книги из ГПНТБ / Конструкция и эксплуатация турбореактивных двигателей типа М-701 учеб. пособие

пажу), более сложен в производстве, менее надежен в эксплуата­ ции, но имеет более высокий к.п.д., большую пропускную способ­ ность при тех же габаритах, большие степени повышения дав­ ления.

Отмеченные свойства определяют сферы применения двигате­ лей с тем или иным типом компрессора. В начальный период раз­ вития-реактивных двигателей большее применение получил двига­ тель с центробежным компрессором. В дальнейшем сначала для получения более высоких значений удельных тяг, затем и для улуч­ шения экономичности потребовались более высокие степени повы­ шения давления, которые не мог обеспечить центробежный ком­ прессор. Потому он был заменен на осевой.

На двигателях, предназначенных для учебно-тренировочных, разведывательных, радиоуправляемых и служебных самолетов, ос­ тается центробежный компрессор как наиболее надежный в экс­ плуатации и простой в изготовлении.

В некоторых двигателях для вертолетов нашли применение ком­ бинированные компрессоры, состоящие из 2—6 осевых и одной центробежной ступеней.

Для создания предварительной закрутки воздуха на входе в рабочее колесо как в центробежном, так и в осевом компрессоре устанавливаются неподвижные (нерегулируемые), а перед от­ дельными ступенями в некоторых двигателях регулируемые на­ правляющие аппараты. На выходе из осевого компрессора имеют­ ся спрямляющие аппараты.

Компрессор не только сжимает воздух, но и подает его в каме­ ру сгорания, где происходит сгорание поступающего в нее топлива. Теоретически процесс сгорания должен происходить при постоян­ ном давлении. Однако вследствие наличия гидравлических потерь и реальных условиях давление в камере сгорания несколько па­ дает.

Камеры сгорания, которые устанавливаются на современных двигателях, по своему конструктивному выполнению разделяются иа три основных вида (рис. 14):

а— индивидуальные (трубчатые) ;

б— кольцевые;

в — трубчато-кольцевые.

Индивидуальные (трубчатые) камеры сгорания (рис. 14,а) со­ стоят из жаровых труб имеющих каждая свой (индивидуаль­ ный) ксжух 2. Благодаря этому данный тип камеры сгорания обес­ печивает простоту при изготовлении и доводке двигателя и удобст­ во замены камер в условиях эксплуатации. Однако эти камеры имеют'больше недостатков, чем достоинств. Это прежде всего большой вес (12—15% от веса двигателя) и значительные гидрав­ лические сопротивления. Индивидуальные камеры сгорания при-

20

s

в

Рис. 14. Типы камер сгорания:

а — индивидуальные (трубчатые); б — кольцевые; в — трубчато-кольцевые

водят к увеличению диаметра двигателя и к увеличению неравно­ мерности температуры и давления газового потока на выходе.

Индивидуальные камеры сгорания установлены на двигателях типа РД-45ф, ВК-1, ВК-1Ф и М-701.

Кольцевая камера (рис. 14,6) состоит из общей кольцевой жа­ ровой трубы /, заключенной в кольцевой кожух 2. Положительны­

21

го типа камер относятся трудность при доводке, малая жесткость, неудобство при осмотрах и невозможность замены в условиях экс­ плуатации.

Кольцевые камеры сгорания установлены на двигателях типа АИ-20, АИ-24, НК-12 и НК-8 и других.

Трубчато-кольцевые камеры сгорания (рис. 14,е) состоят из индивидуальных (трубчатых) жаровых труб /, заключенных в кольцевой кожух 2. Этот тип камер в какой-то мере сочетает в себе преимущества кольцевых и индивидуальных камер, а их недостат­ ки несколько сглаживает.

Трубчато-кольцевые камеры сгорания установлены на двигате­ лях типа РД-ЗМ, Д-20П, Д-30, Д-25В и других.

После камеры сгорания горячий газ, имеющий высокую потен­ циальную энергию, поступает в газовую турбину.

В авиационном двигателестроении нашли применение осевые реактивные газовые турбины, которые отличаются возможностью получения больших мощностей при приемлемом весе и габаритах.

В межлопаточных каналах турбины происходит расширение га­ за и преобразование его кинетической и тепловой энергии в меха­ ническую работу. Полученная механическая энергия используется

Перепад давления на турбине срабатывается не полностью. Для преобразования остаточного давления за турбиной в кинетическую энергию и для отвода выхлопных газов за пределы самолета уста­ навливается реактивная труба с реактивным насадком. Обычно эти детали в совокупности называются выходным устройством. Кроме того, в него могут входить форсажная камера, реверсивное уст­ ройство и шумоглушитель.

Более подробно термодинамические процессы, протекающие в двигателе и его элементах, изложены во I I главе.

Г л а в а II. ОСНОВЫ ТЕОРИИ ТРД

I.ПРОЦЕСС СЖАТИЯ ВОЗДУХА

§1. Необходимость сжатия воздуха и влияние степени повышения давления на основные параметры ГТД

Совершенство ГТД может быть характеризовано термическим к.п.д. п , который показывает, какая часть тепла, введенного в

двигатель с топливом, в условиях идеального цикла идет на увели-

22

чение кинетической энергии газов.-Термический к.п.д. выражается через степень повышения давления:

к—1

1 - к > где л к — степень повышения давления в компрессоре;

к— показатель адиабаты.

Из анализа приведенной зависимости следует, что при отсутст­ вии сжатия ( я к =1) термический к.п.д. равен нулю. С увеличением степени повышения давления увеличивается термический к.п.д., улучшается использование подводимого в двигатель тепла и, сле­ довательно, увеличивается количество тепла, сообщаемое каждому килограмму воздуха, проходящему через двигатель. Увеличивает­ ся удельная тяга.

С другой стороны, увеличение степени повышения давления приводит к увеличению температуры воздуха за компрессором (72 ), что при постоянной температуре газов перед турбиной (Ts) уменьшает их разность. Пропорционально уменьшается подводи­ мое тепло (Q) и, следовательно, уменьшается удельйая тяга.

Под влиянием двух противоположно действующих факторов удельная тяга вначале увеличивается в результате преобладающе­ го воздействия термического к.п.д., то есть улучшения использова­ ния тепла, а затем начинает падать из-за уменьшения количества подводимого тепла. Характер изменения удельной тяги и количе­ ства подводимого тепла с увеличением степени повышения давле­ ния представлен на рис. 15.

Теоретически при очень большой степени сжатия удельная тя­ га должна обращаться в нуль. Но если с увеличением степени сжа­ тия, как видно из данных, приведенных на рис. 16, возрастает и

23

и уменьшения количества подводимого тепла. Минимум удельного расхода будет при ккэк ч т о объясняется пологим харак­ тером изменения удельной тяги вблизи максимума и продолжаю­ щимся уменьшением количества подводимого топлива. Указанные рассуждения справедливы при постоянной температуре газов пе­ ред турбиной. С увеличением температуры газов перед турбиной экономическая степень повышения давления двигателя увеличива­ ется. По мнению зарубежных специалистов, к началу следующего столетия степень сжатия двигателей увеличится до 50—60 при температуре газов перед турбиной 1700°С.

Процесс сжатия воздуха на дозвуковых и небольших сверхзву­ ковых скоростях осуществляется преимущественно компрессором. С увеличением скорости полета возрастает удельное значение сжа­ тия воздуха за счет скоростного напора, которое при больших сверхзвуковых скоростях становится преобладающим.

§2. Назначение и конструкция входного устройства

Вполете или при работе двигателя на земле атмосферный воз­ дух поступает во входное устройство самолета и далее во входное устройство двигателя.

Основное назначение входного устройства — обеспечение рав­ номерной и надежной подачи воздуха к компрессору с минималь­ ными гидравлическими потерями в любых условиях полета и ра­ боты на земле.

Нг рис. 17 приведена схема входного устройства и изменение параметров воздушного потока на входе в него и в его каналах.

24

лета представляют собой кольцевые каналы, которые плавно под-- водят воздух во входное устройство двигателя. Длина и форма входных каналов самолета зависят от места расположения силовой установки на самолете. Наиболее длинные входные каналы имеют' самолеты с расположением двигателя (или двигателей) внутри фю­ зеляжа. На самолетах, на которых двигатели установлены в мото--

25-

гондолах крыла, входные каналы более короткие. При расположе­ нии двигателей по бокам фюзеляжа входные каналы отсутствуют и воздушный поток попадает непосредственно во входное устройст­ во двигателя.

Входное устройство двигателя состоит из наружного корпуса и внутреннего обтекателя — кока. В некоторых двигателях во вход­ ном устройстве устанавливаются лопатки входного направляющего аппарата, которые направляют поток воздуха на входные кромки лопаток компрессора. В двигателях с двусторонним центробеж­ ным компрессором функции входного устройства выполняют пе­ редний и задний входные патрубки компрессора (рис. 18), состо­ ящие из направляющих конусов / и лопаток 2.

В полете или в процессе работы на земле при температуре на­ ружного воздуха, близкой к нулю, и при большой влажности воз­ духа может происходить интенсивное образование льда на эле­ ментах входного устройства самолета и двигателя (рис. 19).

В полете наиболее интенсивное обледенение наблюдается на малых и средних высотах (до 5 км) при наличии влаги в воздухе, имеющем температуру от +5 до —12°С [15]. Возможность обледе­ нения при температурах выше нуля объясняется понижением тем­ пературы воздушного потока в суживающемся входном канале.

С увеличением скорости полета вероятность обледенения умень­ шается и на скоростях больше 800 км/ч становится невозможной, так как происходит подогрев входного устройства за счет тормо­ жения набегающего воздушного потока. На рис. 20 показаны зна­ чение аэродинамического нагрева в зависимости от скорости поле­ та и область возможного обледенения. При полетах в облаках ве­ роятность обледенения увеличивается [15].

У двигателей с центробеж­

26

ния, расположенный перпендикулярно направлению скорости по­ тока (рис. 21). Скачок уплотнения характеризуется резким измене­ нием параметров воздушного потока: скорость от величины С 0 > я (а — скорость звука на данной высоте) падает в скачке уплотне­ ния до скорости Со<а, давление и температура увеличиваются, по­ ток из сверхзвукового превращается в дозвуковой.

При полетах на небольших сверхзвуковых скоростях (М=1-й,6) потери, происходящие в прямом скачке, незначительны, и поэтому самолеты, предназначенные для полетов в этом диапазоне ско­ ростей, могут иметь дозвуковое входное устройство.

Самолеты, предназначенные для полетов на скоростях, превы­ шающих в 1,6 и более' раз скорость звука, оборудуются специаль­ ными сверхзвуковыми входными устройствами с центральным ко­ нусом. От вершины центрального конуса образуется косой скачок уплотнения, который располагается под углом к скорости потока. При косом скачке уплотнения параметры воздуха изменяются не­ значительно и поток может остаться сверхзвуковым. В этом слу­ чае необходим следующий косой или прямой скачок уплотнения, после которого поток становится дозвуковым.

Совершенство входного устройства оценивается коэфффициентом восстановления давления ст. На рис. 22 приведено максималь­ ное значение коэффициента восстановления давления а в зависи­ мости от скорости полета самолета (число М).

-40 tH;c

Рис. 20. Аэродинамический нагрев (Д^) и область воз­ можного обледенения в зависимости от скорости

полета

27

ростью

При изменении скорости полета самолета для получения опти­ мального значения коэффициента, восстановления давления необ­ ходимо изменять проходные сечения и профиль входного устройст­ ва, что осуществляется осевым перемещением центрального кону­ са.

аппарата), колеса, диффузора и выходных поворотных патрубков. У центробежного компрессора с двусторонним входом имеется пе­ редний и задний входные патрубки и колесо с передним и задним расположением лопаток.

Колесо является основной рабочей частью компрессора. Лопат­ ки колеса образуют межлопаточные каналы. Для упрощения тех­ нологии изготовления ротор компрессора иногда состоит из двух частей: собственно колеса и заборника, посаженного с натягом и соединенного с колесом при помощи шпилек. Колесо приводится во вращение через вал от газовой турбины, с окружными скоро­ стями, достигающими 460—480 м/сек.

Атмосферный воздух, поступающий по входному патрубку, попадает в межлопаточные каналы вращающегося колеса. Дви­ жение потока воздуха во входном патрубке происходит вследствие образования разрежения, которое возникает на входе в колесо из-

28