Теория газотурбинных двигателей
В. М. Корнеев

Книга может оказаться полезной при изучении принципа работы, конструкции и эксплуатации газотурбинных авиационных двигателей.

Оглавление

Приведённый ознакомительный фрагмент книги Теория газотурбинных двигателей предоставлен нашим книжным партнёром — компанией ЛитРес.

© В. М. Корнеев, 2019

Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero

Назначение и принцип работы

Входные устройства предназначены для подвода к компрессору двигателя потребного количества воздуха.

Воздухозаборники должны обеспечивать:

а) большие значения коэффициента сохранения полного давления;

б) малое внешнее сопротивление воздухозаборника;

в) равномерность потока на входе в компрессор двигателя;

г) устойчивую работу двигателя на всех режимах полета и работы ГТД.

Повышение давления происходит частично в воздухозаборнике и в компрессоре.

Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока, а поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Поток тормозится, кинетическая энергия его уменьшается, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха.

Увеличение скоростей полета воздушных судов приводит к повышению значения воздухозаборников. При дозвуковых скоростях полета повышение давления от скоростного напора в воздухозаборнике незначительно.

На сверхзвуковых скоростях полета значительно повышается давление воздуха во входном устройстве за счет скоростного напора. Газодинамические процессы в воздухозаборниках стали более значительно влиять на на ее устойчивую работу двигателя.

При увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха значительно возрастает. Так например, при М полета больше 4 степень сжатия воздуха во входном устройстве настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без компрессора.

Воздухозаборники современных самолетов имеют систему регулирования, обеспечивающую согласованную работу воздухозаборника и компрессора двигателя. В результате регулирования воздухозаборников обеспечивается получение максимальной тяги и устойчивая работа в широком диапазоне режимов работы двигателя. На сверхзвуковых скоростях полета задача регулирования состоит в том, чтобы удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок) в оптимальном положении. Это достигается перепуском излишнего воздуха в атмосферу и изменением площади поперечного сечения воздухозаборника. Перепуск лишнего воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных в воздухозаборнике.

При взлете и малых скоростях полета несмотря на полностью раскрытый воздухозаборник воздуха для нормальной работы двигателя не хватает. Чтобы не нарушить нормальной работы двигателя на этих режимах полета дополнительно открываются перепускные створки и воздух, минуя воздухозаборник, напрямую поступает к двигателю. Возможны и другие способы регулирования, например, изменением углов центрального конуса.

Воздухозаборник сверхзвукового воздушного судна состоит из воздухозаборника, перепускных и противопомпажных створок и сложной автоматики.

Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, и других предметов в двигатель во входном устройстве установлены защитные приспособления.

Попадание мелких предметов уменьшает ресурс двигателя, приводит к снижению тяги, увеличению удельного расхода топлива, а в отдельных случаях может вызвать выход двигателя из строя.

Чем больше расход воздуха и чем ближе двигатель расположен к поверхности взлетно-посадочной полосы, тем вероятнее попадание в него посторонних предметов.

Для защиты двигателя в воздухозаборнике устанавливают неубирающиеся или убирающиеся после взлета решетки и сетки. Такие защитные устройства увеличивают массу и лобовое сопротивление двигателя.

Для защиты турбореактивных двигателей от попадания посторонних предметов применяют также воздушную завесу, заключающуюся в том, что отбираемый от двигателя воздух через специальные сопловые аппараты под давлением (в виде струи) отсекает вертикальный поток воздуха, идущий с земли. Эта система отключается при уборке шасси.

Эффективность торможения воздуха в воздухозаборнике авиадвигателя определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными силами трения воздуха о стенки воздухозаборника.

Коэффициент сохранения полного давления входного устройства оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за воздухозаборником (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке перед ним.

Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки воздухозаборника и сопротивления средств перепуска воздуха.

Коэффициент расхода воздуха характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному расходу.

Условием совместной работы входного устройства и компрессора двигателя является согласование их расходов воздуха.

Обеспечение устойчивой работы воздухозаборника является важнейшим требованием, так как связано с надежностью работы двигателя и безопасности полетов.

Пристального внимания требуют вопросы размещения двигателя на летательном аппарате. Это объясняется тем, что входное устройство двигателя интерферирует с планером воздушного судна и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу.

Воздушный поток, возмущенный элементами воздушного судна, может иметь значительную неравномерность перед входом во входное устройство двигателя, особенно при эволюциях самолета. В этом случае выбор места расположения двигателя должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки. Образующиеся при обтекании поверхностей воздушного судна пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника двигателя и оказывать отрицательное влияние на его внутренние процессы.

Дозвуковые входные устройства

Дозвуковые входные устройства большинства двигателей имеют сужающийся профиль проточной части, что обеспечивает равномерное поле скоростей на входе в компрессор и снижает вероятность образования вихрей и отрыва потока от стенок воздухозаборника.

Параметры рабочего процесса в воздухозаборнике определяются состоянием окружающего воздуха, скоростью полета самолета, режимом работы двигателя и геометрическими характеристиками проточной части двигателя.

Дозвуковое входное устройство имеет переднюю часть с плавными очертаниями входной кромки. Плавное очертание входной кромки воздухозаборника необходимо для предотвращения срыва потока и создания равномерного поля скоростей на входе в компрессор двигателя. Дальнейшее движение воздуха по расширяющемуся каналу приводит к уменьшению его скорости и увеличению его давления.

При околозвуковых скоростях полета характеристики дозвуковых входных устройств ухудшаются.

Особенно высокие требования предъявляются к воздухозаборникам двухконтурных двигателей. Это вызвано тем, что при небольшой степени повышения давления в наружном контуре двигателя даже небольшое увеличение потерь во входном устройстве уменьшает тягу и ухудшает экономичность двухконтурного двигателя.

Сверхзвуковые входные устройства

На двигателях современных сверхзвуковых самолетов применяются воздухозаборники, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением), формой поперечного сечения входных устройств, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.

Торможение набегающего потока в воздухозаборниках двигателей сверхзвуковых самолетов осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения воздуха. С этой целью применяются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательных или пересекающихся скачков уплотнения, заканчивающихся обычно прямым скачком.

Сверхзвуковые входные устройства можно разделить на три типа:

— входные устройства внешнего сжатия;

— входные устройства смешанного сжатия;

— входные устройства внутреннего сжатия.

Они различаются местом расположения скачков уплотнения. В первом случае косые скачки уплотнения воздуха располагаются перед плоскостью входа входного устройства. Во втором случае часть скачков уплотнения воздуха располагается вне и часть внутри воздухозаборника. В третьем — все скачки уплотнения находятся внутри воздухозаборника.

Значительное удаление прямого скачка уплотнения от плоскости входа воздухозаборника вызывает помпаж двигателя. При критических режимах работы входного устройства появляются высокочастотные пульсации потока воздуха, получившие название «зуда».

Изменение углов атаки оказывает значительное влияние на характеристики и запас устойчивости сверхзвуковых входных устройств.

Наибольшее влияние изменение углов атаки на сверхзвуковые входные устройства наблюдаются у осесимметричных воздухозаборников.

В результате возникновения окружной неравномерности потока воздуха происходит уменьшение коэффициента расхода воздуха, коэффициента сохранения полного давления воздуха и уменьшается запас устойчивости входного устройства. При этом значительно уменьшается расход воздуха через двигатель и его тяга.

Изменение направления потока воздуха, обтекающего входное устройство, в точности соответствует изменению угла атаки только у лобовых воздухозаборников.

При расположении воздухозаборников двигателя у боковых поверхностей фюзеляжа изменение углов набегающего потока на входное устройство оказывается большим, чем изменение улов атаки воздушного судна из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем самолета.

Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости входного устройства при полете воздушного судна с большими углами атаки применяют выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника.

Помпаж авиадвигателя возможен при сверхзвуковых скоростях полета самолета и на таких режимах, при которых либо мала пропускная способность авиадвигателя, либо чрезмерно велика пропускная способность входного устройства.

Помпаж авиадвигателя проявляется в том, что возникают колебания давления и расхода воздуха по всему газовоздушному тракту двигателя.

Помпаж входного устройства авиадвигателя недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха в воздухозаборнике могут вызвать помпаж компрессора и повышение температуры газа перед турбиной или самовыключение двигателя.

Возникновению помпажа двигателя на самолете способствуют все факторы, приводящие к переполнению воздухом входного устройства двигателя. Для устранения помпажа необходимо уменьшить противодавление за воздухозаборником, что может быть сделано сбросом избытка воздуха из входного устройства через створки перепуска, переводом двигателя на режим с большим расходом воздуха путем увеличения режима работы двигателя, а также снижением пропускной способности входного устройства путем его регулирования. Эффективным средством прекращения помпажа воздухозаборника двигателя является снижение скорости полета самолета.

«Зуд» входных устройств двигателя наблюдается при снижении противодавления за воздухозаборником. Такое явление возникает всякий раз, когда пропускная способность входного устройства оказывается меньшей, чем требуется для двигателя. В результате возникают высокочастотные пульсации потока воздуха с частотой колебаний от десятков до сотен герц и с амплитудой, меньшей, чем при помпаже. Интенсивность пульсаций при «зуде» определяется, в основном, режимом работы двигателя.

Возникающие пульсации давлений воздуха снижают запас устойчивости компрессора. Но «зуд» менее опасен, чем помпаж двигателя, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах.

Задача регулирования сверхзвуковых воздухозаборников состоит в обеспечении согласования работы входного устройства и двигателя.

Программа регулирования сверхзвукового воздухозаборника подбирается под заданные характеристики двигателя. С этой целью вначале определяются потребные значения расхода воздуха режимах работы двигателя. Эти потребные значения параметров воздухозаборника обеспечиваются затем надлежащим его регулированием.

Изменение температуры окружающего воздуха вызывает рассогласование режимов работы входного устройства и двигателя. Снижение температуры приводит к увеличению пропускной способности воздухозаборника.

При увеличении углов атаки основная задача регулирования состоит в обеспечении достаточных запасов устойчивости входного устройства.

Если для осесимметричных входных устройств, выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника, то после полного выдвижения конуса, согласование работы входного устройства и двигателя осуществляется открытием противопомпажных створок.

Регулирование сверхзвуковых входных устройств осуществляется автоматической системой регулирования. Она должна обеспечивать получение необходимой тяги двигателя и гарантировать его устойчивую работу на всех режимах.

Следствием помпажа входного устройства является значительное повышение уровня нестационарности потока перед компрессором двигателя, приводящее к нарушению устойчивой работы компрессора. В отдельных случаях помпаж компрессора может возникать и на режимах «зуда» входного устройства.

Запас газодинамической устойчивости входного устройства по помпажу зависит, с одной стороны, от условий совместной работы воздухозаборника и компрессора, а с другой, — от числа М полета (числа Маха) и угла атаки самолета. Эти факторы учитываются программами регулирования сверхзвуковых воздухозаборников.

Однако сложно обеспечить требуемый диапазон регулируемых параметров для всех возможных сочетаний режимов полета и работы двигателя. Это заставляет вводить ограничения, осуществляемые экипажем или обеспечиваемые с помощью блокировок, вводимых в систему автоматического регулирования.

Схема и принцип действия входного устройства авиационного ГТД

Входным устройством ГТДназывают часть газотурбинной силовой установки воздушного судна, включающую воздухозаборник, средства его регулирования и защитные устройства.

ВоздухозаборникГТД представляет собой устройство для забора атмосферного воздуха и подвода его к компрессору двигателя. Различают дозвуковые и сверхзвуковыевоздухозаборники.

На рис.3.11 показана схема входного устройства с дозвуковым воздухозаборником и изменение параметров потока по тракту воздухозаборника. Расчётным режимом для этого элемента ГТД является высота ( ) и скорость крейсерского полета ( или число Маха ).

Воздухозаборник включает в себя обечайку (1), обтекатель (2) и корпус (на рис.3.11 не показан).

Назначение обечайки ВЗ состоит, с одной стороны, в торможении воздушной струи на входе в двигатель, а с другой, в формировании внутреннего канала ВЗ в виде диффузора, где также происходит уменьшение скорости и увеличение давления. Скорость во входном отверстии ВЗ

принимают на расчётном режиме равной , что обеспечивает примерно 75…80 % увеличения давления перед входом ВЗ (где силы трения практически отсутствуют) и высокую эффективность входного устройства (коэффициент восстановления полного давления коэффициент расхода, определяемый отношением действительного расхода воздуха перед компрессором к максимально возможному во входном отверстии воздухозаборника

). Форма воздушной струи перед входом в ВЗ имеет диффузорный вид (струя растекается в данном сечении). Действующие на каждую струйку тока силы давления (возрастающие к входу в ВЗ) вызывают

Рис.3.11. Схема входного устройства для дозвуковых скоростей полёта

1 – обечайка; 2 – обтекатель перед компрессором; — давление больше

атмосферного ( ); Æ — давление меньше атмосферного ( );

— «подсасывающая» сила воздухозаборника; температура

и давление атмосферного воздуха; температура и давление

заторможенного потока воздуха; скорость полёта

так называемое дополнительное сопротивление ,которое являетсясоставной частьювнешнего сопротивления . Причём, чем меньше скорость потока во входном отверстии ВЗ , тем больше .Кроме того, с уменьшением нарушается картина обтекания наружной части обечайки ВЗ, увеличиваются силы трения, возможен отрыв потока. На практике угол наклона обечайки составляет 4…5 о и находится по формуле:

где .

Относительный диаметр отверстия ВЗ определяется формулой:

где наружный диаметр на выходе из ВЗ. При и — степень повышения давления во входном устройстве.

Радиус окружности, описывающий обечайку в её передней части, находится по формуле:

где площадь проходного сечения на входе в ВЗ.

Уменьшение скорости воздушного потока перед входом ВЗ и внутри него (вследствие диффузорного канала) вызывает повышенное (по сравнению с атмосферным) давление на внутренней поверхности обечайки. При этом давление, возникающее при обтекании потоком наружной поверхности обечайки ВЗ, оказывается несколько меньше атмосферного (рис.3.11). Под действием разности давлений на внутренней и наружной поверхностях обечайки возникает аэродинамическая сила входного устройства , горизонтальная составляющая которой называется «подсасывающей» силой , по направлению совпадающей с направлением силы тяги двигателя . На расчетном режиме величина в значительной степени компенсирует дополнительное сопротивление и снижает внешнее сопротивление входного устройства.

На нерасчетных режимах, в том числе и на старте воздушного судна ( ) картина обтекания потоком воздуха обечайки ВЗ резко изменяется. Воздух поступает на вход ВЗ из полусферы (рис.3.12), диаметр которой равен примерно 3…4 и более наибольшего (миделевого) диаметра двигателя.

Рис.3.12. Схема течения воздуха во входном устройстве в условиях старта

Это приводит к изменению направления подсасывающей силы (на компенсацию её тратится часть силы тяги двигателя) и взаимодействию воздушного потока с землёй.

В результате этого взаимодействия образуется под работающим двигателем естественный вихрь, который вовлекается в общий поток воз­духа, поступающего в ВЗ. Площадь поперечного сечения вихря по мере его подъема резко уменьшается. А поскольку циркуляция вихря остается постоянной , то уменьшение площади поперечного сечения вихря соп­ровождается увеличением угловой скорости его вращения. Очень быстро практически у поверхности земли вихрь перерождается в концентрированный с пониженным давлением внутри его. Таким образом, вихрь заса­сывает предметы, находящиеся на поверхности, и поднимает их вверх на некоторую высоту. Дальнейшее их движение определяется потоком входящего в двигатель воздуха.

Защита авиационных ГТД от попадания в них предметов, находя­щихся на земле, происходит в двух направлениях. Первое направление охватывает устройства, предотвращающие попадание предметов в ВЗ. К ним относятся защитные щетки на колесах передней стойки ВС, задерживающие предметы, летящие из-под колес в направлении входа в двигатель, а также устройства, предотвращающие образование вихря на входе в ВЗ или разрушающие уже образовавшийся вихрь. Например, воздух, отбираемый от компрессора ГТД, направляется вниз под ВЗ или под некоторым углом к оси двигателя.

Для защиты вертолетных двигателей от мелких частиц используются пылезащитные устройства (П3У).

ПЗУ работает следующим образом. Поступив на вход устройства (рис.3.13, сечение А-А), загрязненный воздух проходит по искривленному каналу к выходу (сечение Б-Б), меняя направление движения пример­но на 70°. Под действием центробежных сил взвешенные частицы концентрируются у внешней или внутренней стенки канала и вместе с частью воздуха (примерно 15 %) поступают в канал пылевого концентрата.

Основная часть воздуха (примерно 85 %), очищенная от частиц, поступает в выходной канал ПЗУ. Загрязненный воздух, двигаясь по каналу пылевого

концентрата, поступает в сепаратор первой ступени очистки, в котором поток делится на две части. Одна часть совершает поворот на 90°, за счет чего очищается от частиц и присоединяется к основному потоку очищенного воздуха.

Другая загрязненная часть воздуха проходит в следующую ступень очистки и т.д. Пылевой концентрат через приемную щель поступает в канал и выбрасывается за борт судна эжектором, использующим сжатый воздух из

Рис.3.13. Схемы пылезащитных устройств со сбором пылевого

концентрата в центральной зоне (а), в кольцевой периферийной зоне (б);

ПЗУ в виде искривленного канала со сбором пылевого концентрата

только с нижней стороны (в);

1 – входной канала ПЗУ; 2 – приемная щель; 3 – эжектор;