Vikupautomsk.ru

Выкуп Авто МСК
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Авиационные реактивные двигатели

Авиационные реактивные двигатели. Часть 2

Leeolic #1 Отправлено 31 янв 2012 — 21:06

Здравствуйте уважаемые пилоты.
В этой теме я продолжаю рассказ о реактивных двигателях, и речь пойдет как раз о тех, которые будут в игре (я так думаю).

Авиационные реактивные двигатели. Часть 2

Воздушно-реактивный двигатель, в котором сжатие происходит за счет набегающего потока воздуха, способен создавать необходимую тягу лишь на определенной скорости и на определенной высоте. Что и являлось главным недостатком ПВРД и ПуВРД двигателей. (ссылка на Часть 1)

Истребительной, штурмовой и даже бомбардировочной авиации нужен двигатель, способный работать в гораздо более широком диапазоне скоростей и высот.
Требования к удобству эксплуатации должны быть сопоставимы с поршневыми двигателями. Например, ЖРД требует особых условий хранения горючего и окислителя (таких как азотная кислота на БИ-1), а ПВРД и ПуВРД требуют обязательное наличие дополнительных ускорителей. Ко всему прочему, немаловажной является стоимость производства двигателей и горючего для них.

Нужен был двигатель который мог использовать воздух в качестве окислителя и при этом создавать достаточную для взлета тягу стоя на месте. Для создания такого двигателя нужен компрессор.

Мотокомпрессорный Воздушно-Реактивный Двигатель (ВРДК).

Конструктивно состоит из трёх основных частей — поршневого двигателя внутреннего сгорания, воздушного компрессора и упрощённого воздушно-реактивного двигателя. Поршневой двигатель через трансмиссию приводит воздушный компрессор. Сжатый воздух от последнего подаётся в камеру сгорания, где смешивается с топливом; сгорание создаёт реактивную тягу.
Поршневой двигатель, кроме привода компрессора, также может вращать и воздушный винт, хотя существовали и безвинтовые схемы. В описательном смысле такие двигатели можно назвать «полуреактивными».

Схема двигательной установки И-250:

Мотокомпрессорный двигатель нашёл небольшое применение на некоторых экспериментальных самолётах конца 30-х и 40-х годов ХХ века (И-250, Caproni Campini) и явился переходным этапом от поршневых двигателей с винтомоторной установкой к настоящим турбореактивным двигателям. Применение отдельного компрессора позволило исключить из конструкции двигателя сложную в производстве, дорогостоящую и ещё не вполне исследованную в те годы газовую турбину, а также — внутренний компрессор.
Самолёты, оснащённые таким типом силовой установки, зачастую превышали по скоростным характеристикам винтовые самолёты с поршневыми двигателями. Однако невысокий КПД комбинированной силовой установки и большая масса отдельного поршневого двигателя — наряду с быстрым развитием чисто турбореактивных двигателей в годы Второй Мировой войны, привели к отказу от мотокомпрессорной схемы в конце 40-х годов ХХ века.

Турбореактивный Двигатель (ТРД)

В отличие от громоздкой конструкции ВРДК, ТРД очень компактно объединяет в себе компрессор, камеру сгорания, выходное устройство (сопло), и еще вдобавок турбину, необходимую для работы компрессора.

Схема ТРД:
1. Забор воздуха
2. Компрессор низкого давления
3. Компрессор высокого давления
4. Камера сгорания
5. Расширение рабочего тела в турбине и сопле
6. Горячая зона;
7. Турбина
8. Зона входа первичного воздуха в камеру сгорания
9. Холодная зона
10. Входное устройство

Воздух сжимается в компрессоре, подается в камеру сгорания где происходит смешивание с топливом и горение. Покинув камеру сгораня, продукты горения расширяются в выходном устройстве (сопле), преобразовывая тепловую энергию в кинетическую. Таким образом, создается реактивная тяга. Между камерой сгорания и выходным устройством находится турбина, которая забирает часть тепловой энергии (предназначеной для создания тяги) и преобразовывает ее в энергию вращения вала, необходимую для работы компрессора.

Вот в этом месте я хочу указать на то, что называть такой двигатель «турбиной» будет неправильно. Турбина, конечно же является важной и неотъемлимой частью, но она всего лишь вращает компрессор (забирая часть мощности двигателя).
Еще одним заблуждением является мнение о том что тяга создается в сопле. В воздушно-реактивных двигателях тягу создает весь двигатель.
Ну и «рев турбин» также является заблуждением. ВРД создают немало шума, однако турбина — один из самых «тихих» узлов двигателя. Основную часть шума создают компрессор, сопло (вентилятор, воздушные винты если есть). Основная составляющая шума — «рев» — возникает при взаимодействии пограничного слоя реактивной струи с неподвижным окружающим воздухом.

Итак, благодаря компрессору ТРД может стартовать с места и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является необходимым условием, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.

В качестве топлива используется керосин. Причем, авиационный керосин, служит в турбореактивных двигателях летательных аппаратов не только топливом, но также хладагентом и применяется для смазывания деталей топливных систем.

Именно такие реактивные двигатели получили широкое распространение в авиации, и ими же будет оснащено большинство реактивных самолетов в игре (я так думаю).

ГТД Jumo 004 (устанавливался на Me 262, Arado Ar 234):
http://www.leteckemo. 4/Jumo004_1.jpg

Кроме осевого компрессора (лопаточного) можно использовать центробежный (крыльчатка).

Доктор Hans-Joachim Pabst von Ohain рядом с двигателем HeS 3A (Deutsches Museum).
Видна крыльчатка центробежного компрессора:
http://jqmgrdyk.home. HeS3a-Ohain.jpg

Краткое сравнение осевых и центробежных компрессоров:
1. По степени сжатия (повышения давления) в ступени. Большую степень повышения давления обеспечивают ступени центробежных компрессоров.
2. По реализации многоступенчатости. Многократный поворот воздушного потока в центробежном компрессоре приводит к сложности реализации многоступенчатости в нём.
3. По габаритам. Центробежные компрессоры, как правило обладают достаточно большим диаметром рабочего колеса. Многоступенчатые осевые компрессоры — обладают меньшим диаметром, но длиннее в осевом направлении.
Осевые компрессоры, в основном, используются в самолётных и вертолётных воздушнореактивных двигателях (ВРД). Центробежные в наземных газотурбинных двигателях (ГТД) и силовых установках, а также в различных газоперекачивающих системах, системах вентиляции, всевозможных нагнетателях газа или воздуха.

Rolls Royce «Nene» (устанавливался на Hawker Sea Hawk, Supermarine Attacker)

ВК-1 (копия Nene, устанавливался на МиГ-15, МиГ-17, Ил-28, Ту-14)
На этой картинке видна крыльчатка центробежного компрессора.

Дальнейшее развитие авиационных реактивных двигателей основано на развитии и усовершенствовании конструкции ГТД.
В первую очередь, развитие направлено на увеличение тяги двигателя, сохраняя при этом массу и габариты.

Существует два пути увеличения тяги:
1 — повышение температуры рабочего тела, чтобы большее количество тепловой энергии преобразовать в кинетическую
2 — увеличение степени сжатия в компрессоре, чтобы увеличть объем рабочего тела, проходящего через двигатель в еденицу времени (хорошо если оба пути одновременно)

Увеличение степени сжатия требует создания более совершенных компрессоров, а вот впрыснуть топлива побольше — это выглядит как простое решение.

Если двигатель работает на максимале, то и камера сгорания работает на пределе своих температурных возможностей. Впрыск дополнительного топлива в нее даже не рассматривается.

Куда тогда впрыснуть дополнительное топливо? За камерой сгорания находится турбина, она также рабоает при предельно допустимой температуре.
Остается только пространство между турбиной и выходным устройством. Это пространство получило значительное удлинение, туда были добавлены форсунки впрыска топлива, установлены специальные стабилизаторы горения, и все это получило название «форсажная камера».

http://bse.sci-lib.c. 1/288282884.jpg
1 — воздухозаборник; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — форсажная камера; 6 — реактивное сопло.

Разрез форсажной камеры. Видны стабилизаторы горения:
http://www.aeroknow. es/acm10819.jpg

Форсажная камера увеличивает тягу в 1.5 и более раз. При этом, расход топлива возрастает в 2.5 и более раз. Для военных самолетов такой кратковременный размен топлива на тягу допустим. Особенно в таких ситуациях, когда нужно резко увеличить тягу для набора скорости.

F/A-18 взлетает на форсаже

На большинстве самолетов, в маршевом режиме форсажная камера не используется из-за большого расхода топлива, и большой нагрузки на двигатель. Но есть самолеты, у которых форсажная камера работает в маршевом режиме. Причем, даже пассажирские: Aerospatiale-BAC Concorde и Ту-144.

Читать еще:  Автопогрузчик с двигателем москвич технические характеристики

SR-71 Blackbird с двигателем J58 на полном форсаже.
Этот самолет использует форсаж и в крейсерском режиме

Поздний Jumo-004E имел форсажную камеру (интересно, на каких самолетах в игре мы его увидим).

Уникальная авария: что произошло на борту Southwest Airlines

Самолет Southwest Airlines после посадки. Виден полуразрушенный двигатель и иллюминатор, выбитый либо обломком мотора, либо оторванной лопаткой

Рейс 1380 компании Southwest Airlines войдет в историю авиационных происшествий как случай, когда к трагической развязке — гибели пассажира — привело крайне редкое стечение обстоятельств.

Обрыв лопатки вентилятора двигателя, последующее повреждение фюзеляжа, разгерметизация салона, из-за которой пассажирку буквально вытянуло из самолета по пояс, случаются настолько редко, что таких происшествий в авиации не было много лет.

  • Американская героиня, посадившая самолет после взрыва двигателя
  • Женщина, которую засосало в разбитое окно самолета в США, погибла
  • На самолетах Southwest Airlines найдены новые трещины
  • Дыру в крыше самолета объясняют усталостью металла

Шансов выжить у человека, которого давлением наполовину вытянуло наружу из самолета, совсем немного. Другим пассажирам удалось затащить Дженнифер Риордан обратно в самолет, после экстренной посадки ее госпитализировали, но спасти ее жизнь врачам не удалось.

Что же произошло с самолетом компании Southwest Airlines?

«Взорвался двигатель»

Именно так пассажиры описали то, что произошло с Boeing 737-700 Southwest Airlines на высоте примерно девяти километров.

На фотографиях самолета после посадки видно, что у левого двигателя практически отсутствует обтекатель, который закрывает его переднюю часть. Под ним видны лопатки вентилятора — он расположен в передней части двигателя. Этот вентилятор создает существенную часть тяги.

Кроме вентилятора, в современном двухконтурном реактивном двигателе также существует турбина — это лопатки на диске в задней части двигателя. Она раскручивается потоком горячих газов из камеры сгорания и приводит в движение либо компрессор (для сжатия воздуха и подачи в камеру сгорания), либо вентилятор (для создания тяги двигателя).

На некоторых снимках видно, что у поврежденного мотора не хватает одной из лопастей именно вентилятора. Глава Национального управления США по безопасности на транспорте (NTSB) утверждает, что, по предварительным данным, одна из 24 лопаток двигателя на большой скорости оторвалась из-за усталости металла.

«Она оторвалась прямо на втулке винта, и есть признаки усталости металла на месте слома», — сообщил он журналистам.

Что именно в результате попало в фюзеляж и вызвало разгерметизацию, пока не установлено. Это могли быть части лопатки двигателя либо детали самого мотора, разрушенные лопаткой.

Нож сквозь масло

Вообще отрыв лопатки вентилятора двигателя либо турбины — потенциально очень опасная ситуация. Такая лопатка, сделанная из очень прочного металла, по сути является идеальным клинком, который к тому же вращается со скоростью в несколько тысяч оборотов в минуту. В случае отрыва он по закону физики должен лететь в сторону от двигателя с огромной скоростью.

Вероятность того, что он направится в сторону фюзеляжа, не так уж велика, но если он туда полетит, его ничто не остановит. Нельзя сказать, чтобы конструкторы двигателей не обращали внимания на эту опасность. Современный двигатель устроен таким образом, чтобы снизить риск подобного происшествия до минимума.

Взрыв двигателя самолета привел к гибели женщины

В современных сертификационных документах прописано требование, согласно которому в случае отрыва лопатки вентилятора либо турбины ее обломки оставались внутри мотора и выбрасывались реактивной струей назад. Именно так обычно и происходит.

В ходе сертификации двигателя проводятся тесты на отрыв лопаток и первого и второго контуров. Эти тесты очень красочны, их можно найти в интернете по запросу «blade off jet engine test».

В таких тестах оторвавшаяся лопатка исчезает внутри двигателя в облаках дыма и сполохах огня. Это приводит к остановке мотора, но на современных пассажирских авиалайнерах обычно стоит не меньше двух двигателей. Совершить посадку самолет может и на одном.

Кроме того, вентилятор окружен специальным кольцом из прочного металла, который по идее должен сдерживать вылетающую лопатку двигателя.

Редкая авария

«Подобные происшествия очень редки, практически единичны и уникальны. Собственно, уже сама сенсационность этого случая свидетельствует об этом», — рассказал Би-би-си авиационный инженер одного из российских аэропортов.

Действительно, хотя аварии с выходом двигателя из строя случаются довольно часто и периодически их причинами становятся и отрывы лопаток, к сильным повреждениям это приводит крайне редко. Еще реже от этого гибнут люди.

Последний из широко освещавшихся в прессе случаев произошел в США в 1996 году. Из-за разрушения диска турбины одного из двигателей авиалайнера MD-88 компании Delta погибли два пассажира, одним из которых был ребенок. Обломки турбины тогда попали в фюзеляж, пробив его.

Усталость металла, о которой заявил глава NTSB, лишь одна из причин, по которой может обломиться лопатка турбины. Они также ломаются из-за внешнего воздействия, например, при попадании посторонних предметов — птиц либо твердых объектов с земли — в двигатель.

При этом, говоря об усталости металла, не стоит автоматически обвинять производителей лопаток для двигателя — усталостные изменения металла, микротрещины могут возникнуть вследствие вибрационных нагрузок, воздействия температур и прочих внешних факторов. Причину, по которой эта лопатка оказалась на работающем двигателе, установят только после долгих и тщательных анализов.

Разгерметизация

Оторвавшаяся лопатка, летящая с огромной скоростью, либо выбитая ей деталь двигателя в результате попала в фюзеляж.

Это еще одна случайность — ведь обломок мог полететь в любую сторону. Судя по снимкам, он попал в стекло иллюминатора. Удар был настолько сильным, что разрушил прочное стекло, нарушив герметичность салона самолета.

На высоте в 10 тысяч метров разница в давлении внутри самолета и снаружи настолько велика, что поток воздуха, выходящий через разбитый иллюминатор, вполне может вытянуть в него человека.

Пассажиры, бывшие свидетелями аварии, рассказали, что Дженнифер Риордан наполовину вытянуло из салона. Соседи смогли удержать ее и даже втянуть обратно. Однако это ее не спасло.

Крайне низкое содержание кислорода в воздухе на такой высоте, температура ниже 50 градусов по Цельсию и скорость ветра (Boeing 737 летит со скоростью около 800 км/ч) оставляли очень мало шансов на выживание. Женщина получила тяжелые травмы, из-за которых впоследствии умерла в больнице.

Тот факт, что опытные пилоты смогли быстро снизить высоту полета, в результате спас остальных пассажиров. Командиром воздушного судна была Тэмми Джо Шульц — бывшая пилот истребителя. Вторым пилотом также был бывший военный летчик. Вдвоем им удалось посадить самолет в Филадельфии.

Происшествия, когда человека выбрасывает потоком воздуха из поврежденного самолета, случались еще реже, чем аварии из-за разрушенных турбин двигателей.

Самым известным стало авиапроисшествие с Boeing 737 компании Aloha Airlines над Гавайями в 1988 году. Тогда у лайнера набегавшим потоком воздуха сорвало часть обшивки. Ветер был настолько силен, что одну из стюардесс, которая стояла в проходе, выбросило из самолета, и она погибла. Пилоты смогли посадить авиалайнер, и больше на его борту жертв не было.

Турбореактивный двигатель — Turbojet

турбореактивный — это воздушно-реактивный двигатель , обычно используемый в самолетах. Он состоит из газовой турбины с движущимся соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину (которая приводит в движение компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается за счет сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Затем выхлоп турбины расширяется в движущем сопле, где он ускоряется до высокой скорости для создания тяги. Два инженера, Фрэнк Уиттл в Соединенном Королевстве и Ханс фон Охайн в Германии , независимо друг от друга разработали концепцию практических двигателей в конце 1930-е годы.

Читать еще:  Ауди 80 почему двигатель не тянет

Хотя турбореактивный двигатель был первой формой газотурбинной силовой установки для авиации, он в значительной степени был заменен другими разработками первоначальной концепции. Во время работы турбореактивные двигатели обычно создают тягу за счет ускорения относительно небольшого количества воздуха до очень высоких сверхзвуковых скоростей, тогда как турбовентиляторные двигатели ускоряют большее количество воздуха для уменьшения трансзвуковой скорости. Турбореактивные двигатели были заменены на более медленных самолетах на турбовинтовые , поскольку они имеют лучший удельный расход топлива . На средних скоростях, когда пропеллер уже неэффективен, турбовинтовые двигатели были заменены на турбовентиляторные. Турбореактивный двухконтурный двигатель тише и имеет лучший расход топлива в зависимости от дальности полета, чем турбореактивный двигатель. Турбореактивные двигатели могут быть высокоэффективными для сверхзвуковых самолетов.

Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортного средства, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, отличных от самолетов. В отдельных случаях турбореактивные двигатели использовались для питания транспортных средств, отличных от самолетов, обычно для попыток установления рекордов наземной скорости . В тех случаях, когда транспортные средства «приводятся в действие от турбины», это чаще всего происходит за счет использования двигателя с турбонаддувом , усовершенствования газотурбинного двигателя, в котором дополнительная турбина используется для привода вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и ​​судах на воздушной подушке. Турбореактивные двигатели использовались на «Конкорде» и на более дальних версиях Ту-144 , которые требовались для длительных сверхзвуковых полетов. Турбореактивные двигатели по-прежнему широко используются в крылатых ракетах средней дальности из-за их высокой скорости истечения, небольшой лобовой площади и относительной простоты. Они также все еще используются на некоторых сверхзвуковых истребителях, таких как МиГ-25 , но большинство из них тратят мало времени на сверхзвуковые путешествия, поэтому используют турбовентиляторные двигатели и форсажные камеры для увеличения скорости выхлопа для сверхзвуковых спринтов.

Содержание

  • 1 История
  • 2 Ранние разработки
  • 3 Конструкция
    • 3.1 Воздухозаборник
    • 3.2 Компрессор
    • 3.3 Камера сгорания
    • 3.4 Турбина
    • 3.5 Сопло
    • 3.6 Увеличение тяги
      • 3.6.1 Форсажная камера
  • 4 Чистая тяга
  • 5 Улучшения цикла
  • 6 См. Также
  • 7 Ссылки
  • 8 Дополнительная литература
  • 9 Внешние ссылки

История

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году француз Максим Гийом . Его двигатель должен был быть турбореактивным с осевым потоком, но он так и не был сконструирован, так как требовал значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами.

. В 1928 году курсант британского колледжа RAF Cranwell Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя своему начальству. В октябре 1929 г. он развил свои идеи дальше. 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор , питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям А.А. Гриффит в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбины»). Позднее Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. 12 апреля 1937 года Уиттл запустил первый турбореактивный двигатель, Power Jets WU . Он работал на жидком топливе и включал автономный топливный насос. Команда Уиттла испытала почти панику, когда двигатель не останавливался, разгоняясь даже после отключения топлива. Оказалось, что топливо просочилось в двигатель и скопилось в лужах, поэтому двигатель не остановился, пока не сгорело все вытекшее топливо. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

В Германии Ханс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году.

27 августа 1939 года Heinkel He 178 стал первым в мире самолетом, летавшим с турбореактивным двигателем. с летчиком-испытателем Эрихом Варсицем за штурвалом, став первым практическим реактивным самолетом. Gloster E.28 / 39 (также известный как «Gloster Whittle», «Gloster Pioneer» или «Gloster G.40») был первым британским самолетом с реактивным двигателем, который летал. Он был разработан для испытания реактивного двигателя Уиттла в полете, что привело к созданию Gloster Meteor.

Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262 , а затем Gloster Meteor , вступил в строй в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны .

Воздух втягивается во вращающийся компрессор через впускное отверстие и сжимается до более высокого давления перед входом в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и горит в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину , где мощность отбирается для привода компрессора. Выхлопные газы турбины по-прежнему содержат значительную энергию, которая преобразуется в сопле двигателя в высокоскоростную струю.

Первыми реактивными двигателями были турбореактивные двигатели с центробежным компрессором (как в Heinkel HeS 3 ) или осевыми компрессорами (как в Junkers Jumo 004 ), который дал двигатель меньшего диаметра, но более длинный. За счет замены пропеллера, используемого в поршневых двигателях, на высокоскоростную выхлопную струю можно было достичь более высоких скоростей самолета.

Одним из последних приложений для турбореактивного двигателя был Concorde , в котором использовался двигатель Olympus 593 . Во время проектирования было установлено, что турбореактивный двигатель является оптимальным для крейсерского полета с удвоенной скоростью звука, несмотря на преимущество турбореактивных двигателей для более низких скоростей. Конкорду требовалось меньше топлива для создания заданной тяги на милю со скоростью 2,0 Маха, чем современному двухконтурному ТРДД, например General Electric CF6 при оптимальной скорости 0,86 Маха.

Турбореактивные двигатели. оказал значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, причем некоторые модели демонстрировали рейтинг надежности диспетчеризации, превышающий 99,9%. Предварительно реактивные коммерческие самолеты были спроектированы с четырьмя двигателями отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Маршруты зарубежных полетов были проложены таким образом, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что увеличивало продолжительность полетов. Повышение надежности турбореактивного двигателя позволило создать трех- и двухмоторный двигатель и увеличить число прямых перелетов на большие расстояния.

Высокотемпературные сплавы были обратным выступом , ключевой технологией. это замедлило прогресс в области реактивных двигателей. Реактивные двигатели не британского производства, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за выхода из строя и других повреждений лопастей. Однако в британских двигателях использовались сплавы Nimonic , которые позволяли длительное использование без капитального ремонта, двигатели, такие как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , а к 1949 г. de Havilland Goblin , прошедший типовые испытания в течение 500 часов без обслуживания. Лишь в 1950-х годах технология суперсплавов позволила другим странам производить экономически практичные двигатели.

Ранние конструкции

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по количеству работающих двигателей. могло произойти из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland , использовались лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Welland был сертифицирован по типу вначале на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. Несмотря на высокие требования к техническому обслуживанию, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются с исходными двигателями.

General Electric в США имел хорошие возможности для входа в производство реактивных двигателей благодаря своему опыту с используемыми высокотемпературными материалами. в своих турбокомпрессорах во время Второй мировой войны.

Читать еще:  В чем измеряются обороты двигателя автомобиля

Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.

Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением лучших сплавов и покрытий, так и с появлением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.

СПОСОБ КОНВЕНТИРОВАНИЯ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ

Способ конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, осуществляют путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре. Компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями. Устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L1 к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79. Кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали. Изобретение направлено на повышение мощности и к.н.д., снижение концентрации выбросов, повышение надежности работы камеры сгорания. 4 ил.

Способ конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре, отличающийся тем, что компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями, устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L1 к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79, при этом кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали.

Изобретение относится к турбостроению, а конкретно к созданию промышленных газотурбинных двигателей полученных путем конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя.

Известен газотурбинный двигатель наземного применения, полученный путем конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, кольцевую камеру сгорания со специальными подвесками жаровой части к наружному корпусу камеры сгорания, переднюю, среднюю и заднюю опоры, реактивное сопло. Конвертирование заключается в том, что в компрессоре низкого давления подрезают верхнюю часть лопаток расположенную во втором контуре, устанавливают кольцевые детали, образующие тракт внутреннего контура и кольцевые радиальные перегородки, закрывающие второй контур. Компрессор высокого давления с турбиной высокого давления оставляют без изменений. В камере сгорания изменяют фронтовое устройство. Демонтируют реактивное сопло и устанавливают силовую турбину, двигатель и силовую турбину устанавливают на раму (см. Двигатель НК-16СТ, «Руководство по технической эксплуатации» книга 1, 1996 г., раздел 1, рис.1.2, стр.7/8). При этом получение параметров ГТД наземного применения, в том числе мощности и к.п.д. ограничено исходными параметрами двухконтурного турбореактивного двигателя, такими как расход воздуха через внутренний контур и к.п.д. узлов турбокомпрессора.

Недостатком является невозможность получения повышенных параметров ГТД, без моделирования новой проточной части влекущей за собой выполнение деталей с новой геометрией.

Решаемой технической задачей является увеличение КПД и мощности конвертируемого ГТД при сохранении силовых схем роторов, корпусов и расположения опор прототипа, а также снижение концентрации выбросов вредных веществ и повышение надежности работы камеры сгорания.

Поставленная задача для способа конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре, достигается тем, что компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями, устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L1 к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79, при этом кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали.

При этом уменьшение длины L до L1, выполняя задачу размещения дополнительных ступеней компрессора, способствует уменьшению эмиссии вредных веществ, в первую очередь NOx, в связи с уменьшением объема зоны горения и малым временем пребывания продуктов сгорания в зоне с высокой температурой газа.

Технический результат при использовании изобретения заключается в получении повышенных параметров ГТД, сокращение сроков и стоимости создания ГТД наземного применения из двухконтурного турбореактивного двигателя, облегчение доводки ГТД за счет сохранения силовой схемы роторов и корпусов, повышение надежности и облегчение сборки камеры сгорания без создания специальных подвесок жаровой трубы, снижении концентрации выбросов.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя наземного применения. На фиг.2 представлен элемент А фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен элемент Б фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.4 представлен элемент В фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель наземного применения 1 состоит из компрессора низкого давления 2 с турбиной низкого давления 3, компрессора высокого давления 4 с турбиной высокого давления 5, камерой сгорания 6 с креплением 13 жаровой трубы на наружном корпусе.

Для создания ГТД наземного применения с повышенными параметрами, при конвертировании двухконтурного турбореактивного двигателя в компрессоре низкого давления 2, для обеспечения повышенного расхода воздуха полученного по результатам термодинамического расчета двигателя, устанавливают дополнительную ступень и проводят подрезку верхней части лопаток 7 компрессора низкого давления расположенную во втором контуре, что позволяет получить повышенную мощность. Формируют тракт внутреннего контура, устанавливая кольцевые коаксиально расположенные детали 8. Закрывают второй контур, устанавливая кольцевые радиальные перегородки 9. Для обеспечения суммарной степени сжатия в компрессоре, повышают степень сжатия в компрессоре высокого давления 4, за счет постановки дополнительных двух ступеней 11 на выходе. Для повышения к.п.д. турбины высокого давления 5, при полученной большей мощности компрессора высокого давления, устанавливают дополнительно одну ступень 12, при этом получив высокий к.п.д. всего двигателя. Для сохранения силовой схемы корпусов и роторов, положение передней, средней и задней опор с расстояниями L2, L3 между ними, между компрессором высокого давления 4 и турбиной высокого давления 5, устанавливают камеру сгорания 6, в которой отношение длины L1 к исходной длине L равно 0,7÷0,79. Это позволяет при увеличении длины компрессора высокого давления, за счет постановки двух ступеней, сохранить силовую схему роторов, корпусов и расположения опор ГТД. Увеличение этого отношения за пределы указанного диапазона не позволит разместить в пределах длины L2 расположения опор дополнительные две ступени компрессора высокого давления. Уменьшение этого отношения приведет к высокой окружной неравномерности температурного поля в камере сгорания. Уменьшение длины L до L1, дает также положительный эффект уменьшения эмиссии вредных веществ, в частности NOx, в связи с уменьшением объема зоны горения и малым временем пребывания продуктов сгорания в зонах с высокой температурой газов. Крепление 13 жаровой трубы камеры сгорания к наружному корпусу камеры сгорания выполняют посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали за одно целое с наружным кольцом жаровой трубы 14, что позволило не создавать специальных подвесок жаровой трубы, которые приводили к усложнению сборки камеры сгорания и дефектам при ее работе.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector