Характеристика ВРД различных типов

 

2.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)

 

ТРД первого и второго поколений имели относительно невысокие параметры рабочего процесса и соответствующие этой температуре . Получаемой работы цикла L _цбыло достаточно, чтобы получить тягу для полета с дозвуковыми скоростями. Полет же со скоростями, превосходящими скорость звука требовал радикального увеличения тяги, для преодоления аэродинамического сопротивления возрастающего при сверхзвуковом полете скачкообразно.

Увеличить максимальную тягу ТРД R _max возможно за счет увеличения максимальной работы цикла L _max (см. рис.2.10), для чего необходимо увеличить температуру газа на входе в ГТ . Однако величина ограничена прочностью деталей ГТ ( ≤ 1700 ⁰K).

Вследствие того, что максимально возможная температура газа при сгорании керосина в КС ≈ 2400…2600 ⁰K, то в КС ТРД приходится принимать специальные меры, чтобы снизить до ≤ 1700 ⁰K. При этом в составе газа за КС остается много не прореагировавшего кислорода.

Схема ТРДФ с дополнительным подогревом газа в форсажной камере сгорания (ФК) за газовой турбиной (рис. 2.11) позволяет повысить температуру газа на входе в реактивное сопло. То есть в ТРДФ, после совершения газом работы расширения в ГТ (потребной для привода компрессора), газ, отдавший часть своей энтальпии i (↓ Т) подогревается до ≥ 2000 K в ФК путем сжигания в нем дополнительного топлива.

Более нагретый газ совершит в РС бóльшую работу при расширении и разгонит газовый поток до бóльшей скорости на срезе РС с _с, следовательно, увеличится удельная тяга R _уд = ↑ с _с – V и тяга ТРД R = М _в↑ R _уд.

Дополнительный подвод тепла к рабочему телу в ТРДФ позволяет увеличить работу цикла на величину Δ L _ф (рис. 2.12, 2.13) не увеличивая на входе в ГТ.

Рис. 2.12. Цикл ТРДФ в координатах	Рис. 2.13. Цикл ТРДФ в координатах Т – S

 

Степень форсирования R _уд.ф / R _уд зависит от степени подогрева газа в ФК и скорости полета V.

Например, при =2 и М = 0 R _уд.ф / R _уд ≈ 1,4…1,5; при =2 и М = 2,5 R _уд.ф / R _уд ≈ 2,5.

Такой способ форсирования тяги используют для быстрого разгона самолета при взлете и наборе высоты, а так же при полете со сверхзвуковой скоростью.

Недостатком ТРДФ является низкая экономичность (↓ с_R) на форсажных режимах работы, а так же значительное увеличение массы и габаритов двигателя за счет форсажной камеры, что существенно ограничивает применение ТРДФ в гражданской авиации.

 

2.8.2. Двухвальный ТРД

 

Для совершенствования ТРД как тепловой машины без ухудшения экономичности необходимо было увеличивать работу L _ц, получаемую от каждого килограмма рабочего тела (газа) в основном цикле. Решение этой задачи возможно за счет создания более жаропрочных и жаростойких материалов, совершенствования конструкции и системы охлаждения ГТ. В этом случае можно повысить , а следовательно, и . Однако на этом пути конструкторы столкнулись с проблемой. Увеличение осуществляется увеличением количества ступеней осевого компрессора (ступень ОК состоит из ряда неподвижных направляющих лопаток, закрепленных радиально на наружном корпусе ОК и ряда вращающихся рабочих лопаток, закрепленных на роторе). Высоконапорный компрессор, имеющий большое количество ступеней, работает согласованно (углы набегания потока на рабочие лопатки всех ступеней расчетные) только при расчетных скорости, высоте полета и режиме работы двигателя. При любом отклонении от расчетных условий наблюдается газодинамическое рассогласование в работе первых и последних ступеней. При этом снижается запас газодинамической устойчивости Δ K _у и КПД ОК , следовательно, повышается опасность выхода ОК на неустойчивый режим работы «помпаж» и растет удельный расход топлива (ухудшается экономичность).

Один из способов восстановления согласованной работы ступеней – это дать возможность первым и последним ступеням вращаться с различными частотами , но в обычном ТРД это невозможно, так как все ступени закреплены на одном валу ротора.

В двухвальном ТРД вал ротора состоит из двух валов, расположенных соосно один внутри другого, следовательно, ОК и ГТ делятся на две, механически не связанные части:

1. компрессор низкого давления (КНД) + турбина низкого давления (ТНД), составляющие ротор низкого давления (РНД);

2. компрессор высокого давления (КВД) + турбина высокого давления (ТНД), составляющие ротор высокого давления (РВД) (рис. 2.14)

При отклонении условий полета или режима работы двигателя от расчетных значений, РНД и РВД начинают вращаться с разными частотами, и рассогласование между ступенями КНД и КВД автоматически устраняется (саморегулирование ТРД).

Вращение роторов высокого и низкого давления (РВД и РНД) с разными частотами называют – "скольжением роторов" :

 

(2.17)

 

Чем значительнее отличаются условия полета или режим работы двигателя от расчетных значений, тем больше величина , при которой устраняется рассогласование.

Недостатками двухвальных ТРД являются:

- более сложная конструкция ротора;

- тяжелые условия работы межвальных подшипников обусловленные: затрудненной подачей масла для охлаждения, смазки и вывода продуктов износа; повышенным износом (овализацией) роликов подшипников из-за их скольжения вместо качения вследствие отсутствия радиальных сил.

- относительно большое время, потребное на изменение частот вращения роторов при саморегулировании из-за их инерционности.

Главным достоинством двухвальных ТРД является отсутствие необходимости в сложных автоматических устройствах регулирования ОК.

 

2.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)

 

Совершенствование ТРД как тепловой машины – рост работы цикла L _ц за счет увеличения параметров рабочего процесса и , привело к росту скорости истечения газа из РС с _с, а скорость полета гражданских (дозвуковых) самолетов осталась практически без изменений V = 900…950 км/ч.

Это привело к росту недоиспользования (потере) кинетической энергии истекающей из РС струи газа на совершение полезной тяговой работы по увеличению скорости полета V ЛА (↑ c _c – V)²/2. Потери кинетической энергии становились тем выше, чем больше была работа цикла, а следовательно величина с _с . В результате удельная тяга R _уд = ↑ с _с – V росла, а экономичность ТРД как силовой установки для самолета стала ухудшаться и перед конструкторами встала задача: Как, сохранив полученную высокую работу цикла, избежать потерь кинетической энергии (c _c – V)²/2? Решение нашлось – необходимо избыточную часть работы цикла использовать не на увеличение с _с, а для сжатия дополнительного количества воздуха, который будет участвовать в создании реактивной тяги R =Σ М _в R _уд.

Избежать потери кинетической энергии и существенно снизить удельный расход топлива позволило использование двухконтурных ТРД (ТРДД).

ТРДД (рис. 2.15) имеет два контура: внутренний (1); наружный (2).

Вентилятор (КНД) сжимает и подает воздух в оба контура. Привод КНД возможен или от турбины низкого давления (ТНД), где и срабатывается избыточная часть работы цикла, или через редуктор, от ротора высокого давления РВД.

КВД сжимает и подает воздух только во внутренний контур, который работает как обычный ТРД.

Воздух из внешнего контура может смешиваться с газами внутреннего контура в камере смешения (КСм) за ГТ и разгоняться в общем РС, а может выходить отдельно, расширяясь в собственном кольцевом РС. Суммарный расход воздуха через двигатель определяется как:

 

Σ М _в = М _в.1 + М _в.2, (2.18)

 

где: – секундный массовый расход воздуха через внутренний контур;

– секундный массовый расход воздуха через наружный контур.

Отношение между расходами воздуха в наружном и внутреннем контурах называется степенью двухконтурности ТРДД

 

= 0,2…12. (2.19)

 

При увеличении степени двухконтурности снижается удельный расход топлива (улучшается экономичность двигателя), так как при одном и том же часовом расходе топлива увеличивается тяга вследствие роста расхода воздуха. Но одновременно уменьшается доля L _ц, идущая на разгон потока в РС, следовательно, уменьшается с _с, а значит и R _уд. Для того, чтобы с увеличением m удельная тяга R _уд оставалась в приемлемых пределах необходимо иметь большую работу цикла. Преимущества ТРДД существенно возрастают при увеличении температуры газа , а, следовательно, и L _ц. Поэтому первые ТРДД появились только тогда, когда удалось разработать и применить системы охлаждения ГТ ТРД, обеспечивающие их надежную работу при высоких .

Платить за лучшую экономичность приходится увеличением диаметра двигателя (увеличением сечения миделя F _м), следовательно, ростом величины аэродинамического сопротивления Х.

ТРДД классифицируются:

1. По количеству валов: одновальные; двухвальные; трехвальные.

2. По организации истечения газа: с раздельным выходом потоков; со смешением потоков.

3. По способу форсирования: без форсажной камеры (ФК); с форсажной камерой: с общей ФК; с раздельными ФК.

Двухвальная схема оптимально сочетает газодинамические преимущества (саморегулирование) и надежность конструкции.

Трехвальная схема является наилучшей с точки зрения газодинамической устойчивости КВД, но сложна конструктивно, следовательно, недостаточно надежна.

Схема с раздельным выходом потоков, как правило, применяется при большой степени двухконтурности ().

Схема со смешением потоков, как правило, применяется при < 4 и позволяет снизить массу двигателя, облегчает компоновку ТРДД внутри фюзеляжа самолета и упрощает конструкцию реверсивного устройства (РУ). Однако при этом, за счет камеры смешения, увеличивается длина двигателя.

Схема без форсажной камеры применяется на дозвуковых ЛА.

Схема с форсажной камерой и малой применяется на всережимных ЛА.

Схема ТРДД была предложена Люлькой А.М. в конце 30-х годов прошлого столетия, но реализовать ее удалось только в конце пятидесятых годов, после создания охлаждаемых ГТ.

В настоящее время все маршевые ВРД для ЛА разрабатываются по схеме ТРДД.

2.8.4. Турбовальные (ТВаД) и турбовинтовые (ТВД) двигатели

 

ТВаД являются двигателями непрямой реакции, то есть у ТВаД, в отличии от ТРД, работа цикла L _ц тепловой машины превращается не в реактивную тягу, а в избыточную мощность, получаемую на валу ГТ (одновальные ТВаД (рис. 2.16)), или в механическую работу (крутящий момент) на валу свободной (силовой) турбины (СТ) (рис. 2.17) и может быть использована для привода воздушного винта (ВВ) самолета, несущего винта (НВ) вертолета, наземных и водных транспортных средств, электрогенераторов, нагнетателей (компрессоров) для перекачки по газопроводам природного газа и др. То есть после совершения работы по приводу ОК в ГТ, газ продолжает расширяться не в РС, а в дополнительных ступенях ГТ или в свободной (силовой) турбине, совершая работу по ее вращению.

 

 

Рис. 2.16. Одновальный (двухвальный) ТВаД

 

 

Рис. 2.17. ТВД со свободной турбиной

 

У ТВД, представляющих собой разновидность ТВаД, L _ц распределяется между избыточной мощностью, получаемой на валу ГТ газогенератора для привода ВВ, и реактивной тягой в РС. Причем доля реактивной тяги мала (до 10 % от суммарной тяги ТВД) (рис. 2.18)

 

 

Рис. 2.18. Одновальный (двухвальный) ТВД

 

Фактически, ТВД является гипертрофированным ТРДД, у которого КНД (вентилятор), за счет значительного увеличения степени двухконтурности и устранения внешнего корпуса наружного контура, трансформировался в воздушный винт, при этом на его привод расходуется (90…100) % от L _ц.

Следовательно, экономичность ТВД выше, а максимально возможная скорость полета V _max – ниже, чем у ТРДД и находится в области экономичной работы ВВ – 500…700 км/ч. В настоящее время для увеличения скорости полета V самолетов с ТВД применяют многолопастные ВВ сверхзвукового обтекания (саблевидные, с острыми передними кромками и тонким профилем).

ТВД так же может быть выполнен по схеме со свободной (силовой) турбиной (рис. 2.19).

 

ТВД удачно сочетает в себе экономические преимущества создания тяги воздушным винтом при взлете и на малых скоростях полета, достаточно простую систему регулирования ВВ путем изменения угла установки лопастей (шага винта) и низкую удельную массу газотурбинного двигателя ГТД.