3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)

Сжатие (повышение давления) воздуха в ТРД происходит в ВЗ и ОК. Чем выше скорость полета V, тем выше степень повышения давления в ВЗ л’. , следовательно, выше степень повышения дав­ ления в двигателе л*в, выше давление на входе в PC, выше сте­

пень расширения газа в PC, больше работа расширения в PC и вы­ ше скорость истечения газа сс.

По достижении скорости полета Vom я*в становится равно л’т , при котором работа цикла Ln, а значит и сс, достигают макси­ мальных значений. При дальнейшем увеличении скорости полета работа цикла и сс начинают уменьшаться. У современных ЛА с ТРДФ при скорости полета V ~ 3500 км/ч | V = |сс. Дальнейшее уве-личение V становится невозможным, так как избыточная тяга R = Ме(сс- V) = 0, происходит «вырождение ТРДФ».

Для полета со скоростью V > 3500 км/ч используют прямоточ­ ные ВРД (ПВРД).

В ПВРД, в отличие от ТРД, нет компрессора, следовательно, не нужна турбина (рис. 3.22). Основными узлами ПВРД явля­ ются сверхзвуковой воздухозаборник (СВЗ), камера сгорания КС и сверхзвуковое PC (сопло Лаваля).

Рис. 3.22. Схема ПВРД

Отсутствие ГТ позволяет увеличить температуру за КС до тем­ пературы продуктов полного сгорания авиационного топлива Т'гтвх = 2400...2600К и л', до соответствующей ей пош. В то же время = я‘т достигается при больших скоростях полета, так как

Идеальный ВРД должен трансформироваться в ВРД различ­ ных типов в зависимости от высоты и скорости полета.

Двигатель изменяемого рабочего процесса (ДИРП) - это авиа­ ционный ВРД, в котором путем широкого регулирования элемен­ тов проточного тракта, а также применением дополнительных узлов, отключаемых и переключаемых в процессе работы, осуще­ ствляется адаптация режима работы двигателя к условиям полета в широком диапазоне скоростей Vи высот Я полета.

ДИРП находится в стадии экспериментальных разработок и призван сочетать достоинства всех схем ВРД.

3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей

Параллельно с развитием авиационных ГТД началось примене­ ние ГТД в промышленности и на транспорте. В 1939 году швейцар­ ская фирма A.G. Brown Boneiy ввела в эксплуатацию первую элек­ тростанцию с газотурбинным приводом мощностью 4 МВт и КПД 17,4 %, которая находится в работоспособном состоянии и в настоя­ щее время. В 1941 году вступил в строй первый железнодорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД мощностью 1620 кВт (2200 л.с.) этой же фирмы. С конца 1940-х годов ГТД начинают применяться для привода морских судовых движителей, а с конца 1950-х годов - в составе газоперекачивающих агрегатов на магистральных газопро­ водах для привода нагнетателей природного газа.

Быстрому внедрению ГТД в различные отрасли промышлен­ ности и транспорта способствовали неоспоримые преимущества этого класса тепловых двигателей перед другими энергетическими установками (паротурбинными, дизельными и др.):

•большая мощность в одном агрегате;

•компактность, малая масса (рис. 3.25);

•уравновешенность движущихся элементов;

•широкий диапазон применяемых топлив;

•легкий и быстрый запуск, в том числе при низких температурах;

•хорошие тяговые характеристики;

•высокая приемистость и хорошая управляемость.

Топливо авиационное - вводимое вместе с воздухом в камеру сгорания двигателя летательного аппарата (ДА) для получения тепловой энергии в процессе окисления кислородом воздуха (сжи­ гания).

В ВРД используются реактивные топлива, вырабатываемые из среднедисцигшятных фракций нефти, выкипающих при темпе­ ратуре 140-280 °С. По способу получения реактивные топлива делятся на прямоперегонные и гидрогенизационные. Первые (Т-1, ТС-1, Т-2) получаются непосредственно из отогнанных фракций нефти без их глубокой переработки. Технология получения вторых включает такие процессы, как гидроочистка (РТ, Т-8 В, Т-6 ), глу­ бокое гидрирование (Т-6 ), гидрокрекинг (Т-8 В). При гидроочистке из нефтяного дисциллята удаляются агрессивные и содержащие серу, азот и кислород нестабильные соединения практически без изменения углеводородного состава топлива. При гидрокре­ кинге и гидрировании наряду с очисткой исходного сырья проис­ ходит изменение его углеводородного состава.

Применение гидрогенизации процессов при производстве ре­ активных топлив позволяет расширить сырьевую базу топлив

изначительно повысить их термостабильность.

Ккачеству реактивных топлив предъявляются следующие

требования:

• высокая теплотворная способность Ни (количество тепла, выделяющееся при полном сгорании 1 кг топлива). Ни = = 43 100...43 900 кДж/кг или 10 300... 10 500 кал/кг - весовая теп­ лотворная способность (авиационный керосин);

•низкая температура начала кристаллизации (менее -60 °С);

•низкая вязкость при минусовых температурах;

•высокая термостойкость;

•высокие антикоррозионные свойства;

•отсутствие нагарообразования;

•большой срок хранения;

•отсутствие воды и механических примесей;

•широкий эксплуатационный диапазон температур и давлений;

•хорошие пусковые свойства (надежный запуск при низких температурах окружающей среды);

•высокая плотность (возможность взять большую массу топ­ лива в ограниченный объем баков).

Наиболее удовлетворяют предъявленным требованиям авиа­ ционные керосины: ТС-1, РТ, Т-2, Т-6 , Т-8В.

ТС-1, РТ обладают средним и высоким уровнем термической стабильности (< 100... 120 °С) и являются наилучшими топливами для ВРД дозвуковой авиационной техники (АТ) (с небольшой про­ должительностью сверхзвукового полета).

Т-2 обладает средним уровнем термической стабильности (< 100 °С). Имеет более низкую, чем у ТС-1 и РТ, плотность и бо­ лее высокую теплотворную способность, а также более высокую коррозионную активность при лучших пусковых свойствах (выше испаряемость). Т-2 является резервным по отношению к топливу ТС-1 и применяется в ВРД дозвуковой АТ (с небольшой продол­ жительностью сверхзвукового полета) в районах с низкой темпе­ ратурой воздуха и как резервное топливо взамен ТС-1 и РТ.

Т- 6 имеет более высокую, чем у ТС-1, РТ и Т-2, плотность

иболее низкую теплотворную способность, вследствие чего обла­ дает меньшей коррозионной активностью и худшими пусковыми свойствами при низких температурах (ниже испаряемость). Имеет высокий уровень термической стабильности (< 300 °С) и применя­ ется в сверхзвуковой АТ.

Т-8 В характеризуется повышенной плотностью и высокой

термостабильностью и является резервным по отношению к топ­ ливам РТ и Т-6 .

Низшая теплотворная способность Н„ для ТС-1, РТ, Т-2, Т- 6 находится в диапазоне 42 900-43 300 кДж/кг.

В ТВаД наземного применения в качестве топлива используют природный (топливный) газ: бутан с Н„ ~ 45 640 кДж/кг и метан с Н„ ~ 50060 кДж/кг.

Для работы гиперзвуковых прямоточных двигателей планиру­ ется применять криогенное топливо на основе жидкого водорода.