IMPERATOR: ROME (STEAM) В НАЛИЧИИ + ПОДАРОК

Примером использования этой схемы является двигатель ТА-8. Является вспомогательной силовой установкой(ВСУ), устанавливался на самолёте Ту-134A(Б).
Как видим из первой схемы, осевой компрессор имеет несколько ступеней сжатия. Пройдя последовательно все ступени сжатия, воздух нагревается вплоть до 500 градусов и поступает в камеру сгорания, где посредством сгорающего топлива, газовоздушная смесь нагревается и попадает на выход камеры сгорания(КС), откуда попадает на рабочие лопатки турбины. В турбине газ начинает расширяться, а как мы знаем из физики школьного курса, расширяясь, газ совершает работу и при этом охлаждается. Турбина в турбореактивном двигателе(ТРД), являющимся частным случаем ГТД, нужна лишь для того, чтобы вращать компрессор, и приводы различных агрегатов, обеспечивающих бесперебойную работу двигателя(топливные и масляные насосы, различные датчики оборотов, электрические генераторы). На приводы всех этих агрегатов тратится порядка 10-15% энергии сжатого и разогретого в двигателе газа, остальные 85-90% тратятся на основную работу двигателя на создание реактивной тяги.
Пройдя турбину, разогретый газ попадает в сопло двигателя, где происходит его дальнейшее расширение, вплоть до атмосферного давления. Расширяясь в сопле, газовоздушная смесь набирает скорость, образуя, тем самым, реактивную тягу. Сопло на своём протяжении имеет переменное поперечное сечение, сужающееся к концу газовоздушного тракта. Так как мгновенный расход газа является величиной постоянной, т.е. расход газа на входе в сопло равен расходу на выходе, а выходное сечение сопла меньше входного, то расширяясь в сопле газ набирает дополнительную скорость. Диаметр выходного сечения сопла выбирается таким образом, чтобы скорость выходящих газов была максимально приближена к скорости звука, но при этом учитывается и температура газов за турбиной, которая не должна превышать критических значений. Такие сопла называют дозвуковыми.
Мы с Вами разобрали самую простую схему газотурбинного двигателя, такой двигатель называется турбореактивным(ТРД). Такой двигатель имеет узкий диапазон рабочих частот вращения, как правило 100%. Такие двигатели применяются на самолётах в качестве вспомогательных силовых установок(ВСУ) для питания самолётных систем электричеством на земле и в полёте до высот 3000 метров, а также для наземного запуска основных двигателей. Применять такие двигатели в качестве маршевых не имеет смысла. Почему? Да очень просто, 100% мощность нужна самолёту только для взлёта. На всех остальных режимах полёта, необходима гораздо меньшая мощность. А этот двигатель имеет только один режим. Так какие же двигатели ставят на самолёты в качестве основных(маршевых)? Для начала рассмотрим работу осевого компрессора.
   Осевой компрессор, по своей природе, является очень капризным агрегатом, это капризность заложена в его конструкции. Что бы это понять, необходимо разобраться в его принципе действия. Это не очень сложно, как и во всех своих трудах я придерживаюсь принципа, максимально просто и доходчиво писать о сложном, так как это рассчитано не на профессионалов, а на широкий круг читателей.

Как осевой компрессор сжимает воздух?

        В основе работы осевого компрессора(О.К.) лежит всё тот же принцип Бернулли, "чем больше скорость потока, тем меньше давление внутри этого потока", и наоборот, чем меньше скорость потока, тем больше давление внутри этого потока.
Как видно из рисунка1, лопатки (Р.К.) и (Н.А.) расположены таким образом и имеют такую конфигурацию, что межлопаточное пространство является расширяющимся каналом по ходу движения воздуха, т.е. на выходе из (Р.К.) и (Н.А.) воздух теряет скорость и тем самым сжимается. Степень сжатия за каждой ступенью относительно не велика, порядка 1,1-1,2кг/см2. Но суммарная степень сжатия за последней ступенью компрессора является уже величиной значительной, порядка 10-20кг/см2.
В (О.К.) воздух последовательно сжимается несколькими ступенями сжатия. Количество их определяется параметрами проектируемого двигателя, и может колебаться от трёх и выше, вплоть до 15-18.
Каждая ступень состоит из рабочего колеса(Р.К.) и направляющего аппарата(Н.А.).

рис.1

Лопатки (Н.А.) предназначены для расчётного направления потока воздуха на лопатки (Р.К.) таким образом, чтобы на этих лопатках не возникал срыв потока воздуха, т.е., чтобы обтекание было ламинарным(см.рис2.лопатка3) гдеU- скорость потока воздуха, определяемая расходом, W-линейная скорость сечения пера лопатки, V-результирующая скорость потока воздуха, попадающего на лопатку рабочего колеса. Угол атаки потока воздуха имеет небольшой диапазон, внутри которого лопатка обтекается ламинарным потоком. Величина этого угла атаки зависит от многих факторов: от частоты вращения ротора компрессора, от расхода воздуха, проходящего через компрессор и определяющего осевую скорость воздушного потока, от давления воздуха и его температуры. При большом расходе воздуха, и низкой частоте вращения, угол атаки настолько мал, что на корытце рабочей лопатки возникает срыв потока воздуха(см. рис2, лопатка4). Турбулентный поток не пропускает весь расход воздуха через ступень, в результате чего компрессор "запирается"(см. рис2. лопатку4).

рис.2

При небольшом расходе воздуха и значительной частоте вращения, результирующая скорость воздуха попадает на перо лопатки под большим углом атаки. В результате организуется срыв потока на спинке пера лопатки. Компрессор тоже "запирается". В результате такого "запирания", возникает явление, которое получило название помпаж. Компрессор не может пропустить через последние ступени расход воздуха, который он пропустил через первые ступени, а поступление его продолжается. Так как осевой компрессор является фактически трубой, без каких-либо перегородок, то при нерасчётных режимах работы компрессора, сжатый воздух начинает движение из зоны повышенного давления в зону пониженного, т.е. обратно на вход. Происходит хлопок.
Дальше происходит следующее, т.к. в результате хлопка компрессор "освободился" от нерасчётного давления, а вращение компрессора продолжается, то он накачивает очередную порцию воздуха, которую также не может через себя пропустить, происходит повторный хлопок. Частота хлопков различна (от1 до5гц. и выше). При этом, внутри самолёта ощущаются удары кувалды по фюзеляжу. И если срочно не принять мер(изменить режим работы двигателя), то он может и развалиться.
Далее я расскажу о конструктивных мероприятиях, позволяющих избегать помпажа и при этом существенно увеличить рабочий диапазон частот вращения двигателя, необходимый для эксплуатации самолёта.

Итак для того чтобы расход воздуха на выходе из двигателя соответствовал расходу на входе, на средних ступенях компрессора, по окружности, устанавливают перепускные клапаны. Обычно такую схему применяют на турбовинтовых двигателях. (см рис3)

рис.3

Т.к. рабочий диапазон вращения ротора таких двигателей не велик, порядка 90-100%, то нет необходимости усложнять двигатель. 90% это как правило режим земного малого газа. В полёте частота вращения ротора постоянно 100%. Это делается из-за условия приёмистости двигателя. Т.к. винт очень массивен, и быстро раскрутить его до нужного режима не представляется возможным, то обороты двигателя сделали постоянными 100%, а режим работа задаётся рычагом УПРТ(управление положением рычага топлива). При даче газа подача топлива увеличивается при постоянных оборотах, а лопасти винта переставляются на больший угол атаки(винт догружается) за минимальное время. Для повышения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей и увеличения рабочего диапазона частот вращения, одних клапанов перепуска мало, применяют также поворотные лопатки В.Н.А.(входного направляющего аппарата), а также многовальную схему. Разберём вначале поворотные лопатки В.Н.А.

        От начала запуска и до определённых оборотов, поворотные лопатки Н.А. устанавливаются на отрицательный угол (-10гр на Д-30-3с, -30гр на Д-30-КУ), тем самым обеспечивая пониженный расход воздуха на передних ступенях компрессора и расчётный расход на последних ступенях.
По мере увеличения частоты вращения, поворотные лопатки поворачиваются на 0гр, обеспечивая приращение расхода воздуха на входе в двигатель, приближая его к максимальному расчётному расходу. С точки зрения экономичности, поворотные лопатки выгоднее, чем клапаны перепуска, т.к. при использовании клапанов перепуска, в атмосферу сбрасывается сжатый воздух, на сжатие которого была затрачена энергия. Но с конструктивной точки зрения, клапаны перепуска установить проще. Скажу ещё, что ступеней сжатия с поворотными лопатками может быть несколько, вплоть до четырёх, это зависит от того, какие параметры проектировщики хотят добиться от компрессора.(см.рис4)

рис.4

        Третьим конструктивным противопомпажным мероприятием является многовальная схема двигателя. Чтобы пропустить больший расход воздуха через последние ступени сжатия, они должны вращаться с большей скоростью. Передние ступени компрессора насаживаются на ротор низкого давления (НД) со своей турбиной, а задние ступени устанавливаются на ротор высокого давления(ВД), тоже со своей турбиной. Причём если компрессор НД установлен перед компрессором ВД, то турбина НД установлена после турбины ВД (см. рис.5).
Между собой роторы НД и ВД не имеют ни какой механической связи, между ними существует только газодинамическая связь.

рис.5

Такие двигатели обычно ставят на газоперекачивающих станциях.
На современных двигателях зачастую применяется различные комбинации всех этих мероприятий, всё зависит от того какие параметры закладываются в двигатель.
Т.о. идеальным двигателем, с точки зрения газодинамической устойчивости компрессора, будет двигатель, у которого столько же валов, сколько ступеней сжатия в компрессоре. Каждый вал будет вращаться с той частотой, которая ему необходима, чтобы пропустить расчётный расход воздуха для каждого режима работы двигателя.
   Настало время узнать, какие всё-таки двигатели устанавливают на современные самолёты.

Как уже говорилось выше, газотурбинный двигатель очень прожорлив. Чтобы снизить расход топлива, на двигатели стали устанавливать второй контур. Т.е. на входе в двигатель установили компрессор большего диаметра, способного пропускать через себя большие расходы воздуха. Пройдя этот компрессор, воздух стал разделяться на два потока: внешний(наружный) и внутренний(см.рис6)

Примером использования схемы с небольшой степенью двухконтурности является двигатель Д-30КУ. Устанавливается на самолёт Ту-154М и Ил-62М, модификация Д-30КП устанавливается на Ил-76.
Из наружного контура, получив небольшую степень сжатия, воздух выбрасывается в атмосферу, а во внутреннем контуре воздух проходит весь цикл теплового двигателя: сжатие нагрев от сгораемого топлива и расширение в реактивном сопле, создавая при этом реактивную тягу.
Отношение массового расхода воздуха, проходящего через внешний контур, к расходу проходящего через внутренний, называется степенью двухконтурности. Чем больше величина этого параметра, тем больший КПД двигателя удаётся получить. Большая степень двухконтурности обеспечивает меньшую скорость реактивной струи, истекающей из сопла. Это уменьшает удельный расход топлива, но также уменьшает максимальную скорость и увеличивает вес двигателя. Меньшая степень двухконтурности обеспечивает большую скорость реактивной струи, которая необходима для достижения высоких, обычно сверхзвуковых скоростей. Она увеличивает удельный расход топлива. Двигатели со степенью двухконтурности равной 2м и выше называют турбовентиляторными(ТРВД).
Все двухконтурные двигатели, в свою очередь, подразделяются на двигатели без камеры смешения и на двигатели с камерой смешения. Примером использования схемы без смешения потоков является двигатель Pure Power 1000G. Устанавливается на самолёт Боинг-747. У двигателей без смешения потоков(см.рис7), оба

потока воздуха не взаимодействуют друг с другом, у каждого потока своё сопло, потоки имеют разные скорости, у потока внешнего контура меньшая скорость, а у внутреннего большая. За счёт большего массового расхода воздуха, 70% тяги двигателя создаётся внешним контуром и лишь 30% внутренним, хотя скорость потока в нём и больше. Двигатели с камерой смешения(см.рис8) имеют одно сопло. Примером использования схемы со смешением потоков может служить двигатель ПС-90. Устанавливается на самолёты Ту-214, Ил-96.

Воздух поступающий из внешнего контура эжектируется потоком газа внутреннего контура, приобретая на срезе сопла двигателя дополнительную скорость. Тяга таких двигателей выше, чем у двигателей без камеры смешения, но у них больше вес. Компромисс находится для каждого двигателя индивидуально, ещё одна золотая середина, коих при проектировании самолёта, великое множество.
   Из всего выше описанного следует, что на пассажирские самолёты устанавливаются двигатели с большой степенью двухконтурности, турбовентиляторные, экономичность таких двигателей является основным критерием для их установки, конечно не в ущерб надёжности.
На военные самолёты устанавливаются двигатели с малой степенью двухконтурности. Главным критерием их установки являются выдаваемые ими рабочие, лётные параметры. Экономичность здесь не является приоритетом.

    На современные вертолёты, как и на самолёты, устанавливаются газотурбинные двигатели, но они несколько отличаются от самолётных.Связано это с тем, что на вертолёте установлен неcущий винт большого диаметра, частота его вращения порядка 100-150об/мин несоизмерима с частотой вращения ротора двигателя, равной ~ 30000об/мин. Чтобы редуцировать такие обороты, редуктор несущего винта должен быть больших размеров и, как следствие, большого веса.
Решение найдено в установке на двигателе свободной турбины, которая жёстко связана с входным валом редуктора НВ, и имеет газодинамическую связь с ротором самого двигателя. Устанавливается свободная турбина сразу после турбины компрессора и вращается независимо от неё(см.Рис9). Пример использования турбовальной схемы является двигатель ТВ-2-117, устанавливается на вертолёт Ми-8.

Газовоздушная смесь, отдав часть своей энергии на турбину компрессора, полностью срабатывает свою энергию на лопатках свободной турбины, а оставшийся выхлоп выводится в расширяющееся сопло, направленное вбок от оси двигателя. Обороты свободной турбины значительно меньше оборотов ротора двигателя, а отсюда и входной вал редуктора НВ вращается с оборотами соизмеримыми с оборотами выходного вала, т.е. НВ.
На вертолёты устанавливают, как правило два двигателя, т.о. у главного редуктора НВ соответственно два входных вала, передающих вращение на одну главную шестерню. Работа обоих двигателей, при этом, должна быть строго синхронизирована. Для этого на вертолёте устанавливается специальная топливная аппаратура, которая регулирует синхронность оборотов обоих двигателей.
   Этим я заканчиваю раздел "Как работают авиационные двигатели", и хочу сказать, всё, что здесь описано, присуще всем газотурбинным двигателям, несмотря на то, что конструктивно их многообразие очень велико.
Существуют турбовинтовые двигатели(ТВД), привод на винт, у которых, осуществляется, как через планетарный редуктор, установленный перед входом в двигатель(cм.рис11), (примером является двигатель АИ-20, установленный на самолётах Ан-12, Ил-18, Ан-32)

, так и через свободную турбину, установленную сзади двигателя и передающую вращение винту через вал, проложенный внутри вала ротора компрессора.
Существуют ТВД, установленные задом на перёд, когда вращение винта осуществляется также через свободную турбину, но при этом нет необходимости прокладывать тяжёлый вал внутри ротора двигателя. К таким двигателям относится М-601, установленный не Л-410.(см.Рис ниже)

В военной авиации используются двигатели с форсажной камерой, позволяющей резко повысить тягу двигателя на некоторое время. Примером является двигатель АЛ-31Ф, установленный на самолёт Су-27 всех модификаций.

Смысл форсажной камеры в том, что в газовоздушной смеси реактивной струи, находится ещё достаточно воздуха в котором может гореть топливо. При этом поднимается температура выходящих газов, растёт энергия струи. В сужающемся сопле происходит её расширение и увеличение скорости, а отсюда и тяги. Общий расход топлива, при этом, гигантский, но это уже не в счёт. Сопла на таких двигателях делают регулируемыми, как по диаметру среза сопла, так и по углу отклонения вектора тяги. Такие двигатели существенно улучшают летные характеристики истребителей.
   Надеюсь, что информация описанная в этом разделе, удовлетворит Ваше любопытство на ознакомление с авиационными ГТД.

     Сразу хочу отметить, что запуск газотурбинного двигателя, это довольно энергоёмкий процесс, тем самым я предваряю, возникающие по этому поводу вопрос, почему нельзя запускать сразу все двигатели на самолёте.
Любые ГТД по своей природе- это керосинки зажгли один раз фитиль, и горит до тех пор, пока не кончится керосин. Зажигание происходит всего один раз при запуске, в отличии от поршневых двигателей у которых каждую порцию топлива нужно поджигать заново. Запуск ГТД, в зависимости от типа двигателей, может быть или электрическим, при помощи стартер-генератора, или воздушным, с помощью воздушного стартера. И в первом и во втором случаях, запуск может осуществляться, как от наземного источника электричества или сжатого воздуха, так и от вспомогательной силовой установки(ВСУ), которая на современных самолётах устанавливается в обязательном порядке. Сама ВСУ запускается только при помощи электрического стартер-генератора от наземного источника электропитания или от бортовых аккумуляторов.
    Для начала разберём этапы запуска газотурбинного двигателя.
1. Этап. Раскрутка ротора двигателя стартером до определённой частоты вращения, при которой в камере сгорания может сформироваться устойчивый факел горения топлива.
2. Этап. На втором этапе в камеру сгорания подаётся отдозированное топливо и на свечи зажигания подаётся электрическое напряжение, всего один раз, но зато свечи горят в течении нескольких десятков секунд. Происходит воспламенение топлива, и дальнейшая раскрутка производится уже совместно стартером и турбиной ротора двигателя.
3. Этап. На определённой частоте вращения ротора двигателя происходит отключение стартера и дальнейшая раскрутка, до оборотов малого газа, производится только турбиной ротора.
Надо отметить, что во время запуска в двигателе происходит ещё много различных процедур: происходит перекладка лопаток входного направляющего аппарата на отрицательный угол уменьшая расхода воздуха, закрытие клапанов перепуска воздуха, увеличивая расход на оборотах близких к расчётным. Как видим, процесс запуска ГТД является довольно сложной процедурой. Управление процессом запуска полностью автоматизировано. Управление перекладкой лопаток ВНА, отключение стартера осуществляется топливной системой посредством центробежных или стробоскопических датчиков. Закрытие клапанов перепуска осуществляется воздухом отбираемым от последней ступени КВД по команде датчиков сравнения давления воздуха на входе в двигатель и за последней ступенью компрессора. Подача топлива при запуске осуществляется топливной автоматикой, чем больше степень повышения давления воздуха за компрессором, тем больше топлива подаётся в камеру сгорания. Лётчик, запускающий двигатель, в процессе запуска контролирует лишь рост оборотов, рост температуры выходящих газов, момент отключения стартера, а также рост давления масла и топлива.
Управление процессом запуска любого ГТД осуществляется при помощи автоматической панели двигателя АПД. Самой панелью управляет пилот, запускающий двигатель. На панели расположен переключатель "выбора запускаемого двигателя", переключатель выбор режима запуска, кнопка "запуск", кнопка "стоп", лампа контроля работы панели.
Кнопкой "выбор запускаемого двигателя" выбирается двигатель, который будет запускаться в настоящий момент.
Кнопкой "выбор режима запуска" выбирается режим запуска, коих на ГТД существует три:
1. Режим "Холодная прокрутка". ХП выполняется после длительной стоянки самолёта, для привода в рабочее состояние всех систем двигателя, топливной, масляной и т.д. При холодной прокрутке на свечи зажигания не подаётся напряжение, в камеру сгорания не подаётся топливо. Двигатель вращается только стартером до частоты вращения ~ 20%. АПД работает ~ 30сек.
2. Режим "ложный запуск". Выполняется для консервации и расконсервации двигателя, когда нужно или заполнить консервационным маслом топливную систему двигателя, перед его снятием с самолёта, или удалить из топливной системы консервационное масло и заполнить её топливом после установки двигателя на самолёт. В режиме "Ложный запуск" напряжение на свечи зажигания не подаётся. АПД работает ~ 60сек.
3. Режим "Запуск". Производится горячий запуск двигателя. Подаётся пусковое топливо, подаётся напряжение на свечи зажигания.
Для каждого режима запуска механизм АПД отрабатывает определённую программу, открывает-закрывает подачу пускового топлива, подаёт или снимает напряжение с свечей зажигания, дублирует отключение стартера через определённое время, если это не сделала топливная автоматика по какой либо причине.
Конструктивно панель АПД представляет собой цилиндрический вращающийся барабан с кулачками, которые при вращении нажимают на управляющие концевики и через некоторое время, определённое длиной кулачка, размыкают концевик.
Ну вот наверное и всё про запуск.

А сейчас вы сможете посмотреть небольшой фильм о газодинамических процессах, происходящих внутри двигателя. Приятного просмотра.

Если у Вас возникнут какие-либо вопросы, добро пожаловать на форум, или в форму обратной связи

Комментарии

[отмена]

* Обязательные поля

Имя: *

Email: * (Не публикуется)

Сайт:

Город:

Страна: Выбрать страну США Англия Ирландия Канада Австралия Афганистан Албания Алжир Андорра Ангола Антигуа Аргентина Армении Аруба Австрия Азербайджан Багамские острова Бахрейн Бангладеш Барбадос Барбуда Беларусь Бельгия Белиз Бенин Бермудские острова Бутан Боливия Босния Ботсвана Бразилия Бруней Болгария Буркина Фасо Бирма Бурунди Камбоджа Камерун Каймановы Острова Центрально-Африканская Респ. Чад Чили Китай Колумбия Конго Коста-Рика Хорватия Куба Кипр Чешская Республика Дания Джибути Доминиканская Республика Конго Эквадор Египет Сальвадор Экваториальная Гвинея Эритрея Эстония Эфиопия Фолкленды Фарерские Острова Фиджи Финляндия Франция Габон Гамбия Грузия Германия Гана Греция Гренландия Гренада Гваделупа Гватемала Гернси Гвинея Гвинея-Биссау Гайана Гаити Голландия Гондурас Гонконг Венгрия Исландия Индия Индонезия Иран Ирак Остров Мэн Израиль Италия Берег Слоновой Кости Ямайка Япония Джерси Иордания Казахстан Кения Кувейт Кыргызстан Лаос Латвия Ливан Лесото Либерия Ливия Лихтенштейн Литва Люксембург Македония Мадагаскар Малави Малайзия Малайзия Мали Мальта Мавритания Маврикий Мексика Молдова Монако Монголия Черногория Марокко Мозамбик Намибия Непал Новая Зеландия Никарагуа Нигер Нигерия Северная Корея Норвегия Оман Пакистан Палестина Панама Папуа-Новая Гвинея Парагвай Перу Филиппины Польша Португалия Пуэрто-Рико Катар Румыния Россия Руанда Самоа Сан-Марино Саудовская Аравия Сенегал Сербия Сейшельские острова Сьерра-Леоне Сингапур Словакия Словения Сомали Южная Африка Южная Корея Испания Шри-Ланка Судан Суринам Свазиленд Швеция Швейцария Сирия Тайвань Таджикистан Танзания Таиланд Эмираты Того Тринидад и Тобаго Тунис Турция Туркменистан Уганда Украина Уругвай Узбекистан Ватикан Венесуэла Вьетнам Западная Сахара Йемен Замбия Зимбабве

Оценка: Выбрать оценку 1 - Отвратительно 2 - Плохо 3 - Удовлетворительно 4 - Хорошо 5 - Превосходно

 

 

Отзыв: *

 

1000

Вопрос: * Какое число больше 14 или 27?

 

(введите ответ)

Защитный код: *

 

Введите код:

 

Уведомлять о новых коментариях по почте.

 

Запомнить информацию введенную в поля формы.

 

Я прочитал(а) и понял(а) соглашение о политике конфиденциальности. *

 

Я прочитал(а) и согласен(а) с  привилами и условиями. *