Температура выхлопных газов самолета

Добавил пользователь Cypher
Обновлено: 20.09.2024

Всем привет! В этой статье я хочу рассказать о том, как работают авиационные газотурбинные двигатели (ГТД). Я постараюсь сделать это наиболее простым и понятным языком.

Авиационные ГТД можно можно разделить на:

турбореактивные двигатели (ТРД)
двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
Турбовинтовые двигатели (ТВД)
Турбовальные двигатели (ТВаД)

Начнём с турбореактивных двигателей.

Турбореактивные двигатели

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2016 году

Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в энергию привода компрессора. Так как турбины используются не только в авиации, можно дать более общее определение: это устройство, преобразующее внутреннюю энергию рабочего тела (в нашем случае рабочее тело — это газ) в механическую работу на валу. Как вы могли понять, турбина и компрессор находятся на одном валу и жестко связаны между собой. Если в компрессоре происходит повышение давления газа, то в турбине, наоборот, понижение, то есть газ расширяется.

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Воздух из атмосферы попадает во входное устройство, где немного сжимается и поступает в компрессор. В компрессоре давление воздуха растёт ещё сильнее, растёт и температура. После компрессора воздух поступает в камеру сгорания и, смешиваясь там с топливом, воспламеняется, что приводит к сильному возрастанию температуры, при, можно сказать, постоянном давлении. После камеры сгорания горячий сжатый газ попадает в турбину. Часть энергии газа расходуется на вращение компрессора турбиной (чтобы он мог выполнять свою функцию, описанную выше), другая часть энергии расходуется на, нужное нам, движение самолёта, из-за того, что газ, пройдя турбину, превращается в реактивную струю в сопле и вырывается из него (сопла) в атмосферу. На этом цикл завершается. Конечно, в реальности все процессы цикла проходят непрерывно.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве
В-К — процесс сжатия в компрессоре
К-Г — изобарический подвод тепла
Г-Т — процесс расширения газа в турбине
Г-С — процесс расширения газа в сопле
С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Двухконтурный турбореактивный двигатель

ТРДД, прежде всего, отличается от ТРД тем, что имеет два контура: внешний и внутренний. Внутренний контур содержит в себе то же самое, что и ТРД: компрессор (разделенный на КНД и КВД), камеру сгорания, турбину (разделенную на ТВД и ТНД) и сопло. Внешний контур представляет собой канал, с соплом в конце. В нем нет ни камеры сгорания, ни турбины. Перед обоими контурами (сразу после входного устройства двигателя) стоит ступень компрессора, работающая на оба контура.

Не очень понятная картина выходит, да? Давайте разберемся как оно работает.

Схематичная конструкция двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя

Воздух, попадающий в двигатель, пройдя через первую ступень компрессора низкого давления, разбивается на два потока. Одна часть воздуха идет по внутреннему контуру, где происходят те же процессы, которые были описаны, когда мы разбирали ТРД. Вторая часть воздуха попадает во внешний контур, получив энергию от первой ступени КНД (та, которая работает на два контура). Во внешнем контуре энергия воздуха тратится только на преодоление гидравлических потерь (за счёт трения). В конце этот воздух попадает в сопло внешнего контура, создавая огромную тягу. Тяга, созданная внешним контуром, может составлять 80% тяги всего двигателя.

Одной из важнейших характеристик ТРДД является степень двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных двигателях это число переступает за значение в 12 единиц.
Двигатели, степень двухконтурности которых больше двух, принято называть турбовентиляторными, а первую ступень компрессора (ту, что работает на оба контура) вентилятором.

ТРДД самолета Boeing 757-200. На переднем плане видно входное устройство и вентилятор

На некоторых двигателях вентилятор приводится в движение отдельной турбиной, которая ставится ближе всего к соплу внутреннего контура. Тогда двигатель получается трехвальным. Например, по такой схеме выполнены двигатели Rolls Royce RB211 (устанавливались на L1011, B747, B757, B767), Д-18Т (Ан-124), Д-36 (Як-42)

Д-18Т в разрезе изнутри

Главное достоинство ТРДД заключается в возможности создания большой тяги и хорошей экономичности, по сравнению с ТРД.

На этом я хотел бы закончить про ТРДД и перейти к следующему виду двигателей — ТВД.

Турбовинтовые двигатели

Турбовинтовой двигатель, как и турбореактивный, относится к газотурбинным двигателям. И работает он почти как турбореактивный. Элементарный турбовинтовой двигатель состоит из уже знакомых нам элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. К ним добавляются редуктор и винт.

Принцип работы работы такой же, как у турбореактивного, с разницей в том, что практически вся энергия газа расходуется на турбине на вращение компрессора и на вращение винта через редуктор (здесь винт и редуктор находятся на одном валу с компрессором). Винт создаёт основную долю тяги. Оставшаяся, после турбины, часть энергии направляется в сопло, образуя реактивную тягу, но она мала, может составлять десятую часть от общей. Редуктор в этой схеме нужен для того, чтобы понизить обороты и передать момент, так как турбина может вращаться с очень высокой частотой, например, 10000 оборотов в минуту, а винту нужно только 1500. И винт достаточно тяжелый.

Схематичная конструкция ТВД

Но бывает и другая схема турбовинтовых двигателей: со свободной турбиной.
Её суть в том, что за обычной турбиной компрессора ставится отдельная турбина, которая механически не связана с турбиной компрессора. Такая турбина называется свободной. Связь между турбиной компрессора и свободной турбиной только газодинамическая. От свободной турбины идёт отдельный вал, на который устанавливаются редуктор с винтом. Все остальное работает так же, как и в первом случае. Большинство современных двигателей выполняют именно по такой схеме. Одним из плюсов такой схемы является возможность использования двигателя на земле, как вспомогательную силовую установку (ВСУ), не приводя винт в движение.

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны.
Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

На этом про турбовинтовые двигатели можно заканчивать. Мы потихоньку подошли к понятию турбовального двигателя.

Турбовальный двигатель

Должно быть, большинство читателей здесь вообще впервые слышат такое название. Такой тип двигателей устанавливается на вертолёты.

Турбовальный двигатель очень схож с турбовинтовым двигателем со свободной турбиной. Он также состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины компрессора, далее идёт свободная турбина, связанная со всем предыдущем только газодинамически. А вот реактивную тягу такой двигатель не создаёт, реактивного сопла у него нет, только выхлоп. Свободная турбина имеет свой вал, который соединяется к главному редуктору вертолёта (несущего винта). Да, у всех известных мне вертолетов есть такой редуктор, и, как правило, он внушительных размеров. Дело в том, что обороты несущего винта вертолёта очень низкие. Если у самолета, как я писал выше, они могут достигать 1500 об/мин, то у вертолёта, например у Ми-8, всего 193 об/мин.
А обороты двигателя у вертолёта зачастую очень высокие (из-за небольших размеров), и понижать их приходится в сотню и более раз. Бывает такое, что редуктор стоит и на двигателе, и на самом вертолете, например, у Ми-2 и его двигателя ГТД-350.

Схематичная конструкция турбовального двигателя

Двигатель ТВ3-117 от вертолета Ми-8. Справа видны выхлопная труба и приводной вал

Итак, мы рассмотрели четыре типа газотурбинных двигателей. Надеюсь, мой текст был понятен и полезен для вас. Все вопросы и замечания можете писать в комментариях.

Вмешательства в конструкцию планера самолета, а также двигателей Ил-14 не требует – они проверены десятилетиями эксплуатации этих машин в тяжелых условиях. Но чего не было во времена проектирования этого самолета – это возможности разработать средства объективного контроля за состоянием двигателя, таких как температура выхлопных газов (EGT), а также определить возникновение детонации. К слову сказать, не было подобных средств и на западных самолётах того же времени.
Все управление впрыском и формированием горючей смеси реализовано на механических связях. Из "мониторинга" двигателей у АШ-82Т -термопары замеряющие температуру головок двух цилиндров (2 и 5, где стоят главные шатуны). При превышении температуры на которых в кабине загораются контрольные лампы "Задир поршня".

Может возникнуть вопрос, зачем нужно знать температуру выхлопных газов на выходе из каждого цилиндра? Ответ простой – по ней можно судить о степени сгорания смеси и контролировать состояние двигателя. При обеднении смеси эти данные позволят предотвратить возможный перегрев и прогорание выпускных клапанов.

Также во время наземного опробывания двигателей можно проверить работу передних и задних свечей. В чеклисте присутствует проверка магнето, во время которого из положения "Сумма" оно переключается в "Переднее" и "Заднее". Соответственно, одна из свечей при этом выключается. Если возникает ситуация, что из двух свечей нерабочая, то это определится по падению температуры выхлопных газов.

Теперь возвращаемся снова к нашей задаче: готовых решений, которые можно приобрести и установить на Ил-14 – нет. Западные аналоги для двигателей Continental и Lycoming рассчитаны на 6 цилиндров – у нас же их 14 у каждого двигателя. Даже если использовать их, собирая из нескольких комплектов, получится толстый пучок проводов, который придется тащить из мотогондолы до кабины пилотов. А также стойка с приборами (как минимум 4 циферблата), параметры на которых будет практически невозможно контролировать.

В связи с этим возникла необходмость разработать свое устройство, отвечающее нашим потребностям. На него разработано следующее задание:

Блок-схема устройства:

УСТРОЙСТВО КОНТРОЛЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ ДВИГАТЕЛЯ АШ-82Т

Требования к рабочим параметрам:

Диапазон напряжений питания: +23…+32В (типовое значение: +27В)
Диапазон рабочих температур: -40…+60C
Диапазон измеряемых температур выхлопных газов: 0…1300С
Погрешность измерения 10C

Требования к схемотехнике:

Схема должна обеспечивать одновременное измерение и отображение температур выхлопных газов для 14 цилиндров
Схема должна обеспечивать возможность установки верхнего порогового значения температуры выхлопных газов
Схема должна обеспечивать сравнение и индикацию превышения конкретными цилиндрами значения температурного порога и идентификацию или указание номеров этих цилиндров
Схема должна обеспечивать возможность использования температурных датчиков разных типов (с различными ЭДС) и простую перенастройку устройства для работы с ними
Схема должна обеспечивать определение выхода из строя температурного датчика и вывода информации об этом

Требования к индикации информации:

Отображение температур 14 цилиндров должно быть наглядным и позволять одновременно максимально быстро оценивать общее состояние температур всех 14 цилиндров по критериям нахождения температуры в нормальном диапазоне или выхода ее за предельное значение
Максимальное и минимальное значение температуры должно индицироваться в виде точного значения с указанием номера цилиндра, в котором измерено это значение
Выход из строя датчика измерения температуры должен быть немедленно идентифицирован и отображен

Требования к элементной базе:

Все элементы конструкции должны быть легкодоступны для замены и дешевы

Требования к конструкции:

Конструкция должна обеспечивать унификацию и допускать использование различных датчиков без существенных изменений
Конструкция должна обеспечивать быструю установку верхнего порогового значения температуры из кабины пилотов
Конструкция должна обеспечивать малую (до 3 метров) длину компенсационных проводов термопар (при их наличии)
Блоки конструкции, располагаемые в мотогондоле, должны быть пыле- влаго- защищенными, ударопрочными (выдерживать падение с высоты 1м) и вибростойкими (выдерживать виброускорения до 160 м/с2)
Оболочка и крепление соединительных и компенсационных проводов между датчиками и измерителями должны обеспечивать термоизоляцию от выпускных коллекторов и других нагретых частей двигателя и стойкость к вибрациям и многократным изломам проводов
Сборка блоков конструкции, монтаж и отладка устройства в целом должны быть простыми, доступными персоналу без специальной квалификации и не требовать специфического оборудования и материалов
Конструкция должна обеспечивать легкую (в течении одного часа одним человеком) замену датчика температуры при выходе его из строя

Варианты установки датчиков EGT на Lycoming

Установку термопар предлагается производить в компенсационных трубах (между приёмной трубой и выхлопным коллектором, в связи с их лёгким демонтажом и доработкой. Крепление термопары обязательно вворачиванием в резьбовую втулку, без всяких хомутов. Сами термопары желательно взять с реактивных двигателей по причине их надёжного крепления и высокого качества изготовления.

Кто может помочь, советом ли, или ввязаться в разработку данного устройства – пишите мне или нашему ведущему специалисту по электрике на Ил-14 Павлову Денису.

Технологические решения, реализованные в авиационном двигателе ПД-14, стали основой для целого семейство авиационных двигателей. Мы уже писали о том, что разработанные для этого двигателя лопатки, по задумке инженеров, будут служить гораздо дольше всех своих предшественников. Стоит заметить, что налаженное производство литых охлаждаемых лопаток – показывает высокий уровень развития науки и технологий страны. Почему? Попробуем разобраться.

Во время работы двигателя внутри турбины температура невероятно высока, огненная струя, вылетающая из реактивного сопла, наглядное тому подтверждение. На входе в турбину еще жарче, и чем горячее газ перед ней, тем мощнее и экономичнее работает двигатель.

Одним из важнейших параметров термодинамического цикла авиационных ГТД является температура газа перед турбиной. Ее повышение является главной тенденцией в совершенствовании рабочего процесса авиационных ГТД. Темп ее роста связан с развитием материаловедения и технологии, исследованиям в области газовой динамики и теории теплообмена с разработкой системы воздушного охлаждения лопаток.

Возможность увеличения работы цикла благодаря повышению температуры газа перед турбиной позволяет повысить второй с важнейших параметр термодинамического цикла авиационных ГТД – степень повышение полного давления в компрессоре.

Целесообразность увеличения степени повышения давления определяется не только возможностью увеличить работу цикла, обеспечить наибольший удельный тягу и маленькие удельные расходы топлива, но и, в первую очередь, увеличением КПД лопаточных машин. Простое увеличение параметров цикла, без соответствующего роста КПД компрессора и турбины, не позволяет получить улучшение качества авиационного ГТД, соответствующего следующему поколению.

Фактически, переход в следующее поколение обеспечивается существенным ростом КПД лопаточных машин одновременно с ростом температуры газа перед турбиной.

Для российского двигателя ПД-14 были разработаны монокристаллические лопатки турбины высокого давления с перспективной системой охлаждения, позволяющая турбине работать при температуре до 2000 К (1726,85°C). Пустотелая широкохордная лопатки изготовленв из легчайшего сплава - интерметаллида титана. Результат: КПД вентиляторной ступени удалось повысить на 5%

Лопатка двигателя ПД-14 – ключевая деталь турбины, непосредственно принимающая на себя высокое давление газа или продуктов сгорания. При малейшем отклонение от заданных параметров как по геометрии, так и по характеристикам применяемого сплава, происходит снижение КПД всей турбины.

Изолированная лопатка прошла весь необходимый цикл испытаний, прежде чем встать на двигатель. Опытные образцы жестко тестировали. Их ломали, рвали, трясли.

Это не первая и не последняя статья, рассказывающая о новых двигателях семейства ПД. Авиастроение сегодня, как один из самых высокотехнологичных секторов, испытывает серьезные трансформации. Это обусловлено, прежде всего, глубокими и быстрыми изменениями мировой экономики и новой природой конкуренции. И именно ПД-14 вывел отрасль на новый уровень. Годы работы институтов, предприятий привели к серьезному прорыву: создана конструкция и технология новой лопатки. Да и в целом, проект ПД-14 сохранил для России более 10 000 высококвалифицированных рабочих мест.

Сложная система вентиляции позволяет лопатке работать при температуре превышающей ее температуру плавления.

Обнаружение и живучесть вертолетов на поле боя существенно зависит от уровня их инфракрасного излучения, а также от методов, оборудования и систем, используемых потенциальным противником. Системы автоматического обнаружения, распознавания и идентификации летающих объектов использую, помимо прочего, методы термообнаружения, которые основаны на обнаружении инфракрасного излучения, испускаемого отслеживаемым объектом.

Высокая температура выхлопных газов являются основным фактором обнаружения вертолета, выполняющего воздушные боевые действия. Чтобы повысить боевую эффективность и живучесть военных вертолетов, ведется разработка различных типов инфракрасных подавителей.

Из-за малой высоты и относительно низкой скорости полета современные боевые средства, такие как ракетное оружие, оснащенное системами инфракрасного наведения, представляют собой одну из наиболее важных угроз для вертолетов, выполняющих боевые задачи. Особенно значимым в вертолетной авиации является инфракрасное излучение выхлопных газов, выбрасываемых в окружающую среду.

Z-10. Как понизили ракетную уязвимость?

Китайские военные показали модернизированный ударный вертолет Z-10 с более мощным двигателем с уменьшенной инфракрасной сигнатурой. Двигатель имеет выхлопные отверстия, обращенные вверх, а не набок, как у ранней модели.

Согласно официальным фотографиям, опубликованным на WeChat 8 февраля, модернизированный Z-10 участвовал в военных учениях в составе 80-й группы армий НОАК.

С выхлопом от двигателей, направленных вверх, а не наружу, можно снизить инфракрасную сигнатуру вертолета, таким образом, будет меньше вероятность захвата вертолета зенитными ракетами с тепловой ГСН. Однако такая конструкция увеличит лобовое сопротивление, повысив требования к мощности силовой установки вертолета. Поэтому двигатель более мощный и взят из экспортной версии Z-10ME.

Сопла направлены вверх, а не в сторону, как прежде. Как утверждают эксперты, в результате этого заметно оптимизирована инфракрасная сигнатура машины, что делает её менее уязвимой для поражения неприятелем. globaltimes.cn

С более мощными двигателями Z-10 может нести больше дополнительных броневых листов, полезных нагрузок и даже даст возможность установить РЛС управления огнем на верхней части несущего ротора для обеспечения большей дальности ударов и более высокой точности поражения целей, сообщили различные государственные СМИ.

Малая инфракрасная сигнатура является важным показателем малозаметности

Система выхлопных каналов от двигателя является источником сильной инфракрасной энергии, которая может быть обнаружена ракетами теплового наведения и/или различными видами систем обработки инфракрасных изображений для задач целеуказания/слежения.

В отношении первых, вообще говоря, ракета с тепловым наведением получает сигналы наведения по инфракрасной энергии, образуемой выхлопом двигателя так, что количество выделяемой инфракрасной энергии является одним из первичных определяющих факторов точности ракеты и, следовательно, поражающей способности. Относительно последних, системы обработки инфракрасного изображения обнаруживают и усиливают инфракрасную энергию для обнаружения и/или целеуказания.

Смешивание горячих выхлопов двигателя с холодным воздухом, эффективно снижает температуру выхлопных газов. В инфракрасной системе подавления температура выхлопных газов снижается с ~ 600°С до ~ 300°С.

Смешивание больших количеств наружного воздуха с выхлопом двигателя может значительно уменьшить общую температуру газа до выброса выхлопа двигателя за борт, таким образом, понижая ИК сигнатуру летательного аппарата.

Соответственно, желательно обеспечить систему подавления инфракрасного излучения, которая уменьшает полную ИК сигнатуру летательного аппарата, конструктивно компактна, маскирует ИК энергию, испущенную/излученную газотурбинным двигателем для заданного угла обзора/азимута, и минимизирует попадание выхлопа двигателя на находящуюся рядом структуру летательного аппарата, при поддержании эксплуатационных характеристик летательного аппарата.

Читайте также: