Конструктивные схемы ГТД различных типов

АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Конспект лекций

Раздел 1. Авиационные газотурбинные двигатели

Тема 1. Этапы развития авиационных двигателей

          Важнейшим элементом любого летательного аппарата является двигатель, характеристики которого в значительной степени определяют возможность достижения больших высот, скоростей и дальности полета.

     До конца второй мировой войны монопольное положение в  авиации занимали силовые установки с поршневыми двигателями (генераторы мощности) и воздушными винтами (движители). В период интенсивного развития поршневых двигателей (1915-1945) их мощность удалось повысить ≈ в 30 раз (до 1500-2000 кВт) а удельный вес снизить ≈ в 6 раз (до 0,6-0,8 кг/кВт). Это позволило довести скорость полета до 600-700 км/ч.

Для дальнейшего повышения скорости полета потребовалось резкое увеличение мощности силовой установки из-за существенного снижения аэродинамического качества самолета и КПД воздушного винта в области высоких дозвуковых скоростей полета.

    Дальнейшее повышение мощности поршневых двигателей сопровождалось опережающим повышением их веса и габаритов, что приводило к дополнительным аэродинамическим сопротивлениям.

Главное препятствие на пути повышения мощности поршневых двигателей было связано с особенностью их рабочего процесса, который не допускал большого увеличения расхода воздуха, необходимого для сжигания больших количеств топлива в цилиндрах (необходимость полной герметизации цилиндров в тактах сжатия и рабочего хода крайне ограничивает размеры проходных сечений клапанов в тактах наполнения и выхлопа).

   По этой причине поршневые двигатели не могли обеспечить дальнейшее развитие авиации вследствие неразрешимости противоречия между ограниченными возможностями по наращиванию мощности и требованиями к повышению скорости полета. В своем развитии поршневые двигатели подошли к пределу своих возможностей. Для дальнейшего совершенствования воздушных судов потребовался качественный скачок в области создания авиационных силовых установок.

   Такой скачок произошел в конце 40-х годов прошлого века, когда в авиации получили практическое применение двигатели принципиально нового типа – газотурбинные двигатели (ГТД).

В первом поколении авиационных ГТД основным типом был турбореактивный двигатель (ТРД), который совместил в себе функции генератора мощности и движителя, отрицая воздушный винт как движитель, имеющий ограниченные скоростные возможности.

                                     Рис.1. Принципиальная схема ТРД

     Скорость истечения газа из реактивного сопла ТРД в несколько раз превышает скорость воздушных масс, отбрасываемых воздушным винтом. Его тяговый КПД непрерывно возрастает с увеличением скорости полета, поэтому ТРД как движитель более эффективен при высоких скоростях полета. Характерный для ТРД подвод тепла при постоянном давлении обеспечивает возможность использования в рабочем процессе непрерывного потока и открытых проходных сечений проточной части, что не препятствует повышению расхода воздуха до значений, в десятки раз превышающих достигнутые в наиболее мощных поршневых двигателях. Поскольку пропорционально расходу воздуха может быть увеличен и расход топлива, ТРД как тепловая машина имеет большие резервы для повышения мощности, причем это возможно при относительно небольшом увеличении веса конструкции. Удельный вес ТРД удалось снизить до 0,25-0,35 кг/кг тяги.

    Тяговая мощность ТРД возрастает с увеличением скорости полета до сверхзвуковых значений, поэтому ТРД наиболее выгодны для применения при сверхзвуковых скоростях полета. Однако низкое аэродинамическое совершенство первых самолетов с ТРД не позволили освоить оптимальные для них сверхзвуковые скорости. Тем не менее, ТРД обеспечили существенный скачок скорости полета до околозвуковых величин (900-1000 км/ч).

  В процессе развития ТРД проявились и труднопреодолимые недостатки этих двигателей, сильно ограничивающие их применение на самолетах гражданской авиации. ТРД имеет значительно худшую топливную экономичность по сравнению с поршневыми ДВС при малых скоростях полета и особенно на старте.Первые образцы ТРД имели на старте в 3-5 раз больший расход топлива при одинаковой тяге с поршневыми ДВС, что также определяется особенностями его рабочего процесса. Несмотря на относительно малый собственный вес, ТРД потребовали существенного утяжеления конструкции ВС из-за необходимости размещения большого запаса топлива на полет.

     Таким образом, возникло противоречие между требованием к обеспечению большой дальности полета самолетов и ограниченной возможностью ТРД для реализации этого требования вследствие их низкой топливной экономичности. Работая над разрешением этого противоречия, конструкторами был создан принципиально новый тип ГТД второго поколения – турбовинтовые двигатели (ТВД).

Рис.2. Принципиальная схема ТВД

Как тепловая машина ТВД использует тот же рабочий процесс, что и ТРД, но не обладает функциями движителя, выполняя аналогично поршневому ДВС в основном роль генератора мощности для воздушного винта. На этом этапе произошел возврат к исходной схеме силовой установки «двигатель – воздушный винт», но на значительно более высоком уровне развития, так как ТВД не имеет таких жестких весовых ограничений по мощности, как поршневой двигатель.

   ТВД обеспечил существенное (по сравнению с поршневыми ДВС) повышение скорости полета и грузоподъемности самолетов за счет избытка располагаемой мощности при малом весе конструкции и высокой топливной экономичности. Мощность ТВД удалось довести до 10000 кВт и выше при удельном весе 0,25-0,35 кг/кВт и удельном расходе топлива 0,3-0,4 кг/кВт.ч. При этом скорость полета самолетов с ТВД достигла 700-750 км/ч, дальность полета 10 000 км и более при грузоподъемности 30-40 т. Благодаря высокой топливной экономичности ТВД заняли в конце 50-х лидирующее положение в силовых установках пассажирских самолетов, обеспечив для них наименьший расход топлива на единицу транспортной работы. ТВД положили начало развитию гражданской авиации как рентабельного вида транспорта.

  В процессе совершенствования ТВД вновь возникло противоречие между необходимостью повышения скорости полета и ограниченными возможностями воздушного винта, обусловленными резким снижением КПД винта вследствие роста потерь в скачках уплотнения на концах лопастей. Для разрешения этого противоречия на данном этапе развития были созданы ГТД качественно нового типа – двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД), занимающие по принципу создания тяги промежуточное положение между ТРД и ТВД. Роль движителя в ДТРД частично стал выполнять вентилятор относительно небольшого диаметра, приближая ДТРД по скоростным возможностям к ТРД. Это позволило повысить скорость полета до 900-950 км/ч.

                                Рис.3. Принципиальная схема ДТРД

Благодаря своим положительным качествам, ДТРД превратились в 60-х годах в наиболее распространенный тип ГТД 3-го поколения.  При их развитии были достигнуты наиболее важные результаты в области совершенствования газогенераторов, которые могли быть использованы для любого типа ГТД. Освоены конструкции двухкаскадных компрессоров, созданы компактные камеры сгорания, применены новые материалы, позволившие снизить вес газогенераторов, повысить их ресурс и безотказность.

Тема 2. Конструктивные и силовые схемы ГТД

Конструктивные схемы ГТД различных типов

Конструктивные схемы современных двигателей определяются типом ГТД и его целевым назначением. Наиболее распространена последовательная схема расположения основных узлов: входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства. Двигатель при этом ориентирован в осевом направлении, что облегчает его размещение на ВС с минимальным лобовым сопротивлением, что особенно важно для маршевых ГТД. Изменение целевого назначения меняет требования к компоновке двигателя и его конструктивной схеме. Для подъемного ГТД одним из основных требований является уменьшение осевых размеров. Для ТВД в ряде случаев лучшие характеристики могут быть получены при компоновке, обратной последовательной схеме.

Конструктивные схемы ТРД определяются прежде всего числом роторов. Наибольшее применение в последнее время получили 2-вальные ТРД, имеющие более широкий диапазон устойчивой работы. 

    ДТРД – наиболее распространенный тип ГТД в ГА. Конструктивная схема ТРДД также определяется числом роторов. ТРДД со средней степенью двухконтурности (m=2-3) выполняют 2-вальными (рис. 4).

Рис. 4.Конструктивная схема двухконтурного ТРД (ДТРД)

1 – передний корпус компрессора; 2 – КНД; 3 – переходный корпус; 4 – КВД; 5 – камера сгорания; 6 – ТВД; 7 – ТНД; 8 –корпус опоры                турбины; 9 - смеситель; 10 – реверсивное устройство

В ДТРД с большой степенью двухконтурности (m=5-8) применяются как 2-х, так и 3-вальные схемы. Согласование режимов работы вентилятора и турбины может быть достигнуто постановкой редуктора.

Рис. 5. Конструктивная схема турбовинтовентиляторного двигателя (ТВВД)

1- винтовентилятор; 2 – КНД (подпорные ступени); 3 – переходный корпус; 4 – осецентробежный КВД; 5 – камера сгорания; 6 – ТВД; 7 – турбина вентилятора и КНД; 8 – корпус опоры турбины; 9 – смеситель; 10 – редуктор.

ДТРД является промежуточным типом ГТД между ТРД и ТВД. Дальнейшее увеличение степени двухконтурности приводит к двигателям, получившим названиетурбовинтовентиляторных (ТВВД), т.е. приближает их к ТВД.  Конструктивные схемы ТВВД (рис. 5) подобны схемам 2-х или 3-вальных ТРДД .

В схему ТВД кроме элементов, характерных для всех типов ГТД, входят редуктор и воздушный винт. Расположение последних относительно турбокомпрессора и определяет особенности конструктивных схем этих двигателей. Простейшую конструкцию имеет одновальный ТВД с одним воздушным винтом (рис. 6). Передача мощности от турбины к винту осуществляется через встроенный редуктор. Разновидностью одновального ТВД большой мощности (>4000 кВт) является двигатель с двумя соосными винтами.

Рис. 6. Конструктивная схема одновального ТВД

1 – редуктор; 2 – лобовой картер; 3 – компрессор; 

5 – камера сгорания; 6 - турбина

Рис. 7. Конструктивная схема турбовального двигателя со свободной турбиной (ТВлД)

1 – передний корпус компрессора; 2 – компрессор; 3 – задний корпус компрессора; 4 – камера сгорания; 5 - турбина компрессора; 7 – свободная турбина

Схема турбовального двигателя (ТВлД) со свободной турбиной (рис. 7) наиболее широкое применение находит в вертолетных силовых установках. К ее особенностям относится наличие выносного редуктора, приводимого во вращение двумя двигателями. Двигатели со свободной турбиной используются и в маршевой силовой установке самолета.

Силовые схемы роторов ГТД

В современных ГТД имеется от одного до трех механически не связанных между собой роторов. Роторы турбокомпрессоров состоят из рабочих колес компрессора и турбины, соединенных валом. В силовой схеме ротора анализируются количество и место расположения опор, определяемые массой и изгибной жесткостью роторов и обеспечивающие минимальные радиальные зазоры между ротором и статором.

Общей особенностью силовых схем роторов является то, что осевая фиксация каждого ротора в корпусе осуществляется с помощью одного радиально-упорного подшипника. На остальных опорах устанавливаются радиально-опорные подшипники, обеспечивающие возможность осевого перемещения ротора относительно статора. Такая схема исключает стеснение температурных и силовых деформаций при изменении режима работы двигателя. Другая особенность заключается в том, что в опорах применяют обычно подшипники качения.

В зависимости от числа опор различают 2-х, 3-х и 4-опорные роторы.Двухопорные роторы (рис. 8) применяют обычно в качестве роторов ВД подъемных двигателей, ВСУ и в других случаях, когда число ступеней у турбины и компрессора, а также расстояния между ними невелики. Роторы турбины и компрессора соединяются в двухопорной схеме жестко. Радиально-упорный подшипник расположен в передней части ротора (в зоне более низких температур). Вторая опора расположена перед или за турбиной.

Рис. 8. Схемы 2-опорных роторов с передним (а) и задним (б, в)

расположением подшипника турбины

Схема 3-опорных роторов (рис. 9) получила более широкое распространение. Ротор компрессора установлен на два, а ротор турбины – на один подшипник (вторым своим концом он опирается на ротор компрессора). Радиально-упорный подшипник обычно располагается за компрессором. Задняя опора может располагаться как перед, так и за диском турбины.

Рис. 9. Схемы трехопорных роторов с передним (а, б) и задним (в)

расположением подшипника турбины

Четырехопорные роторы (рис. 10) применяют при значительном расстоянии между роторами турбины и компрессора и большом числе их ступеней. Каждый ротор располагают на двух опорах с общим для роторов турбины и компрессора шариковым подшипником.

Рис. 10. Схема 4-опорного ротора

Силовые схемы двух- и трехвальных ГТД выполняют по рассмотренным выше схемам одновальных двигателей. Ротор ВД обычно двух- или трехопорный, ротор НД трех- или четырехопорный. Особенностью многовальныхГТД является наличие межвальных подшипников, одна из обойм которых связана с одним, а другая – со вторым ротором.

Силовые схемы корпусов ГТД

Силовая схема корпуса представляет собой систему связанных неподвижных узлов, которая воспринимает нагрузки, действующие в двигателе, и передает их равнодействующие через узлы подвески на ВС. Силовой корпус двигателя состоит из нескольких корпусов опор (на которые передаются нагрузки от подшипников роторов), соединенных между собой корпусами компрессора, камеры сгорания, турбины и наружного контура (в ТРДД). К нему присоединяются элементы входного и выходного устройств, а также коробки приводов и агрегаты. 

Классификация силовых схем корпусов выполняется в зависимости от способов силовой связи между турбиной и компрессором.

Схема с внутренней силовой связью (рис. 11-а) характеризуется тем, что соединение корпусов турбины и компрессора осуществляется с помощью внутренней стенки корпуса камеры сгорания. Такая схема применяется при трубчатых камерах сгорания, что обеспечивает возможность их замены в процессе эксплуатации. В настоящее время применяется только в ВСУ.

Схема с внешней силовой связью (рис. 11-б) отличается тем, что соединение корпусов компрессора и турбины осуществляется наружным корпусом камеры сгорания. Благодаря большему диаметру наружный корпус оказывается достаточно жестким при сравнительно малой массе. Схема с внешней силовой связью предпочтительна при расположении задней опоры ротора за турбиной.

Схема с двойной силовой связью (рис.11-в, г) отличается наиболее полным использованием несущей способности корпусов камеры сгорания, так как корпусы турбины и компрессора соединены как внутренним, так и наружным корпусами камеры сгорания. Схема широко применяется в различных типах ГТД.

Рис. 11. Схемы силовых корпусов ГТД с внутренней связью (а), с внешней связью (б), с двойной незамкнутой связью (в), с двойной замкнутой связью (г)

1- передний корпус компрессора; 2 – корпус НАкомпрессора; 3- задний корпус компрессора; 4 - внутренний корпус камеры сгорания; 5 – наружный корпус камеры сгорания; 6 – радиальные силовые элементы корпуса передней опоры турбины; 7 – корпус турбины; 8 – корпус задней опоры турбины

Силовые схемы ТРДД имеют ряд особенностей. В конструкции корпуса ТРДД имеются три силовых контура: внутренний (внутренний корпус камеры сгорания), средний, включающий корпусы КВД, турбины и наружный корпус камеры сгорания, и внешний, образованный корпусом КНД и оболочками наружного контура. Соединение внутренней, средней и внешней частей силовой схемы осуществляется с помощью радиальных силовых элементов. Они являются, как правило, частью корпусов опор.

Основу схемы силового корпуса трехвального ТРДД составляет переходный корпус. Спереди к его наружному фланцу крепится корпус вентилятора, а к внутреннему- корпус передней опоры и КСД. Сзади к переходному корпусу присоединяются корпусы КВД, камеры сгорания и турбины.

Тема 3.Входные устройства авиационных ГТД

    3.1. Назначение и основные параметры входных устройств

Входным устройством ГТД называют часть газотурбинной силовой установки ВС (ЛА), состоящую из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. На ВС оно является частью мотогондолы (устройства для размещения двигателя), поэтому входное устройство ГТД – это часть конструкции ЛА, но процесс в нем является составной частью рабочего процесса ГТД.

Входное устройство (диффузор) служит для подвода воздуха к компрессору двигателя в количестве, необходимом для его нормальной работы. Кроме того, в полете диффузор служит для преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию давления.

Увеличение скоростей полета привело к повышению роли входного устройства. При дозвуковой скорости полета сжатие воздуха происходит в основном в компрессоре, степень повышения давления во входном устройстве невелика. В этом случае главными задачами входного устройства являются подача воздуха в двигатель с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерного поля скоростей и давлений для обеспечения устойчивой работы компрессора.

При сверхзвуковых скоростях полета стало возможным значительное повышение давления воздуха во входном устройстве за счет скоростного напора. (При М_п>4 повышение давления во входном устройстве настолько велико, что эффективная работа ВРД может быть обеспечена без сжатия воздуха в компрессоре). Вместе с тем, газодинамические процессы в сверхзвуковом диффузоре существенно усложняются и в большей степени влияют на тягу и экономичность ГТД и, что особенно важно,- на устойчивую работу компрессора и двигателя в целом.

Эффективность работы входного устройства, уровень его технического совершенства характеризуется рядом параметров, важнейшими из которых являются:

1. Коэффициент сохранения полного давления,- отношение полного давления на выходе из диффузора к полному давлению набегающего потока, σ_вх = р₁*/p_Н* , характеризует все виды потерь полного давления от сечения в невозмущенном потоке до сечения на выходе из диффузора (гидравлические потери и потери в скачках уплотнения).

2. Коэффициент расхода, - отношение действительного расхода воздуха через диффузор к максимально возможному расходу , φ = G_Д/G_MAX, характеризует пропускную способность входного устройства.

3. Коэффициент внешнего сопротивления,- отношение суммарной силы внешнего сопротивления диффузора к произведению скоростного напора на площадь миделя диффузора,С_{Х вх} = Х_вх/ρV²F_max/2. На нерасчетных режимах работы диффузора Х_вх может составлять 20-30% от внутренней тяги двигателя, что делает крайне важным принятие всех мер для его снижения.

К входным устройствам авиационных ГТД предъявляется ряд требований, основными из которых являются: малые потери полного давления воздуха в процессе его подвода к компрессору; устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя; равномерность поля скоростей и давлений на входе в компрессор; минимальное внешнее сопротивление; высокая производительность и возможность регулирования расхода воздуха в соответствии с потребностями компрессора; минимальные масса, габариты, простота конструкции.

При эксплуатации авиационных ГТД на вход двигателя часто попадают посторонние предметы (мелкие твердые частицы, лед и т.п.), которые приводят к нарушению работоспособности конструкции двигателя. Отсюда следует, что основная задача защитных устройств воздухозаборника – это предотвращение попаданий посторонних предметов в двигатель при работе двигателя на стоянке, при рулении и на взлете.

В зависимости от расчетной скорости полета входные устройства современных ВС подразделяются на два основных типа: дозвуковые (ДВУ) и сверхзвуковые (СВУ).

    3.2. Дозвуковые входные устройства

        ДВУ используются при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета. Основным конструктивным элементом входного устройства является воздухозаборник самолета. Характерной особенностью ДВУ является плавное очертание входных кромок воздухозаборника, что делается для предотвращения срыва потока в условиях несимметричного обдува входного устройства при маневрировании самолета (при косом обдуве).

На малых скоростях полета и при работе двигателя на земле, когда скоростной напор мал или отсутствует, воздух всасывается во входное устройство из атмосферы за счет разрежения, возникающего перед компрессором двигателя. В связи с этим принимаются специальные меры безопасности для людей и обеспечивается чистота площадки вблизи воздухозаборников. Площадь поперечного сечения свободной струи воздуха перед воздухозаборником уменьшается, скорость потока увеличивается , а его температура снижается. Во избежание обледенения входные кромки воздухозаборника делаются обогреваемыми.

На больших скоростях полета воздух во входное устройство поступает вследствие скоростного напора. В этих условиях количество воздуха, притекающего к воздухозаборнику, как правило, превышает потребности двигателя. Поэтому из набегающего потока во входное устройство втекает струя с площадью сечения меньшей, чем площадь входа воздухозаборника. Перед входом во входное устройство площадь сечения струи увеличивается, а скорость потока в ней уменьшается. При этом происходит процесс преобразования скоростного напора в давление. Дальнейшее торможение потока происходит в расширяющемся канале входного устройства.

Наивыгоднейшим является режим повышения давления воздуха в свободной струе (вне входного устройства), происходящий без потерь на трение. Для ДВУ такой режим обеспечивается при V_ВХ = 0,5V_П. При этом около 75% сжатия воздуха за счет скоростного напора происходит в свободной струе (перед воздухозаборником).

Рис. 12. Схема течений воздуха в дозвуковом входном устройстве

а) Vп<Vвх ;б) Vп=Vвх; в) Vп>Vвх; г) Vп>a;

1 – прямой скачок; 2 – косой скачок

Считается целесообразным использовать простые по конструкции ДВУ и при небольших сверхзвуковых скоростях полета (до М_П = 1,5-1,6). При обтекании ДВУ сверхзвуковым потоком на некотором расстоянии перед воздухозаборником образуется скачок уплотнения (головная волна), в котором происходит торможение потока и повышение давления воздуха. Центральная часть головной волны представляет собой прямой скачок уплотнения, а по мере удаления от оси диффузора он становится косым, вырождаясь на достаточном удалении от оси в волну слабого возмущения (рис. 12-г).