Двигун для гіперзвуку, Наука та життя
Олег Соловйов, інженер.
Але є проблема: поширені та добре освоєні у виробництві турбореактивні двигуни розігнати літак до таких швидкостей не можуть. Зараз вважається, що для такої машини найкраще підходить прямоточний реактивний двигун.
Проте конструкторська думка не стоїть на місці. Нещодавно до редакції надійшов лист із описом цікавої, хоча, на думку скептиків, досить спірної схеми турбореактивного двигуна.
Свого часу, коли розроблялися перші турбореактивні двигуни (ТРД) для літаків, і в нас, і за кордоном була прийнята практично однакова схема їх конструкції із послідовно з'єднаних вхідного пристрою, компресора, камери згоряння, турбіни та реактивного сопла. Ця схема стала класичною і досі залишається основою авіаційного двигунобудування.
Тяга такого двигуна пропорційна кількості повітря, що пропускається через проточну частину двигуна, та швидкості його закінчення із сопла. Щоб підвищити швидкість витікання газу, потрібно підвищити його температуру. В даний час найбільш досконалі турбінні лопатки витримують температуру приблизно 1200 про С (1500 К), і той нетривалий час (див. «Наука та життя» № 6, 2007). Витрачаються колосальні кошти на створення нових жаростійких та жароміцних матеріалів, результати є, але хочеться більшого. Поки що істотно збільшити швидкість не виходить. Із законами фізики не посперечаєшся, але можна придумати, як їх обійти.
Отже, якщо ми хочемо вийти з глухого кута, необхідно якимось чином значно покращити функціональні та теплові показники ТРД. Для цього доведеться відмовитися від деяких традиційних постулатів та усунути фундаментальні конструкторські та технологічні.невідповідності.
Що я маю на увазі? У класичній схемі після компресора повітряний потік поділяється на первинний для горіння (30%) та вторинний для охолодження (70%). Прикро, що в реактивний струмінь перетворюється така незначна кількість повітря, але це півбіди. Дуже погано, що вторинний потік дробиться на десятки струменів жаровою трубою камери згоряння з величезними гідравлічними втратами. Іншими словами, в існуючих нині камерах згоряння втрачається левова частка потенційної та кінетичної енергії, що придбавається повітряним потоком при стиску в компресорі.
Крім того, розділені камерою згоряння зони стиснення повітря та розширення газового струменя знаходяться на значному віддаленні один від одного. Через це істотно збільшується маса двигуна і ускладнюється його конструкція (довгий і важкий вал, що з'єднує турбіну з ротором компресора, проміжна опора підшипника, охолоджувальні канали, система підведення мастила і т.д.).
У існуючих ТРД зі збільшенням тяги зростає частота обертання валу. А чи це потрібно? У автомобілі, де рушієм є колеса, що швидше вони обертаються, то швидше їде автомобіль. У ТРД, де рушієм є сопло, немає необхідності збільшувати частоту обертання ротора, а доцільно регулювати теплонапруженість газового потоку, тобто підвищувати або знижувати температуру робочого циклу, що визначає швидкість закінчення із сопла газового струменя і тим самим збільшувати або зменшувати силу тяги. У ТРД це роблять, змінюючи подачу палива.
Перехід з режиму на режим досягається надмірною або недостатньою подачею. У результаті всіх режимах, крім розрахункового, відбуваються втрати енергії. Отже, падає економічність. Але навіть на розрахунковому режимі паливо губиться через малоефективне пасивнеспособу утворення паливоповітряної суміші: паливо подають у камеру згоряння і розпорошують його форсунками по повітряному потоку або проти нього, що призводить до зіткнення дрібних крапель і утворення більших, які в умовах факельного горіння не встигають випаруватися і згоріти і виносяться газовим потоком в навколишнє середовище.
Головне конструктивне рішення - відмова від камери згоряння та заміна валу порожнім ротором барабанного типу. Між його зовнішньою поверхнею та внутрішньою поверхнею корпусу двигуна створюється зона стиску з компресорними та зона розширення з турбінними лопатками. Ряди лопаток встановлені з відривом межлопаточного осьового зазору друг від друга. Завдяки цьому суттєво зменшуються габарити та маса двигуна: немає камери згоряння, довгого та важкого валу, масивних дисків турбіни, зникає проміжна опора та безліч допоміжних вузлів та деталей. Проточна частина двигуна тепер буде зону стиснення, що безпосередньо переходить в зону розширення. Це відбувається у критичному перерізі, де ротор має максимальний діаметр.
Як тепер бути з численними складними процесами, що протікають в камері згоряння? У нашому випадку всі процеси, пов'язані з утворенням паливно-повітряної суміші, переносяться в зону стиснення, а процес горіння - в зону розширення безпосередньо на турбінні лопатки. Однак необхідно, щоб виконувалася умова, при якому швидкість потоку паливоповітряної суміші в критичному перерізі перевищувала швидкість поширення полум'я по потоку, щоб виключити помпаж, тобто закидання полум'я назад в зону стиснення. Сучасні засоби електроніки дозволяють утримувати та надійно контролювати процес об'ємного горіння із заданими параметрами в автоматичному режимі.
Повітря затмосфери через вхідний пристрій надходить у компресор, або так звану зону стиснення, де, наприклад, на рівні третього або четвертого ступеня в потік подають паливо. Знаючи витрату повітря в проточній частині зони стиснення, можна з великою точністю розрахувати та подати ту кількість палива, при якому коефіцієнт надлишку повітря α* буде оптимальним.
Паливоповітряна суміш, що утворилася в проточній частині зони стиснення (компресора), пройшовши критичний переріз, займається в сопловому апараті одночасно по всьому об'єму і горить з максимальною (стехіометричною) температурою 3000 про З при значно вищому тиску, ніж в камері згоряння звичайного ТРД. Інакше кажучи, замість факельного горіння відбувається ефективніше — об'ємне.
Газовий струмінь рахунок теплового перепаду здійснює роботу на турбінних лопатках, але вже на значно вищому енергетичному рівні, ніж у відомих двигунах. При цьому левова частка енергії високотемпературного потоку після турбінних лопаток посідає роботу розширення в реактивному соплі, і завдяки цьому тяга двигуна багаторазово зростає.
Розглянемо процеси, що протікають у зонах стиснення та розширення. До атмосферного повітря в зоні стиску прикладається механічна робота, що здійснюється лопатками компресора, яка виявляється у підвищенні ступеня стиснення повітря та його температури. При подачі палива (авіаційного гасу) в повітряний потік, який не дробиться на дрібні струмені, як в камері згоряння, відбувається механічне перемішування частинок палива з повітрям компресорними лопатками, що обертаються. Лопатки також розбивають великі краплі, і, отже, ті швидше випаровуються, сприяючи утворенню паливоповітряної суміші з високим ступенем однорідності, якісному, а головне, швидкомузгоряння та прискореного закінчення газового потоку з реактивного сопла. Це не тільки дозволяє досягти гіперзвукових швидкостей, а й помітно знизити кількість палива, що не згоріло.
Випаровування палива, що подається в зону стиснення, призводить до поглинання теплоти, температура повітря знижується, а щільність відповідно зростає без додаткових енерговитрат. Це значно підвищує не лише економічність, а й ккд теплової машини.
У пропонованій схемі процеси стиснення та розширення протікають у безпосередній близькості один від одного. Потенційна та кінетична енергія, що придбавається потоком у зоні стиснення, не втрачається і не розсіюється, як це відбувається в камерах згоряння.
Тут є ще один важливий ефект. Частина теплової енергії потоку, що працює на обертання турбіни, у вигляді механічної роботи йде в основному на стиск повітря, і лише незначна її частка витрачається на підтримку енергетики літака та подолання тертя в опорах. Якщо взяти механічну роботу, яка йде на підвищення температури повітря, що стискається, то вона також не пропадає і не розсіюється в навколишнє середовище, а переноситься випарованим паливом на турбінні лопатки, де входить складовою в енергію, що перетворюється на механічну роботу стиснення повітря. Виходить замкнене коло.
Виникає така термодинамічна система, у якої частина теплової енергії постійно циркулює в ній самій і не виноситься в навколишнє середовище. А еквівалентна кількість енергії газового потоку, що звільнилася, додатково йде на роботу розширення в реактивному сопі, значно збільшуючи тягу двигуна в порівнянні з відомими силовими установками.
По-іншому відбувається в новому двигуні та перехід з одного режиму на інший. У повітряний потік зониСтиснення пропонується подавати паливо, не змінюючи положення впускного клапана.
При запуску двигуна паливо подається циклічно невеликими порціями (переривчасто), а режимі розгону тривалість циклів подачі поступово збільшується, і живлення плавно перетворюється на безперервний режим подачі палива. Аналогічно, але у зворотній послідовності двигун виводиться зі стаціонарного режиму.
У таких умовах на всіх режимах роботи двигуна коефіцієнт надлишку повітря у паливоповітряній суміші завжди буде оптимальним.
У режимі розгону двигуна вплив частоти обертання ротора на величину тяги зберігається, оскільки компресор ще створює розрахункової ступеня стиснення повітря. Тому спочатку доцільно застосовувати мінімальну тривалість подачі палива, але з більшою частотою. У міру зростання частоти обертання тривалість подачі палива збільшують, а частоту впорскування знижують. Цей режим роботи призначений задля польоту, лише для розгону двигуна землі.
Поступово температура у критичному перерізі та у зоні розширення зростає. Потужність, що передається ротору турбінними лопатками, стає настільки великою, що подальше підвищення тиску та температури повітря може призвести до самозаймання паливоповітряної суміші в зоні стиснення та викликати помпаж.
Щоб стабілізувати потужність турбіни, пропонується технічне рішення, здатне утримати частоту обертання ротора на розрахунковому рівні, а теплонапруженість газового потоку продовжувати нарощувати, підвищуючи температуру газового струменя до стехіометричного. Воно полягає в тому, щоб розкрити сопловий апарат після досягнення максимально допустимої кількості обертів ротора на землі.
Це можна зробити, повертаючи лопатки соплового апарату так, щоб зменшитикут входу газового потоку на лопатки турбіни, тобто направити його по дотичній до них.
Здавалося б, частота обертання ротора має впасти, проте зменшення кута входу потоку на робочі лопатки компенсується зростанням температури потоку та зростанням його теплонапруженості. В результаті частота обертання ротора двигуна залишається незмінною (на розрахунковому рівні), а потужність газового струменя, що викидається із сопла, збільшується.
Під час польоту зі збільшенням висоти щільність та тиск атмосферного повітря падають, що неминуче позначається на величині тиску у зоні стиснення. У існуючих ТРД це призводить до падіння коефіцієнта надлишку повітря α, погіршення економічності та зниження потужності двигуна.
У новому двигуні з підйомом досить частково закрити сопловий апарат, збільшуючи кут входу газового потоку на робочі лопатки турбіни, таким чином збільшуючи частоту обертання ротора пропорційно до падіння тиску повітря в атмосфері. На великих висотах температура повітря істотно нижча, ніж біля землі, тому збільшення частоти обертання ротора не призведе до самозаймання паливоповітряної суміші в зоні стиснення та виникнення помпажу.
Під час зниження літака, коли тиск атмосферного повітря знову зростає, сопловий апарат розкривають, і в результаті частота обертання ротора зменшується до максимально допустимої поверхні землі. Одним словом, зі зміною висоти польоту частоту обертання автоматично змінюють обернено пропорційно тиску в зоні стиснення при постійній подачі палива.
Дуже важливо: частоту обертання ротора змінюють не для збільшення або зменшення тяги, а лише для збереження розрахункового співвідношення палива та повітря у суміші!
Настав час поговорити про систему охолодження. В її основупокладено найпоширеніший і найпростіший спосіб конвективного охолодження. У класичному двигуні повітря, що охолоджує, по шляху прямування бере участь в охолодженні багатьох вузлів і деталей, акумулюючи теплоту, і лише в останню чергу надходить у внутрішні порожнини турбінних лопаток з вже високою температурою і низькою охолоджувальною здатністю.
Конструктивне оформлення системи охолодження нового двигуна передбачає відбір необхідної кількості повітря із зони стиснення перед місцем упорскування палива. Охолоджувальне повітря йде двома потоками через канали в корпусі і через внутрішню порожнину ротора. Повітря безпосередньо подають усередину лопаток турбіни та соплового апарату, не змушуючи його охолоджувати інші вузли та деталі. Це дозволяє продути крізь внутрішні порожнини лопаток потрібну кількість повітря з низькою температурою.
Розрахунки показують, що площа внутрішньої охолоджуваної поверхні лопатки повинна бути в 2,6 рази більше її робочої зовнішньої площі. При цьому на охолодження потрібно 25% від атмосферного повітря, що надходить у двигун, а 75% піде на створення паливоповітряної суміші (порівняйте з нинішніми ТРД, де співвідношення діаметрально протилежне, див. с. 49).
Повітряні потоки, виходячи з внутрішніх порожнин соплових і робочих турбінних лопаток в проточну частину двигуна, утворюють внутрішню і зовнішню теплоізолюючі повітряні прошарки (оберігаючи корпус і ротор від руйнівного теплового впливу) і через реактивне сопло разом з газовим потоком викидаються в атмосферу.
Літак, оснащений новим ТРД, буде здатний на крейсерському режимі розвивати гіперзвукові швидкості з числом Маха М = 3-4. Процес його виготовлення простіше і дешевше, ніж існуючих, оскільки в ньому відсутні багато вузлів,без яких не збудуєш звичайний ТРД.
Коментарі до статті
* Коефіцієнт надлишку повітря - це відношення дійсної кількості повітря в горючій суміші до теоретично необхідного для її повного згоряння.