Термодинамического цикла твад

Турбовальными принято называть такие газотурбинные двигатели, у которых вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения турбовальных двигателей в авиации – силовые установки вертолетов (ТВаД). Помимо этого в авиации турбовальные двигатели применяются в качестве вспомогательных газотурбинных двигателей (ВГТД), где они являются источником мощности для запуска основных двигателей, привода генераторов, а также для снабжения ЛА сжатым воздухом. К этому же типу двигателей относятся турбостартеры. Помимо авиации в настоящее время турбовальные двигатели находят все более широкое применение в наземном и водном транспорте.

На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из автономного одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины (рис. 5.1). Реже на легких вертолетах применяются более простые двигатели одновальной схемы, но они имеют ряд недостатков и не считаются перспективными.

Преимущество турбовальных двигателей со свободной турбиной состоит в том, что вал свободной турбины механически не связан с газогенератором. Это позволяет поддерживать постоянство частоты вращения вала свободной турбины n_с.т = const при различных загрузках несущего винта независимо от частот вращения валов газогенератора, а также облегчает запуск двигателя.

Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему и рулевому винтам вертолета применяется трансмиссия с редуктором. Преимущество схемы со свободной турбиной здесь проявляется в том, что редуктор в этом случае имеет меньшее передаточное отношение, так как частота вращения n _с.т делается меньшей, чем роторов газогенератора. Это дает экономию в размерах и массе редуктора, но приводит к снижению окружных скоростей ступеней свободной турбины, а следовательно, к увеличению их числа (или их утяжелению).

Таблица 5.1

Страна	Россия			Канада	Франция	США
Двигатель	ТВ7-117	Д-136	РД-600В	PW-206	RTM-322	Т-700
Nе, кВт (л.с.)	2060 (2800)	8380 (11400)	956 (1300)	477 (649)	1566 (2130)	1266 (1722)
Се,	0,275	0,269	0,286	0,330	0,277	0,280
G в, кг/с	9,2	35,6	4,3	2,75	5,5	4,5
Nе. уд,	224	235	222	173	285	281
	17,0	18,3	13,8	9,0	14,8	17,0
, К	1540	1480	1500	1350	1500	1600
gдв,	0,197	0,124	0,220^*	0,314^*	0,156^**	0,157^**
Число ступеней	5+1цб=2+2	6+7=1+1+2	3+1цб=2+2	1цб=1+1	3+1цб=2+2	5+1цб=2+2
Тип камеры сгорания	противо-точная	прямоточная	противоточная	противоточная	противоточная	прямоточная
Межремонтн. ресурс	6000		2500	3000		5000

*) Встроенный редуктор **) ПЗУ

 

Основные параметры наиболее распространенных турбовальных двигателей в стендовых условиях приведены в табл. 5.1. К числу отечественных двигателей в этой таблице относятся ТВ7-117, Д-136 и РД‑600В. Здесь же приведены данные двигателей PW-206 (Канада), RTM‑322 (Англия-Франция) и Т-700 (США). Все приведенные в таблице двигатели выполнены по схеме со свободной турбиной. В двигателе Д-136 применен двухвальный ГГ. Остальные двигатели имеют одновальные ГГ. Тип применяемых компрессоров и число ступеней компрессоров и турбин даны в таблице в виде условной записи z_кнд+ z_квд= z_твд+ z_тнд+ z_с.т.

Применение осевых компрессоров характерно для турбовальных двигателей больших мощностей. На менее мощных турбовальных двигателях находят применение одно- и двухступенчатые центробежные компрессоры, либо компрессоры комбинированной схемы, состоящие из нескольких осевых и центробежной ступени. Это объясняется как эксплуатационными и технологическими преимуществами центробежных компрессоров (меньшим числом деталей, повышенной стойкостью к эрозионному износу, отсутствием регулируемых элементов), так и лучшими их характеристиками при малых расходах воздуха, влияющих на радиальные размеры проточной части.

У турбовальных двигателей мощность, получаемая с одного килограмма воздуха в стендовых условиях, доходит, как видно из табл. 5.1, до 200...280 кВт×с/кг. Поэтому у двигателей малой мощности потребный расход воздуха также получается небольшим. В результате этого при использовании осевых компрессоров длина лопаток их последних ступеней получается чрезвычайно малой. На осевые ступени с короткими лопатками оказывает сильное влияние перетекание воздуха в радиальных зазорах и наличие относительно более толстого пристеночного пограничного слоя, что снижает КПД этих ступеней. Центробежная ступень в таких условиях может обеспечивать более высокие значения КПД. В двигателях малых размеров широко применяются также противоточные камеры сгорания, поскольку они не лимитируют общих лобовых размеров двигателей этого типа, но снижают осевой габарит.

Из анализа данных табл. 5.1 видно, что турбовальные двигатели имеют параметры рабочего процесса (  и ) более низкие, чем ГТД прямой реакции – ТРД и ТРДД. Это объясняется влиянием на выбор  и  размеров двигателей.

У вертолетных двигателей, имеющих малые размеры, значительное увеличение температуры  и сопутствующее этому повышение  не всегда целесообразно с точки зрения улучшения эффективности термодинамического цикла. Вызываемое этим увеличение N_{е. уд} и снижение G _в приводит к чрезмерному уменьшению длины лопаток на последних ступенях компрессора и на первых ступенях турбины, что, в свою очередь, снижает КПД указанных элементов двигателя и не дает ожидаемого выигрыша в увеличении полезной работы цикла и снижении удельного расхода топлива.

В вертолетных ГТД широкое применение находят пылезащитные устройства (ПЗУ) инерционного типа. Схема установки такого ПЗУ на двигателе показана на рис. 5.3. Воздух из окружающей атмосферы засасывается двигателем через искривленный канал l-образной формы, в котором частицы пыли, подхватываемые потоком воздуха, разгоняются и по инерции проскакивают в пылеулавливающий канал, в котором для усиления потока воздуха устанавливается эжектор, работающий на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора.

Рис. 5.3. Схема пылезащитного устройства

Необходимо учитывать влияние ПЗУ на данные и характеристики двигателя. Это влияние заключается в снижении s_вх и отборе воздуха для работы эжектора (только при взлете и посадке). Отбор воздуха может составлять 2…3%, а снижение s_вх – 1,5…2,0%.

На характеристики малоразмерных турбовальных двигателей значительное влияние оказывает снижение чисел Рейнольдса с увеличением высоты полета. Это объясняется тем, что вследствие меньших размеров хорды лопаток числа Рейнольдса у них получаются более низкими и, уменьшаясь с подъемом на высоту, они раньше достигают критических значений. Высокие параметры рабочего процесса, достигнутые в двигателе Д-136, являются в известной степени следствием его больших размеров.

В схемах турбовальных двигателей со свободной турбиной (рис. 5.1)

L_e = L _с.т. Отсюда следует, что у этих двигателей

N_e = G _в L _с.т; N_{е .уд} = L _с.т; h_вн = и С_е = .

Как видно, у турбовальных двигателей эффективность преобразования теплоты Q ₀ в полезную работу L _с.т определяется только величиной внутреннего КПД.

Рис. 5.4. Изображение цикла турбовального ГТД в p, v -координатах

Особенность рабочего процесса турбовальных двигателей состоит в том, что, вследствие малых скоростей полета вертолетов, скорость истечения из сопла выгодно иметь у них как можно меньшей. По этой причине за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выходной патрубок (затурбинный диффузор). Его назначение - максимально снизить скорость истечения газовой струи на выходе из двигателя и за счет этого увеличить степени понижения давления на свободной турбине p_с.т = р*_тк / р_т и повысить работу

L _с.т= с_рТ *_тк(1-1/p_с.т ^{k -1/ k}) η_ст.

Термодинамический цикл турбовального ГТД в p,v-координатах представлен на рис. 5.4. Вследствие малых скоростей полета вертолета (или при V = 0 в стационарных ГТУ) у них может быть р _в < р_Н. Линия Н-в соответствует процессу расширения воздуха во ВУ. Линия в-к изображает процесс политропного сжатия воздуха в компрессоре, к-Г – подвода теплоты в камере сгорания,

Г-ТК – политропного расширения газа в турбине ГГ, а ТК-Т – в свободной турбине. Линия Т-С соответствует процессу повышения давления в затурбинном диффузоре, сопровождающемуся уменьшением скорости газа. Наличие диффузора уменьшает работу цикла на величину площади Т ¢ -Т-C (цикл Т ¢ -Т-C-Т ¢ является обратным), но благодаря уменьшению потерь с выходной скоростью и увеличению

p_с.т =  работа на валу L _с.т = с_рТ *_тк(1-1/_eст)η_ст получается большей, чем без диффузора.

СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ

ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

 

Рассмотрим условия совместной работы элементов ГТД непрямой реакции различных типов на примере вертолетного турбовального двигателя со свободной турбиной (рис. 5.1). Основными элементами двигателя этой схемы являются: входное устройство (от сечения «Н-Н» до сечения «в-в»), газогенератор одновальной или двухвальной схемы (от сечения «в-в» до сечения

«ТК-ТК» или «ТНД-ТНД») и свободная турбина с затурбинным диффузором (от выхода из газогенератора до сечения «с-с»).

Характеристика входного устройства, как и у двигателей других типов, задается величиной коэффициента восстановления полного давления s_вх. У вертолетных ГТД величина s_вх зависит от приведенного расхода воздуха на входе в двигатель. С ростом G _в.пр величина s_вх несколько уменьшается из-за увеличения скоростей движения воздуха во входном канале и возрастания потерь в нем. Величина s_вх может изменяться в зависимости от углов атаки и скольжения, и она снижается при наличии пылезащитного устройства. Влияние этих факторов должно учитываться в каждом конкретном случае по имеющимся характеристикам ВУ и ПЗУ.

Характеристики газогенератора определяются из условий совместной работы его элементов. На характеристику компрессора ГГ наносится рабочая линия. Если перепад давлений в первом сопловом аппарате свободной турбины является сверхкритическим, то для определения рабочей линии на характеристике компрессора ГГ используется условие =const. Но иногда у турбовальных (и турбовинтовых) двигателей, имеющих малонагруженные ступени свободной турбины, указанный перепад давлений может быть докритическим. Тогда у турбины ГГ ¹const. В этом случае построение рабочей линии на характеристике компрессора может быть произведено с использованием расходной характеристики свободной турбины.

Характеристики ГГ при =const являются однопараметрическими функциями, которые после их расчета, удобно представлять в виде критериальных зависимостей величин , , , G _в.пр и G _т.пр от приведенной частоты вращения ротора ГГ. Будем частоту вращения ротора ГГ обозначать n _т.к (частота вращения турбокомпрессора). Тогда, в соответствии с обозначениями на рис. 5.1 а, характеристиками ГГ будут являться зависимости от _т.к.пр следующих величин:

= ; = ; = ; G _в.пр= ; G _т.пр= .

Рис. 5.5. Типовая характеристика свободной турбины

Характеристики свободной турбины вертолетных ГТД принято рассматривать вместе с затурбинным диффузором и представлять в виде критериальных зависимостей КПД от степени понижения давления p_с.т= / р_Н и параметра оборотов – l_u= u_ст/а_кр= const n_ст/  При определении величин p_с.т и h_с.т в данном случае используются статические параметры газового потока в сечении «с-с» на выходе из затурбинного диффузора, поскольку они относятся к свободной турбине вместе с затурбинным диффузором. Пример такой характеристики представлен на рис. 5.5. Все параметры на рис. 5.5 даны в относительных величинах. Они отнесены к параметрам свободной турбины на расчетном режиме ее работы (в точке «р», рис. 5.5).

Характеристики свободной турбины, представленные в таком виде, удобны тем, что они справедливы для геометрически подобных турбин и слабо зависят от их расчетных параметров. В определенном диапазоне изменения расчетных параметров они могут рассматриваться как обобщенные зависимости.

В отличие от турбины ГГ, которая работает при =const, свободная турбина изменяет режим работы по p_с.т в широких пределах. Это в основном вызвано тем, что температура  на выходе из турбины ГГ весьма значительно меняется в зависимости от режима ее работы при неизменном значении n _с.т и l_{u с.т}. Поэтому сильно изменяется величина n _{с.т пр}. Это оказывает влияние на КПД свободной турбины.