гтд. Кисилев Д.Ю. Общие. Техническая эксплуатация летательных аппара тов и авиационных двигателей самара издательство сгау 2014 2
 Скачать 0.93 Mb.
|
|
2.5. Рабочий процесс ТВаД Рабочим процессом газотурбинного двигателя называется совокуп- ность протекающих в его проточной части термодинамических процес- сов. В основе рабочего процесса ТВаД (рис. 1.9) лежит идеальный цикл с подводом и отводом тепла при постоянном давлении, адиабатическим сжатием и расширением рабочего тела. Рабочий процесс (реальный цикл) отличается от идеального цикла наличи- ем гидравлических и других потерь ра- ботоспособности энергии газа в процес- сах сжатия, подвода тепла и расширения. Рабочий, процесс ТВаД состоит из ряда последовательно протекающих тер- модинамических процессов: – политропического процесса сжатия во входном устройстве и компрессоре (Н–К); – процесса сгорания топлива в каме- ре сгорания (подвода тепла) (К–Г); – политропического процесса расши- рения газа в турбине компрессора (Г– ТК); – политропического процесса расширения газа в свободной турбине (ТК–Т); – политропического процесса расширения газа в выходном устройст- ве (Т–С); – условного изобарического процесса с отводом тепла (С–Н), проте- кающего в окружающей атмосфере и означающего условный возврат ра- бочего тела на вход в двигатель. Так как газ, выйдя из двигателя, приобретает параметры атмосферно- го воздуха, а во входное устройство поступает атмосферный воздух, то цикл ТВаД равноценен замкнутому циклу. В таких случаях, когда один из термодинамических процессов проходит за пределами двигателя, цикл называется условно замкнутым. Атмосферный воздух в этом случае, рас- сеивая отводимое тепло, играет как бы роль холодильника. Рис. 1.9 –Рабочий процесс ТВаД: Q к.с. – тепло, подводимое к воздуху в камере сгорания; Q охл – тепло, отводимое в атмосферу 20 Как было сказано выше, при таком процессе газ, циклически изменяя свои параметры, производит работу. Причем, чем больше разница между работами расширения и сжатия газа, тем больше работа цикла, тем боль- ше работы производится газом. Работа цикла эквивалентна площади внутри графика циклического изменение параметров газа в р-v координа- тах. Учитывая, что работа цикла ТВаД расходуется, в основном, на при- вод во вращение несущего и рулевого винтов, можно сделать вывод: чем больше работа цикла ТВаД тем больше его мощность. Для увеличения работы цикла и, следовательно, мощности двигателя необходимо увеличить разность между работами расширения и сжатия газа. Этого можно добиться, увеличивая давление газа за компрессором или увеличивая количество подводимого в газу тепла. Графики рабочих процессов для этих случаев показаны на рис. 1.10. Как видно из рис. 1.10, увеличение давле- ния за компрессором и увеличение количества подводимого к газу тепла приводит к увеличению площади внутри графи- ка, следовательно, к уве- личению разности между работами расширения и сжатия газа, работы цик- ла и мощности двигате- ля. На рисунке площадь, эквивалентная прираще- нию работы цикла (ΔL цикла ) заштрихована. 3. ОБЩИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117 3.1. Общие сведения Турбовальный двигатель со свободной турбиной (ТВаД) ТВ2-117А предназначен для установки на вертолет Ми-8. В силовую установку вхо- дят два взаимозаменяемых двигателя ТВ2-117А. Начиная с 1984 года, двигатели выпускаются с графитовым уплотне- нием узла 2-й опоры ротора турбокомпрессора вместо контактно- кольцевого и имеют обозначение ТВ2-117АГ. Рис. 1.10 – Изменение рабочего процесса ТВаД: при увеличении давления за компрессором (а) и увеличении количества подводимого к газу тепла (б) 21 Управление двигателем производится объединенной системой «Шаг- газ», позволяющей поддерживать нужную частоту вращения несущего винта как автоматически, так и вручную. Силовая установка вертолета Ми-8 состоит из двух двигателей ТВ2-117А и одного главного редук- тора ВР-8А (рис. 1.11). Особенностью двигателя ТВ2- 117А является наличие в нем сво- бодной турбины (турбины винта) для привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинемати- чески с турбокомпрессорной частью двигателя, что дает ряд конструк- тивных и эксплуатационных пре- имуществ: а) позволяет получать желаемую частоту вращения вала несущего винта вертолета независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя; б) облегчает раскрутку турбокомпрессора при запусках двигателя; в) позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя; г) исключает необходимость фрикционной муфты (муфты включе- ния) в силовой установке вертолета. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического под- держания частоты вращения несущего винта с синхронизацией мощности обоих двигателей, выполняющую следующие функции: а) автоматическое поддержание оборотов несущего винта в заданных пределах путем изменения мощности двигателей в зависимости от по- требляемой мощности несущего винта; б) поддержание одинаковой мощности каждого из двух параллельно работающих двигателей; в) автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при неисправности другого. На вертолете имеются рычаг «Шаг—Газ» для совместного управле- ния обоими двигателями и шагом несущего винта, а также рычаги раз- дельного управления двигателями. Двигатель ТВ2-117А (рис. 1.12 – 1.16) состоит из следующих основных узлов и систем. Входное устройство: плавный канал для подвода воздуха из атмосфе- ры, защищено от обледенения. Рис. 1.11 – Главный редуктор и двигатели силовой установки вертолета 22 Компрессор: осевой десятиступенчатый компрессор. Камера сгорания: кольцевая с 8 головками для форсунок и двумя вос- пламенителями. Рис. 1.12 – Двигатель ТВ2-117А (вид слева): 1 – агрегат КА-40; 2 – штуцер суфлирования; 3 – агрегат НР-40ВА; 4 – стартер-генератор ГС- 18МО; 5 – агрегат ИМ-40; 6 – пусковой воспламе- нитель; 7 – коллектор термопар; 8 – трубопровод суфлирования; 9 – кронштейн датчика давления топлива; 10 – штуцер подвода топлива в агрегат НР-40ВА; 11 – гидромеханизм; 12 – клапан пере- пуска воздуха; 13 – блок электромагнитных кла- панов; 14 – патрубок суфлирования II опоры ро- торов двигателя; 15 – противопожарный коллек- тор; 16 – дренаж; 17 – агрегат РО-40ВА Рис. 1.13 – Двигатель ТВ2-117А (вид справа): 1 – ушко для подвески двигателя; 2 – агре- гат СО-40; 3 – фланец отбора воздуха для нужд вертолета; 4 – масляный фильтр; 5 – штуцер подвода масла из масляного бака; 6 – фланец суфлирования III опоры рото- ров двигателя; 7 – колодка термопар; 8 – блок дренажных клапанов; 9 – патрубок суфлирования II опоры роторов двигателя; 10 – клапан перепуска воздуха; 11 – проти- вообледенительный клапан; 12 – гидроме- ханизм; 13 – штуцер выхода масла из дви- гателя; 14 – кронштейн датчика давления масла Рис. 1.14 – Двигатель ТВ2-117А (вид спереди): 1 – агрегат ПН-40Р; 2 – агрегат КА-40; 3 – нижний масляный агрегат; 4 – кран слива масла; 5 – главный штепсельный разъем Рис. 1.15 – Двигатель ТВ2-117А (вид на правый двигатель сзади): 1 – трубопровод суфлирования; 2 – выхлопной патрубок; 3 – главный привод двигателя; 4 – агрегат РО-40ВА 23 Турбина компрессора: двухступенчатая, осевая. Компрессор, камера сгора- ния и турбина компрессора об- разуют турбокомпрессор. Свободная турбина: двух- ступенчатая, осевая. Выхлопное устройство: не- регулируемое, расширяющееся. Главный привод: обеспечи- вает передачу крутящего мо- мента от ротора свободной турбины на ведущий вал муф- ты свободного хода главного редуктора вертолета. Центральный привод и коробка приводов: на коробке приводов раз- мещены основные агрегаты двигателя, имеющие привод от ротора турби- ны компрессора. Для надежной работы на всех режимах полета, на всех эксплуатаци- онных высотах и скоростях, в любых погодных условиях газотурбинный двигатель ТВ2-117А (АГ) оснащен всеми необходимыми системами: топливная система; система смазки и суфлирования; система охлаждения; противообледенительная система; система ограничения температуры газа; система электропитания и запуска; система регулирования и управления. Двигатель крепится на вертолете (рис. 1.17) на трех подвесках, распо- ложенных на заднем корпусе компрессора (вблизи центра тяжести двига- теля). При помощи двух пар стоек двигатель крепится к фюзеляжу верто- лета, а корпус свободной турбины через корпус главного привода со сфе- рическими опорами соединен с корпусом главного редуктора. Установка сферических опор в месте соединения двигателя с редук- тором обеспечивает нормальную работу силовой установки при некото- рой несоосности валов двигателя и редуктора. Рис. 1.16 – Схема продольного разреза двигателя 24 Рис. 1.17 – Схема крепления двигателей и редуктора на вертолете: 1 – двигатель; 2 – редуктор; 3 – стойки крепления двигателя в передней его части; 4 – приспо- собление для удержания двигателя при снятии редуктора с вертолета; 5 – сферическая опора редуктора для крепления двигателя в задней его части; 6 – подкосы рамы крепления редуктора Принцип работы двигателя Компрессор. Воздух из атмосферы через входное устройство на вер- толете и в корпусе первой опоры роторов двигателя всасывается осевым десятиступенчатым компрессором. Проходя воздушный тракт компрес- сора, воздух постепенно сжимается и поступает в камеру сгорания. Камера сгорания. В камеру сгорания непрерывно впрыскивается во- семью топливными форсунками топливо. Топливо полностью сгорает при небольшом избытке воздуха, обеспечивает непрерывный факел пламени и высокую температуру в зоне горения. Из камеры сгорания поток газов с высокой температурой и повышенным давлением поступает в турбины двигателя. Турбина компрессора. На лопатках сопловых аппаратов турбины компрессора энергия потока газа частично преобразуются в кинетиче- скую энергию газов (Е к ). На рабочих лопатках турбины компрессора энергия газов преобразуется в механическую работу, передаваемую на вал турбины компрессора в виде крутящего момента и далее на привод ротора компрессора, коробку приводов и нижний масляный агрегат. Свободная турбина. Оставшаяся часть энергии потока газа анало- гичным образом преобразуется на лопатках сопловых аппаратов свобод- ной турбины в кинетическую энергию (Е к ). Эта энергия преобразуется в механическую работу и передается на вал, где используется для создания 25 крутящего момента для привода редуктора ВР-8А и вращения валов не- сущего и хвостового винтов, для привода агрегатов, установленных на редукторе, а также для привода регулятора оборотов свободной турбины. Изменение режима работы производится путем изменения шага винта и одновременной перенастройкой системы регулирования на пода- чу топлива, соответствующей новому значению мощности двигателя. Соединение двигателей с редуктором осуществляется посредством специального узла и муфты свободного хода (МСХ), которая обеспечива- ет самовращение несущего и хвостового винтов при отказе и заклинива- нии двигателей. Частота вращения свободной турбины (несущего винта – N нв ) на ра- бочих режимах поддерживается постоянной регулятором оборотов РО- 40М путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Так, при самопроизвольном увеличении частоты вращения несущего винта регулятор уменьшает подачу топлива, что приводит к уменьшению температуры газа перед турбиной компрессора, уменьшению частоты вращения турбокомпрессора и уменьшению мощности, развиваемой сво- бодной турбиной. При этом частота вращения несущего винта восстанав- ливается до заданной. На рис. 1.18 приведены схема проточной части двигателя и кривые изменения основных параметров газо-воздушного потока. 3.2. Характеристики двигателя 3.2.1. Дроссельные характеристики Дроссельная характеристика (рис. 1.19) двигателя показывает зависи- мость эффективной мощности W е на валу свободной турбины и удельного расхода топлива G e от частоты вращения ротора турбокомпрессора N тк С увеличением частоты вращения ротора турбокомпрессора мощ- ность двигателя возрастает, а удельный расход топлива уменьшается. С увеличением частоты вращения N тк растут массовый расход возду- ха, проходящего через компрессор G в и степень повышения давления воздуха в компрессоре. Увеличение этих параметров, вместе с увеличением температуры газа T г , проводит к увеличению мощности W е . Мощность W e не должна пре- вышать максимально допустимой величины и поэтому ограничивается «максимальной величиной расхода топлива» путем соответствующей ре- гулировки топливного агрегата НР-40ВА. 26 На дроссельной характеристике отмечают следующие основные ре- жимы работы двигателя: режим малого газа, крейсерский режим, номи- нальный режим и взлетный режим. Рис. 1.18. – Схема проточной части двигателя и изменение параметров воздуха (газа) Рис. 1.19 – Дроссельные характеристи- ки двигателя ТВ2-П7А, снятые на стенде и приведенные к t = 15° С и р=760 мм рт. ст. 3.2.2. Высотные характеристики Высотная характеристика (рис. 1.20) показывает зависимость эффек- тивной мощности W е и удельного расхода топлива G е от высоты полета Н при заданной программе регулирования. Взлетная мощность до расчетной высоты Н =1,5 км несколько повы- шается, а при дальнейшем наборе высоты заметно понижается. Мощность на номинальном и крейсерском режимах более плавно понижается, начи- ная с земли. При наборе высоты удельный расход топлива на взлетном режиме до Н =1,5 км понижается, а затем несколько повышается. На но- минальном и крейсерском режимах удельный расход топлива непрерывно понижается, начиная с земли. Характер показанного изменения мощности и удельного расхода топ- лива обусловлен работой ограничителей, предусмотренных в системе ав- томатического регулирования и управления двигателем: до высоты Н=1,5 км взлетная мощность ограничивается постоян- ной максимальной величиной расхода топлива G т = const; при дальнейшем наборе высоты взлетная мощность ограничивается по приведенной частоте вращения N тк.пр = соnst. 27 Ограничение взлетной мощности по N тк.пр происходит при достижении этим параметром максимального значения и осуществляется автоматиче- ским уменьшением подачи топлива в двигатель, т.е. уменьшением G т На характеристики наложены ограничения взлетного и границы но- минального и крейсерского режимов. Рис. 1.20 – Высотные характеристики двигателя ТВ2-117А при t = 15 °С и р = 760 мм рт. ст. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 1. Научный вестник МГТУ ГА [Текст] / Моск. гос. техн. ун-т гражд. авиации; [отв. ред. В.С. Шапкин]. – М.: МГТУ ГА, 1998. (Аэромеханика и прочность). 119 (9). – 2007. – 183 с. 2. Ружицкий, Е.И. Вертолеты [Текст] / Е.И. Ружицкий. – М.: Виктория: АСТ, 1997. (Современная авиация). Т.1. – 1997. – 192 с. 3. Данилов, В.А. Вертолет Ми-8 [Текст]: устройство и техн. обслуживание / В.А. Данилов. – М.: Транспорт, 1988. – 278 с. 4. Володко, А.М. Вертолет в усложненных условиях эксплуатации [Текст]: учеб.-метод. пособие / А.М. Володко. – М.: КДУ, 2007. – 231 с. 28 Учебное электронное издание Киселев Денис Юрьевич, Киселев Юрий Витальевич, Акифьев Владимир Иванович, Гульбис Антон Алексеевич, Тиц Сергей Николаевич ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ГТД. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ТВ2-117 Электронное учебное пособие Редактор И.И. Спиридонова Довёрстка И.И. Спиридонова Арт. 34/2014. Самарский государственный аэрокосмический университет. 443086 Самара, Московское шоссе, 34. _____________________________________________________________ Изд-во Самарского государственного аэрокосмического университета. 443086 Самара, Московское шоссе, 34. |