ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ БАЛАНС ТРДД С РАЗДЕЛЬНЫМ ВЫХОДОМ ПОТОКОВ

Расчет зависимостей

 

В двухконтурных газотурбинных двигателях с раздельным выходом потоков рабочее тело термодинамического цикла участвует в создании силы тяги только первого контура. Тяга второго контура создается воздухом, не участвующим в термодинамических процессах цикла. Поэтому ТРДД можно рассматривать как двигатели, занимающие, по принципу создания тяги, промежуточное положение между двигателями прямой реакции (ТРД и ТРДФ) и двигателями непрямой реакции (турбовальными двигателями – ТВаД), тяговая мощность которых создается воздушным винтом (движителем), а сила тяги прямой реакции считается пренебрежимо маленькой. При оптимизации термодинамических параметров ТРДД с раздельным выходом потоков важным этапом является определение параметров вентилятора для расчетных условий полета на основе максимизации значения полного КПД двигателя [7].

Целью расчета является получение зависимостей, позволяющих проводить сравнительную оценку экономичности ТРДД с раздельным выходом потоков при различных параметрах рабочего процесса и степени двухконтурности на основе анализа энергетического баланса двухконтурного газотурбинного двигателя.

Полезная работа цикла ТРДД L_ц с раздельным выходом потоков определяется как разность индикаторной работы L_i (работа, эквивалентная площади цикла) и работы затраченной на покрытие суммарных потерь в двигателе ΣL_r, т.е.

L_ц = L_i – ΣL_r , (1)

где L_i = L_п.р. – L_п.с., L_п.р., L_п.с. – соответственно политропные работы расширения и сжатия рабочего тела;

ΣL_r = L_r.c. + L_r.p., L_r.c., L_r.p. – соответственно работы затраченные на преодоление всех гидравлических потерь в процессах сжатия (происходящих во входном устройстве, компрессоре) и расширения (происходящих в камере сгорания, турбине, выходном устройстве) рабочего тела.

После преобразования выражения (1) с использованием параметров рабочего процесса полезная работа цикла ТРДД с раздельным выходом потоков будет определяться уравнением

(2)

где или

– этот коэффициент учитывает различие в физических свойствах (k и R) воздуха и газа, а также может учитывать неравенство их расходов (из-за подачи топлива). Он зависит от π_Σ, и может быть принят в первом приближении равным 1,03…1,05;

, причем параметр е характеризует степень повышения давления воздуха в двигателе, а θ – степень подогрева воздуха;

η_С и η_Р соответственно коэффициенты полезного действия процессов сжатия в компрессоре и расширения в турбине, характеризующие газодинамические потери в двигателе. В приближенных расчетах обычно принимают η_С ≈ = 0,83…0,85 и η_Р ≈ = 0,9…0,92.

Оптимальное распределение работы цикла L_ц между контурами в ТРДД с раздельным выходом потоков (или без смешения потоков) обеспечивающее P_{уд max} соответствует условию

(с_{с II}/с_{с I})_opt = η_II. (3)

η_II изменяется в пределах 0,78…0,82.

Чем больше скорость полета V и чем меньше КПД наружного контура, тем большую часть работы цикла L_ц следует передавать для ускорения газового потока внутреннего контура. Это является следствием увеличения располагаемой степени понижения давления газа в реактивном сопле внутреннего контура π_с.р = /р_н.

Основным преимуществом ТРДД в сравнении с одноконтурными турбореактивными двигателями (ТРД) является значительное снижение потребления топлива (снижение удельного расхода топлива С_R) на скоростях полета, соответствующих числам Маха М_п < 0,65...0,85.

Известно, что оптимальное распределение работы цикла ТРДД обеспечивает не только максимальное значение его тяговой работы, а и минимальный удельный расход топлива. Это поясняется тем, что при постоянной скорости полета V и заданных параметрах рабочего процесса ( , ) количество теплоты, которое вносится в двигатель, не зависит от распределения работы цикла между винтом и прямой реакцией.

Улучшение экономичности ТРДД возможно при увеличении его полного коэффициента полезного действия η_п, характеризующего совершенство процесса преобразования тепловой энергии в полезную тяговую работу L_тяг. При постоянной скорости полета и неизменных основных параметрах рабочего процесса ( , ), количество теплоты Q_o, постоянно, поэтому полный КПД двигателя зависит от распределения работы цикла между контурами ТРДД

, (4)

где P_уд – удельная тяга двигателя.

Для одноконтурного ГТД полный КПД учитывает:

- потери тепловой энергии (i_c – i_н);

- потери, связанные с неполнотой сгорания топлива в камерах сгорания (Q₀ – Q) = Q₀ ∙ (1 – η_г) (где η_г – коэффициент полноты сгорания топлива в процессе горения, Q₀ – количество теплоты, приходящееся на 1 кг воздуха проходящего через двигатель);

- потери кинетической энергии (рис. 60.).

 

 

Рис. 60. Диаграмма энергетического баланса одноконтурного ТРД

 

Данные виды потерь учитывает внутренний КПД (η_вн), который характеризует совершенство двигателя как тепловой машины

, (5)

где – относительный расход топлива, Hu – теплотворная способность топлива.

Тяговый КПД двигателя (η_тяг), характеризует совершенство двигателя как движителя. Для одноконтурного ТРД он записывается в виде

. (6)

Для ТРДД с раздельным выходом потоков диаграмма энергетического баланса будет иметь несколько иной вид (рис. 61.), а именно: кроме отмеченных выше потерь, имеют место потери кинетической энергии наружного контура, которые зависят от степени двухконтурности и гидравлических потерь в наружном контуре.

 

Рис. 61. Диаграмма энергетического баланса ТРДД с раздельным выходом потоков

 

Эти потери могут составлять значительную часть общих потерь кинетической энергии. Существенное улучшение КПД наружного контура ТРДД может быть обеспечено за счет аэродинамического совершенствования лопаточных венцов вентилятора.

Суммарная тяга ТРДД с раздельным выходом потоков (P_Σ) определяется, как сумма тяг, которые создаются внутренним (P_I) , и наружным контурами (P_II).

P_Σ = P_I + P_II. (7)

С учетом того, что

R_I = (А_I – V) ∙ G_{В I}, (8)

 

R_II = (c_cI – V) ∙ G_{В II} = (c_сII – V) ∙ G_{В I} ∙ (1 + m), (9)

где G_{В I}, G_{В II} – расход воздуха через внутренний и наружный контуры двигателя;

m – степень двухконтурности ТРДД, V – скорость потока на входе в двигатель; c_cI, c_сII – скорость потока на выходе внутреннего и наружного контуров, выражение для тягового КПД ТРДД записывается в виде:

(10)

Для каждого значения степени двухконтурности m существует оптимальное распределение работы цикла между контурами, при котором (в предположении, что η_II = 1,0) обеспечивается равенство скоростей с_сI = с_сII = c_c, когда P_удI = P_удII = P_уд = с_сI – V = и значение тягового КПД имеет вид

. (11)

Рассматривая полный КПД как произведение η_п = η_тяг ∙ η_вн с учетом выражений (1) и (2) получаем для двухконтурного двигателя

(12)

При m = 0 формула (12) характеризует полный КПД одноконтурного ТРД

(13)

Разделив выражение (12) на выражение (13) получаем формулу, с помощью которой можно оценить энергетическую целесообразность использования ТРДД с раздельным выходом потоков в сравнении с одноконтурным ТРД при одинаковых значениях основных параметров термодинамического цикла

(14)

На рис. 62. изображены графики, которые характеризуют изменение параметра экономичности ТРДД (формула (14)) в зависимости от степени двухконтурности ТРДД при различных фиксированных значениях расчетной скорости полета.

Значения параметров рабочих процессов термодинамического цикла L_ц принимались в расчетах соответствующим параметрам двигателей пятого поколения.

Расчетные значения зависимостей приведены в таблице 1.

 

Таблица 1

 

Расчетные значения

 

m
(при V = 50 м/с)	2,25	2,95	3,45	3,9	4,1
(при V = 100 м/с)	2,1	2,5	2,85	2,9	2,95
(при V = 150 м/с)	1,85			1,9	-
(при V = 200 м/с)	1,55	1,5	1,15	0,85	-
(при V = 250 м/с)	1,25	0,9	0,2	-	-
(при V = 300 м/с)	0,95	0,2	-	-	-

 

 

Рис. 62. Изменение параметра экономичности , в зависимости от степени двухконтурности ТРДД [7]

 

При скоростях полета V < 100…150 м/с увеличение степени двухконтурности приводит к существенному повышению полного КПД ТРДД в сравнении с одноконтурным ТРД. При этих скоростях полета максимальную экономичность имеет турбовинтовентиляторный двигатель, который можно рассматривать как ТРДД с очень большой степенью двухконтурности (m > 50).

При скоростях полета V > 300 м/с применение ТРДД с раздельным выходом потоков становится энергетически нецелесообразным в сравнении с одноконтурными двигателями.

На рис. 63. показано изменение параметра экономичности для ТРДД с раздельным выходом потока в зависимости от скорости полета.

 

 

 

Рис. 63. Изменение параметра экономичности ТРДД с раздельным выходом потока в зависимости от скорости полета [7]

 

Анализ этих зависимостей показывает, что при скоростях полета V < 100…150 м/с полный КПД ТРДД больше полного КПД ТРД с одинаковыми значениями параметров термодинамического цикла, причем, при m = 20…25 полный КПД ТРДД в 2,5…3,5 раза выше полного КПД ТРД.

Полный КПД учитывает все потери в процессе преобразования теплоты в полезную тяговую работу, он является единственным критерием оценки экономичности двигателя.

Установим зависимость удельного расхода топлива от полного КПД ГТД. Удельный расход топлива определяется соотношением

. (15)

Преобразуем уравнение (15) с использованием уравнения (4)

(16)

Из соотношения (16) однозначно видно, что изменение удельного расхода топлива обратно пропорционально изменению полного КПД двигателя.

Таким образом, увеличение полного КПД за счет использования вентиляторов с изменяемой степенью двухконтурности может обеспечить снижение удельного расхода топлива силовой установки с ТРДД в широком диапазоне скоростей полета.

На основе вышеприведенных формул были рассчитаны относительные значения полного КПД. В основу анализа легли примерные данные параметров двигателя пятого поколения.

В таблице 2 приведены расчетные значения. Значения параметров рабочих процессов термодинамического цикла L_ц приняты, исходя из условий нахождения воздушного судна на земле. На рис. 64. представлены зависимости по полученным расчетным значениям.

 

Таблица 2

 

Расчетные значения

 

m
(при V = 50 м/с)	2,26	2,91	3,39	3,76	4,06
(при V = 100 м/с)	2,09	2,58	2,89	3,12	3,3
(при V = 150 м/с)	1,94	2,3	2,51	2,66	2,77
(при V = 200 м/с)	1,80	2,08	2,23	2,32	2,37
(при V = 250 м/с)	1,7	1,9		2,07	2,11
(при V = 300 м/с)	1,6	1,77	1,84	1,88	1,91

 

 

Рис. 64. Изменение параметра экономичности , в зависимости от степени двухконтурности ТРДД

 

 

Основываясь на полученных зависимостях можно сделать вывод, что при скоростях полета V < 100…200 м/с увеличение степени двухконтурности приводит к существенному повышению полного КПД ТРДД в сравнении с одноконтурным ТРД. При таких скоростях полета максимальную экономичность имеет ТРДД с очень большой степенью двухконтурности (m > 50).

При скоростях полета V > 300 м/с применение ТРДД с раздельным выходом остается энергетически целесообразным в сравнении с одноконтурными двигателями.

Приведем изменение параметра экономичности для ТРДД с раздельным выходом потока в зависимости от скорости полета (рис. 65.). Расчетные значения представлены в таблице 3.

 

 

Таблица 3

 

Расчетные значения

 

m
(при m = 2)	1,66	1,6	1,54	1,48	1,43
(при m = 4)	2,09	1,95	1,83	1,72	1,63
(при m = 6)	2,41	2,21	2,03	1,88	1,75
(при m = 8)	2,68	2,41	2,18	1,99	1,84
(при m = 10)	2,91	2,58	2,3	2,08	1,9
(при m = 12)	3,12	2,72	2,41	2,15	1,95
(при m = 14)	3,3	2,84	2,48	2,2	1,99
(при m = 16)	3,47	2,94	2,55	2,25	2,02
(при m = 18)	3,62	3,04	2,61	2,29	2,05
(при m = 20)	2,76	3,12	2,66	2,32	2,07
(при m = 25)	4,06	3,3	2,77	2,39	2,07

 

Рис. 65. Изменение параметра экономичности ТРДД с раздельным выходом потока в зависимости от скорости полета

Анализ этих зависимостей показывает, что при скоростях полета V < 100…150 м/с полный КПД ТРДД больше полного КПД ТРД с одинаковыми значениями параметров термодинамического цикла, причем, при m = 20…25 полный КПД ТРДД в 2,5…3,5 раза выше полного КПД ТРД.

Полученные результаты (рис. 64., рис. 65.) могут отличаться от вышеприведенных (рис. 62., рис. 63.) вследствие погрешностей расчетов. В ходе работы не были учтены точные параметры рабочих процессов термодинамического цикла: степень повышения давления воздуха в двигателе, степень подогрева воздуха в зависимости от высоты полета и другие параметры.

 

Выводы

 

Тяговая эффективность и топливная экономичность ТРДД с раздельным выходом потоков зависит не только от параметров и характеристик вентилятора, но и от соответствия условий полета расчетным значениям параметров термодинамического цикла и степени двухконтурности ТРДД. Увеличение полного КПД и снижение удельного расхода топлива силовой установки с ТРДД в широком диапазоне скоростей полета возможно при использовании вентиляторов с изменяемой степенью двухконтурности.

 

ВЫВОДЫ И РЕКОМЕНДАЦИИ

 

В результате проведенной работы были проанализированы вопросы конструкции и эксплуатации некоторых систем авиационных двухконтурных двигателей 4-го и 5-го поколений зарубежного производства: воздушных систем, систем смазки, систем запуска и зажигания, систем реверса тяги.

Двигатели семейства CFM56 являются одними из самых распространенных в мире. Они отличаются высоким уровнем параметров рабочего процесса, долговечностью, надежностью и доступностью.

В дипломной работе были выявлены следующие конструктивные особенности двигателей семейства CFM56:

- на двигателях CFM56-7B для предотвращения утечки из основного потока между ротором высокого давления и корпусом камеры сгорания предусмотрено уплотнение типа CDP (Compressor Discharge Pressure – CDP уплотнение или уплотнение баланса тяги);

- у двигателя CFM56-5С имеется система управления радиальными зазорами КВД, которая называется «Активная система управления зазорами ротора». Эта система направляет теплый воздух, отбираемый от 9 ступени КВД внутрь барабана его ротора;

- более сложные системы управления радиальными зазорами, установленные на турбинах высокого давления двигателей CFM56, используют дополнительные входные сигналы, поскольку для обеспечения их функционирования выполняются более сложные расчеты;

- на двигателях CFM56 охлаждение турбин высокого давления работает на всех режимах работы с соответствующим охлаждающим эффектом;

- используются различные варианты механических конструкций клапанов VBV (Variable Bleed Valves – регулируемые перепускные клапаны) – на двигателях производства CFMI навесные створки закрывают отверстия между радиальными стойками корпуса двигателя (корпуса вентилятора), расположенными за КНД;

- на двигателях CFM56-7B и CFM56-5B перепускные клапаны называются перепускными клапанами переходного режима и установлены за 9 ступенью КВД. Эти клапаны приводятся гидравлической системой, использующей давление топлива.

- у двигателей семейства CFM56 масляные насосы объединены вместе с фильтрами в один блок. Такие блоки называются маслоагрегатами;

- в маслосистемах двигателей CFM56-5B, CFM56-5C применяются системы, в которых помимо основного фильтра в магистрали нагнетания, устанавливается дублирующий фильтр для обеспечения фильтрации в случае засорения основного фильтра;

- при дренаже воздуха из полостей подшипников через вал в заднюю часть двигателей CFM56 маслоотделитель называется воздушно-масляным отделителем;

- на двигателе CFM56-5В усовершенствованным вариантом магнитного сигнализатора стружки является электрически контролируемый сигнализатор стружки. Такой сигнализатор включает в себя установку с двумя магнитами. Компьютер FADEC отслеживает сопротивление между магнитами. Проверки и снятия электрически контролируемого сигнализатора стружки не требуется, пока компьютер FADEC не выдаст соответствующее сообщение;

- для отслеживания твердых частиц в современных двигателях используются мониторы частиц износа в масле ODM (Oil Debris Monitors). Эти датчики основываются на технологии индуктивного измерения, которая позволяет системе обнаруживать, подсчитывать и классифицировать частицы износа металла по размеру и типу (ферромагнитные или неферромагнитные). Это позволяет системе определить тенденцию изменения количества частиц в масле. Мониторы ODM соединены с компьютером FADEC или другим компьютером, предназначенным для этой функции;

- на двигателе CFM56-7B генераторы зажигания установлены на корпусе вентилятора. При подобном расположении генераторов зажигания нет необходимости в их охлаждении, т.к. температура воздуха вокруг них ниже их рабочей температуры;

- свечи зажигания установлены симметрично слева и справа относительно центральной оси двигателя;

- в двигателе CFM56-3 питание в блоки зажигания подается до тех пор, пока пусковой переключатель не переместится обратно в выключенное положение на частоте отключения стартера. Это происходит на частоте вращения N₂, равной 43%, в то время как на двигателе CFM56-7B частота выключения стартера N₂ равна 55%;

- для включения запуска в полете и выбора вручную продолжительного зажигания на двигателе CFM56-7B применяется такая же процедура, что и для двигателя CFM56-3;

- на двигателях CFM56-5A/5B, CFM56-5С установлено реверсивное устройство с поворотными створками, которое имеет четыре поворотных створки, установленных в проемах неподвижного корпуса.

Во время анализа конструкции и эксплуатации конкретных систем было замечено, что успешность выполнения специфических функций систем не была единственной целью их создания. Не менее важными являлись безопасность, надежность, экономичность и эксплуатационная технологичность.

Системы современных двигателей являются высоко интегрированными и выполняют комплексные и взаимосвязанные функции внутри объединенной системы формирования и передачи данных. Функции управления и обработки данных современных двухконтурных турбореактивных двигателей выполняются центральным процессором, а не самостоятельно каждой системой.

Системы авиационных газотурбинных двигателей, построенные по новым технологиям, играют доминирующую роль в обеспечении высокой эффективности эксплуатации современных двигателей.

 

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ