Выбор параметров рабочего процесса

В ЭЛЕМЕНТАХ ГАЗОВОЗДУШНОГО ТРАКТА ГТД

 

Входной воздухозаборник

Входные воздухозаборники авиационных силовых установок разделяются на два класса:

1) воздухозаборники для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полёта;

2) воздухозаборники для сверхзвуковых скоростей полёта.

Одним из параметров эффективности входного воздухозаборника является коэффициент сохранения полного давления , где – полное давление воздуха на входе в компрессор, – полное давление в невозмущённом потоке воздуха на данной высоте.

При расчёте параметров давления в полёте для ТРД, ДТРД и ТВД, предназначенных для дозвуковых скоростей полёта и имеющих соответствующий воздухозаборник, величину независимо от скорости полёта следует принимать =0,97÷0,98.

В случае использования сверхзвукового воздухозаборника внешнего сжатия, регулирование которого обеспечивает согласованную с двигателем работу при всех условиях полёта, величина задаётся в виде стандартной зависимости , представленной в таблице 1.1.

Таблица 1.1

	0,3	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,4	1,6	1,8	2,0	2,2	2,5	3,0
	0,97	0,97	0,97	0,97	0,97	0,97	0,957	0,94	0,91	0,87	0,83	0,76	0,64

Термодинамический расчёт двигателя для стендовых условий его работы, рекомендуется выполнять при =1,0, что соответствует результатам испытаний на стенде с лемнискатным входным насадком [1].

 

Компрессор

Компрессор ГТД является одним из основных его элементов и обеспечивает необходимую степень повышения давления в рабочем цикле двигателя и подаёт в камеру сгорания и турбину необходимый расход воздуха G _в.

Подавляющее большинство современных ГТД имеют многоступенчатые осевые компрессоры.

В многоступенчатом осевом компрессоре, составленном из ступеней с равными степенями повышения давления (), в связи с выделением тепла из-за дополнительной затраты работы на преодоление сил трения в предыдущих ступенях сумма адиабатических работ отдельных ступеней получается больше адиабатической работы компрессора. В связи с этим величина адиабатического к.п.д. компрессора получается меньше к.п.д. соответствующих его ступеней. Чем больше степень повышения давления в компрессоре , тем больше различаются адиабатический к.п.д. компрессора и к.п.д. ступени . Отсюда следует, что чем больше выбираемая величина , тем меньшим значением необходимо задаваться.

Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре с малым повышением давления в каждой ступени при является политропическим процессом с постоянным показателем политропы, величина которого связана с к.п.д. ступени равенством

. (1.1)

Последнее соотношение, которое справедливо только для случая бесконечно малого повышения давления в ступени, широко используется и для реальной ступени осевого компрессора. Ошибка в определении n при этом обычно не превышает 0,5% [2]. Таким образом, равенство (1.1) будет точным при любой степени повышения давления, если вместо адиабатического к.п.д. ступени ввести политропический к.п.д.

(1.2)

Политропический к.п.д. хорошо характеризует степень адиабатического совершенства лопаточной машины и при равном совершенстве ступеней его величина не зависит от их числа в компрессоре.

Величина адиабатического к.п.д. компрессора определяется выражением

, (1.3)

где k – показатели адиабаты.

На рисунке 1.1 представлена зависимость величины от степени повышения давления в компрессоре при неизменных значениях к.п.д. ступеней.

 

Рисунок 1.1. Зависимость достижимых значений адиабатического к.п.д.

многоступенчатого компрессора от степени повышения давления

при неизменных значениях к.п.д. ступений

 

Современные осевые компрессоры сравнительно больших размеров () имеют следующие максимальные значения политропического к.п.д. одной ступени [3]:

дозвуковые ступени () ;

околозвуковые ступени () ;

сверхзвуковые ступени () .

У осевых компрессоров с малым приведённым расходом воздуха и сравнительно небольших размеров представленные политропические к.п.д. имеют более низкие значения из-за влияния радиального зазора, пограничного слоя и т.п.

Для центробежных компрессоров максимальные адиабатические к.п.д. одной ступени при составляют . Верхний предел указанных значений обычно достигается при закрытых схемах крыльчаток.

Приведённые выше диапазоны изменения к.п.д. относятся к максимальным значениям, которые должны соответствовать работе компрессора в расчётных условиях полёта. При нерасчётных условиях значения к.п.д. изменяются в соответствии с характеристикой компрессора в автомодельной по числу Re области.

Окружная скорость на наружном диаметре первой ступени компрессора характеризуется следующими значениями [4]:

- для дозвуковой ступени u =350÷360 м/c;

- для околозвуковой ступени u =360÷430 м/c;

- для сверхзвуковой ступени u =430÷460 м/c.

Для вентилятора величина u =360÷500 м/c.

Величина работы сжатия в одной ступени компрессора зависит от типа ступени. Рекомендуемый уровень работы ступеней (кДж/кг) приведён в таблице 1.2, причём верхний предел значений работ относится к верхнему пределу окружной скорости u.

Таблица 1.2

№ ступени					…	z -2	z -1	z
Дозвуковой компрессор	13,5÷19	17÷24	26,5÷34	26,5÷34	26,5÷34	26,5÷34	24,5÷31	21÷26,5
Околозвуковой компрессор	24,5÷34	32÷40	38,5÷47	44,5÷51	44,5÷51	44,5÷51	36÷42,5	25,5÷27,5
Компрессор со сверхзвуковой ступенью	47÷55,5	23,5÷32	38,5÷47	44,5÷51	44,5÷51	44,5÷51	36÷42,5	26,5÷30,5

 

Камера сгорания

В этом важнейшем элементе ГТД рабочее тело должно нагреваться до заданного значения температуры () с минимальными потерями давления и тепла.

а) Основная камера сгорания

В основной камере из-за её расположения между компрессором и турбиной ГТД возможно применение сравнительно небольшого подогрева при малых скоростях потока и коэффициентом избытка воздуха . Средняя скорость во входном сечении такой камеры соответствует , в связи, с чем полный напор в камере снижается незначительно. Поэтому процесс подвода тепла в ней близок к случаю Р=const.

Эффективность процесса подвода тепла к рабочему телу определяется уровнем коэффициента полноты сгорания и коэффициента сохранения полного давления .

Полное давление на выходе из основной камеры сгорания определяется равенством

,

где коэффициент =0,92÷0,96 и учитывает как гидравлические сопротивления, так и тепловые потери. При выборе должны учитываться тип и назначение ГТД и камеры сгорания.

При проектировании ГТД меньшие значения для одинаковых камер сгорания получают на ТРД, а большие на ДТРД и ТВД.

Качество горения в камере характеризуется коэффициентом полноты сгорания, величина которого весьма высока и соответствует =0,96÷0,985.

Теплотворная способность керосина Hu и величина теоретически необходимого количества воздуха l ₀ для полного сгорания 1 кг керосина несколько различаются для различных марок керосина (таблица 1.3). В расчётах следует принимать Hu =10250 ккал/кг=43000 кДж/кг, l ₀=14,7 кг воздуха/кг керосина.

Таблица 1.3

Марка керосина	Плотность при 20°С в г/см^3	Теплопроводность Hu в ккал/кг не менее	Теплопроводность Hu в кДж/кг не менее	l 0
Т-1	0,809–0,823			14,6
ТС-1	0,773–0,789			14,69
Т-2	0,753–0,770			14,72
Т-4	0,769–0,787			14,7
Т-5	не менее 0,845			14,6

 

б) Форсажная камера сгорания

Средняя скорость потока в форсажной камере более высокая, чем в основной камере. Во входном сечении такой камеры она лежит в пределах λ _ф.к=0,2÷0,27. Поэтому потери полного давления в форсажной камере сгорания достигают значительных величин. На выходе из такой камеры полное давление у форсированного ТРД

,

у двухконтурного форсированного ТРД

,

у двухконтурного ТРД с форсажной камерой только во внешнем контуре

.

В этих формулах , где

– коэффициент восстановления (сохранения) полного давления при «холодной» продувке форсажной камеры (принимается постоянным на всех режимах);

– коэффициент, характеризующий понижение полного давления в камере вследствие теплового сопротивления.

Коэффициент учитывает гидравлические потери в предкамерном диффузоре и во фронтовом устройстве форсажной камеры. Величина составляет для ТРДФ и ДТРДФ_см

.

Для ДТРДФ_II, где коэффициент избытка воздуха обычно намного выше значения в ТРДФ, форсажная камера, как правило, выполняется двухзонной (зона горения и зона смешения по типу основной камеры сгорания) величина несколько ниже

.

Величина коэффициента может быть определена расчётным путём по величине подогрева и по величине коэффициента скорости потока в сечении на входе в цилиндрическую часть форсажной камеры. Расчётная зависимость для цилиндрической форсажной камеры приведена на рисунке 1.2.

С увеличением потери полного давления возрастают, но зато уменьшается диаметр и масса форсажной камеры. Компромиссные рекомендуемые значения коэффициента лежат в пределах

,

при этом ().

Для больших высот полёта (при ) рекомендуется принимать на нижнем пределе указанного диапазона.

 

 

 

 

Рисунок 1.2. Зависимость

 

Коэффициент полноты сгорания в форсажной камере обычно ниже, чем в основной камере сгорания, и зависит от суммарного коэффициента избытка воздуха (для ДТРДФ_II – от ).

В предварительных проектных расчётах обычно принимают . В таких случаях величина выбирается в интервалах

, если ;

, если .

На больших высотах полёта, когда давление в форсажной камере ниже 1,0·10⁵ Па, полнота сгорания уменьшается даже при неизменном . Поэтому в предварительных расчётах величина принимается по нижнему пределу указанных выше значений.

 

Турбина

Газовая турбина приводит во вращение компрессор, воздушный винт, агрегаты, обслуживающие двигатель и самолётные системы и т.п. Современные авиационные ГТД в большинстве своём имеют осевые, многоступенчатые, реактивные газовые турбины.

Турбина характеризуется величиной адиабатического к.п.д. , значение которого зависит от степени понижения давления и от величины к.п.д. применяемых ступеней.

В лучших осевых турбинах достигнут высокий уровень аэродинамического совершенства, который, как и в случае компрессора, может быть оценён величиной политропического к.п.д.

.

Использование политропического к.п.д. удобно при определении к.п.д. многоступенчатых турбин, поскольку при равном совершенстве ступеней его величина не зависит от их числа и величины .

Величина к.п.д. ступени зависит от её нагруженности, от схемы охлаждения, от размера радиальных зазоров, тщательности изготовления и т.п. Ниже в таблице 1.4 приведены некоторые значения к.п.д. для различных типов ступеней.

Применение ступеней с высокими к.п.д. , приводящее к некому утяжелению турбины, предпочтительно в том случае, если требуется обеспечение низкого удельного расхода топлива, т.е. если проектируемый ГТД предназначен для самолётов большой дальности.

Сильно нагруженные ступени чаще всего применяются в высокотемпературных турбинах в качестве первых ступеней для того, чтобы значительно снизить температуру газа в последующих ступенях. В некоторых случаях, исходя из требований снижения веса ГТД, уменьшается число ступеней, что приводит к максимальной нагруженности всех ступеней турбины. Это может оказаться целесообразным для скоростных, маневренных и лёгких самолётов.

Таблица 1.4.

Тип ступени	Значения
Неохлаждаемая ступень при оптимальной нагрузке (L ст=120÷220 кДж/кг)
Неохлаждаемая сильно нагруженная ступень (L ст=220÷300 кДж/кг)
Охлаждаемая ступень

 

В приведённой выше таблице 1.4 – коэффициент, учитывающий понижение вследствие её охлаждения. Зависимость от относительного расхода охлаждающего ступень воздуха , где – количество воздуха, отбираемого от компрессора на охлаждение ступени турбины, характеризуется значениями, приведёнными в таблице 1.5.

Таблица 1.5

		0,01	0,02	0,03	0,04	0,05	0,06
	1,0	0,995	0,99	0,98	0,97	0,96	0,95

 

Коэффициент полезного действия турбины всегда выше к.п.д. её ступеней и в случае, когда ступени не являются однотипными и имеют различные к.п.д. , величина определяется по формуле

.

Для турбин с однотипными ступенями при одинаковых значениях рекомендуемая зависимость для различных приведена на рисунке 1.3.

Поскольку изменения по высоте и скорости полёта небольшие, величина может быть (в автомодельной по числу Re области) принята независящей от условий полёта.

По рисунку 1.3 можно установить, что значения адиабатического к.п.д. ступени у одноступенчатых осевых турбин () мало отличаются от значений политропического к.п.д. ( примерно на 0,5÷1,0%). В литературных источниках по турбинам в основном даются рекомендации по выбору величины . Рисунок 1.3 позволяет при оценке к.п.д. многоступенчатой турбины пользоваться как величиной , так и , принимая ориентировочно .

Графиками на рисунке 1.3 рекомендуется пользоваться при назначении адиабатического к.п.д. турбины после того, как выбраны величины (или ) и степень двухконтурности ГТД.

 

 

Рисунок 1.3. Зависимость