гтд. Кисилев Д.Ю. Общие. Техническая эксплуатация летательных аппара тов и авиационных двигателей самара издательство сгау 2014 2
 Скачать 0.93 Mb.
|
|
0 1 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ АВТОНОМНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЁВА (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)» (СГАУ) ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ГТД. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ТВ2-117В Рекомендовано редакционно-издательским советом федерального государ- ственного автономного образовательного учреждения высшего образова- ния «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)» в качестве электронного учебного пособия для студентов, обучающихся по программе высшего профессионального образования по направлению подго- товки бакалавров 162300 Техническая эксплуатация летательных аппара- тов и авиационных двигателей С А М А Р А Издательство СГАУ 2014 2 УДК 6(075) ББК 39.55я7 О 288 Авторы: Д.Ю. Киселев, Ю.В. Киселев, В.И. Акифьев, А.А. Гульбис, С. Н. Тиц Рецензенты: канд. техн. наук, доц. А. В. С у с л и н; зам. начальника ПМТУ ВТ ФАВТ А. М. Н е т р е б а Общие сведения об авиационных ГТД. Общие сведения о двигателе ТВ2-117 [Электронный ресурс] :электрон. учеб. пособие / Д. Ю. Киселев, В. И. Акифьев, А. А. Гульбис [и др.].– Электрон. текстовые и граф. данные (0,94 Мб). – Самара: Изд-во СГАУ, 2014. – 1 эл. опт. диск (СD-ROM). ISBN 978-5-7883-0854-8 Изложена история вертолетостроения и создания двигателей для вертолетов. Показаны области применения различных типов ГТД. В соответствии с классифика- цией приведены общие сведения о различных типах ГТД и даны примеры двигате- лей различных типов. Представлены требования к двигателям силовых установок вертолетов. Описаны основные узлы (входное устройство, компрессор, турбина ком- прессора, свободная турбина, выходное устройство) и системы (система приводов, маслосистема, топливная система, система регулирования и управления, противооб- леденительная система, система запуска) турбовального двигателя. Охарактеризовано их назначение. Изложен принцип работы турбовального двигателя и приведены ха- рактеристики рабочего процесса. Изложены общие сведения о конструкции гидравли- ческой и топливной системы вертолета, приведены основные технические данные. Предназначено для подготовки к занятиям и самостоятельного ознакомления с классификацией авиационных газотурбинных двигателей, а так же с основными дан- ными и характеристиками двигателя ТВ2-117 студентами 2 курса факультета инжене- ров воздушного транспорта специальности 162300.62 «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» по дисциплине «Конструкция и техническое обслуживание вертолетов». УДК 6(075) ББК 39.55я7 ISBN 978-5-7883-0854-8 © Самарский государственный аэрокосмический университет, 2014 О288 3 ОГЛАВЛЕНИЕ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ТВАД ...................................................................................... 4 1.1. Введение .................................................................................................................. 4 1.2. Общие сведения об авиационных ГТД, их классификация и область применения .............................................................................................................. 6 1.2.1. Турбореактивный двигатель (ТРД) .............................................................. 7 1.2.2. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ) ..... 8 1.2.3. Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) ................................ 8 1.2.4. Турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ) .......................................................................................... 10 1.2.5. Турбовинтовой двигатель (ТВД) ............................................................... 10 1.2.6. Турбовентиляторный двигатель (ТВВД) ................................................... 11 1.2.7. Турбовальный двигатель (ТВаД) ............................................................... 12 2. РАБОТА ТВАД ............................................................................................................. 13 2.1. Основные требования, предъявляемые к ТВаД силовых установок вертолетов .............................................................................................................. 13 2.2. Основные узлы ТВаД ........................................................................................... 14 2.2.1. Входное устройство .................................................................................... 14 2.2.2. Компрессор .................................................................................................. 14 2.2.3. Камера сгорания .......................................................................................... 14 2.2.4. Турбина компрессора .................................................................................. 14 2.2.5. Свободная турбина ...................................................................................... 15 2.2.6. Выходное устройство .................................................................................. 15 2.3. Основные системы ТВаД ..................................................................................... 15 2.3.1. Система приводов ....................................................................................... 15 2.3.2. Маслосистема .............................................................................................. 15 2.3.3. Топливная система ...................................................................................... 15 2.3.4. Система регулирования и управления ....................................................... 16 2.3.5. Противообледенительная система ............................................................. 16 2.3.6. Система запуска........................................................................................... 16 2.4. Принцип работы ТВаД ......................................................................................... 17 2.5. Рабочий процесс ТВаД ......................................................................................... 19 3. ОБЩИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117 ................................................................ 20 3.1. Общие сведения .................................................................................................... 20 3.2. Характеристики двигателя ................................................................................... 25 3.2.1. Дроссельные характеристики ..................................................................... 25 3.2.2. Высотные характеристики .......................................................................... 26 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ ........................................................ 37 4 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ТВАД 1.1. Введение Потребности дальнейшего развития промышленного производства в Российской Федерации, необходимость освоения природных богатств требуют активного развития и применения вертолетной авиации. Вертолет на сегодня единственный летательный аппарат, не требую- щий аэродромов. Вертолеты транспортируют грузы и пассажиров в труд- нодоступные районы; с вертолетов вносят минеральные удобрения, ве- дется борьба с вредителями сельскохозяйственных культур; на вертоле- тах доставляют вахты на буровые и нефтедобывающие установки, верто- леты используются для геологической разведки, аэрофотосъемки, патру- лирования и борьбы с лесными пожарами, а также для выполнения слож- ных монтажных работ. Первыми советскими вертолетами, широко применявшимися в на- родном хозяйстве, были Ми-1 и Ми-4, их серийное производство нача- лось, соответственно, в 1950 и 1952 годы. На этих вертолетах были уста- новлены поршневые двигатели. На рубеже 60-х годов в гражданской авиации стали эксплуатироваться вертолеты Ми-6, Ми-2, Ми-8. Летно- технические характеристики этих аппаратов по сравнению с Ми-1 и Ми-4 были намного лучше: скорость возросла почти в 2 раза, полезная загрузка – более чем в 4 раза, производительность, выраженная произведением полезной нагрузки на скорость, увеличилась в 8 раз. Это стало возмож- ным благодаря совершенствованию конструкции и улучшению эксплуа- тационных качеств вертолета, а главным образом, благодаря замене поршневого двигателя на газотурбинный (ГТД). В настоящее время газо- турбинные двигатели устанавливаются на большинстве отечественных и зарубежных вертолетов. Газотурбинным двигателем называется двигатель, основными узлами которого являются: воздушный компрессор, камера сгорания и газовая турбина. На вертолетах применяются ГТД с двумя турбинами: турбиной компрессора и свободной турбиной. Турбина компрессора приводит во вращение компрессор, свободная турбина вырабатывает мощность, необ- ходимую для вращения несущего и рулевого винтов. Огромный вклад в создание и развитие современной теории авиаци- онных газотурбинных двигателей внес академик Б.С. Стечкин (1891– 1968). В 1929 г. им была опубликована основополагающая работа «Тео- рия воздушного реактивного двигателя», а последующие его работы яви- лись развитием теории рабочего процесса и характеристик ГТД. Под ру- ководством Б.С. Стечкина специалистами ВВИА имени профессора 5 Н.Е. Жуковского была создана научно-методическая школа и написаны общепризнанные фундаментальные учебники по теории авиационных газотурбинных двигателей. Значительные заслуги в развитии теории газотурбинных двигателей принадлежат профессорам В.В. Уварову, И.И. Кулагину, Н.В. Иноземце- ву, Т.М. Мелькумову, К.В. Холщевникову, С.М. Шляхтенко, А.В. Болгар- скому, П.К. Казанджану, Ю.Н. Нечаеву, Р.М. Федорову и другим совет- ским ученым. К началу 30-х годов 20-го столетия учеными и изобретателями было предложено множество схем газотурбинных двигателей, была разработа- на теория их работы. Это стимулировало проведение исследований по практическому созданию авиационных газотурбинных двигателей. Широкое применение ГТД в авиации стало возможным лишь с конца 40-х годов 20-го столетия (после окончания второй мировой войны), чему способствовали достижения теории и конструкции двигателей, а также достаточно высокий уровень авиационной металлургии и технологии. Первые ГТД устанавливались на самолеты. Это позволило значительно увеличить скорость полета, дальность, полезную нагрузку. Для всего последующего этапа развития авиационных ГТД характер- ной особенностью является улучшение их тяговых (мощностных) харак- теристик и экономичности. Это достигалось за счет комплексного совер- шенствования газодинамической схемы двигателей и параметров рабоче- го процесса, выразившегося в повышении уровней давления и температу- ры рабочего тела в двигателях. Следует отметить, что постоянное улучшение основных характери- стик авиационных двигателей привело к значительной интенсификации всех процессов, протекающих в них и к значительному усложнению кон- струкции. В свою очередь усложнение конструкции, широкое примене- ние дорогостоящих конструкционных материалов (жаростойких и тита- новых сплавов), а также установка на двигатель большого числа систем, обеспечивающих его устойчивую работу и управление, привели к значи- тельному увеличению стоимости двигателей. Все это выдвинуло в число первостепенных задач обеспечение надежности двигателей, существенно повысило требования к качеству технического обслуживания и эксплуа- тации авиационных двигателей. Большой вклад в развитие авиадвигателестроения и создание высоко- эффективных авиационных двигателей внесли коллективы отечественных конструкторских бюро, руководимые в разное время выдающимися уче- ными и конструкторами A.M. Люлька, В.Я. Климовым, А.А. Микулиным, В.А. Добрыниным, С.К. Туманским, Н.Д. Кузнецовым, А.Г. Ивченко и другими. 6 Особенно необходимо отметить следующих конструкторов, внесших большой вклад в создание вертолетных ГТД: – Соловьев П.А. Под его руководством в 1959 г. был разработан дви- гатель Д-25В (вертолет Ми-6); – Изотов С.П. Под его руководством были разработаны двигатели: ГТД-350 в 1964 г. (вертолет Ми-2); ТВ2-117 в 1965 г. (вертолет Ми-8Т); ТВ3-117 в 1972 г. (вертолет Ми-8МТВ). – Лотарев В.А. Под его руководством в 1982 г. был разработан самый мощный в мире вертолетный двигатель Д-136 (вертолет Ми-26). 1.2. Общие сведения об авиационных ГТД, их классификация и область применения Как было сказано выше, газотурбинным двигателем называется дви- гатель, основными узлами которого являются: воздушный компрессор, камера сгорания и газовая турбина. ГТД является тепловой машиной, в которой химическая энергия топлива преобразуется или в кинетическую энергию газа, вытекающего из нее, в результате чего получается сила ре- акции (сила тяги), или в механическую работу на валу, которая использу- ется для вращения воздушного винта самолета или винтов вертолета. ГТД, использующие первый принцип получения силы тяги, называются двигателями прямой реакции, а ГТД, использующие второй принцип, – двигателями непрямой реакции. В настоящее время на летательных аппаратах применяются следую- щие типы газотурбинных двигателей: – турбореактивный двигатель (ТРД); – турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ); – турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД); – турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ); – турбовинтовой двигатель (ТВД); – турбовинтовентиляторный двига- тель (ТВВД); – турбовальный двигатель (ТВаД). ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ явля- ются двигателями прямой реакции, ТВД, ТВВД, ТВаД – двигателями не- прямой реакции. На рис. 1.1 показаны области применения различных типов ГТД по скорости и высоте полета. Рис. 1.1 – Области применения газотурбинных двигателей по скорости и высоте полета. 7 Летно-технические характеристики конкретных летательных аппара- тов могут отличаться от приведенных на рис. 1.1. Это может объясняться особенностями аэродинамической компоновки ЛА, характеристиками материалов, из которых изготовлен планер, назначением ЛА, КПД воз- душных винтов и др. 1.2.1. Турбореактивный двигатель (ТРД) Основными узлами ТРД (рис. 1.2) являются: входное устройство (воздухозаборник), компрессор, камера сгорания, газовая турбина и вы- ходное устройство (реактивное сопло). При работе двигателя воз- дух забирается из атмосферы и поступает со скоростью V во входное устройство и затем в компрессор двигателя. Ротор компрессора приводится во вращение от газовой турбины. Давление воздуха в компрессо- ре повышается в 4–15 и более раз. Из компрессора воздух по- ступает в камеру сгорания, где осуществляется горение топлива, в ре- зультате температура газа значительно возрастает. В настоящее время уровень температуры газов на входе в турбину ТРД достигает 1600 К. В турбине часть потенциальной энергии газов (внутренней энергии и энергии давления) преобразуется в механическую работу, которая ис- пользуется для привода компрессора, вспомогательных агрегатов и пре- одоления трения в подшипниках. Давление газов в турбине понижается, понижается также и темпера- тура газов. Но величина давления и температуры газов на входе в реак- тивное сопло выше атмосферного. Поэтому газ в сопле движется с уско- рением и скорость его истечения С с значительно больше, чем скорость полета V. В результате такого изменения в двигателе количества движе- ния рабочего тела и возникает сила тяги. Турбореактивные двигатели были первыми ГТД, которые устанавли- вались на летательные аппараты. Это объясняется их относительной кон- структивной простотой по сравнению с ГДД других типов, а значит, лег- костью изготовления в серийном производстве. К двигателям такого типа относятся: – РД-3М-500 (1952 г.) устанавливался на самолете Ту-104 (СССР); – «Эвон Мк.531» (1955 г.) устанавливался на самолете «Каравелла» (Франция); Рис. 1.2 – Схема ТРД: 1 – входное устройст- во (воздухозаборник); 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное устройство (реактивное сопло) 8 – «Pratt & Whittney JT3D» (1958 г.) устанавливался на самолете Boeing-707 (США). Как видим, все вышеперечисленные самолеты поступили в эксплуа- тацию в 50-е годы прошлого столетия. В настоящее время ТРД не нахо- дят широкого применения на самолетах гражданской авиации. Их главные недостатки – небольшая величина силы тяги и низкая экономичность (большой расход топлива). 1.2.2. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ) Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ) отличается от ТРД наличием дополнительной форсажной камеры сгора- ния (ФКС) между турбиной и соплом двигателя (рис. 1.3). При необходимости увеличить тягу двигателя в ФКС через форсунки подается дополнительное количество топлива. При сгорании топлива в ФКС происходит дополни- тельное увеличение темпера- туры газа, его объема и, сле- довательно, возрастает ско- рость истечения газа из сопла (С с ) и тяга двигателя. Горение топлива в ФКС возможно потому, что в основ- ной камере сгорания «выгора- ет» только 30-40% кислорода, содержащегося в воздухе. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания «Олимп- 593» устанавливался на сверхзвуковом пассажирском самолете «Кон- корд» (1969 г.) (Великобритания-Франция). Топливо в ФКС двигателя «Олимп 593» подавалось только при взлете и разгоне самолета до сверх- звуковых скоростей. На крейсерском режиме полета двигатель работал как ТРД. Широкого применения ТРДФ на самолетах гражданской авиации не получил. Его главный недостаток – низкая экономичность. 1.2.3. Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) в отличие от ТРД имеет два контура (две кольцевые проточные части): внешний и внутрен- ний (рис. 1.4). Рис. 1.3 – Схема ТРДФ: 1 – входное устрой- ство (воздухозаборник); 2 – компрессор; 3 – основная камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – форсажная камера сгорания; 6 – выходное устройство (реактивное сопло) 9 Одна часть воздушного потока, проходящего через воздухозаборник, попадает во внутренний контур и, как в ТРД, проходит через компрессор внутреннего контура, камеру сгорания, турбину и сопло внутреннего кон- тура. Другая часть потока после сжатия в вентиляторе наружного контура направляется в сопло наружного контура, минуя камеру сгорания и тур- бину. Прокачка воздуха и сжатие его в наружном контуре производятся за счет затраты некоторой части мощности турбины внутреннего контура. Таким образом, наружный контур служит лишь для разгона поступающе- го в него воздушного потока, который не участвует в термодинамическом цикле внутреннего контура двигателя. В настоящее время предложено и построено много конструкций ТРДД, отличающихся схемой компрессора и организацией выхода газов из двигателя. Если сравнить ТРД и ТРДД, у которых внутренние контуры по пара- метрам рабочего процесса идентичны, то скорость истечения газов из внутреннего контура ТРДД будет меньше, чем у ТРД, вследствие отбора турбиной у внутреннего потока в ТРДД большего количества энергии. Однако в ТРДД, за счет передачи этого избыточного количества энергии в наружный контур, через последний прокачивается большое количество воздуха и в результате тяга ТРДД получается больше, а экономичность лучше, чем у ТРД. ТРДД нашли широкое применение в гражданской авиации. Большин- ство современных самолетов оснащены двигателями этого типа. Например: – двигатель Д-36 устанавливается на самолетах Як-42, Ан-74; – двигатель Д-18 – на самолетах Ан-124, Ан-225; – двигатель ПС-90 – на са- молетах Ту-204, Ил-96-300, Ил-76МФ; – двигатель НК-8 – на са- молетах Ил-62, Ту-154. Применяются также мно- гие другие двигатели и их мо- дификации. Всего на самоле- тах гражданской авиации Рос- сии применяются более 12 раз- новидностей ТРДД. Широко применяются ТРДД и на само- летах иностранных авиакомпа- ний. Рис. 1.4 – Схема ТРДД: 1 – входное устройство (воздухозаборник); 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – сопло внутреннего контура; 6 – сопло наружного контура; 7 – вентилятор 10 |