Дроссельной характеристикой двигателя называется зависимость тяги, удельного расхода топлива и температуры газов перед турбиной от частоты вращения ротора турбины.
На режиме малого газа 55% (25-40° РУД) двигатель работает устойчиво, обеспечивая минимальную тягу 6 кн, при этом режиме вся энергия газов расходуется на вращение двигателя. Тяга двигателя при этом небольшая из-за малой частоты вращения, а следовательно, небольшого расхода воздуха и степени сжатия компрессора, а также малых скоростей истечения газа из реактивного сопла (рис.4). Часовой расход топлива невелик, но удельный (из-за малой тяги) довольно значительный и достигает 0,1
При увеличении режима работы двигателей увеличивается количество подаваемого топлива, мощность и частота вращения ротора турбины, что привело к увеличению степени сжатия компрессора, росту расхода воздуха и скорости истечения газов из реактивного сопла.
Удельный расход топлива в процессе увеличения РУР будет уменьшаться, так как двигатель рассчитан на крейсерский режим работы (n = 80 – 90% ВД), где КПД его будет максимальным. При выходе двигателя на взлетный режим часовой расход топлива, температура газов и частота вращения ротора турбины становятся максимальными. Это дает максимальные значения степени сжатия компрессора, расхода воздуха, скорости истечения газа из реактивного сопла и тяги, которая при n = 94,5% (115° РУД) равна 130 кН.
Рис. 4. Дроссельная характеристика двигателя
Рис. 5. Скоростная характеристика двигателя
При закрытии клапанов перепуска из-за увеличения расхода воздуха через турбину реактивная тяга увеличивается, а удельный расход топлива уменьшается (см. рис.4).
При включении реверса тяги возникает обратная тяга, достигающая 40 кН. При включении реверса на большой скорости обратная тяга будет больше, чем на малых скоростях.
2.3. Скоростная характеристика двигателя
Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода от скорости полета самолета.
При увеличении скорости полета происходит рост секундного расхода воздуха через двигатель по причине увеличения суммарной степени сжатия. Суммарная степень сжатия увеличивается, т.к. динамическая степень сжатия увеличивается более значительно, чем уменьшается степень сжатия компрессора. Удельная тяга , несмотря на рост скорости истечения газов из реактивного сопла из-за более сильного увеличения скорости полета V, уменьшается. Процесс уменьшения удельной тяги идет более быстро, чем рост расхода воздуха, и поэтому тяга двигателя по скорости уменьшается, доходя до нуля, когда скорость полета будет равна скорости истечения газа W (рис.5). Удельный расход топлива при этом непрерывно увеличивается, особенно на больших скоростях, ввиду увеличения подачи топлива в связи с ростом расхода воздуха и уменьшением тяги двигателя.
Дата добавления: 2015-04-05 ; просмотров: 5550 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ
Дроссельными характеристиками называют зависимости тяги и удельного расхода топлива ГТД от частоты вращения одного из роторов (или расхода топлива) при заданных условиях полета и принятой программе управления.
Дросселирование двигателя в целях снижения его тяги осуществляется снижением подачи топлива в камеру сгорания за счет уменьшения угла установки РУД. Основным управляющим фактором при этом является расход топлива Gт.
Объясним качественный характер протекания дроссельных характеристик на примере ТРД при условии, что дросселирование осуществляется при Fкр = const.
Рис. 4.8. Дроссельные характеристики ТРД
На рис. 4.8 показано два способа изображения стендовых дроссельных характеристик ТРД: в виде зависимостей удельного расхода топлива от тяги (рис. 4.8 а) и в виде зависимостей Р и Суд от (рис. 4.8 б). Основные режимы работы двигателя отмечены условными обозначениями. Характеристики построены в относительных координатах, где за исходный принят максимальный режим.
Протекание дроссельных характеристик двигателя определяется параметрами его рабочего процесса. Характер изменения наиболее важных из них представлен на рис. 4.9. Здесь показано изменение от степени повышения давления и КПД компрессора, а также, и . Объясним с их помощью протекание дроссельных характеристик.
Тяга при дросселировании двигателя, как видно из рис. 4.8, интенсивно снижается, что обусловлено уменьшением как удельной тяги, так и расхода воздуха. Уменьшение Gв вызвано со снижением и q(lв) из-за перемещения рабочей точки по рабочей линии на характеристике компрессора вниз. Снижение Руд обусловлено одновременным уменьшением параметров рабочего процесса p и D (в основном, температуры газа перед турбиной ), как это показано на рис. 4.9.
Одновременное снижение параметров p и D при дросселировании двигателя приводит к уменьшению работы цикла и удельной тяги. Следует особо отметить, что температура при снижается при уменьшении чрезвычайно интенсивно в соответствии со снижением работы, потребной для вращения компрессора. Происходит значительное уменьшение скорости истечения сс и удельной тяги Руд = , что наряду с уменьшением Gв приводит к очень интенсивному снижению тяги двигателя.
а) б)
в)
Рис. 4.9. Зависимость основных параметров ТРД от
На пониженных частотах вращения при приближении к режиму МГ в стендовых условиях возможно уменьшение интенсивности снижения и даже увеличение температуры с уменьшением . Это обусловлено снижением при переходе реактивного сопла на докритические режимы истечения.
Удельный расход топливавначале незначительно уменьшается, вблизи режима «кр» достигает минимального значения, а затем увеличивается вплоть до режима МГ (рис. 4.8). На удельный расход топлива оказывают влияние два противоположно действующих фактора: снижение внутреннего КПД и увеличение тягового КПД. Внутренний КПД снижается по причине одновременного уменьшения параметров рабочего процесса p и D. Поэтому глубокое дросселирование ГТД любого типа всегда связано со значительным уменьшением внутреннего КПД hвн и полного КПД hп = hвнhтяг и увеличением удельного расхода топлива Суд = . Снижение удельного расхода топлива на начальном участке дроссельной характеристики (от максимального до крейсерского режимов, рис. 4.8) объясняется интенсивным увеличением тягового КПД, вызванным быстрым снижением скорости истечения при дросселировании (из-за падения и ) и уменьшением, вследствие этого, потерь с выходной скоростью
(рис. 4.9 в). Современные ГТД, как отмечалось ранее, имеют на максимальном режиме температуру больше , а поэтому снижение при дросселировании двигателя вблизи максимального режима приводит к приближению температуры к ее экономическому значению, что и вызывает некоторое уменьшение Суд (за счет повышения тягового КПД).
Характеристики двухконтурных ТРД (ТРДД)
В ТРДД, используемых на дозвуковых транспортных и гражданских самолетах, характерно применение сравнительно высоких степеней двухконтурности. Это обусловлено требованием получения хорошей экономичности и соответственно низких удельных расходов топлива. У этих ТРДД, по мере их развития, степени двухконтурности m = GвII/GвI и параметры рабочего процесса и увеличивались (как показано на рис. 4.10) и в настоящее время они достигают: m0 ≈ 4,5…5,5; ≈ 1500…1600 К; ≈ 25…35.
Рис. 4.10. Изменение параметров рабочего процесса и удельных параметров ТРДД в ходе их развития: I, II, III – поколения
Повышение степени двухконтурности m приводит к возрастанию тягового КПД двигателя за счет снижения потерь с выходной скоростью. Вследствие увеличения параметров рабочего процесса, при условии сохранения высоких КПД элементов, достигается увеличение внутреннего КПД двигателя. В итоге повышается полный КПД двигателя hп=hвнhтяг и снижается удельный расход топлива Суд.
Но увеличение степени двухконтурности неизбежно приводит к уменьшению удельной тяги двигателя, а вследствие этого увеличивается расход воздуха, требуемый для получения заданной тяги. Это вызывает увеличение габаритных размеров и в первую очередь миделя таких ТРДД.
Рис. 4.11. Влияние режима работы
двигателя (а) и условий полета (б)
на степень двухконтурности ТРДД
Степень двухконтурности m у ТРДД являетсяфункцией от приведенной частоты вращения компрессора nк.при при этом весьма существенно изменяется при изменении скорости, высоты полета и частоты вращения ротора двигателя. Качественный характер изменения m от представлен на рис. 4.11 а. С уменьшением величина m возрастает, а это, как видно из рис. 4.11 б, приводит к повышению m с увеличением скорости (числа MН) полета и к ее снижению с увеличением высоты полета Н до 11 км.
Весьма значительная зависимость степени двухконтурности от режима работы двигателя, скорости и высоты полета наряду с низкими абсолютными значениями удельных тяг являются теми отличительными особенностями, которые влияют на протекание высотно-скоростных и дроссельных характеристик ТРДД по сравнению с соответствующими характеристиками ТРД.
Ниже дается объяснение характеру протекания характеристик двухконтурных двигателей двух основных типов: ТРДД (без смешения и со смешением потоков контуров), а также производится сравнение их характеристик с характеристиками ГТД прямой реакции других типов.
Дроссельный кран служит для управления двигателем путем изменения количества топлива, поступающего через форсунки в камеры сгорания. Основными •его частями (рис. 112) являются корпус, узел дозирующей иглы, узел клапана минимального давления и узел клапана малого газа.
Узел дозирующей иглы состоит из стальной втулки 16, иглы 1, валика управления 14 с рычагом управления. При постоянном давлении топлива перед дроссельным краном, которое поддерживается баростатическим регулятором, расход топлива определяется величиной проходного сечения дроссельного крана. Изменение проходного сечения крана производится перемещением дозирующей иглы 1 с помощью рычага управления двигателем, соединенного тягами с зубчатым колесом дозирующей иглы.
При работе двигателя на режиме малого газа игла дроссельного крана находится в закрытом положении •и топливо подается в двигатель через клапан малого газа, состоящий из гнезда 6 клапана, пружины 5 и регулировочного винта 4. Регулировочный винт 4 служит для регулирования частоты вращения ротора двигателя на режиме малого газа. При вращении винта по ча-
С подъемом на высоту расход топлива в двигатель уменьшается пропорционально падению давления воздуха, а следовательно, и давление топлива перед форсунками уменьшается. При этом в случае уменьшения давления ниже 15 кгс/см2 качество распыла топлива ухудшается настолько, что из-за плохого его распыла может произойти срыв пламени в камерах сгорания с последующим самовыключением двигателя.
Для обеспечения устойчивой работы камер сгорания в конструкции дроссельного крана предусмотрен клапан минимального давления, поддерживающий на больших высотах давление топлива перед форсунками не ниже 13…14 кгс/см2.
В конструкцию клапана минимального давления 7 входят коническая головка, поршень 8, пружины и регулировочный винт 9.
Когда давление топлива перед форсунками велико, то это давление, действуя на поршень 8, сжимая пружину, перемещает поршень вниз. Клапан 7 при этом прижимается к седлу. Если давление топлива перед форсунками снижается менее 13 кгс/см2, усилие на поршень уменьшается и он под действием пружины перемещается вверх, давит на толкатель и открывает клапан 7. Топливо начинает поступать к форсункам не только по каналу малого газа, но и через открытый клапан минимального давления. Величина минимального давления топлива регулируется винтом 9.
Как устроена силовая установка пассажирского самолета
Всем привет. Недавно я читал ликбез очередному студенту на тему общего устройства оборудования самолёта. Вводный рассказ, хоть и отработанный до автоматизма, отнял пару часов времени и выявил необходимость ещё в двух-трёх вводных. Но лень — двигатель прогресса и я наконец дозрел до оформления всех этих «лекций» в печатном виде. А там, где есть внутренняя методичка, недалеко и до публикации на Хабре: вдруг, кому ещё интересно почитать будет.
Перед началом изложения хочу оговориться, что моя основная специализация — бортовое оборудование, так что из моего описания может вполне получиться «идеальный самолёт для технолога». Тех, кого этот подход не пугает, а также всех тех, кому интересно зачем в кабине экипажа нужны все эти кнопки и ручки — прошу оценить первую публикацию «Силовая установка».
Кликабельная картинка, чтобы рассмотреть получше:
Про силовую установку
Силовая установка — общее название двигателей летательных аппаратов. Начну с них потому, что без двигателей самолет — не самолет, а в лучшем случае планер. Цена двигателей, к слову, составляет половину стоимости авиалайнера и компетенциями в разработке современных гражданских авиадвигателей обладают гораздо меньше стран, чем тех, кто обладают компетенциями в разработке самолетов.
На авиалайнерах сейчас ставят почти исключительно двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД). Вот принципиальная схема такого двигателя:
Детали устройства можно прочитать во многих источниках, начиная с Википедии. Для нас, электронщиков, важно понимать следующие факты о работе такого двигателя:
Как запускать двигатель
Чтобы запустить двигатель, надо раскрутить турбину высокого давления, подать топливо и дать первоначальную искру. После того, как турбина раскрутится примерно до 50% оборотов, двигатель начнёт раскручивать себя сам.
Первоначальную раскрутку двигателя можно осуществлять электрическим стартер-генератором (для маленьких двигателей) или специально поданным воздухом высокого давления от пневматической системы. К слову, воздух высокого давления в пневматической системе берется от второго (уже запущенного) двигателя, вспомогательной силовой установки (ВСУ) или внешнего источника.
Пример пульта управления, используемого для запуска двигателя:
Для автоматического запуска надо выполнить следующие действия:
Как управлять двигателем
Управление двигателями осуществляется с помощью рычагов управления двигателями (РУД).
На каждый двигатель — свой рычаг. Тут всё просто: толкаем рычаг от себя — двигатель крутится быстрее, тяга растёт. Тянем рычаг на себя — крутится медленнее. Так как РУД не связан с топливным дросселем напрямую, можно не бояться, что мы сожжем двигатель большим количеством топлива или заглушим недостаточным. FADEC в любом случае не даст ему превысить предельную температуру выхлопных газов или заглохнуть. Кстати, с ограничением температуры выхлопных газов связан тот факт, что в жару и/или на высокогорных аэродромах двигатель может выдать меньшую тягу.
В районе «малого газа» у рычага упор. Чтобы разблокировать перевод рычагов в зону режимов реверса, надо потянуть за специальную скобу. При реверсе двигателя специальные створки разворачивают поток от вентилятора двигателя в обратном направлении, помогая самолету остановиться:
Вообще, с помощью реверса самолёт может даже поехать назад, но, так как в этом режиме для двигателей, висящих под крылом, возможна ситуация засасывания в двигатель мусора и даже камней с взлётно-посадочной полосы, для авиалайнеров не рекомендуется включать реверс на малых скоростях.
Для включения реверса FADEC анализирует не только положение РУДов, но и датчики обжатия шасси, так что случайно в воздухе запустить реверс невозможно.
Про индикацию и сигнализацию
Данные работы двигателей, как правило, отображаются на неотключаемой части центрального дисплея пилотов и на специальной странице с расширенными данными по двигателю.
В постоянно индицируемом окне статуса работы двигателя доступны следующие данные:
а. Текущие обороты вентилятора двигателя (напрямую влияют на тягу) б. Температура выхлопных газов — параметр работы двигателя, часто ограничивающий максимальную тягу. FADEC ограничивает ток топлива в том числе, чтобы не расплавить конструкцию лопаток турбин. Лётчику тоже важно понимать, почему обороты не растут, хотя он «просит» в. Заданные обороты вентилятора двигателя (разгон двигателя с малого газа до взлётного режима занимает десятки секунд и текущие обороты не всегда совпадают с заданными) г. Обороты турбины высокого давления. Помните, что турбин две и они работают независимо? Так вот данные оборотов турбины высокого давления важны при запуске двигателя. В полёте контролировать их не надо д. Текущий расход топлива е. Признак включения реверса ж. Установившийся режим работы двигателя (малый газ, взлётный, набор высоты)
На специальной странице дополнительных параметров работы двигателя может выводиться такая информация, например как:
Варианты газотурбинных двигателей
Двигатели, в которых вентилятор вынесен за пределы мотогондолы (корпуса двигателя) называются турбовинтовыми. Они обладают лучшими взлетно-посадочными характеристиками, но быстро теряют эффективность при росте скорости больше 0.5 скорости звука (приблизительно). Поэтому они в основном применяются в самолётах для местных авиалиний и военно-транспортной авиации, где возможность использования коротких и неподготовленных взлетно-посадочных полос важнее, чем крейсерская скорость. В конструкции таких двигателей также часто применяется понижающая трансмиссия, как, например, на рисунке ниже.
Газотурбинные двигатели также используются на вертолётах, только в этом случае они крутят не пропеллер, а винт, сами двигатели в этом случае называются турбовальными. Хорошее видео, иллюстрирующее принципы их работы:
Ещё газотурбинные (турбовальные) двигатели ставят на танки (Т-80, Абрамс). К преимуществам таких двигателей относят высокую удельную мощность, хороший запуск даже при низких температурах, возможность тянуть «с низов» — турбина высокого давления отделена от силовой турбины и двигатель не глохнет, когда гусеницы стоят неподвижно. К недостаткам – высокую стоимость двигателя, сложность технического обслуживания, низкую приёмистость. По каждой из особенностей применения газотурбинных двигателей для танков есть разные полярные мнения, я же не специалист по танкам — не кидайте в меня камни. Я мог ошибиться. 🙂
Нелокализованный разлёт осколков
Одним из «свойств» двигателя, сильно влияющим на конструкцию бортового оборудования, является так называемый «нелокализованный разлёт осколков двигателя». Это событие возникает при взрывном разрушении двигателя, когда лопатки компрессоров и турбин разлетаются во все стороны.
При оценке последствий такого отказа, считается, что осколки обладают «бесконечной» энергией, которой достаточно, чтобы пробить любые преграды, разрубить любые трубы и провода. Для обеспечения безопасного завершения полета в случае такого нелокализованного разлета разработчики архитектуры электронного оборудования для каждого критического провода должны предусмотреть резервный, проложенный в отдельном канале, который не может быть перебит тем же осколком, что и основной провод.
Примечание для впечатлительных: на самом деле разработчики двигателей делают всё возможное, чтобы избежать нелокализованного разлёта, и действительно они случаются очень редко. Даже попадание крупной птицы в двигатель не сломает его. Но авиация — отрасль консервативная и мы закладываем в архитектуру противодействие всем потенциально возможным рискам.
Идеальный самолёт глазами инженеров. Лично мне взгляд технологов особенно симпатичен.
, несмотря на рост скорости истечения газов из реактивного сопла из-за более сильного увеличения скорости полета V, уменьшается. Процесс уменьшения удельной тяги идет более быстро, чем рост расхода воздуха, и поэтому тяга двигателя по скорости уменьшается, доходя до нуля, когда скорость полета будет равна скорости истечения газа W (рис.5). Удельный расход топлива при этом непрерывно увеличивается, особенно на больших скоростях, ввиду увеличения подачи топлива в связи с ростом расхода воздуха и уменьшением тяги двигателя.
(рис. 4.8 б). Основные режимы работы двигателя отмечены условными обозначениями. Характеристики построены в относительных координатах, где за исходный принят максимальный режим.
степени повышения давления и КПД компрессора, а также, 
и 
. Объясним с их помощью протекание дроссельных характеристик.
), как это показано на рис. 4.9.
снижается при уменьшении 
чрезвычайно интенсивно в соответствии со снижением работы, потребной для вращения компрессора. Происходит значительное уменьшение скорости истечения сс и удельной тяги Руд = 
, что наряду с уменьшением Gв приводит к очень интенсивному снижению тяги двигателя.
а) б)
в)
. Это обусловлено снижением 
при переходе реактивного сопла на докритические режимы истечения.
. Снижение удельного расхода топлива на начальном участке дроссельной характеристики (от максимального до крейсерского режимов, рис. 4.8) объясняется интенсивным увеличением тягового КПД, вызванным быстрым снижением скорости истечения при дросселировании (из-за падения 
) и уменьшением, вследствие этого, потерь с выходной скоростью
, а поэтому снижение 
увеличивались (как показано на рис. 4.10) и в настоящее время они достигают: m0 ≈ 4,5…5,5; 
≈ 1500…1600 К; 
≈ 25…35.
за счет снижения потерь с выходной скоростью. Вследствие увеличения параметров рабочего процесса, при условии сохранения высоких КПД элементов, достигается увеличение внутреннего КПД двигателя. В итоге повышается полный КПД двигателя hп=hвнhтяг и снижается удельный расход топлива Суд 
.
представлен на рис. 4.11 а. С уменьшением 
величина m возрастает, а это, как видно из рис. 4.11 б, приводит к повышению m с увеличением скорости (числа MН) полета и к ее снижению с увеличением высоты полета Н до 11 км.
