Тема 3
Турбореактивный двигатель (ТРД) состоит из пяти основных частей: входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства (выходного сопла).
При полете самолета на двигатель набегает воздушный поток. Во входном устройстве этот поток тормозится, и скоростной напор преобразуется в давление.
Из входного устройства воздух поступает в компрессор, где осуществляется дальнейшее повышение давления.
Далее поджатый воздух направляется в камеру сгорания, где нагревается при сжигании топлива. Процесс подвода тепла в камеру, в отличие от поршневых двигателей, происходит при почти постоянном давлении.
Из камеры сгорания поджатый и подогретый газовый поток направляется в турбину. Расширяясь в турбине, газы совершают работу, которую передают компрессору и вспомогательным агрегатам, обслуживающим двигатель и самолет. При выходе из турбины давление газа значительно превышает атмосферное. Дальнейшее расширение газов до атмосферного давления происходит в выходном сопле. В результате скорость истечения газов из сопла получается намного больше, чем скорость полета. Разность количества движения секундных масс, вытекающих из ТРД газов и входящего воздуха равна силе тяги двигателя.
Турбореактивные двигатели получили широкое применение в летательных аппаратах развивающих большие дозвуковые и сверхзвуковые скорости полета, где они наиболее эффективны.
Двухконтурный турбореактивный двигатель
В гражданской авиации широкое применение получили двухконтурные двигатели (ТРДД). Они по существу являются основными двигателями современной авиации. ТРДД состоит из двух контуров: внутреннего (первый контур) и наружного, расположенного вокруг внутреннего (второй контур).
По аналогии с ТВД здесь "избыточная" мощность турбины передается вентилятору (компрессору) второго контура. Рабочие процессы во внутреннем контуре ТРДД аналогичны процессам ТРД и ТВД. А во втором контуре сжатый воздух расширяется в выходном сопле этого контура и развивает тягу. Таким образом, тяга ТРДД образуется и во внутреннем и в наружном потоках.
Существуют еще и ТРДД, где воздух второго контура смешивается с газами первого в камере смешения. Такие ТРДД называют ТРДД со смешением потоков.
В ТРДД средняя скорость истечения смеси (воздуха и газов) из выходных сопел контуров при прочих равных условиях примерно в 1,5 раза меньше, чем у ТРД. Вследствие этого экономичность ТРДД на земле, по сравнению с ТРД, выше на 40-50%, а уровень шума ниже.
В отличие от ТВД лучшая экономичность двухконтурных двигателей по сравнению с ТРД сохраняется и на значительно больших скоростях полета. ТРДД могут быть эффективными и для больших сверхзвуковых скоростей полета. Такую возможность открыло сжигание топлива в двух контурах.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) представляет собой ТРД, у которого газовый поток после расширения в турбине поступает в форсажную камеру.
В форсажной камере производится дополнительный подвод тепла путем сжигания топлива. Это значительно увеличивает тягу двигателя (на 50%), однако сильно возрастает расход топлива.
ТРДФ применяется в военных самолетах, где есть необходимость кратковременного увеличения тяги для перехвата цели.
Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой
Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) представляет собой ТРДД со смешением потоков, у которого после камеры смешения газовый поток направляется в форсажную камеру для дополнительного подвода тепла с целью увеличения тяги.
ТРДДФ применяется в современных военных самолетах. Он сочетает в себе скоростные возможности ТРДФ и экономичность ТРДД. ТРДДФ имеют более низкую степень двухконтурности, чем ТРДД для гражданской авиации.
Турбовинтовой двигатель
На малых и средних скоростях полета (до 750-800 км/ч) ТРД значительно уступает турбовинтовым двигателям (ТВД) и по экономичности, и по своим взлетно-посадочным характеристикам. Эти объясняется применение ТВД для указанного диапазона скоростей полета. ТВД состоит из тех же основных элементов, что и ТРД, но, помимо того, снабжен воздушным винтом, вал которого соединен с валом турбокомпрессора через редуктор.
Необходимость применения редуктора вызвана тем, что, оптимальная частота вращения турбокомпрессора значительно больше оптимальной частоты вращения воздушного винта.
В отличии от ТРД, в ТВД расширение газов полностью (до атмосферного давления) или почти полностью осуществляется в турбине. Вследствие этого мощность турбины ТВД при прочих равных условиях больше мощности ТРД. Избыточная мощность турбины ТВД (сверх потребной мощности компрессора и агрегатов) передается на воздушный винт.
Тяга ТВД создается в основном воздушным винтом (на 85-90%) и только частично реакцией струи. Большинство ТВД выполняются по одновальной схеме.
На практике получили применение и двухвальные двигатели, у которых компрессор и винт приводятся во вращение от разных турбин (ТВД со свободной турбиной).
Двигатели, выполненные по такой схеме (называемые также турбовальными), устанавливаются на вертолетах и в отдельных случаях – на самолетах.
Турбовинтовентиляторный двигатель
Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) очень похож на ТВД.
Здесь взамен винта применяется винтовентилятор, представляющий собой малогабаритный высоконагруженный многолопастный воздушный винт изменяемого шага. Диаметр винтовентилятора примерно на 40% меньше, чем диаметр современного винта. Исследования показывают, что при одной и той же коммерческой нагрузке и одинаковой дальности полета магистральный самолет в крейсерском полете, при применении ТВВД израсходует за полет на 20-25% меньше топлива, чем перспективный ТРДД.
Прямоточный двигатель
В прямоточном воздушно реактивном двигателе (ПВРД) происходит горение топлива в потоке воздуха сжатого скоростью набегающего потока. По сравнению с турбореактивными двигателями, ПВРД не имеет движущихся частей. В ПВРД для создания тяги необходим набегающий на двигатель поток, то есть ПВРД становится эффективен на определенной скорости полета.
Конструктивно ПВРД состоит из трех основных частей - диффузора, камеры сгорания и выходного сопла.
Диффузор служит для повышения статического давления движущегося относительно его поверхности воздуха при его торможении.
Камера сгорания является элементом двигателя, в котором выделяется тепло с соответствующим повышением температуры рабочего тела. Выделение тепла происходит за счет химических реакций, где окислителем является кислород воздуха, а горючим - химическое соединение (топливо), находящиеся на борту летательного аппарата.
Выходное сопло ПВРД служит для достижения максимально возможного статического давления в камере сгорания и преобразования избыточного давления в кинетическую энергию газов. Так работает дозвуковой ПВРД.
Ведутся работы по использованию ПВРД на сверхзвуковых (5-7М) и гиперзвуковых (свыше 7М) скоростях полета. В таких ПВРД применяются другие конструкции диффузоров, камер сгорания и сопел.
Диффузор сверхзвукового ПВРД обеспечивает торможение потока до дозвукового в системе скачков и затем в расширяющейся части канала диффузора.
Диффузор гиперзвукового ПВРД обеспечивает торможение потока только в системе скачков. И далее скорость все равно остается сверхзвуковой. Поэтому камера сгорания гиперзвукового ПВРД представляет собой свободный канал, подача горючего в который происходит со стенок и рассредоточена по длине.
Пульсирующий двигатель
Еще один тип воздушно-реактивного двигателя - пульсирующий двигатель (ПуВРД). Называется он так потому, что потому что процессы горения топлива и последующего истечения продуктов сгорания в нем не непрерывные, а имеют циклический характер. Тяга ПуВРД, определяемая истекающими продуктами сгорания топлива - их количеством и скоростью, также изменяется циклически во время работы, причем ее среднее значение много меньше максимального.
Пульсирующий характер работы двигателя сделал его применение невыгодным в большой авиации по сравнению с двигателями, имеющими непрерывный процесс горения - прямоточными воздушно-реактивными (ПВРД) и турбокомпрессорными воздушно-реактивными (ТВРД).
Горение топлива в ПуВРД носит прерывистый характер. Через вентильную решетку, расположенную в передней части двигателя, всасывается воздух и затем сжимается. В сжатый воздух впрыскивается горючее, которое мгновенно воспламеняется и сгорает. Под давлением, возникавшем в этом процессе, расположенные в передней части трубы клапаны закрываются, а воздух и сильно расширившиеся горючие газы устремляются назад, создавая при этом реактивную силу - тягу. После истечения воздуха в системе образуется разрежение, клапаны вновь открываются, всасывается воздух и начинается новый цикл работы двигателя.
Входные устройства, предназначенные для подвода к двигателю потребного количества воздуха, могут быть или составной частью двигателя, или частью конструкции воздушного судна.
Входные устройства должны обеспечивать:
- возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления;
- малое внешнее сопротивление;
- достаточную равномерность потока на входе в компрессор;
- устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета и работы
двигателей.
Повышение давления происходит частично во входном устройстве и частично в компрессоре.
Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока со скоростью V, значит и поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Если поток тормозить, кинетическая энергия его будет уменьшаться, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха.
Увеличение скоростей полета самолетов привело к повышению роли входных устройств. При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха в двигателе осуществлялось в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора было невелико. Главными задачами входных устройств в этом случае являлись подача воздуха к двигателю с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерных полей и скоростей, необходимых для обеспечения его устойчивой работы.
С переходом на сверхзвуковые скорости полета стало возможным значительное повышение давления воздуха во входном устройстве за счет использования скоростного напора. Но вместе с этим газодинамические процессы во входных устройствах существенно усложнились и стали более значительно влиять на тягу и экономичность силовой установки и, что особенно важно, на ее устойчивую работу.
Влияние на нее числа М полета очень велико и при увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха сильно возрастает: при М полета больше 4 степень сжатия настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без сжатия воздуха в компрессоре.
Воздухозаборники имеют систему регулирования, служащую для обеспечения согласованной работы воздухозаборника и двигателя. В результате регулирования обеспечивается получение максимальной эффективной тяги и устойчивой работы двигателя в широком диапазоне скоростей полета и режимов работы двигателя. На сверхзвуковых скоростях полета задача регулирования состоит в том, чтобы удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок) в заданном положении. Это достигается перепуском лишнего воздуха в окружающую атмосферу и изменением площади горла. Перепуск воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных за горлом воздухозаборника.
При взлете и малых дозвуковых скоростях полета несмотря на полностью раскрытое горло воздуха для нормальной работы двигателя не хватает. Чтобы не нарушить нормальной работы двигателя при этих режимах полета дополнительно открываются перепускные створки и воздух, минуя горло, поступает к двигателю. Возможны и другие способы регулирования, например, изменением углов клина (конуса) центрального тела, угла обечайки.
Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств слива пограничного слоя и сложной автоматики.
Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, камней, кусков бетона и других предметов, которые могут вызвать повреждение деталей двигателя или эрозию поверхностей компрессора, камер сгорания, турбины, забивку воздушных жиклеров и т.п., во входном канале двигателя установлены защитные приспособления.
Наиболее часты случаи попадания посторонних предметов при работе двигателя на стоянке, рулении по аэродрому, взлете и посадке. Попадание мелких предметов уменьшает ресурс двигателя, приводит к снижению тяги, увеличению удельного расхода топлива, а в отдельных случаях может вызвать выход двигателя из строя.
Чем больше расход воздуха и чем ближе двигатель расположен от поверхности ВПП, тем вероятнее попадание в него посторонних предметов.
Для защиты двигателя во входном канале устанавливают неубирающиеся или убирающиеся после взлета решетки и сетки; для очистки воздуха от песка и пыли практическое применение нашли редкие (с зазором примерно 4 мм) защитные сетки.
Следует учесть, что на защитных сетках может легко возникнуть обледенение.
Поэтому их необходимо обогревать и убирать в полете. Защитные сетки обычно убирают силовыми цилиндрами, сблокированными с уборкой и выпуском шасси.
Защитные устройства увеличивают удельную массу и лобовое сопротивление двигателя.
Для защиты ТРД от попадания посторонних предметов пытались применять завесу, заключающуюся в том, что часть воздуха отбирается от двигателя и через специальные сопла под давлением (в виде поперечной струи) отсекает вертикальный поток воздуха, идущий с земли. Эта схема блокируется с шасси: при уборке шасси она отключается, при выпуске - включается. Однако надежная защита воздухозаборников двигателей от попадания посторонних предметов пока полностью не решена.
1.2. Требования, предъявляемые к входным устройствам, и их основные параметры
Входные устройства должны удовлетворять ряду требований. К числу этих требований относятся:
- малые потери полного давления в процессе торможения потока воздуха, поступающего в двигатель;
- минимальное внешнее сопротивление;
- устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя;
- равномерность поля скоростей и давлений, а также отсутствие значительных
пульсаций потока на входе в компрессор двигателя;
- высокая производительность и возможность регулирования расхода воздуха в соответствии с потребностями двигателя;
- малая масса и габаритные размеры, простота конструкции.
К числу важнейших эксплуатационных требований относятся надежность работы всех систем, простота обслуживания, хорошая защищенность от попадания в двигатель грунта и посторонних предметов при рулении, взлете и др.
Эффективность торможения воздуха во входном устройстве определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными трением воздуха о стенки входного устройства и каналов, подводящих воздух к двигателю.
Из-за гидравлических потерь во входном устройстве давление перед компрессором меньше полного давления в набегающем потоке. Газодинамическое совершенство входного устройства характеризуется не величиной потерь, а коэффициентом сохранения полного давления. Чем больше потери, тем меньше величина этого коэффициента.
К о э ф ф и ц и е н т с о х р а н е н и я п о л н о г о д а в л е н и я оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за входным устройством (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке, т.е. = р / р
Чем выше коэффициент сохранения полного давления, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве.
В настоящее время получены весьма высокие коффициенты сохранения полного давления 0,97-0,98.
Уменьшение коэффициента сохранения полного давления приводит к уменьшению давления на входе в компрессор, снижению тяги, уменьшению расхода воздуха, а также к увеличению удельного расхода топлива и массы силовой устаноки. Так, снижение давления на входе в компрессор при М = 2,5 на 30% приводит к уменьшению тяги двигателя на 45% и к увеличению удельного расхода топлива на 15%. Поэтому одним из важнейших требований, преъявляемых к входным устройствам, является обеспечение подвода воздуха с возможно большим значением коэффициента сохранения полного давления.
К о э ф ф и ц и е н т л о б о в о г о с о п р о т и в л е н и я входного устройства, подобно коэффициенту лобового сопротивления, рассматриваемому в аэродинамике, определяется по формуле
с = Х /q * F ,
где Х - суммарное внешнее сопротивление входного устройства;
q - скоростной напор (q = V / 2);
F - площадь миделя воздухозаборника.
Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки, дополнительного сопротивления и сопротивления средств перепуска воздуха. На сверхзвуковых скоростях полета и при нерасчетных режимах работы воздухозаборника оно может составлять 20-30% от внутренней тяги двигателя, что и делает крайне важным принятие всех возможных мер для его снижения.
К о э ф ф и ц и е н т р а с х о д а характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному при каждом заданном числе М полета.
Увеличение коэффициента расхода снижает дополнительное сопротивление и в ряде случаев способствует повышению эффективной тяги двигателя.
Условием совместной работы воздухозаборника и двигателя является согласование их расходов воздуха.
Обеспечение устойчивой работы входного устройства является важнейшим требованием, так как связано с условиями надежности работы силовой установки и безопасности полетов.
Пульсации и неравномерность потока на выходе из воздухозаборника оцениваются по тем же параметрам, что и на входе в компрессор. Источниками пульсации являются турбулентность воздуха, неустойчивость пограничного слоя, особенно в местах его взаимодействия со скачками уплотнения, наличие конструктивных и технологических уступов в проточной части и, наконец, неустойчивость течения в самом воздухозаборнике на некоторых режимах его работы. На равномерность и стационарность течения в водухозаборнике значительное влияние оказывают возмущения от вблизи расположенных элементов летательного аппарата. Уровень неравномерности поля скоростей и пульсационные характеристики (амплитуда и частота пульсаций) потока на выходе из воздухозаборников специально нормируются и не должны превышать допустимых значений по условиям устойчивой работы двигателя.
Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата.
С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс.