Перепуск воздуха в компрессоре

Как объяснялось ранее в параграфе 3.6, когда двигатель замедляется, его степень повышения давления будет уменьшаться, и объем воздуха в задней части компрессора будет больше.

Этот избыточный объем вызывает запирание в задней части компрессора и снижение массового расхода воздуха. Это, в свою очередь, вызывает уменьшение скорости воздушного потока в передней части компрессора и усиление склонности к срыву потока.

Если в промежуточные ступени компрессора внедрить перепускные клапаны, как показано на рис. 3.5, их можно открывать на низких оборотах или во время разгона двигателя для отбора некоторого избыточного объема воздуха.

Рис. 3.5. Работа клапана перепуска (отбора) компрессора

Это будет иметь эффект увеличения скорости воздуха на ранних ступенях компрессора и снижение запирающего эффекта на последних ступенях.

Такая комбинация обеспечивает меньшую вероятность срыва потока во время работы с открытым перепуском, но у применения данной системы существуют и недостатки.

При открытии клапанов перепуска компрессора, не зависимо, являются ли это превентивной мерой возникновения срыва потока, или осуществляется отбор воздух на нужды систем самолета, массовый расход воздуха через двигатель увеличивается.

Это вызовет падение тяги для данного положения РУД, что приводит к повышению удельного расхода топлива в двигателе и повышению EGT из-за снижения количества доступного охлаждающего воздуха.

3.13. МНОГОКАСКАДНЫЕ КОМПРЕССОРЫ

Совершенствование ранних двигателей с осевым потоком заключалось в добавлении ступеней компрессора на один вал для получения более высоких степеней повышения давления.

Это постоянно осложняло поддержание эксплуатационной гибкости в отношении частоты вращения двигателя.

Лопатки компрессора установлены под таким углом, чтобы создавать пиковую производительность на оборотах, близких к максимальным, когда осевая скорость потока и частота вращения лопатки создают оптимальный угол атаки потока к лопатке, см. параграф 3.7.

Любое уменьшение оборотов двигателя изменяет симметрию в векторной диаграмме в отношении осевой скорости, и угол атаки больше не соответствует оптимальному значению, на низких оборотах двигателя постоянно присутствует проблема срыва потока.

Для преодоления этой проблемы компрессор изначально разделили на две, а затем на три секции, каждая из которых приводилось через вал собственной турбины.

В такой конструкции двигателя при закрытии дросселя частота вращения каскада НД падает быстрее, чем частота каскада ВД. С помощью регулировок можно обеспечить поддержание симметрии векторной диаграммы относительно угла атаки в более широком диапазоне, значительно сокращая вероятность возникновения срыва потока.



3.14. АКТИВНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ЗАЗОРАМИ

Дальнейшее совершенствование конструкции для управления воздушным потоком в двигателе привело к созданию активного управления зазорами. Основной проблемой во всех случаях срыва потока является то, что угол араки потока на лопатке не соответствует своему оптимальному значению, см. параграф 3.7.

Срыв может произойти в результате изменений либо осевой скорости потока вокруг лопатки, либо скорости вращения лопатки.

Если осевой скоростью во всем диапазоне частот вращения двигателя можно будет управлять, тогда вероятность возникновения срыва потока или помпажа уменьшится.

Одним из методов является изменение размера кольцевого канала в зоне ВД компрессора, что еще недавно считалось невозможным.

С помощью охлаждения корпуса компрессора мы можем вызвать его сжатие для получения желаемого размера кольцевого канала между ним и законцовками лопаток. Охлаждающим веществом чаще всего является воздух, подаваемый в трубки вокруг внешней стороны корпуса компрессора.

3.15. ДИАПАЗОН ПОМПАЖА КОМПРЕССОРА

Было показано, что срыв потока/помпаж компрессора возникает из-за дисбаланса между расходом воздуха в компрессоре и степенью повышения давления. На рис. 3.5а, показано, как разработана конструкция двигателя с запасом безопасности, предусмотренным для снижения риска срыва потока/помпажа.

Рис. 3.5а. Диапазон помпажа компрессора

3.16. КОНСТРУКЦИЯ

На рис. 3.3 показаны основные конструктивные методы, широко распространенные для устройства компрессора. Вал ротора опирается на подшипники и соединен с валом турбины с допуском на небольшую вариацию смещения соосности.

Центробежная нагрузка на компрессор требует закрепления лопаток ротора на диске, а диск крепится на валу ротора.

Существуют различные типы методов крепления, самым популярным из которых является крепление корневой части лопатки с помощью замка «ласточкин хвост» и фиксация на диске с помощью стержня или стопорной пластины.

Для меленьких двигателей становится все сложнее разработать практичный способ фиксации и сохранить минимальный вес диска.

Одним из способов решения этой проблемы является интегрирование лопаток и диска, которое называется «blisk».

Корпус компрессора изготовлен из алюминиевого сплава в области передних ступеней и из стальных сплавов в области промежуточных ступеней.

В секции КВД температуры настолько высоки, что выдерживать их способны только сплавы на основе никеля.

3.17. ЛОПАТКИ РОТОРА

Лопатки ротора имеют аэродинамическую форму и обычно изготавливаются из кованной нержавеющей стали, подвергаются механической обработке до точных допусков для установки на диск ротора.

От передней к задней части компрессора лопатки уменьшаются в размере для создания сужающейся формы кольцевого канала, рис. 3.4.

На некоторых ступенях НД, где температуры не очень высокие, могут устанавливаться лопатки из титана.

Обычно применяется крепление методом ласточкин хвост, см. рис. 3.6, которое допускает посадку лопатки на диск с зазором. Под действием центробежной силы при вращении лопатка жестко закрепляется в замке. Поэтому во время авторотации на земле лопатки издают треск, похожий на звук от постукивания ногтей.

Рис. 3.6. Типичная лопатка ротора компрессора

3.18. ЛОПАТКИ СТАТОРА

Лопатки статора также имеют аэродинамическую форму и закрепляются к корпусу компрессора либо непосредственно, либо через бандажные кольца.

На ранних ступенях лопатки могут быть сгруппированы в сегменты, а самые длинные имеют бандаж на внутренней части для предотвращения вибраций под действием скорость воздушного потока вокруг них, рис. 3.7.

На ранних двигателях для изготовления статорных лопаток применялись алюминиевые сплавы, но они не выдерживали повреждений от попадания посторонних предметов.

Сплавы на основе стали и никеля имеют высокую усталостную прочность и реже трескаются или изнашиваются от удара. Титановые сплавы иногда применяются для лопаток на первых ступенях, но они не подходят для более глубоких ступеней из-за негативного воздействия высоких температур.

Рис. 3.7. Сегменты бандажированных статорных лопаток

Другая проблема связана с истиранием, избыточный износ может привести к механическому отказу, значительная теплота от трения может вызывать возгорание титана, приводя, в лучшем случае, к дорогостоящему ремонту, а в худшем – к риску для сохранения летной годности.

3.19. ЛОПАТКИ ВЕНТИЛЯТОРА

Лопатки КНД двигателей с высокой степенью двухконтурности, лучше известные как лопатки вентилятора, первоначально изготавливались из прочных титановых сплавов, т.к. данный материал сочетает высокие прочностные свойства с малой плотностью.

Получающийся в результате низкий вес лопатки очень важен для того, чтобы вентилятор был способен выдерживать несбалансированные силы в случае его повреждения. Не смотря на высокую прочность титановых сплавов, лопатки должны иметь встроенный демпфер.

Демпфер представляет собой полку, установленную на половине размаха лопатки, которая устраняет аэродинамическую нестабильность, но, к сожалению, добавляет вес. А когда требуются две полки, как показано на рис. 3.8, они подвергаются воздействию потока на законцовкахсо сверхзвуковыми характеристиками.

Проводились эксперименты с новыми материалами, особенно с углеволокном, но его гибкость сильно ухудшает эффективность изготовленных из него лопаток, и в настоящее время его применение в основном сведено на нет.

Рис. 3.8. КНД двигателя с высокой степенью двухконтурности или вентилятор

Большие успехи были достигнуты в изготовлении лопаток с центральной частью сотовой конструкции, покрытой оболочкой из титана, рис. 3.9.

Такой метод создает дополнительную прочность и облегчает вес, давая возможность изготавливать широкохордовые лопатки вентилятора. Расширенная хорда обеспечивает устойчивость лопатки, поэтому исчезает необходимость в демпфере.

Рис. 3.9. Конструкция широкохордовой лопатки вентилятора

3.20. ЗАГРЯЗНЕНИЕ КОМПРЕССОРА (И ТУРБИНЫ)

Накопление загрязнений на лопатках компрессора и турбины снижает эффективность устройства и может серьезно ухудшить его производительность.

Загрязнения в компрессоре, которые, главным образом, представляют собой соли и примеси промышленных зон, ухудшают аэродинамическое качество лопаток.

В турбине загрязнения имеют форму сульфитации, накопления сернистых отложений от сгорания топлива, которые нарушают аэродинамическую форму лопаток турбины и соплового аппарата, а через определенное время приводят к эрозии их защитного покрытия.

Если главной причиной загрязнения является всасывание соли, тогда периодическая промывка компрессора чистой водой может предотвратить применение абразивной чистки, которая потребуется в противном случае. Промывка может выполняться либо во время прокрутки двигателя стартером, либо во время работы на малом газе. Эта процедура известна как мойка для удаления солей.

Если загрязнения достигли стадии, когда антисолевая промывка уже не эффективна, может понадобиться очиститель поверхности эмульсионного типа. Он распыляется в воздухозаборник двигателя в тех же условиях, что и антисолевая промывка. Эта процедура называется мойка для восстановления производительности.

Такие меры также полезны для турбины. Их периодическое применение позволяет продлить ресурс для некоторых двигателей.

Для двигателей с центробежным компрессором применяется более интенсивная очистка. Она заключается во всасывании абразивной крошки в воздухозаборник во время работы на малом газе.

Абразивом является дробленая скорлупа грецкого ореха (американцы используют дробленые абрикосовые косточки). К сожалению, из-за сгорания крошки в камере сгорания, данный метод не может очистить компоненты турбины, так же, как и жидкостной метод.


ГЛАВА 4 – КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Камера сгорания

· Определение задачи камеры сгорания.

· Перечисление требований к горению.

· Описание принципа работы камеры сгорания.

· Утверждение, что низкая скорость распространения фронта пламени является причиной диффузии воздушного потока на входе камеры сгорания.

· Определение терминов «первичный поток» и «вторичный поток».

· Объяснение соотношений смеси топливо:первичный поток и топливо:вторичный поток.

· Описание изменений газовых параметров (p, t, v) в камере сгорания.

· Утверждение, что температура на выходе камеры сгорания находится в диапазоне от 1 000°Cдо 1 500°C.

· Название основных компонентов камеры сгорания и их задач.

· Описание системы трубчатой камеры сгорания, трубчато-кольцевой, кольцевой и камеры с поворотом потока и установление различий между ними.

· Описание принципов работы различных распылительных форсунок.

4.1. ЗАДАЧА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Камера сгорания должна удерживать горючую смесь воздуха (поступающего из компрессора) и топлива (распыливаемого форсунками топливной системы) для обеспечения максимальной теплоотдачи при относительно постоянном давлении, чтобы подавать на вход турбины равномерно расширившийся, нагретый и ускоренный поток газов. Это непростая задача, нонесмотря на это конструкция камер сгорания постоянно совершенствуется для обеспечения более эффективного использования топлива с меньшим загрязнением атмосферы.

Значение эффективности сгорания постоянно возрастает из-за повышения себестоимости топлива и повышение осознания общественностью опасности загрязнений атмосферы выхлопным дымом.

4.2. ДОПУСТИМЫЙ РОСТ ТЕМПЕРАТУРЫ

Существует лимит максимальной температуры газа на выходе камеры сгорания. Он обусловлен материалами, из которых изготовлены лопатки соплового аппарата и турбина. Небольшое превышение этого лимита будет означать возможное нарушение целостности турбины с вероятными катастрофическими последствиями.

4.3. ТРЕБУЕМЫЙ РОСТ ТЕМПЕРАТУРЫ

Современные материалы способны выдерживать температуру газа в камере сгорания 2000 °С. На выходе из камеры сгорания температура газа должна быть снижена до 1000 °C … 1500 °C.

Учитывая, что воздух уже подогрет в результате сжатия в компрессоре примерно до температуры 600°C, для дальнейшего роста температуры необходимо добавить соответствующее количество топлива.

Это, разумеется, будет температура газов при работе двигателя на полной мощности. Для пониженных режимов работы потребуется меньший расход топлива в камеру сгорания для поддержания стабильного и эффективного горения в широком диапазоне условий эксплуатации двигателя.

4.4. СКОРОСТЬ РАСПРОСТРАНЕНИЯ ПЛАМЕНИ КЕРОСИНА

Воздух в камеру сгорания поступает приблизительно с той же скоростью, с которой он попадает в воздухозаборник двигателя, не редко скорость составляет 500 футов в секунду.

Скорость распространения пламени керосина – скорость, с которой передняя кромка факела перемещается по пару – составляет только один или два фута в секунду. Если горящий керосин поместить в воздушный поток, перемещающийся со скоростью 500 футов в секунду, он мгновенно сгорит.

Необходимо что-то сделать, чтобы замедлить воздушный поток после выхода компрессора и перед попаданием его в первичную зону – зону внутри камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется.

На рис. 4.1 показано как снижается скорость и повышается давление воздушного потока после выхода из компрессора и перед входом в камеру сгорания.

Фактически, давление в этой точке является самым высоким в двигателе. Снижение скорости, однако, все еще не достаточное. Необходимо осуществлять дальнейшее снижение скорости потока, чтобы не допустить срыва пламени.

На рис. 4.1 показано, как воздух поступает в первичную зону, проходит через носовую часть перед разделением на поток через перфорированный раструб и лопаточный завихритель.

Рис. 4.1. Разделение потока в камере сгорания

4.5. ПЕРВИЧНЫЙ ВОЗДУХ

Первичный воздух составляет 20% от потока, поступающего в камеру сгорания. Это воздух, который смешивается с топливом и горит.

Проходя через раструб и лопаточный завихритель, скорость потока снижается и начинается рециркуляция, требуемая, если пламя не поджигается.

4.6. ВТОРИЧНЫЙ ВОЗДУХ

Воздух, не попавший в носовую часть, проходит в пространство между жаровой трубой и воздушным корпусом. Часть этого воздуха попадает в жаровую трубу через отверстия для вторичного потока. Вторичный воздух, около 20% от общего количества, взаимодействует с первичным потоком, проходящим через завихритель, и образует тороидальный вихрь – область с низкой скоростью воздушного потока, напоминающий пончик или дымовое кольцо. Это стабилизирует и фиксирует факел и предотвращает перемещение его вдоль жаровой трубы из зоны распылительных форсунок.

Температура газов в центре первичной зоны достигает 2 000°C. Это слишком высокая температура для материалов сопловых лопаток и рабочих лопаток турбины, поэтому требуется дальнейшее понижение температуры газов до выхода из камеры сгорания.

Рис. 4.2. Камера сгорания раннего образца

4.7. ТРЕТИЧНЫЙ ВОЗДУХ

Оставшиеся 60% общего потока, третичный воздух, прогрессивно вводятся в жаровую трубу для охлаждения и разбавления газов до того, как они попадут в турбину. Третичный воздух используется для охлаждения газов в камере сгорания и стенок воздушного корпуса.

Камера сгорания на рис. 4.2 является одной из нескольких, которые применялись в ранних системах трубчатых камер. В более современных конструкциях используются различные методы охлаждения воздушного корпуса, называемые транспирационным охлаждением, когда воздушная пленка проходит между слоями, формирующими стенки воздушного корпуса.

4.8. КОМПОНЕНТЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

На рис. 4.2 показаны некоторые интересные компоненты ступенчатой камеры сгорания.

У большинства ГТД имеется только два воспламенителя. Фактически двигатель хорошо запускается и от одного воспламенителя, однако, имея только два необходимо найти средства распространения пускового пламени между камерами сгорания. Им является соединительное устройство (внутренняя трубка).

Стазу после поджига пламя в камере с воспламенителем вызывает там рост давления. Перепад давлений между данной камерой и сопряженной приводит в движение горючие газы, они проходят через соединительной устройство и поджигают смесь.

Этот процесс в двигателе продолжается по кругу, пока смеси по всех камерах не будут подожжены, когда давления в камерах сравняются, и поток через соединительное устройство не иссякнет.

Уплотнительное кольцо со стороны турбины допускает удлинение камеры сгорания из-за температурного расширения. Камера со стороны компрессора зафиксирована болтами и не может расширяться в этом направлении. Уплотнительное кольцо, поддерживающее герметичность газового тракта, допускает расширение камеры внутрь сопловой коробки – части двигателя непосредственно примыкающей к сопловым лопаткам.

Гофрированные соединения пропускают третичный поток в жаровую трубу, вызывая постепенное уменьшение температуры газов до попадания в сопловой аппарат.

4.9. КОНСТРУКЦИЯ ТРУБЧАТОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Конструкция прямолинейной трубчатой камеры сгорания была усовершенствована на базе оригинальной разработки сэра Франка Уиттла. Она использовалась на некоторых ранних двигателях с осевым потоком и до сих пор используется на двигателях с центробежными компрессорами, такими как Rolls-RoyceDart.

Она состоит из восьми или более камер, показанных на рис. 4.2, расположенных вокруг корпуса двигателя позади секции компрессора. Каждая камера представляет собой жаровую трубу с индивидуальным воздушным корпусом.

На рис. 4.3 показана система трубчатой камеры сгорания, аналогичная применяемой на Rolls-RoyceAvon, который был мощным (для того времени) двигателем с осевым компрессором, используемым на протяжении долгого времени для многих различных типов военных и коммерческих самолетов,

На рис. 4.3 хорошо видна носовая часть (заборник первичного воздуха), соединительное устройство и дренажные трубки.

Дренажные трубки предназначены для случая отказа на запуске, более известного как ложный запуск. Это происходит, когда смесь в камерах сгорания не воспламеняется во время старта.

В двигатель будет подано значительное количество топлива, и если его не удалить перед следующим запуском, получим очень длительный высокотемпературный и опасный выброс пламени из задней части двигателя.

Рис. 4.3. Система трубчатой камеры сгорания (основано на оригинальных чертежах фирмы Rolls-Royce)

4.10. СИСТЕМА ДРЕНАЖА ТОПЛИВА

В настоящее время известны два способа удаления топлива из двигателя. Первый – с помощью дренажной системы, второй – путём испарения локальных остатков в камерах сгорания и реактивном сопле. В дренажной системе применяются дренажные трубки, которые соединяют самую нижнюю часть каждой камеры с камерой, расположенной ниже.

Топливо, оставшееся после ложного запуска, будет стекать из верхней части двигателя в нижнюю камеру. Оказавшись в нижней камере, топливо будет удаляться через подпружиненный дренажный клапан, расположенный в положении «на 6 часов». Во время нормальной работы двигателя внутреннее давление удерживает клапан в закрытом положении.

Для испарения любых локальных остатков топлива из камер сгорания выполняется прокрутка двигателя в цикле продувки.

С помощью мотора стартера двигатель прокручивается в течение времени, соответствующего нормальному циклу полного запуска, с отключением подачи топлива ВД и системы зажигания. Камера сгорания будет продуваться сжатым воздухом, что способствует испарению любых остатков топлива.

4.11. КОНСТРУКЦИЯ ТРУБЧАТО-КОЛЬЦЕВОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Конструкциятрубчато-кольцевой камеры сгорания, показанная на рис. 4.4, иногда называется турбо-кольцевой.

Рис. 4.4. Система трубчато-кольцевой камеры сгорания (основано на оригинальных чертежах Rolls-Royce)

Она отличается от системы трубчатой камеры тем, что не имеет индивидуальных воздушных корпусов для каждой жаровой трубы. В результате получается более компактное по размерам устройство, заключающее в общем воздушном корпусе несколько жаровых труб. Данная иллюстрация является одной из нескольких, на ней показан воспламенитель.

4.12. КОНСТРУКЦИЯ КОЛЬЦЕВОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Конструкция кольцевой камеры сгорания имеет только одну жаровую трубу, окруженную внешним и внутренним воздушными корпусами. Типичный пример такой камеры приведен на рис.4.5 и 4.5а.

Рис. 4.5. Кольцевая камера сгорания (основано на оригинальных чертежах Rolls-Royce)

Рис. 4.5а. Детализированное изображение кольцевой камеры сгорания (основано на оригинальных чертежах Rolls-Royce)

Система кольцевой камеры сгорания имеет несколько преимуществ над двумя остальными описанными ранее типами камер, из которых она и была создана:

a) Для той же выходной мощности длина кольцевой камеры составляет только 75% от длины трубчато-кольцевой камеры такого же диаметра.

b) Отсутствуют проблемы с распространением пламени.

c) По сравнению с трубчато-кольцевой системой площадь воздушного корпуса меньше, соответственно, требуется меньше охлаждающегося воздуха.

d) Эффективность сгорания увеличена до точки, где несгоревшее топливо фактически отсутствует, происходит окисление оксида углерода до нетоксичного диоксида углерода.

e) Происходит намного лучшее распределение давления газов, проходящих в турбину, поэтому передаваемая нагрузка более равномерная.

4.13. СООТНОШЕНИЕ ВОЗДУХ/ТОПЛИВО (СТЕХИОМЕТРИЧЕСКОЕ ОТНОШЕНИЕ)

Чтобы получить максимальную теплоотдачу, как указано в параграфе 4.1, нужно использовать химически правильное соотношение воздух/топливо 15:1. Если у поршневого двигателя такое соотношение может вызвать детонацию и нарушение работы, у ГТД таких проблем не возникает, т.к. отсутствуют благоприятные для них пиковые давления.

Топливо и воздух смешиваются и горят в первичной зоне в весовом соотношении 15 частей воздуха на 1 часть топлива. При добавлении вторичного и третичного потока смесь разбавляется, поэтому общее соотношение может составлять от 45:1 до 130:1.

4.14. ПОТЕРИ ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ

В параграфе 4.4 говорилось, что горение теоретически происходит при постоянном давлении. Фактически, как показано на рис. 1.5, существуют небольшие потери давления по тракту камеры сгорания.

Они вызваны необходимостью создавать правильное завихрение потока и смешение. Потери могут составлять от 3% до 8% от давления на входе камеры сгорания.

4.15. СТАБИЛЬНОСТЬ СГОРАНИЯ

При нормальных условиях работы двигателя горение поддерживается самостоятельно. Система зажигания может быть эффективно отключена при наборе двигателем самоподдерживающейся частоты – частоты после запуска, при которой двигатель может разгоняться без помощи мотора стартера.

Существуют определенные условия работы двигателя, для которых требуется зажигание, например, при срыве пламени – погасании пламени из-за различных ненормальных условий: при всасывании большого количества воды во время взлета с загрязненной ВПП.

Другой причиной погасания пламени может служить слишком бедная смесь. Такая ситуация может возникнуть при сбрасывании газа во время снижения, когда возникает низкий расход топлива при большом расходе воздуха.

Стабильность сгорания означает плавность горения и способность поддерживать его в широком диапазоне соотношений смеси и массовых расходов воздуха. На рис. 4.6 приведены ограничения по стабильности сгорания.

Из графиков на рис. 4.6 видно, что стабильность сгорания будет достигаться только между границами, которые постоянно сужаются с увеличением массового расхода воздуха. Диапазон между пределами обогащения и обеднения уменьшается с увеличением массового расхода воздуха до определенной точки погасания пламени.

Петля зажигания внутри границ зоны стабильность показывает, что инициировать горение сложнее, чем поддерживать его после зажигания.

Из этого следует, что при срыве пламени в двигателе на высокой скорости или большой высоте может потребоваться уменьшение обоих параметров до получения успешного повторного зажигания.

Рис. 4.6. Типичная петля стабильности сгорания

4.16. ПОВТОРНОЕ ЗАЖИГАНИЕ

Как говорилось ранее, способность двигателя к повторному зажиганию будет меняться, в зависимости от высоты и поступательной воздушной скорости самолета. На рис. 4.7 показан смысловой диапазон повторного зажигания, отражающий условия полета, в которых будет гарантировано повторное зажигание работоспособного двигателя.

Воздушный поток в двигателе будет вызывать его вращение (авторотацию), поэтому компрессор будет подавать достаточно воздуха, и требуется только открытие топливного крана ВД и активация системы зажигания.

Это получается с помощью выбора переключателя повторного зажигания, который функционирует отдельно от нормального цикла запуска.

Рис. 4.7. Диапазон повторного зажигания

4.17. ЭФФЕКТИВНОСТЬ СГОРАНИЯ

Эффективность сгорания – это эффективность, с которой камера сгорания извлекает потенциальную теплоту, фактически содержащуюся в топливе. Современные ГТД имеют очень эффективный цикл сгорания.

При работе на высокой мощности достижимая эффективность сгорания составляет 99%, а на малом газе она достигает 95%. Это показано на рис. 4.8. На рис. также показано полное соотношение воздух/топливо в нормальном диапазоне работы двигателя.

Рис. 4.8. Эффективность сгорания и соотношение воздух/топливо

4.18. ТОПЛИВНЫЕ РАСПЫЛИТЕЛЬНЫЕ ФОРСУНКИ

Высокая эффективность сгорания, описанная выше, во многом зависит от распылительных топливных форсунок, используемых в больших современных ГТД. Задачей форсунок является распыление или испарение топлива для обеспечения полного сгорания. Это непростая задача, учитывая скорость воздушного потока из компрессора и небольшое доступное расстояние для горения внутри камеры сгорания.

Другой проблемой являются относительно низкие давления, создаваемые топливным насосом ВД с приводом от двигателя во время запуска. Насосы с приводом от высокоскоростной коробки приводов во время запуска вращаются с минимальной скоростью и не способны на такой скорости создавать высокие давления (1 500 – 2 000 psi), требуемые для получения хорошего факела распыла, рис. 4.9.

Рис. 4.9. Факелы распыла топлива при различных давлениях

Хорошо видно, что отверстие фиксированного размера создает хороший факел распыла только при высоком давлении топлива. Для получения достаточной атомизации на запуске при низких давлениях топлива необходимо разработать определенные методы.

4.19. СИСТЕМА ВОЗДУШНОГО РАСПЫЛЕНИЯ

Одним из принципов получения требуемого факела распыла является дробление потока топлива высокоскоростным воздушным потоком – система воздушного распыления. Для этой системы требуются относительно низкие давления топлива, поэтому она может работать с использованием шестеренных насосов, которые намного легче и совершеннее плунжерных.

Рис. 4.10. Форсунка с воздушным распылением (основано на оригинальных чертежах фирмы Rolls-Royce)

4.20. СДВОЕННАЯ СИСТЕМА

Для отверстий подачи изменяемого сечения используется сдвоенная система, показанная на рис. 4.11. При низких давлениях топлива нагнетательный клапан закрывает основной канал подачи топлива к форсунке, и топливо подается только по первичному (пусковому) каналу.

Пусковой канал питает первичное отверстие, которое имеет маленькое сечение и способно формировать хороший факел распыла при низких давлениях. Когда во время запуска двигатель разгоняется, давление топлива возрастает и открывает нагнетательный клапан, пропуская топливо через основное отверстие для дополнения подачи из пускового отверстия.

Рис. 4.11. Сдвоенная топливная распылительная форсунка (основано на оригинальных чертежах фирмы Rolls-Royce)

4.21. СИСТЕМА ИСПАРИТЕЛЬНЫХ ТРУБОК

В испарительном методе, рис. 4.12, топливо из трубок подачи распыляется в испарительные трубки, находящиеся внутри жаровой трубы. Первичный воздух подается в жаровую трубу через отверстие в топливной трубке, а также через отверстия во входной секции жаровой трубы. Поток топлива разворачивается на 180 градусов, и, т.к. трубки подогреваются в процессе горения, топливо испаряется до попадания в жаровую трубу.

Рис. 4.11. Испарительный метод подачи топлива


ГЛАВА 5 – ТУРБИНА

Турбина

· Объяснение задач турбины в одно- и многовальных ТРД, ТРДД и ТВД.

· Название основных компонентов ступени турбины и их функций.

· Описание изменений газовых параметров (p, t, v) в ступени турбины.

· Описание принципа работы активной, реактивной и активно-реактивной осевой турбины.

· Объяснение расширения газового потока в кольцевом канале турбины.

· Описание конвекционного, отражательного и пленочного способов охлаждения турбины.

· Объяснение причин высоких механически и температурных нагрузок на лопатки турбины.

· Указание, что температура выхлопных газов, измеренная за ТВД или за ТНД, используется для мониторинга нагрузок на турбину.

· Описание влияния ускорения и замедления на EGT.

5.1. ЗАДАЧА ТУРБИНЫ

Турбина извлекает энергию из проходящих через нее горячих газов и преобразует ее в механическую энергию, которая используется на привод компрессора и коробки приводов. Турбина может использоваться для привода вспомогательных агрегатов, а у двигателей, преимущественно не использующих реактивную тягу, для питания винтов или роторов.

Доступная энергия проходящих через турбину газов имеет форму тепловой энергии, энергии давления (потенциальной), и кинетической (скорости) энергии. Преобразование всех этих видов энергии в механическую означает, что их величины при прохождении через турбину уменьшатся. Однако скорость газов в камере сгорания ниже скорости газов в выхлопном устройстве.

5.2. НАГРУЗКИ В ТУРБИНЕ

Во время нормальной работы двигателя угловая скорость вращения роторов турбины может быть такой, что линейная скорость перемещения законцовок лопаток может превышать 1500 футов в секунду. В то же время температура газов в турбине современных двигателей достигает 1700°C. Относительная скорость этихгазов составляет 2 500 футов с секунду, что приближается к скорости звука при данных температурах.

Эти величины говорят о том, что маленькие лопатки турбины весом всего 2 унции в неподвижном состоянии, могут создавать нагрузку в две тонны, работая на максимальной скорости. Такая растягивающая нагрузка вместе с огромными температурами вызывают феномен, называемый текучестью – удлинение материала лопатки без возможности вернуться к первоначальной длине.

Какие бы материалы не использовались для изготовления турбины, и как бы точно не соблюдались ограничения по температуре и оборотам, текучесть будет вызывать удлинение лопатки в течение определенного периода времени и рабочих циклов двигателя. Лопатка имеет ограниченный срок службы до наступления отказа.

5.3. МАТЕРИАЛЫ ЛОПАТОК ТУРБИНЫ

Лопатки турбины ранних двигателей изготавливались из жаропрочной стали. Такой материал накладывал определенные ограничения на величину температуры в задней части двигателя, а, т.к. ГТД является тепловым двигателем. Выходная мощность ранних двигателей также была ограничена.

Следующим шагом в совершенствовании технологии изготовления турбины стали сплавы на основе никеля и хрома («нихром»), которые потом были заменены на ещё более жаропрочные сплавы. Они являются сложными сплавами из многих компонентов: хрома, кобальта, никеля, титана, вольфрама, углерода и т.д. Современные жаропрочные сплавы имеют максимальный температурный лимит приблизительно 1100°C, а с внутренним охлаждением 1425°C.

Более современной является практика порошковой металлургии, где из порошковых суперсплавов методом горячего прессования получаются твердые материалы. Но самой передовой на данный момент технологией изготовления прочных материалов является выращивание монокристаллов.

В процессе традиционного изготовления металла в материале создается кристаллическая решетка или зерна. Пограничные слои кристаллов ослабляют структуру и чаще всего являются очагом возникновения любого повреждения. Материалы на монокристалле имеют в форме только одно зерно, что исключает коррозию и создает чрезвычайно высокую устойчивость лопатки к текучести материала.

В изготовлении лопаток турбины также применяются керамические материалы. Первоначально керамика наносилась плазменным напылением, создавая коррозионно стойкое покрытие, которую вызывают реакции базовых металлов в лопатке, натрий в воздухе и сера в топливе.

5.4. СТУПЕНЬ ТУРБИНЫ

В Главе 3 было показано, что компрессор сообщает воздуху энергию, повышая его давление. В турбине эта энергия извлекается с помощью понижения давления проходящих через нее газов. Понижение давления происходит как во время преобразования его в скорость на сопловых лопатках, так и во время преобразования давления в механическую энергию на рабочих лопатках турбины, см. рис. 1.5.

Ступень турбины состоит из двух элементов: ряда неподвижных сопловых лопаток и ряда вращающихся лопаток. Турбина в сборке состоит из одной или более ступеней на одном валу, который, в случае соединения с компрессором образует каскад.

На рис. 5.1 показана одновальная трехступенчатая турбина, аналогичная установленной на ТВДД Rolls-Royce Dart.




1744538734293627.html
1744573741858489.html
    PR.RU™