Д-20П

Главная / О компании / История / Семейство пермских газотурбинных двигателей / Д-20П

Первый отечественный турбореактивный двухконтурный авиационный двигатель

К концу 40-х гг. прошлого столетия возможности поршневых моторов оказались полностью исчерпаны. После Второй Мировой войны практически все конструкторские двигателестроительные фирмы активно занимались разработкой авиационных газотурбинных двигателей.  Пермские конструкторы вплотную приступили к их разработке в 1953 году, когда ОКБ-19 возглавил Павел Александрович Соловьев.

    В пермском КБ был проведен большой объем работ по исследованию различных схем воздушно-реактивных дви­гателей, в результате чего была выбрана перспективная схема двухконтурного турбореактивного двигателя, обеспе­чивающая топливную экономичность на всех режимах работы двигателя и, особенно, на  высоких дозвуковых скоростях полета. Идею двухконтурного турбореактивного двигателя в свое время предложил замечательный советский авиаконструктор А. М. Люлька

    В 1956 году было начато проектирование двухкаскадного турбореактивного двухконтурного двигателя Д-20 с форсажной камерой (ТРДДФ), который предполагалось использовать на бомбардировщике А.Н. Туполева. Было изготовлено пять опытных двигателей, однако, проект самолета был закрыт

    В 1960 году под руководством Павла Соловьева на базе ТРДДФ Д-20 соз­дается первый серийный двухконтурный турбореактивный двухвальный двигатель Д-20П (П – пассажирский).  Его успешные государствен­ные испытания утвердили двухконтурную схему как основ­ную в отечественном авиадвигателестроении.

    Непросто шло освоение Д-20П на серийном заводе имени Я. М. Свердлова (ныне «ОДК-ПМ»). Даже квалифи­цированные сборщики не сразу смогли уловить все техни­ческие особенности нового двигателя. Было необходимо быстро решать возникающие вопросы по изготовлению и испытанию изделий. Для этой цели в 1961 году была создана первая ведущая бригада по серийному сопровождению двигателя Д-20П. С ее помощью были устранены такие дефекты, как вибрация двигателя, искрение при задевании лабиринтов сопловых аппаратов о диски турбины, резонансные колеба­ния рабочих лопаток первой ступени компрессора низкого давления и др.

    Двигатель Д-20П стал первым отечественным серийным двухконтурным двухвальным двигателем. Всего было изготовлено 1795 двигателей Д-20П

    Двигатель Д-20П тягой 5 400 кгс широко использовался в составе силовой установки первого отечественного ближ­немагистрального реактивного пассажирского самолета Ту-124 разработки конструкторского бюро Андрея Туполева.

        В 1961 году на базе Д-20П разработан турборе­активный одновальный двухконтурный двигатель Д-21 с форсажной каме­рой для всепогодного стратегического разведчика – первого в мире самолета, способного вести авиаразведку на сверхзвуке на удалении более 1 700 км от аэродрома базирования. Несмотря на то, что самолет был создан в ОКБ-256 под руководством П.В. Цыбина, он, как и двигатель, серийно не выпускался.

• Основные параметры
• Применение
• Памятные даты

Технические данные

Успешная эксплуатация Ту-104 подтвердила целесо­образность использования пассажирских самолетов с турбореактивными двигателями. Вместе с тем для марш­рутов малой протяженности требовался новый самолет, который бы успешно сочетал комфортабельность Ту-104 с приемлемыми взлетно-посадочными характеристиками и высокими экономическими показателями.

В июле 1958 года вышло правительственное по­становление, в котором Туполеву поручалось создать скоростной пассажирский самолет Ту-124, оснащенный двумя двигателями Д-20П. Кроме того, в документе предусматривалось переоборудование Ту-124 в транспортно-санитарный самолет, а также эксплуатация Ту-124 с грунтовых аэродромов.

Заводские испытания первой опытной машины начались в марте 1960 года. С 1961 по 1962 год десять серийных самолетов были задействованы в эксплуатационных ис­пытаниях. Кроме основной программы, Ту-124 успешно прошел дополнительные испытания на взлеты и посадки на грунтовые аэродромы.

Первый рейс с пассажирами Ту-124 совершил 2 октя­бря 1962 года из Москвы в Таллин. С этого дня началась его активная работа в «Аэрофлоте».

В историю отечественного самолетостроения Ту-124 вошел как первый реактивный пассажирский само­лет, принесший на региональные авиалинии комфорт и скорость. В истории мировой авиации Ту-124 – первый в Советском Союзе пассажирский лайнер, оснащенный двухконтурными турбореактивными двигателями пермского КБ.

К началу 70-х годов Ту-124 эксплуатировались на авиатрассах, соединявших около 50 городов СССР. В 1964 году лайнер вышел на международные линии: на нем вы­полнялись рейсы из Москвы в Варшаву, Прагу, Берлин. В «Аэрофлоте» Ту-124 находился в эксплуатации до начала 80-х годов, пока его окончательно не сменил Ту-134 с двигателями так же разработки пермского КБ под руководством Павла Соловьева.

24 октября 1956 года

Начало работ по созданию первого отечественного двухконтурного двигателя Д-20П

20 марта 1960 года

Завершены госиспытания первого отечественного двухконтурного двигателя Д-20П для пассажирского самолета Ту-124

29 марта 1960 года

Первый полет ближнемагистрального самолета Ту-124, экипаж А.Д. Калины. Первый в мире пассажирский самолет ТРДД.

2 октября 1962 года

Самолет  Ту-124 с двигателями Д-20П совершил первый пассажирский рейс по трассе Москва-Таллин. Началась успешная эксплуатация самолета на трассах Аэрофлота.

 

Методика оценочного расчета удельного расхода топлива двухконтурного турбореактивного двигателя | Кузнецов

Определение предельно достижимого уровня технического совершенства для дви­гателя с выбранной конструктивной схемой на начальном этапе проектирования позволяет заранее оценить его конкурентоспособность по сравнению с аналогами. Для оценки уровня технического совершенства силовой установ­ки летательного аппарата (ЛА) используются два параметра: удельный расход топлива C_R и удельный вес двигателя γ_дв [1]. Определение удельных параметров проектируемого двигате­ля начинается с термодинамического расчета «исходного» режима работы. При этом КПД основных узлов и уровень потерь по газовоз­душному тракту двигателя задаются из пред­шествующего опыта проектирования (данные аналогов или предшествующих модификаций) или определяются в ходе отдельных расче­тов компрессора, турбины и камеры сгора­ния. Прямая аналитическая взаимосвязь па­раметров термодинамического цикла и КПД основных узлов для конкретного двигателя невозможна. Поэтому процесс выбора термо­динамических параметров, таких как температура газа в камере сгорания Т_г*, суммарнаястепень сжатия π_Σ*, степень двухконтурности y и последующий анализ зависимостей C_R = f(Т_г*, π_Σ*, y,…), выполняется при постоянных значениях потерь и КПД узлов.

При определении предельно возможного технического уровня двигателя связь между параметрами Т_г*, π_Σ*, y и максимально возможным КПД узлов может быть установлена.
Основой метода является использование зависимостей максимально возможного политропного КПД ступени компрессора или турбины  от величины нагрузки на ступень, предварительно полученных на основе стати­стических данных. Далее выполняется расчет адиабатического КПД всего компрессора η_к* или турбины η_т* с использованием параметров термодинамического цикла. Подробно метод расчета максимально возможного КПД основ­ных узлов двигателя изложен в [2].

Для рассматриваемой методики расчета установлены следующие допущения и огра­ничения:

• процесс в двигателе рассматривается как термодинамически равновесный и адиа­батический;
• приняты постоянные гидравлические потери по газовоздушному тракту;
• принято равномерное распределение нагрузки (напорности) между ступенями ком­прессора;
• область применения методики огра­ничивается малоразмерными ТРДД, которые устанавливаются в основном на беспилотные летательные аппараты.

Исходными данными для определения максимально возможного η_к* осевого ком­прессора являются следующие параметры: приведенный расход воздуха G_{ВПР 0}, пол­ная температура на входе в компрессор Т_вх, а также степень повышения полного давле­ния в компрессоре π_к* и выбранное количе­ство ступеней компрессора z. В начале рас­чета определяется величина нагрузки на одну ступень Δi*_ст0 и степень повышения давления в ступени π*_ст0 в первом приближении с ис­пользованием равенств:

где Δi_к*_ад, ккал/кг — адиабатическое измене­ние энтальпии за компрессором, определяе­мое с помощью термодинамических функций по величинам π_к* и Т_вх*; Δi_ад* _ст, кДж/кг — адиа­батическое изменение энтальпии ступени. За­висимость для максимально возможного КПД осевой ступени компрессора от измене­ния энтальпии Δi_ст* представлена на рисунке 1.

Для каждой ступени компрессора с по­рядковым номером s может быть определена напорность Δi_ст*(s) и максимальный политропный КПД  (s):

Здесь k_α — поправка на потери напорно- сти в ступенях, а k_н(s) — коэффициент, опреде­ляющий изменение напорности по ступеням. Для малоразмерных ТРДД число осевых сту­пеней в компрессоре обычно не более 2. В этом случае, в отличие от многоступенчатых ком­прессоров с заданным распределением напор- ности, можно принять k_н(1) = k_н(2) = 1.

Политропный КПД с учетом поправки на размерность ступени определяется урав­нениями:

где G_ВПР(s), кг/с — приведенный расход воздуха на входе в ступень s, Δη_пол* — поправка на полит- ропный КПД, определяемая по графической зависимости, представленной на рисунке 2. Графические зависимости для  и Δη_пол* представленные на рисунках 1 и 2, получены путем обработки статистических эксперимен­тальных данных по осевым и центробежным ступеням компрессоров на основе данных, за­имствованных из [1, 3, 4].

Адиабатический КПД ступени

Параметры воздуха на выходе из ступени:

где i*_вх(s), S*_вх(s) — энтальпия и энтропия возду­ха на входе в ступень; Δi_ст*_ад(s) — адиабатиче­ский напор ступени; i_ст*_ад(s), T*_ст*_ад(s), S*_ст*_ад(s) — энтальпия, температура и энтропия воздуха на выходе из ступени, рассчитанные с помо­щью термодинамических функций.

Общие параметры осевого компрессора определяются по соотношениям:

Совместное решение уравнений (1)-(11) позволяет определить адиабатический КПД, напорность каждой ступени компрессора и об­щий КПД компрессора.

Аналогичным образом, на основе при­веденных выше зависимостей, может быть составлена методика расчета для компрессо­ра, состоящего из нескольких центробежных или диагональных ступеней. В большинстве современных малоразмерных ТРДД приме­няется одиночная центробежная ступень. Для центробежной ступени следует исполь­зовать зависимость , представ­ленную на рисунке 1. Дополнительными исходными данными для расчета являются приведенный расход воздуха G_{в прц} и температура торможения Т_вх* на входе в ступень. Для одноступенчатого центробежного ком­прессора G_{в прц} = G_{в прц0}, Т_вх * — задано. Для за­мыкающей ступени осецентробежного ком­прессора G_{в прц} = G_{в пр}(z), Т_вх*= Т_ст*(z). При этом расчет адиабатического КПД ступени суще­ственно упрощается:

Изменение энтальпии и параметры воз­духа на выходе из центробежной ступени:

где i*_вх, S*_вх — энтальпия и энтропия воздуха на входе в ступень, определяемые по Т_вх*; Δi_ц*_ад — адиабатический напор ступени; i_{ц ад}, T_ц*_ад, S_ц*_ад — энтальпия, температура и энтропия воздуха на выходе из центробежной ступени.

Для одноступенчатого центробежного компрессора параметры ступени одновремен­но являются параметрами компрессора. Общие параметры осецентробежного компрессора определяются с учетом параметров осевой части:

Методика определения максимально воз­можного адиабатического КПД для турбины компрессора составлена с учетом отбора воз­духа на охлаждение соплового аппарата (СА) и рабочего колеса (РК) для одной или несколь­ких ступеней. В качестве исходных данных используются следующие параметры из рас­чета исходного режима: изменение энталь­пии в компрессоре Δi_к*, приведенный расход воздуха G_{в пр0}, температура торможения Т*_г и полное давление Р_г* газа на входе в турбину, энтальпия воздуха за компрессором i_к*, отно­сительный расход топлива в камере сгорания q_т кс = G_т / (3600 · G_{в кс}). Зависимости для опре­деления механического КПД η_mK = f(G_{в пр0}) на валу турбины компрессора с учетом при­вода агрегатов и зависимость для определе­ния относительной величины отбора воздуха Δ _{охл ст}(s) = f (Т_вх*) на охлаждение одной ступе­ни турбины приведены в [2]. Относительный отбор воздуха на охлаждение диска корпуса и дисков турбины Δ _охл к = 0,005…0,01.

Коэффициенты расхода воздуха и газа на входе в турбину компрессора:

Величины μ_в, μ_г, Δ _охл Σ в начале расчета задаются в первом приближении.

Для определения изменения энтальпии газа в турбине компрессора Δi*_тк и в отдельной ступени Δi*_ст при заданном числе ступеней z (в соответствии с вариантом схемы на рис. 5) используются соотношения:

В сечениях за CA и РК турбины для каж­дой ступени s выполняется пересчет коэффици­ентов расхода с использованием соотношений:

Здесь j — 1 обозначает сечение на вхо­де в CA или РК; j — сечение на выходе из CA или РК; ψ_са, ψ_ρκ — долевой коэффициент от­носительного расхода воздуха, расходуемого на охлаждение соответственно CA и РК.

Термодинамические параметры на выхо­де из CA определяются с помощью термоди­намических функций:

где i_вх*'(s), Т_вх*'(s), S_вх*'(s) — соответственно эн­тальпия, полная температура и энтропия газа за CA, т. е. на входе в РК; а c_p, R_r, к_г — соот­ветственно теплоемкость, газовая постоянная и показатель адиабаты этого же газа.

Политропный КПД ступени η*_пол(s) опре­деляется с использованием зависимостей:

Δη*_пол = f(А_ст), если А_ст ≤ 40, Δη*_пол = 0, если А_ст > 40.

Здесь η*^max_пол — максимально возмож­ный политропный КПД, определяемый по зависимости, представленной на рисун­ке 3, Δη*_пол — поправка на политропный КПД ступени в зависимости от величины пропуск­ной способности А_ст, определяемая по зависи­мости на рисунке 4, P*_вх(S) — полное давление газа на входе в рабочее колесо ступени. Зависи­мости для η*^max_пол получены при обработке стати­стических данных, взятых из [3]. Зависимость для η*_пол заимствована из работы [4].

Рис. 3. Максимально возможный политропный КПД ступени турбины компрессора

Рис. 4. Поправка на политропный КПД ступени турбины

Aдиабатические параметры за РК и адиа­батический КПД ступени η*_ад(s) определяются с использованием уравнений:

где i*_{ст ад}(s), T*_{ст ад}(s), S*_{ст ад}(s) — соответственно адиабатическая энтальпия, полная температу­ра и энтропия газа на входе из РК, определя­емые с помощью термодинамических функ­ций; Δi*_{ст ад}(s) — адиабатический перепад на РК ступени; π*_ст (s) — степень понижения полного давления в РК.

Энтальпия газа на выходе из ступени определяется по теплоперепаду в РК и величи­не расхода охлаждающего воздуха

где i*_ст (s)- энтальпия газа на выходе из РК.

Рис. 5. Охемы ТРДД: а) первая конструктивная схема, б) вторая конструктивная схема 1 — вентилятор (вар. а), двухступенчатый вентилятор (вар. б), 2 — осевая ступень компрессо­ра ВД (вар. а), двухступенчатая подпорная осевая ступень (вар. б), 3 — центробежная ступень компрессора ВД, 4 — камера сгорания, 5 — турбина ВД, 6 — турбина НД (вар. а), двухступен­чатая турбина НД (вар. б), 7 — сопло второго контура, 8 — сопло первого контура, CA — сече­ние на выходе из соплового аппарата, РК — сечение на выходе из рабочего колеса

Полная температура и давление газа на выходе из ступени турбины:

T_ст*(s) = f (q_т(j), i_ст*(s), P_ст*(s) = P_вх*(s) / π_ст*(s) .      (32)

Поскольку для многоступенчатой тур­бины имеют место равенства i*_вх (s + 1) = i_ст*(s) и P_вх*(s + 1) = P_ст*(s), приведенные выше урав­нения позволяют выполнить расчет основных параметров для каждой из z ступеней турбины при их совместном решении.

Далее определяются общие параметры турбины компрессора — степень понижения полного давления в турбине π*_тк и адиабатиче­ский КПД η*_тк:

Турбина низкого давления, связанная вентилятором, рассчитывается аналогичным образом, при этом для определения величин η*^max_пол и Δη*_пол используются зависимости на ри­сунках 3, 4. В случае если температура на вхо­де в турбину или ступень T*_вх(s) < 1200 К, при­нимается Δ_охлс(s) = 0.

Предложенные процедуры расчета адиа­батического КПД компрессора и турбины ис­пользуются в данном случае как составные части термодинамического расчета исходно­го режима двигателя, выполненные в виде отдельных подпрограмм.

Остальные параметры, характеризующие потери по газовоздушному тракту и полноту сгорания топлива в камере, имеют, как прави­ло, узкие интервалы возможных значений. Их количество и численные значения определяют­ся типом двигателя (ТРД, ТРДД и др.), могут быть заимствованы из [5, 7]. При определе­нии предельно достижимого уровня техниче­ского совершенства двигателя с минимально возможным C_R параметры, характеризующие потери по газовоздушному тракту, могут быть заданы в виде постоянных величин. Методи­ка термодинамического расчета исходного ре­жима является общеизвестной, поэтому она исключается из рассмотрения. Для расчета термодинамических функций воздуха и газа в диапазоне температур от минус 50 до 1500 °С используются данные [6], для температур свы­ше 1500 °С — аппроксимирующие зависимости по стандарту NASA sp-273.

Для апробации разработанной методики были выполнены расчеты минимально воз­можных C_R применительно к малоразмерным ТРДД. Расчеты выполнены для стандартных атмосферных условий на входе в двигатель Н = 0, М = 0, T_H = 288,15 К. Диапазон варьи­руемых основных параметров термодинами­ческого цикла выбран исходя из статистических данных для ТРДД производства Teledyne CAE, Williams International [8]: π_Σ* = 10-13,8, Т_г* = 1150-1400 К, у = 1. Во всех случаях при­веденный расход воздуха через первый контур был задан равным С_{ВПР 0} = 2,5 кг/с. Исходя из постановки задачи, вместо значений тяги двигателя для всех вариантов рассчитана ве­личина усредненной удельной тяги двигателя I = (R_уд1 + R_уд2 · y)/ (1 + У), где R_уд1 R_уд2 — удель­ная тяга сопел первого и второго контура со­ответственно.

Результаты вариативных расчетов исход­ного режима ТРДД с максимально возможны­ми КПД узлов представлены на рисунках 6, 7. На рисунке 6 представлены расчетные зави­симости C_R = (Т_г*, π_Σ*, I) для первой конструк­тивной схемы ТРДД с одноступенчатым вен­тилятором, компрессором высокого давления (ВД), состоящим из осевой и центробежной ступени, кольцевой прямоточной камерой сгорания, одноступенчатой турбиной высо­кого и низкого давления (НД). Первая схема представлена на рисунке 5 а. Нанесенные ли­нии представляют собой результаты расче­тов множества вариантов исходного режима ТРДД при выбранных постоянных величи­нах термодинамического цикла Т_г* = const или π_Σ* = const. Каждая точка диаграммы представляет собой минимально возможное значение C_r, достижимое при заданных T_г* , π_Σ*, у и внешних условиях.

Аналогичные зависимости по C_R пред­ставлены на рисунке 7 для второй схемы ТРДД с двухступенчатым вентилятором, двумя под­порными ступенями каскада НД, компрессо­ром ВД, состоящим из центробежной ступени, кольцевой прямоточной камерой сгорания, од­ноступенчатой турбиной ВД и двухступенча­той турбиной НД. Вторая схема представлена на рисунке 5б. Дополнительно на рисунке 7 на­несены данные по двигателям семейства мало­размерных ТРДД WR-19 компании Williams In­ternational и расчетные данные этих двигателей, полученные при тех же параметрах термодина­мического цикла с максимально возможными величинами КПД ступеней компрессоров и тур­бин (точки отмечены одинаковыми маркерами). Анализ представленных данных показывает возможность снижения C_R для данных двига­телей на 7-10 % при увеличении политропного КПД составляющих ступеней до максималь­но возможного современного уровня (данные на рис. 1, 3). Необходимо учесть, что линия совместной работы в поле характеристик ком­прессора, с учетом обеспечения достаточного уровня запасов газодинамической устойчиво­сти, может быть смещена в область, где КПД на 1-2 % ниже линии максимальных значений. Поэтому максимальный потенциал снижения C_r для окончательно спроектированного и изго­товленного двигателя в данном случае следует уменьшить до 5-8 %.

Из опыта проектирования известно, что при модернизации существующего дви­гателя без существенных изменений газовоз­душного тракта технические риски успешного завершения ОКР считаются минимальными. Однако заказчик может поставить перед раз­работчиком ТРДД задачу снизить удельный расход топлива на величину δC_R > 7-10 % с условием сохранения параметров термоди-намического цикла y, T_г*, π*_Σ и неизменны­ми габаритно-массовыми характеристиками. В рассмотренном случае задача будет практи­чески не выполнимой, так как существующие методы проектирования и технологические возможности производства не позволят до­стичь требуемого уровня политропного КПД компрессора и турбины. Потребуются дли­тельные НИР по улучшению характеристик основных узлов двигателя. Таким образом, результаты расчета по данной методике мо­гут быть важным дополнительным критерием оценки задаваемых в ТЗ требований по эконо­мичности ТРДД при выполнении поисковых НИР для перспективных ЛА.

Методика может также использоваться для сравнения ТРДД различных схем и с раз­личными параметрами термодинамического цикла. Зависимости, показанные на рисунках 6 и 7, могут быть представлены в виде области с ограничивающими линиями для фиксирован­ного диапазона значений T_г*, π*_Σ. В этом случае наложение двух таких областей, полученных для ТРДД первой и второй схемы с одинаковы­ми диапазонами значений T_г*, π*_Σ, у, позволяет наглядно их сопоставить по минимально дости­жимым значениям C_r, как показано на рисунке 8.

Может быть выполнен также количе­ственный анализ. Например переход от первой ко второй схеме ТРДД (см. рис. 8) при одина­ковых значениях Т_г* = 1300 К, π_Σ* = 12,25, у = 1 позволяет снизить удельный расход топлива на величину δC_R = -1,2 % с одновременным увеличением суммарного удельного импульса δΐ = 1,0 %. Снижение C_r связано в основном с увеличением КПД турбины НД при переходе от одноступенчатой к двухступенчатой схеме.

Другим примером может быть сравнение ТРДД одной схемы (первая схема), но с раз­личной степенью двухконтурности у, пред­ставленное на рисунке 9. Увеличение степе­ни двухконтурности на 35 % при одинаковых значениях Т_г* = 1300 К, π_Σ* = 12,25 позволяет снизить минимально достижимый уровень удельного расхода топлива на величину δC_R = -6,8 %. Однако данное снижение величины C_r сопровождается значительным снижением суммарного удельного импульса δI = -8,6 %.

Такое изменение оправдано в случае оптимиза­ции двигателя на крейсерский режим работы при снижении числа М полета. Примером ис­пользования ТРДД с увеличенной степенью двухконтурности можно считать JT15D-5C с у = 2 производства Pratt&Whitney, устанавли­ваемый на БПЛA “Barracuda” и X-47A. В обо­их случаях можно заранее оценить, насколько потенциал снижения δC_r оправдывает затраты, необходимые на проведение ОКР по разра­ботке двигателя новой конструктивной схемы.

Преимуществом разработанной методи­ки, в сравнении с традиционным термодинами­ческим расчетом исходного режима, является возможность выполнять расчет минимально достижимых значений C_r двигателя с учетом взаимосвязи между изменением основных па­раметров термодинамического цикла π*_Σ и T*_г , изменением КПД узлов и величины отбирае­мого на охлаждение воздуха. Методика позво­ляет выполнить оценку имеющегося потенциа­ла улучшения экономичности существующего ТРДД, ограниченного достигнутыми техни­ческими характеристиками основных узлов. Для двигателя новой конструктивной схемы на начальном этапе проектирования можно вы­явить наличие или отсутствие преимущества по величине минимально возможного удельно­го расхода топлива с двигателями-аналогами в ожидаемых условиях эксплуатации.

Реактивный двигатель | инжиниринг | Британика

реактивный двигатель

Посмотреть все СМИ

Ключевые люди:

сэр Фрэнк Уиттл
Ганс Иоахим Пабст фон Охайн
Лоуренс Дейл Белл

Похожие темы:

турбореактивный
прямоточный воздушно-реактивный двигатель
движитель
эффективная скорость выхлопа
турбовальный

Просмотреть весь связанный контент →

реактивный двигатель , любой из класса двигателей внутреннего сгорания, которые приводят в движение самолет посредством выброса назад струи жидкости, обычно горячих выхлопных газов, образующихся при сжигании топлива с воздухом, всасываемым из атмосферы.

Общие характеристики

Первичным двигателем практически всех реактивных двигателей является газовая турбина. Газовая турбина, которую по-разному называют активной зоной, генератором газа, газификатором или генератором газа, преобразует энергию, полученную в результате сгорания жидкого углеводородного топлива, в механическую энергию в виде потока воздуха с высоким давлением и высокой температурой. Затем эта энергия используется тем, что называется движителем (например, пропеллером самолета и винтом вертолета), для создания тяги, с помощью которой самолет движется.

Принцип действия

Газовая турбина работает по циклу Брайтона, в котором рабочим телом является непрерывный поток воздуха, подаваемого на вход двигателя. Сначала воздух сжимается турбокомпрессором до степени сжатия, обычно в 10-40 раз превышающей давление входного воздушного потока (как показано на рисунке 1). Затем он поступает в камеру сгорания, где вводится устойчивый поток углеводородного топлива в виде распыленных капель жидкости и пара или того и другого и сгорает при приблизительно постоянном давлении. Это приводит к непрерывному потоку продуктов сгорания под высоким давлением, средняя температура которых обычно составляет от 9от 80 до 1540 °C или выше. Этот поток газов проходит через турбину, которая соединена валом крутящего момента с компрессором и извлекает энергию из газового потока для приведения в действие компрессора. Поскольку к рабочему телу подводится тепло под высоким давлением, газовый поток, выходящий из газогенератора после расширения через турбину, содержит значительное количество избыточной энергии, т. температура и высокая скорость, которые можно использовать для движения.

Теплота, выделяемая при сжигании обычного топлива для реактивных двигателей в воздухе, составляет приблизительно 43 370 килоджоулей на килограмм (18 650 британских тепловых единиц на фунт) топлива. Если бы этот процесс был эффективен на 100 процентов, он тогда производил бы мощность газа на каждую единицу расхода топлива в размере 7,45 лошадиных сил/(фунтов в час) или 12 киловатт/(кг в час). На самом деле, некоторые практические термодинамические ограничения, которые являются функцией пиковой температуры газа, достигаемой в цикле, ограничивают эффективность процесса примерно до 40 процентов от этого идеального значения. Пиковое давление, достигаемое в цикле, также влияет на эффективность выработки энергии. Это означает, что нижний предел удельного расхода топлива (SFC) для двигателя, производящего газ, составляет 0,336 (фунт в час)/лошадиная сила или 0,207 (кг в час)/киловатт. На практике SFC даже выше этого нижнего предела из-за неэффективности, потерь и утечек в отдельных компонентах первичного двигателя.

Викторина «Британника»

Изобретения: от штыков до реактивных двигателей

Поскольку вес и объем имеют первостепенное значение в общей конструкции самолета и поскольку силовая установка составляет значительную долю от общего веса и объема любого самолета, эти параметры должны быть сведены к минимуму в конструкции двигателя. Воздушный поток, проходящий через двигатель, является репрезентативной мерой площади поперечного сечения двигателя и, следовательно, его веса и объема. Поэтому важным показателем качества первичного двигателя является его удельная мощность — количество энергии, которое он вырабатывает на единицу воздушного потока. Эта величина очень сильно зависит от пиковой температуры газа в активной зоне на выходе из камеры сгорания. Современные двигатели генерируют от 150 до 250 лошадиных сил/(фунт в секунду), или от 247 до 411 киловатт/(кг в секунду).

Движитель

Газовая мощность, вырабатываемая первичным двигателем в виде горячего газа под высоким давлением, используется для привода движителя, позволяя ему создавать тягу для движения или подъема самолета. Принцип создания такой тяги основан на втором законе движения Ньютона. Этот закон обобщает наблюдение о том, что сила ( F ), необходимая для ускорения дискретной массы ( м ), пропорциональна произведению этой массы на ускорение ( и ). Фактически, где масса берется как вес ( w ) объекта, деленный на ускорение свободного падения ( g ) в месте взвешивания объекта. В случае реактивного двигателя обычно имеют дело с ускорением постоянного потока воздуха, а не с дискретной массой. Здесь эквивалентное утверждение второго закона движения состоит в том, что сила ( F ), необходимая для увеличения скорости потока жидкости, пропорциональна произведению скорости массового потока ( M ) потока и изменение скорости потока, где за скорость полета принята скорость на входе ( V ₀ ) относительно двигателя и скорость нагнетания ( V _j ) — скорость выхлопа или реактивной струи относительно двигателя. W — скорость массового расхода рабочего тела (т. е. воздуха или продуктов сгорания), деленная на ускорение свободного падения в месте, где измеряется массовый расход. Относительно небольшое влияние массового расхода топлива на создание разницы между массовым расходом впускного и выхлопного потоков намеренно не учитывается.

Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.

Подпишитесь сейчас

Из этого следует, что компоненты движителя должны воздействовать на поток воздуха, протекающего через движитель, с силой F , если это устройство ускоряет воздушный поток от скорости полета V ₀ до нагнетания скорость В _j . Реакция на эту силу F в конечном итоге передается опорами движителя на самолет в виде тяги.

Существует два основных подхода к преобразованию мощности газа в тягу. В одном случае вторая турбина (т. е. турбина низкого давления или мощность) может быть введена в проточную часть двигателя для извлечения дополнительной механической мощности из имеющейся газовой мощности в лошадиных силах. Затем эта механическая энергия может быть использована для приведения в движение внешнего движителя, такого как пропеллер самолета или винт вертолета. В этом случае тяга создается в движителе, поскольку он возбуждает и ускоряет воздушный поток, проходящий через движитель, т. Е. Воздушный поток, отдельный от потока, протекающего через первичный двигатель.

При втором подходе высокоэнергетический поток, подаваемый первичным двигателем, может подаваться непосредственно к реактивному соплу, которое разгоняет газовый поток до очень высокой скорости на выходе из двигателя, что характерно для турбореактивного двигателя. В этом случае тяга создается в компонентах первичного двигателя, поскольку они возбуждают газовый поток.

В других типах двигателей, таких как турбовентиляторные, тяга создается обоими способами: основная часть тяги создается вентилятором, который приводится в действие турбиной низкого давления и который возбуждает и ускоряет байпасный поток ( см. ниже ). Оставшаяся часть общей тяги создается основным потоком, который выбрасывается через реактивное сопло.

Как первичный двигатель является несовершенным устройством для преобразования тепла сгорания топлива в мощность газа, так и движитель является несовершенным устройством для преобразования мощности газа в тягу. Обычно в высокотемпературном и высокоскоростном реактивном потоке, выходящем из движителя, остается много энергии, которая не полностью используется для движения. КПД движителя, КПД движителя η _p , часть доступной энергии, которая используется для приведения самолета в движение, по сравнению с полной энергией реактивного потока. Для простого, но репрезентативного случая, когда поток нагнетаемого воздуха равен потоку входящего газа, установлено, что

Хотя скорость струи V _j должна быть больше скорости самолета V ₀ для создания полезной тяги, большая скорость реактивной струи, которая значительно превышает скорость полета, может быть очень вредной для тяговой эффективности. Максимальная тяговая эффективность достигается, когда скорость реактивной струи почти равна (но, по необходимости, немного выше) скорости полета. Этот фундаментальный факт привел к появлению большого разнообразия реактивных двигателей, каждый из которых предназначен для создания определенного диапазона реактивных скоростей, который соответствует диапазону скоростей полета самолета, который он должен приводить в действие.

Чистая оценка КПД реактивного двигателя представляет собой измерение расхода топлива на единицу развиваемой тяги (например, в фунтах или килограммах в час расходуемого топлива на фунты или килограммы тяги генерируется). Не существует простого обобщения величины удельного расхода топлива двигателя тяги. Это зависит не только от КПД первичного двигателя (и, следовательно, от его отношения давления и температуры пикового цикла), но также и от тягового КПД движителя (и, следовательно, от типа двигателя). Это также сильно зависит от скорости полета самолета и температуры окружающей среды (которая, в свою очередь, сильно зависит от высоты, времени года и широты).

Тяга ТРДД

Эта страница предназначена для учащихся колледжа, старшей или средней школы. Для младших школьников более простое объяснение информации на этой странице доступно на Детская страница. Чтобы переместить самолет по воздуху, тяга создается каким-либо двигательная система. Большинство современных авиалайнеров используют турбовентиляторные двигатели из-за их высокой тяги и хорошей эффективность топлива. На этой странице мы обсудим некоторые основы турбовентиляторных двигателей. Турбореактивный двигатель является самой современной вариацией базового газотурбинный двигатель. Как и с другим газом турбины, есть основной двигатель, чей детали и работа обсуждаются на отдельная страница. В ТРД двигатель активной зоны окружен вентилятором спереди и дополнительной турбиной сзади. Вентилятор и вентиляторная турбина состоит из множества лопастей, как основной компрессор и ядро турбина, и соединены дополнительным валом. Все это дополнительное турбомашина окрашена в зеленый цвет на схематический. Как и в случае с основным компрессором и турбины, часть лопастей вентилятора вращается вместе с валом, а часть лезвия остаются неподвижными. Вал вентилятора проходит через основной вал. по механическим причинам. Этот тип расположения называется двумя шпуля двигателя ; одна «катушка» для вентилятора, одна «катушка» для ядра. Некоторые усовершенствованные двигатели имеют дополнительные золотники для секций компрессор, который обеспечивает еще более высокий компрессор эффективность. Как работает турбовентиляторный двигатель? Поступающий воздух захватывается двигатель вход. Часть входящего воздуха, отмеченного на рисунке синим цветом, проходит через вентилятор и далее в основной компрессор, а затем в горелка, где он смешивается с топливом и горит имеет место. Горячий выхлоп проходит через основную и вентиляторную турбины и затем из сопло, как в базовом ТРД. Этот воздушный поток называется основным воздушным потоком 9.0142 и обозначается (точка)c . Остальной входящий воздух, отмеченный на рисунке голубым цветом, проходит через вентилятор. а обходит , или обходит двигатель, как и воздух через пропеллер. Воздух, который идет через вентилятор имеет скорость, немного увеличенную от свободной транслировать. Этот воздушный поток называется потоком вентилятора или обходным потоком, и обозначается (точка)f . Отношение (m dot)f к (точка)c называется коэффициент двухконтурности — бпр . bpr = (m точка)f / (m точка)c Общий массовый расход через вход равен сумма потоков ядра и вентилятора (m точка)0 = (m точка)f + (m точка)c ТРДД получает часть тяги от активной зоны, а часть его тяги от вентилятора. Если обозначить выход ядра как станция «e», выход вентилятора как станция «f» и свободный поток как станция «0», мы можем использовать базовую уравнение тяги для каждого потока, чтобы получить общая тяга: F = (m точка * V)f — (m точка)f * V0 + (m точка * V)e — (m точка)c * V0 Мы можем комбинировать члены, умножающие V0, и использовать определение степень двухконтурности б/с для получения окончательного уравнения тяги: F = (m точка * V)e + bpr * (m точка)c * Vf — (m точка * V)0 Поскольку расход топлива для активной зоны изменяется лишь незначительно количество за счет добавления вентилятора, турбовентиляторный двигатель создает больше тяги для почти такого же количества топлива, используемого активной зоной. Это значит, что турбовентилятор очень экономичный. На самом деле высокая степень двухконтурности турбовентиляторные двигатели почти так же экономичны, как турбовинтовые. Поскольку вентилятор закрыт входным отверстием и состоит из многих лопасти, он может эффективно работать на более высоких скоростях, чем простой пропеллер. Именно поэтому турбовентиляторы находятся на высокоскоростной транспортирует и пропеллеры используются на низкая скорость транспорты. Низкий коэффициент байпаса турбовентиляторные двигатели по-прежнему более экономичны, чем базовые турбореактивные двигатели. Много современные истребители фактически используют ТРДД с малой степенью двухконтурности. оборудованы форсажными камерами. Затем они могут эффективно летать, но при этом иметь высокую тягу в воздушном бою. Даже хотя истребитель может много летать Быстрее чем скорость звука, воздух, поступающий в двигатель, должен двигаться меньше, чем скорость звук для высокой эффективности. Следовательно, воздухозаборник самолета замедляет воздух вниз со сверхзвуковой скорости. Posted inПопулярное Copyright 2021 Негосударственное частное образовательное учреждение Учебный технический Центр «Светофор». Все права защищены