Газотурбинный двигатель: теория работы

В отличие от поршневого двигателя, в котором все процессы происходят при непрерывно изменяющихся объеме надпоршневого пространства, давлении и температуре газов, ГТД представляет собой тепловую машину с более или менее установившимся непрерывным процессом. Индикаторную диаграмму такого двигателя целесообразнее представлять как зависимость изменения давления р₂ и температуры Т₂ газов от длины проточной части l_п.ч ГТД (рис. 21). Воздух сжимается в компрессоре, приводимым турбиной компрессора, до давления 0,5...0,7 МПа, которое, как уже отмечалось, является максимальным для всей проточной части ГТД.



В авиационных двигателях большой мощности применяются многоступенчатые осевые компрессоры, которые позволяют достичь еще большего давления сжатия - до 2,0 МПа и выше. Из компрессора сжатый воздух в транспортных ГТД поступает в теплообменник регенеративного или рекуперативного типа и дополнительно подогревается отработавшими газами. Естественно, что давление воздуха в теплообменнике несколько снижается, а температура возрастает. Теплой обменники позволяют повысит КПД двигателя и снизить расход топлива, но применяются они только для двигателей наземного транспорта или для судов. Теплообменники регенеративного типа (рис. 22, а) должны обладать развитой поверхностью теплопередачи, а рекуперативного типа (рис. 22, б), кроме того, достаточной теплоемкостью, поэтому они обладают большими размерами и массой, что неприемлемо для авиационных двигателей.





В камере сгорания ГТД происходят те же физико-химические процессы, что и в поршневом двигателе, только не в замкнутом пространстве цилиндра, а в непрерывно движущемся потоке. В камере сгорания (рис. 23, а) можно выделить несколько зон. Во-первых, зона смешения топлива с воздухом I, длина которой зависит от скорости потока и качества распыливания топлива. Во-вторых, зона II предпламенных реакций, в которой происходят испарение капелек топлива и расщепление его молекул на радикалы под действием теплоты, передаваемой от фронта пламени. Молекула топлива успевает преодолеть некоторое расстояние, прежде чем произойдет элементарная реакция с выделением энергии. Наиболее подготовленные к реакции молекулы окисляются у передней границы фронта пламени.





Окисление углеводородов топлива - это длинная цепочка превращений от первичных радикалов СН до конечных продуктов. Но поскольку процесс сгорания является вероятностным, размер капелек топлива неодинаков, предпламенные и элементарные реакции образования конечных продуктов растягиваются по длине камеры на ширину зоны III горения. Размер зоны III и ее положение относительно распылителя определяются скоростью потока, качеством распыливания топлива, его физико-химическими свойствами, температурой в зоне горения и другими факторами. Для того, чтобы обеспечить нормальный процесс сгорания топливовоздушной смеси, ее состав должен быть близкий к стехиометрическому, причем температура газов повышается до 1700°C и выше. Для защиты стенок камеры от воздействия высокой температуры и создается воздушная полость.

Как правило, камеры сгорания делаются достаточно большого диаметра, чтобы уменьшить скорость потока и сократить зону III горения. Для достижения максимальной гомогенизации смеси на возможно более коротком участке топливо подается через распылители широким конусом, который в ряде случаев разворачивают против потока воздуха. С этой же целью применяют предварительный нагрев топлива вплоть до испарения еще до смешивания его с воздухом. Для того чтобы создать необходимый перепад давлений, обусловливающий качество распыливания, делают двухканальные распылители. На малых нагрузках работает один канал меньшего сечения, а на больших - топливо подается и через второй канал.

Для ГТД малой мощности (до 100 кВт) делают одну камеру сгорания, из которой газы по улитке распределяются по периметру колеса турбины, а для двигателей большой мощности делают более сложные камеры сгорания (рис. 23, б, в), в том числе и кольцевого типа с большим числом распылителей. Для турбореактивного двигателя (рис. 24, а) авиационного типа проточная часть заканчивается реактивным соплом. В турбовинтовых ГТД и ГТД транспортных машин (рис. 24, б, в) существует вторая ступень расширения - силовая турбина, связанная редуктором с винтом самолета (судна) или трансмиссией с колесами наземного экипажа. Как правило, турбина компрессора и силовая турбина кинематически не связаны. Частота вращения турбины компрессора не должна зависеть от частоты вращения тяговой турбины, обусловленной, например, скоростью движения наземной машины.





Примеры конструктивного решения многоступенчатого осевого компрессора и одноступенчатой осевой турбины показаны на рис. 25.





Одной из актуальных задач при создании ГТД, особенно для наземных транспортных машин, для которых характерен широкий диапазон нагрузочных и скоростных режимов, является оптимальное регулирование мощности. Мощность ГТД зависит от массы и температуры протекающего через лопаточный аппарат рабочего тела. В свою очередь масса рабочего тела (воздуха), подаваемого в камеру сгорания компрессором, зависит от работы расширения продуктов сгорания в турбине компрессора.

Один из возможных способов регулирования мощности, в том числе мощности, отбираемой турбиной компрессора, - изменение температуры продуктов сгорания в результате изменения состава смеси (расхода топлива). Естественно, что при уменьшении подачи топлива снизится температура продуктов сгорания, уменьшится их работа расширения в проточной части турбины компрессора и, соответственно, масса воздуха, подаваемого компрессором. Конструктивно такой способ регулирования решается наиболее просто. Но при падении температуры рабочего тела на частичных нагрузках уменьшается термический КПД цикла, увеличивается удельный расход топлива, что невыгодно.

Другой способ - изменение массы рабочего тела при сохранении его температуры. Для этого необходимо регулировать степень расширения газов в турбине компрессора, изменяя сопротивление на выходе из нее, например, с помощью регулируемого соплового аппарата с поворотными лопатками (рис. 26).





Поскольку в данном случае сохраняется высокая температура продуктов сгорания, то для совершения работы силовой турбиной требуется меньше рабочего тела и, следовательно, меньшая мощность на привод компрессора. Но уменьшение подачи компрессора связано с уменьшением его КПД. Выигрыш в экономии топлива по сравнению с первым способом регулирования может быть ощутимым только при использовании эффективного теплообменника, в котором более горячие продукты сгорания отдают теплоту сжатому воздуху. Кроме того, регулируемый сопловой аппарат силовой турбины сложен, его поворотные лопатки работают в потоке горячих отработавших газов.

В настоящее время ГТД оснащают регулируемым направляющим аппаратом на входе в компрессор. Это позволяет снизить подачу компрессора, практически не снижая частоты его вращения в широком диапазоне регулирования, и сохранить достаточно высокую температуру отработавших газов. Такой способ регулирования мощности менее эффективен с точки зрения экономии топлива, чем регулируемый сопловой аппарат силовой турбины, но направляющий аппарат на входе в компрессор работает в потоке холодного воздуха и эксплуатационно более надежен.

Применение новых жаропрочных материалов на основе керамики или металлокерамики и автоматического регулирования температурного режима двигателя (перепад температур неблагоприятно действует на большинство керамических материалов) в сочетании с бортовыми ЭВМ и микропроцессорами позволяет значительно повысить допустимые рабочие температуры (до 1300...1500°C), термический и эффективный КПД ГТД и снизить удельные расходы топлива. Несомненно, что благодаря многим достоинствам ГТД в ближайшем будущем получат широкое распространение не только в авиации или на специальных судах и машинах, но и в качестве самостоятельных силовых агрегатов и в составе комбинированных силовых агрегатов обычных транспортных средств, где требуется большая мощность при малых габаритных размерах и массе.