Общий КПД, удельный расход топлива и удельная тяга
Дозвуковой самолёт — самолёт, скорость полёта которого в заданных условиях эксплуатации не превышает скорости звука.
Число Маха - является отношением скорости тела, движущегося в газовой среде к скорости звука в этой среде (безразмерная величина).Названо так по имени австрийского физика Эрнста Маха (1838-1916гг.) При М<1 течение называется дозвуковым, при М=1 - звуковым, при М>1 - сверхзвуковым (при обтекании тел или торможении потока образуются ударные волны) , при М>5 - гиперзвуковым.
Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины.
Принцип работы газотурбинного двигателя: всасывание и сжатие воздуха в компрессоре, подача его в камеру сгорания, смешение сжатого воздуха с топливом для образования топливо-воздушной смеси, воспламенение полученной топливо-воздушной смеси при помощи свечи зажигания, расширение газов при сгорании топливо-воздушной смеси, что формирует вектор давления газа, направленный в сторону меньшего, передача энергии газа лопатками турбины на диск или вал, в котором эти лопатки закреплены, приводя во вращение диск (вал)турбины и, вследствие этого, передачу крутящего момента по валу на диск компрессора. Увеличение количества подаваемого топлива вызывает генерирование большего количества газов высокого давления, что, в свою очередь, ведёт к увеличению числа оборотов турбины и диска компрессора и, вследствие этого, увеличению количества нагнетаемого воздуха и его давления, что позволяет подать в камеру сгорания и сжечь больше топлива. Количество топливо-воздушной смеси зависит напрямую от количества воздуха поданного в камеру сгорания.
|
|
|
Цикл Брайтона/Джоуля — термодинамический цикл, описывающий рабочие процессы газотурбинного, турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей внутреннего сгорания, а также газотурбинных двигателей внешнего сгорания с замкнутым контуром газообразного рабочего тела.
Основные преимущества газотурбинного двигателя:
1) возможность применения почти всех видов топлива;
2) небольшое содержание вредных веществ в отработавших газах вследствие большого коэффициента избытка воздуха при сгорании в турбине;
3) более простое обслуживание, так как отпадает необходимость замены масла, которое не взаимодействует с горячими газами; минимальные потери трения в подшипниках, малый износ и большая долговечность;
4) отсутствие вибраций, так как вращающиеся детали можно легко сбалансировать;
|
|
|
5) малая шумность и возможности ее дальнейшего снижения;
6) благоприятная характеристика кривой крутящего момента;
7) высокая удельная мощность на единицу массы.
Простейший газотурбинный двигатель имеет только один вал, куда устанавливается турбина которая приводит во вращение компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления всегда приводит в движение компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку, так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.
Турбореактивный двигатель. В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.
Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.
|
|
|
Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.
|
|
|
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.
Турбовинтовой двигатель. В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10—15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи.
Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600—800 км/ч.
Турбовальный двигатель. Такой двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдает часть своей мощности для вращения компрессора и далее, вращая вторую, тем самым через вал этой (второй) турбины приводит в действие полезные агрегаты. Сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создает.
Выходной вал ТваД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.
Редуктор — непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Они просто не смогут выполнять свои функции и даже могут разрушиться. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала.
Компрессор у ТваД может быть осевым (если двигатель мощный) либо центробежным. Часто компрессор бывает и смешанным по конструкции, в нем есть как осевые, так и центробежные ступени. В остальном принцип работы этого двигателя такой же, как и у ТРД.
Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолетах. Полезная нагрузка в этом случае — несущий винт вертолета. Известным примером могут служить широко распространенные вертолеты МИ-8 и МИ-24 с двигателями ТВ2-117 и ТВ3-117.
Двухконтурный турбореактивный двигатель.В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности<4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 — потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно. Применение второго контура в двигателях для военной авиации позволяет охлаждать горячие части двигателя, это позволяет увеличивать температуру газов перед турбиной, что способствует дополнительному повышению тяги.
Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.
Общий КПД, удельный расход топлива и удельная тяга
Полный или общий КПД определяется по следующей зависимости:
где q - теплотворность топлива.
Суммарный КПД можно разделить на КПД сгорания:
Эффективный и тяговый КПД определяются формулой:
При оценки эффективности двигателя часто используется удельный расход топлива. Для ТРД удельный тяговый расход топлива определяется следующим образом:
Для ТВД удельный расход топлива по мощности имеет вид:
Удельный расход топлива в крейсерском полете определяет количество топлива, необходимое для преодоления сопротивления и является основным показателем экономичности двигателя.
Удельная тяга реактивного двигателя показывает, какая часть тяги приходится на единицу расхода воздуха:
Удельную тягу можно также выразить через отношение расхода топливовоздушной смеси к удельному расходу топлива. С увеличением удельной тяги размеры входного канала в двигатель и сопротивление двигателя уменьшаются.
ТРД с относительно высоким тяговым КПД будет иметь низкую удельную тягу на данной скорости полета. Этот вывод справедлив и для ДТРД. Это означает, что при проектировании или выборе двигателя для конкретного ВС необходимо искать компромиссные решения между противоречивыми требованиями. Для ВС с большой дальностью полета большое значение имеет низкий расход топлива. Когда же требуется большая тяга на короткое время, необходимо выбирать двигатель с высокой удельной тягой.
Список использованной литературы:
1. «Проектирование дозвуковых самолетов» Э.Торенбик
2. «Газотурбинные двигатели». А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. 2008 г.
3. «Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей» Скубачевский Г.С. 4-ая редакция 1974 г.
4. «Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей» ПогосКазанджан, Николай Тихонов, Виктор Шулекин. 2002 г
5. «Методы оптимизации при доводке и проектировании газотурбинных двигателей» Тунаков А.П. 1979 г.
6. «Основы надёжности газотурбинных двигателей» Акимов В.М. 1981 г.
7. https://ru.wikipedia.org
Дата добавления: 2018-05-31; просмотров: 309; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!