Изменение параметров рабочего процесса при приемистости и сбросе газа в двухконтурных трд

Ограничимся для простоты рассмотрением ТРДД с одновальным газогенератором (рис. 6.11).

Протекание процессов приемистости и сброса газа в таких двухвальных двухконтурных двигателях качественно мало отличается от рассмотренных выше для одноконтурных двухвальных ТРД. Для ГГ ТРД и ТРДД эти процессы при одинаковых расчетных параметрах элементов полностью совпадают. Но протекание процессов приемистости и сброса газа в турбовентиляторе (в первую очередь в КНД) имеет некоторые отличия. Отметим основные из них.

 

 

Рис. 6.11. ТРДДсм с одновальным ГГ

 

1) Расход воздуха через КНД примерно в 1+ m раз больше, чем расход газа через ТНД. Поэтому при расчете и анализе неустановившихся режимов их работы (в частности, баланса мощностей) необходимо учитывать изменение степени двухконтурности m на переходных режимах.

2) Расчетная степень повышения давления в компрессоре одновального газогенератора ТРДД существенно выше, чем в КВД двухвального ГГ. Соответственно больше и момент инерции ротора ГГ (при одинаковых значениях ). Но и у вентилятора, из-за его увеличенных размеров, момент инерции оказывается тоже более значительным, чем если это был бы КНД двухвального ГГ. Поэтому соотношение моментов инерции ротора газогенератора и ротора КНД (вместе с ТНД) в ТРДД с малой степенью двухконтурности (например, в ТРДДсм) остается примерно таким же, как и соотношение моментов инерции роторов в двухвальном ГГ. Кроме того, как и в двухвальном ГГ, в результате роста «скольжения» роторов при уменьшении  относительное значение  для газогенератора оказывается выше, чем для КНД (вентилятора). Этому дополнительно способствует то, что обычно компрессор ГГ имеет поворотные НА в первых ступенях, прикрываемые при снижении . Поэтому, как и в двухвальном ГГ, в процессе приемистости «разгон» ротора ГГ происходит с опережением по отношению к ротору вентилятора.

3) Отставание РНД в процессе приемистости от РВД приводит к тому, что расход воздуха через КВД возрастает интенсивнее, чем через КНД и степень двухконтурности на режимах приемистости получается меньшей, чем на установившихся режимах (рис. 6.12). Степень же повышения давления воздуха в КНД на режимах приемистости увеличивается (по той же причине) с ростом  медленнее, чем на установившихся режимах (рис. 6.12).

Рис.6.12. Изменение m и по nНД.пр

Уменьшение m и  (а следовательно, и L _КНД) в процессе приемистости по сравнению с их значениями на установившихся режимах приводит к снижению мощности, потребной на вращение КНД, и тем самым способствует ускорению «разгона» РНД. В ТРДДсм этому дополнительно способствует то, что опережающий рост  и соответственно  по отношению к  ведет к увеличению , т.е.дополнительно увеличивает избыточную мощность ТНД.

В результате время приемистости двухвальных двухконтурных двигателей со смешением потоков и малой степенью двухконтурности, как правило, оказывается заметно меньшим, чем в одноконтурных двигателях.

4) При большой степени двухконтурности момент инерции ротора, связанного с вентилятором, оказывается существенно более значительным по сравнению с моментом инерции ротора газогенератора. Поэтому в процессе приемистости таких двигателей «отставание» РНД от РВД оказывается более существенным, чем при малых m, что ведет к увеличению времени приемистости.

5) Каких-либо существенных особенностей в процессе сброса газа в ТРДД (по сравнению с ТРД) не наблюдается. Как и в двухвальном ГГ ТРД, единственным ограничением темпа уменьшения подачи топлива может оказаться снижения запаса устойчивой работы вентилятора (КНД), но поскольку запасы устойчивости у вентилятора при пониженных значениях  больше, чем в КНД двухвального ГГ с такими же расчетными параметрами, а смещение рабочей линии в сторону границ устойчивости меньше, этот фактор в ТРДД значительно менее существенен, чем в двухвальном ГГ.

ЗАПУСК ГТД НА ЗЕМЛЕ

Запуск ГТД на земле требует первоначальной раскрутки одного из его роторов от постороннего источника мощности (стартера), так как самостоятельная работа двигателя возможна только при достаточно большой частоте вращения роторов. Эта особенность ГТД объясняется характером протекания крутящих моментов (развиваемого турбиной и требуемого для раскрутки компрессора) от частоты вращения ротора (роторов) двигателя.

При запуске авиационных ГТД, имеющих несколько валов, обычно с помощью стартера производится раскрутка ротора газогенератора (газогенератора высокого давления, если газогенератор двухвальный), так как он имеет наименьший момент инерции и именно в газогенераторе расположена основная камера сгорания, которая после воспламенения в ней топлива обеспечивает энергией весь рабочий процесс двигателя.

Рис. 6.13. Изменение момента сопротивления компрессора Мс и крутящего момента турбины Мт в процессе запуска

Рассмотрим баланс крутящих моментов одновальногогазогенератора или газогенератора высокого давления. На рис. 6.13 показано изменение по частоте вращения ротора ГГ момента сопротивления вращению компрессора  и крутящего момента турбины . Изменение момента  дано при максимальном значении температуры газа перед турбиной . Момент сопротивления компрессора изменяется примерно пропорционально квадрату частоты вращения, а величина  имеет приблизительно линейный характер протекания по частоте вращения ротора, причем в области  турбина крутящего момента вообще не развивает из-за низких значений степени понижения давления в ней.

Как видно, момент  становится больше момента  лишь при значениях частоты вращения n, превышающих так называемую равновесную частоту вращения . После этого уже возможна самостоятельная раскрутка ротора ГГ от турбины. Раскрутка же ротора ГГ при  возможна только с помощью стартера.

Таким образом, первоначальная раскрутка ротора газогенератора ГТД при его запуске на земле возможна только от внешнего источника мощности (стартера), и только после достижения с его помощью частоты вращения, превышающей равновесную, возможна дальнейшая раскрутка ротора до  за счет избыточной мощности турбины. Включение подачи топлива в камеру сгорания двигателя и его воспламенение при  не имеют смысла.

На большинстве современных мощных ГТД для запуска используются турбостартеры. Характерной их особенностью является линейное протекание крутящего момента стартера М ст по частоте вращения ротора со снижением величины М _ст с ростом частоты вращения.

Рис.6.14. Этапы запуска в стартовых условиях

На рис. 6.14 показан характер изменения по частоте вращения ротора ГГ крутящих моментов турбины, стартера и момента сопротивления компрессора ГГ. Как видно из этого рисунка, процесс запуска двигателя на земле можно рассматривать состоящим из трех этапов: I – раскрутка ротора только стартером до частоты вращения n ₁; II – совместная работа стартера и турбины от частоты вращения n ₁ до частоты вращения n ₂; III – отключение стартера и самостоятельная раскрутка ротора за счет турбины от частоты вращения n ₂ до частоты вращения малого газа n _мг. При n = n _г за счет снижения  до ее значения на режиме малого газа уста­навливается равновесный режим М _т = М _с.

Для уменьшения времени запуска стартер отключается при такой частоте вращения n ₂ > n _р, когда избыточная мощность турбины уже достигает значительной величины. Заштрихованная на графике область, определяемая сложением моментов М _т + М _ст – М _с, соответствует моментам, идущим на раскрутку ротора двигателя при запуске для каждого значения частоты вращения.

По данным статистики величина n ₁ составляет (20…30)% от n _мг, а n ₂ равна (70…80)% от n _мг.

Реализация рассмотренной программы запуска осуществляется автоматикой двигателя, обеспечивающей последовательный переход от одного этапа запуска к другому.

В процессе запуска ГТД меняются режимы работы каскадов компрессоров. При этом первостепенное значение имеет обеспечение устойчивой работы КВД. На рис. 6.15 показано протекание рабочей линии на характеристике КВД в процессе запуска. На I этапе, когда в камере сгорания горения еще нет и = , рабочая линия на характеристике КВД соответствует кривой 0-1. При воспламенении топлива в начале II этапа запуска температура  резко возрастает и рабочая точка к моменту достижения равновесной частоты вращения  смещается к границе устойчивой работы компрессора (кривая

1 - р). В дальнейшем на II и в начале III этапа температура поддерживается на максимально возможном уровне из условия устойчивой работы КВД (кривая р – 2). В конце III этапа температура снижается до ее значения на режиме малого газа (точка МГ).

Рис. 6.15. Режимы работы компрессора в процессе запуска

Как видно, главным фактором, ограничивающим количество подаваемого топлива в камеру сгорания при запуске, является не жаропрочность турбины, а запас устойчивости КВД. При чрезмерно высоких забросах температуры может возникнуть срыв потока в КВД, приводящий к так называемому «горячему зависанию», когда, несмотря на рост , частота вращения перестает увеличиваться. При недостаточной подаче топлива в камеру сгорания из-за малого значения D М _т разгон двигателя в процессе запуска становится вялым и может наступить «холодное зависание», т. е. прекращение раскрутки РВД. Все это требует точной дозировки подачи топлива на режимах запуска.

 

ЗАПУСК ГТД В ПОЛЕТЕ

В полете при выключении камеры сгорания роторы двигателя не останавливаются полностью, а продолжают вращаться под воздействием скоростного напора набегающего потока. Двигатель переходит на установившийся режим работы, называемый режимом авторотации.

Частота вращения ротора (роторов) двигателя на режиме авторотации зависят от числа М полета, причем с ростом  она возрастает (при дозвуковых скоростях полета) почти пропорционально . От высоты полета частота вращения роторов на режиме авторотации зависит слабо, несколько уменьшаясь с ростом Н вследствие снижения чисел Re и возрастания доли мощности, затрачиваемой на преодоление трения и привод агрегатов. Равновесная частота вращения (при которой ), наоборот, заметно снижается по мере роста вследствие увеличения перепада давлений на турбине под воздействием скоростного напора. Поэтому уже при сравнительно небольших скоростях полета частота вращении РВД на режиме авторотации оказывается выше равновесной частоты вращения. И тогда для запуска двигателя достаточно включить подачу (в необходимом количестве) топлива в камеру сгорания и обеспечить его розжиг. Только на вертолетах частота вращения вала турбокомпрессора на режиме авторотации обычно оказывается недостаточной и для запуска в воздухе приходится использовать стартер.

Однако и на самолетах возможность успешного запуска в воздухе зависит не только от выполнения условия n _авт > n _р, но и от других факторов и прежде всего от условий полета.

Значения параметров  и  на входе в камеру сгорания существенно уменьшаются с ростом высоты полета, что отрицательно влияет на условия устойчивого воспламенения и горения топливовоздушной смеси. Кроме того, воспламенение топлива в пусковых блоках также становится ненадежным, в связи с чем обычно применяется (при запуске в воздухе) подпитка их кислородом. 

Рис.6.16. Область режимов полета, в которой разрешен запуск двигателя

Другим неблагоприятным фактором, затрудняющим запуск дви­гателя в воздухе, является увеличение (с ростом скорости полета) скорости воздуха на входе в камеру сгорания на режимах авторотации (по сравнению с её значением у работающего двигателя при той же частоте вращения). Это обусловлено повышением расхода через турбину в случае, когда через нее вместо горячего газа проходит воздух, имеющий существенно более низкую температуру и соответственно значительно более высокую плотность. Рост скорости воздуха на входе в камеру сгорания ограничивает возможность надежного воспламенения топлива при её запуске на больших скоростях.

Все указанные факторы существенно сужают диапазон режимов полета, в котором гарантируется надежный запуск двигателя в полете. Соответственно для каждого конкретного авиационного ГТД существует область высот и скоростей полета, в пределах которой обеспечивается надежный запуск двигателя в полете на режиме авторотации. Примерный вид такой области показан на рис. 6.16, где сплошные линии - её границы, сама область заштрихована, а штриховые линии - граница допустимых режимов полета самолета. Левая граница заштрихованной области соответствует условию , а правая граница - ограничению по скорости воздуха на входе в камеру сгорания. Верхняя граница соответствует ограничению надежности запуска по минимальному давлению воздуха на входе в камеру сгорания.

Эти линии лишь приближенно соответствуют указанным ограничениям, но в инструкцию летчику обычно записываются именно в таком виде, т.е. в виде минимального и максимального значения приборной скорости полета  и максимальной высоты полета (по высотомеру), в пределах которых разрешен запуск в воздухе, поскольку именно эти величины всегда находятся в области внимания экипажа самолета.

Необходимо отметить, что в условиях полета на больших высотах существенно увеличивается время запуска. Это обуславливается двумя причинами. Во-первых, уменьшается избыточная мощность турбины, как из-за снижения расхода газа через нее, так и уменьшения максимально допустимой температуры  в процессе запуска вследствие снижения запаса устойчивости компрессора по причине уменьшения чисел Рейнольдса. Во-вторых, увеличивается частота вращения ротора на режиме малого газа при некотором снижении частоты вращения ротора на режиме авторотации, что повышает диапазон частот вращения, в пределах которого должна быть обеспечена раскрутка ротора (роторов) при запуске. 

Отметим также, что в случае самопроизвольного выключения двигателя в полете (или принудительного выключения для ликвидации неустойчивой работы компрессора, о чем речь будет идти дальше) можно достичь существенного увеличения высоты, до которой возможен надежный запуск, если, не дожидаясь выхода двигателя на режим авторотации, включить зажигание и подать в камеру сгорания необходимое количество топлива, т.е. произвести «встречный запуск». Принудительное выключение обеспечивает соответствующий блок в системе автоматического управления (САУ) двигателем. Этот же блок и обеспечивает потом встречный запуск.

 

ЛИТЕРАТУРА

1. Бакулев В.И., Голубев В.А., Нечаев Ю.Н. и др. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. – М.: Изд-во МАИ, 2003, 688 с.

2. Голубев В.А. Двухконтурные авиационные двигатели. – М.: Изд-во МАИ, 1998.

 

3. Иноземцев Н.В. Авиационные газотурбинные двигатели. – М.: Оборонгиз, 1955.

4. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных машин.- М.: Машиностроение, 1995, 316 с.

5. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей. - М.: Транспорт, 2000, 287 с.

6. Кампсти Н. Аэродинамика компрессоров. - М.: Мир, 2000, 688 с.

7. Копелев С.З., Тихонов Н.Д. Расчет турбин авиационных двигателей. – М.: Машиностроение, 1974.

8. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 2002, 615 с.

9. Масленников М.М., Шальман Ю.Н. Авиационные газотурбинные двигатели. – М.: Машиностроение, 1975.

10. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиационных газотурбинных двигателей. – М.: Машиностроение, 1977, ч.I, 312 с, 1978, ч. II, 336 с.

11. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. и др. Теория авиационных двигателей./Под ред. Ю.Н. Нечаева. – М.: Воениздат, 1980, 416 с.

12. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 1. /Под редакцией Ю.Н. Нечаева. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2012.

13. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 2. /Под редакцией Ю.Н. Нечаева. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2012.

14. Федоров Р.М. Приближенный расчет характеристик нерегулируемых осевых компрессоров. – М.: Журнал «Авиационная промышленность» № 3 – 4, 1995.

15. Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. – М.: Машиностроение, 1995, 400 с.

16. Теория реактивных двигателей//Лопаточные машины./Под ред. Б.С. Стечкина. – М.: Оборонгиз, 1956, 548 с.

17. Теория реактивных двигателей//Рабочий процесс и характеристики./Под ред. Б.С. Стечкина. – М.: Оборонгиз, 1958.

18. Сосунов В.А., Литвинов Ю.А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. – М.: Машиностроение, 1975, 216 с.

19. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./Под ред. С.М. Шляхтенко. – М.: Машиностроение, 1987, 568 с.

20. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей./Под ред. С.М. Шляхтенко и В.А. Сосунова. – М.: Машиностроение, 1979.

21. Федоров Р.М. Расчет характеристик авиационных осевых компрессоров и анализ некоторых особенностей их работы в системе ТРД. Труды ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, вып. 891. – М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1961, 50 с.

22. Федоров Р.М. Устойчивость течения воздуха в компрессоре ГТД. В кн.: Научные проблемы авиации и космонавтики. – М.: Наука, 1985.

23. Федоров Р.М. Теория авиационных двигателей. Выпуск 3. Двухконтурные ТРД. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1970, 93 с.

24. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. – М.: Машиностроение, 1986.

 

Содержание

 

Предисловие …………………………………………………………………

Введеие……………………………................................................…..…...5