Газотурбінні двигуни літаків військового призначення

Досягнення заданих льотно-тактичних характеристик безпосередньо пов’язане із застосуванням конкретного типу силової установки літаків військового призначення (далі – літаків), яка є важливою складовою частиною його конструкції та призначена для створення тяги, необхідної для забезпечення керованого польоту літаків.

Компоненти силової установки створюються та розміщуються в літаків таким чином, щоб забезпечувалась їх безперервна експлуатація в періоди між технічним обслуговуванням (оглядами) чи ремонтами.

Головним компонентом силової установки є двигун у сукупності з системами і пристроями, що забезпечують його роботу та створення тяги.

Двигун літака – це енергосилова машина, що створює необхідну для польоту тягу, шляхом перетворення енергії палива на механічну енергію, яка передається робочому тілу (газоподібна чи рідинна речовина) чи тяговому пристрою, що взаємодіє з навколишнім середовищем (наприклад, повітряному гвинту) та розміщується всередині літака чи гондолах (мотогондолах).

Для сучасної авіації військового призначення газотурбінні двигуни (ГТД) є основними двигунами, у яких тиск повітря на вході камери згоряння підвищується за допомогою компресора, що приводиться в дію газовою турбіною. Це забезпечує отримання сили тяги і в статичних умовах.

Типові схеми розміщення ГТД на літаках подані на рис. 1.1.

На маневрених надзвукових літаках застосовують дві схеми розміщення ГТД: сумісна (єдина рис. 1.1, а, б) і окрема (рис. 1.1, в, г).

На неманеврених надзвукових літаках великої дальності також можуть застосовані сумісна (єдина) і окрема схеми розміщення ГТД (рис. 1.1, д – ж).

Типові схеми розміщення ГТД на дозвукових літаках подані на рис. 1.1, и – н.

На сьогодні схема и через велику кількість недоліків не застосовується.

Схеми к – н мають певні переваги і недоліки, тому застосування цих схем розглядаються при створенні конкретного типу літака.

Остаточний вибір розміщення ГТД на літаку здійснюється після ретельного опрацювання різних варіантів з урахуванням модельних випробувань, в яких імітується робота ГТД.

Загальна схема ГТД подана на рис. 1.2.

Принцип роботи ГТД у польоті літака складається з безперервного здійснення таких процесів (повного термодинамічного циклу):

1) перетворення у вхідному пристрої 2 силової установки літака (ГТД) швидкісного напору повітряного потоку, що набігає 1, на тиск і подача його до компресора 3;

2) стискання повітряного потоку в компресорі 3 та подача стиснутого повітряного потоку до камери згоряння 4;

3) нагрівання стиснутого повітряного потоку в камері згоряння 4 шляхом спалювання хімічного палива – перетворення хімічної енергії палива на теплову енергію газового потоку 7 та подача його до газової турбіни 5 (зворотного компресора);

4) розширення газового потоку в газовій турбіні 5 та подача його у вихідний пристрій силової установки (ГТД) 6; крім того, механічна робота, яка створюється газовою турбіною 5 витрачається на обертання компресора 3 та агрегатів різних систем літака;

5) перетворення у вихідному пристрої 6 силової установки (ГТД) створеного теплового перепаду газового потоку 7 в кінетичну енергію спрямованого руху літака.

Таким чином, повітряний потік, що подається в ГТД, отримує в камері згоряння теплову енергію та розганяється.

У результаті силового впливу газового потоку на проточні частини елементів ГТД створюється реактивна сила – тяга двигуна, спрямована паралельно його осі в бік, протилежний газового потоку. При цьому повітряний потік, що обтікає ГТД зовні, створює руху аеродинамічний опір. Тяга двигуна при цьому зменшується на величину зовнішнього опору. Частина тяги, що залишалась, називається ефективною тягою силової установки (ГТД) та використовується як рухома сила літака в просторі.

Вхідний пристрій силової установки літака (може належати як планеру літака, так і ГТД) являє собою складну систему і містить: повітрозабірники; канали, що підводять повітряний потік до ГТД; впускні і протипомпажні стулки; пристрої відсмоктування чи зливу прикордонного шару; пристрої автоматичного керування та ін.

Головним елементом вхідного пристрою силової установки літака (ГТД) є повітрозабірник, призначений для подачі повітряного потоку з вищим повним тиском і рівномірним, без значних пульсацій, полем швидкостей повітряного потоку.

Зменшення втрат повного тиску та підвищення стійкості роботи повітрозабірника в нерозрахункових умовах польоту літака досягаються зміною геометричних параметрів каналу підведення повітряного потоку.

Компресор ГТД – це лопаткова машина для здійснення механічного стискання й підвищення повного тиску повітря, яке подається в камеру згоряння. Він забезпечує протікання через двигун великої маси повітря, створюючи умови для автономного зльоту й розгону літака. Уздовж каналу компресора швидкість зменшується та на виході з нього становить приблизно половину від швидкості повітряного потоку на вході.

Камера згоряння ГТД являє собою генератор тепла, для одержання якого використовують вуглеводне паливо (авіаційний гас).

Хімічна енергія, що міститься в паливі, перетворюється при окисленні на тепло. Реакція має ланцюговий характер зі створенням продуктів згоряння і виділенням тепла.

Газова турбіна ГТД – це лопаткова машина, що перетворює потенційну енергію стислого і підігрітого газу на механічну енергію на валу, яка витрачається на обертання компресора і вентилятора ГТД та інших агрегатів, що забезпечують роботу різних систем літака. З енергетичної точки зору газова турбіна ГТД являє собою обернений компресор.

Вихідний пристрій силової установки (ГТД) призначений для відведення газового потоку після газової турбіни ГТД, його подальшого розширення з метою збільшення швидкості витікання, повороту вихлопних газів для зміни вектора тяги або напрямку випуску газів, а також запобігання виходу з ладу конструктивних елементів ЛА від дії високої температури газу.

Вихідне сопло є головним елементом вихідного пристрою силової установки (ГТД) та призначене для здійснення розганяння газового потоку з метою отримання вихідного імпульсу. При розширенні газу в соплі здійснюється перетворення потенційної енергії газового потоку на кінетичну.

На сьогодні існують такі основні типи ГТД: ТРД; ТРДФ; ТРДД; ТРДДФ.

Турбореактивні двигуни у минулому були найбільш поширені, що обумовлено відносною простотою їх конструкції та малою питомою масою (рис. 1.3).

Як зазначалося раніше, у ТРД корисна робота, отримана в результаті здійснення в ньому термодинамічного циклу, витрачається на розгін потоку, що протікає усередині двигуна та на створення тягової роботи.

У ТРДФ забезпечується значне підвищення температури газу перед вихідним пристроєм і збільшується швидкість витікання газу з вихідного пристрою для короткочасного збільшення тяги (рис. 1.4 і 1.5).

При дозвукових швидкостях польоту ЛА здійснюється вмикання форсажу (від франц. forcage – примус, форсування), що збільшує тягу двигуна, але значно погіршує його економічність, тому форсаж застосовується, як правило, короткочасно.

Форсажна камера згоряння знаходиться між турбіною і вихідним пристроєм (соплом).

При достатньо великих надзвукових швидкостях польоту ЛА використання тепла в форсажній камері згоряння поліпшується внаслідок збільшення відносного тиску газу в ній, і використання форсажу стає корисним у довгому польоті.

Турбореактивні двоконтурні двигуни дозволяють при підвищенні температури газового потоку перед газовою турбіною збільшити тягову роботу на наближених до звукових швидкостях польоту порівняно з ТРД (рис. 1.6).

Внутрішній (перший чи газогенераторний) контур являє собою звичайний ТРД. Зовнішній (другий чи повітряний) контур включає вентилятор (компресор низького тиску 1), що замикається в кільцевий канал, і вихідний пристрій 6.

Основою робочого циклу ТРДД є термодинамічні процеси, які здійснюються в обох контурах.

Термодинамічний цикл першого контуру аналогічний циклу, що протікає в ТРД, і відрізняється тим, що потужність газової турбіни витрачається не тільки на привод компресора високого тиску 2 (внутрішнього контуру), але і на обертання компресора низького тиску (зовнішнього контуру). Таким чином в ТРДД використовується двокаскадний компресор.

Турбореактивні двоконтурні двигуни з форсажною камерою згоряння мають у порівнянні з ТРДФ більшу економічність на дозвукових швидкостях польоту та забезпечують при помірних ступенях двоконтурності практично однакову з ТРДФ економічність при надзвукових швидкостях польоту (рис. 1.7).

Для розміщення на літаках силових установок (двигунів) застосовуються гондоли (мотогондоли).