Топлива для авиационных газотурбинных двигателей

Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

Введение

1. Классификация авиационных двигателей

1.1 Поршневые двигатели (ПД)

1.2 Газотурбинные двигатели (ГТД)

1.2.1 Одновальные и многовальные двигатели

1.2.2 Турбореактивный двигатель (ТРД)

1.2.3 Достоинства и недостатки

1.3 Принцип работы авиационного газотурбинного двигателя

2. Топлива для авиационных газотурбинных двигателей

2.1 Требования к качеству топлив для газотурбинных двигателей

2.2 Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель

2.3 Виды и варианты топлива для газотурбинных установок и электростанций

Заключение



Введение

Система топливопитания предназначена для фильтрации топлива, поступающего в двигатель из самолетных баков, подвода топлива в автоматического управления. Условно систему топливопитания можно разделить на системы низкого и высокого давления. В работе топливной системы низкого давления участвуют следующие агрегаты:

центробежный подкачивающий насос,

топливо-масляный теплообменник, основной топливный фильтр.

Газотурбинный двигатель - это разновидность теплового двигателя, который работает по не очень простому принципу. Газ в двигателе сжимается и нагревается, после чего, энергия этого газа преобразуется в механическую работу. Как Вы могли заметить, с первых слов описания данного двигателя, все процессы происходят в потоке движущегося газа, что кардинально отличается от принципа работы поршневого двигателя.

Как работает газотурбинный двигатель? Если рассматривать, более подробно процесс работы газотурбинного двигателя, то можно выделить несколько этапов, которые в соединении описывают сложный процесс преобразования энергии сжатого газа в механическую работу. Какие это этапы?

Подача и смесь. Атмосферный воздух в сжатом виде поступает из компрессора в камеру сгорания. Туда же поступает и топливо, в результате чего получается топливная смесь, которая в процессе сгорания выделяет очень много энергии.

Преобразование. После того, как топливная смесь в процессе сгорания преобразуется в энергию, необходимо преобразовать ее в механическую работу. Это происходит благодаря вращению специальных «лопаток» струей газа под большим давлением.

Разделение работы. Часть полученной механической работы от энергии топливной смеси, уходит на сжатия воздуха для следующей подачи, в компрессоре, а остальная энергия передается на приводимый агрегат.

Именно та работа, которая передается на приводимый агрегат и называется полезной! К слову, газотурбинный двигатель по праву считается двигателем, имеющим наибольшую удельную мощность, среди остальных двигателей внутреннего сгорания. Топливом к газотурбинному двигателю можно считать практически любое горючее: керосин, бензин, мазут, природный газ, дизельное топливо, судовое топливо, водяной газ, спирт, а также мелкий уголь!

Принцип работы газотурбинных двигателей.

Чтобы добиться высокого КПД в тепловом двигателе, необходимо добиться высокой температуры сгорания топливной смеси, но не всегда это можно достичь. Препятствиями можно назвать не способность материалов, из которых построен двигатель (никель, сталь, керамика и прочие) выдерживать большие температуры и давление. Очень большое количество трудов инженеров было направлено на то, чтобы успешно отводить тепло от турбины и использовать его там, где это необходимо. Смело можно сказать, что их работа была проведена не зря, ведь в настоящее время, благодаря подобным разработкам, было достигнута эта цель путем перенаправления тепла выхлопных газов, сжатому воздуху. Такой процесс называется рекуперирование. Это очень успешных подход, ведь в противном случае тепло выхлопных газов было бы просто утеряно, а так, оно способно служить источником нагрева сжатого воздуха, перед процессом дальнейшего сгорания. Таким образом, можно смело утверждать, что без этого процесса и специальных теплообменников (рекуператоров) не удалось бы достигнуть столь высокого КПД.

Максимальная скорость вращения турбинных лопаток, определяет максимальное давление, которое нужно достигнуть для получения наивысшей мощности двигателя. При этом, как правило, чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала, для поддержания максимальной скорость турбинных лопаток.

1. Классификация авиационных двигателей

1.1 Поршневые двигатели (ПД)

К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей -- от поршневых до ракетных.

Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:

поршневые (ПД);

воздушно-реактивные (ВРД включая ГТД);

ракетные (РД или РкД).

Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД.

По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:

компрессорные, т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха;

бескомпрессорные:

прямоточные ВРД (СПВРД) со сжатием воздуха только от скоростного напора;

пульсирующие ВРД (ПуВРД) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.

Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.

По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД, ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.

По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:

двигатели прямой реакции;

двигатели непрямой реакции.

Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно -- это все ракетные двигатели (РкД), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД), пульсирующие (ПуВРД) и многочисленные комбинированные двигатели.

Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые, турбовинтовентиляторные, турбовальные двигатели -- ТВД, ТВВД, ТВГТД). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.

На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей, соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы: авиационный двигатель газотурбинный топливо

турбопрямоточных двигателей -- ТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД);

ракетно-прямоточных -- РПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД);

ракетно-турбинных -- РТД (ТРД + ЖРД);

и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.

Звездообразный (радиальный) поршневой двигатель.

Двухрядный звездообразный 14-ти цилиндровый поршневой двигатель с воздушным охлаждением. Общий вид.

Четырехрядный звездообразный 28-ми цилиндровый поршневой двигатель Pratt & Whitney R-4360 Wasp Major

Поршневой двигатель (англ. Piston engine) -

Классификация поршневых двигателей. Авиационные поршневые двигатели могут быть классифицированы по различным признакам:

В зависимости от рода применяемого топлива - на двигатели легкого или тяжелого топлива.

По способу смесеобразования - на двигатели с внешним смесеобразованием (карбюраторные) и двигатели с внутренним смесеобразованием (непосредственный впрыск топлива в цилиндры).

В зависимости от способа воспламенения смеси - на двигатели с принудительным зажиганием и двигатели с воспламенением от сжатия.

В зависимости от числа тактов - на двигатели двухтактные и четырехтактные.

В зависимости от способа охлаждения - на двигатели жидкостного и воздушного охлаждения.

По числу цилиндров - на двигатели четырехцилиндровые, пятицилиндровые, двенадцатицилиндровые и т.д.

В зависимости от расположения цилиндров -- на рядные (с расположением цилиндров в ряд) и звездообразные (с расположением цилиндров по окружности).

Рядные двигатели в свою очередь подразделяются на однорядные, двухрядные V-образные, трехрядные W-образные, четырехрядные Н-образные или Х-образные двигатели. Звездообразные двигатели также подразделяются на однорядные, двухрядные и многорядные.

По характеру изменения мощности в зависимости от изменения высоты - на высотные, т.е. двигатели, сохраняющие мощность с подъемом самолета на высоту, и невысотные двигатели, мощность которых падает с увеличением высоты полета.

По способу привода воздушного винта - на двигатели с прямой передачей на винт и редукторные двигатели.

Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.

Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.

1.2 Газотурбинные двигатели (ГТД)

1.2.1 Одновальные и многовальные двигатели

Газотурбинный двигатель - тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.

Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.

Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.

1.2.2 Турбореактивный двигатель (ТРД)

Турбореактивный двигатель (англ. Turbojet engine) - тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и нагревание воздуха (в компрессоре).

Схема турбореактивного двигателя:

1. входное устройство; 2. осевой компрессор; 3. камера сгорания; 4. рабочие лопатки турбины; 5. сопло.

В турбореактивном двигателе сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.

Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40. Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя так же именуют роторами низкого и высокого давления.

Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока:

Первичный воздух -- поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической.

Вторичный воздух -- поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.

Третичный воздух -- поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.

Двигатель Junkers Jumo-004 -- первый в мире крупносерийный ТРД.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле, который истекает из него, создавая реактивную тягу.

Форсажная камера ТРДФ GE J79. Вид со стороны сопла. В торце находится стабилизатор горения с установленными на нём топливными форсунками.

Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ)

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Отличается от ТРД наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки, которое сжигается. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)

Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М. (На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя. Авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года.)

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении -- эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью двухконтурности, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя:

1. компрессор низкого давления; 2. внутренний контур; 3. выходной поток внутреннего контура; 4. выходной поток внешнего контура.

В основу двухконтурных турбореактивных двигателей положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.

Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности (m), то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. (m = G2 / G1, где G1 и G2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.)

При степени двухконтурности меньше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

В ТРДД заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности -- тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы:

со смешением потоков за турбиной;

без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.

Военный ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРДД. Отличается наличием форсажной камеры. Нашел широкое применение.

Продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ. Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой.

ТРДДФ с отклоняемым вектором тяги (ОВТ).

Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)

Специальные поворотные сопла, на некоторох ТРДД(Ф), позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолета при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

Турбовентиляторный двигатель (англ. Turbofan engine) - это ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m>2). Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.

В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевое направление). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности -- без смешения потоков.

Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.

Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.

По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе не высока -- сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.

1.2.3 Достоинства и недостатки

Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.

Недостатки -- большие масса и габариты. Особенно -- большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете.

Область применения таких двигателей -- дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.

ТРДД без смешения (PW4084) в мотогондоле:

1) Воздухозаборник; 2) Узлы крепления; 3) Пилон; 4) Агрегаты; 5) Сопло наружного контура; 6) Сопло внутреннего контура.

ТРДД со смешением (V2500) в мотогондоле:

1) Воздухозаборник; 2) Пилон; 3) Агрегаты; 4) Реверс; 5) Кольцевой смеситель; 6) Общее сопло.

Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД)

Турбовинтовентиляторный двигатель (англ. Turbopropfan engine) -

Турбовинтовой двигатель (ТВД)

Общий вид одновального турбовинтового двигателя АИ-20.

Турбовинтовой двигатель (англ. Turboprop engine) - газотурбинный двигатель, в котором основная тяга создается воздушным винтом, соединённым с валом двигателя через редуктор. На долю реактивной тяги от сгорания топлива приходится 6-12%. На небольших скоростях полёта (до 400-600 км/ч) такой двигатель гораздо экономичнее турбореактивного (ТРД). Далее, с ростом скорости полёта, эффективность воздушного винта уменьшается. Чаще всего ТВД применяются на ВС обслуживающих местные воздушные линии и транспортной авиации.

Турбовальный двигатель (ТВГТД)

Турбовальный двигатель (англ. Turboshaft engine) - газотурбинный двигатель, у которого вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения турбовальных двигателей - силовые установки вертолетов. В авиации турбовальные двигатели применяются также в качестве вспомогательных газотурбинных двигателей (ВГТД), которые предназначены для запуска основных (маршевых) двигателей, снабжения ЛА электроэнергией и сжатым воздухом при предполетном обслуживании, для кондиционирования салонов и кабин и других целей. К этому же типу двигателей относятся турбостартеры.

На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из автономного одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины.

Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему винту вертолета применяется трансмиссия с редуктором.

Применение осевых компрессоров характерно для турбовальных двигателей больших мощностей. На менее мощных применяются одно- и двухступенчатые центробежные компрессоры либо компрессоры комбинированной схемы, состоящих из нескольких осевых и центробежной ступени.

1.3 Принцип работы авиационного газотурбинного двигателя

Газотурбинные двигатели, применяемые в настоящее время на силовых установках самолетов, отличаются большим разнообразием типов. Они выполняются по одноконтурной или двухконтурной схемам и в каждом из этих случаев могут различаться рядом других признаков - типом применяемых компрессоров (осевые, центробежные, диагональные), наличием или отсутствием форсажных камер, количеством роторов турбокомпрессора (одно-, двух- и трехроторные). Однако все перечисленные двигатели, несмотря на возможные различия, имеют много общего в протекании рабочего процесса.

Из всего разнообразия реактивных двигателей в настоящее время наиболее широко распространены турбореактивные двигатели: одноконтурные и двухконтурные. Благодаря экономичности и надежности они являются основным типом силовых установок для дозвуковых и умеренно звуковых скоростей полета.

Основными элементами силовой установки с ТРД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина и выходное устройство.

Во входном устройстве и компрессоре происходит сжатие воздуха, в камерах сгорания воздуху сообщается тепло, в турбине и выходном сопле происходит расширение газа. В результате указанных процессов осуществляется термодинамический цикл, результатом которого является превращение части химической энергии топлива в полезную работу.

Тип применяемого входного устройства зависит от размещения двигателя на самолете и от того диапазона чисел М полета, на который это входное устройство рассчитывается. При протекании воздуха через входное устройство в условиях полета снижается скорость воздушного потока и увеличиваются его давление и температура.

В камере сгорания происходит повышение температуры газа. Давление же вдоль камеры сгорания несколько уменьшается вследствие увеличения скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве, и вследствие гидравлических сопротивлений элементов камеры сгорания. Допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочностью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения. У большинства современных ТРД эта температура при отсутствии специального охлаждения рабочих лопаток обычно не превышает 1200-1300 град. При наличии охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины воздухом допустимая температура может доходить до 1500 град. и более.

Но в турбине происходит лишь частичное расширение газа и за турбиной устанавливается давление выше атмосферного. Дальнейшее расширение газа у ТРД осуществляется в выходном устройстве, расположенном непосредственно за турбиной. У ТРДФ за турбиной осуществляется дополнительный подогрев газа в форсажной камере перед выходным соплом. В последнем случае перед форсажной камерой устанавливается диффузор, в котором происходит уменьшение скорости воздуха, что необходимо для обеспечения устойчивого горения. В форсажных камерах максимально допустимая температура газа на выходе составляет 1800-2000 град. и более. Такое значительное повышение температуры газа перед выходным соплом ТРДФ позволяет существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую удельную тягу, чем у ТРД.

Двухкаскадный двигатель имеет два каскада компрессора (низкого и высокого давления), расположенных последовательно друг за другом и механически между собой не связанных. Каждый каскад компрессора приводится во вращение от своей турбины. Это позволяет добиться лучшего согласования работы отдельных ступеней на нерасчетных режимах и тем самым повысить запасы устойчивости и КПД компрессора на этих режимах, однако не вносит каких-либо принципиальных отличий в характер протекания процесса у таких двигателей по сравнению с одновальными ТРД.

В ГТД всех схем наиболее нагретые элементы конструкции, к которым в первую очередь относятся лопатки и диски турбин, стенки камер сгорания и выходного устройства, охлаждаются воздухом. Этот воздух отбирается за компрессором или от промежуточных его ступеней и затем вновь выпускается в проточную часть двигателя. Количество воздуха, идущее на охлаждение, обычно не превышает 2-3% общего расхода воздуха через двигатель, а у двигателей, имеющих высокотемпературные охлаждаемые турбины, оно может достигать 4-8%.

Часть мощности, развиваемой газовой турбиной ТРД затрачивается на привод вспомогательных агрегатов, к которым относятся топливные и масляные насосы, генераторы и др. Общая доля этой мощности, отбираемой на вспомогательные нужды, не превышает 0,5-1% от мощности, получаемой на валу турбины.

Огромное значение в создании и развитии воздушно-реактивных двигателей имели работы выдающегося русского ученого Б.С.Стечкина. В 1929 г. им была опубликована статья "Теория воздушно-реактивного двигателя", в которой дан вывод формулы тяги и основных КПД реактивного двигателя.

Развиваемая двигателем сила тяги является одним из основных параметров силовой установки. Она, как правило, не может быть полностью использована для совершения полезной работы. Некоторая ее часть затрачивается на преодоление внешних сопротивлений, создаваемых элементами силовой установки: входными и выходными устройствами, мотогондолами, перепускными и впускными створками, заборниками охлаждающего воздуха и т.п.

Для правильной оценки характеристик изолированного двигателя и для учета влияния на тяговую эффективность силовой установки создаваемых ею внешних сопротивлений принято вводить два понятия силы тяги: внутреннюю тягу двигателя и эффективную тягу силовой установки. Под внутренней тягой двигателя принято понимать тягу, которую двигатель создает в соответствии с внутренним процессом, т.е. без учета внешних сопротивлений силовой установки. Под эффективной тягой силовой установки понимают ту часть тяги, которая идет на совершение полезной работы, т.е. используется для преодоления лобового сопротивления и инерции самого самолета. Эту величину иногда называют также свободной (или чистой) тягой, подразумевая под этим то, что она расходуется на продвижение самолета в воздухе и его ускорение.

Принципиально можно было бы найти силу тяги, суммируя силы давления и трения по всем рабочим поверхностям, т.е. по внутренним поверхностям двигателя и по внешнему контуру элементов силовой установки, обтекаемых воздушным потоком. Но такой путь оказывается нерациональным из-за трудности определения и суммирования сил давления и трения по внутренним поверхностям двигателя (сложной является как сама форма этих поверхностей, так и характер распределения указанных сил). Поэтому для более простого определения эффективной тяги пользуются уравнением сохранения количества движения, применяя его к силовой установке в целом. Согласно уравнению Эйлера, сумма всех сил, действующих на выделенный контрольной поверхностью объем газа, равна секундному изменению количества движения газа при его течении через эту контрольную поверхность.

Разность количества движения секундных, масс, вытекающих из двигателя газов, и входящего воздуха, равна динамической составляющей силы тяги.

Для турбореактивных двигателей расход топлива составляет около 1,5-2% от расхода воздуха. Тогда оказывается возможным в первом приближении пренебречь расходом топлива, считая расход газа равным расходу воздуха, и записать формулу тяги в виде формулы Б.С.Стечкина:

R = Gв(c - V) + (p - p )Fc. (1.1)

Как видно, тяга складывается из составляющих: динамической и статической. Динамическая Gв(c - V) равна секундному изменению количества движения газа, проходящего через двигатель, статическая (p - p) Fc обусловлена наличием избыточного давления на срезе сопла.

В случае полного расширения газа в выходном сопле (когда давление на срезе сопла равно атмосферному) формула внутренней тяги имеет еще более простой вид:

R = Gв(с - V). (1.2)

Для случая работы двигателя на месте (V = 0) формула тяги упрощается:

R = Gв * c. (1.3)

Отношение тяги к суммарному расходу воздуха называется удельной тягой. Она представляет собой тягу, приходящуюся на 1 килограмм воздуха, проходящего через двигатель за секунду. Определяется удельная тяга по следующей формуле:

Rуд = R / Gв. (1.4)

Чем больше удельная тяга двигателя, тем большую тягу он будет иметь при заданных размерах, массе и условиях полета.

Для частного случая работы двигателя на месте

Rуд = с (1.5)

Отсюда следует, что величина удельной тяги определяется не только параметрами рабочего процесса, но и условиями полета (скорость, высота), и оценивать совершенство двигателя двигателей по этому параметру можно только в одинаковых условиях (на одном и том же режиме работы двигателя, при одинаковых скорости и высоте полета). Обычно все числовые данные приводят для стандартных условий: взлетный режим, скорость ноль, высота ноль, стандартная атмосфера.

Удельная тяга современных ТРД составляет 650-750. Удельная тяга двухконтурных турбореактивных двигателей меньше и существенно зависит от степени двухконтурности. При степени двухконтурности равной 5 удельная тяга ДТРД обычно не превышает 400-500.

Отношение суммарного расхода топлива к суммарной тяге представляет собой удельный расход топлива.

Суд = Gт.ч./R. (1.6)

Удельный расход топлива представляет собой количество топлива, затрачиваемого двигателем в течение часа для создания единицы тяги. Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем меньше удельный расход топлива, тем больше дальность и продолжительность полета самолета на данной скорости. Как и удельная тяга, величина удельного расхода топлива определяется режимом работы двигателя и условиями полета.

Для современных ТРД удельный расход топлива составляет 0,075-0,1, удельный расход топлива ДТРД со степенью двухконтурности равной 5-6 может достигать значения 0,03-0,035.

Удельная масса двигателя представляет собой отношение сухой массы двигателя к максимальной тяге:

Муд = Мдв/R. (1.7)

Чем меньше удельная масса двигателя, тем меньше абсолютная масса двигателя при заданной тяге R.

Лобовая тяга двигателя - это отношение тяги к лобовой площади двигателя:

Rf = R / Fдв. (1.8)

Чем больше лобовая тяга двигателя при заданной тяге, тем меньше наибольший поперечный размер двигателя, мотогондолы и меньше ее аэродинамическое сопротивление.

Для земных статических условий (Н = 0, V = 0) удельные параметры имеют следующие значения:

Rуд = 0,6...0,8 кН*с/кг,

Суд = 0,08...0,1 кг/Н*ч,

Муд = 0,025...0,035 кг/Н,

Rf = 80...100 кН/кв.м.



2. Топлива для авиационных газотурбинных двигателей

2.1 Требования к качеству топлив для газотурбинных двигателей

Топливо для газотурбинных двигателей -- реактивное топливо -- получается обычно из малосернистых нефтей, керосиновые (лигроиновые) фракции которых богаты нафтеновыми и ароматическими углеводородами. Основные показатели реактивного топлива: плотность -- 780--850 кг/м3 (при 20 °С), вязкость -- 1,2--4,5 мм2/с (при 20 °С), температура вспышки -- 28--72 °С, теплота сгорания -- 43 МДж/кг.

В зависимости от химического состава и способа переработки нефти, из которой получен керосин, в его состав входят:

* предельные алифатические углеводороды -- 20--60%;

* нафтеновые 20--50%;

* бициклические ароматические 5--25%;

* непредельные -- до 2%;

* примеси сернистых, азотистых или кислородных соединений.

Историческая справка. Промышленное производство керосина впервые было начато в России в 1823 г. братьями Дубиниными в районе Моздока (300 т/год; прежнее торговое название «фотоген»). В XIX в. из продуктов перегонки нефти использовали только керосин (для освещения), а получавшийся бензин и другие нефтепродукты имели крайне ограниченное применение. Например, бензин применялся в аптекарских и ветеринарных целях, а также в качестве бытового растворителя, поэтому большие его запасы нефтепромышленники попросту выжигали в ямах или сливали в водоемы. В 1911 г. керосин навсегда уступил бензину свое лидирующее положение на мировом рынке нефтепродуктов из-за распространения двигателей внутреннего сгорания и электрического освещения. Вновь значение керосина начало возрастать только с 1950-х гг., ввиду развития реактивной и турбовинтовой авиации (авиакеросин), для которой именно этот вид нефтепродуктов оказался практически идеальным топливом.

Различают несколько видов керосина:

* топливо для газотурбинных двигателей;

* тракторный и осветительный;

* технический.

Газотурбинный двигатель (ГТД, ТРД) -- тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины.

В отличие от поршневого двигателя в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.

Сжатый атмосферный воздух из компрессора 2 поступает в камеру сгорания 3, туда же подается топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счет вращения струей газа лопастей 4, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передается на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД. В полете поток воздуха тормозится во входном устройстве 1 перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышаются. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются. Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10--40 раз, возрастает его температура.

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы (имеется более прогрессивная конструкция -- кольцевая камера сгорания, не состоящая из отдельных труб, а выполненная цельным кольцевым элементом). В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространенными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолетах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливовоздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подается в камеру сгорания уже на выходе из нее, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскаленного газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь; происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

Газовоздушная смесь расширяется, и часть ее энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т.п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идет на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги. Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя.

Авиационное топливо можно разделить по назначению на два вида: авиационные бензины для поршневых двигателњей и топливо для реактивных двигателњей (ТС-1 и РТ соответственно).

Авиационные бензины производятся в небольших объёмах, т. к. поршневые двигатели в настоящее время применяются ограниченно и главным образом в так называемой малой авиации. Основные требования к авиацион­ным бензинам - это высокая детонационная стойкость на бедной и богатой топливно-воздушной смеси, фракционный состав 40-180 °С, температура на­чала кристаллизации не выше минус 60 °С, давление насыщенных паров -- не выше 29,3 кПа.

При подготовке товарного РТ или перед применением в него могут вводиться антиокислительные, противоизносные, антистатические и проти-вообледенительные присадки. Антиоксидантом в отечественной топливной промышленности служит в основном 2,6-ди-трет-4-метилфенол (Агидол) в количестве 0,003-0,004 % масс.

Противоизносными присадками к реактивному топливу служат Ствол и Сигбол в композиции с ПМАМ-2 (полиметаклатная). Известно также приме­нение для этой цели отечественной присадки типа ??Л?? и импортной Хайтек, которые добавляют в реактивное топливо в количестве 0,003 - 0,0035 %. Присадка Сигбол, обладающая комплексом полезных свойств, используется и как антистатическая присадка. Для этой цели она становится эффективной уже в концентрации 0,00005 %.

Фракционный состав. Это основной показатель, фактически определяющий всње остальные свойства реактивного топлива. Стандарт ог­раничивает температуру начала кипения топлива РТ 135-155 °С, а ТС-1 - не выше 150 "С. 10 % топлива отгоняется при температуре не более 175 °С (РТ) и не более 165 °С (ТС-1). Важно заметить, что для сравнения: 10 % авиакеросина ^1А отгоняется при температуре не более 205 °С. 98 % топлива РТ отгоняется при темпера-туре не выше 280 °С (97 % топлива ^( А отгоняется при температуре не более 300 "О.) Ф???? ???????, российское реактивное топливо отличается от американского топлива более легким фракционным составом.

Плотность. Более легкий фракционный состав российского реактивного топлива обуславливает и его более низкую плотность в сравнении с зарубежными аналогами. Топливо РТ при 20 °С должно иметь плотность не менее 775 кг/м3, ТС-1 - не менее 780 кг/м3. Для топлива № А установлены пределы плотности в 772-837 кг/м3, для топлива Л1 В - 748 - 799 кг/м3. Не­обходимо отметить, что плотность определяет энергетические возможности реактивных двигателњей, величину загрузки авиалайнера топливом и возможную дальность его полета.

Вязкость. Надежную работу системы подачи топлива в двигатели обеспечивает низкая вязкость топлива. При 20 °С она должна быть не менее 1,25 мм2/с, а при минус 40 °С - не более 10 мм2/с для ТС-1 и 16 мм2/с для РТ. При этом ограничение нижнего предела вязкости обусловлено тем, что при более низкой вязкости ухудшается работа топливной аппаратуры вследствие износа трущихся деталей. Лимит верхнего предела вязкости обусловлен тем, что аэродинамика подачи топлива при больших значениях вяз­кости ухудшается.

Температура кристаллизации.Аналогичную задачу выполняет требование иметь низкую температуру кристаллизации. Для ТС-1 она должна быть не более минус 50 °С, а для РТ не более минус 55 °С.

Содержание аренов.Ограничение содержания аренов, особенно нафталинового ряда, в РТ обусловлено стремлением снизить в процессе го­рения топлива интенсивность образования сажи, которая отлагается на стен­ках труб камер сгорания и распылителњей форсунок, нарушая при этом аэро­динамику потока газа в камере сгорания. Вместе с тем, образующиеся частич­ки раскаленного кокса увеличивают излучающую способность пламени, что может привести к прогару камер сгорания и сопел. По этой причине стандарты Рос­сии предусматривают ограничение доли аренов в топливе до 22 %. По этим же причинам высота некоптящего пламени должна быть не менее 20 мм, а люминометрическое число не менее 55 пунктов (к сведению: для тетралина оно принято за 0, а для н-октана - за 100).

Содержание серыв реактивных топливах России не должно превышать в ТС-1 0,2 %, а в РТ-- 0,1 %. Американские стандарты допускают величину содержания серы в топливе 0,3 %.

Реактивное топливо марки Т-6 отличается от топлив марок ТС-1 и РТ более высокой плотностью (не менее 840 кг/м3), тяжелым фракционным со­ставом (195-315 °С), повышенной вязкостью (кинњематическая вязкость при 20 °С должна быть не менее 4,5 мм2/с). Вместе с тем, Т-6 имеет в своем соста­ве пониженное содержание серы (0,05 %).

Топливо Т-6 получают из газойлевых фракций различных первичных и вторичных процессов нефтепереработки после их глубокой очистки и стаби­лизации путем интенсивного гидрирования.

2.2 Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель

Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель заключается в одновременной подаче в камеру сгорания основного и дополнительного топлива. На номинальных крейсерских режимах в качестве основного топлива используют газ метан, пропан или бутан, или жидкое топливо дизельное топливо или бензин, а в качестве дополнительного - жидкое топливо диметилэфир или керосин, инициирующее горение и имеющее более высокую скорость сгорания, чем основное топливо. Дополнительное топливо подают распыленным за счет эжекции воздуха или водяного пара и с меньшим расходом по сравнению с расходом основного топлива. На переходных режимах увеличивают подачу дополнительного топлива, регулируя его расход в зависимости от температуры рабочих газов на выходе из силовой турбины. При втором варианте осуществления способа на номинальных крейсерских режимах в качестве основного топлива используют тяжелое жидкое топливо диметилэфир, дизельное топливо или керосин, а в качестве дополнительного топлива, инициирующего горение и подаваемого с меньшим расходом по сравнению с расходом основного топлива, используют водород. Водород получают, газифицируя его из криогенного состояния, или при помощи бортового электролизера, подключенного к источнику электрического тока. Изобретение позволяет повысить эффективность преобразования потенциальной энергии рабочих газов в полезную работу за счет обеспечения возможности направленного воздействия на процесс тепловыделения при сгорании всего подаваемого топлива на установившихся и неустановившихся режимах работы газотурбинного двигателя и для согласования последнего по времени с положением рабочих органов последнего (например, лопаток турбины, сопла и др.).

Изобретение относится к области двигателестроения и предназначено для использования в двигателях и установках внутреннего сгорания, работающих одновременно на нескольких видах топлива (в том числе на жидком и газообразном топливах), преимущественно в газотурбинных двигателях (ГТД) различного назначения (наземных, воздушных и морских силовых установках).

Известен способ подачи топлива в газотурбинный двигатель, заключающийся в одновременной подаче в камеру сгорания основного и дополнительного топлива (см. патент США №5012638, МПК F 02 К 7/16, опубл. 1991).

Однако в известном способе невысокая эффективность сгорания топлива и, как следствие, узкий диапазон работы газотурбинного двигателя.

Известна система подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащая топливный бак основного топлива, регулятор подачи основного топлива и связанную с ним топливопроводом форсунку, размещенную в камере сгорания газотурбинного двигателя, подсистему подачи дополнительного, жидкого топлива с наиболее высокой скоростью сгорания, чем основное топливо, имеющую бак дополнительного топлива, топливный насос для подачи дополнительного топлива, связанную с ним нагнетательную топливную магистраль.

Однако в вышеуказанном техническом решении не предусматривается обеспечение работы ГТД при широком диапазоне изменения скоростных и нагрузочных режимов исходя из специфики применения последнего. В то же время ГТД должен работать в довольно широком диапазоне изменения скоростного и нагрузочного режимов, в том числе и при переходных процессах, что является следствием недостаточной эффективности преобразования потенциальной энергии рабочих газов в полезную работу.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности преобразования потенциальной энергии рабочих газов в полезную работу за счет обеспечения возможности направленного воздействия на процесс тепловыделения при сгорании всего подаваемого топлива на установившихся и неустановившихся режимах работы ГТД и для согласования последнего по времени с положением рабочих органов последнего (например, лопаток турбины, сопла и др.).

Поставленная задача в части первого варианта способа решается за счет того, что в способе подачи топлива в газотурбинный двигатель, заключающемся в одновременной подаче в камеру сгорания основного и дополнительного топлив, согласно изобретению на номинальных, крейсерских режимах в качестве основного топлива используют газ метан, пропан или бутан, или жидкое топливо дизельное топливо или бензин, а в качестве дополнительного - жидкое топливо диметилэфир или керосин, инициирующее горение, имеющее более высокую скорость сгорания, чем основное топливо, и подаваемое распыленным за счет эжекции воздуха или водяного пара и с меньшим расходом по сравнению с расходом основного топлива, при этом на переходных режимах увеличивают подачу дополнительного топлива, регулируя его расход в зависимости от температуры рабочих газов на выходе из силовой турбины.

Поставленная задача в части первого варианта способа решается также за счет того, что часть дополнительного топлива могут подавать на вход компрессора газотурбинного двигателя.

...