2 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей

Теория газотурбинных двигателей

Книга может оказаться полезной при изучении принципа работы, конструкции и эксплуатации газотурбинных авиационных двигателей.

Оглавление

  • Входные устройства
  • Компрессор

Приведённый ознакомительный фрагмент книги Теория газотурбинных двигателей предоставлен нашим книжным партнёром — компанией ЛитРес.

Теория ступени компрессора ГТД

Компрессор газотурбинного двигателя служит для повышения давления воздуха перед подачей его в камеру сгорания.

Применение компрессора в ГТД позволяет получить нужный расход воздуха, обеспечить желаемое значение КПД, получить высокую тягу (мощность) при небольших габаритных размерах и массе двигателя.

Компрессор ГТД должен удовлетворять следующим требованиям:

а) сжатие воздуха должно происходить при возможно большем КПД;

б) обеспечивается устойчивая работа двигателя во всем диапазоне эксплуатационных режимов;

в) подвод воздуха в камеру сгорания производится без пульсаций давления, расхода и скорости потока;

г) обеспечение наименьшего веса и габаритов двигателя;

д) обеспечивается высокую надежность авиадвигателя.

Основными типами компрессоров авиационных ГТД являются многоступенчатые осевые [1] или осецентробежные компрессоры.

Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия воздуха в отдельных его ступенях.

В современных газотурбинных двигателях наиболее часто используются осевые компрессоры, как наиболее полно отвечающие предъявляемым требованиям. В осевых компрессорах авиадвигателя по сравнению с другими типами компрессоров возможны высокие значения степени повышения давления воздуха и большие расходы воздуха при высоких КПД и сравнительно малых габаритных размерах и массе.

Осевой компрессор ГТД имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора.

Один ряд лопаток ротора называется рабочим колесом.

Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов лопаток (направляющих аппаратов), закрепленных в корпусе. Назначением лопаток статора является:

а) направление проходящего через них воздушного потока под необходимым углом на рабочие лопатки расположенного за ними рабочего колеса;

б) спрямление потока, закрученного лопатками впереди находящегося рабочего колеса, с одновременным преобразованием части кинетической энергии закрученного потока в работу по повышению давления воздуха.

Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним направляющего аппарата называется ступенью компрессора.

Перед первым рабочим колесом компрессора может быть установлен входной направляющий аппарат.

При вращении рабочего колеса за счет внешней энергии повышается скорость потока, при этом на входе рабочего колеса создается разрежение, обеспечивающее непрерывное поступление воздуха. Внешняя энергия, сообщенная лопатками рабочего колеса воздуху, движущемуся по расширяющимся (диффузорным) каналам, затрачивается на повышение давления воздуха, а также на увеличение его скорости.

Преобразование кинетической энергии воздушного потока, приобретенной в рабочем колесе, сопровождающееся повышением давления воздуха, происходит в направляющем аппарате, который, кроме того, обеспечивает потоку требуемое направление для входа в рабочее колесо следующей ступени компрессора.

Разрез лопаток ступени компрессора цилиндрической поверхностью образует решетку профилей рабочего колеса.

На входе в рабочее колесо скорость воздуха может быть направлена не параллельно оси колеса, а под некоторым углом к ней вследствие неполного спрямления потока направляющим аппаратом предыдущей ступени компрессора или установки перед рабочим колесом входного направляющего аппарата. Вращению рабочего колеса соответствует перемещение решетки с окружной скоростью «u». Для определения скорости воздуха относительно рабочих лопаток «w» применим правило сложения векторов скоростей, согласно которому абсолютная скорость равна относительной и переносной. Переносной скоростью будет окружная скорость лопаток, следовательно, c = w + u.

Треугольник, составленный из векторов «c», «u» и «w», является треугольником скоростей на входе в рабочее колесо.

Лопатки рабочего колеса должны быть установлены таким образом, чтобы передние кромки их были направлены по направлению вектора «w» или под небольшим углом к нему. Кривизна профилей лопаток выбирается с таким расчетом, чтобы угол выхода потока из колеса был больше угла входа потока.

Направление потока за решеткой при безотрывном ее обтекании определяется в углом установки задней кромки лопатки.

Разворот потока воздуха в рабочем колесе компрессора приводит к возникновению на каждой лопатке аэродинамической силы «P» направленной от вогнутой к выпуклой поверхности профиля. Можно разложить силу «P» на две составляющие. Составляющую, направленную параллельно вектору окружной скорости, назовем окружной, а составляющую, направленную параллельно оси компрессора — осевой составляющей. Окружная составляющая направлена против движения лопаток колеса и противодействует их вращению. Для поддержания частоты вращения ротора к валу компрессора должен быть приложен крутящий момент. Работа, затрачиваемая на вращение колеса идет на увеличение энергии потока, прошедшего через колесо. Это проявляется в том, что обычно скорость потока за колесом оказывается больше скорости потока перед колесом, несмотря на одновременное увеличение давления.

Абсолютная скорость «с» на выходе из рабочего колеса определится построением треугольника скоростей. Вследствие поворота потока в колесе вектор абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса оказывается отклоненным от вектора абсолютной скорости на входе в сторону вращения колеса.

Лопатки направляющего аппарата отклоняют поток в обратную сторону. Форма лопаток подбирается так, чтобы направление вектора абсолютной скорости за ступенью соответствовало направлению вектора абсолютной скорости на входе в рабочее колесо. При этом, увеличивается поперечное сечение струи, проходящей через канал между соседними лопатками. В результате скорость потока в направляющем аппарате падает, а давление увеличивается.

Независимо от скорости набегающего на лопатки воздуха и формы проточной части, течение потока через ступень может рассматриваться как течение через систему диффузорных каналов с уменьшением относительной скорости потока в рабочем колесе, уменьшением абсолютной скорости потока в направляющем аппарате и увеличением давления в обоих случаях.

Основными элементами центробежной компрессорной ступени являются рабочее колесо и диффузор, а характерными сечениями воздушного тракта — сечение перед рабочим колесом, сечение за рабочим колесом и сечение на выходе из диффузора. За диффузором могут быть установлены выходной канал или выходные патрубки, обеспечивающие поворот выходящего из диффузора потока в нужную сторону.

Рабочее колесо центробежного компрессора обычно представляет собой диск, на торцевой поверхности которого расположены рабочие лопатки.

В центробежной ступени можно получить значительно большее повышение давления воздуха, чем в осевой ступени, благодаря центробежным силам направленным по движению воздушного потока в рабочем колесе. Но в то же время (в отличие от осевой ступени) ее диаметр намного превышает диаметр рабочего колеса осевого компрессора.

Недостатки центробежной ступени могут быть в значительной степени смягчены в диагональной ступени. По своим параметрам она занимает промежуточное положение между осевой и центробежной ступенью компрессора. Сжатие воздуха в ее рабочем колесе происходит как вследствие уменьшения относительной скорости воздуха в межлопаточных каналах, так и в результате работы центробежных сил, совершаемой при перемещении воздушного потока в колесе от центра к периферии. Меньшее отклонение основного направления течения воздуха от осевого позволяет уменьшить диаметральные габаритные размеры ступени.

Степенью повышения давления ступени компрессора называется отношение давления за ступенью к давлению на входе в рабочее колесо.

В осевых ступенях степень повышения давления обычно невелика и равняется 1,2…1,35. В центробежных ступенях степень повышения давления может достигать 4—6 и более.

С целью увеличения общей степени повышения давления применяют многоступенчатые компрессоры, в каждой ступени которых осуществляется повышение давления воздуха.

Адиабатический КПД ступени компрессора представляет собой отношение адиабатической работы повышения давления воздуха в ступени к затраченной работе Адиабатический КПД ступени осевого компрессора обычно равен 0,83—0,87, что свидетельствует об их высоком аэродинамическом совершенстве. Центробежные ступени имеют несколько меньшее значение адиабатического КПД — 0,75—0,80.

Расход воздуха через компрессор пропорционален плотности воздуха, скорости потока и площади проходного сечения.

Окружная скорость воздушного потока является важнейшим конструктивным параметром ступени компрессора двигателя, она ограничивается прочностью лопаток и диска рабочего колеса и газодинамическими соображениями.

По уровню скорости набегающего на лопатки воздуха осевые ступени разделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и трансзвуковые (околозвуковые), в которых окружная или осевая скорости изменяются по радиусу изменяются по радиусу от сверхзвуковой до дозвуковой.

В реальных ступенях компрессора между лопатками рабочего колеса и внутренней поверхностью статора всегда имеется конструктивный зазор [3]. При этом зазор на работающем двигателе отличается от монтажного зазора вследствие деформаций деталей ротора и статора под действием газовых сил и теплового расширения. Обычно у прогретого двигателя рабочие зазоры оказываются меньше монтажных.

Перетекание (утечка) воздуха через радиальные зазоры приводит к понижению давления на вогнутой стороне лопатки и к повышению давления на спинке, т. е. к уменьшению разности давлений на поверхностях профиля. Уменьшение перепада давлений приводит к снижению окружного усилия и, следовательно, к снижению работы, передаваемой воздуху в ступени.

На работу ступени оказывают влияние и осевые зазоры между ее неподвижными и вращающимися венцами. Осевые зазоры между лопатками рабочего колеса и направляющего аппарата составляют примерно 15—20% хорды лопаток и также снижают эффективность работы ступени.

Основные параметры многоступенчатого компрессора

В теории газотурбинных двигателей обычно используются следующие параметры многоступенчатого компрессора:

а) степень повышения давления (отношение полного давления воздуха за компрессором к полному давлению перед компрессором);

Читать еще:  Toyota corolla 2001 год какой двигатель

б) секундный расход воздуха через компрессор;

в) частота вращения pотоpа компрессора;

г) адиабатический КПД компрессора.

Степень повышения давления в компрессоре ГТД равна произведению степеней повышения давления его отдельных ступеней.

В компрессорах современных авиадвигателей степень повышения давления компрессора доходит до 30 и более. Такие высокие степени повышения давления применяют для улучшения экономичности двигателя.

Дело в том, что в газотурбинных двигателях 70% тепла, введенного с топливом в двигатель, теряется с уходящими газами. Эти потери обусловлены вторым законом термодинамики (в двигатель засасывается холодный воздух, а выходит горячий).

При увеличении степени повышения давления в компрессоре соответственно увеличивается и степень понижения давления на тракте расширения газа в двигателе (во сколько раз воздух сжимается — во столько же раз газы расширяются). А чем больше степень понижения давления, тем ниже (при заданной температуре газа перед турбиной) температура уходящих газов и, следовательно, тем меньше потери тепла с уходящими газами.

Иначе говоря, с увеличением степени повышения давления воздуха степень полезного использования введенного в двигатель тепла увеличивается.

Ступени компрессора работают в разных условиях: они имеют разные окружные и осевые скорости, их лопатки обтекаются потоком с разными скоростями и т. д. Поэтому адиабатические работы сжатия воздуха в различных ступенях одного и того же компрессора могут существенно отличаться друг от друга.

В первых и в меньшей степени в последних ступенях работа заметно снижена по сравнению с работой приходящейся на каждую из средних ступеней.

Испытания для подтверждения соответствия нормам летной годности авиационных двигателей, общие положения

Сертификаты летной годности и Дополнения к ним выдаются только после подтверждения соответствия изделий стандартным требованиям к летной годности.

Требования Авиационных правил, часть 33, распространяются на газотурбинные и поршневые маршевые двигатели: дозвуковых самолетов и винтокрылых аппаратов транспортной категории; легких самолетов и винтокрылых аппаратов нормальной категории, а также очень легких воздушных судов (ОЛВС) гражданского назначения.

Аналогичные требования, распространяются и на изделия военного и двойного назначения.

Бремя доказывания соответствия изделия действующим нормам лежит на заявителе (чаще всего это сам разработчик изделия).

Для этих целей проводятся различные испытания, в том числе стендовые, лабораторные, сертификационные.

Авиационный двигатель подлежит обязательной сертификации. Получение Сертификата типа двигателя является крайне сложной и дорогой процедурой, цена ошибки на любом из этапов процесса сертификации может обернуться большими материальными потерями.

Испытания авиационных двигателей должны сопровождаться оформлением соответствующих документов и проходить на аттестованном испытательном оборудовании.

В комплект передаваемых на сертификацию документов помимо стандартных разделов (руководство по эксплуатации, крепление, габариты и чертеж, условия взаимодействия и требования к компонентам и многое другое) обязательно включается информация о:

  • максимально допустимые нагрузки на узлы соединения двигателя с агрегатами и системами воздушного судна;
  • характеристики двигателя: мощность/тяга наилучшего и наихудшего двигателя и информация о способах определения влияния на характеристики двигателя таких факторов, как изменение отборов воздуха, мощности, скорости полета, давления, температуры и влажности окружающей среды;
  • график мощности двигателя;
  • информация о режимах работы авиационного двигателя при 1) запуске, 2) работе на земле, 3) работе в полете;
  • для вертолетных двигателей заявитель должен предоставить данные по параметрам и изменению характеристик двигателя, чтобы дать возможность разработчику воздушного судна разработать методы реализации, располагаемой на воздушном судне мощности при одном неработающем двигателе;
  • описание основных и всех резервных режимов работы системы управления двигателя, а также любой дублирующей системы, вместе с соответствующими ограничениями, и ее взаимодействия с системами воздушного судна;
  • характеристики применяемых воздушных винтов и соответствующих характеристик двигателя при применении данных воздушных винтов.

Данная информация подтверждается только путем проведения испытаний и почти все полученные данные заносятся в Карту данных Сертификата типа двигателя.

Режимы работы двигателей и вытекающие эксплуатационные ограничения являются ключевой характеристикой авиационного двигателя. Детальная информация о режимах получается путем обработки массива данных, полученных при испытании авиационного двигателя на соответствующем стенде.

Для поршневых авиационных двигателей определяются следующие значения (применяемые датчики):

  1. мощность или крутящий момент (соответственно датчики крутящего момента);
  2. частота вращения (тахометры, датчики числа оборотов);
  3. давление на входе (датчики абсолютного и относительного давления динамические и статические) и продолжительность работы на критической по давлению высоте и на высоте, соответствующей по давлению стандартной атмосфере на уровне моря (система сбора данных должна обеспечивать срабатывание триггеров). Первые три характеристики указываются для каждого из установленной максимальной продолжительной мощности (при работе без наддува или работе на каждом режиме наддува); и установленной взлетной мощности (при работе без наддува или работе на каждом режиме наддува).
  4. марки топлив;
  5. марки масла;
  6. температуры (датчики температуры любого подходящего типа) цилиндров или охлаждающей жидкости;
  7. температура масла на входе в двигатель;
  8. температура газа на входе в колесо турбины турбонагнетателя;
  9. частота вращения колеса турбины турбонагнетателя;
  10. давление топлива на входе;
  11. давление масла в главной магистрали;
  12. крутящий момент привода агрегатов и крутящий момент, обусловленный консольным креплением агрегатов;
  13. ресурс двигателя в целом и ресурс деталей, узлов и компонентов.

Для газотурбинных авиационных двигателей определяются следующие значения:

  1. мощность двигателя;
  2. крутящий момент или тяга двигателя;
  3. частота вращения;
  4. температура газа;
  5. продолжительность непрерывной работы и общая наработка (ресурс). Первые пять характеристик определяются для большого числа режимов работы, обязательными являются 10 режимов, например, для установленной максимальной продолжительной мощности или тяги (форсированной), для установленной 30-минутной мощности при одном неработающем двигателе или для работы при использовании в режиме вспомогательного двигателя.
  6. марки топлив;
  7. марки масла;
  8. марки гидравлических жидкостей;
  9. температура масла в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
  10. температура топлива в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
  11. температура наружных поверхностей двигателя;
  12. давление топлива на входе;
  13. давление масла в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
  14. давление гидравлической жидкости;
  15. крутящий момент привода агрегатов и крутящий момент, обусловленный консольным креплением агрегатов;
  16. ресурс двигателя в целом и ресурс деталей, узлов и компонентов;
  17. степень фильтрации топлива;
  18. степень фильтрации масла;
  19. отбор мощности и отбор воздуха;
  20. характеристика потока воздуха на входе в двигатель;
  21. характеристика превышения частот вращения валов роторов при переменных процессах, число случаев и продолжительность превышения частот вращения;
  22. характеристика превышения температуры газа при переменных процессах, число случаев и продолжительность превышения температуры;
  23. характеристика превышения крутящего момента двигателя при переменных процессах, число случаев превышения и продолжительность превышения крутящего момента;
  24. характеристика максимального превышению крутящего момента двигателя для турбовинтовых и турбовальных двигателей со свободной турбиной.

При определении характеристик двигателя, эксплуатационных и общих ограничений в расчет должны приниматься точности системы управления и контроля работы двигателя (точность измерительного канала и канала управления).

Заявитель самостоятельно выбирает режимы работы авиационного двигателя по мощности и тяге, заявляемые к сертификации.

Применяемые в двигателе материалы должны иметь прочностные характеристики, определённые на основании достаточного количества испытаний, позволяющего установить статистически обоснованные расчетные значения и максимально обеспечивать коррозионную стойкость двигателя.

Авиационный двигатель должен удовлетворять требованиям по технологичности производства, пожарной безопасности и надежности и безопасности электрических соединений.

Прочность элементов конструкции двигателя во многом определяется применяемыми материалами, при этом должна быть обеспечена безопасность элементов конструкци при разрушении одного из них. Траектория оторвавшихся фрагментов (например, лопасти турбины) не должна повредить корпус авиадвигателя или другие элементы. Более того, разработчик должен на основании испытания предоставить информацию о работе двигателя с дисбалансом и его влиянии на воздушное судно, его системы и конструкцию, поскольку вибрация может быть в этом случае очень значительной при разрушении лопатки. Температурное расширение/сжатие элементов конструкции не должно привести к опасным, связанным с двигателем, последствиям.

Силовой корпус камеры сгорания должен иметь достаточную статическую и циклическую прочность и в пределах ресурса исключать возможность образования трещин. На этапе разработки, помимо теоретических расчетов, применяются исследования с помощью тензорезисторов, в том числе выскотемпературных тензорезисторов. Конструкция ротора двигателя также подвергается исследованиям с применением тензорезисторов и телеметрических систем сбора данных с вращающихся узлов.

Испытания наиболее критически напряженных деталей роторов двигателя является обязательным условием. Испытания проводятся в течение периода продолжительностью 5 минут при ее максимальной эксплуатационной температуре и при наибольшей из перечисленных частот вращения:

  • равной 120 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на специальном стенде и на диске ротора смонтированы либо лопатки, либо эквивалентные по весу грузы;
  • равной 115 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на двигателе;
  • равной 115 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на турбонагнетателе, работающем на горячем газе, который поступает от специальной установки;
  • равной 105 % наивысшей частоты вращения, которая возможна в результате отказа наиболее критического узла или системы;
  • равной наивысшей частоте вращения, которая может быть достигнута в результате отказа любого узла или системы двигателя.
Читать еще:  Что такое хонинговать двигатель

Помимо этого роторы испытываются при нормальной температуре при частоте вращения равной 120% частоты вращения, при которой в процессе холодной раскрутки в деталях ротора возникают рабочие напряжения, которые эквивалентны напряжениям, возникающим при максимальной эксплуатационной температуре и максимально допустимой частоте вращения.

Для испытаний должен использоваться ротор, который обладает наихудшей комбинацией свойств материалов и допусков на размеры, предусмотренных его типовой конструкцией.

После испытания размеры каждого ротора должны находиться в пределах утвержденных для двигателя допусков в условиях превышения частоты вращения и на деталях ротора не должно быть трещин или деформаций.

Заявитель должен показать, что выход системы управления из строя не приводит к ситуациям, когда двигатель превышает любое эксплуатационное ограничение, на двигателе возникает помпаж, срыв потока или другие неприемлемые признаки. Испытания системы управления и ПО осуществляют на всех возможных режимах ив отношении всех элементов системы.

Особенностью испытания поршневых авиационных двигателей является необходимость обеспечения возможности ручной прокрутки — вращения коленчатого вала с медленным управляемым движением. Не должно быть возможности повреждения двигателя с помощью привода ручной прокрутки.

Авиационные двигатели

ЦИАМ, как ведущая научно-исследовательская организация отрасли, участвует в создании двигателей для ЛА различного назначения: беспилотников, малой авиации, дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов, сверхскоростных ЛА, вертолетов и других летательных аппаратов. Компетенции института простираются также на вопросы создания поршневых двигателей. Авиадвигателестроение является одним из самых инновационных наукоемких и высокотехнологичных секторов промышленности, интегрирующим результаты деятельности различных направлений науки и техники и стимулирующим научно-техническое развитие целого ряда других отраслей. Мировой опыт показывает, что разработка двигателя занимает в 1,5–2 раза больше времени, чем проектирование ЛА, поэтому правильная организация опережающих работ по созданию силовой установки является критическим элементом для успеха любой программы в области авиастроения. Стран, обладающих технологией полного цикла разработки и производства ГТД, меньше, чем государств, запускающих спутники в космос. Все отечественные авиационные двигатели создавались при участии ЦИАМ. ЦИАМ обладает уникальными стендами, предназначенными для проведения натурных испытаний авиационных двигателей и их узлов. Подробнее о возможностях Научно-испытательного центра ЦИАМ читайте в разделе «Экспериментальная база».

Направления работ

Прогноз развития

Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова осуществляет комплексное прогнозирование развития двигателей для всех типов атмосферных летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, беспилотных ЛА, аэрокосмических систем и др.), а также промышленных и транспортных газотурбинных установок на основе авиационных технологий.

В ЦИАМ ведется разработка методик оценки технико-экономического и весового совершенства авиационных ГТД и АПД в связи с уровнем их технологического развития.

Одна из ключевых компетенций ЦИАМ – разработка математических моделей и прогнозные расчетные исследования характеристик и эффективности перспективных авиационных двигателей и силовых установок (СУ), в том числе нетрадиционных схем: турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) со сверхвысокой степенью двухконтурности, ГТД с регенерацией тепла, турбовинтовентиляторных двигателей («открытый ротор»), турбокомпаундных и гибридных силовых установок на базе авиационных поршневых двигателей (АПД), распределенных и гибридных СУ на базе ГТД, энергоустановок на топливных элементах.

Институт проводит обоснование концепций развития авиационного двигателестроения, обобщает опыт создания авиационных ГТД и АПД, разрабатывает научно-технические основы для создания отраслевых и межотраслевых программ развития авиадвигателей.

Проектирование

Математическое моделирование рабочих процессов ГТД

Вычислительный комплекс ЦИАМ, основанный на многоуровневых системах компьютерного моделирования, позволяет проводить уникальные расчеты рабочих процессов во всем тракте ГТД.
В данных расчетах применяются математические модели, базирующиеся на законах сохранения массы, импульса и энергии (нестационарные уравнения Эйлера и Навье – Стокса), учитываются реальные эффекты, сопровождающие рабочий процесс в ГТД: вязкость, турбулентность и теплопроводность, горение, отборы и выдувы охлаждающего воздуха, утечки и др.

Применение компьютерного испытательного стенда ГТД позволяет:

  • проектировать высокоэффективные проточные части, обеспечивающие достижение максимального КПД;
  • проводить модернизацию существующих узлов ГТД с целью повышения их эффективности;
  • моделировать и сопровождать процесс испытания двигателя и его узлов на наземных стендах;
  • изучать основные и пониженные (дроссельные) режимы работы;
  • исследовать переходные режимы работы (запуск, изменение режима, останов);
  • рассчитывать климатические, высотно-скоростные и дроссельные характеристики авиационных ГТД;
  • моделировать различные законы регулирования;
  • создавать форсированные варианты.

Математическое моделирование и САПР ГТД

Работы по математическому моделированию и системам автоматизированного проектирования газотурбинных двигателей были выделены в отдельное направление в 1993 г. с целью развития САПР-технологий и внедрения современных методов и программ при проектировании двигателей.

Работа института в этой области направлена на решение прикладных задач. ЦИАМ сотрудничает с ведущими предприятиями авиакосмической отрасли по созданию методик и расчету термонапряженного состояния и оптимизации деталей турбомашин, вопросам моделирования напряженно-деформированного состояния и ресурса конструкций при циклическом и сложном неизотермическом нагружении, моделированию технологических процессов изготовления тонкостенных деталей, разработке газодинамических подшипников и перспективных плавающих уплотнений, динамике роторов ГТД.

Специалисты ЦИАМ успешно решают междисциплинарные задачи и создают условия для перехода к многодисциплинарным моделям при проектировании перспективных двигателей. Особое внимание уделяется разработке собственных математических моделей и специализированных комплексов программ, а также развитию численных методов расчета и оптимизации конструкции.

Малоразмерные ГТД

Авиационные поршневые двигатели

Комбинированные двигатели и силовые установки для высокоскоростных ЛА

Центральный институт авиационного моторостроения проводит расчетные и экспериментальные работы по исследованию моделей узлов и элементов конструкции комбинированных СУ (КСУ) различных схем в целях обеспечения их эффективного рабочего процесса при сверхвысоких скоростях полета.

Специалисты института осуществляют:

  • расчет характеристик КСУ различных схем с учетом теплового состояния элементов конструкции;
  • разработку перспективных направлений использования стандартного и высокоэнергетического топлива;
  • разработку требований к технологиям и материалам, обеспечивающим эффективную работу КСУ.

Интеграция силовой установки и летательного аппарата

Важнейшим направлением работы специалистов ЦИАМ является многокритериальная оптимизация параметров силовых установок летательных аппаратов (ЛА) различного назначения и различных скоростей полета по критериям оптимальности: летно-технические характеристики, топливная экономичность, себестоимость перевозок, стоимость жизненного цикла, экологические характеристики и т.д.

Работы ЦИАМ по данному направлению включают в себя:

  • выбор проектных параметров и оценку эффективности применения двигателя в составе ЛА;
  • оптимальное согласование силовой установки и планера ЛА;
  • расчет высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателей различных схем в задачах согласования проектных параметров самолета и СУ;
  • расчет и минимизацию шума ЛА на местности;
  • оценку эмиссионных показателей по профилю полета ЛА.

    Комплексы программ позволяют провести исследования, предназначенные для согласования силовой установки и планера и расчета технико-экономических характеристик ЛА (самолетов и вертолетов) различного назначения. Они позволяют решить следующие задачи:

  • сформировать облик силовых установок перспективных ЛА с обоснованным выбором схемы рациональных параметров рабочего процесса двигателя, определить требуемые размерности двигателей и режимы их работы на различных участках полета;
  • выбрать оптимальные программы законов регулирования двигателей с учетом особенностей их эксплуатации на рассматриваемом ЛА;
  • определить потенциальные возможности силовых установок с разными типами двигателей, границы целесообразного применения двигателей различных схем;
  • оценить эффективность альтернативных вариантов и выбрать новый двигатель для ЛА, находящегося в эксплуатации;
  • рассмотреть возможности установки двигателя на нескольких типах ЛА, выбрать унифицированный двигатель для перспективного парка самолетов и вертолетов;
  • провести оптимизацию условий полета на отдельных участках траектории;
  • определить влияние атмосферных условий и различных потерь при работе двигателя на изменение технико-экономических характеристик ЛА.
    Модуль расчета высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя разработан специально для проведения широких параметрических и оптимизационных исследований и позволяет учитывать различные виды потерь, связанных с установкой двигателя на ЛА.
    В ЦИАМ проводятся разработка и испытания беспилотных летающих лабораторий для отработки технологий малоразмерных гибридных и электрических СУ, в том числе работающих на топливных элементах различных типов.

    Газотурбинный двигатель самолета. фото. строение. характеристики.

    То, как я спроектировал и построил самодельный реактивный двигатель — не лучший способ сделать это. Я могу представить миллион способов и схем, как создать лучшую модель, более реалистичную, более надежную и более простую в изготовлении. Но сейчас я собрал такую.

    Основные части реактивного модельного двигателя:

    • Двигатель постоянного тока достаточно сильный и минимум на 12 вольт
    • Источник постоянного тока не менее 12 вольт (в зависимости от того, какой у вас двигатель постоянного тока).
    • Реостат, такой же какой продаётся для настройки яркости лампочек.
    • Коробка передач с маховиком, встречается во многих автомобильных игрушках. Лучше всего, если корпус редуктора сделан из металла, потому что пластик может плавиться на таких высоких скоростях.
    • Металлический лист, который можно разрезать, чтобы сделать лопасти вентилятора.
    • Амперметр или вольтметр.
    • Потенциометр примерно на 50К.
    • Катушка электромагнита из соленоида или любого другого источника.
    • 4 диода.
    • 2 или 4 постоянных магнита.
    • Картон, чтобы собрать корпус, похожий на корпус реактивного двигателя.
    • Наполнитель кузовов для авто, для создания экстерьера.
    • Жесткий провод, чтобы поддерживать все. Обычно я использую провода из дешевых вешалок. Они достаточно сильны и достаточно гибки, чтобы придать им нужную форму.
    • Клей. Для большинства деталей я предпочитаю горячий клей, но сейчас подойдёт практически любой клей.
    • Белая, серебряная и черная краска.
    Читать еще:  Двигатели миллионники в чем секрет

    Устройство и принцип работы агрегата

    По своей конструкции движок не очень сложный, он представлен камерой сгорания, где оборудованы форсунки и свечи зажигания, которые необходимы для подачи горючего и добычи искрового заряда. Компрессор оснащен на валу вместе с колесом, обладающим особыми лопатками.

    Помимо этого мотор состоит из таких составляющих как — редуктор, канал впуска, теплообменник, игла, диффузор и выпускной трубопровод.

    Во время вращения компрессорного вала, воздушный поток, поступающий через канал впуска, захватывается его лопастями. После увеличения скорости компрессора до пятисот м в секунду, он нагнетается в диффузор. Скорость у воздуха на выходе диффузора снижается, но давление увеличивается. Затем воздушный поток оказывается в теплообменнике, где происходит его нагрев за счет отработанных газов, а после этого воздух подается в камеру сгорания.

    Вместе с ним туда попадает горючее, которое распыляется через форсунок. После того как топливо перемешивается с воздухом, создается топливно-воздушная смесь, которая загорается благодаря искре получаемой от свечи зажигания. Давление в камере при этом начинает увеличиваться, а турбинное колесо приводится в действие за счет газов попадающих на лопатки колеса.

    В итоге осуществляется передача крутящего момента колеса на трансмиссию авто, а отходящие газы выбрасываются в атмосферу.

    Авиационный ГТД Климов ГТД-350 для вертолета Ми-2

    Впервые разработка ГТД-350 началась еще в 1959 году в ОКБ-117 под начальством конструктора С.П. Изотова. Изначально задача состояла в разработке малого двигателя для вертолета МИ-2.

    На этапе проектирования были применены экспериментальные установки, использован метод поузловой доводки. В процессе исследования созданы методики расчета малогабаритных лопаточных аппаратов, проводились конструктивные мероприятия по демпфированию высокооборотных роторов. Первые образцы рабочей модели двигателя появились в 1961 году. Воздушные испытания вертолета Ми-2 с ГТД-350 впервые были проведены 22 сентября 1961 года. По результатам испытаний, два вертолетных двигателя разнесли в стороны, переоснастив трансмиссию.

    Государственную сертификацию двигатель прошел в 1963 году. Серийное производство открылось в польском городе Жешув в 1964 году под руководством советских специалистов и продолжалось до 1990 года.

    Малый газотурбинный двигатель отечественного производства ГТД-350 имеет следующие ТТХ:

    — вес: 139 кг; — габариты: 1385 х 626 х 760 мм; — номинальная мощность на валу свободной турбины: 400 л.с.(295 кВт); — частота вращения свободной турбины: 24000; — диапазон рабочих температур -60…+60 ºC; — удельный расход топлива 0,5 кг/кВт час; — топливо — керосин; — мощность крейсерская: 265 л.с; — мощность взлётная: 400 л.с.

    В целях безопасности полетов на вертолет Ми-2 устанавливают 2 двигателя. Спаренная установка позволяет воздушному судну благополучно завершить полет в случае отказа одной из силовых установок.

    ГТД — 350 на данный момент морально устарел, в современной малой авиации нужны более можные, надежные и дешевые газотурбинные двигатели. На современный момент новый и перспективным отечественным двигателем является МД-120, корпорации «Салют». Масса двигателя — 35кг, тяга двигателя 120кгс.

    Общая схема

    Конструктивная схема ГТД-350 несколько необычна за счет расположения камеры сгорания не сразу за компрессором, как в стандартных образцах, а за турбиной. При этом турбина приложена к компрессору. Такая необычная компоновка узлов сокращает длину силовых валов двигателя, следовательно, снижает вес агрегата и позволяет достичь высоких оборотов ротора и экономичности.

    В процессе работы двигателя, воздух поступает через ВНА, проходит ступени осевого компрессора, центробежную ступень и достигает воздухосборной улитки. Оттуда, по двум трубам воздух подается в заднюю часть двигателя к камере сгорания, где меняет направление потока на противоположное и поступает на турбинные колеса. Основные узлы ГТД-350: компрессор, камера сгорания, турбина, газосборник и редуктор. Системы двигателя представлены: смазочной, регулировочной и противообледенительной.

    Агрегат расчленен на самостоятельные узлы, что позволяет производить отдельные запчасти и обеспечивать их быстрый ремонт. Двигатель постоянно дорабатывается и на сегодняшний день его модификацией и производством занимается ОАО «Климов». Первоначальный ресурс ГТД-350 составлял всего 200 часов, но в процессе модификации был постепенно доведен до 1000 часов. На картинке представлена общая смеха механической связи всех узлов и агрегатов.

    Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

    Рис. 2. Схема ТРДФ. 1 – турбокомпрессор; 2 – блок форсажной камеры; 3 – сопло; 4 – форсажная камера; 5 – стабилизаторы пламени.

    Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 2) широко применяется на скоростных боевых самолётах.

    Как и в ТРД, основу внутреннего контура ТРДФ составляет турбокомпрессор (газогенератор), включающий в себя компрессор, камеру сгорания и турбину. Между турбокомпрессором и соплом (обычно регулируемым, т. е. с изменяемой площадью потока) установлена форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее (керосин), подаваемое через форсунки форсажной камеры. Стабилизаторы пламени обеспечивают устойчивое горение обеднённой кислородом топливной смеси (часть кислорода воздуха использована при горении керосина в камере сгорания турбокомпрессора). За счёт сжигания дополнительного топлива происходит увеличение тяги (форсирование, форсаж – франц. forçage, от forcer – вынуждать, чрезмерно напрягать) на 50% и более, что связано, однако, с резким повышением расхода топлива. Поэтому режим форсажа используется кратковременно на взлёте для сокращения длины разбега и в воздушном бою для увеличения скороподъёмности и скорости полёта. Использование форсажных режимов на крейсерском полёте экономически невыгодно.

    Основными характеристиками двигателя любого типа являются: масса двигателя $m_<дв>$ и его габариты; стартовая тяга двигателя $P_<дв0>$; удельная масса двигателя $g_ <дв>= m_<дв>/P_<дв0>$ (кг/Н); удельный расход двигателя $C_р$, показывающий расход массы топлива на создание 1Н тяги в час, [кг/(Н×ч)]; высотно-скоростные характеристики $P = f(H, V)$ и $C_р = f(H,V)$; ресурс двигателя.

    Качественный характер высотно-скоростных характеристик ГТД включает тяговые и высотные характеристики, которые определяются главным образом степенью повышения давления в компрессоре, степенью двухконтурности и температурой газа перед турбиной.

    Потребная для определённых условий полёта тяга (мощность) обеспечивается выбором соответствующего режима работы силовой установки. Лётчик управляет режимом работы двигателя с помощью рычага управления двигателем (РУД), перемещение которого регулирует, т. е. увеличивает или уменьшает – дросселирует (от нем. drosseln – душить, сокращать), расход топлива.

    Большинство современных пассажирских самолётов оборудуются вспомогательной силовой установкой (ВСУ) – небольшим ГТД, вся мощность которого используется не для создания тяги, а для снабжения энергией бортовых систем самолёта. При стоянке на земле ВСУ обеспечивает работу электросистем, радиооборудования, системы кондиционирования самолёта, техническое обслуживание самолёта и его систем, запуск основных двигателей, что делает самолёт независимым от аэродромных источников энергии. ВСУ может применяться и как источник энергии в аварийных ситуациях в полёте.

    Разновидность ТРД – турбовентиляторный двигатель.

    Двигатель самолёта является основным источником шума в кабине и на местности. Для удовлетворения требований по уровню допустимого шума в конструкции самолёта используют материалы и устройства, изолирующие источник шума или поглощающие шум. Звукоизоляционные прокладочные материалы ограждают источник шума и ослабляют звук при его проникновении через ограждение (см. в статье ).

    Минусы турбомоторов

    Какие бы хвалебные слова вы не услышали о моторах с турбинами, они имеют свои недочеты. Недочеты турбомоторов не просто малозначительные мелочи и недоделки, доставшиеся после их выпуска с конвейера, а объективные составляющие. К примеру, одним из них является большое потребление горючего.

    Но, хотя недочет этот и значительный, всё же он имеет и позитивные моменты. Например, чем больше данный мотор «скушает» горючки, тем он будет мощнее. К примеру, турбодвигатель в 1400 кубиков может развить параметры с показателями (поразительно!) в 1,7 раз больше, чем аналогичный по объему атмосферник.

    Особая специфика турбомотора предполагает тщательное наблюдение за качественными показателями масла. Недостатком тут считается необходимость обслуживания масла как в самом моторе, так и в турбине. И суть этого минуса даже не в расходе масла, который не так существенен, а в непрерывном наблюдении за качеством смазки и минимальные периоды между сменой масла.

    Очередным минусом будет повышенная чувствительность к качеству заправляемого горючего. Как бензин, так и дизельное топливо (а оно ещё больше) применимы только высочайшего качества. Если по незнанию “подпитать” атмсферный мотор бензином с октановым числом хуже 95, то трагедии не будет. Это и не советуют практиковать часто, но двигатель стерпит и простит.

    А вот с турбомотором не всё так хорошо. Такие бездумные действия мгновенно создадут проблему, которая выразится в значительных и больших затратах на восстановление системы. Именно немалостоящее восстановление обуславливает следующий недочет турбомоторов. В России стоимость восстановления достигает 75000 рублей, а это, бесспорно, значительная сумма.

    Но, не смотря ни на что, работа турбомотора на порядок лучше работы обычного, потому что показатели эффективности и мощности намного выше. Владельцев машин с таким двигателем можно только поздравить. Следите за двигателем своего автомобиля, и он отблагодарит Вас высокой эффективностью и стабильным режимом работы в любых условиях.

    голоса
    Рейтинг статьи
  • Ссылка на основную публикацию
    ВсеИнструменты
    Adblock
    detector