Удельный расход топлива турбовинтового двигателя

2.2.8. Тяга, развиваемая твд в условиях старта

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (Vп = 0) может быть вычислена по формуле:

2.2.9. Удельный эквивалентный расход топлива

Сэ = GТ.Ч / Nэ = gТ ·GB·3600/ Nэ = = 0,26 кг/(кВт·ч), (2.12)

Для современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне Сэ = 0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.11) удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным ТВД.

2.2.10. Определение удельных параметров твд как движителя (твд имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур)

2.2.11. Количество ступеней турбины

Количество ступеней турбины zT определяется в зависимости от суммарной работы турбины LT и работы одной её ступени LСТ.T . При степени понижения давления газа в ступени турбины = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину, используемых в современных ГТД (= 1600…1650 К), удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при= 3,5…4,0 достигает 400…500 кДж/кг. Для расчёта принимаемLСТ.T = 243 кДж/кг, тогда:

2.2.12. Удельная работа цикла твд

Lц = Le+ = (LT LK) + =

730518,54 – 473862,5 + = 276656,04, Дж/кг.(2.17)

2.2.13. Внутренний кпд твд

3. Расчёт параметров трдд на базе трд

ТРДД более эффективен по сравнению с ТРД и ТВД на средних (дозвуковых и небольших сверхзвуковых) скоростях полёта (800…1200 км/ч). Такие скорости характерны для пассажирских и транспортных самолётов, поэтому ТРДД получили в настоящее время преимущественное применение на самолётах гражданской авиации. Одним из главных итогов применения ТРДД на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах явилось увеличение дальности полёта при той же загрузке, связанное с существенно лучшей экономичностью и меньшей удельной массой ТРДД по сравнению с ТРД.

Расчёт параметров ТРДД производится на базе рассчитанного ТРД. Расчёт параметров ТРДД сводится к определению основных параметров (тяги и удельного расхода) при работе на месте с учётом оптимального распределения энергии между контурами. Принимаем схему ТРДД с раздельным выпуском потоков газа и воздуха из внутреннего и наружного контуров, (схема ТРДД без смешения потоков) (рис. 3.1.).

Рис. 3.1. Схема двухконтурного ТРД (ТРДД): 1 – входное устройство; 2 – компрессор низкого давления (вентилятор); 3 – компрессор высокого давления; 4 – камера сгорания; 5 – турбина высокого давления; 6 – турбина вентилятора; 7 – сопло наружного контура; 8 – сопло внутреннего контура

3.1. Расчёт основных параметров

3.1.1. Степень двухконтурности m. Под степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный контур GВII к расходу воздуха через внутренний контур GВI ТРДД

В настоящее время наметилось достаточно чёткое разделение ТРДД на три группы:

— с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми скоростями полёта);

— большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с дозвуковыми скоростями полёта).

Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень двухконтурности m = 8,0.

3.1.2. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ, соответствующий максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению минимального расхода топлива при заданной тяге, определяется формулой

, (3.2)

где ηII — коэффициент потерь (КПД) наружного контура.

Коэффициент потерь ηII учитывает все гидравлические потери в проточной части наружного контура от сечения Н-Н до сечения CII CII см. (рис. 3.1.). По статистическим данным величина коэффициента ηII составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют 15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре. Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент ηII = 0,85.

Читайте также:  Что за крышка на двигателе написано масло

3.1.3. Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД

Исходным значением для расчёта полезной работы внутреннего контура LцI принимаем значение полезной работы цикла ТРД – Lц ТРД

,Дж/кг. (3.3)

3.1.4. Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД

м/с (3.4)

3.1.5. Тяга внутреннего контура ТРДД

Н. (3.5)

Скорость истечения и удельная тяга наружного контура ТРДД

м/с. (3.6)

Тяга наружного контура ТРДД

Н. (3.7)

Полная тяга ТРДД

Н. (3.8)

Удельная тяга ТРДД

Н·с/кг . (3.9)

Удельный расход топлива

кг/(Н·с). (3.10)

Мощность турбины вентилятора

Вт. (3.11)

Источник

Вопрос №1. Основные эксплуатационные параметры и режимы работы авиационных двигателей.

Содержание занятия

Введение

Целью данного занятия является изучение принципов работы авиационных ГТД и основных эксплуатационных параметров и режимов работы двигателей.

Вопрос №1. Основные эксплуатационные параметры и режимы работы авиационных двигателей.

Газотурбинный двигатель, у которого турбина развивает большую мощность, чем требуется для вращения компрессора и избыточная мощность турбины передается на привод воздушного винта, называется турбовинтовым двигателем. Если избыточная мощность турбины передается на вал винта вертолета, двигатель называют турбовальным ГТД. Рабочий процесс турбовинтовых двигателей и турбовальных ГТД для вертолетов, по-существу, одинаков.

Особенность рабочего процесса ТВД по сравнению с рабочим процессом ТРД состоит в том, что вследствие большей степени расширения газа в турбине давление газа на выходе из турбины меньше, чем в ТРД, и в ряде случаев меньше атмосферного. В ТВД эффективная работа турбины LT больше эффективной работы компрессора LK. Избыточная работа турбины передается на воздушный винт и является частью полезной ра-
боты цикла ТВД

, (1.1)

которая может быть выражена через параметры рабочего процесса.

Тяговая мощность в ТВД создается за счет подводимой к воздушному винту через редуктор мощности и реактивной силы тяги

, (1.2)

Разделив выражение (1.2) на GB, получим соотношение для полезной тяговой работы ТВД:

, (1.3)

где — тяговая работа винта, отнесенная к 1 кг воздуха проходящего через двигатель в 1 с.

, (1.4)

где LB — работа, подводимая к винту (отнесена к 1 кг/с воздуха);

— КПД винта;

— механический КПД редуктора.

, (1.5)

Такую же величину тяговой работы можно было бы получить одним только винтом, если к нему подвести эквивалентную работу

Соответственно этой работе получается эквивалентная мощность

, (1.6)

Для современных самолетных ТВД = 3500-11 000 кВт, а для вертолетных ГТД = 1000 6000 кВт. Введение эквивалентной мощности удобно для оценки совершенства ТВД, которое характеризуется величиной удельных параметров двигателя.

Удельная эквивалентная мощность

, (1.7)

Удельный расход топлива

или , (1.8)

Для ТВД полный КПД определяется как

, (1,9)

но , a , тогда

и , (1.10)

Для современных ТВД на стенде Се = 0,3 0,4 кг/кВт • ч, =150 200 кВт-с/кг.

Работу цикла в ТВД распределяют между винтом и реакцией таким образом, чтобы получить максимальную тяговую работу. При этом полный КПД будет максимальным, а Се — минимальным.

Теоретически доказывается, что максимальная тяговая работа ТВД получается при условии, из которого следует, что, чем больше скорость полета и меньше , тем больше должна быть скорость истечения газа из сопла двигателя сс, тем меньше будет работа, передаваемая на винт.

, (1.11)

Влияние параметров рабочего процесса и (или ) на удельные параметры ТВД качественно такое же, как и в ТРД. Исключение составляет влияние температуры перед турбиной на удельный расход топлива. В ТРД существует экономическое значение температуры газа перед турбиной , при которой . Это обусловлено тем, что при увеличении и соответствующем росте возрастают также потери с выходящими газами, что снижает тяговый КПД = 2/(l + ) и при > — полный КПД. В ТВД основная часть тяговой работы создается воздушным винтом, КПД которого (характеризующий степень преобразования основной части работы цикла Le в тяговую работу) не зависит от величины (или ). Поэтому в ТВД при увеличении удельный расход топлива непрерывно уменьшается. Следовательно, в ТВД целесообразно повышать температуру газа перед турбиной как с точки зрения увеличения мощности двигателя, так и с точки зрения повышения его экономичности.

Читайте также:  Какой мощности двигатель на гидромассажной ванне

Вывод: газотурбинный двигатель, у которого турбина развивает большую мощность, чем требуется для вращения компрессора и избыточная мощность турбины передается на привод воздушного винта, называется турбовинтовым двигателем. Если избыточная мощность турбины передается на вал винта вертолета, двигатель называют турбовальным ГТД.

Особенность рабочего процесса ТВД по сравнению с рабочим процессом ТРД состоит в том, что вследствие большей степени расширения газа в турбине давление газа на выходе из турбины меньше, чем в ТРД, и в ряде случаев меньше атмосферного.

В ТВД целесообразно повышать температуру газа перед турбиной как с точки зрения увеличения мощности двигателя, так и с точки зрения повышения его экономичности.

Основные эксплуатационные параметры и режимы работы двигателя Аи-24:

Технические данные турбиновинтового двигателя АИ-24

Направление вращения воздушного винта и ротора двигателя (если смотреть по направлению полета) — левое.

Редуктор — планетарный, с датчиком флюгирования по отрицательной тяге и измерителем крутящего момента.

Тип датчика флюгирования по отрицательной тяге – гидромеханический.

Измеритель крутящего момента (ИКМ) на валу винта — гидравлический

Винтовая мощность, замеренная ИКМ = 27,09 Рикм *, л.с.

1. Одновременный постоянный и эпизодический отбор воздуха допускается на режимах работы двигателя от максимального и ниже.

2. На взлетном режиме в условиях возможного обледенения разрешается производить отбор воздуха на обогрев ВНА и воздухозаборника двигателя.

3. В условиях возможного обледенения при уходе самолета на второй круг или в полете с одним работающим двигателем при отказе другого двигателя разрешается работа исправного двигателя на взлетном режиме при включенной системе отбора воздуха на противообледенительную систему крыла, оперения, ВНА, воздухозаборника и систему кондиционирования.

4. Мощность и экономичность двигателя при включенной системе отбора воздуха может не соответствовать основным техническим данным.

5. Количество отбираемого воздуха сохраняется до высоты 6000 м; выше этой высоты количество отбираемого воздуха уменьшается пропорционально плотности атмосферного воздуха.

6. Камера сгорания – кольцевая, количество головок в камере сгорания — 8

7. Турбина – осевая, количество ступеней — 3

8. Тип реактивного сопла – нерегулируемое.

9. Часовой расход масла — не более 0,6 кг/ч

Режимы работы двигателя АИ-24 представлены в таблице 1.

Режим работы двигателя АИ-24

Наименование режима Угол поворота рычага управления двигателем по указателю УПРТ-2, град Частота вращения ротора двигателя Время непрерывной работы двигателя, мин Время работы двигателя, % от ресурса
об/мин %
Взлетный 100 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не более 5 Не более 3
Максимальный (взлетный режим в полете) 74 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не более 60 Не более 15
Номинальный: 63 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не ограничено Не более 45
– 0,85 номинального 51 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не ограничено Не ограничено
– 0,7 номинального 40 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не ограничено Не ограничено
– 0,6 номинального 34 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не ограничено Не ограничено
– 0,4 номинального 23 ± 2 15800 ± 150 103…105 Не ограничено Не ограничено
Земной малый газ 14050 ± 225 91…94 Не более 30 Не ограничено

1. Частоты вращения двигателя соответствуют 15187 об/мин.

2. В случае полета с одним работающим двигателем допускается его непрерывная работа на взлетном режиме не более 90 мин.

Читайте также:  Nissan maxima a33 тюнинг двигателя

3. При возникновении отрицательных перегрузок в полете допускается падение давления масла ниже 3,5 кгс/см2.

4. Максимально допустимая температура газов за турбиной при запуске в воздухе не должна превышать 700 °С, а заброс частоты вращения не должен быть более 110 %.

5. При изменении режима работы двигателя допускается кратковременное (не более 10 с) уменьшение частоты вращения до 98 %, при этом во всех случаях увеличение частоты вращения не должно превышать 110 %.

6. Максимально допустимая температура газа за турбиной при запуске не более 750°С

7. Максимально допустимое увеличение частоты вращения двигателя при пробе приемистости 110 % (16700 об/мин)

8. Габаритные размеры двигателя, мм:

9. Сухая масса двигателя, кг — 600+2%

10. Система смазки — циркуляционная, под давлением

11. Масляный агрегат:

-условное обозначение — МА-24

-тип — шестеренчатый, пятисекционный

-передаточное число — 0,4468

-направление вращения – правое

12. Масляный насос измерителя крутящего момента:

-условное обозначение — МИКМ-24

-передаточное число — 0,29188

-направление вращения – правое

Основные эксплуатационные параметры и режимы работы двигателя ТВ2-117(ТВ3-117).

Условное обозначение двигателя ТВ2-117А

Тип двигателя турбовинтовой, со свободной турбиной

Направление вращения роторов (смотреть по полету) компрессора, турбины компрессора, и свободной турбины — левое

Компрессор – осевой, количество ступеней – 10, количество клапанов перепуска воздуха — 2

Отбор воздуха из компрессора для систем вертолета:

Камера сгорания кольцевая, с восемью головками для форсунок

Турбина компрессора осевая, двухступенчатая

Свободная турбина осевая, двухступенчатая

Выхлопная система нерегулируемая, выхлоп через патрубок под углом 60° к оси двигателя

Сухая масса двигателя — 330 кг + 2%, не более

— длина с агрегатами и выхлопным патрубком — не более 2843 мм

— ширина — не более 550 мм

— высота — не более 748 мм

Допустимое время непрерывной работы двигателя (не более):

— на взлетном режиме — 6 мин

— на номинальном режиме — 60 мин

— на крейсерском режиме — без ограничений

— на малом газе — 20 мин

Основные данные вертолетных газотурбинных двигателей

Основные данные / двигатель ГТД-350 ТВ2-117 ТВЗ-117 Д-25 Д-136
Начало серийного производства, год
Эффективная мощность (Ne), кВт
Удельный расход топлива на взлетном режиме, г / кВт۰ч
Удельный расход топлива на крейсерском режиме, г/кВт۰ч
Расход воздуха (Gв). кс / с 2,2 8,4 26,2 33,55
Степень повышения давления (πк*), 4,2 6,6 5,6 18,4
Температура газа перед турбиной (Тг*), К 1148 –
Вертолет Ми-2 Ми-8 Ми-8МТВ Ми-6 Ми-26

Вывод: газотурбинный двигатель, у которого турбина развивает большую мощность, чем требуется для вращения компрессора и избыточная мощность турбины передается на привод воздушного винта, называется турбовинтовым двигателем. Если избыточная мощность турбины передается на вал винта вертолета, двигатель называют турбовальным ГТД.

Особенность рабочего процесса ТВД по сравнению с рабочим процессом ТРД состоит в том, что вследствие большей степени расширения газа в турбине давление газа на выходе из турбины меньше, чем в ТРД, и в ряде случаев меньше атмосферного.

Конструктивные особенности ТВД и турбовальных ГТД обусловлены особенностями рабочего процесса и способа получения тяги. Компрессор и камера сгорания ТВД принципиально не отличаются от компрессора и камеры сгорания ТРД. Турбина ТВД срабатывает практически весь теплоперепад газа, поэтому число ступеней турбины — от 3 до 5. По конструкции турбина ТВД может быть одно- и двухроторной. Выходное устройство ТВД служит только для отвода отработанных газов в атмосферу, регулирование площади выходного сечения сопла не производится. Входное устройство ТВД всегда дозвуковое.

На установившихся режимах работы ГТД все его параметры остаются неизменными, на переходных режимах, вызванных любыми управляющими или возмущающими воздействиями, параметры процессов в двигателе меняются во времени.

Источник

Adblock
detector