Turbinowy silnik odrzutowy. Dr inŝ. Robert JAKUBOWSKI

Transkrypt

1 Turbinowy silnik odrzutowy Dr inŝ. Robert JAKUBOWSKI

2 Turbinowy silnik jednorzeływowy Jest to najbardziej ierwotne rozwiązanie silnika odrzutowego turbinowego, które ojawiło się na oczątku lat trzydziestych ubiegłego wieku. wlot dysza wylotowa sręŝarka komora salania turbina wylot

3 Schematyczne zobrazowanie silnika odrzutowego H. m al wl V H c. 5 m. m sal WLOT SPRĘśARKA TURBINA KOMORA SPALANIA DYSZA WYLOTOWA

4 W 1872 George Brayton oatentował silnik z komorą salania o działaniu ciągłym, którego racę moŝna orównać do obiegu silnika turbinowego Silnik Braytona

5 Teoretyczny obieg silnika turbinowego (Obieg Braytona) Praca obiegu l = q q ob d od ciśnienie Q d Q d s=idem s=idem T temeratura Q od objętość V PALIWO 2 =idem =idem 4 Q od entroia S Srawność cielna obiegu η = c l q ob d q = 1 q od d SPRĘśARKA 1 2 KOMORA SPALANIA 3 TURBINA i DYSZA 4

6 Procesy wewnętrzne w silniku

7 Analiza arametrów termodynamicznych obiegu silnika jednorzeływowego PARAMETRY UZYTKOWE SILNIKA H m al wl c H c 5 CIAG SILNIKA ch = V V rędkość lotu ch = MaH krth ((1 τ ) ) K = mɺ c mc ɺ = mɺ + c c gdzie: 5 5 H al 5 H CIAG JEDNOSTKOWY k = (1 + τ ) c c j al 5 H ZUśYCIE PALIWA mɺ c al =τ mɺ al mɺ JEDNOSTKOWE ZUśYCIE PALIWA al j = = K τ k al j

8 Parametry charakteryzujące racę silnika Energetyczne Srawność cielna: 2 2 lob mɺ 5 c5 V mɺ al ηc = = Wu qdo mɺ 2 2 mɺ Srawność naędowa: Srawność ogólna: k jvh mɺ c V ηk = = k jvh lob mɺ k j V H m ɺ al ηo = = k jvh Wu qdo mɺ mɺ mɺ c V q W e q mɺ mɺ al 5 5 do _ t = u = str _ wewn. + + odr

9 Srawność naędowa silników w zaleŝności od rędkości lotu

10 Obieg turbinowego silnika jednorzeływowego - orównanie silnika idealnego i silnika rzeczywistego (z uwzględnieniem strat) i q do do l t 4 S l t l s v 2 i H S 1 H 1 1 s s do_ do_ H H c q q od od i H 2 c 5 2 i H s s s wl s s s KS s t s d

11 Wlot Zadaniem wlotu jest dostarczenie do silnika owietrza w wymaganej ilości z zaewnieniem określonego rofilu rędkości rzed sręŝarką, oraz w trakcie lotu wstęne sręŝenie owietrza orzez oddziaływanie dynamiczne PODZIAŁ WLOTÓW: WLOTY PODDŹWIĘKOWE WLOTY NADDŹWIĘKOWE

12 Wloty naddźwiękowe W zakresie nieduŝych rędkości naddźwiękowych O sręŝaniu zewnętrznym O sręŝaniu mieszanym O sręŝaniu wewnętrznym

13 Zakresy racy wlotu Zakres startowy Zakres lotu z rędkością obliczeniową wlotu Zakres lotu z rędkością większą od obliczeniowej

14 i DLA PRĘDKOŚCI LOTU 0 H 1 H=H # s 1 c 2 1 # 2 Wlot DLA WARUNKÓW PRZELOTOWYCH i H 1 1 c 2 H # 2 H # s 1 1 c 2 1 # H H Entalia we wlocie i = i = c T 1 H H T = T 1 H s Straty ciśnienia we wlocie 1 wl H σ = Przyrost entroii T s = s s = c R = R = R H ln ln lnσ ln wl T H H σ wl s 1

15 Parametry charakteryzujące racę wlotu Wsółczynnik siły ooru dodatkowego wlotu: C 2X wl _ d X _ wl _ d = 2 ρh AwlV H A wl ( ) X = da wl _ d H A H Siła oorów tarcia gondoli: X T Ciąg efektywny: K = K X X e wl _ d T X = X wl _ d > 0 wl _ d 0 Stoień rzewęŝenia strumienia we wlocie: φ = A A wl _ d wl H φ 1 C = 0 wl _ d X _ wl _ d φ < 1 C > 0 wl _ d X _ wl _ d SręŜ dynamiczny wlotu: π = wl _ dyn 1 H

16 Wentylator CFM-56-5C firmy Snecma

17 Podział sręŝarek sręŝarka osiowa Zalety: Wady: - moŝliwość uzyskania wysokiego sręŝu sumarycznego -duŝe rzeływy owietrza - niski sręŝ na ojedynczym stoniu - mała srawność krótkich łoatek

18 Przeływ rzez sręŝarkę osiową

19 Podział sręŝarek sręŝarka romieniowa, odśrodkowa Zalety: Wady: - wysoki sręŝ na ojedynczym stoniu - moŝliwość stosowania dla małych wydatków rzeływu owietrza - ograniczona ilość rzeływającego owietrza - niŝsze wartości rędkości obrotowej niŝ w sręŝarce osiowej

20 Przeływ rzez sręŝarkę odśrodkową

21 Charakterystyka sręŝarki

22 Niestateczna raca sręŝarki omaŝ Naływ obliczeniowy na łoatkę Naływ na łoatkę z dodatnimi kątami natarcia Naływ na łoatkę z ujemnymi kątami natarcia

23 Uust Zaobieganie niestatecznej racy sręŝarki Sterowanie łoatek kierownic sręŝarki Podział sręŝarki na dwa wirniki

24 Praca sręŝarki, wentylatora s # i iz Przyrost entalii w sręŝarce: i = i + l 2 1 s Srawność sręŝarki: l s_iz 2,04" 2,29" l s η l i i s _ iz 2_ iz 1 s _ iz = = ls i2 i1 izentroowa di 1 +d di iz 1 η ( 2 1 ) ( 2 1 ) dh 1 ln iz k s _ ol = = olitroowa dh k ln T T s ZaleŜność zmiany temeratury od sręŝu sręŝarki: T π s = T 1+ η 2 1 k 1 k s _ iz 1 T = T π k η s _ ol k s

25 BUDOWA KOMORY SPALANIA ORGANIZACJA PROCESU WEWNĄTRZKOMOROWEGO

26 BUDOWA KOMORY SPALANIA ORGANIZACJA PROCESU WEWNĄTRZKOMOROWEGO

27 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA - (dzbanowa, indywidualna) Rolls-Royce RB Derwent 1 Komora salania z ierwszych konstrukcji silników Whitl a

28 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora rurowa ZALETY: WADY: Łatwość ekserymentalnego DuŜe oory rzeływu srawdzenia rocesu wewnątrzkomorowego MoŜliwość wymiany ojedynczej rury komory salania DuŜa nierównomierność obwodowa ól temeratur na wyjściu z KS

29 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora rurowo ierścieniowa roces salania odbywa się indywidualnie w oszczególnych rurach, a osłona komór salania stanowi element nośny konstrukcji

30 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora ierścieniowa ZALETY: Zwarta budowa i mała masa własna Mały oór rzeływu DuŜa równomierność obwodowego rozkładu ól temeratur WADY: Problem z organizacją i badaniami rocesu salania

31 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora salania o rzeływie zwrotnym

32 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora ierścieniowa z arownicami

33 PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA nowoczesne komory salania tyu LLP (Lean, Premixed, Prevaorized)

34 Charakterystycznymi cechami wszystkich rzedstawionych rozwiązań konstrukcyjnych jest to, Ŝe: rzekrój wlotowy owietrza ma zmienną geometrię; dorowadzenie aliwa jest stoniowe wzdłuŝ długości komory salania; osiadają dwie strefy salania.

35 Turbina silnika lotniczego (turbina osiowa) Turbina jest elementem silnika słuŝącym do zamiany energii salin na racę mechaniczną bądź do naędu sręŝarki bądź do naędu wirnika nośnego lub śmigła

36 Porównanie łoatek sręŝarek i turbin Łoatka sręŝarki Łoatka turbiny

37 Parametry racy turbiny bilans turbina sręŝarka BILANS TURBINA SPRĘśARKA L η = L L T = T 2 1 ( ) s ( Lw ) T m s w L η c mɺ SPRAWNOŚĆ TURBINY m i 1 1 di di l t_iz iz -d l t izentroowa: η l 1 T T l 1 t 2 1 t _ iz = = t _ iz olitroowa: di k η = = k ( ) 1 k 2 1 ln ( T2 T1 ) ( 2 1 ) t _ ol diiz k 1 ln T + 1 = = 2 ηt 2 1 T1 1 π t ηt T = T1 k ( ) η k 1 t _ ol k k 1 2 iz # s 2 2 s Przyrost entroii w turbinie: T s = s s = c R = R = c k 1 k t _ ol π η T 2 1 ln ln lnπ T ln k 1 T1 1 k ηt _ izπ T + 1 ηt _ iz

38 Przeływ rzez turbinę

39 Turbina akcyjna - turbina reakcyjna Turbina akcyjna turbina reakcyjna RozręŜanie na łoatkach wieńca dyszowego turbiny RozręŜanie na łoatkach obydwu wieńców turbiny

40 Charakterystyka turbiny KRYTERIA PODOBIEŃSTWA DLA PRZEPŁYWU PRZEZ TURBINĘ: Wydatek zredukowany: T mɺ zr = mɺ 3 3 Względny wydatek zredukowany: T 3 T 3 mɺ = mɺ mɺ 3 3 Prędkość zredukowana: n nzr = T obl obl Względna rędkość zredukowana: n n n = T T

41 Wzrost obciąŝeń turbin wynikające stąd rozwiązania Rozwój nowoczesnych materiałów oraz rocesów wytwarzania

42 Chłodzenie turbiny Do ok K rzy zastosowaniu stoów wysokotemeraturowych nie jest wymagane chłodzenie turbin PowyŜej 1300 K wymagane jest chłodzenie turbin, a jego rodzaj jest ściśle związany z temeraturą rzed turbiną CHŁODZENIE KONWEKCYJNE CHŁODZENIE KONWEKCYJN E + CHŁODZENIE BŁONOWE CHŁODZENIE TRANSPIRACYJNE DLA KRÓTKICH ŁOPAT DLA DŁUśSZYCH ŁOPAT ZaleŜność srawności turbiny od temeratury rzed turbiną

43 Metody chłodzenia turbin Chłodzenie konwekcyjne (wewnętrzne) Chłodzenie uderzeniowe (wewnętrzne) Chłodzenie błonowe Warstwa orowata Chłodzenie transiracyjne

44 Dysza wylotowa silnika

45 Praca dyszy wylotowej c iz 2 2 c 2 2 C T T T H 5 iz s # Straty ciśnienia w dyszy Strata rędkości w dyszy Przyrost entroii σ 5 dysz = 4 c ϕ = c iz s = s s = R ln σ dysz

46 Warunki racy zbieŝnej dyszy wylotowej silnika JeŜeli: T 5 5 o > β = > 5 = β kr 2T5 = k + 1 kr 5 kr o 5 T 5 c. A 5 m 5 5 H JeŜeli: (rozręŝ krytyczny w dyszy) kr 1+ k = βkr = 2 o kr 5 k k 1 β = Ma 5 o k 1 k 2 5 = 1 k 1 o k 1 T = T 1+ Ma o A5 c5 RT 5 (rozręŝ zuełny w dyszy) o c5 = Ma5 krt5 = 2cT mɺ = k 1 k c = k 2 RT k k + 1 k + 1 2( k 1) k 5 = RT5 mɺ A

47 Silnik odrzutowy niezuełny rozręŝ salin w dyszy wylotowej Zjawisko wystęuje w: Silnikach zakończonych dyszą zbieŝną rzy nadkrytycznym stosunku ciśnień omiędzy całkowitym ciśnieniem salin w rzekroju wylotowym dyszy i ciśnieniem otoczenia Silnikach zakończonych nieregulowaną dyszą zbieŝno-rozbieŝną w ozaobliczeniowych stanach racy q do_t. m al i H i H H V c c A5 WL c A 5 WL 5.. m m5 WL e str_wewn. 5H i 5H i H H Bilans energii silnika: Ciąg silnika: V mɺ c i q e i 2 mɺ H H + + do _ t = str _ wewn H Srawności silnika: η mɺ c V mɺ H gdzie: ( ) K = mɺ c mv ɺ = mɺ c mv ɺ + A H c = al u ( τ W ) H c = c + 5H 5 mɺ c ηk = k jvh m 2 2 ( ) A 5 5 mɺ H V ɺ ηo = k jvh ( τ alwu ) 5 H

48 Wykres obiegu silnika o niezuełnym rozręŝu salin w dyszy wylotowej W silniku o niezuełnym rozręŝu salin ciąg silnika jest mniejszy, niŝ w silniku, gdzie saliny rozręŝają się w dyszy wylotowej do ciśnienia otoczenia (rzy tych samych arametrach racy silnika). Wynika to stąd Ŝe, większy jest rzyrost rędkości w wyniku rozręŝania w dyszy niŝeli gdy rozręŝanie nastęuje oza dyszą silnika. Efektywność racy silnika o rozręŝu zuełnym w stosunku do silnika o rozręŝu niezuełnym jest tym większa im większa jest stosunek ciśnienia statycznego w rzekroju wylotowym dyszy i ciśnienia otoczenia. Dlatego w silnikach o duŝych sręŝach stosuje się regulowane dysze zbieŝno-rozbieŝne, co ma zaobiegać stratom wynikającym z niezuełnego rozręŝania w dyszy silnika

49 Praca dyszy wylotowej zbieŝnorozbieŝnej kr 5 Przekrój krytyczny ckr = a Limituje wydatek wyływających salin k +1 1 k + 1 2( k 1) k 5 = kr kr 2 RTkr mɺ A Przekrój wylotowy c c=a c c 5 H > c 5 kr = 2c T σ DYSZ 4 k 1 k

50 DYSZA WYLOTOWA (NOZZLE) Dysza zbieŝno-rozbieŝna

51 Wektorowanie ciągu samolotów wysokomanewrowych Odchylenie strumienia wylotowego salin umoŝliwia dodatkowe kierowanie wektorem ciągu rzez co zwiększa się manewrowość samolotu Stosowane rozwiązania Dysze łaskie Dysze osiowo-symetryczne Dysze klaowe YF-22 X-31

52 Dysze łaskie Praca normalna -20 o o Zakres sterowania wektorem ciągu Praca z rewersorem

53 Odwracacz ciągu skrócenie lądowania

54 Doalacz w silniku

55 Doalacz w silniku

56 Włączenie doalacza ozwala na zwiększenie ciągu silnika o ok % rzy onad 2-u krotnym wzroście jednostkowego zuŝycia aliwa Silnik K [kn] K [kn] (bez doalacza) (z doalaczem) c j [kg/(danh)] c j [kg/(danh)] (bez doalacza) (z doalaczem) J85-GE-13 12,16 18,14 1,05 2,264 J76-GE-19 52,8 79,6 0,857 2,004 GE4/J5P 229,08 305,15 1,060 1,897 J58-P-4 110,8 151,0 0,816 1,937 Olymus 201R 75,5 106,9 0,816 1,835 Olymus ,714 1,208

57 DANE Analiza arametrów termodynamicznych obiegu silnika jednorzeływowego T,, Ma, π, T, mɺ H H H s 3 Srawności oraz straty rzeływowe zesołów silnika W analizie rzyjęto model gazu doskonałego H wl WLOT: k 1 T = T = T 1+ Ma H H H k 1 = σ = σ 1+ Ma wl H wl H H k k 1 SPRĘśARKA T = π 2 s 1 k 1 π k s 2 = T 1 1+ ηs 1 lub T k k η 2 = T1 π s 1 s _ ol

58 KOMORA SPALANIA τ TURBINA mɺ Analiza arametrów termodynamicznych obiegu silnika jednorzeływowego c.d. (na odstawie bilansu komory salania) ( 3 2 ) ( 3 2 ) c T T c T T al al = = mɺ ξkswu ct3 ξkswu (na odstawie bilansu mocy turbina-sręŝarka) T T 4 = T3 2 1 η m T ( 1+ τ al ) T 4 ηt + 1 T3 4 = 3 ηt = σ 3 KS 2 k k 1 lub T = T3 k k 1 η T _ ol ( )

59 Analiza arametrów termodynamicznych obiegu silnika jednorzeływowego c.d. DYSZA WYLOTOWA (rzy załoŝeniu rozręŝu zuełnego) T = T 5 = H 5 4 Ma = σ 5 dysz 4 5 k 1 2 k 5 = 1 k 1 5 k 1 T = T 1+ Ma c5 = Ma5 krt5 lub ( ) 1 k T = T k k 5_ iz Ma 5_ iz k 1 2 k 4 = 1 k 1 5 c = Ma krt 5_ iz 5_ iz 5_ iz c T = φ c 5 dysz 5_ iz = T c c