Вредные выделения КС и пути их снижения

В отработавших газах авиационных двигателей содержатся вредные компоненты. Главными из них являются окись углерода (СО), различные углеводородные соединения и различные окислы азота, которые условно обозначаются С _n Н _m и NO _x, а также дым.

Выход загрязняющего вещества на каждом режиме работы двигателя оценивается индексом эмиссии , который представляет собой количество вредного вещества в граммах, выделившегося при сгорании одного килограмма топлива. Так как СО и С _n Н _m являются продуктами неполного сгорания топлива, их образование зависит, в основном, от тех же факторов, что и полнота сгорания топлива. В частности, с увеличением параметров , происходит уменьшение выделений СО и С _n Н _m.

Этому же способствует обеспечение хорошего распыливания топлива и предварительное перемешивание его с воздухом; предотвращение попадания топлива на стенки камеры сгорания; рациональный подвод воздуха в пределах первичной зоны, обеспечивающей сгорание топлива при локальных значениях =1,2…1,6.

Наибольшее выделение СО и С _n Н _m наблюдается на режиме малого газа.

Рис.2.15. Схема форсажной камеры: 1 - затурбинный диффузор; 2 - топливные форсунки; 3 - стабилизаторы пламени; 4 - теплозащитный экран

 

Закономерности образования окислов азота в КС противоположны закономерностям образования СО и С _n Н _m. Окисление азота происходит при достаточно больших температурах ( ≥ 2000 К). Образование NO _x заметно возрастает также при увеличении времени пребывания газа в КС. Поэтому максимальный выход NO _x наблюдается при взлетном режиме работы двигателя.

Содержание дыма (частиц углерода) в продуктах сгорания обусловлено сжиганием переобогащенной смеси ( <1). Дымление может существенно возрасти, если в первичной зоне основной камеры будет происходить горение двухфазной смеси, содержащей плохо распыленное топливо.

Основные трудности при создании камер сгорания с малым выбросом вредных веществ связаны с тем обстоятельством, что для снижения выхода СО, С _n Н _m и NO _x необходимо проведение взаимно-противоположных мероприятий. Поэтому рациональная конструкция камеры сгорания должна представлять собой некоторый компромисс между требованиями, вытекающими из задачи уменьшения эмиссии этих двух групп загрязняющих компонентов. Для реализации этого компромисса были предложены 2-х ярусные и 2-х зонные камеры сгорания (см. рис.2.16).

 

 

Рис.2.16. Схемы основных камер сгорания с уменьшенными вредными выделениями: а) 2-х ярусная КС; б) 2-х зонная КС

 

В 2-х ярусной камере сгорания ярус 1 настроен, главным образом, на работу на малом газе и на пусковых режимах. Этот ярус характеризуется сравнительно низкими значениями средней скорости течения, следовательно, время пребывания смеси здесь повышено. Это обеспечивает высокие значения и низкий выход CO и С _n Н _m на режимах малого газа. Ярус 2 работает на основных режимах (основная зона горения) и характеризуется повышенными значениями скоростей и . Это приводит к уменьшению выхода окислов азота.

Двухзонная КС имеет зону малого газа 1 и расположенную вслед за ней основную зону горения 2, куда топливо подается лишь на основных режимах работы. Благодаря тому, что в зоне 2 скорости повышены и смесь обеднена, достигается снижение образования NO _x.

 

Газовые турбины

В газовой турбине осуществляется преобразование потенциальной энергии газового потока в механическую работу на валу.

Типичная схема авиационной газовой турбины представлена на рис.2.17. Здесь турбина ВД – одноступенчатая, НД – трехступенчатая. В данном случае турбина двухвальная и, соответственно, двухкаскадная.

В небольших двигателях применяют радиально-осевые турбины (см. рис.2.18). Ступенью газовой турбины называют совокупность СА и РК (рис.2.19).

Рис.2.17. Схема двухкаскадной газовой турбины

Лопатки СА образуют сужающиеся каналы, газ в этих каналах поворачивается и увеличивает скорость, при этом падают давление и температура. Межлопаточные каналы РК также имеют уменьшающуюся площадь, приводящую к росту относительной скорости W и соответственно падению давления и температуры. При прохождении газового потока через РК возникает разность давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях. На корытце – повышенное давление, на спинке – пониженное. Равнодействующая всех газовых сил приводит к образованию крутящего момента.

 

 

Рис.2.18. Схема радиально-осевой Рис.2.19. Схема ступени газовой турбины

Газовой турбины

Важнейшими параметрами турбины являются:

· степень понижения давления

;

· работа турбины

· изоэнтропическая работа

;

· пропускная способность

, ;

· изоэнтропический КПД турбины

;

· мощность турбины

, кВт.

Характеристика турбины во многих случаях рассматриваемых при термогазодинамических расчетах, обычно представляется в виде Часто в упрощенных расчетах принимают ;

Для обеспечения значительных мощностей (как правило, каскады НД ТРДД и турбины ТВД) применяют многоступенчатые турбины.

Выходные устройства

 

Основным элементом выходного устройства является сопло. Сопло предназначено для преобразования располагаемой потенциальной энергии давления газа за турбиной в кинетическую энергию направленного движения газа. Одновременно с этим сопло выполняет еще одну важнейшую функцию: сопло, являясь дросселирующим элементом за турбиной, обеспечивает согласование режимов работы элементов турбокомпрессора. Согласование достигается за счет правильного подбора площади сечения сопла.

 

Основные требования к соплам

1. Превращение располагаемой потенциальной энергии газа в кинетическую с минимальными потерями.

2. Обеспечение наилучшего согласования режимов работы узлов турбокомпрессора на всех режимах полета.

3. Простота конструкции, малая масса.

Учитывая, что в идеальном процессе расширения в выходном устройстве

получим

Т.е. скорость на срезе сопла пропорциональна и .

Существует 2 основных вида сопел:

· сужающееся сопло;

· сопло Лаваля.

В ГТД СТ расширяющиеся сопла, выхлопные патрубки, в отличие от рассмотренных сопел, тормозят поток для выравнивания статического давления до атмосферного.

Сужающееся сопло (дозвуковое) показано на рис.2.20

 

 

Рис.2.20. Схема сужающегося сопла.

 

Если то и истечение дозвуковое.

Если то , а дальнейшее расширение газа осуществляется за соплом.

При суживающиеся сопла имеют большие потери из-за недорасширения газа. Поэтому суживающиеся сопла применяют при . Такие степени понижения давления реализуют, в основном, у ТВД и ТРДД, предназначенных для дозвуковых самолетов.

Для того чтобы обеспечить при полное расширение, применяют сопла Лаваля (см. рис. 2.21).

При от сечения “т-т” до сечения “кр-кр” скорость увеличивается и в сечении “кр-кр” скорость достигает скорости звука ().

При движении газа по соплу от сечения “кр-кр” до сечения “с-с” давление падает и достигает в сечении “с-с” на расчетном режиме . Скорость на этом участке сверхзвуковая и возрастает по мере движения газа. Чтобы расширить диапазон расчетных режимов работы сопла Лаваля применяют регулирование площадей ( и ) его характерных сечений.

Рис. 2.21. Схема сопла Лаваля

 

Оценка потерь в сопле:

1. коэффициент скорости

, = 0,97...0,995,

.

 

2. Коэффициент восстановления давления в сопле

и ), = 0,965...0,985.

3. КПД сопла

.

4. Относительный выходной импульс

.

Реверс тяги

 

Изменение направления действия тяги на противоположное называют реверсом тяги. В результате реверса тяги возникает отрицательная тяга, направленная против движения самолета и вызывающая его торможение. Реверс тяги является эффективным средством сокращения длины пробега самолета при посадке. Реверс тяги осуществляют поворотом газового потока, выходящего из двигателя, при помощи специальных реверсивных устройств. Их разделяют на 2 типа:

· решетчатые (см рис.2.22);

· створчатые (см рис.2.23).

Рис.2.22. Схема решетчатого реверсивного устройства

Рис.2.23. Схема створчатого реверсивного устройства

Кратко, но в объеме достаточном для понимания рабочих процессов, рассмотрены основные элементы воздушно-реактивных авиационных двигателей.

Эффективность реверсивных устройств оценивается коэффициентом реверсирования тяги, который равен отношению тяги при реверсе к прямой тяге двигателя .

.

Для современных ГТД , что обеспечивает сокращение длины пробега самолетов в раза по сравнению с длиной пробега при использовании только колесных тормозов.

Включение реверсивного устройства при производится на режиме малого газа после касания самолетов взлетно-посадочной полосы. Затем осуществляется перевод режима работы двигателя примерно до от максимального продолжительного режима. Время работы двигателя при включенном реверсивном устройстве на режиме максимальной обратной тяги ограничено (не более 1 минуты) из-за возможного перегрева элементов конструкции двигателя и возникновения неустойчивой работы двигателя из-за попадания горячих газов на вход в двигатель.