Относительное снижение удельного расхода топлива в поколениях ГТД

Основные интегральные и удельные параметры, характеризующие ГТД. Основные узлы, агрегаты и элементы АД и ЭУ. Эксплуатационные режимы. Нагрузки, действующие на узлы и элементы двигателя. Долговечность, ресурс, ремонтопригодность, технологичность конструкций.

Лекция №3

2.2 Основные интегральные и удельные параметры, характеризующие ГТД.

 

Основные данные:

R – тяга, н, (кН, даН);

- эффективная мощность на валу, Вт (кВт, л.с.);

- эквивалентная мощность, включающая тягу собственно двигателя

(кВт, л.с.);

- расход топлива, кг/с;

- масса двигателя (сухая, полная, поставочная), кг;

D, L – габаритные размеры, мм;

 

Удельные параметры:

- удельная тяга, ,

- удельный расход топлива, , , ;

- удельный расход топлива, , , ;

- удельный расход топлива, , , ;

- удельный вес, ;

- лобовая тяга, , , ;

- удельная объемная тяга, , , .

 

 

Интегральные параметры двигателя (расход воздуха через двигатель, тяга двигателя, его масса, скорость истечения газа из сопла и т.д.) характеризуют качество силовой установки, но не позволяют проводить сравнительную оценку различных двигателей. При проектировании новых двигателей, выполнении сравнительных оценок и выборе двигателей для силовой установки конкретного самолета чаще используют удельные параметры. К ним относятся удельная тяга двигателя, удельный расход топлива, удельная масса двигателя, удельная лобовая тяга.

Удельная тяга ТРД - это тяга, приходящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через тракт двигателя в 1 секунду:

или [] (5.12)

Для одноконтурных ТРД удельная тяга составляет = 800…900 , для двухконтурных двигателей этот показатель тем меньше, чем больше степень двухконтурности. Для двигателей с большой степенью двухконтурности (m = 5…6) Rуд = 300…400 .

В общем случае удельная тяга двигателя для режима полного расширения () рассчитывается по формуле:

(5.13)

где m – степень двухконтурности двигателя – отношение расхода воздуха через второй контур Gв11 – и расходу воздуха через первый контур Gв1;

– относительный расход топлива;

– расход топлива в секунду;

– относительный расход воздуха на охлаждение элементов двигателя;

и – скорости истечения газа и воздуха из сопл первого и второго контуров.

 

Удельный расход топлива - расход топлива на единицу тяги в единицу времени (обычно – на 1ньютон тяги в час):

[] (5.14)

 

В современных бесфорсажных ТРД Суд составляет 0,08…0,09 кг/Н.час. Чем выше степень двухконтурности, тем экономичнее двигатель. Для двигателей с большой степенью двухконтурности (m ~ 5..6)

Суд = 0,65…0,7 кг/Н.час.

Удельная масса двигателя - масса двигателя, приходящаяся на один ньютон тяги на максимальном режиме работы двигателя:

(5.15)

 

Для ТРД удельная масса находится в пределах __________кг/Н, для двухконтурных двигателей ____ кг/Н.

Наименьшая удельная масса – у подъемных двигателей самолетов вертикального взлета и посадки (Харриер – Великобритания, Як-38 – Россия), так как подъемные двигатели содержат небольшое количество деталей (около 2000 шт.) и упрощенные системы запуска, смазки, топливопитания. Для них mуд ~ 0,004…0,01 кг/Н.

Удельная лобовая тяга - тяга, приходящаяся на единицу максимальной площади поперечного сечения двигателя (площадь миделевого сечения):

(5.16)

Для ТРД удельная лобовая тяга составляет ____Н/м2, для ТРДД этот параметр зависит от степени двухконтурности и составляет ___ Н/м2 (меньшие значения Rлоб относятся к двигателям с большой степенью двухконтурности).

Удельная лобовая тяга является важной характеристикой авиационного реактивного двигателя. Она характеризует возможность получения заданной величины тяги при ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в мотогондоле) величина лобовой тяги в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки.

В некоторых случаях величину лобовой тяги определяют не по миделю двигателя, а по площади входа в воздухозаборник:

Кроме этих основных удельных параметров иногда используют и некоторые другие – коэффициент тяги, удельный импульс тяги, удельную объемную тягу.

Коэффициент тяги - безразмерный коэффициент, представляющий собой отношение удельной лобовой тяги к скоростному напору набегающего воздуха:

При горизонтальном установившемся полете сила тяги двигателя равна силе аэродинамического сопротивления, откуда коэффициент тяги равен коэффициенту аэродинамического сопротивления Сх:

Если величина больше Сх , то избыточная тяга идет на разгон летательного аппарата.

Удельный импульс тяги - характеризуется величиной тяги двигателя, которая образуется при сжигании 1 кг топлива в секунду:

Удельная объемная тяга - отношение взлетной тяги двигателя к его объему:

Эта величина обычно используется для оценки объема двигателя и возможности его размещения в фюзеляже или мотогондоле летательного аппарата.

 

 

Основным свойством авиационного двигателя является создаваемая им тяга. Изменение взлетной тяги четырех типов авиационных ГТД по времени показано на рис.2.3 и 2.4. За 50 лет тяга выросла в 57 раз. За то же время взлетная масса самолетов с реактивными двигателями возросла в 100 раз. Максимальные тяги достигнуты в ТРД РД‑35‑51 – 205,82 кН и ТРДД GE90‑115B – 512,43 кН для гражданских самолетов. Наибольшие тяги для боевых самолетов достигнуты в ТРДФ РД‑7М2 – 161,715 кН и ТРДДФ НК‑32 – 245,0 кН. Приведенные данные наглядно иллюстрируют (с 1985 г.) распределение авиационных ГТД по классам тяги.

 

Рис.2.3 Рост максимальной тяги авиационных ГТД по годам


 

 

Рис.2.4 Изменение взлетной тяги авиационных ГТД по годам

 


Эволюция авиационных ГТД по удельному расходу топлива () авиационных ГТД для гражданской и военно-транспортной авиации на крейсерском режиме () показана на рис.2.5 и 2.6.

Рис.2.5 Изменение удельного расхода топлива по годам ()

 

Видно, что в каждом поколении авиационных ГТД, начиная с III, т. е. для ТРДД, уменьшение происходит по «ступенькам»: очередное значительное снижение связано с появлением нового поколения. Относительное снижение удельного расхода топлива в поколениях ГТД приведено в табл.2.1.

Если принять за исходное значение для ТРД первых пассажирских самолетов, то его снижение по поколениям будет весьма существенным (табл.2.1., первый столбец). Если же оценивать вклад в уменьшение каждого поколения по отношению к предыдущему, то он все меньше и меньше (табл.2.1, 2 и 3 столбец).

Наблюдаемая тенденция изменения (рис.2.5 и табл.2.1.), свидетельствует о том, что его дальнейшее снижение вызывает все большие трудности, «кривая уменьшения» выполаживается. Однако, если рассмотреть значения ТРДД V поколения (см. рис.2.6), то можно отметить явную тенденцию уменьшения от 0,056÷0,061 к 0,051 .

Это связано со значительным повышением уровня параметров цикла и двухконтурности ТРДД V поколения, а также с комплексным внедрением мероприятий по повышению КПД лопаточных машин, отработанных в отдельности на ТРДД поколения IV+.

 

Рис.2.6 Изменение удельного расхода топлива по годам

() для ТРДД IV, IV+ и V поколений

 

Таблица 2.1.

Поколение Относительный Относительный
 
II 100% 100% 100%
III 86÷89% 86÷89% 86÷89%
IV 66÷72% 78÷80% 78÷80%
IV+ 62÷65% 91÷93 пропущено
V 59÷60% 90÷96 83÷90%

 

Проектные параметры ТРДД, а именно ,и m влияют на удельный расход топлива.

Зависимость ТРДД от двухконтурности показана на рис.2.7. Увеличение двухконтурности (конечно совместно с и ) благоприятно сказалось на удельном расходе топлива, уменьшился практически в 2 раза, с 0,9 до 0,495 . Влияние на иллюстрирует рис.2.8.

На этих рисунках в частности хорошо видно, что уменьшение ТРДД поколения IV+ не связано с ростом параметров цикла.

Рис.2.7 Зависимость от степени двухконтурности

Рис.2.8 Зависимость от

 

Главным показателем совершенства ТРДДФ является его удельная тяга, которая обычно дается для взлетного режима. Чем больше значение , тем выше лобовая тяга и соответственно меньше лобовые габаритные размеры и удельный вес двигателя. На значение первостепенное влияние оказывают температура газа и степень двухконтурности m. Чтобы проанализировать это влияние, на рис.2.9 даны расчетные зависимости значений при различных и m для =26. На график нанесены данные ТРДДФ трех поколений, включая отечественные. ТРДДФ для стратегического бомбардировщика Рокуэлл В-1В имеет относительно низкое значение =83,8 из-за m=2,1. Эти данные подтверждают целесообразность выбора для ТРДДФ истребителя предельно возможных значений и малых m для достижения высоких значений . Двухконтурность созданных ТРДДФ V поколения (для истребителей) лежит в диапазоне 0,25÷0,5.

Рис.2.9. Удельная тяга ТРДДФ трех поколений

 

Одним из показателей, определяющих маневренность самолетов-истребителей является тяговооруженность : отношение тяги силовой установки к весу самолета. Считается, что более высокая тяговооруженность истребителя открывает возможность к наступлению в воздушном бою. Влияние весового совершенства двигателей () на взлетную тяговооруженность для реактивных самолетов-истребителей разных поколений показано на рис.2.11. Одно из выражений, по которому определяется взлетная тяговооруженность, имеет вид:

.

Следовательно, тяговооруженность обратно пропорциональна удельному весу и прямо пропорциональна относительному весу силовой установки . За период с 1950 по 2005 гг. относительный вес силовой установки истребителя изменился от значений =0,15÷0,2 до =0,1÷0,15 (на рис.2.10 нанесены линии постоянных значений =0,1; 0,15; 0,2), т.е. уменьшился почти в 1,5 раза. .Не смотря на это, тяговооруженность возросла в 2,4 раза за счет уменьшения удельного веса двигателей в 3 раза. Следовательно, возможность увеличения обеспечивается исключительно снижением удельного веса двигателей . Способность современных истребителей завоевания превосходства в воздухе маневрировать с поперечной перегрузкой =9 обеспечивается удельным весом их двигателей .

На рис.2.11 показано уменьшение для ТРДФ и ТРДДФ по годам для II÷V поколений. За исключением ТРДФ J85 и Р35-300, барьер в =0,15 преодолели только ТРДДФ IV и V поколений.

Рис.2.10 Взаимосвязь весового совершенства ТРДФ, ТРДДФ

и тяговооруженности самолетов-истребителей

Рис.2.11 Уменьшение удельного веса ТРДФ и ТРДДФ по годам

 

Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя

 

Из-за прочностных или функциональных ограничений двигателя приходится вводить и ограничения по условиям применения летательного аппарата с тем, чтобы, например, давление воздуха за компрессором не превысило предельного из условия прочности корпуса камеры сгорания. Такие ограничения могут быть необходимы по времени непрерывной работы двигателя на режиме, величине максимальной температуры газов перед турбиной, газовых нагрузок, действующих на рабочие лопатки компрессора и турбины, предельной частоте вращения ротора и т.п. Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя устанавливаются с учетом исключения механических и тепловых перегрузок отдельных деталей и узлов конструкции и обеспечения устойчивой работы элементов силовой установки.

1. Ограничения по устойчивой работе входного устройства. Ограничения (по режимам дросселирования ГТД, углам атаки и т.п.) вводятся с целью согласования расходов воздуха через входное устройство ГТД.

2. Ограничения по устойчивой работе компрессора. Ограничения по максимальной приведенной частоте вращения РНД, температуры газа перед турбиной .

3. Ограничения по устойчивой работе камер сгорания.

4. Ограничения по перегрузкам. По линейным перегрузкам, по угловым скоростям, по угловым ускорениям, работать на предельных углах крена, тангажа, рыскания и скольжения, по времени действия перегрузок.

5. Ограничения по воздействию пыли и птиц. Снижение тяги двигателя при работе в запыленных условиях (задана концентрация пыли) на максимальном режиме и на режиме работы, соответствующем рулению ЛА в течение заданного времени не более 3%. Попадание в двигатель птиц заданной массы при опробовании на земле, при рулении, взлете (посадке) и в полете не должно приводить к нелокализованному отказу.

6. Ограничения по воздействию на двигатель внешней среды (температура, давление, влажность, составляющие скорости ветра, обледенение, град, снег, дождь и т.п.).

На рис.28 показаны диапазон высот и скоростей полета самолета и возможные ограничения, налагаемые на него двигателем.

 

Рис.2.28.

 

Ограничение по низкому давлению газов за турбиной возникает при малых скоростях полета самолета, когда давление воздуха повышается в воздухозаборнике за счет скоростного напора незначительно, следовательно, давление воздуха за компрессором и газов за турбиной будет также невысоким. Естественно, включение форсажа на таком режиме будет бессмысленным.

Ограничение по скоростному напору связано с нагревом конструкции самолета и воздействием на нее больших газовых нагрузок. Воздух, поступающий в компрессор, так же будет иметь высокую температуру. При торможении воздуха в воздухозаборнике и дальнейшем сжатии в компрессоре температура его дополнительно повысится и может превысить допустимый предел.

При полете самолета на малой высоте и максимальной скорости при температуре окружающего воздуха минус 40 °С плотность воздуха и скоростной напор будут максимальными. Это режим максимального расхода воздуха через двигатель. Давление воздуха за компрессором двигателя также будет большим и может превысить ограничения по прочности корпуса камеры сгорания. На этом режиме также возрастает до недопустимой величины расход топлива при включении форсажа.

Запуск двигателя в полете осуществляется на режиме авторотации. Если выполнять такой запуск на большой высоте (при малой плотности воздуха), то, во-первых, ротор может не достичь необходимой для запуска частоты вращения, во-вторых, будет затруднен розжиг камеры сгорания из-за недостатка кислорода и малого диапазона устойчивости по коэффициенту избытка воздуха. При большой скорости полета самолета камеру сгорания также будет трудно разжечь из-за высокой скорости воздуха в ее фронтовом устройстве и срыва пламени. Поэтому запуск двигателя в воздухе выполняется на скорости Vпр = 550…650 км/час и на высотах не более 8 км (до 10…11 км с кислородной подпиткой). На высотах менее 2 км запуск запрещен по условиям безопасности (у экипажа должен оставаться резерв высоты для покидания самолета при невозможности запуска двигателя).

Для значительного числа деталей, узлов и элементов двигателя не представляется возможным точно учесть действующие силовые факторы, особенно при наличии вибрационных режимов, и, кроме того, формы деталей бывают настолько сложными, что выполнить прочностной расчет по точным аналитическим зависимостям невозможно. В этих случаях расчеты выполняют с использованием численных методов (методы конечных разностей, конечных элементов и др.). На помощь конструктору приходят также сравнительный расчет и эксперимент на модели и в натуре.

При сравнительном расчете напряжения в деталях проектируемого двигателя сравнивают с напряжениями в аналогичных деталях двигателя-прототипа, хорошо зарекомендовавшего себя в эксплуатации.

Большую помощь конструктору при проектировании двигателя оказывает теория подобия, позволяющая по известным данным двигателя-прототипа провести предварительную оценку параметров геометрически и газодинамически подобного двигателя. Для таких двигателей справедливы следующие соотношения:

– отношения масс двигателей приблизительно пропорционально отношению кубов их диаметров;

– отношение тяг приблизительно пропорционально отношению квадратов их диаметров;

– центробежные силы элементов роторов подобных двигателей, у которых в сходственных точках окружные скорости одинаковы, пропорциональны квадратам линейных размеров Рц 1/Рц 2 = D2к1/D2к2, а напряжения в сходственных точках будут, соответственно, одинаковы. То же относится и к газовым силам и напряжениям от них.

Особенное значение теория подобия приобретает в связи с внедрением принципа проектирования новых двигателей на базе хорошо отработанной турбокомпрессорной части (базового газогенератора).

Процесс изготовления двигателя начинается с создания 10 опытных экземпляров (ранее трех-четырех десятков и более опытных экземпляров, которые проходят следующие основные испытания:

– заводские (наземные и летные);

– государственные (наземные и летные);

– сертификационные (наземные и летные);

– эксплуатационные.

На основании положительных результатов государственных испытаний двигатель внедряется в серийное производство. Иногда с целью сокращения сроков отдельные этапы различных испытаний могут совмещаться.

Серийные двигатели проходят контрольно-сдаточные испытания. С целью установления (подтверждения) назначенного и межремонтных ресурсов и сроков службы двигатели проходят лидерные (ускоренные) испытания, при которых наработка лидерных двигателей опережает в 1,5…2 раза наработку двигателей, находящихся в серийной эксплуатации.

Для подтверждения качества выполнения мероприятий на двигателях (модернизация, доработки по бюллетеням) двигатели могут подвергаться специальным испытаниям.