5.2. Области применения и особенности термодинамического цикла тВаД

Турбовальными принято называть такие газотурбинные двигатели, у которых вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения турбовальных двигателей в авиации – силовые установки вертолетов (ТВаД). Помимо этого в авиации турбовальные двигатели применяются в качестве вспомогательных газотурбинных двигателей (ВГТД), где они являются источником мощности для запуска основных двигателей, привода генераторов, а также для снабжения ЛА сжатым воздухом. К этому же типу двигателей относятся турбостартеры. Помимо авиации в настоящее время турбовальные двигатели находят все более широкое применение в наземном и водном транспорте.

На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из автономного одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины (рис. 5.1). Реже на легких вертолетах применяются более простые двигатели одновальной схемы, но они имеют ряд недостатков и не считаются перспективными.

Преимущество турбовальных двигателей со свободной турбиной состоит в том, что вал свободной турбины механически не связан с газогенератором. Это позволяет поддерживать постоянство частоты вращения вала свободной турбины n_с.т = const при различных загрузках несущего винта независимо от частот вращения валов газогенератора, а также облегчает запуск двигателя.

Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему и рулевому винтам вертолета применяется трансмиссия с редуктором. Преимущество схемы со свободной турбиной здесь проявляется в том, что редуктор в этом случае имеет меньшее передаточное отношение, так как частота вращения n_с.т делается меньшей, чем роторов газогенератора. Это дает экономию в размерах и массе редуктора, но приводит к снижению окружных скоростей ступеней свободной турбины, а следовательно, к увеличению их числа (или их утяжелению).

Таблица 5.1

*) Встроенный редуктор **) ПЗУ

Основные параметры наиболее распространенных турбовальных двигателей в стендовых условиях приведены в табл. 5.1. К числу отечественных двигателей в этой таблице относятся ТВ7-117, Д-136 и РД‑600В. Здесь же приведены данные двигателей PW-206 (Канада), RTM‑322 (Англия-Франция) и Т-700 (США). Все приведенные в таблице двигатели выполнены по схеме со свободной турбиной. В двигателе Д-136 применен двухвальный ГГ. Остальные двигатели имеют одновальные ГГ. Тип применяемых компрессоров и число ступеней компрессоров и турбин даны в таблице в виде условной записи z_кнд+ z_квд= z_твд+ z_тнд+ z_с.т.

Применение осевых компрессоров характерно для турбовальных двигателей больших мощностей. На менее мощных турбовальных двигателях находят применение одно- и двухступенчатые центробежные компрессоры, либо компрессоры комбинированной схемы, состоящие из нескольких осевых и центробежной ступени. Это объясняется как эксплуатационными и технологическими преимуществами центробежных компрессоров (меньшим числом деталей, повышенной стойкостью к эрозионному износу, отсутствием регулируемых элементов), так и лучшими их характеристиками при малых расходах воздуха, влияющих на радиальные размеры проточной части.

У турбовальных двигателей мощность, получаемая с одного килограмма воздуха в стендовых условиях, доходит, как видно из табл. 5.1, до 200...280 кВтс/кг. Поэтому у двигателей малой мощности потребный расход воздуха также получается небольшим. В результате этого при использовании осевых компрессоров длина лопаток их последних ступеней получается чрезвычайно малой. На осевые ступени с короткими лопатками оказывает сильное влияние перетекание воздуха в радиальных зазорах и наличие относительно более толстого пристеночного пограничного слоя, что снижает КПД этих ступеней. Центробежная ступень в таких условиях может обеспечивать более высокие значения КПД. В двигателях малых размеров широко применяются также противоточные камеры сгорания, поскольку они не лимитируют общих лобовых размеров двигателей этого типа, но снижают осевой габарит.

Из анализа данных табл. 5.1 видно, что турбовальные двигатели имеют параметры рабочего процесса (и) более низкие, чем ГТД прямой реакции – ТРД и ТРДД. Это объясняется влиянием на выбориразмеров двигателей.

У вертолетных двигателей, имеющих малые размеры, значительное увеличение температуры и сопутствующее этому повышениене всегда целесообразно с точки зрения улучшения эффективности термодинамического цикла. Вызываемое этим увеличениеN_е.уд и снижение G_в приводит к чрезмерному уменьшению длины лопаток на последних ступенях компрессора и на первых ступенях турбины, что, в свою очередь, снижает КПД указанных элементов двигателя и не дает ожидаемого выигрыша в увеличении полезной работы цикла и снижении удельного расхода топлива.

В вертолетных ГТД широкое применение находят пылезащитные устройства (ПЗУ) инерционного типа. Схема установки такого ПЗУ на двигателе показана на рис. 5.3. Воздух из окружающей атмосферы засасывается двигателем через искривленный канал -образной формы, в котором частицы пыли, подхватываемые потоком воздуха, разгоняются и по инерции проскакивают впылеулавливающий канал, в котором для усиления потока воздуха устанавливается эжектор, работающий на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора.

Рис. 5.3. Схема пылезащитного устройства

На характеристики малоразмерных турбовальных двигателей значительное влияние оказывает снижение чисел Рейнольдса с увеличением высоты полета. Это объясняется тем, что вследствие меньших размеров хорды лопаток числа Рейнольдса у них получаются более низкими и, уменьшаясь с подъемом на высоту, они раньше достигают критических значений. Высокие параметры рабочего процесса, достигнутые в двигателе Д-136, являются в известной степени следствием его больших размеров.

В схемах турбовальных двигателей со свободной турбиной (рис. 5.1)

L_e = L_с.т. Отсюда следует, что у этих двигателей

N_e = G_в L_с.т; N_е.уд = L_с.т; _вн =иС_е =.

Как видно, у турбовальных двигателей эффективность преобразования теплоты Q₀ в полезную работу L_с.т определяется только величиной внутреннего КПД.

Рис. 5.4. Изображение цикла

турбовального ГТД в p,v-координатах

L_с.т=с_рТ*_тк(1-1/_с.т^k-1/k) η_ст.

Термодинамический цикл турбовального ГТД в p,v-координатах представлен на рис. 5.4. Вследствие малых скоростей полета вертолета (или при V = 0 в стационарных ГТУ) у них может быть р_в <р_Н. Линия Н-в соответствует процессу расширения воздуха во ВУ. Линия в-к изображает процесс политропного сжатия воздуха в компрессоре, к-Г – подвода теплоты в камере сгорания,

Г-ТК – политропного расширения газа в турбине ГГ, а ТК-Т – в свободной турбине. Линия Т-С соответствует процессу повышения давления в затурбинном диффузоре, сопровождающемуся уменьшением скорости газа. Наличие диффузора уменьшает работу цикла на величину площади Т -Т-C (цикл Т -Т-C-Т является обратным), но благодаря уменьшению потерь с выходной скоростью и увеличению

_с.т = работа на валуL_с.т =с_рТ*_тк(1-1/_eст)η_ст получается большей, чем без диффузора.