ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ И ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Турбовальными в общем случае называются такие газотурбинные двигатели, у которых вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения турбовальных двигателей в авиации – силовые установки вертолетов. Помимо этого в авиации турбовальные двигатели применяются в качестве вспомогательных газотурбинных двигателей (ВГТД), где они являются источником мощности для запуска основных двигателей, привода генераторов электрического тока, 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.

Рис.41.4

На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины (рис.41.4, а и в).

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, что при изменении этой загрузки позволяет не тратить время на раскрутку несущего винта, 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 и 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 (и соответственно к утяжелению двигателя).

Основными параметрами турбовальных двигателей являются: мощность на валу свободной турбины в стендовых условиях, которая у большинства современных ТВаД составляет ≈ 1000…2000 кВт, удельный расход топлива ≈ 0,27…0,30 кг/(кВт ч) и удельная масса 0,15…0,2 кг/кВт.

Температура газа перед турбиной ГГ в современных ТВаД равна обычно 1500 … 1600 К при (при САУ) порядка 14 … 17. Соответственно удельная мощность составляет 220…280 кВт∙с/кг, что при ≈ 1000…2000 кВт требует расхода воздуха не более ≈ 10 кг/с. (Исключением является двигатель Д-136 мощностью 8380 кВт). В этом случае при использовании осевых компрессоров высота лопаток их последних ступеней получается очень малой, что снижает их КПД из-за сильного влияния перетекания воздуха в радиальных зазорах и наличия относительно более толстого пристеночного пограничного слоя.

Поэтому во многих вертолётных ГТД применяются компрессоры комбинированной схемы, состоящие из нескольких осевых и одной центробежной или диагональной ступени.

Практически не всех вертолетных ГТД устанавливаются пылезащитные устройства (ПЗУ) инерционного типа. Схема установки такого ПЗУ на двигателе показана на рис.41.5. Воздух из окружающей атмосферы засасывается двигателем через искривленный канал l-образной формы 1, в котором частицы пыли, подхватываемые потоком воздуха, разгоняются и по инерции проскакивают в пылеулавливающий канал 4, в котором для усиления потока воздуха устанавливается эжектор 5, работающий на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора 3 по шлангу 6.

Рис.41.5

Необходимо учитывать влияние ПЗУ на данные и характеристики двигателя. Это влияние заключается в снижении s_вх и отборе воздуха для работы эжектора (только при взлете и посадке). Отбор воздуха может составлять 2…3%, а снижение s_вх – 1,5…2,0%.

Особенность рабочего процесса турбовальных вертолётных двигателей, как мы уже говорили, состоит в том, что, вследствие малых скоростей полета вертолетов, скорость истечения из сопла у них желательно иметь как можно меньшей. По этой причине за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выходной патрубок (затурбинный диффузор). Его назначение - максимально снизить скорость истечения газовой струи на выходе из двигателя и за счет этого увеличить степени понижения давления на свободной турбине p_с.т и повысить работу L_с.т.

Термодинамический цикл турбовального ГТД в p,v- координатах представлен на рис.41.6. Вследствие малых скоростей полета вертолета (или при V = 0 в стационарных ГТУ) у них обычно 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 p_с.т = работа на валу L_с.т получается большей, чем без диффузора.