Безвідривний перехідний канал між турбіною високого тиску та турбіною низького тиску двоконтурного авіаційного двигуна. Проектування турбіни двигуна Схема ТРДД основні вузли двигуна їх призначення

У 2006 році керівництвом Пермського моторобудівного комплексу та ВАТ «Територіальна генеруюча компанія № 9» (Пермська філія) підписано договір на виготовлення та постачання газотурбінної електростанції ГТЕС-16ПА на базі ГТЕ-16ПА з двигуном ПС-90ЕУ-16А.

Про основні відмінності нового двигуна від ПС-90АГП-2 ми попросили розповісти заступника генерального конструктора-головного конструктора енергетичних газотурбінних установок та електростанцій ВАТ «Авіадвигун» Данила СУЛІМОВА.

Основною відмінністю установки ГТЕ-16ПА від існуючої ГТУ-16ПЕР є застосування силової турбіни з частотою обертання 3000 об/хв (замість 5300 об/хв). Зменшення частоти обертання дає можливість відмовитися від дорогого редуктора та підвищити надійність газотурбінної установки загалом.

Технічні характеристики двигунів ГТУ-16ПЕР та ГТЕ-16ПА (в умовах ISO)

Оптимізація основних параметрів силової турбіни

Базові параметри вільної турбіни (СТ): діаметр, проточна частина, кількість ступенів, аеродинамічна ефективність - оптимізовані з метою мінімізації прямих експлуатаційних витрат.

Експлуатаційні витрати включають витрати на придбання СТ та витрати за певний (прийнятний для замовника як термін окупності) період експлуатації. Вибір цілком доступного для замовника (не більше 3 років) терміну окупності дозволив реалізувати економічно обґрунтовану конструкцію.

Вибір оптимального варіантавільної турбіни для конкретного застосування у складі ГТЕ-16ПА вироблявся у системі двигуна загалом з урахуванням порівняння прямих експлуатаційних витрат кожному за варіанта.

З використанням одномірного моделювання СТ по середньому діаметру визначався досяжний рівень аеродинамічної ефективності СТ для дискретної кількості ступенів. Вибиралася оптимальна для цього варіанта проточна частина. Кількість лопаток, враховуючи їхній значний вплив на собівартість, вибиралося з умови забезпечення коефіцієнта аеродинамічного навантаження Цвайфеля рівним одиниці.

На основі обраної проточної частини оцінювалася маса СТ та виробнича собівартість. Потім проводилося порівняння варіантів турбіни в системі двигуна за прямими експлуатаційними витратами.

При виборі кількості ступенів для СТ враховується зміна ККД, витрат на придбання та експлуатацію (вартість палива).

Вартість придбання поступово зростає зі зростанням собівартості зі збільшенням кількості щаблів. Подібним чином росте і реалізований ккд - як наслідок зниження аеродинамічного навантаження на щабель. Витрати експлуатацію (паливна складова) падають зі зростанням ккд. Однак сумарні витрати мають чіткий мінімум при чотирьох щаблях у силовій турбіні.

При розрахунках враховувався як досвід власних розробок, і досвід інших фірм (реалізований у конкретних конструкціях), який дозволив забезпечити об'єктивність оцінок.

В остаточній конструкції за рахунок збільшення навантаження на ступінь і зниження ККД СТ від максимально досяжної величини приблизно на 1% вдалося знизити сумарні витрати замовника майже на 20%. Це було досягнуто за рахунок зниження собівартості та ціни турбіни на 26% щодо варіанта з максимальним ккд.

Аеродинамічний проект СТ

Висока аеродинамічна ефективність нової СТ при досить високому навантаженні досягнуто за рахунок використання досвіду ВАТ «Авіадвигун» у розробці турбін низького тискуі силових турбін, а також застосування багатоступінчастих просторових аеродинамічних моделей, що використовують рівняння Ейлера (без урахування в'язкості) та Нав'є-Стокса (враховують в'язкість).

Порівняння параметрів силових турбін ГТЕ-16ПА та ТНД Rolls-Royce

Порівняння параметрів СТ ГТЕ-16ПА та найсучасніших ТНД Rolls-Royce сімейства Trent (діаграма Сміта) показує, що за рівнем кута повороту потоку в лопатках (приблизно 1050) нова СТ знаходиться на рівні турбін Rolls-Royce. Відсутність жорсткого обмеження масою, властивого авіаційним конструкціям, дозволило дещо знизити коефіцієнт навантаження dH/U2 за рахунок збільшення діаметра і окружної швидкості. Величина вихідної швидкості (притаманна наземним конструкціям) дозволила зменшити відносну осьову швидкість. Загалом потенціал спроектованої СТ для реалізації ККД знаходиться на рівні, характерному для ступенів сімейства Trent.

Особливістю аеродинаміки спроектованої СТ є також забезпечення оптимального значення ккдтурбіни на режимах часткової потужності, притаманних експлуатації у базовому режимі.

При збереженні частоти обертання зміна (зниження) навантаження на СТ призводить до зростання кутів атаки (відхилення напряму течії газу на вході в лопатки від розрахункової величини) на вході в віночки лопатки. З'являються негативні кути атаки, найбільші в останніх щаблях турбіни.

Проектування лопаткових вінців СТ з високою стійкістю до зміни кутів атаки забезпечене спеціальним профільуванням вінців з додатковою перевіркою стабільності аеродинамічних втрат (по 2D/3D аеродинамічних моделях Нав'є-Стокса) при великих кутах потоку на вході.

Аналітичні характеристики нової СТ показали в результаті значну стійкість до негативних кутів атаки, а також можливість застосування СТ і для приводу генераторів, що виробляють струм з частотою 60 Гц (з частотою обертання 3600 об./хв), тобто можливість збільшення частоти обертання на 20 % без помітних втрат ккд. Однак у цьому випадку практично неминучі втрати ккд на режимах зниженої потужності (що призводять до додаткового збільшення негативних кутів атаки).
Особливості конструкції СТ
Для зниження матеріаломісткості та ваги СТ використовувалися перевірені авіаційні підходи до конструювання турбіни. В результаті маса ротора, незважаючи на збільшення діаметра і кількості ступенів, виявилася рівною масі ротора силової турбіни ГТУ-16ПЕР. Це забезпечило значну уніфікацію трансмісій, уніфіковано також масляну систему, систему наддуву опор та охолодження СТ.
Збільшено кількість та покращено якість повітря, що застосовується для наддуву опор трансмісійних підшипників, включаючи його очищення та охолодження. Поліпшено також якість мастила трансмісійних підшипників шляхом застосування фільтроелементів з тонкістю фільтрації до 6 мкм.
З метою підвищення експлуатаційної привабливості нової ГТЕ впроваджено спеціально розроблену систему управління, яка дозволяє замовнику скористатися турбодетандерним (повітряним та газовим) та гідравлічним типами запуску.
Масогабаритні характеристики двигуна дозволяють використовувати для його розміщення серійні конструкції блочно-комплектної електростанції ГТЕС-16П.
Шумо- та теплоізолюючий кожух (при розміщенні в капітальних приміщеннях) забезпечує акустичні характеристики ГТЕС на рівні, передбаченому санітарними нормами.
Нині перший двигун проходить серію спеціальних випробувань. Газогенератор двигуна вже пройшов перший етап еквівалентно-циклічних випробувань і розпочав другий етап після ревізії технічного стану, який завершиться навесні 2007 року

Силова турбіна у складі повнорозмірного двигуна пройшла перше спеціальне випробування, під час якого було знято показники за 7 дросельними характеристиками та інші експериментальні дані.
За результатами випробувань зроблено висновок про працездатність СТ та її відповідність заявленим параметрам.
Крім цього за результатами випробувань у конструкцію СТ внесено деякі коригування, у тому числі змінено систему охолодження корпусів для зниження тепловиділення до приміщення станції та забезпечення пожежної безпеки, а також для оптимізації радіальних зазорів підвищення ККД, налаштування осьової сили.
Чергове випробування силової турбіни планується провести влітку 2007 року.

Газотурбінне встановлення ГТЕ-16ПА
напередодні спеціальних випробувань

До авіаційним двигунам відносяться всі типи теплових машин, що використовуються як рушії для літальних апаратів авіаційного типу, тобто апаратів, що використовують аеродинамічна якість для переміщення, маневру і т. п. в межах атмосфери (літаки, вертольоти, крилаті ракети класів "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авіакосмічні системи та ін.). Звідси випливає велика різноманітність двигунів - від поршневих до ракетних.

Авіаційні двигуни (рис.1) поділяються на три великі класи:

• поршневі (ПД);
• повітряно-реактивні (ВРДвключаючи ВМД);
• ракетні (РДабо РкД).

Більш детальній класифікації підлягають два останні класи, особливо клас ВРД.

за принципу стиснення повітря ВРД поділяються на:

• компресорні , Т. е. включають компресор для механічного стиснення повітря;
• безкомпресорні :
  • прямоточніВРД ( СПВРД) зі стиском повітря тільки від швидкісного напору;
  • пульсуючіВРД ( ПуВРД) з додатковим стиском повітря у спеціальних газодинамічних пристроях періодичної дії.

Клас ракетних двигунів ЖРДтакож відноситься до компресорного типу теплових машин, так як у цих двигунах стиск робочого тіла (палива) здійснюється в рідкому стані в турбонасосних агрегатах.

Ракетний двигун твердого палива (РДТТ) не має спеціального пристроюдля стиснення робочого тіла. Воно здійснюється на початку горіння палива в напівзамкненому просторі камери згоряння, де розташовується заряд палива.

за принципом дії існує такий поділ: ПДі ПуВРДпрацюють за циклом періодичногодії, тоді як у ВРД, ВМДі РкДздійснюється цикл безперервногодії. Це дає їм переваги щодо відносних показників потужності, тяги, маси та ін., що й визначило, зокрема, доцільність їх використання в авіації.

за принципу створення реактивної тяги ВРД поділяються на:

• двигуни прямої реакції;
• двигуни непрямої реакції.

Двигуни першого типу створюють тягове зусилля (тягу Р) безпосередньо – це все ракетні двигуни (РкД), турбореактивні без форсажу та з форсажними камерами ( ТРДі ТРДФ), турбореактивні двоконтурні (ТРДДі ТРДДФ), прямоточні надзвукові та гіперзвукові ( СПВРДі ДПВРД), пульсуючі (ПуВРД) та численні комбіновані двигуни.

Газотурбінні двигуни непрямої реакції (ВМД) передають вироблювану ними потужність спеціальному рушію (гвинту, гвинтовентилятору, гвинту вертольота, що несе і т. п.), який і створює тягове зусилля, використовуючи той же повітряно-реактивний принцип ( турбогвинтові , турбогвинтовентиляторні , турбувальні двигуни - ТВД, ТВВС, ТВГТД). У цьому сенсі клас ВРДпоєднує всі двигуни, що створюють тягу за повітряно-реактивним принципом.

На основі розглянутих типів двигунів простих схем розглядається ряд комбінованих двигунів , що поєднують особливості та переваги двигунів різних типівнаприклад, класи:

• турбопрямоткових двигунів - ТРДП (ТРДабо ТРДД + СПВРД);
• ракетно-прямоткових - РПД (ЖРДабо РДТТ + СПВРДабо ДПВРД);
• ракетно-турбінних - РТД (ТРД + ЗРД);

та багато інших комбінацій двигунів більш складних схем.

Поршневі двигуни (ПД)

Дворядний зіркоподібний 14-ти циліндровий поршневий двигун повітряним охолодженням. Загальний вигляд.

Поршневий двигун (англ. Piston engine ) -

Класифікація поршневих двигунів.Авіаційні поршневі двигуни можуть бути класифіковані за різними ознаками:

• Залежно від роду застосовуваного палива- на двигуни легенічи важкого палива.
• За способом сумішоутворення- на двигуни із зовнішнім сумішоутворенням (карбюраторні) та двигуни із внутрішнім сумішоутворенням ( безпосереднє упорскуванняпалива у циліндри).
• Залежно від способу займання суміші- на двигуни з примусовим запаленням та двигуни із запаленням від стиснення.
• Залежно від кількості тактів- на двигуни двотактні та чотиритактні.
• Залежно від способу охолодження- на двигуни рідинного та повітряного охолодження.
• За кількістю циліндрів- на двигуни чотирициліндрові, п'ятициліндрові, дванадцятициліндрові і т.д.
• Залежно від розташування циліндрів- на рядні (з розташуванням циліндрів у ряд) та зіркоподібні (з розташуванням циліндрів по колу).

Рядні двигуни у свою чергу поділяються на однорядні, дворядні V-подібні, трирядні W-подібні, чотирирядні Н-подібні або Х-подібні двигуни. Зіркоподібні двигуни також поділяються на однорядні, дворядні та багаторядні.

• За характером зміни потужності, залежно від зміни висоти- На висотні, тобто. двигуни, що зберігають потужність з підйомом літака на висоту, та невисотні двигуни, потужність яких падає зі збільшенням висоти польоту.
• За способом приводу повітряного гвинта- на двигуни з прямою передачею на гвинт та редукторні двигуни.

Сучасні авіаційні поршневі двигуни є зіркоподібними. чотиритактні двигуни, що працюють на бензині. Охолодження циліндрів поршневих двигунів виконується, як правило, повітряним. Раніше в авіації знаходили застосування поршневі двигуни та з водяним охолодженням циліндрів.

Згоряння палива в поршневому двигуні здійснюється в циліндрах, при цьому теплова енергія перетворюється на механічну, так як під дією тиску газів, що утворюються відбувається поступальний рух поршня. Поступальний рух поршня у свою чергу перетворюється на обертальний рух колінчастого валудвигуна через шатун, що є сполучною ланкою між циліндром з поршнем і колінчастим валом.

Газотурбінні двигуни (ВМД)

Газотурбінний двигун - теплова машина, призначена для перетворення енергії згоряння палива в кінетичну енергію реактивного струменя та (або) в механічну роботуна валу двигуна, основними елементами якої є компресор, камера згоряння та газова турбіна.

Одновальні та багатовальні двигуни

Найпростіший газотурбінний двигун має лише одну турбіну, яка наводить компресор і водночас є джерелом корисної потужності. Це накладає обмеження на режими роботи двигуна.

Іноді двигун виконується багатовальним. У цьому випадку є кілька послідовних турбін, кожна з яких наводить свій вал. Турбіна високого тиску (перша після камери згоряння) завжди наводить компресор двигуна, а наступні можуть наводити як зовнішнє навантаження (гвинти вертольота або корабля, потужні електрогенератори і т.д.), так і додаткові компресори самого двигуна, розташовані перед основним.

Перевага багатовального двигуна в тому, що кожна турбіна працює при оптимальній кількості обертів та навантаженні. При навантаженні, що приводиться від валу одновального двигуна, була б дуже погана прийомистість двигуна, тобто здатність до швидкого розкручування, так як турбіні потрібно поставляти потужність і для забезпечення двигуна великою кількістю повітря (потужність обмежується кількістю повітря), і для розгону навантаження. При двовальній схемі легкий ротор високого тиску швидко виходить на режим, забезпечуючи двигун повітрям, а турбіну низького тиску великою кількістю газів для розгону. Також можна використовувати менш потужний стартер для розгону при пуску тільки ротора високого тиску.

Турбореактивний двигун (ТРД)

Турбореактивний двигун (англ. Turbojet engine ) - тепловий двигун, в якому використовується газова турбіна, а реактивна тягаутворюється при закінченні продуктів згоряння із реактивного сопла. Частина роботи турбіни витрачається на стиск та нагрівання повітря (у компресорі).

Схема турбореактивного двигуна:
1. вхідний пристрій;
2. осьовий компресор;
3. камера згоряння;
4. робочі лопатки турбіни;
5. сопло.

У турбореактивному двигуні стиснення робочого тіла на вході в камеру згоряння і високе значення витрати повітря через двигун досягається за рахунок спільної дії зустрічного потоку повітря і компресора, розміщеного в тракті ТРД відразу після вхідного пристрою перед камерою згоряння. Компресор приводиться в рух турбіною, змонтованою на одному валу з ним, і працює на тому самому робочому тілі, нагрітому в камері згоряння, з якого утворюється реактивний струмінь. У вхідному пристрої здійснюється зростання статичного тиску повітря рахунок гальмування повітряного потоку. У компресорі здійснюється зростання повного тиску повітря рахунок компресором механічної роботи.

Ступінь підвищення тискув компресорі одна із найважливіших параметрів ТРД, оскільки від цього залежить ефективний ККД двигуна. Якщо перших зразків ТРД цей показник становив 3, то в сучасних він досягає 40. Для підвищення газодинамічної стійкості компресорів вони виконуються двокаскадними. Кожен з каскадів працює зі своєю швидкістю обертання і рухається своєю турбіною. При цьому вал 1-го каскаду компресора (низького тиску), що обертається останньою (низькооборотною) турбіною, проходить усередині порожнистого валу компресора другого каскаду (високого тиску). Каскади двигуна так само називають роторами низького та високого тиску.

Камера згоряння більшості ТРД має кільцеву форму і вал турбіна-компресор проходить усередині кільця камери. При надходженні в камеру згоряння повітря поділяється на 3 потоки:

• Первинне повітря- надходить через фронтальні отвори в камері згоряння, гальмується перед форсунками та бере безпосередню участь у формуванні паливно-повітряної суміші. Безпосередньо бере участь у згорянні палива. Паливо-повітряна суміш у зоні згоряння палива у ВРД за своїм складом близька до стехіометричної.
• Вторинне повітря- надходить через бічні отвори в середній частині стін камери згоряння і служить для їх охолодження шляхом створення потоку повітря з набагато нижчою температурою, ніж у зоні горіння.
• Третичне повітря- Надходить через спеціальні повітряні канали у вихідній частині стінок камери згоряння і служить для вирівнювання поля температур робочого тіла перед турбіною.

Газоповітряна суміш розширюється і частина її енергії перетворюється на турбіні через робочі лопатки в механічну енергію обертання основного валу. Ця енергія витрачається, в першу чергу, на роботу компресора, а також використовується для приводу агрегатів двигуна (паливних насосів, що підкачують, масляних насосіві т. п.) та приводу електрогенераторів, що забезпечують енергією різні бортові системи.

Основна частина енергії газоповітряної суміші, що розширюється, йде на прискорення газового потоку в соплі, який спливає з нього, створюючи реактивну тягу.

Що температура згоряння, то вище ККД двигуна. Для попередження руйнування деталей двигуна використовують жароміцні сплави, оснащені системами охолодження та термобар'єрні покриття.

Турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДФ)

Турбореактивний двигун з форсажною камерою - модифікація ТРД, що застосовується в основному на надзвукових літаках. Відрізняється від ТРД наявністю форсажної камери між турбіною та реактивним соплом. До цієї камери подається додаткова кількість палива через спеціальні форсунки, що спалюється. Процес горіння організується та стабілізується за допомогою фронтового пристрою, що забезпечує перемішування випареного палива та основного потоку. Підвищення температури, пов'язане з підведенням тепла у форсажній камері, збільшує наявну енергію продуктів згоряння і, отже, швидкість витікання з реактивного сопла. Відповідно, зростає реактивна тяга (форсаж) до 50 %, але витрата палива різко зростає. Двигуни з форсажною камерою, як правило, не використовуються в комерційній авіації через їхню низьку економічність.

Двоконтурний турбореактивний двигун (ТРДД)

Першим, що запропонував концепцію ТРДД у вітчизняному авіадвигуні був Люлька А. М. (На основі досліджень, що проводилися з 1937, А. М. Люлька представив заявку на винахід двоконтурного турбореактивного двигуна. Авторське свідоцтво вручили 22 квітня 1941 року.)

Можна сказати, що з 1960-х і донині, в літаковому авіадвигуні - ера ТРДД. ТРДД різних типів є найбільш поширеним класом ВРД, що використовуються на літаках, від високошвидкісних винищувачів-перехоплювачів з ТРДДФсм з малим ступенем двоконтурності до гігантських комерційних і військово-транспортних літаків з ТРДД з високим ступенем двоконтурності.

Схема турбореактивного двоконтурного двигуна:
1. компресор низького тиску;
2. внутрішній контур;
3. вихідний потік внутрішнього контуру;
4. вихідний потік зовнішнього контуру.

В основу двоконтурних турбореактивних двигунів покладено принцип приєднання до ТРД додаткової маси повітря, що проходить через зовнішній контур двигуна, що дозволяє отримувати двигуни з більш високим політним ККД порівняно зі звичайними ТРД.

Пройшовши через вхідний пристрій, повітря потрапляє в компресор низького тиску, який називається вентилятором. Після вентилятора повітря поділяється на 2 потоки. Частина повітря потрапляє у зовнішній контур і, минаючи камеру згоряння, формує реактивний струмінь у соплі. Інша частина повітря проходить крізь внутрішній контур, повністю ідентичний з ТРД, про яке говорилося вище, з тією різницею, що останні щаблі турбіни в ТРД є приводом вентилятора.

Одним з найважливіших параметрів ТРДД є ступінь двоконтурності (m), тобто відношення витрати повітря через зовнішній контур до витрати повітря через внутрішній контур. (m = G 2 / G 1 де G 1 і G 2 витрата повітря через внутрішній і зовнішній контури відповідно.)

При ступені двоконтурності менше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки викидаються окремо, так як через значну різницю тисків і швидкостей змішування важко.

У ТРДД закладено принцип підвищення польотного ККД двигуна, рахунок зменшення різниці між швидкістю закінчення робочого тіла із сопла і швидкістю польоту. Зменшення тяги, що викликає зменшення цієї різниці між швидкостями, компенсується за рахунок збільшення витрати повітря через двигун. Наслідком збільшення витрати повітря через двигун є збільшення площі фронтального перерізу вхідного пристрою двигуна, наслідком чого є збільшення діаметра входу двигун, що веде до збільшення його лобового опору і маси. Іншими словами, чим вищий ступінь двоконтурності - тим більшого діаметра буде двигун за інших рівних умов.

Усі ТРДД можна розбити на 2 групи:

• зі змішуванням потоків за турбіною;
• без змішування.

У ТРДД зі змішуванням потоків ( ТРДДСМ) потоки повітря із зовнішнього та внутрішнього контуру потрапляють у єдину камеру змішування. У камері змішування ці потоки змішуються та залишають двигун через єдине сопло з єдиною температурою. ТРДДсм більш ефективні, проте наявність камери змішування призводить до збільшення габаритів та маси двигуна

ТРДД як і ТРД можуть бути забезпечені регульованими соплами та форсажними камерами. Як правило, це ТРДДсм з малими ступенями двоконтурності для надзвукових військових літаків.

Військовий ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою (ТРДДФ)

Двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою - Модифікація ТРДД. Вирізняється наявністю форсажної камери. Знайшов широке застосування.

Продукти згоряння, що виходять з турбіни, змішуються з повітрям, що надходить із зовнішнього контуру, а потім до загального потоку підводиться тепло у форсажній камері, що працює за таким же принципом, як і в ТРДФ. Продукти згоряння у цьому двигуні витікають з одного загального реактивного сопла. Такий двигун називається двоконтурним двигуном із загальною форсажною камерою.

ТРДДФ з вектором тяги (ОВТ), що відхиляється.

Управління вектором тяги (УВТ) / Відхилення вектора тяги (ОВТ)

Спеціальні поворотні сопла, на деяких ТРДД(Ф), дозволяють відхиляти потік робочого тіла, що витікає з сопла, відносно осі двигуна. ОВТ призводить до додаткових втрат тяги двигуна за рахунок виконання додаткової роботипо повороту потоку та ускладнюють керування літаком. Але ці недоліки повністю компенсуються значним підвищенням маневреності та скороченням розбігу літака при зльоті та пробігу при посадці, до вертикальних зльоту та посадки включно. ОВТ використовується виключно у військовій авіації.

ТРДД з високим ступенем двоконтурності / Турбовентиляторний двигун

Схема турбовентиляторного двигуна:
1. вентилятор;
2. захисний обтічник;
3. турбокомпресор;
4. вихідний потік внутрішнього контуру;
5. вихідний потік зовнішнього контуру.

Турбовентиляторний двигун (англ. Turbofan engine ) - це ТРДД з високим ступенем двоконтурності (m>2). Тут компресор низького тиску перетворюється на вентилятор, що відрізняється від компресора меншим числом ступенів і більшим діаметром, і гарячий струмінь практично не поєднується з холодним.

У цьому типі двигунів використовується одноступінчастий вентилятор великого діаметра, що забезпечує висока витратаповітря через двигун на всіх швидкостях польоту, включаючи низькі швидкості при зльоті та посадці. Через великий діаметр вентилятора сопло зовнішнього контуру таких ТРДД стає досить важким і його часто виконують укороченим, з апаратами, що спрямовують (нерухомими лопатками, що повертають повітряний потік в осьовий напрям). Відповідно, більшість ТРДД із високим ступенем двоконтурності - без змішування потоків.

Пристрій внутрішнього контурутаких двигунів подібно до пристрою ТРД, останні ступені турбіни якого є приводом вентилятора.

Зовнішній контуртаких ТРДД, як правило, являє собою одноступінчастий вентилятор великого діаметра, за яким розташовується апарат, що спрямовує, з нерухомих лопаток, які розганяють потік повітря за вентилятором і повертають його, приводячи до осьового напрямку, закінчується зовнішній контур соплом.

Через те, що вентилятор таких двигунів, як правило, має великий діаметр, і ступінь підвищення тиску повітря у вентиляторі не висока - сопло зовнішнього контуру таких двигунів досить коротке. Відстань від входу в двигун до зрізу сопла зовнішнього контуру може бути значно меншою від відстані від входу в двигун до зрізу сопла внутрішнього контуру. Тому досить часто сопло зовнішнього контуру помилково приймають за обтічник вентилятора.

ТРДД з високим ступенем двоконтурності мають дво-або тривальну конструкцію.

Гідності й недоліки.

Головною перевагою таких двигунів є їхня висока економічність.

Недоліки - велика маса та габарити. Особливо великий діаметр вентилятора, який призводить до значного лобового опору повітря в польоті.

Область застосування таких двигунів – далеко- та середньомагістральні комерційні авіалайнери, військово-транспортна авіація.

Турбовінтовентиляторний двигун (ТВВС)

Турбовинтовентиляторний двигун (англ. Turbopropfan engine ) -

Турбіна

Турбіна призначена для приводу компресора та допоміжних агрегатівдвигуна. Турбіна двигуна - осьова, реактивна, двоступінчаста, охолоджувана, двороторна.

Вузол турбіни включає послідовно розташовані одноступінчасті осьові турбіни високого та низького тиску, а також опору турбіни. Опора – елемент силової схеми двигуна.

Турбіна високого тиску

СА ТВД складається із зовнішнього кільця, внутрішнього кільця, кришки, апарата закрутки, блоків соплових лопаток, лабіринтних ущільнень, ущільнень стиків соплових лопаток, простовок із стільниковими вставками та кріпильних деталей.

Зовнішнє кільце має фланець для з'єднань з фланцем обода соплового апарату ТНД та корпусу ОВТ. Кільце телескопічно з'єднане з корпусом ОВТ та має порожнину для підведення вторинного повітря з ГКС на охолодження зовнішніх полиць соплових лопаток.

Внутрішнє кільце має фланець для з'єднання з кришкою та внутрішнім корпусом ГКС.

СА ТВД має сорок п'ять лопаток, об'єднаних у п'ятнадцять литих трилопаткових блоків. Блокова конструкція лопаток СА дозволяє зменшити кількість стиків та перетікання газу.

Соплова лопатка - пустотіла, двохолодна, що охолоджується. Кожна лопатка має перо, зовнішню та внутрішню полиці, що утворюють з пером та полицями сусідніх лопаток проточну частину СА ТВД.

Ротор ТВД призначений для перетворення енергії газового потоку на механічну роботу на валу ротора. Ротор складається з диска, цапфи з лабіринтними та маслоущільнювальними кільцями. Диск має дев'яносто три пази для кріплення робочих лопаток ТВД в "ялинкових" замках, отвори для призонних болтів, що стягують диск, цапфу і вал ТВД, а також похилі отвори для підведення охолоджуючого повітря до робочих лопаток.

Робоча лопатка ТВД - лита, порожня, що охолоджується. У внутрішній порожнині лопатки в організацію процесу охолодження є поздовжня перегородка, турбулізуючі штирі і ребра. Хвостовик лопатки має подовжену ніжку та замок “ялинкового” типу. У хвостовику є канали для підведення охолоджуючого повітря до перу лопатки, а у вихідній кромці - щілина для виходу повітря.

У хвостовику цапфи розміщені масляне ущільнення та обойма радіального роликового підшипника задньої опори ротора високого тиску.

Турбіна низького тиску

СА ТНД складається з обода, блоків соплових лопаток, внутрішнього кільця, діафрагми, стільникових вставок.

Обід має фланець для з'єднання з корпусом ОВТ та зовнішнім кільцем ТВД, а також фланець для з'єднання з корпусом опори турбіни.

СА ТНД має п'ятдесят одну лопатку спаяні в дванадцять чотирилопаткові блоки та один трилопатковий блок. Соплова лопатка - лита, порожня, охолоджувана. Перо, зовнішня та внутрішня полиці утворюють з пером та полицями сусідніх лопаток проточну частину СА.

У внутрішній частині порожнини пера лопатки розміщено перфорований дефлектор. На внутрішній поверхні пера є поперечні ребра і турбулізуючі штирі.

Діафрагма призначена для поділу порожнин між робочими колесами ТВД та ТНД.

Ротор ТНД складається з диска з робочими лопатками, цапфами, валом і напірним диском.

Диск ТНД має п'ятдесят дев'ять паза для кріплення робочих лопаток та похилі отвори для підведення охолоджуючого повітря до них.

Робоча лопатка ТНД - лита, порожня, що охолоджується. На периферійній частині лопатка має бандажну полицю з гребінцем лабіринтного ущільнення, що забезпечує ущільнення радіального проміжку між статором і ротором.

Від осьових переміщень у диску лопатки зафіксовані кільцем розрізу зі вставкою, яка, у свою чергу, зафіксована штифтом на обід диска.

Цапфа має у передній частині внутрішні шліци, передачі крутного моменту на вал ТНД. На зовнішній поверхні передньої частини цапфи встановлена ​​внутрішня обойма роликового підшипника задньої опори ТВД, лабіринт і набір кілець ущільнювачів, що утворює разом з кришкою, встановленої в цапфі, переднє ущільнення масляної порожнини опори ТВД.

На циліндричному поясі в задній частині встановлений набір кілець ущільнювачів, що утворюють разом з кришкою ущільнення масляної порожнини опори ТНД.

Вал ТНД складається із трьох частин. З'єднання частин валу між собою - вилчасте. Крутний момент у місцях з'єднання передається радіальними штифтами. У задній частині валу є маслонасос, що відкачує опори турбіни.

У передній частині ТНД є шліци, що передають момент, що крутить, на ротор компресора низького тиску через ресору.

Напірний диск призначений для створення додаткового підпору та забезпечує збільшення тиску охолоджуючого повітря на вході в робочі лопатки ТНД.

Опора турбіни включає корпус опори і корпус підшипника. Корпус опори складається із зовнішнього корпусу та внутрішнього кільця, з'єднаних силовими стійками та утворюючими силову схемуопори турбіни До складу опори входять також екран з обтічниками, сітка і кріпильні деталі. Усередині стійок розміщені трубопроводи підведення та відкачування олії, суфлювання масляних порожнин та зливу олії. Через порожнини стійок підводиться повітря на охолодження ТНД та відводиться повітря з передмасляної порожнини опори. Стійки закриті обтічниками. На корпусі підшипника встановленим масловідкачувальний насос і масляний колектор. Між зовнішньою обоймою роликопідшипника ротора ТНД і корпусом підшипника розміщений пружно-масляний демпфер.

На опорі турбіни закріплений конус-обтічник, профіль якого забезпечує вхід газу до форсажної камери згоряння з мінімальними втратами.

Повітряно-реактивні двигуни за способом попереднього стиснення повітря перед надходженням до камери згоряння поділяються на компресорні та безкомпресорні. У безкомпресорних повітряно-реактивних двигунах використовується швидкісний тиск повітряного потоку. У компресорних двигунах повітря стискується компресором. Компресорним повітряно-реактивним двигуном є турбореактивний двигун (ТРД). До групи, що отримала назву змішаних або комбінованих двигунів, входять турбогвинтові двигуни (ТВД) та двоконтурні турбореактивні двигуни (ДТРД). Однак конструкція і принцип роботи цих двигунів багато в чому схожі на турбореактивні двигуни. Часто всі типи зазначених двигунів поєднують під загальною назвою газотурбінних двигунів (ВМД). Як паливо в газотурбінних двигунах використовується гас.

Турбореактивні двигуни

Конструктивні схеми.Турбореактивний двигун (рис. 100) складається з вхідного пристрою, компресора, камери згоряння, газової турбіни та вихідного пристрою.

Вхідний пристрій призначений для підведення повітря до компресора двигуна. Залежно від розташування двигуна на літаку, воно може входити в конструкцію літака або в конструкцію двигуна. Вхідний пристрій сприяє підвищенню тиску повітря перед компресором.

Подальше підвищення тиску повітря відбувається у компресорі. У турбореактивних двигунах застосовуються відцентрові компресори (рис. 101) і осьові (див. рис. 100).

В осьовому компресорі при обертанні ротора робочі лопатки, впливаючи на повітря, закручують його і змушують рухатися вздовж осі у бік виходу з компресора.

У відцентровому компресорі під час обертання робочого колеса повітря захоплюється лопатками і під впливом відцентрових сил рухається до периферії. Найбільш широке застосування у сучасній авіації знайшли двигуни з осьовим компресором.

Осьовий компресор включає ротор (що обертається частина) і статор (нерухома частина), до якого кріпиться вхідний пристрій. Іноді у вхідних пристроях встановлюються захисні сітки, що запобігають потраплянню в компресор сторонніх предметів, які можуть призвести до пошкодження лопаток.

Ротор компресора складається з кількох рядів профільованих робочих лопаток, розташованих по колу і послідовно чергуються вздовж осі обертання. Ротори поділяють на барабанні (рис. 102 а), дискові (рис. 102 б) і барабаннодискові (рис. 102 в).

Статор компресора складається з кільцевого набору профільованих лопаток, закріплених у корпусі. Ряд нерухомих лопаток, званих спрямляющим апаратом, разом із низкою робочих лопаток називається щаблем компресора.

У сучасних авіаційних турбореактивних двигунах застосовуються багатоступінчасті компресори, що збільшують ефективність процесу стиснення повітря. Щаблі компресора узгоджуються між собою таким чином, щоб повітря на виході з одного ступеня плавно обтікало лопатки наступного ступеня.

Потрібний напрямок повітря в наступний щабель забезпечує спрямовуючий апарат. Для цієї ж мети служить і напрямний апарат, що встановлюється перед компресором. У деяких конструкціях двигунів напрямний апарат може бути відсутнім.

Одним із основних елементів турбореактивного двигуна є камера згоряння, розташована за компресором. У конструктивному відношенні камери згоряння виконуються трубчастими (рис. 103), кільцевими (рис. 104), трубчасто-кільцевими (рис. 105).

Трубчаста (індивідуальна) камера згоряння складається із жарової труби та зовнішнього кожуха, з'єднаних між собою склянками підвіски. У передній частині камери згоряння встановлюються паливні форсунки та завихрювач, що служить для стабілізації полум'я. На жарової трубі є отвори для підведення повітря, що запобігає перегріву жарової труби. Підпалювання паливо-повітряної суміші в жарових трубах здійснюється спеціальними запальними пристроями, які встановлюються на окремих камерах. Між собою жарові труби з'єднуються патрубками, які забезпечують підпалювання суміші у всіх камерах.

Кільцева камера згоряння виконується у формі кільцевої порожнини, утвореної зовнішнім та внутрішнім кожухами камери. У передній частині кільцевого каналу встановлюється кільцева жарова труба, а в носовій частині жарової труби - завихрювачі та форсунки.

Трубчасто-кільцева камера згоряння складається із зовнішнього та внутрішнього кожухів, що утворюють кільцевий простір, усередині якого розміщуються індивідуальні жарові труби.

Для приводу компресора ТРД є газова турбіна. У сучасних двигунахгазові турбіни виконуються осьовими. Газові турбіни можуть бути одноступінчастими та багатоступінчастими (до шести ступенів). До основних вузлів турбіни відносяться соплові (напрямні) апарати та робочі колеса, що складаються з дисків і розташованих на їх ободах робочих лопаток. Робочі колеса кріпляться до валу турбіни і утворюють разом із ним ротор (рис. 106). Соплові апарати розміщуються перед робочими лопатками кожного диска. Сукупність нерухомого соплового апарату та диска з робочими лопатками називається ступенем турбіни. Робочі лопатки кріпляться до диску турбіни за допомогою ялинкового замку (рис. 107).

Випускний пристрій (рис. 108) складається з випускної труби, внутрішнього конуса, стійки та реактивного сопла. У деяких випадках з умов компонування двигуна на літаку між випускною трубою та реактивним соплом встановлюється подовжувальна труба. Реактивні сопла можуть бути з регульованим та нерегульованим вихідним перерізом.

Принцип роботи.На відміну від поршневого двигунаробочий процес у газотурбінних двигунах не розділений окремі такти, а протікає безперервно.

Принцип роботи турбореактивного двигуна ось у чому. У польоті повітряний потік, що набігає на двигун, проходить через вхідний пристрій компресор. У вхідному пристрої відбувається попереднє стиснення повітря і часткове перетворення кінетичної енергії повітряного потоку, що рухається, в потенційну енергію тиску. Більше значному стиску повітря піддається в компресорі. У турбореактивних двигунах з осьовим компресором при швидкому обертанні ротора лопатки компресора, подібно до лопатям вентилятора, проганяють повітря у бік камери згоряння. У встановлених за робочими колесами кожного ступеня компресора спрямовують апаратах внаслідок дифузорної форми міжлопаткових каналів відбувається перетворення придбаної в колесі кінетичної енергії потоку потенційну енергію тиску.

У двигунах з відцентровим компресором стиск повітря відбувається за рахунок впливу відцентрової сили. Повітря, входячи в компресор, підхоплюється лопатками крильчатки, що швидко обертається і під дією відцентрової сили відкидається від центру до кола колеса компресора. Чим швидше обертається крильчатка, тим більший тиск створюється компресором.

Завдяки компресору ТРД можуть створювати тягу під час роботи дома. Ефективність процесу стиснення повітря у компресорі

характеризується величиною ступеня підвищення тиску π до, яка є відношенням тиску повітря на виході з компресора р 2 до тиску атмосферного повітря р H

Повітря, стиснене у вхідному пристрої та компресорі, далі надходить у камеру згоряння, поділяючись на два потоки. Одна частина повітря (первинне повітря), що становить 25-35% від загальної витрати повітря, прямує безпосередньо в жарову трубу, де відбувається основний процес згоряння. Інша частина повітря (вторинне повітря) обтікає зовнішні порожнини камери згоряння, охолоджуючи останню, і на виході з камери поєднується з продуктами згоряння, зменшуючи температуру газоповітряного потоку до величини, що визначається жароміцністю лопаток турбіни. Незначна частина вторинного повітря через бічні отвори жарової труби проникає у зону горіння.

Таким чином, у камері згоряння відбувається утворення паливо-повітряної суміші шляхом розпилювання палива через форсунки та змішування його з первинним повітрям, горіння суміші та змішання продуктів згоряння з вторинним повітрям. При запуску двигуна запалювання суміші здійснюється спеціальним запальним пристроєм, а при подальшій роботі двигуна паливо-повітряна суміш підпалюється вже наявним факелом полум'я.

Газовий потік, що утворився в камері згоряння, що володіє високою температуроюі тиском, що спрямовується на турбіну через звужується сопловий апарат. У каналах соплового апарату швидкість газу різко зростає до 450-500 м/сек і відбувається часткове перетворення теплової (потенційної) енергії на кінетичну. Гази із соплового апарату потрапляють на лопатки турбіни, де кінетична енергія газу перетворюється на механічну роботу обертання турбіни. Лопатки турбіни, обертаючись разом із дисками, обертають вал двигуна і тим самим забезпечується робота компресора.

У робочих лопатках турбіни може відбуватися або лише процес перетворення кінетичної енергії газу в механічну роботу обертання турбіни, або ще подальше розширення газу зі збільшенням його швидкості. У першому випадку газова турбіна називається активною, у другому – реактивною. У другому випадку лопатки турбіни, крім активної дії газового струменя, що набігає, відчувають і реактивну дію за рахунок прискорення газового потоку.

Остаточне розширення газу відбувається у вихідному пристрої двигуна (реактивному соплі). Тут тиск газового потоку зменшується, а швидкість зростає до 550-650 м/с (у земних умовах).

Таким чином, потенційна енергія продуктів згоряння в двигуні перетворюється на кінетичну енергію в процесі розширення (в турбіні та вихідному соплі). Частина кінетичної енергії при цьому йде на обертання турбіни, яка обертає компресор, інша частина - на прискорення газового потоку (на створення реактивної тяги).

Турбогвинтові двигуни

Пристрій та принцип дії.Для сучасних літаків,

які мають велику вантажопідйомність і дальність польоту, потрібні двигуни, які могли б розвинути необхідні тяги при мінімальній питомій вазі. Цим вимогам задовольняють турбореактивні двигуни. Однак вони неекономічні порівняно з гвинтомоторними установками на невеликих швидкостях польоту. У зв'язку з цим деякі типи літаків, призначені для польотів з відносно невисокими швидкостями і з великою далекостио, вимагають постановки двигунів, які поєднували б переваги ТРД з перевагами гвинтомоторної установки на малих швидкостях польоту. До таких двигунів відносяться турбогвинтові двигуни (ТВД).

Турбовинтовим двигуном називається газотурбінний авіаційний двигун, в якому турбіна розвиває потужність, велику для обертання компресора, і цей надлишок потужності використовується для обертання повітряного гвинта. Принципова схемаТВД показано на рис. 109.

Як видно зі схеми, турбогвинтовий двигун складається з тих же вузлів та агрегатів, що й турбореактивний. Однак на відміну від ТРД на турбогвинтовому двигуні додатково змонтовано повітряний гвинт та редуктор. Для отримання максимальної потужності двигуна турбіна має розвивати великі оберти(До 20000 об/хв). Якщо з цією ж швидкістю обертатиметься повітряний гвинт, то коефіцієнт корисної діїостаннього буде вкрай низьким, так як найбільше значення к. п. д. гвинта на розрахункових режимах польоту досягає при 750-1 500 об/хв.

Для зменшення оборотів повітряного гвинта в порівнянні з оборотами газової турбіни в двигуні турбогвинти встановлюється редуктор. На двигунах великої потужності іноді використовують два гвинти, що обертаються на протилежні сторони, причому роботу обох повітряних гвинтів забезпечує один редуктор.

У деяких турбогвинтових двигунах компресор обертається однією турбіною, а повітряний гвинт - іншою. Це створює сприятливі умови регулювання двигуна.

Тяга у ТВД створюється головним чином повітряним гвинтом (до 90%) і лише трохи за рахунок реакції газового струменя.

У турбогвинтових двигунах застосовуються багатоступінчасті турбіни (кількість ступенів від 2 до 6), що диктується необхідністю спрацьовувати на турбіні ТВД більші теплоперепади, ніж на турбіні ТРД. Крім того, застосування багатоступінчастої турбіни дозволяє знизити її оберти і, отже, габарити та вагу редуктора.

Призначення основних елементів ТВД нічим не відрізняється від призначення тих елементів ТРД. Робочий процес ТВД також аналогічний робочому процесу ТРД. Так само, як і в ТРД, повітряний потік, попередньо стислий у вхідному пристрої, піддається основному стиску в компресорі і далі надходить у камеру згоряння, в яку одночасно через форсунки впорскується паливо. Гази, що утворилися в результаті згоряння паливоповітряної суміші, мають високу потенційну енергію. Вони прямують у газову турбіну, де, майже повністю розширюючись, виконують роботу, яка потім передається компресору, повітряному гвинту та приводам агрегатів. За турбіною тиск газу практично дорівнює атмосферному.

У сучасних турбогвинтових двигунах сила тяги, що отримується тільки за рахунок реакції газового струменя, що витікає з двигуна, становить 10-20% сумарної сили тяги.

Двоконтурні турбореактивні двигуни

Прагнення підвищити тяговий коефіцієнт корисної дії ТРД на високих дозвукових швидкостях польоту призвело до створення двоконтурних турбореактивних двигунів (ДТРД).

На відміну від ТРД звичайної схеми в ДТРД газова турбіна обертає (крім компресора і ряду допоміжних агрегатів) низьконапірний компресор, званий інакше вентилятором другого контуру. Привід вентилятора другого контуру ДТРД може здійснюватися і від окремої турбіни, розташованої за турбіною компресора. Найпростіша схемаДТРД представлено на рис. 110.

Перший (внутрішній) контур ДТРД є схемою звичайного ТРД. Другим (зовнішнім) контуром є кільцевий канал із розташованим у ньому вентилятором. Тому двоконтурні турбореактивні двигуни називають іноді турбовентиляторними.

Робота ДТРД відбувається в такий спосіб. Повітряний потік, що набігає на двигун, надходить у повітрозабірник і далі одна частина повітря проходить через компресор високого тиску першого контуру, інша - через лопатки вентилятора (компресора низького тиску) другого контуру. Так як схема першого контуру є звичайною схемою ТРД, то і робочий процес в цьому контурі аналогічний робочому процесу в ТРД. Дія вентилятора другого контуру подібна до дії багатолопатевого повітряного гвинта, що обертається в кільцевому каналі.

ДТРД можуть знайти застосування і на надзвукових літальних апаратах, але в цьому випадку для збільшення їхньої тяги необхідно передбачати спалювання палива в другому контурі. Для швидкого збільшення(форсування) тяги ДТРД іноді здійснюється спалювання додаткового палива або повітряному потоці другого контуру, або за турбіною першого контуру.

При спалюванні додаткового палива у другому контурі необхідно збільшувати площу його реактивного сопла для збереження незмінних режимів роботи обох контурів. При недотриманні цієї умови витрата повітря через вентилятор другого контуру зменшиться внаслідок підвищення температури газу між вентилятором та реактивним соплом другого контуру. Це спричинить зниження необхідної потужності для обертання вентилятора. Тоді, щоб зберегти попередні числа обертів двигуна, доведеться в першому контурі знизити температуру газу перед турбіною, а це призведе до зменшення тяги в першому контурі. Підвищення сумарної тяги буде недостатнім, а в деяких випадках сумарна тяга форсованого двигуна може виявитися меншою за сумарну тягу звичайного ДТРД. Крім того, форсування тяги пов'язане з більшими питомими витратами палива. Всі ці обставини обмежують застосування даного способузбільшення тяги. Однак, форсування тяги ДТРД може знайти широке застосування при надзвукових швидкостях польоту.

Використовувана література: "Основи авіації" Автори: Г.А. Нікітін, Є.А. Баканів