Учебное пособие 800477

130

охладители с большой поверхностью, получают существенную экономию в расходе энергии. Обычно в центробежных компрессорах их устанавливают между группами ступеней, получая, таким образом, более простую конструкцию установки. Известны уникальные, конструктивно сложные и дорогостоящие компрессоры с охладителями

газа частично расходуется на испарение охлаждающей воды и температура конца сжатия существенно понижается. Недостатком способа является увлажнение газа, что во многих случаях недопустимо.

В ВРД компрессор повышает давление воздуха и подает его в камеру сгорания. В современных ВРД применяются главным образом многоступенчатые осевые компрессоры, в некоторых случаях используются и центробежные. Различие в названиях , в зависимости от того, как движется газ в рабочем колесе - от центра к периферии (под действием центробежных сил) или параллельно оси вращения.

Центробежный компрессор

Состоит из следующих основных частей: входного устройства 1, рабочего колеса 2, диффузора 3 и выходных патрубков 4.

Входное устройство обеспечивает равномерный поток воздуха на входе и выполняется в виде суживающегося канала. Поэтому скорость воздуха во входном устройстве несколько возрастает, а давление надает. Рабочее колесо состоит из диска, насаженного на вал, вместе с которым оно приводится во вращение.

На диске рабочего колеса имеются радиальные лопатки, образующие расширяющие каналы, по которым под действием центробежных сил движется воздух. При вращении колеса, находящийся между лопатками, газ приходит во вращение и под действием центробежной

силы выбрасывается в диффузор, где происходит преобразование его кинетической энергии в потенциальную энергию давления. При этом на входе в колесо образуется разрежение, вследствие чего новые порции газа непрерывно под давлением атмосферы поступают в нагнетатель.

Выражение I начала термодинамики для сжатия реального газа имеет вид:

131

Отсюда работа на привод центробежного компрессора

Современные центробежные авиационные компрессоры могут обеспечить сравнительно небольшой расход воздуха ( mв = 4050 кг/с), поскольку увеличение расхода

воздуха привадит к значительному увеличению центробежного компрессора, а следовательно, и веса, что дли авиационных двигателей является нецелесообразным.

По этим причинам в большинстве современных авиационных реактивных двигателей предпочитают применить осевые компрессоры.

Осевой компрессор

На входе в компрессор

аппарат, лопатки которого образуют также расширяющиеся каналы - диффузоры и отклоняют поток воздуха в сторону, обратную вращению рабочего колеса. Геометрия спрямляющей решетки такова, что обеспечивается безударный вход потока на ее лопатки, а выходная скорость c2 имеет осевое направление, замедляясь от скорости c1 в

диффузорном канале. При течении по межлопаточным каналам спрямляющего аппарата скорость воздуха уменьшается, а энтальпия, давление и температура возрастают.

Таким образом, течение воздуха через рабочее колесо и спрямляющий аппарат можно рассматривать как течение по системе диффузоров с увеличением абсолютной скорости, уменьшением относительной скорости в рабочем колесе, уменьшением абсолютной скорости в спрямляющем аппарате и увеличением давления в обоих случаях.

Степень повышения давления воздуха в одной ступени невелика * 1,3 1,4 при окружной скорости u 300 350м/с, и поэтому в реактивных двигателях применяют

132

многоступенчатые осевые компрессора с числом ступеней n 6 15 . Расход воздуха через осевой компрессор значительно больше, чем в центробежном и составляет 100 150 кг/с.

Его применение при небольших расходах и достаточно высокой степени повышения давления неэффективно, т.к. лопатки последних ступеней получаются весьма короткими. В этом случае используют комбинированные компрессоры, в которых первые ступени - осевые, а последние - центробежный компрессор.

Изменение термодинамических параметров по тракту ступени осевого компрессора аналогично центробежному. В идеальном случае, когда течение воздуха до компрессору происходит без каких-либо потерь, изменение состояния воздуха происходит по адиабате

pvk const . Происходит адиабатное сжатие газа, т.к. теплообменом со стенками, при

скоростях движения газа в современных машинах, можно пренебречь по сражению с энергией, которую несет в себе газ.

Но это сжатие не изоэнтропное, т.к. газ подогревается из-за трения, и на выходе

температура в конце сжатия. Это приводит к тому, что работа политропного сжатия

Значит

134

в применении к изотермическому процессу ( T1 T2 ) дает = 0. Однако, ранее было

доказано, что из всех возможных типов компрессорных процессов наименьшей затраты энергий требует изотермический процесс. А отсюда оказывается крайне невыгодным.

Оценивать величину энергии, получаемой газом в компрессорном процессе, изменением его энтальпии не имеет смысла, т.к. при сохранении постоянства энтальпии способность газа производить работу возрастает,

Зная величину эффективного к.п.д. можно определить потребную мощность компрессора при заданном расходе воздуха и известной величине адиабатной работы:

N mв lад к к к

Величина мощности, потребляемой авиационными компрессорами, весьма велика и составляет примерно от 10000 до 45000 кВт и более.

В заключение приведем некоторый показатели и области применения различных групп компрессоров:

ЦИКЛЫ ГАЗОТУРБИННЫХ УСТАНОВОК

Газовая турбина - это лопаточная машина, предназначенная для преобразования энергии газового потока в механическую энергию, снимаемой с ее вала. Таким образом, в газовой турбине протекает процесс, обратный процессу в компрессоре, и обе машины (компрессор и турбина) в принципе обратимы. В реактивных двигателях газовая турбина используется для привода компрессора насосов и вспомогательных агрегатов.

Основными элементами турбины являются сопловой (направляющий) аппарат, образуемый неподвижными сопловыми лопатками, закрепленными в неподвижном корпусе турбины, и рабочее колесо, сочлененное с валом турбины, которое состоит из диска лопаток. Все вращающиеся части турбины составляют ее ротор.

Совокупность неподвижного соплового аппарата и следующего за ним рабочего колеса называется ступенью турбины (их может быть несколько), а ее газовый тракт - проточной частью.

Газовые турбины классифицируются по тему же признаку, что и поршневые ДВС, - по способу сжигания топлива.

Если внутренняя энергия: преобразуется в кинетическую энергию газового потока в результате расширения только в сопловом аппарате, а в каналах между рабочими лопатками расширения газа не происходит, то такая турбина называется активной. Межлопаточное пространство рабочего колеса такой турбины представляет собой канал постоянного сечения.

Если преобразование внутренней энергии газа в кинетическую происходит не только в сопловом аппарате, но и на рабочих лопатках, то турбина называется реактивной. Здесь расширение газа происходит и на рабочем колесе, а межлопаточное пространство рабочего колеса выполняется в виде сужающегося канала (сопла).

135

Распределение полного теплоперепада между сопловым аппаратом и рабочим колесом принято характеризовать степенью реактивности , равной отношению

адиабатного теплоперепада H K , срабатываемого на рабочем колесе к располагаемому теплоперепаду ступени HT :

при 0,15 турбина реактивная. В турбинах современных ТРД на среднем диаметре рабочего колеса 0,2 0,35.

Основными элементами газотурбинных установок (ГТУ) являются газовая турбина, компрессор и камера сгорания.

ВГТУ для сжатия предназначен специальный компрессор, а для расширения - газовая турбина. Благодаря этому осуществляется непрерывность процесса.

ВГТУ из-за конструктивного оформления осуществляется полное расширение газа

втурбине, т.е. доводится давление в конце расширения до внешнего давления, в то время как в цилиндре ДВС это не удается осуществить из-за необходимости чрезмерно увеличить объем цилиндра. Кроме того, не нужны кривошипно-шатунный механизм и маховик и, следовательно, нет неизбежной в ДВС неравномерности работы.

К недостаткам следует отнести то, что роторы этих машин должны иметь высокие обороты, а, следовательно, высокоточную обработку и балансировку. ГТУ быстро выходит из строя в пыльных условиях работы, т.к. большие скорости потока воздуха с частицами пыли вызывают абразивный износ лопаток компрессора и турбины.

Принципиальное отличие ГТУ от поршневых ДВС состоит в том, что в последних часть внутренней энергии газов непосредственно превращается в механическую работу, а

вГТУ некоторая доля внутренней энергии газов сначала превращается во внешнюю кинетическую энергию потока газообразных продуктов сгорания, а затем внешняя кинетическая энергия потока - в механическую работу - в работу вращения ротора, а вместе с ним и вала турбин. Особенностью этих машин является превращение тепла в работу в непрерывном высокоскоростном потоке ТРТ, что обеспечивает большие расходы его через двигатель и позволяет получить большие мощности при сравнительно малых габаритах и достаточно высокой экономичности. Отсутствуют поступательно движущиеся части. Можно применять дешѐвые сорта топлива (керосин).

Цикл ГТУ с подводом теплоты при P=const

Иногда называется циклом Брайтона. Основной цикл ГТУ. Получил наибольшее практическое применение в авиации. Схема простейшей ГТУ со сгоранием топлива при постоянном давлении изображена на рис.

Первая судовая газовая турбина с изобарным подводом теплоты была построена в 1897 г. инженером-механиком русского флота П. Д. Кузьминским для катера.

136

Компрессор I, приводимый в движение газовой турбиной 2, подаѐт сжатый воздух в камеру сгорания 5, в которую через форсунку 6 впрыскивается жидкое топливо, подаваемое насосом 7, находящимся на валу турбины. Если топливо газообразное, то применяется газовый компрессор. Продукты сгорания расширяются в сопловом аппарате 4 и частично на рабочих лопатках 3 и выбрасываются в атмосферу. При сделанных допущениях (циклы обратимы, подвод теплоты происходит без изменения химического состава ТРТ, отвод теплоты

предполагается обратимым, гидравлические и тепловые потери отсутствуют, cP const ) термодинамический цикл изобразится на p и Ts - диаграммах в виде пл. 1234.

Работа цикла на p - диаграмме представляет собой разность площадей а43в и

a12в, соответственно равных, работе турбины и компрессора.

В этих диаграммах: 1-2- процесс адиабатного сжатия воздуха в компрессоре; 2-3- подвод теплоты в камеру сгорания при р =const; 3-4- адиабатное расширение газа в турбине (обычно CO2 и H2O); 4-1-изобарная отдача газом теплоты окружающему воздуху.

Параметрами цикла являются:

(степень сжатия 1 , причем K )2

p2 - степень повышения давления воздуха; p1

3 - степень предварительного расширения.4

Термический КПД определяют из общего выражения

t 1 q2 q1

где q1 cp (T3 T2 ) , а q2 cp (T4 T1 ) .

Параметры газа в узловых точках цикла находят по формулам, связывающим параметр газа в адиабатном и изобарном процессах

137

k

Выражение (1) показывает, что термический КПД ГТУ при данном рабочем теле (данном k) зависит только от степени повышения давления в компрессоре, причем с ростом термический КПД цикла увеличивается.

Таким образом, КПД этого цикла и КПД цикла поршневых двигателей с подводом

теплоты, отдаваемое газом в холодильник, а это приводит к увеличению термического КПД цикла.

Площади под линиями подвода тепла 2-3,

2’-3’, 2’’-3’’ одинаковы из условия q1 idem, но площадки под линиями отвода тепла 1-4, 1-4' и 1-4’’, эквивалентные отведѐнным теплотам, не одинаковы, тем меньше, чем выше степень сжатия (чем выше T2 при одинаковых T1 ). Ясной становится причина стремления иметь высоконапорные компрессоры в ГТУ.

Несмотря на то, что увеличение благоприятно сказывается на экономичности ГТУ, повышение этой величины приводит к увеличению температуры газов перед рабочими лопатками турбины. Величины этой температуры лимитируются пропорциональностью сплавов, из которых изготовлены лопатки. В настоящее время максимально допустимая температура газов перед турбиной составляет 800-1000 градусов по Цельсию и дальнейшее повышение температуры может быть достигнуто только при применении новых жаропрочных материалов и внедрении конструкций турбин с охлаждаемыми лопатками.

Цикл ГТУ с подводом теплоты при =const

Здесь процесс сгорания идет в замкнутом объеме камеры, для этого она должна периодически отключаться от турбины и сгорание происходит при =const. В результате в турбину поступает пульсирующий поток газов. Компрессор 1, приводимый во вращение турбиной 2, подает

138

сжатый воздух в камеру сгорания 5 через управляемый клапан 8. Второй клапан 4 находится в конце камеры сгорания и предназначен для выхода продуктов сгорания на турбину. Топливо в камеру сгорания подается насосом 9, находящимся на валу турбины, через форсунку 7. Подача топлива должна осуществляться периодически топливным клапаном 6.

В камере сгорания при закрытых клапанах 8 и 4 происходит процесс горения топлива в постоянном объеме.

При увеличении давления клапан 4 открывается, и продукты сгорания поступают в сопловой аппарат 3 и на лопатки турбины. При прохождении через лопатки турбины газ производит работу и выбрасывается в окружающую среду.

На p и Ts - диаграммах:

1-2- адиабатное сжатие в компрессоре (обычно воздуха); 2-3- подвод теплоты при=const; 3-4 - адиабатное расширение газа в турбине (обычно СО2 и пары H2O); 4-1 - изобарная отдача газом теплоты окружающему воздуху.

Основными параметрами цикла являются:

p2 - степень повышения давления, p1

p3 - степень изохорного повышения давления. p2

Для определения термического КПД, равного

найдѐм температуру газа в узловых точках цикла:

Поставляя значения этих температур в формулу термического КПД, получим