12. PROCESY TERMODYNAMICZNE W TURBINOWYCH SILNIKACH ŚMIGŁOWYCH

Podstawowe schematy silników turbośmigłowych

Napęd śmigłowy jest szczególnie korzystny dla samolotów o umiarkowanych prędkościach lotu. Stąd wynika celowość stosowania tego napędu z użyciem silników turbinowych, zwłaszcza przy większych zapotrzebowaniach mocy. Napęd tłokowy został już praktycznie wyeliminowany z lotnictwa dla silników o mocach większych od 300÷500 kW. Zalety silników turbinowych: małe wymiary gabarytowe, mała masa konstrukcji oraz osiągane coraz mniejsze war­tości jednostkowego zużycia paliwa, znaczna niezawodność działania i duża trwałość, sięgająca kilku lub nawet kilkunastu tysięcy godzin, spowodowały ich powszechne użycie jako napędu średnich samolotów pasażerskich oraz ciężkich samolotów transportowych. Wymienione tu zalety sprzyjały wykorzy­staniu silników turbinowych jako napędu także średnich i ciężkich śmigłowców. O szerokim stosowaniu turbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych w lotnictwie wojskowym zadecydowały walory eksploatacyjne tych silników (łatwość rozruchu w niskiej temperaturze, zdolność do ich natychmiastowego obciążenia po rozruchu oraz użycie tego samego paliwa (nafty) co w turbino­wych silnikach odrzutowych samolotów bojowych).

Szczególnie korzystne przebiegi charakterystyk momentu obrotowego do napędu śmigłowców mają silniki turbinowe z oddzielną turbiną napędową. Dwuwirnikowe silniki z oddzielną turbiną napędową już od wielu lat są wykorzystywane do napędu śmigłowców. Te silniki są przeważnie produkowane w dwóch wersjach:

śmigłowcowej i śmigłowej, różniących się sposobem przekazywania momentu obrotowego oraz pewnymi elementami w układach automatycznego sterowania. W wersji śmigłowej (samolotowej) silnik ma śmigłową przekładnię redukcyjną, stanowiącą uzupełnienie przekładni wstępnej, wspólnej dla obu wersji. W wersji śmigłowcowej moment obrotowy z przekładni wstępnej jest przekazywany na przekładnię redukcyjną wirnika nośnego śmigłowca. Na rysunku 12.1 pokazano schematy podstawowych układów konstrukcyjnych turbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych z zaznaczeniem przenoszenia napędu na śmigło lub wirnik nośny śmigłowca. We wstępnych przekładniach redukcyjnych silników śmigłowcowych przełożenia dobiera się tak, aby prędkość obrotowa wału prze­kazującego moment obrotowy na reduktor wirnika nośnego wynosiła 5500÷6000 obr/min. Zapewnia to zamienność stosowanych w śmigłowcach silników różnych firm w zależności od zapotrzebowania mocy do napędu danej wersji śmigłowca lub dostępności handlowej silnika w kraju producenta śmigłowca.

Rys. 12.1 Schematy podstawowych układów konstrukcyjnych turbinowych silników śmigłowych

i śmigłowcowych

a — silnik śmigłowy, b — silnik śmigłowy, c — silnik śmigłowcowy

l — napędowy zespól wirnikowy, 2 — śmigłowa przekładnia redukcyjna, 3 — wstępna przekładnia redukcyjna,

4 — przekładnia redukcyjna wirnika nośnego śmigłowca, 5 — śmigło, 6 — wirnik nośny

Na rysunku 12.2 przedstawiono podstawowe schematy przepływowe turbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych. Najprostszy jest układ jednowirnikowy (rys. 12.2a), a najbardziej złożony - trójwirnikowy z oddzielną turbiną napędową (rys. 12.2e). Najistotniejszą cechę każdego współczesnego silnika śmigło­wcowego, a także coraz większej liczby silników śmigłowych, stanowi oddzielna turbina napędowa, nie sprzężona mechanicznie z wirnikiem sprężarkowym, zwa­nym także wytwornicowym. Od prędkości obrotowej wirnika wytwornicy zależy ilość wytwarzanych spalin, a zatem moc i moment obrotowy turbiny napędowej. Wariant przedstawiony na rysunku 12.2d ma sprężarkę osiowo-promieniową. Zastosowanie stopnia promieniowego zapewnia znaczne zmniejszenie długości silnika, przy zachowaniu takiej samej wartości sprężu w porównaniu z silnikiem wyposażonym tylko w sprężarkę osiową.

Rys. 12.2 Schematy przepływowe turbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych

a — śmigłowy silnik jednowirnikowy, b — śmigłowy silnik z dwuwirnikową sprężarką, c — śmigłowy silnik z oddzielną turbiną napędową, d — śmigłowcowy silnik z oddzielną turbiną napędową, e — śmigłowcowy silnik z dwuwirnikową sprężarką i oddzielną turbiną napędową

1 - sprężarka niskiego ciśnienia, 1' - sprężarka wysokiego ciśnienia, 2 - komora spalania, 3 - turbina wysokiego ciśnienia, 3' - turbina napędowa, 3” - turbina średniego ciśnienia 4 - śmigłowa przekładnia redukcyjna, 4' -wstępna przekładnia redukcyjna

Obieg turbinowego silnika śmigłowego

Obiegi rzeczywiste turbinowego silnika śmigłowego i śmigłowcowego, oparte na obiegu porównawczym Braytona, nie różnią się od siebie. Na rysunku 12.3 przedstawiony jest, we współrzędnych p-v, obieg rzeczywisty silnika z podaniem możliwych trzech przypadków procesu rozprężania spalin. Przypadki te dotyczą przede wszystkim wielkości spadku ciśnienia w turbinie. Spadek ten w turbinowym silniku śmigłowym (śmigłowcowym) powi­nien być większy niż w porównywalnym silniku odrzutowym (o jednakowym sprężu i jednakowej temperaturze spalin przed turbiną) ze względu na wykorzystanie go oprócz napędu sprężarki również i do napędu śmigła.

Rys. 12.3 Obieg rzeczywisty turbinowego silnika śmigłowego w układzie p-v, z rozprężaniem w turbinie

do ciśnienia:

a - p₄ > p₅ = p_H, b - p₄ = p₅ = p_H, c - p₄ < p₅ = p_H

Obieg rzeczywisty silnika składa się z następujących przemian:

• H-1 Politropowe sprężanie powietrza w układzie wlotowym silnika. Ze względu na wykorzystywanie turbinowego napędu przy poddźwiękowych prędko­ściach lotu, spręż dynamiczny jest nieznaczny, a całkowity spręż wlotu nie przekracza wartości 1,5.

• 1-2 Politropowe sprężanie powietrza w sprężarce.

• 2-3 Doprowadzenie do strumienia powietrza rzeczywistego ciepła w komorze spalania przy nieco malejącym ciśnieniu powodowanym stratami prze­pływu.

• 3-4 Politropowe rozprężanie spalin w turbinie:

a) ciśnienie spalin za turbiną jest większe od ciśnienia otoczenia,

b) następuje pełne rozprężanie spalin w turbinie do ciśnienia otoczenia,

c) ciśnienie spalin za turbiną jest mniejsze od ciśnienia otoczenia.

• 4-5 Politropowe odprowadzenie spalin do otoczenia w układzie wylotowym realizowane jako:

a) rozprężanie spalin w dyszy wylotowej do ciśnienia otoczenia,

b) przepływ spalin przez rurę wylotową,

c) sprężanie spalin w dyfuzorze wylotowym do ciśnienia otoczenia.

Praca zredukowana i moc zredukowana

Praca wewnętrzna obiegu l_i jest równa różnicy pracy politropowego rozpręża­nia l_pr i pracy politropowego sprężania l_ps:

(12.1)

Po wprowadzeniu do tej relacji uogólnionego równania Bernouliego, zapisanego oddzielnie dla procesu sprężania i rozprężania strumienia w silniku, otrzymuje się:

(12.2)

gdzie różnica między pracą efektywną turbiny l_T i pracą efektywną sprężarki l_S jest równa pracy efektywnej turbiny przekazywanej do napędu śmigła l_TSm:

(12.3)

Pracę użyteczną obiegu turbinowego silnika śmigłowego (traktowaną jako praca wewnętrzna pozbawiona strat tarcia) wyraża się za pomocą zależności:

(12.4)

Postać ta świadczy, że w turbinowym silniku śmigłowym praca obiegu, w ogólnym przypadku, jest zużytkowana na napęd śmigła i na przyrost energii kinetycznej strumienia w silniku. Analityczna postać równania pracy obiegu, uzależniona od parametrów obiegu, jest identyczna jak dla turbinowego silnika odrzutowego (10.12)

Praca efektywna turbiny l_TSm jest przekazywana na śmigło z pewnymi stratami (straty tarcia w łożyskach, reduktorze, straty na napęd agregatów). Straty te ocenia sprawność mechaniczna silnika η_m. Stąd praca efektywna na wale śmigła l_Sm:

(12.5)

Dla silników śmigłowych z integralnym reduktorem prędkości obrotowej η_m = 0,97÷0,98.

Stosunek pracy siły ciągu śmigła l_KSm do pracy efektywnej doprowadzanej na wał śmigła l_Sm nazywa się sprawnością śmigła:

(12.6)

Wychodząc z pojęcia pracy ciągu, można wyprowadzić zależność na ciąg śmigła K_Sm:

(12.7)

a uwzględniając (12.6):

(12.8)

Jeżeli w TSŚ występuje przyrost energii kinetycznej strumienia (por. (12.4)) to oznacza to, że istnieje również ciąg związany z tym przyrostem (wywołany reakcja przepływającego przez silnik strumienia). Ciąg ten obliczamy podobnie jak w silniku odrzutowym:

Odpowiada mu praca ciągu:

(12.9)

Całkowita praca ciągu TSŚ jest sumą pracy ciągu śmigła i pracy ciągu powstającego w wyniku reakcji strumienia:

(12.10)

Odpowiadający tej pracy ciąg całkowity jest równy:

(12.11)

Udział drugiego członu w równaniu (12.11) jest niewielki i w warunkach lotu samolotu śmigłowego nie przekracza zwykle 10÷15%, a w przypadku śmigłowców jest bliski zeru. Dlatego też najczęściej nie rozpatruje się go oddzielnie, lecz wprowadza się pojęcie tzw. pracy zredukowanej, równej co do wartości sumie obu prac: ciągu śmigła i ciągu pochodzącego od reakcji strumienia, lecz skumulowanej do jednego miejsca - najczęściej na wale śmigła. Wówczas otrzymamy;

(12.12)

Po podstawieniu do (12.12) zależności (12.10) dostaniemy:

(12.13)

Iloczyn strumienia masy powietrza przepływającego przez silnik i odpowiedniej pracy daje moc odpowiadającą danej pracy:

• moc efektywna turbiny przekazywana na napęd śmigła

(12.14)

• moc efektywna na wale śmigła

(12.15)

• moc całkowita napędu

(12.16)

• moc zredukowana

(12.17)

Moc zredukowana silnika śmigłowego jest to taka umowna moc, która doprowadzona na wał śmigła zapewniłaby ciąg śmigła równy ciągowi całego zespołu napędowego.

Parametry jednostkowe TSŚ

Doskonałość silnika określają jego parametry jednostkowe:

1. Jednostkowa moc zredukowana jest zdefiniowana jako stosunek mocy zredukowanej do strumienia masy powietrza przepływającego przez silnik:

(12.18)

Z zależności (12.17) wynika oczywista równość między jednostkową mocą zredukowaną i pracą zredukowaną:

(12.19)

Znaczenie tego parametru dla TSŚ jest takie samo jak znaczenie ciągu jednostkowego dla TSO. Im większa jednostkowa moc zredukowana, tym dla uzyskania określonej mocy silnika wymagana jest mniejsza wartość strumienia masy powietrza, co oznacza mniejsze wymiary promieniowe silnika a zatem i mniejszy jego ciężar. W warunkach startowych współczesne silniki śmigłowe i śmigłowcowe osiągają jednostkowe moce zredukowane rzędu 150...300 kW/(kg/s).

2. Jednostkowe zredukowane zużycie paliwa jest to stosunek godzinowego zużycia paliwa do mocy zredukowanej:

(12.20)

Jednostkowe zużycie paliwa charakteryzuje ekonomiczność silnika (przy zadanej sprawności śmigła) i warunkach startowych wynosi przeciętnie 0,22...0,35 kg/(kWh).

Sprawności TSŚ

Wielkości strat występujących w procesie zamiany ciepła na pracę obiegu a następnie na pracę ciągu można ocenić, podobnie jak w silniku odrzutowym, za pomocą sprawności - cieplnej, napędowej i ogólnej.

1. sprawność cieplna _c - określona jest jako stosunek pracy obiegu do ciepła teoretycznego jakie powinno wydzielić się w komorze spalania q₀.

(12.21)

2. sprawność napędowa _k - określona jest stosunkiem całkowitej pracy ciągu do pracy obiegu:

(12.22)

Sprawność ta uwzględnia straty energii w strumieniu śmigłowym i straty energii kinetycznej spalin wypływających z silnika. W przypadku znikomej prędkości wypływu strumienia z dyszy silnika sprawności ta jest bliska sprawności śmigła.

3. sprawność ogólna _o - określona jest stosunkiem całkowitej pracy ciągu do ciepła teoretycznego i jest iloczynem sprawności cieplnej i napędowej:

(12.23)

Można łatwo wykazać, że istnieje ścisły związek między sprawnością ogólna silnika a jednostkowym zredukowanym zużyciem paliwa i sprawnością śmigła:

(12.24)

Sprawność ogólna TSŚ jest wprost proporcjonalna do sprawności śmigła i odwrotnie proporcjonalna do jednostkowego zużycia paliwa.

Optymalny podział pracy pomiędzy śmigło i strumień

Zgodnie z (12.4):

Po podzieleniu obu stron równania przez pracę obiegu otrzymamy:

(12.25)

gdzie:

(12.26)

nazywa się stopniem podziału pracy obiegu (między śmigło i strumień gazu).

W danych warunkach lotu podział pracy obiegu powinien zapewniać maksymalny ciąg zespołu napędowego K, a tym samym i maksymalną pracę ciągu l_k. Podziałowi takiemu odpowiada optymalna wartość stopnia podziału pracy obiegu τ_opt. W celu wyznaczenia optymalnego stopnia podziału pracy obiegu należy wyrazić pracę ciągu w zależności od τ, a następnie znaleźć wartość τ przy której pochodna dl_k/dτ osiąga wartość równa zeru.

Z (12.25) mamy:

(12.27)

Wyrażenie (12.10), przy uwzględnieniu (12.5), (12.26) i (12.27), możemy zapisać w postaci:

(12.28)

Zatem:

(12.29)

Z (12.29) wynika, że optymalna cześć pracy obiegu przekazywana na śmigło jest tym większa, im większa jest wartość pracy obiegu i sprawność śmigła oraz mniejsza jest prędkość lotu.

Optymalnemu podziałowi pracy obiegu odpowiada optymalna prędkość wypływu strumienia z dyszy silnika. Jej wartość można wyznaczyć wychodząc z (12.25):

(12.30)

Z (12.30) wynika, iż ze wzrostem prędkości lotu i spadkiem sprawności śmigła, powinna zwiększać się prędkość wypływu strumienia z dyszy silnika w celu zapewnienia maksymalnej wartości całkowitej pracy ciągu (w danych warunkach lotu).

Rys. 12.4 Zależność optymalnej wartości sto­pnia podziału pracy obiegu τ i spra­wności śmigła η_Sm od prędkości lotu (liczby Macha)

a — śmigło o zmiennym skoku, b — śmigło o stałym skoku

Analiza optymalnego podziału pracy obiegu silnika śmigłowego w warunkach gdy c_H =0 nie może być dokonana na podstawie równań (12.29) i (12.30), gdyż stają się one nieokreślone z powodu η_Sm = 0. Jednakże badania silników nad wyznaczaniem optymalnego stopnia podziału pracy obiegu wykazują, że w wa­runkach c_H =0 wartość τ_opt = 0,98÷0,99. A zatem, z teoretycznego punktu widzenia wygodnie jest w warunkach startowych prawie całą pracę obiegu prze­kazywać na śmigło. Jednak tak dużym wartościom τ_opt, odpowiadają małe przy­rosty energii kinetycznej strumienia w silniku i tym samym małe prędkości wypływu strumienia rzędu c_5opt = 70÷100 m/s. Wymagałoby stosowania w układzie wylotowym dyfuzora o bardzo dużych wymiarach promieniowych i osiowych. Dyfuzor taki, oprócz zwiększenia gabarytów i masy silnika, od­działywałby ujemnie, przede wszystkim, na wartość ciągu zespołu napędowego w warunkach lotu, gdyż dotychczas stosowane układy wylotowe silników śmigło­wych są nieregulowane. Dlatego też w warunkach startowych stopień podziału pracy obiegu τ <τ _opt.

8

a

---