гтд. Кисилев Д.Ю. Общие. Техническая эксплуатация летательных аппара тов и авиационных двигателей самара издательство сгау 2014 2
 Скачать 0.93 Mb.
|
|
1.2.4. Турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ) Турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ) отличается от ТРДД наличием дополнительной фор- сажной камеры сгорания (ФКС) между турбиной и соплом двигателя (рис. 1.5). Применяются на сверхзвуковых летательных аппаратах, обес- печивая кратковременное получение больших сверх- звуковых скоростей полета и меньший (по сравнению с ТРДФ) расход топлива при полетах с умеренными скоростями на нефорсиро- ванных режимах. Широкого применения двигатель ТРДДФ на са- молетах гражданской авиации не получил. Его главные недостатки – низ- кая экономичность при включенной ФКС и недос- таточная тяга на сверхзвуковых скоростях полета при выключенной ФКС. Как исключение, ТРДДФ НК-144 устанавливался на советском сверх- звуковом пассажирском самолете Ту-144 (1968 г.). Причем, топливо в ФКС подавалось в течение всего крейсерского режима полета. Это при- водило к большому расходу топлива и, как следствие, к снижению даль- ности полета. 1.2.5. Турбовинтовой двигатель (ТВД) Турбовинтовой двигатель (ТВД) (рис. 1.6) является двигателем не- прямой реакции, т.е. сила тяги, в основном, создается воздушным винтом, который приводится во вращение от ротора двигателя. В результате реализации рабочего процесса в ТВД получается работа, большая часть которой сообщается тянущему воздушному винту и лишь небольшая ее часть приходится на кинетическую энергию уходящих из двигателя газов. В результате этого большая часть силы тяги ТВД (85 – 90%) создается воздушным винтом, а остальная часть – потоком газов, истекающих из двигателя. Рис. 1.5 – Схема ТРДДФ: 1 – входное устройство (воздухозаборник); 2 – компрессор; 3 – основная камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – форсажная камера сгорания; 6 – выходное устройство (реактивное сопло); 7 – вентилятор 11 В отличие от ТРД в ТВД расширение газов почти полно- стью происходит в турбине (давление газов за турбиной ТВД меньше, чем в ТРД), а ее мощность расходуется на вра- щение компрессора, агрегатов и воздушного винта. Давление газов за турбиной близко к ат- мосферному, поэтому вместо реактивного сопла у ТВД уста- навливается выхлопной патру- бок, который служит в основ- ном для отвода газов в атмо- сферу. Для повышения КПД воз- душного винта он должен вращаться с угловой скоростью значительно меньшей, чем ротор двигателя. Поэтому привод винта в ТВД осуществля- ется через редуктор. Благодаря применению воздушного винта при одинаковом расходе воздуха через двигатели и топлива на режиме взлета тяга ТВД приблизи- тельно в 3–5 раз выше тяги ТРД. Однако при прочих равных условиях ТВД вместе с воздушным винтом получается в 3–4 раза тяжелее ТРД и, кроме того, при больших дозвуковых скоростях полета тяга ТВД резко уменьшается, что вызвано снижением КПД воздушного винта. Несмотря на это, ТВД обеспечивают лучшие, чем ТРД, данные летательных аппара- тов на средних дозвуковых скоростях. ТВД получили широкое применение на самолетах гражданской авиа- ции, они устанавливаются, преимущественно, на самолеты местных воз- душных линий и на транспортные самолеты. Например: двигатель Аи-24 устанавливается на самолете Ан-24; Нк-12 – на самолете Ан-22; Аи-20 – на самолете Ан-12. Широко применяются ТВД и на самолетах иностранных авиакомпа- ний. 1.2.6. Турбовентиляторный двигатель (ТВВД) Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) – разновидность турбо- винтового двигателя, в котором вместо обычного воздушного винта при- менён винтовентилятор (рис. 1.7). На одном валу может быть несколько винтовентиляторов, расположенных друг за другом и вращающихся в одну сторону или в противоположные. Винтовентилятор имеет высокий Рис. 1.6 – Схема самолетного ТВД: 1 – входное устройство; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное устройство; 6 – редуктор; 7 – воздушный винт 12 КПД в области высоких дозвуковых скоростей полёта. Он соединён с ва- лом турбины двигателя через редуктор. Применение ТВВД в граждан- ской авиации в связи с высоким значением его полётного КПД, что по- зволяет при больших дозвуковых скоростях полёта снизить удельный расход топлива на 15–20% по сравнению с ТРДД, имеющим одинаковый с ТВВД уровень технического совершенства. Применение винтовентиля- тора вместо винта позволяет снизить уровни шума и вибраций в салоне самолёта. Работы по созданию ТВВД начались в 80-х гг. прошлого столетия. В настоящее время серийно изготавливается ТВВД Д-27, который устанав- ливается на самолет Ан-70. 1.2.7. Турбовальный двигатель (ТВаД) Турбовальный двигатель (ТВаД) является основным типом двигателя для вертолетов. Турбовальный двигатель со свободной турбиной (рис. 1.7) имеет две механически не связанные турбины. Одна турбина предна- значена для привода компрессора, вторая – для привода винтов вертолета и других агрегатов. Такая схема двигателя обладает тем достоинством, что позволяет независимо изменять режимы работы турбокомпрессора и несущего винта вертолета. Передача мощности к винтам осуществляется через главный редуктор вертолета. Турбовальные двигатели применяются почти на всех со- временных вертолетах: двига- тель Д-25В (вертолет Ми-6), ГТД-350 (вертолет Ми-2), ТВ2- 117 (вертолет Ми-8Т), ТВ3-117 (вертолет Ми-8МТВ), Д-136 (вертолет Ми-26). Широко применяются ТВаД и на вертолетах иностранных авиакомпаний. На примере ТВаД рассмот- рим характерные сечения газо- турбинного двигателя: – «Н» сечение невозмущенного потока, в этом сечении параметры воздуха соответствуют атмосферным; – «Вх» сечение на входе во входное устройство двигателя; – «В» сечение на входе в компрессор двигателя; – «К» сечение на выходе из компрессора двигателя, вход в камеру сгорания; Рис. 1.7 – Схема турбовального ГТД: 1 – входное устройство; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – турбина компрессора; 5 – турбина винта (свободная турбина); 6 – выходное устройство; 7 – вал отбора мощности 13 – «Г» сечение на выходе камеры сгорания двигателя, вход в турбину; – «ТК» сечение на выходе из турбины компрессора (перед свободной турбиной); – «Т» сечение на выходе из турбин двигателя, вход в выходное уст- ройство; – «С» сечение на выходе из двигателя. Буквы, обозначающие сечения двигателя, используются в качестве индекса при обозначении величин, характеризующих параметры газа. Например, СС – скорость истечения газа на выходе из двигателя, РК – давление газа за компрессором двигателя и т.д. 2. РАБОТА ТВАД 2.1. Основные требования, предъявляемые к ТВаД силовых установок вертолетов Силовая установка современного вертолета состоит из двух турбо- вальных двигателей (ТВаД) и главного вертолетного редуктора, который суммирует мощности двигателей и обеспечивает привод несущего и хво- стового винтов. Двигатели имеют противоположные направления выход- ных устройств и незначительные конструктивные особенности, обеспе- чивающие при необходимости их взаимозаменяемость. Применение в силовой установке двух двигателей повышает безопасность полета, так как при выключении одного из них второй обеспечивает продолжение полета или выполнение безопасной посадки. Дальность и высота полета, скорость, экономичность и другие харак- теристики вертолета в значительной мере зависят от технических харак- теристик двигателей, входящих в состав его силовой установки. К числу основных требований, предъявляемых к вертолетным газотурбинным двигателям, относятся: – надежность и долговечность, в течение заданного ресурса; – высокая экономичность, определяемая расходом топлива; – надежный запуск и хорошая приемистость; – допустимый уровень вибрации и шума; – малый вес и малые поперечные и продольные размеры; – простота и удобство эксплуатации и технического обслуживания; – малая стоимость изготовления и ремонта. Полное выполнение всех этих требований практически невозможно, поэтому при проектировании и изготовлении двигателя обеспечивается выполнение наиболее важных из них. Обычно для каждого типа вертоле- та проектируются и изготовляются конкретные типы двигателей. Из ана- 14 лиза существующих схем привода несущего винта вертолета видно, что на современном этапе развития двигателестроения наиболее полно удов- летворяет требованиям, предъявляемым к силовому приводу, газотур- бинный двигатель со свободной турбиной. 2.2. Основные узлы ТВаД Вертолетным газотурбинным двигателем называется газотурбинный двигатель, силовая (свободная) турбина которого развивает мощность, используемую для привода несущего винта. Принципиальная схема газо- турбинного двигателя со свободной турбиной приведена на рис. 1.8 (см. стр. 17). Основными узлами такого двигателя являются: входное устрой- ство, компрессор, камера сгорания, турбина компрессора, силовая (сво- бодная) турбина и выходное устройство. Основные системы: система приводов, маслосистема, топливная система, система регулирования и управления, противообледенительная система, система запуска. 2.2.1. Входное устройство. Входное устройство предназначено для подвода к двигателю необходимого количества воздуха из атмосферы с минимальными гидравлическими потерями. Конструктивно выполнено как сужающийся канал, являющийся составной часть капотов. При движении воздуха во входном устройстве, как в любом сужающемся канале, происходит увеличение скорости (С↑ ), падение давления (р↓), снижение температуры (Т↓). Изменение параметров газа по проточной части ТВаД ТВ2-117 приведено на рис. 1.8 (см. стр. 17). 2.2.2. Компрессор. Компрессор предназначен для повышения давления воздуха. Компрессор конструктивно выполнен как лопаточная машина с вращающемся ротором. В компрессоре происходит повышение энергии воздуха (р↑, Т↑) за счет подводимой к его ротору механической энергии. Скорость потока в компрессоре несколько снижается. В компрессоре реализуется термодинамический процесс, приближенный к адиабатному. У вертолетных ТВаД обычно применяется осевой компрессор, т.е. воздух в компрессоре движется вдоль оси двигателя. 2.2.3. Камера сгорания. Камера сгорания предназначена для подвода к воздуху тепла, в результате в камере сгорания происходит значительный рост температуры (Т↑↑ ). При этом профиль проточной части камеры сгорания выбран таким, чтобы по мере продвижения газа происходило некоторое увеличение его скорости (С к < С г ) и снижение его давления (р к > р г ). Термодинамический процесс в камере сгорания близок к изобарическому. 2.2.4. Турбина компрессора.Турбина компрессора предназначена для привода во вращение ротора компрессора. Конструктивно выполнена как лопаточная машина, ротор которой с помощью вала связан с ротором 15 компрессора и вращается заодно с ним. В турбине внутренняя энергия газа преобразуется в механическую т.е. Т↓, р↓ и за счет этого вырабатывается механическая энергия, передаваемая через вал к ротору компрессора и расходуемая на его вращение. В турбине реализуется политропический процесс с показателем политропы 1,47÷1,5. Часть двигателя, включающая в себя компрессор, камеру сгорания, турбину компрессора, называется турбокомпрессором или газогенератором. 2.2.5. Свободная турбина.Свободная турбина предназначена для выработки мощности, необходимой для передачи к главному редуктору вертолета. Процессы, происходящие в свободной турбине аналогичны тем, которые происходят в турбине компрессора. 2.2.6. Выходное устройство.Выходное устройство двигателя (не регулируемое) представляет собой расширяющийся патрубок, обеспечивающий отвод отработанных газов в сторону от двигателя. В выходном устройстве двигателя ТВ2-117 газ, выходящий и свободной турбины активно смешивается с охлаждающим воздухом. В результате давление, температура и скорость газа снижаются. 2.3. Основные системы ТВаД 2.3.1. Система приводов. Система приводов предназначена для передачи мощности от роторов двигателя к главному редуктору вертолета и агрегатам. К главному редуктору вертолета подводится вся мощность со свободных турбин обоих двигателей. К агрегатам систем двигателей мощность отбирается от ротора турбокомпрессора. 2.3.2. Маслосистема. Маслосистема двигателя для смазки и охлаждения трущихся деталей двигателя, удаления продуктов износа. Маслосистема на двигателе ТВ2-117 выполнена циркуляционной. Основными агрегатами системы являются нагнетающие и откачивающие маслонасосы, фильтры, клапаны и др. Рабочей жидкостью маслосистем является синтетическое масло Б-ЗВ. 2.3.3. Топливная система. Топливная система обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания в соответствии с установленным режимом работы двигателя и условиями окружающей среды. Условно всю топливную систему можно разделить на четыре системы: – систему низкого давления, обеспечивающую хранение необходимо- го запаса топлива на вертолете, очистку его от механических примесей и воды и подачу к насосу-регулятору, расположенному на двигателе. Обычно все элементы системы низкого давления расположены на верто- лете; 16 – систему высокого давления, предназначенную для повышения дав- ления топлива и подачи его в камеру сгорания. Агрегаты системы высо- кого давления обычно расположены на двигателе; – пусковую топливную систему, обеспечивающую подачу пускового топлива при запуске двигателя; – систему дренажа, обеспечивающую слив топлива из корпусов каме- ры сгорания и турбин двигателя после неудавшегося запуска, слив топли- ва из коллекторов рабочих форсунок после останова двигателя и капель- ный слив топлива и масла из уплотнений агрегатов, установленных на двигателе. 2.3.4. Система регулирования и управления.Система регулирования и управления включает в себя ряд агрегатов, обеспечивающих регулирование температуры газа перед турбиной и частоты вращения вала двигателя путем дозирования подачи топлива в камеру сгорания. Система регулирования управляет также и другими устройствами, обеспечивая устойчивую работу компрессора, исключая рост параметров рабочего процесса двигателя сверх допустимой величины. Управление двигателями вертолета осуществляется при помощи руч- ки «шаг—газ», рукоятки коррекции газа и рычага раздельного управле- ния. Перемещение ручки «шаг—газ» вызывает изменение угла установки несущего винта и перенастройку насоса-регулятора на другую подачу топлива. При этом частота вращения свободной турбины и несущего вин- та на основных рабочих режимах автоматически поддерживается посто- янной. Рукояткой коррекции можно изменить режим работы двигателей, не изменяя угла установки лопастей несущего винта. Для опробования двигателей и в случае отказа одного из них предусмотрено их раздельное управление. 2.3.5. Противообледенительная система. Противообледенительная система обеспечивает обогрев конструкции передней части двигателя и воздухозаборника горячим воздухом, отбираемым из компрессора. 2.3.6. Система запуска. Система запуска обеспечивает автоматический запуск двигателя и включает стартер-генератор, пусковую панель, аккумуляторные батареи (турбогенераторную установку), аэродромную розетку, переключающие контакторы и блокировочные реле. Запуск двигателя может осуществляться как от аэродромных источников питания, так и от бортовых аккумуляторных батарей. 17 2.4. Принцип работы ТВаД Вертолетный газотурбинный двигатель представляет собой тепловую машину, в которой химическая энергия топлива превращается в тепловую энергию и затем тепловая энергия турбинами превращается в механиче- скую работу. 2/3 этой работы затрачивается на привод компрессора и 1/3 часть – на привод несущего и рулевого винтов. Превращение тепловой энергии в механическую при работе двигателя осуществляется в резуль- тате процессов сжатия и расширения рабочего тела—воздуха, а затем газа при движении его по проточной части. Графики изменения основных параметров газа приведены на рис. 1.8. Первоначальная раскрутка ротора турбокомпрессора при запуске двигателя осуществля- ется электрическим стартер- генератором, работающим в стартерном режиме (электро- двигателя), а воспламенение топливовоздушной смеси – электрическими запальными свечами. При вращении ротора воздух из атмосферы через воз- духозаборник вертолета и воз- душные каналы передней части двигателя всасывается ком- прессором. Скорость на входе в компрессор выбрана из условий уменьшения площади сечения входного устройства и диамет- ральных размеров компрессора при расчетном расходе воздуха и составляет примерно 150-160 м/с. Се- кундный расход воздуха на расчетном режиме работы двигателя опреде- ляется при газодинамическом расчете из условий получения требуемой мощности. В компрессоре происходит сжатие воздуха до давления р*К, величина которого в несколько раз больше р*В. Сжатие воздуха происходит при преобразованием механической энергии вращения ротора компрессора, приводимого турбиной, в энергию давления. Повышение давления возду- ха в компрессоре сопровождается ростом температуры. Скорость воздуха на выходе из компрессора изменяется до значения СК, значительно меньшего CВ. Это определяется необходимостью получения устойчивого Рис. 1.8 – Схема проточной части дви- гателя ТВ2-117 и изменение параметров воздуха (газа): р – давление; c – скорость; Т – температура 18 процесса горения в камере сгорания и позволяет иметь сравнительно большую длину лопаток последней ступени осевого компрессора, что уменьшает перетекание воздуха по радиальным зазорам и повышает его коэффициент полезного действия. Сжатый в компрессоре воздух поступает в камеру сгорания, где де- лится на две части. Часть воздуха (первичный поток) поступает в жаро- вые трубы и в этом потоке происходит сгорание топлива, подаваемого рабочими форсунками. Температура газа в зоне горения достигает 2500— 2700 К. Другая часть воздуха (вторичный поток) проходит через отвер- стия и щели жаровых труб и, смешиваясь с горячими газами, снижает их температуру до допустимого значения (из условия жаростойкости тур- бинных лопаток). Давление в камере сгорания несколько снижается из-за гидравлических потерь и подогрева, а скорость увеличивается. Из камеры продукты сгорания поступают в турбину компрессора. При проходе газа по сужающимся каналам соплового аппарата ско- рость его увеличивается, а давление и температура уменьшаются. Сопло- вым аппаратом газ направляется на рабочие лопатки, где происходит преобразование кинетической энергии газового потока в механическую работу. Вращение от турбины компрессора передается на ротор компрес- сора и агрегаты, установленные на двигателе. Мощность, развиваемая турбиной компрессора на любом установив- шемся режиме, равна мощности, потребляемой компрессором и агрегата- ми двигателя. Мощность, развиваемая свободной турбиной, определяется величиной энергии газа, поступающего из турбины компрессора. Увеличение частоты вращения ротора турбокомпрессора приводит к увеличению энергии газа поступающего в свободную турбину и соответ- ственно к увеличению мощности, развиваемой этой турбиной. Вращение от свободной турбины передается на несущий и рулевой винты, а также на агрегаты, получающие привод от вертолетного редуктора. Частота вращения свободной турбины (несущего винта) на рабочих режимах под- держивается постоянной специальными регуляторами путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Так, при самопроизвольном увеличе- нии частоты вращения несущего винта регулятор уменьшает подачу топ- лива в камеру сгорания. Это приводит к уменьшению температуры газа перед турбиной компрессора Т*Г, уменьшению частоты вращения турбо- компрессора и уменьшению мощности, развиваемой свободной турбиной. При этом частота вращения свободной турбины и несущего винта восста- навливается до заданной. При самопроизвольном уменьшении частоты вращения несущего винта система регулирования работает в обратном порядке. Изменение режима работы производится изменением шага вин- та и одновременной перенастройкой системы регулирования на подачу |