5.2. Схема устройства и принцип работы авиационного газотурбинного двигателя (гтд)

ГТД – тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания, и газовая турбина (ГОСТ 23851-79 с. 2). Таким образом, характерной особенностью любого ГТД является наличие газогенератора, состоящего из компрессора, камеры сгорания и газовой турбины.

Рассмотрим схему и принцип работы ГТД.

На рис. 5.1. представлена схема турбореактивного двигателя (ТРД). Турбореактивный двигатель – ГТД, в котором энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струй газов, вытекающих из реактивного сопла (ГОСТ 23851-79 с. 3). Его основными элементами являются входное устройство (Н – В), компрессор (В – К), камера сгорания (К – Г), газовая турбина (Г – Т) и выходное устройство (Т – С).

Рис. 5.1. Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 – входное устройство; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное устройство

Принцип работы ТРД состоит в следующем. Воздух в двигатель поступает через входное устройство, где скорость движения потока воздуха обычно уменьшается, а давление и температура возрастают. В компрессоре к воздуху подводится внешняя механическая энергия, вследствие чего его давление и температура увеличиваются. Скорость потока воздуха в компрессоре несколько уменьшается.

Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, где в нём сжигается топливо. В результате температура воздуха (теперь уже газа) повышается до 1200…1600 К. Скорость движения газа при этом растёт, а давление несколько уменьшается.

Далее газ проходит через турбину, где часть энергии сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу, которая используется для вращения компрессора и привода вспомогательных агрегатов. Вследствие этого давление и температура газа в турбине уменьшаются. Другими словами, в турбине газ отдаёт ту механическую энергию, которая была подведена к воздуху в компрессоре. Таким образом, без учёта потерь энергия потока газа за турбиной отличается от энергии воздуха, поступающего в двигатель, на тепловую энергию, сообщённую ему в камере сгорания.

В выходном устройстве оставшаяся энергия газа используется для его разгона до скорости, значительно превышающей скорость полёта. Давление и температура газа при этом снижаются. В результате рассмотренных процессов воздух в двигателе получает ускорение. Это ускорение он приобретает в ходе воздействия на него элементов проточной части двигателя. В свою очередь, воздух (газ) действует на эти элементы в виде сил давления и трения. Равнодействующая этих сил – тяга двигателя – передается на самолёт.

5.3. Идеальный цикл гтд (цикл Брайтона – Стечкина)

Цикл Брайтона – Стечкина – это цикл, осуществляемый с подводом тепла при постоянном давлении (p = const) и полном расширении. Этот цикл осуществляется в проточной части всех существующих типов авиационных ГТД и газотурбинных установок.

Идеальный цикл ГТД, изображенный на рис. 5.2. в “p-υ” и “T-s” координатах, состоит из четырех термодинамических процессов – двух обратимых адиабатных и двух изобарных процессов.

Рис. 5.2. Изображение идеального цикла ГТД с подводом тепла при p = const в диаграммах состояния: а – цикл в рабочей диаграмме; б – цикл в тепловой диаграмме

Линии на диаграммах изображают следующие термодинамические процессы:

1. Обратимый адиабатный процесс повышения давления воздуха, который осуществляется во входном устройстве (линия Н – В) и в компрессоре (линия В – К).

Из начальной точки “Н” при параметрах окружающей среды p_H и T_H происходит процесс обратимого адиабатного сжатия воздуха вплоть до выхода из компрессора в точке “К”. На начальном участке этого общего процесса между сечениями “Н” и “В” на рис. 5.2,а, сжатие воздуха в полёте происходит за счёт скоростного напора до входа в компрессор в точке “В”. С уменьшением скорости полета точка “В” перемещается к точке “Н” и при работе ГТД на земле на месте сливается с этой точкой.

2. Изобарный процесс подвода теплоты q₁ к воздуху, протекающего в камере сгорания (линия К – Г). От точки “К” до точки “Г” осуществляется изобарный процесс подвода теплоты q₁ в камере сгорания ГТД к рабочему телу. Температура рабочего тела (газа) в результате повышается и достигает максимального значения в цикле – Т_Г.

В процессе осуществления этих двух термодинамических процессов к рабочему телу извне сообщается энергия в виде теплоты, направленной на увеличение внутренней энергии. Таким образом, рабочее тело располагает большим запасом энергии, который отбирается в последующих термодинамических процессах расширения.

3. Обратимый адиабатный процесс расширения газа (понижения давления), осуществляемого в газовой турбине (линия Г – Т) и в выходном устройстве (линия Т – С).

От точки “Г” до точки “С” между сечениями на рис. 5.2. происходит общий процесс расширения газа по обратимой адиабате до давления окружающей среды p_C = p_H. На начальном участке этого процесса расширения газа происходит в турбине до точки “Т” между сечениями “Г” и “Т” на рис. 5.2., а затем расширение продолжается в сопле до точки “С”. Положение точки “Т” может быть различным для разных типов ГТД. У ТВД и вертолетных ГТД (ТВаД) точка “Т” практически совпадает с точкой “С”, т.к. расширение в сопле почти или совсем отсутствует. У одноконтурных ТРД точка “Т” занимает предельно верхнее положение, определяемое минимальной работой турбины, необходимой только для привода компрессора.

4. Условный изобарный процесс отвода теплоты q₂ от рабочего тела (газа) в холодильник (линия С – Н), роль которого выполняет окружающая двигатель атмосфера.

Этот процесс является процессом замыкающим цикл.