Теория газотурбинных двигателей

Чаще применяется поворот лопаток статора, причем число и расположение регулируемых лопаточных венцов выбирается в зависимости от числа ступеней компрессора. В некоторых двигателях применяется одновременное регулирование положения направляющих аппаратов в группе первых и в группе последних ступеней.

Каскадом компрессора называется группа ступеней, установленных на одном валу и вращаемой от отдельной турбины. Разделение компрессора на стоящие друг за другом каскады приводит к тому, что компрессор с высоким расчетным значением степени сжатия разделяется на группы ступеней со значительно меньшей величиной степени сжатия и соответственно с меньшим возможным рассогласованием ступеней в пределах каждого каскада. Рассогласование ступеней, находящихся в разных каскадах уменьшается за счет изменения соотношения частот вращения каскадов при изменении общей степени повышения давления.. Чем больше число каскадов компрессора, тем большим может быть и достигаемый эффект.

Передняя группа ступеней образует так называемый компрессор низкого давления (КНД), а вторая группа – компрессор высокого давления (КВД).

Оба компрессора приводятся во вращение каждый от своей турбины. На расчетном режиме параметры турбин подбираются таким образом, чтобы каждый из каскадов компрессора вращался с заданной частотой, при которой все ступени компрессора работают согласованно. Частота вращения компрессора низкого давления и частота вращения компрессора высокого давления может быть одинаковой или более высокой в КВД.

В компрессоре, не разделенном на каскады, углы атаки в первых ступенях при этом увеличиваются. В последних ступенях, наоборот, углы атаки уменьшаются. Иными словами, распределение работы вращения между ступенями изменяется в сторону увеличения доли работы, приходящейся на первые ступени. Компрессоры низкого и высокого давления имеют только газодинамическую связь друг с другом, причем при неизменной общей степени расширения газа в двух стоящих друг за другом турбинах распределение работы расширения газа между ними остается практически неизменным. Следовательно, неизменным должно быть и распределение работы вращения между каскадами компрессоров. Это означает, что турбины не смогут приводить оба каскада с прежним соотношением частот вращения: у КНД она упадет, а у КВД возрастет по сравнению с частотой вращения нерегулируемого (не разделенного на каскады) компрессора в аналогичных условиях.

Снижение оборотов компрессора низкого давления при неизменном расходе воздуха означает уменьшение углов атаки в ступенях компрессора низкого давления, а увеличение оборотов компрессора высокого давления – соответствующее увеличение углов атаки в последних ступенях двухкаскадного компрессора.

Ограничения по устойчивой работе компрессора

Необходимость их введения диктуется тем, что запас устойчивости компрессора при некоторых условиях может снижаться до недопустимо малых значений.

1. Одной из причин наступления опасных с точки зрения срыва и помпажа режимов работы компрессора является значительное изменение в условиях полета приведенной частоты вращения, связанное с изменением температуры воздуха. Изменение приведенной частоты вращения может быть достаточным для того, чтобы возникла неустойчивая работа компрессора.

2. На характеристики газодинамической устойчивости компрессора отрицательное влияние оказывает уровень неравномерности и нестационарности потока на входе в авиадвигатель. В компоновке воздушного судна этот уровень определяется конструкцией и условиями работы входного устройства. С ростом числа Маха, углов атаки и скольжения ВС неравномерность потока перед двигателем (особенно при коротких входных каналах) возрастает и может достигать такого уровня, при котором даже на установившихся режимах работы двигателя запас газодинамической устойчивости компрессора оказывается меньше минимально допустимых значений. Это заставляет вводить ограничения по максимальным перегрузкам ВС (т. е. углам атаки и скольжения) в области больших чисел М полета, а в отдельных случаях ограничивать и максимальную высоту полета ВС значениями, меньшими статического потолка (где углы атаки достигают особенно больших значений).

3. К числу ограничений по устойчивой работе компрессора на некоторых авиадвигателях относится запрещение вывода турбореактивного двигателя на максимальный режим без прогрева. Снижение запаса устойчивости при максимальной частоте вращения двигателя в этом случае объясняется увеличением радиальных зазоров на последних ступенях компрессора (тонкий корпус компрессора нагревается быстрее, чем ротор), а также тем, что поток воздуха, интенсивно отдавая тепло элементам конструкции, сам охлаждается. Снижение температуры воздуха на выходе из компрессора приводит к увеличению плотности и снижению скорости воздуха на последних ступенях. По указанным причинам возможно появление «верхнего срыва» при приведенной частоте вращения менее максимальной, тогда как у прогретого двигателя при этом обеспечивается достаточный запас устойчивости.

Камера сгорания

Требования к камерам сгорания и их основные параметры

Камера сгорания – один из важнейших элементов газотурбинного двигателя, от совершенства которого в значительной мере зависят надежность двигателя и его экономичность.

Основное назначение камеры сгорания – преобразование химической энергии топлива в тепловую энергию, в результате чего температура воздуха в камере сгорания возрастает от температуры воздуха за компрессором до температуры газов перед турбиной. Условно рабочий процесс в камере сгорания можно разделить на несколько элементарных процессов, основными из которых являются: смесеобразование, поджигание и горение топливовоздушной смеси, стабилизации пламени, смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом, охлаждение воздухом горячих стенок жаровой трубы.

В современных авиационных газотурбинных двигателях используются камеры сгорания кольцевой схемы, однако на отдельных двигателях применяется схема трубчато-кольцевой камеры сгорания.

К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования, степень выполнения которых оценивается соответствующими параметрами.

Высокая полнота сгорания топлива. Потери топлива в процессе горения связаны, в основном с неполным сгоранием. Кроме того, некоторое количество тепла уходит через стенки камеры сгорания. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом выделения тепла, представляющем из себя отношение количества тепла, идущего на увеличение теплосодержания газового потока в реальном процессе к количеству тепла, которое могло бы пойти на увеличение теплосодержания газового потока при условии полного сгорания в теплоизолированной камере.

При отклонении от расчетного режима работы двигателя коэффициент полноты сгорания уменьшается, что приводит к росту расхода топлива и ухудшению экономичности авиадвигателя.

Устойчивый процесс горения в широком диапазоне режимов работы и условий полета. Даже кратковременное нарушение нормального процесса горения («срыв» пламени) приводит к самовыключению двигателя. Недопустимым является также наличие сильных колебаний давления в камерах сгорания, которые могут быть вызваны нарушением нормального процесса подачи и распыления топлива в камере или возникновением так называемого вибрационного горения.

Минимальный объем камеры. Продольные и поперечные размеры камер сгорания существенно влияют на габаритные размеры и массу двигателя.

Малые потери полного давления. Снижение полного давления проходящего через камеру сгорания газового потока из-за наличия гидравлических потерь и «теплового» сопротивления отрицательно сказывается как на тяге, так и на экономичности двигателя и оценивается коэффициентом потерь полного давления.

Обеспечение стабильного поля температур на выходе из камеры сгорания при заданной эпюре распределения температуры по радиусу. Нестабильность и окружная неравномерность температурного поля отрицательно сказывается на тепловом режиме сопловых и рабочих лопаток турбины и, следовательно, на их надежности и ресурсе. Радиальная неравномерность поля температур вводится преднамеренно с целью снижения рабочих температур наиболее нагруженных сечений лопаток.

Низкий уровень содержания твердых частиц (сажи) и токсичных веществ в продуктах сгорания.

«Дымление» двигателей приводит к загрязнению атмосферы, к нарушению нормального теплового режима деталей газовоздушного тракта при отложении сажи на их поверхности.

Надежный запуск («розжиг») на земле и в воздухе. Важность этого требования очевидна. Камера сгорания турбореактивных двигателей должна обеспечивать надежное воспламенение топлива на высотах до 6—10 км.

Основные понятия о процессе горения топлива

Количество фактически подведенного к топливу воздуха в двигателе, как правило, отличается от теоретически необходимого. Их соотношение характеризуется коэффициентом избытка воздуха.

Если фактическое количество воздуха меньше необходимого, такая смесь называется богатой (топливом), если наоборот – бедной.

При составе смеси, близком оптимальному (коэффициент избытка воздуха равен 1), температура горения достигает максимального значения. Обогащение смеси приводит к снижению температуры продуктов сгорания за счет затраты тепла на нагрев и испарение лишнего топлива (не участвующего в процессе горения), а обеднение – за счет затраты тепла на нагрев лишнего воздуха.

В общем случае смесь топлива с воздухом может быть гомогенной (когда топливо полностью испарилось) или гетерогенной, когда в ней присутствуют неиспарившиеся капли топлива. Кроме того смесь может быть однородной, когда значение коэффициента избытка воздуха во всех точках занятого ею объема одинаково, и неоднородной, если он меняется от точки к точке.

Горение топливовоздушной смеси в авиадвигателе представляет собой сложный физико-химический процесс, который состоит из последовательно протекающих процессов распыления топлива, испарения топлива, смешения паров топлива с воздухом, воспламенения образовавшейся горючей смеси и собственно химической реакции горения (окисления). В действительности указанные процессы протекают не строго последовательно, а в значительной степени одновременно, оказывая существенное влияние друг на друга. Тем не менее такое разделение позволяет лучше уяснить сущность сложного процесса горения и проанализировать достаточно полно влияние на него различных внешних факторов.

Кроме того, основанием для такого разделения служит тот факт, что воспламенение и сгорание топлива в газотурбинных двигателях происходят исключительно в газовой фазе, т. е. только после испарения и смешения его паров с воздухом. Рассмотрим подробнее некоторые из этих процессов.

Распыливание топлива представляет собой процесс его дробления на мелкие капли. Уменьшение диаметра капель увеличивает их общую поверхность, что ускоряет прогрев и испарение жидкости и облегчает последующий процесс смешения. В газотурбинных двигателях распыливание осуществляется в процессе впрыска топлива через форсунки. Вытекающая из форсунки струя топлива распадается на капли. При увеличении скорости истечения (перепада давления на форсунке) и повышении плотности среды распыл улучшается. Внутренние силы также зависят от скорости истечения из форсунки и, кроме того, от диаметра струи, формы и состояния поверхности каналов ее сопла. Они могут быть усилены искусственно путем закрутки топлива в распылителе, а в некоторых случаях – столкновением отдельных струй.

В газотурбинных двигателях применяются как струйные, так и центробежные форсунки. Струйные форсунки создают довольно узкий факел распыла – угол конуса струи составляет обычно 15—20 град. Центробежные форсунки широко применяются в камерах сгорания авиадвигателей, так как позволяют получить хороший распыл при сравнительно невысоких давлениях впрыска. Угол конуса струи в центробежных форсунках составляет обычно 90—120 град. Значения угла конуса струи и длины факела распыла зависят от размеров и формы каналов и сопла форсунки и (в меньшей мере) от давления топлива. Засорение форсунки может существенно повлиять на эти параметры и соответственно на качество процесса смесеобразования, так как они определяют характер распределения капель топлива в потоке воздуха.

Испарение топлива сопровождается поглощением тепла. Скорость испарения топлива определяется интенсивностью подвода тепла от воздуха к каплям и скоростью отвода от них образовавшегося пара, т. е. в конечном счете температурой воздуха, размером капель и давлением насыщенных паров топлива.

Смешивание паров топлива с воздухом происходит путем диффузии и вследствие турбулентного перемешивания потока. Скорость протекания процесса смешения и степень однородности смеси в конечном счете определяются распределением капель топлива в воздушном потоке и интенсивностью вихревых течений воздуха.

Воспламенение горючей смеси при запуске двигателя происходит от постороннего источника пламени (электрической свечи, вспомогательного факела пламени и т. д.). В последующем свежая смесь воспламеняется от факела пламени, непрерывно существующего в камерах сгорания.

Образование начального очага пламени в камере сгорания не всегда ведет к воспламенению всей смеси. При слишком богатой или слишком бедной смеси тепловыделение оказывается недостаточным для нагревания соседних слоев смеси до температуры воспламенения. В результате пламя, возникшее у источника зажигания в камере сгорания, гаснет. Предельные значения коэффициента избытка воздуха, при которых пламя от источника зажигания еще может распространяться по объему смеси в камере сгорания, называют пределами воспламеняемости смеси.

Химическая реакция горения, сопровождающаяся выделением большого количества тепла и образованием видимого пламени, протекает со скоростью, зависящей, главным образом, от состава смеси и ее температуры. С увеличением температуры скорость реакции резко возрастает. Повышение давления также ведет к росту скорости реакции.

Скорость распространения фронта пламени относительно нетурбулизированной свежей смеси называется нормальной скоростью горения. Она зависит в основном от рода топлива, состава и начальной температуры смеси.

Если горючая смесь движется, то до тех пор пока ее течение имеет ламинарный характер, скорость распространения пламени относительно смеси остается практически равной нормальной скорости горения. В турбулентном потоке картина существенно меняется. Турбулентность, с одной стороны, ускоряет процесс передачи тепла и диффузию активных центров от пламени к свежей смеси, а с другой, искривляя фронт пламени, увеличивает его поверхность, повышая тем самым объем смеси, вовлекаемый в процесс горения. При большой степени турбулентности фронт пламени разрывается и от него отделяются небольшие объёмы, которые, проникая в свежую смесь, воспламеняют ее, еще больше ускоряя процесс. Горение идет уже в некотором объеме, называемом зоной горения.

Скорость распространения пламени зависит от степени турбулентности потока. Степень турбулентности потока в камерах сгорания двигателей такова, что скорость турбулентного распространения пламени в них во много раз больше нормальной скорости горения.

В камерах сгорания газотурбинных двигателей топливовоздушная смесь образуется непосредственно вблизи зоны горения. В зависимости от расстояния между форсункой и зоной горения, среднего размера капель (тонкости распыливания), сорта топлива, температуры, давления и скорости потока доля топлива, успевшего испариться до поступления смеси в зону горения, может быть различной. В общем случае в зону горения поступает неоднородная топливовоздушная смесь с частично не успевшими испариться каплями топлива, т. е. гетерогенная смесь.

Схемы камер сгорания

Камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей могут иметь разнообразные формы проточной части и конструктивное выполнение. Они могут быть прямоточными и противоточными, осевыми и радиальными и т. д. Наибольшее распространение имеют камеры сгорания трех основных типов: трубчатые, трубчато-кольцевые и кольцевые.

Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха). На двигатель обычно устанавливается несколько таких камер. В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, охватывающего вал двигателя.

Расположение и тип форсунок, используемых для подачи топлива в камеры сгорания, могут быть различными.

Одной из важнейших особенностей камер сгорания авиадвигателей является протекание процесса горения при наличии больших коэффициентов избытка воздуха. При реализуемых в настоящее время температурах перед турбиной порядка 1200…1600 град. значение коэффициента избытка воздуха (среднее для всей камеры сгорания) должно составлять 2—3 и более. При таких значениях коэффициента избытка воздуха однородная гомогенная смесь не воспламеняется и не горит. При резком уменьшении подачи топлива в двигатель, коэффициент избытка воздуха может достигать существенно больших значений (до 20—30 и более).

Вторая важная особенность камер сгорания состоит в том, что скорость потока воздуха или топливовоздушной смеси в них существенно превышает скорость распространения пламени, и поэтому, если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком за пределы камеры.