Па;

в) основные данные турбины

Rг=287.5 Дж/(кг.К); gохл=0.02, gотб=0.02; ?м=0.995; gг=0.9800; ?*т=0.925; Lт=227422 Дж/кг; ?*т=2.116; Т*т=1044 К, р*т=2.7031х105 Па;

г) основные данные реактивного сопла при неполном расширении газа

сс=579.5 м/с; рс=1.4752х105 Па, Тс=899.1 К, ?с=0.5707 кг/м3; ?с=0.99, у(?с)=1.8261; Fс=0.03358 м2, Dс=0.207 м;

д) основные технико-экономические показатели ТРД

Руд=719.2 ; суд=0.10022 кг/(Н.ч); Gотб=0.22 кг/с; Nотб=12 кВт; qо=898.9 кДж/кг; Lц=259771 Дж/кг; ?эф=0.289.

3. Из банка данных принимаем обобщённую характеристику компрессора для ?*к расч=6 (прил. П1.2). Для каждой напорной линии находим значения в 4 – 8 точках. Далее рассчитываются:

- относительная величина управляющей функции компрессора

- относительное изменение температуры газа перед турбиной (см. (1.2))



Результаты расчёта приведены в табл. 1.1.

4. Имея в виду, что расчётное относительное значение управляющей функции равно единице (=1) методом линейной интерполяции из табл. 1.1 и прил. П1.3 находим параметры рабочей линии на характеристике компрессора. Результаты расчёта приведены в табл. 1.2.
Таблица 1.1

Изменение относительных значений управляющей функции компрессора и температуры газа перед турбиной вдоль напорных линий характеристики компрессора при ?*к расч=6









1.346

1.326

1.279

1.222

1.153

1.072

0.970










0.844

0.831

0.778

0.765

0.741

0.705

0.668







1.305

1.255

1.197

1.136

1.058

0.962

0.883




0.888

0.871

0.850

0.827

0.793

0.735

0.703







1.248

1.225

1.214

1.194

1.160

1.096

1.016




0.941

0.928

0.923

0.921

0.910

0.884

0.837







1.180

1.159

1.144

1.023

0.955

0.913

0.859




1.002

0.994

0.997

0.924

0.896

0.872

0.850







1.123

1.104

1.091

1.064

1.023

1.000

0.931




1.064

1.057

1.031

1.015

1.014

1.000

0.958







1.1083

1.074

1.064

1.043

1.063

0.98

0.948




1.103

1.091

1.082

1.066

0.972

1.042

1.031

Таблица 1.2

Относительные параметры рабочей линии на характеристике компрессора при ?*к расч=6















?Ку, %




0.80

0.85


0.90

0.95


1.00

1.05


0.591

0.688


0.778

0.889


1.000

1.070


0.7176

0.7901


0.8529

0.9301


1.0000

1.0576


0.959

0.984


0.993

1.003


1.000

1.024


0.679

0.758


0.832

0.915


1.000

1.025


50.2

41.2


32.7

23.5


15.8

12.4

В этой же таблице приводятся также значения запаса газодинамической устойчивости компрессора вдоль рабочей линии, рассчитанные по формуле:

Здесь индекс “гр” относится к границе устойчивой работы компрессора (начальные ) – левые значения параметров из прил. П1.3, а индекс “раб” – рабочая линия – параметры из табл. 1.2.

5. Известные значения на рабочей линии дают возможность осуществить газодинамический расчёт одновального ТРД для каждого из приведенных режимов работы двигателя. Ниже приводятся расчётные формулы данного алгоритма:

а) компрессор



Согласно этого метода рассматривается решение уравнения в интервале ?=0…1.0. В начале принимается ?=0.5, а затем уточняется по формуле , где х=0.5.

Можно также найти газодинамическую функцию давления из формулы , а затем приведенную скорость из формулы при ; ; ;

б) камера сгорания



в) турбина







г) реактивное сопло суживающегося типа






Результаты расчётов представлены в табл. 1.3.

Таблица 1.3


  1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   12

Похожие:

2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconЭлектрические двигатели своими руками Еников Денис моу«Большетаябинскя оош»
До конца XIX века в промышленности использовали в основном паровые и водяные двигатели. В настоящее время они практически полностью...
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели icon3. 5 поршневые двигатели
Поршневые двигатели основаны, как известно, на движении поршня в цилиндре, причем, чаще всего используется возвратно-поступательное...
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconДвигатели стирлинга
У64 Двигатели Стирлинга/Сокр пер с англ. Б. В. Сутугина и Н. В. Сутугина.—М.: Машиностроение, 1985.—408 с., ил
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconКафедре «Турбины и двигатели» угту-упи – 40 лет
«Турбины и двигатели» (ранее «Турбиностроение» до 1990 года и «Паровые и газовые турби­ны» до 1998 года) создана в 1962 году. Организатор...
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconГазовые, двухконтурные отопительные котлы
Выброс отработанных газов в котлах daewoo осуществляется через стену, с помощью специального коаксиального дымохода (или в традиционный...
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconК рабочей программе по дисциплине «Материаловедение» Дисциплина учебного плана подготовки бакалавр по направлению подготовки 141100 Двигатели внутреннего сгорания Профиль Двигатели внутреннего сгорания
Иалов в зависимости от их химического состава, способов термической обработки, технологии получения и свойств конструкционных материалов...
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconСлушали сообщение зав кафедрой «Тепловые двигатели» Шайкина А. П
Слушали сообщение зав кафедрой «Тепловые двигатели» Шайкина А. П. о поддержке выдвижения работы «Разработка, создание и внедрение...
2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconДвигатели: Наименование Цена 1

2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconАвиа и ракетотехника Авиационные двигатели и энергетические установки

2. Двухконтурные турбореактивные двигатели iconМатериалы и комплектующие, технологии Двигатели, управление, колеса

Разместите кнопку на своём сайте:
ru.convdocs.org


База данных защищена авторским правом ©ru.convdocs.org 2016
обратиться к администрации
ru.convdocs.org