Analiza konstrukcji i cyklu pracy silnika turbinowego

Transkrypt

Analiza konstrukcji i cyklu pracy
silnika turbinowego
Dr inż. Robert Jakubowski
CO TO JEST CIĄG?
Równanie ciągu:
 5  V)
K  m(C
Jak silnik wytwarza ciąg?
Silnik śmigłowy – silnik odrzutowy
Silnik służy do wytworzenia mocy
do napędu śmigła, które
wytwarza ciąg powodując
nieznaczny przyrost prędkości
dużej ilości strumienia powietrza
Silnik służy do bezpośredniego
wytworzenia ciągu poprzez
znaczące zwiększenie prędkości
spalin wypływających z silnika
3
Silnik turbinowy jednoprzepływowy
RD 10
Silniki SO-3/schemat konstrukcyjny
Odrzutowy silnik jednoprzepływowy
1. wlot, 2. sprężarka niskiego ciśnienia, 3. sprężarka wysokiego ciśnienia, 4. komora
spalania, 5. zespół turbin i dysza wylotowa, 6. część gorąca silnika, 7. turbina silnika,
8 dyfuzor wlotowy do komory spalania, 9. część zimna silnika, 10. strumień powietrza
na wlocie do silnika
Schematyczne przedstawienie silnika
wl 1
1a
2
3
3a 4
TURBINA WC
SPRĘŻARKA NC
TURBINA NC
SPRĘŻARKA WC
5
Jednoprzepływowy silnik odrzutowy
H)
p
*
zy _in /
s
y
d
yszy,p
d*
T
(
f
=
c
p
DYSZA WYLOTOWA
TURBINA
KOMORA SPALANIA
SPRĘŻARKA
pH
WLOT
8
Analiza parametrów termodynamicznych obiegu
silnika jednoprzepływowego
PARAMETRY UZYTKOWE SILNIKA
m pal
H
wl
1
2
3
4
5
cH
V
CIAG SILNIKA
K  m 5 c5  mVH  m  (1   pal )c5  VH 
gdzie:
VH  MaH kRTH
c5
VH  prędkość lotu
ZUŻYCIE PALIWA
m pal   pal m
JEDNOSTKOWE ZUŻYCIE PALIWA
CIAG JEDNOSTKOWY
k j  (1   pal )c5  VH
m pal
 pal
cj 

K
kj
Parametry charakteryzujące pracę silnika
Energetyczne
• Sprawność cieplna:

lob  m 5 c52 V 2   m pal
c 

  
Wu 
2   m
qdop  m 2

• Sprawność napędowa:
k 
• Sprawność ogólna:
o 
k jVH
 k jVH
lob
k jVH
qdop
 m 5 c52 V 2 
 
 
2 
m 2
 m

 k jVH  pal Wu 
 m

qdop _ t
m pal
 m 5 c52 V 2 

Wu  estr _ wewn.  
   qodpr
m
2 
 m 2
Obieg silnika turbinowego
odrzutowego (obieg porównawczy
– Braytona)
Obliczenia i analiza silnika odrzutowego – silnik
idealny
• Procesy wewnętrzne są opisane
przemianami odwracalnymi,
• Model gazu jest opisany równaniami gazu
doskonałego:
c p , cv , k  idem
k
Równanie Clapeyrona
pv  RT
cp
cv
R  c p  cv
R [J/(kgK)]– indywidualna stała gazowa – zależy od składu gazu
Dla powietrza
R=287 [J/(kgK)], cp=1005 [J/(kgK)], cv=718 [J/(kgK)], k=1,4
Silnik turbinowy a obieg Braytona
Prędkość lotu VH =0
2 3
4
5
1
TH
pH
H
H=1*
WLOT DO SILNIKA
Ciśnienie i temperatura całkowita na wejściu do wlotu jest równa ciśnieniu i temperaturze powietrza w
otoczeniu. Wlot w silniku idealnym traktuje się jako urządzenie izentalpowe i bez strat ciśnienia, stąd w
przekroju nr 1 (za wentylatorem) parametry strumienia są takie jak w otoczeniu.
p*2
2 3
1
TH
4
5
2*
l*S
H
pH
H=1*
SPRĘŻARKA
Sprężanie w sprężarce idealnej traktuje się jako proces izentropowy, stąd pomiędzy zmianami
temperatury ciśnienia i gęstości dla procesu sprężania słuszne są zależności opisane równaniami
izentropy. Pracę sprężania ls wyznacza się jako różnicę entalpii.
3*
qdop
2 3
1
TH
4
5
p*2
2*
l*S
H
pH
H=1*
KOMORA SPALANIA
Spalanie w silniku idealnym utożsamiane jest z procesem izobarycznego doprowadzenia ciepła. Ilość ciepła
doprowadzonego do strumienia gazu w tym procesie wyznaczana jest jako iloczyn względnego zużycia
paliwa i jego wartości opałowej i jest równa zmianie entalpii w komorze spalania.
3*
qdop
2 3
1
TH
4
5
l*T ~=l*S
p*2
4*=5*
2*
l*S
H
pH
H=1*
TURBINA
W turbinie idealnej proces rozprężania traktowany jest jako przemiana izentropowa. Praca turbiny, która
jest różnicą entalpii na wejściu i wyjściu musi równoważyć pracę sprężarki stąd zapis lT=lS
3*
qdop
2 3
1
TH
4
5
l*T ~=l*S
p*2
4*=5*
c52
2
2*
5
l*S
H
pH
H=1*
ROZPRĘŻANIE W DYSZY WYLOTOWEJ
Rozprężanie w dyszy wylotowej silnika zachodzi w skutek różnicy ciśnienia całkowitego na wejściu do
dyszy i panującego w otoczeniu. Kosztem zamiany rodzaju energii w dyszy następuje przyrost prędkości
kosztem energii statycznej. Proces ten w silniku idealny m jest opisany równaniami izentropy
3*
qdop
2 3
1
TH
4
5
l*T ~=l*S
p*2
4*=5*
c52
2
2*
5
l*S
H
pH
qod p
H=1*
ODPROWADZENIE
WLOT
DO
TURBINA
CIEPŁA
SILNIKA ZE
ROZPRĘŻANIE
KOMORA
SPRĘŻARKA
WSILNIKA
SPALANIA
DYSZYZWYLOTOWEJ
SPALINAMI
Charakterystyka obiegu Braytona
Stopień podgrzania:
T3

T1
Spręż całkowity:
p
 2
p1
i
cp
p2
Praca właściwa obiegu Braytona:
lob  qdop  qodp

1
 c p T1 1  k 1

  k

k 1
     k 



Sprawność obiegu Braytona:
l
1
 ob  ob  1  k 1
qdop
 k
cp
p1
PRACA OBIEGU BRAYTONA zależy od sprężu
i stopnia podgrzania obiegu
SPRAWNOŚĆ OBIEGU zależy tylko od sprężu
i jest tym bliższa jedności im większy jest
spręż obiegu
Parametry obiegu, a efektywność pracy
silnika odrzutowego
Dla prędkości VH=0
Dla prędkości VH>0
c52 1 2
lob   k j
2 2
c52
c5
1
ob 

A
2 palWu 2c jWu
cj
c52 VH2 1
lob  
 k j  c5  VH   Bk j
2
2 2
c52  VH2 c5  VH
1
ob 

C
2 palWu 2c jWu
cj
Ciąg jednostkowy zależy podobnie jak praca obiegu od
parametrów pracy silnika.
Jednostkowe zużycie paliwa zmienia się odwrotnie niż
sprawność obiegu od parametrów pracy silnika.
Charakterystyka obiegu Braytona i
silnika odrzutowego
l ob
hob
hob(max)
l ob(max)
Ciąg jednostkowy
Jednostk. zużycie
paliwa
p opt.
p max
2
popt.
Maksymalna praca obiegu
lob
 c
2
 idiem
  k 1 

k
 0  c pT1       1  0
 




 opt  
k
2  k 1
Optymalizacja obiegu Braytona
ob
ie
2  3   4
D11<D
2 < D3 < D4
ak
sy
ma
l
ne
jp
ra
cy
l ob
gu
h OB
Spręż
optymalny
Spręż
maksymalny
4
11,3
128
5
16,7
279,5
6
23
529
3
2
m
Li
ni
a
Stopień
podgrzania
4
1
pc
Przykładowe obliczenia obiegu Braytona
l*T
qdop
Th [K] T3
[K]
D
p
105
288
1500
5,21
5
105
288
1500
5,21
18
105
288
1500
5,21
40
105
288
1500
5,21
386
2
5
c
2
qod p
l*S
Ph
[Pa]
iH
lob
[kJ/kg]
hob
kj
Cj
[Ns/kg] [kg/daNh]
385
0,37
878
0.997
475
0,56
974
0,726
441
0,60
940
0,603
0
0,81
0
0
Obieg silnika z uwzględnieniem strat
i*3
p2*
c 
 const
pH
l *t
c25
2
c25
2
qodp
p*2
qodp
ls*
qdop
qdop
l t*
T3* i3*

  const
TH iH
ls*
pH
2
v
2
iH
s dop_p
s wl
s s
 c5    c5 ideal
q   q 
odp
odp

ideal
sKS
 lob    lob ideal
 ob    ob ideal
st
sd

k   k 
c   c 
j
j
ideal
j
j
ideal
Charakterystyka obiegu silnika ze
stratami
  idem
siln
s iln
ik
ik
ze
str
ide
aln
y
at
am
i
 S _ pol  0,89
p opt.
p max
Stopień
podgrzania

*
opt


 R _ pol  
S _ pol
k 1
k
 R _ pol  0,9
Spręż optymalny Spręż optymalny
silnik idealny
silnik ze stratami
4
11,3
7,5
5
16,7
11,1
6
23
15,325
Sprawność i jednostkowe zużycie
paliwa silnika ze stratami
  idem
hob(max)
cj
hob(max)
y
ealn
d
i
ik
Siln
S ilnik ze stra
tam
i
pmax
2
popt.
p opt.
Stopień
podgrzania
Spręż ekonomiczny
silnik ze stratami
Spręż optymalny
silnik ze stratami
4
38
7,5
5
65
11,1
6
115
15,3
Wpływ stopnia podgrzania na wartości sprężu
optymalnego i ekonomicznego
cj
kj
kj( )
kj( )
1 2 3
cj( 1)
cj(2 )
kj(1 )
popt(1 
cj_MIN
pek( 1 
popt(3
cj(3 )
pekt( 3
p
Ze wzrostem stopnia podgrzania silnika:
 wzrasta ciąg maksymalny silnika, który jest osiągany przy większych wartościach sprężu optymalnego
 obniża się wartość minimalnego jednostkowego zużycia paliwa, które jest osiągane przy większych wartościach
sprężu ekonomicznego
 rozszerza się zakres spręży, przy których praca obiegu jest dodatnia.
 zwiększa się rozbieżność pomiędzy wartościami sprężu optymalnego i ekonomicznego
Charakterystyka ta tłumaczy dlaczego dąży się do podnoszenia maksymalnej temperatury obiegu
silnika turbinowego oraz dlaczego musi towarzyszyć temu wzrost sprężu silnika
Zależność pomiędzy ciągiem jednostkowym
i jednostkowym zużyciem paliwa
Zmiana parametrów roboczych
silników lotniczych
V 2500 do samolotu Airbus A320
max prędkość Ma=0,85
p*s
T*3
[K]
1700
1500
1300
PW1128
M85
PW2037
RB199-3
V2500
F110
CF6-50A
M88
F404
PW1120
F100 JT10D
RB211-600
M53-R2
TF30-100 RB211-56CFM56-2
M53-2
TF39
Abur58
TF34
TF41
Olimp593
RB211-18
J97-100
JT18D
RB211
JT9D-3
JT9-19
J52 RB163
J79-15
J73 JT4A
J73D1
J33-35
1100
1950
1960
1970
1980
rok
F110
30
JT10D
V2500
CF6-50A
PW2037 RB211-600
PW1120
RB211-56 CFM56-2
M88
TF39
F404
RB199-3
F100
F401
TF30-100
TF34
JT9D-3
25
20
TF30-12
RB163
JT9-19
15
J52
10
JT4A
J73D1
J73
5
1950
Mars45A
J79-15
RB146R
Olimp593
J97-100
J33-35
1960
1970
1980
M 88 do samolotu Desaault Rafale
max prędkość Ma=2
rok
Wpływ prędkości lotu na
charakterystykę obiegu silnika
  const
  dyn
l
VH
  dyn
 ls*
VH
i*3
qdop
qdop =const
i

  S*
3*
3*
3*
l *t
4*
4*
1*
5
5
ls*
2
2H
H
V
V2
2
1*
1*
5
iH

p opt.
c252
c
25
2
2*
2*
ls*
idem
l t*
2*
4*
Punkt pracy
l ob(max)
hob(max)
=const
VH
hob
l ob
*
S
qodp
*
s
H
H
s
p ek
*
   S* dyn
p
Silniki do obiektów latających z dużymi
naddźwiękowymi prędkościami
WLOT SILNIKA NADDŹWIĘKOWEGO
Prędkość lotu
Ma
Ma<1
i *3
qdop
3* =4*
c25
2
1* =2*
Spręż dynamiczny
(idealny)
1
1,89
1,5
3,67
2
7,82
2,5
17,09
3
36,73
SILNIK STRUMIENIOWY
Wtryskiwacz
Komora spalania
5
2
qodp
VH
2
iH
H
Wlot
Dysza wylotowa
31
Silnik ekonomiczny - do samolotów
komunikacyjnych
cj
const
l ob
hob
 ob
 qodp
Silnik o dużym sprężu sprężarki.
Mały ciąg jednostkowy silnika musi
kompensować duża ilość przepływającego
powietrza, w celu osiągnięcia odpowiedniej
siły ciągu
hob(max)
pek

m II
- stopień dwuprzepływowości
m I
.
mI
CIĄG SILNIKA
K  K ka n _ w  K ka n _ z 
 m ka n _ w c 5  m ka n _ z c 5 '  m V H
WENTYLATOR
Obniżanie zużycia paliwa przez
zastosowanie silnika dwuprzepływowego
zewnętrzna
dysza wylotowa
m II
2
C5’
m 5’
3
3a 4
5
mI
komora
sprężarka spalania
 qodp _ II  qodp _1
ob  1 
qdop
Ze wzrostem stopnia dwuprzepływowości m
rośnie sprawność obiegu silnika, bowiem ciepło
odprowadzane przez strumień powietrza
wypływający z kanału zewnętrznego jest
stosunkowo małe. Niekorzystnym zjawiskiem w
tego typu silnikach jest obniżanie ciągu
jednostkowego dla silników o większym stopniu
dwuprzepływowości.
C5
wewnętrzna
dysza wylotowa
m5
p*3
3*
i
*
l t_WC
qdop
m
5’
1a
TNC
VH
1
TWC
wl
wentylator
H
p*2
3a*
p*3a
l *t_NC =(1+m ) lw*
2*
p *4
ls*
1*a
*
w
2
p*1a p*
p
l
v
2
c5
2
p*5
5’
*
1
4* 5*
5
c 25’
2
qodp_I
2
H
qodp_II
s
33
Wpływ stopnia dwuprzepływowości
na osiągi silnika
Porównanie parametrów jednostkowych w funkcji prędkości lotu silnika o takim
samym ciągu startowym dla różnych wartości stopnia dwuprzepływowości
cj
K
1
MaH
1
MaH
Chwilowe zwiększenie ciągu silnika
przez włączenie dopalacza
PRACA
DOPALACZEM
PRACA SILNIKA
SILNIKA ZZ WYŁĄCZONYM
WŁĄCZONYM DOPALACZEM
 H
K  m 5 c5  mV
D*
qdop_D
c52 D
2
3*
i
l*T
qdop_KS
4*
5D
DOPALACZ
2
c52
2
2*
l*S
1*
pH
c5 _ D
c5
TD*


*
T4
K z _ dopal
qod p D
5
k 1


k


p
c5  2c pT4*  1   H*  


  p4  


qod p
K bez _ dopal
TD*

, gdy VH  0
T4*
qdop  qdopKS  qdopD
H
qodpD
s
qodp

ob _ D  ob  c jD  c j
35
Porównanie osiągów silnika podczas pracy
z włączonym i wyłączonym dopalaczem
K [kN]
K [kN]
cj [kg/(daNh)]
cj [kg/(daNh)]
(bez dopalacza)
(z dopalaczem)
(bez dopalacza)
(z dopalaczem)
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
Olympus 201R
75,5
106,9
0,816
1,835
Olympus 593
135
170
0,714
1,208
Silnik
Włączenie dopalacza pozwala na zwiększenie ciągu
silnika o ok. 30-50% przy ponad 2-u krotnym wzroście
jednostkowego zużycia paliwa
DO
PA
LA
C
Porównanie osiągów silnika pracującego
z włączonym i wyłączonym dopalaczem
S IL N I
Z
DO
IK
N
L
SI
EZ
B
K
M
ZE
ACZA
L
PA
Analiza wymagań konstrukcyjnych
silnika w zależności od warunków pracy
Sp
1
m
1
0
0
1
2
3
Ma
38
Koncepcja silnika o zmiennym
obiegu termodynamicznym
Silnik GE-23
Nastawy silnika dla pracy w warunkach lotu z prędkością poddźwiękową
Nastawy silnika dla pracy w warunkach lotu z prędkością naddźwiękową
39
Silnik samolotu SR 71 Black Bird
Prędkość maksymalna 3 Ma
Napęd dwa silniki
strumieniowo-odrzutowe
JT11D-20B o ciągu 148 kN
K[kN]
Obszary zastosowań silników i samolotów
200
100
Ma
0.5
1.0
1.5
2.0

Analiza konstrukcji i cyklu pracy silnika turbinowego

Transkrypt

Podobne dokumenty