книги из ГПНТБ / Михайлов, В. И. Термодинамика и силовые установки летательных аппаратов учеб. пособие

горения и максимальное тепловыделение. Первичный воздух по­ ступает внутрь жаровой трубы через завихритель 5 и отверстия в стабилизаторе пламени 3. Завихритель 5 выполняется в виде системы неподвижных лопаток, установленных под некоторым углом к потоку воздуха. Воздушный поток закручивается перед поступлением к району форсунки, что создает условия для полу­ чения более тесной и однородной смеси воздуха с мельчайшими капельками топлива. Стабилизатор пламени 3 позволяет полу­ чить в зоне горения токи газа обратного направления, которые создают предпосылки для устойчивого и короткопламенного го­ рения. Для предотвращения срыва пламени скорость воздушного потока в зоне горения снижается до величины, не превышающей скорость горения (15—30 м/сек). Горение топлива протекает в потоке воздуха, в основном, в головной части жаровой трубы. Температура в зоне горения при сжигании углеводородного топ­ лива доходит до 2200—2500° К. Поэтому продукты сгорания имеют высокое значение энтальпии.

Вторичный воздух при движении охлаждает элементы камеры сгорания и, пройдя через отверстия в жаровой трубе, смешива­ ется с продуктами горения, обеспечивая догорание топлива и охлаждение продуктов сгорания до температуры, допустимой на выходе из камеры сгорания. Уровень этой температуры опреде­ ляется в газотурбинных двигателях жаропрочностью материа­ лов, из которых изготовлены лопатки газовой турбины. Для ис­ пользуемых в настоящее время материалов, из которых изготов­ ляются неохлаждаемые лопатки турбины, предельное значение температуры газов на выходе из камеры сгорания не должно пре­ вышать 1100-т-1250° К. Воспламенение топлива осуществляется электрическим разрядом, возникающим между электродами свечи при запуске двигателя. Одна свеча с пусковой форсункой устанавливается на 2—3 камеры. Так как камеры сгорания со­ единены между собой патрубками, то возникающее горение рас­ пространяется на смежные камеры.

Индивидуальные камерң сгорания при необходимости легко заменяются без разборки двигателя. Однако суммарный вес ин­ дивидуальных камер сгорания, навешенных на двигатель, и диа­ метральный размер двигателя оказываются относительно боль­ шими.

Рабочий процесс в кольцевой и трубчато-кольцевой камерах сгорания организован подобным образом. Однако устройство их

30

мера сгорания органически вписывается в конструкцию двига­ теля. Компактность и малый вес — существенные ее преимуще­ ства.

Трубчато-кольцевая камера сгорания (рис. 3.1, в) имеет инди­ видуальные жаровые трубы 2, которые располагаются в кольце­ вом канале, ограниченном корпусом 1 и экраном 3. В этот коль­ цевой канал поступает воздух из компрессора. Внутри каждой жаровой трубы находится форсунка 4 и завихритель. Трубчато­ кольцевая камера сгорания сочетает достоинства индивидуаль­ ной (хорошая организация рабочего процесса) и кольцевой (ма­ лые габариты и вес) камер сгорания.

§ 2. Основные показатели и зависимости для камеры сгорания

Совершенство камеры сгорания оценивается по теплонапря­ женности. Теплонапряженность qKC камеры сгорания выражает количество тепла, которое выделяется за единицу времени в еди­ нице объема, и отвечает единичному давлению в камере сгорания

(3.1)

где ттч— часовой расход топлива; Ни — теплотворность топ­ лива; £— коэффициент выделения тепла; Ккс — объем камеры сгорания; р* — давление в камере сгорания.

В камере сгорания на повышение энтальпии продуктов сго­ рания расходуется лишь часть тепла от того количества, которое могло быть получено при полном сгорании топлива. Это связано с неполнотой сгорания топлива и с отдачей тепла в окружающую среду. Отмеченные потери тепла учитываются коэффициентом выделения тепла £. У выполненных основных камер сгорания тур­ бореактивных двигателей £= 0,96—0,98. Высокая теплонапряжен­ ность позволяет иметь небольшие по размерам и малые по весу камеры сгорания. Теплонапряженность камер сгорания сущест­

вующих турбореактивных двигателей весьма значительна ркс=

кдж

= (1304-200) ■10е —— и превосходит теплонапряженность,

например, котельных установок в 8—10 раз. Давление в камере сгорания по потоку газа несколько падает в связи с гидравличе­ скими сопротивлениями и подогревом газа. Потеря давления • в камере сгорания оценивается коэффициентом сохранения пол­

ного давления

*

где р* и р* — полное давление соответственно на выходе и на входе в камеру сгорания.

31

Для основных камер сгорания акс= 0,92—0,97.

Суммарный коэффициент избытка воздуха в камере сгорания

где т — суммарный расход воздуха; /пт — расход топлива; Lp — теоретическое количество воздуха, потребное для полного сгора­ ния 1 кг топлива.

У современных камер сгорания а2= 3,5—5,0. Значение тем­ пературы Т% на выходе из камеры сгорания можно определить

из уравнения баланса тепла

ттН,^==піср(Т І— ТІ),

где Ср— теплоемкость газа при постоянном давлении; Т* — тем­ пература воздуха на входе в камеру сгорания; Т* = Т* +

Уравнение (3.5) показывает, что при неизменных условиях полета (Г* =const) температура Т* на выходе из камеры сгора­

ния, во-первых, однозначно определяется коэффициентом из­ бытка воздуха «г, во-вторых, регулирование ее или коэффици­ ента избытка воздуха as можно осуществлять за счет изменения подачи топлива.

Глава IV

/ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

§1. Устройство и принцип действия газовой турбины

Газовая турбина является тепловым двигателем. В турборе­ активных двигателях устанавливаются как одноступенчатые, так и многоступенчатые газовые турбины. Последние применяются

32

в тех случаях, когда возникает потребность в получении большой мощности.

Одноступенчатая осевая газовая турбина (рис. 4.1) состоит из соплового аппарата (СА ), образованного лопатками 1 статора и рабочего колеса (РК) 2, несущего лопатки 3 и сочлененного с валом 4. Лопатки соплового аппарата и рабочего колеса изго­ тавливаются из жаропрочной стали и соответствующим образом профилируются. Каналы, образованные лопатками соплового ап­ парата и рабочего колеса, имеют определенный профиль сечения. В процессе движения газа по каналам происходит преобразова­ ние энергии. Неподвижные лопатки соплового аппарата обра­ зуют сужающиеся каналы с косым срезом (рис. 4.2). При движе­ нии газа по таким каналам без теплообмена техническая работа не производится, но возрастает скорость от Сз до-сз' за счет уменьшения энтальпии на величину із — із' в соответствии с пер­ вым законом термодинамики. В этом процессе газ расширяется, его давление и температура падают до значений рзг и Ты Из со­ плового аппарата газ направляется в межлопаточные каналы ра­ бочего колеса, которое вращается с окружной скоростью и. Ка­ налы, образованные лопатками рабочего колеса, могут иметь профиль с постоянным сечением (рис. 4.2, а) или профиль сопла с косым срезом (рис. 4.2, б). Относительная скорость ѵоы, с кото­ рой газ поступает в каналы рабочего колеса, равна геометриче­ ской разности абсолютной скорости Сз' и окружной скорости и. Если межлопаточные каналы рабочего колеса имеют постоянное сечение (рис. 4.2, а), относительная скорость газа на участке ка­ нала не изменяется, т. е. w3'=wlt остаются постоянными энталь­ пия, температура и давление газа (гУ=й, Тз' = Ть ры=рі)- Абсо­ лютная скорость с.і газа на выходе из рабочего колеса, равная геометрической сумме относительной скорости шц и окружной скорости и, оказывается меньше чем на входе сы. Газовый поток, обтекая лопатки.рабочего колеса, меняет свое направление и ак­ тивно воздействует на лопатки, возникает окружное усилие на лопатках рабочего колеса и крутящий момент на валу турбины. Ступени турбины, в которых ускорение газового потока за счет падения энтальпии происходит только в сопловом аппарате, на­ зываются активными.

Если межлопаточные каналы рабочего колеса выполнены в форме сопла с косым срезом (рис. 4.2, б), газовый поток уско­ ряется: относительная скорость газа увеличивается от w3' до гщ за счет уменьшения энтальпии на величину г>— г>, при этом про­ исходит расширение газа и уменьшение давления и температуры до значений р4 и Ті. Абсолютная скорость с4 на выходе из рабо­ чего колеса имеет меньшее значение чем на входе, что следует' из треугольников скоростей.

Окружное усилие на лопатках рабочего колеса (рис. 4.3), обусловливающее появление крутящего момента на валу турбины,

34

3

представляет собой сумму окружной составляющей Ряи активной силы Ра, возникающей в результате обтекания потоком газа профилй лопаток, и окружной составляющей Рри реактив­ ной силы Рр, появляющейся вследствие ускорения газового -по­ тока в межлопаточных каналах рабочего колеса.

Ступени турбины, у которых ускорение газового потока за счет падения энтальпии происходит ие только в сопловом аппа­ рате, но и на рабочем колесе, называются реактивными.

Предельное изменение энтальпии (срабатываемый теплоперепад) на одной ступени турбины составляет величину h =

димость в получении значительной мощности за счет срабатыва­ ния большего теплоперепада, газовая турбина должна быть мно­ гоступенчатой. Газовые турбины просты по конструкции и имеют небольшой удельный вес при относительно высоком к. п. д.

§2. Основные показатели и зависимости для газовой турбины

Отом, в какой мере процесс преобразования потенциальной энергии потока в кинетическую происходит на сопловом аппа­ рате и на рабочем колесе, дает представление степень реактив­ ности ступени. Степенью реактивности р, ступени называется от­ ношение изменения энтальпии на рабочем колесе is'— iit к изме­ нению энтальпии на ступени is— к, т. е.

Если iV — І4= 0, т. е. р =0, изменение энтальпии происходит только в сопловом аппарате и ступень турбины оказывается ак­ тивной. Если із— кфО, то р>0, изменение энтальпии происхо­ дит как в сопловом аппарате, так и на рабочем колесе, что ха­ рактерно для реактивной ступени турбины. Степень реактивности ступени у современных авиационных турбин р = 0,3-4-0,45.

На выходе из ступени турбины газ имеет определенное зна­ чение скорости с.і. Чем выше эта скорость при неизменной вели­ чине скорости сз' на входе в рабочее колесо, тем меньшее количе­ ство потенциальной энергии потока преобразуется в эффектив­

ную работу турбины. В связи с этим величину ■можно рас­

сматривать как потерю с выходной скоростью. Потери с выход­ ной скоростью будут наименьшими при минимальном значении а.

Одним из существенных параметров газовой турбины явля-

и

ется отношение-----. Этот параметр определяет кинематику га-

Сз'

зового потока на входе в рабочее колесо, а следовательно, и ве­ личину Cl^^

Рассматривая треугольники скоростей для ступени активной турбины, можно установить, что минимальное значение щ будет

что у одноступенчатых турбин отношение-----может иметь зна-

Сэг

чение меньше оптимального. В таком случае может быть увели­ чен срабатываемый теплоперепад. Однако это приводит при до-/' пустимых окружных скоростях к некоторому понижению к. п. д. турбины, тйк как возникают сверхзвуковые скорости газа в про­ точной части и появляются волновые потери.

В идеальной турбине, в которой процесс расширения газа про­ текает по адиабате (рис. 4.4) без потерь, в соответствии с пер: вым законом термодинамики максимальная возможная работа

36

где k -— показатель адиабаты продуктов сгорания; R — газовая

постоянная продуктов сгорания; от= -------- степень расширения Р4

газа на турбине.

Величина і* — Над= Н называется располагаемым теплопере-

падом. Так как в реактивных двигателях кинетическая энергия потока, прошедшего турбину, используется для получения тяго­ вой работы, под располагаемым тегоюперепадом понимают и ве­ личину Я* = і* — і* которая равна /* т. е.

или

В реальной турбине имеют место гидравлические сопротивле­ ния в сопловой и рабочей решетках. На преодоление гидравли­ ческих сопротивлений расходуется часть кинетической энергии. Теряемая кинетическая энергия преобразуется в тепло, которое усваивается газом: температура и энтальпия газа повышаются по сравнению с адиабатным расширением. Кроме того, идет теп­ лообмен с внешней средой. Процесс расширения газа в реальной турбине представляется политропой, которая в г — s диаграмме располагается правее адиабаты (рис. 4.4). В связи с этим

37

действительный теплоперепад /г, срабатываемый на турбине, оказывается меньше располагаемого Я.

Кроме гидравлических потерь в реальной турбине имеются еще потери, обусловленные выходной скоростью, утечкой газа через зазоры, а также трением в подшипниках. В связи с поте­ рями энергии эффективная работа на валу турбины /т меньше адиабатной /ад. Все виды потерь энергии учитываются к. п. д. тур­ бины

(4.6)

*ад

В связи с тем, что кинетическая энергия газа, покидающего турбину в реактивном двигателе, используется для получения тяговой работы, к. п. д. турбины можно отнести и к /* , т. е.

Таким образом, эффективная работа турбины зависит от тем­ пературы газа Т* на входе в турбину, от степени расширения

газа б* на турбине и от потерь энергии, учитываемых т)* . Предельная температура газа Т* на входе в турбину ограни­

чивается жаропрочностью материала лопаток. Материалы, обычно используемые для изготовления лопаток турбины, допус­ кают Тз= 11004-1250° К. Этот предел может'|быть повышен, если применить воздушное или жидкостное охлаждение наиболее теп­ лонапряженных деталей турбины, а также более жаропрочные* материалы.

Мощность на валу турбины при расходе газа m кг/сек

Можно считать, что расход газа через турбину и степень рас­ ширения газа на ней однозначно определяются степенью повы­ шения давления воздуха в компрессоре и его производительно­ стью. Эти показатели компрессора зависят от числа оборотов. Отсюда при неизменной температуре газа Г3-перед турбиной мощность турбины примерно равна

гдё п — число оборотов; С — коэффициент пропорциональности.

.38

§ 3. Управление турбиной

Управление турбиной в системе авиационного двигателя осу­

ществляется путем изменения температуры газа Т* перед тур-

г

блной и степени расширения газа 6* = - ^ р на турбине. Темпера-

Р 4

тура газа Г* перед турбиной может меняться (в допустимых

пределах) путем изменения подачи топлива в камеры сгорания. Изменение степени расширения газа б* на турбине возможно

при наличии регулируемого реактивного сопла двигателя или ре­ гулируемого соплового аппарата турбины. Из равенства расхода газа через сопловой аппарат турбины и реактивное сопло двига­ теля при критических и сверхкритических перепадах давления следует, что

и температура газа за турбиной (перед реактивным соплом). При адиабатическом расширении газа на турбине без потерь

к —1

поэтому

(4.11)

Таким образом, если турбина имеет нерегулируемый сопло­ вой аппарат (^еа — const), то при p*=const увеличение площади

критического сечения .Ркр реактивного сопла приводит к паде­ нию давления газа р* за турбиной и увеличению степени расши­

рения б* газа на турбине; уменьшение площади критического сечения Fuр сопла вызывает повышение давления газа р* за

’ 39

I

л»