9. PROCESY TERMODYNAMICZNE W JEDNOPRZEPŁYWOWYCH TURBINOWYCH SILNIKACH ODRZUTOWYCH

Napędy lotnicze i ich klasyfikacja

Napęd lotniczy jest to ogół urządzeń i instalacji zapewniających statkowi powietrznemu niezbędną wartość siły ciągu i wymagany jej kierunek oraz niezawodność użytkowania w całym zakresie eksploatacyjnych warunków lotu. Podstawowym zadaniem napędu lotniczego jest wytworzenie ciągu o wartości umożliwiającej start i lot samolotu (śmigłowca) w wymaganym zakresie warunków zewnętrznych.

Opracowano wiele klasyfikacji napędów lotniczych, w których za podstawę przyjęto różne kryteria. Ze względu na sposób wytwarzania ciągu, napędy dzieli się na dwie zasadnicze grupy:

• napędy śmigłowe i śmigłowcowe wytwarzające ciąg pośrednio;

• napędy odrzutowe wytwarzające ciąg bezpośrednio.

Podstawowa klasyfikacja obejmuje grupy napędów, których cechy zasadniczo wpływają na osiągi i charakterystyki lotne samolotów i śmigłowców.

Rys. 9.1 Podstawowa klasyfikacja napędów lotniczych

Rys. 9.2 Obszary zastosowań napędów lotniczych.

1 - napędy śmigłowcowe; 2 - napędy śmigłowe; 3 - napędy odrzutowe dwuprzepływowe;

4 - napędy odrzutowe jednoprzepływowe; 5 - napędy odrzutowe z dopalaczami;

6 - napędy rakietowe.

Główne zespoły jednoprzepływowego, turbinowego silnika odrzutowego (JTSO)

wlot powietrza sprężarka komora spalania turbina układ wylotowy

Rys. 9.3 Schemat JTSO, oznaczenie charakterystycznych przekrojów i zmiana podstawowych parametrów strumienia wzdłuż kanału przepływowego.

Wlot powietrza

Doprowadza strumień powietrza do sprężarki z możliwie minimalnymi stratami energii kinetycznej, przy odpowiednio dużej prędkości lotu spręża go dynamicznie. W zależności od usytuowania silnika, wlot powietrza może mieć różne wymiary i kształty, często związany jest konstrukcyjnie z płatowcem samolotu chociaż pracuje na korzyść silnika.

Sprężarka

Spręża przepływający strumień powietrza i kieruje go do komory spalania (ks). W zależności od typu zastosowanej sprężarki, zakresu pracy silnika i warunków lotu, ciśnienie strumienia za sprężarką jest od kilku do kilkudziesięciu razy większe niż przed sprężarką. Odpowiedni wzrost ciśnienia warunkuje poprawną i efektywną pracę komory spalania. Wraz ze wzrostem prędkości lotu maleje udział sprężarki w procesie sprężania strumienia powietrza w kanale przepływowym TSO, a zwiększa - wlotu powietrza.

Komora spalania

Jest zasadniczym zespołem silnika (TSO jest silnikiem cieplnym). W ks zachodzą wszystkie procesy związane z przekształceniem energii chemicznej, zawartej w doprowadzanym do komory paliwie, w energię cieplną, która przejmowana jest przez przepływający przez nią strumień powietrza w celu zwiększenia jego energii (spaliny).

Turbina

Służy do napędu sprężarki. W turbinowych silnikach śmigłowych lub śmigłowcowych (TSŚ) - także do napędu śmigła lub wirnika nośnego i śmigła ogonowego. We wszystkich silnikach turbinowych niewielka część mocy turbiny (1÷2%) przeznaczona jest ponadto do napędu agregatów zabezpieczających pracę silnika i systemów płatowcowych (pompy paliwowe, olejowe, hydrauliczne, prądnice, itp.). Turbina przekształca część energii strumienia spalin w pracę mechaniczną przekazywaną za pośrednictwem wału na napęd sprężarki (śmigła, wirnika) i agregatów. TSO sprężarka i turbina wraz z łączącym je wałem tworzy wirnik silnika.

Układ wylotowy

Szczególną rolę odgrywa w silnikach odrzutowych. Dzięki odpowiedniemu ukształtowaniu kanału przepływowego, zamienia entalpię statyczną strumienia spalin (energię wewnętrzną i potencjalną) w energię kinetyczną w celu uzyskania możliwie jak największej prędkości wypływu strumienia z silnika. Zasadniczym elementem układu wylotowego jest dysza wylotowa. W zależności od przeznaczenia silnika w skład układu wylotowego mogą wchodzić inne elementy (dopalacz, odwracacz ciągu, tłumik hałasu). W TSŚ rola układu wylotowego ogranicza się w zasadzie do odprowadzenia strumienia spalin poza silnik.

Ciąg i parametry jednostkowe JTSO

Jak wiadomo, ciąg silnika odrzutowego (K) jest to składowa osiowa wypadkowej układu wszystkich sił działających na ścianki kanału przepływowego silnika i siły oporu powstającej w wyniku opływu zewnętrznego.

Zgodnie z wyprowadzoną wcześniej zależnością (6.7):

gdzie:

- masowe natężenie przepływu (strumień masy) spalin

c₅ - prędkość wypływu strumienia z dyszy wylotowej

V - prędkość lotu

- strumień masy powietrza przepływającego przez silnik

- pole przekroju na wylocie z dyszy silnika

p₅ - ciśnienie strumienia w przekroju wylotowym dyszy

p_H - ciśnienie otoczenia

Pod względem wielkości siły ciągu stosuje się umowny podział napędów:

• jednostki małe - ciąg do 2000 daN

• jednostki średnie - ciąg 2000÷5000 daN

• jednostki duże - o ciągu większym

W celu porównania jakości napędów o różnych wartościach ciągów, zdefiniowano kilka parametrów jednostkowych.

1. Ciąg jednostkowy - wartość tego parametru określa przyrost prędkości strumienia w silniku. Jest to stosunek ciągu K silnika do strumienia masy powietrza przepływającego przez silnik:

(9.1)

Przy warunku p₅ = p_H

• k_j = 60÷100 daN/(kg/s) - dla silników jednoprzepływowych;

• k_j = 30÷50 daN/(kg/s) - dla silników dwuprzepływowych;

2. 
   Jednostkowe zużycie paliwa - określa ekonomiczność silnika i jest podstawą obliczeń długotrwałości i zasięgu lotu. Jest to stosunek godzinowego zużycia paliwa C do ciągu K silnika

(9.2)

Dla silników odrzutowych można wykorzystać zależność:

oraz

gdzie: q₀ - teoretyczna ilość ciepła doprowadzona w komorze spalania do 1 kg;

- masowe natężenie przepływu;

C_s - sekundowe zużycie paliwa;

W_u - wartość opałowa paliwa,

a zatem:

(9.3)

• c_j = 0,75÷1,0 kg/daNh - dla silników jednoprzepływowych

• c_j = 1,30÷2,2 kg/daNh - dla silników jednoprzepływowych z dopalaniem

3. 
   Masa jednostkowa - parametr ten charakteryzuje silnik pod względem masowym, pośrednio określa zaawansowanie technologiczne producenta. Jest to stosunek masy silnika m_s do jego ciągu K:

(9.4)

• m_j = 0,20 - 0,30 kg/daN - dla silników jednoprzepływowych;

• m_j = 0,15 - 0,20 kg/daN - dla silników dwuprzepływowych;

Sprawność silnika odrzutowego

Proces przemiany energii w TSO jako zespole napędowym można podzielić na dwa etapy:

1. uzyskanie przyrostu energii kinetycznej strumienia w wyniku zamiany energii chemicznej paliwa w procesie jego spalania w silniku (silnik jako maszyna cieplna);

2. przekształcenie przyrostu energii kinetycznej w użyteczną pracę siły ciągu (silnik jako napęd samolotu).

Rys. 9.4 Bilans energii w procesie wytwarzania użytecznej pracy ciągu

Analizując poszczególne etapy przekształceń energii w silnika, definiuje się następujące sprawności silnika odrzutowego:

1. sprawność cieplna _c - jest miernikiem jakości przemiany energii chemicznej paliwa w przyrost energii kinetycznej strumienia - określona jest jako stosunek przyrostu tej energii do ciepła teoretycznego jakie powinno wydzielić się w komorze spalania q₀.

(9.5)

Sprawność cieplna uwzględnia straty w komorze spalania oraz straty ciepła unoszonego ze spalinami poza silnik. We współczesnych TSO _c osiąga wartości 0,25÷0,45.

2. sprawność napędowa silnika _k - jest miernikiem doskonałości TSO jako urządzenia napędowego - określona jest ona stosunkiem użytecznej pracy siły ciągu (k_jV) do przyrostu energii kinetycznej.

(9.6)

We współczesnych TSO _k osiąga wartości 0,60÷0,70.

3. sprawność ogólna _o - określa wszystkie straty, cieplne i mechaniczne, podczas przemiany ciepła w użyteczną pracę sił ciągu. Jest miernikiem ekonomiczności silnika.

(9.7)

uwzględniając (8.5) i (8.6) otrzymamy:

(9.8)

We współczesnych TSO _o osiąga w czasie lotu wartości 0,20÷0,35

Rys. 9.5 Zależność sprawności JTSO od liczby Macha (prędkości lotu)

4

V=0; H=0

550-700 m/s

300-400 m/s

180-200 m/s

Ma

4

3

2

1

H

[km]

0

100-150 m/s

H

4

5

2

10

20

30

6

3

5

4

3

2

1

40

1

wl

c

p

T

T_H

H

4

5

2

3

p_H

wl

(750 - 1000) K

(1150 - 1300) K

(1400 - 1650) K z chłodzeniem

Napędy lotnicze

Śmigłowe

Śmigłowcowe

Turbinowe

Tłokowe

Odrzutowe

Turbinowe

Rakietowe

Strumieniowe

(490 - 650) K

p₄=(1,5 -2)p_H

^*_S= 6 - 14

straty

silnik cieplny

silnik napędowy

straty ciepła w komorze spalania

(0,02÷0,05)q₀

q₀

q_2-3

straty ciepła unoszonego ze spalinami

c_p(T₅-T_H)

przyrost e_k strumienia

½ (c₅²-V²)

użyteczna praca
ciągu

k_jV

e_k unoszona ze swobodnym strumieniem

˝

_

_c

_

T₃^*=1400K

^



0,2

0,4

0,6

0,8

Ma_H

4

3

2

1

---