Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
ЧАСТЬ I
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ И
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВРД
ГЛ АВ А 1.ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ВРД
ОСНОВНЫЕ ТИПЫ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ВРД
Наиболее простым типом газотурбинного двигателя прямой реакции является турбореактивный (ТРД) (рис, 1.1). Двигатель состоит из воздухозаборника /, компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины 4 и реактивного сопла 5.
Характерными являются сечения:
струи невозмущенного потока перед входом в двигатель (Н);
за воздухозаборником (В);
за компрессором (К);
за камерой сгорания (Г);
за турбиной (Т);
на срезе сопла (С).
При полете со скоростью l/口 набегающая струя воздуха частично сжимается в воздухозаборнике. В результате уменьшения кинетической энергии воздуха происходит его динамическое сжатие (точка В). Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре (точка К). При больших сверхзвуковых скоростях динамическое сжатие так возрастает, что может составлять существенную долю всего повышения давления в двигателе. Так, например, у самолета Ту-144 уже при скорости 1/ц = 2200 км/ч повышение давления воздуха в воздухозаборнике равно девяти и такова же степень повышения давления в компрессоре. При больших 1/ц повышение давления в воздухозаборнике становится большим, чем в компрессоре.
Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания 3, где в него впрыскивается горючее (как правило, авиационный керосин), и затем происходит сгорание топливовоздушной смеси, в процессе которого температура продуктов сгорания повышается до величины, допускаемой жаропрочностью горячей части двигателя (точка Г). В турбине 4 часть потенциальной энергии газов преобразуется в механическую работу на валу, передаваемую компрессору 2. Степень понижения давления газа в турбине, необходимая для получения работы на валу, равной работе, затрачиваемой на сжатие воздуха в компрессоре, преодоление трения в подшипниках и привод вспомогательных агрегатов, всегда меньше, чем степень повышения давления в компрессоре, из-за возрастания работоспособности продуктов сгорания в связи с их высокой температу-
Рис. 1.1. Схема и термодинамический цикл ТРД в координатах р—v и Т—5 Точками отмечены значения параметров в характерных сечениях проточно» части двигателя
рой. Перед реактивным соплом, следовательно, избыточное давление всегда больше давления в воздухозаборнике, перед компрессором^ а температура перед соплом всегда выше температуры торможения набегающего потока. Поэтому скорость истечения продуктов сгорания из реактивного сопла ТРД больше скорости полета, что и обусловливает появление реактивной тяги двигателя.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 1.2) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием форсажной камеры 5 между турбиной 4 и реактивным соплом 6. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки. Процесс горения организуется и стабили-
Рнс. 1.2. Схема и термодинамический цикл ТРДФ в координатах”一и 16
/234567 8
Рис. 1.3. Схема и термодинамический цикл ТРДД в координатах р—и зируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока, содержащего некоторое количество кислорода, не использованного при сгорании топлива в основной камере 3. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно возрастает, и реактивная тяга. ТРДФ обычно предназначается для сверхзвуковых скоростей полета и поэтому оборудуется сверхзвуковым воздухозаборником 1. В связи с тем, что при больших скоростях полета степень расширения в реактивном сопле ТРДФ получается больше критической, оно выполняется в виде сопла Лаваля, т. е. с расширяющейся частью после критического сечения.
На рис. 1.3 приведена схема наиболее распространенного типа ГТД ——двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД). В этом двигателе воздух, выходящий из воздухозаборника /, сжимается в первой (передней) части компрессора 2, называемой также вентилятором, а затем разделяется на два потока. Внутрен-
Рис. 1.4. Схема ТРДДФ
Рис. 1.5. Схема и термодинамический цикл СПВРД в координатах р-ии т-S
ний поток подвергается сжатию в задней части компрессора 3, а затем поступает /“камеру сгорания 4, где подогревается, как и в ТРД. В турбине 6 продукты сгорания расширяются до установления давления более низкого, чем в ТРД, так
как работа, получаемая в турбине, должна быть несколько больше, чем в ТРД, в связи с затратой дополнительной части ее на сжатие вентилятором 2 воздуха, поступающего во внешний контур. Располагаемая энергия перед реактивным соплом внутреннего контура ТРДД поэтому получается меньшей, так же как и скорость истечения. Вместе с тем, дополнительная масса воздуха, поступающая из
вентилятора 2 во внешний контур 5、расширяясь.в кольцевом сопле 8, создает до пол нитель ную тягу и общая тяга двигателя поэтому возрастает. Отношение расхода воздуха, проходящего через внешний контур, к расходу воздуха через внутренний контур получило название степени двухконтурности т.
Находят применение двухконтурные двигатели с форсажными камерами (ТРДДФ). На рис. Г.4 показана схема двухконтурного двигателя, у которого продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ. Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем
с общей форсажной камерой.
Большое распространение в авиации получили турбовинтовые двигатели (ТВД) и их разновидность — турбовальные двигатели для вертолетов. Принципиальная схема и рабочий процесс ТВД, как и у ТРДД без форсажной камеры (см. рис. 1.3). Различие заключается лишь в том, что в ТРДД избыточная мощность турбины затрачивается на привод вентилятора, сжимающего воздух во внешнем контуре, а в ТВД — на привод винта (через редуктор). И винт, и внешний контур выполняют по существу одну и ту же функцию —— ускорения дополнительной массы воздуха и получения в результате этого дополнительной силы тяги.
Как было сказано выше, при больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления за счет динамического сжатия воздуха может быть достаточно большим. Поэтому можно создавать воздушно-реактивные двигатели для больших скоростей полета без использования компрессора и турбины. Такие двигатели полу-
чили название прямоточных Двигателей (ПВРД). Схема ПВРД для сверхзвуковых скоростей полета (СПВРД) показана на рис. 1.5. Здесь сжатие набегающего потока осуществляется в воздухозаборнике /, после которого воздух с дозвуковой скоростью поступает в камеру сгорания 2. Процесс сгорания заканчивается перед реактивным соплом типа сопла Лаваля 3.
При очень больших скоростях полета, превышающих Мп — =7 ... 8, сжатие воздуха в воздухозаборнике ПВРД целесообразно производить не до дозвуковой, а до умеренной сверхзвуковой скорости, так как в этом случае уменьшаются потери полного давления в воздухозаборнике и эффективность рабочего процесса повышается. Такой двигатель называется сверхзвуковым прямоточным ВРД (ГПВРД). Снижение давления и температуры на входе в камеру сгорания ГПВРД при сжатии воздуха до сверхзвуковой скорости оказывается целесообразным и по другим соображениям, в том числе из-за облегчения условий работы основных узлов двигателя. В то же время возникают значительные трудности с организацией процесса сгорания в сверхзвуковом потоке вследствие малого времени пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания и ряда других особенностей высокоскоростных течений.
Сопоставляя рабочие процессы рассмотренных выше ВРД, можно сделать вывод о том, что большинство из них, в частности, ТРД, ПВРД, ТВД и ТРДД без теплоподвода в форсажной камере работают по одному и тому же термодинамическому циклу с подводом тепла при р = const.
Предлагались разнообразные схемы ВРД, использующих термодинамический цикл с подводом тепла при и = const.
УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВРД
Для сравнительной оценки ВРД на практике широко пользуются относительными величинами, характеризующими уровень технического совершенства двигателей. Эти величины носят название удельных параметров двигателя и делятся на три группы:
тяговые или мощностные параметры —— удельная тяга (или мощность), лобовая тяга, коэффициент тяги;
параметры, определяющие относительную затрату топлива — удельный расход топлива, удельный импульс;
параметры, характеризующие массу (вес) и объем двигателя.
Удельная тяга ВРД (Руд) определяется отношением тяги, развиваемой двигателем, к секундному расходу воздуха:尸丫口 = — P/GB. Размерность удельной тяги Н-с/кг или м/с (1Н = =1 кг-м/с2), т. е. удельная тяга имеет размерность скорости. Могут быть использованы большие единицы измерения Руд = =1 даН. с/кг = 10 Н.с/кг и Руд = 1 кН. с/кг = 1000 Н.с/кг.
Удельная тяга — один из наиболее важных параметров ВРД. Чем больше удельная тяга двигателя данного типа, тем большую
абсолютную тягу он будет иметь при заданных условиях полета, размере и массе двигательной установки.
У двигателей непрямой реакции результат работы двигателя обычно определяется не тягой, а его мощностью. Например, в ТВД используют понятие эквивалентной мощности двигателя Ne, которая равна сумме мощности, развиваемой на валу двигателя (винта), и условной мощности, развиваемой за счет прямой реакции. Поэтому параметром, аналогичным удельной тяге, здесь служит так называемая удельная мощность в Вт. с/кг или Дж/кг, т. е. мощность двигателя, приходящаяся на один килограмм воздуха, проходящего через двигатель в единицу времени:
必.уд = 乂儡.
Лобовая тяга ——тяга ВРД, отнесенная к наибольшей площади поперечного сечения двигателя (площади миделевого сечения). Размерность лобовой тяги двигателя ——Н/м2:
戶尸=P/Fmid-
В зависимости от типа двигателя и его назначения наибольшим сечением, по которому определяется 戶尸,может быть входное сечение компрессора, выходное сечение турбины, срез реактивного сопла, основная или форсажная камера сгорания. Часто лобовую тягу определяют по площади входа в воздухозаборник:
毋=尸/储，
Лобовая тяга, или тяга, которую можно получить с 1 м2 площади миделевого сечения (или входа), является важной характе- ристикой авиационных реактивных двигателей. Она характеризует возможность получения заданной величины тяги при ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в гондоле двигателя) величина лобовой тяги, определяющая его лобовую площадь при данной тяге, в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки. В однотипных двигателях увеличение лобовой тяги косвенно свидетельствует также об улучшении их массовых характеристик.
Коэффициент тяги. Безразмерным коэффициентом тяги сР называют отношение лобовой тяги к скоростному напору набегающего воздуха q = риУп/2; где ри —■ плотность невозмущенного потока;
p尸p
Ср = —= fmidpH^/2
или
0P —尸вхРн呢/2， если используется площадь входа.
Коэффициент тяги обычно используется для оценки беском- прессорных прямоточных и комбинированных воздушно-реактивных двигателей, применяемых на ракетах. Тяга этих двигателей с использованием коэффициента сР определяется формул。*
尸=CpFmidpH 吟/2・
По структуре это уравнение совпадает с выражением для силы аэродинамического сопротивления при движении тела в воздухе. Часто прямоточный ВРД и ракета органически связаны в единый агрегат «ракета——двигатель», причем мидель двигателя определяет и мидель ракеты. В этом случае сила сопротивления движению ракеты может быть выражена через ее коэффициент сопротивле* ния сх и площадь миделя:
X — cxFmidpHl/n2/2.
Тогда использование коэффициента тяги сР становится особенно удобным. Коэффициент тяги двигателя можно непосредственно сравнивать с коэффициентом сопротивления, а избыточная тяга, идущая на разгон или подъем летательного аппарата, определится разностью этих коэффициентов АР = Р — X =慳尸一％) X X Fmi^HVn/2. При горизонтальном установившемся полете сила тяги равна силе сопротивления, тогда сР = сх.
Удельный расход топлива в двигателе определяется отношением часового массового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем (размерность [ £\ ]):
%д — 3600Gt/P = ЗбООдт/Руд,
где q.t = GT/GB — отношение секундных расходов топлива и воздуха в двигателе ( точнее qT ==广 气—不 “,
\'"к. c Gb — GOt6 Go (1 — 60Тб) / J
где GK( c ——расход воздуха на входе в камеру сгорания, который, как правило, меньше расхода воздуха на входе в компрессор за счет отбора части его на различные нужды (60Тб = GK. C/GB)- Удельный расход топлива характеризует экономичность рабочего процесса двигателя, так как показывает, сколько топлива затрачивает двигатель данного типа на заданной скорости в единицу времени полета для создания тяги, равной 1 Н.
Параметром, аналогичным суд> у двигателей непрямой реакции (ТВД) служит удельный расход топлива на единицу эквивалентной мощности двигателя: 或=GT/Ne = %/Ne. у无 [кг/(Вт-с)] или се = 3600・9т/М. уд，[кг/(кВт. ч)].
Удельный импульс тяги характеризуется величиной тяги двигателя, которая образуется при сжигании одного килограмма топлива в секунду, т. е. является величиной, обратной удельному расходу топлива: /уД = P/GT = Руд /% = 1/суд.
Размерность удельного импульса тяги совпадает с размерностью удельной тяги. Удельный импульс тяги так же, как и удельный расход топлива, является характеристикой экономичности двига-
телей и обычно используется для оценки двигателей, устанавливаемых на ракетах (по аналогии с соответствующим параметром у ЖРД и РДТТ).
Удельный вес двигателя ——отношение силы тяжести сухой массы двигателя к его максимальной тяге при стандартных атмосферных условиях.
Удельная масса двигателя подсчитывается как отношение его сухой массы к максимальной эквивалентной мощности при взлете N§q В КГ/кВт：
Мдв N = Мдв/Nе0・
Важным параметром реактивных двигателей (ТРД, ТРДД) является их объем. Особенное значение этот параметр приобретает у подъемных турбореактивных двигателей, размещение которых в самолете связано со значительными трудностями. Для характеристики объема двигателей часто используют удельную объемную тягу 6 HI籍,представляющую собой отношение тяги двигателя при взлете к его объему: Pv = Р0/Удв.
ВРД КАК ТЕПЛОВАЯ МАШИНА
Рассмотрение основных принципов работы ВРД различных схем, проведенное в 1.1, показывает, что при оценке эффективности той или иной схемы мы можем рассматривать ее с двух точек зрения.
Во-первых, двигательную установку можно рассматривать как машину, служащую для преобразования выделяющейся в камере сгорания тепловой энергии в механическую работу, которая получается или в форме приращения кинетической энергии струи, или частично в виде работы на валу дополнительной турбины, имеющейся, например, в турбовинтовом или двухконтурном двигателях. При таком подходе эффективность двигателя рассматривается лишь как эффективность тепловой машины.
Во-вторых, двигательную установку можно характеризовать как средство преобразования полученной механической энергии в 'полезную работу силы тяги. В этом случае эффективность двигательной установки оценивается только как эффективность движителя.
Поэтому при рассмотрении воздушно-реактивного двигателя как тепловой машины мы можем отвлечься от конкретного типа двигателя (ТРД, ТРДД, ТВД), так как задача сводится к выяснению условий, при которых тепловая энергия топлива наиболее эффективно преобразуется в механическую энергию в процессе реализации рабочего цикла, независимо от того, в какой форме эта энергия получается.
Идеальный цикл ВРД
На рис. 1.6 в Т——S-диаграмме показан идеальный рабочий цикл турбореактивного двигателя, т. е. цикл, который мог бы быть осуществлен идеальным газом (газовая постоянная R и по-
Рис. 1.6. Т—S-диаграмма идеального цикла ТРДРис. 1.6. Т—S-диаграмма идеального цикла ТРДрасполагаются данные сече-；м рассматриваются еще и дорасполагаются данные сече-；м рассматриваются еще и до
Рис. 1.6. Т—S-диаграмма идеального цикла ТРД
Рис. 1.6. Т—S-диаграмма идеального цикла ТРД
располагаются данные сече-
；м рассматриваются еще и до
располагаются данные сече-
；м рассматриваются еще и до
казатель адиабаты k — cp/cv остаются неизменными) без потерь в процессах сжатия, подвода тепла и расширения. Будем также пренебрегать изменением массы рабочего тела, связанным с добавкой топлива и возможными утечками в проточной части.
Здесь и дальше будем рассматривать состояние рабочего тела в характерных сечениях перед двигателем и за каждым агрегатом двигателя, в котором происходит то или иное преобразование энергии, и обозначать эти сечения индексами, соответствующими агрегатам, за которыми ния (см. рис. 1.1).
В двигателях более сложных с
полнительные сечения.
Использование для характеристики состояния газа в характерных сечениях, соответствующих началу или концу процессов, образующих цикл, параметров заторможенного потока является условным. В действительности, в камере сгорания тепло подводится к движущемуся газу с давлением в потоке, меньшим, чем р*. В этом случае, как известно, происходит уменьшение полного давления газа в процессе подвода тепла. Однако эффекты,. зависящие от скорости течения рабочего тела в проточной части ВРД, для большинства схем этих двигателей весьма невеликй, а рассмотрение цикла в заторможенных параметрах значительно упрощает его анализ. Лишь при рассмотрении гиперзвуковых ПВРД, имеющих сверхзвуковые скорости течения в камере сгорания, оценка эффективности цикла ведется по статическим параметрам.
Изоэнтропический процесс н—в (см. рис. 1.6) соответствует сжатию в воздухозаборнике, в——к ——в компрессоре. Процесс подвода тепла характеризуется изобарой к—г. Изоэнтропический процесс расширения в турбине обозначен отрезком г——т и расширение в реактивном сопле —— отрезком т——с. Термодинамический цикл н——к——г——с—н, образованный этими процессами, носит название цикла с подводом тепла при постоянном давлении р = const.
Работа идеального цикла р = const обозначается Lf и характеризуется в Т—S-диаграмме площадью н——к——г——с, ограниченной кривыми процессов. Действительно, работа 1 кг рабочего тела должна быть равна разности подведенного Qi и отведенного Q2 в цикле количеств тепла, т. е. разности величин Qi = ср (Г?—— Т^, пропорциональной площади н'——к——г——с', и Q? = с「(7\ ——Тн)，
'пропорциональной площади н'——н——с—с'. Так как ср = ^^( R,
то работа цикла может' быть записана в виде:
h
G = Qi — Q2 =占 R [(Г?-窗)一(兀 一 TJL (1.1)
Из термодинамики известно, что y^yR (丁之 ——TJ ——работа изоэнтропического сжатия Lcs> а 飞二、R (T* — £) — работа изоэнтропического расширения Lps. Поэтому работу цикла (1.1) можно записать как разность работ расширения и сжатия:
，=Lp$ — Lcs.
В формуле (1.1) и во всех дальнейших выражениях при анализе циклов индексация соответствует ГТД, При замене параметров за компрессором (к) на параметры за входным устройством (в) они, естественно, распространяются и на ПВРД.
Обозначим степень повышения давления в цикле 冗名
冗名=Pk/Pr = (/?Ж) (рЖ)=嗚喧；
в ПВРД п工=п^. Степень повышения температуры обозначим 0 = 77/7V
Выразим работу цикла через его основные параметры зх2 и 0. Выражение (1.1) для Lt можно переписать так:
以=自 R [(窘 一 7c)一 G - 7H)]= b
=14T R [骞(1 一 Тс/77) - Тн (ТЗТн 一 1)].
Учитывая, что процессы изоэнтропических расширения и сжатия происходят между одинаковыми уровнями давлений (р^ = р* н Рн = Рс), н，следовательно,
k-1A-1
77/Тс = 7”н =(成/Рн)Н = 口厂，
можно получить окончательное выражение для работы идеального цикла:
В выражении (1.2), кроме параметров 冗名 и 8 присутствует температура окружающей среды Тн, которая не может выбираться произвольно, так как она однозначно зависит от высоты полета Н.
Влияние высоты полета всегда может быть учтено через 0. Таким образом, мы приходим к выводу, что только величины лЕ и 0, назначаемые нами по тем или иным соображениям, являются основными параметрами рабочего процесса.
Рис. 1.7. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Тг = constРис. 1.7. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Тг = constОтсюда оптимальная величина степени повышения давления в идеОтсюда оптимальная величина степени повышения давления в иде
Рис. 1.7. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Тг = const
Рис. 1.7. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Тг = const
Отсюда оптимальная величина степени повышения давления в иде
Отсюда оптимальная величина степени повышения давления в иде
Рис. 1.8. Зависимость приведенной работы идеального цикла от л и О
(々=1,4；左=1,33)
Из выражения (1.2) следует, что увеличение степени повышения температуры 0 всегда приводит к росту работы цикла. Иначе обстоит дело с зависимостью работы от величины 冗名・ При некотором значении 冗工 работа цикла максимальна. В этом легко, в частности, убедиться из рассмотрения рис. 1.7, где в Т—S-диа- грамме изображены идеальные циклы с разными значениями 冗名, но ограниченные одинаковым значением 77， лимитируемым на практике жаропрочностью выбранных конструктивных материалов для горячей части двигателя. Площадь цикла н—к'——г'——с' с очень малой величиной 冗名,так же как и цикла н——к"——г"——с" с большой величиной степени повышения давления, явно меньше площади н——к——г——с, характеризующей работу цикла с промежу
точным значением л2.
Наличие максимума у зависимости Lt = f (зг2) также может быть объяснено следующими соображениями. При 冗名=1 работа Lf равна нулю, так как цикла при этом нет; при некотором значении л2 щах, при котором TJ = Г?, Lt также равна нулю, так как в этом цикле при заданной величине 77 нельзя подвести тепло к рабочему телу. Из выражения (1.2) выводится очевидное соотношение n^max = 8円・ Следовательно, максимальное значение Lt должно достигаться при каком-то промежуточном значении л2. Оптимальная величина 几名 opt 厶 может быть найдена из
анализа выражения (1.2) на экстремум по л2 й
альном цикле определится как
(1.3)(1.3)Я2 opt Z = 02(1)二炉/爲产1).
(1.3)
(1.3)
Характерно, что n20ptL = Ynz max-
Из выражения (1.3) следует, что с ростом температуры газа Т?
(или с понижением Тн, что соответствует, например, увеличению высоты полета до 11 км) оптимальная величина п工 возрастает. На рис. 1.8 показаны зависимости безразмерной величины работы цикла 厶冲=厶/(工3 RTh) (назовем ее приведенной работой) от степени повышения давления для разных значений 0,
составляющих величину порядка 5 ... 8. Оптимальные значения зт2 достигают очень больших величин (при 々 = 1,33 n2opt 比 25 ... 50). Аналитическое выражение максимальной приведенной работы цикла, которое получается подстановкой выражения для n^optL (1.3) в (1.2), оказывается очень простым:
二力 пр max = f/^一 1)乙(L4)
Таким образом, величина максимальной приведенной работы идеального цикла зависит только от степени подогрева газа в цикле.
Коэффициент полезного действия идеального цикла (термический КПД) показываёт, какая часть подведенной в цикле теплоты превращается в работу:
z — ——-•
1匸rR(T"G)
Отсюда
n _「с 一「н = 1—「н
" --兀g/几一几冗/备 一 ： 三
(底一 Th) n后
и окончательно
%=1 —1/п7.(1.5)
Термический КПД, как видно из выражения (1.5), зависит только от степени повышения давления в цикле и монотонно увеличивается с ростом л2 (рис. 1.9). Таким образом, все факторы, приводящие к увеличению суммарной степени повышения давления в ВРД, работающем по идеальному циклу р = const (повышение nJ или рост nJ с увеличением скорости полета), приводят к росту термического КПД цикла.
Располагаемая работа ВРД. В результате осуществления идеального цикла в ВРД образуется механическая энергия. Эта энергия, которую мы будем называть располагаемой работой, в двигателях прямой реакции равна увеличению кинетической энергии газа в двигателе, т. е. величине (或 ——V^)/2 на каждый килограмм рабочего тела (здесь Сс一 скорость истечения из сопла при расширении до /?н)・ В двигателях непрямой реакции располагаемая работа включает еще и механическую работу, снимаемую с вала двигателя. Очевидно, располагаемая работа, приходящаяся на
Рис. 1.9. КПД идеального цикла р = const (左=1,4；爲二=1,33)Рис. 1.9. КПД идеального цикла р = const (左=1,4；爲二=1,33)
Рис. 1.9. КПД идеального цикла р = const (左=1,4；爲二
=1,33)
Рис. 1.9. КПД идеального цикла р = const (左=1,4；爲二
=1,33)
Рис. 1.10. Идеальный цикл ТРД в p~v координатах-
кг рабочего тела, проходящего через двигатель, должна равняться работе его термодинамического цикла Lt, Покажем это на примере ТРД.
.На рис. 1.10 изображен идеальный цикл ТРД в координатах —— p—v. Работа цикла Lt здесь равна площади н——в——к——г——т——с——н как разности работы расширения (пл. 1——4——г—т—с——1) и работы сжатия (пл. 1——4——к——в——н——1). С другой стороны, в ТРД работа турбины равна работе компрессора, т. е. равны заштрихованные площади на диаграмме: пл. 3——4——г——т——3 = пл. 2——4——к——в——2. В этом случае работа цикла Lt может быть изображена площадью h一в—2—3—Т—c—н.
Кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя прямой реакции (так называемая свободная энергия LCB), образуется в результате изоэнтропического расширения от точки т до точки с: Lcb = £ = (работа расширения т——с) = пл. 1——3——т——с——1 = =пл. н—в—2—3—т—с—н + пл. 1—2—в—н—1 = Lt + + пл. 1—2—в—н—1.
Здесь пл. 1——2——в—н——1 соответствует работе динамического сжатия от точки н до точки в, которая равна кинетической энергии набегающего потока воздуха 廿^/2.
Таким образом,
& =—若/2(1.6)
и
Lt^(cl-V^(1.7)
т. е. располагаемая работа равна работе цикла.
Действительный цикл ВРД
В реальном цикле ВРД все процессы, протекающие в его элементах, сопровождаются потерями. Кроме того, физические свойства рабочего тела не остаются неизменными как в связи с изменением температуры в процессах сжатия и расширения, так и за счет отличия химического состава продуктов сгорания и воздуха.
Ср/Л*抵z・K)Ср/Л*抵z・K)Рис. 1.11. Зависимость теплоемкости газов от температуры и состава газа (топливо-керосин)Рис. 1.11. Зависимость теплоемкости газов от температуры и состава газа (топливо-керосин)ставляется какставляется какфункция двухфункция двухТочный учет всех условий протекания процессов в ВРД даже с применением современных ЭВМ представляет собой исключительно трудоемкий процесс. Поэтому существуют различные приближенные математические методы описания процессов, происходящих в двигателе, которые с использованием ЭВМ позволяют получать вполне приемлемые для технических расчетов результаты.
Ср/Л*抵z・K)
Ср/Л*抵z・K)
Рис. 1.11. Зависимость теплоемкости газов от температуры и состава газа (топливо-керосин)
Рис. 1.11. Зависимость теплоемкости газов от температуры и состава газа (топливо-керосин)
ставляется как
ставляется как
функция двух
функция двух
Один из этих методов заключается в следующем.
Теплоемкость газов пред- переменньгх
Ср = % (Г, 9т)-
(1.8)(1.8)Зависимость теплоемкости от температуры и состава газа показана на рис. 1.11. Состав газа характеризуется величиной относительного расхода топлива 夕丁 или коэффициентом избытка воздуха
(1.8)
(1.8)
1
В алгоритме расчета с последующим использованием ЭВМ эту зависимость можно представить в виде аппроксимирующего полинома /1-го порядка
Ср = Ср(Т, 9т) = £ а’З) (771 000",(1-9)
где。)(9т) — коэффициенты полинома, зависящие от величин ^т, 1 000 —— масштабный коэффициент.
Изменение энтальпии в процессе от начальной температуры Т。 до температуры Т имеет вид:
т
Ai = i (Т, 7。，＜7т) = (ср (Г, q^dT.(1.Ю)
Если за исходную температуру принять То = 293 К, то уравнение (1.10) запишем так:
i i(7, 293К, &) = j ср(Л q^dT. (1.11)
293 К
При расчете энтальпии за исходную рационально принимать температуру То = 293 К, так как при такой начальной темпера-
Рис. 1.12. Зависимость газовой постоянной от относительного расхода топлива (топливо—керосин)
туре обычно определяется низшая удельная теплота сгорания топлива Ни.
Подставив в уравнение (1.10) полином (1.9) и проведя интегрирование, получим
л
△、9,?。，拆)=10。0£潛[(為
/=0
Уравнение (1.12) решает задачу определения энтальпии по известным значениям температур Го и Г (при Т > Т» At > 0, а при Т V Т『At < 0). Для решения обратной задачи ——определения температуры Т по известным значениям А» и 70, представим уравнение (1.12) в другом виде, приведенном в сокращенной записи:
Ai — г (Т, Г。,д' 0.(1.13)
Из уравнения адиабаты R dp/p = ds после его интегрирования можно определить отношение давлений в процессах сжатия и расширения
Р/Ро = exp (S—So)/R.
Для дальнейшего использования в математических моделях ВРД, применительно к расчетам на ЭВМ, уравнения адиабаты запишем в виде:
R©)^ = %(T,狐)學，(1-14)
где R(9т) — газовая постоянная, зависящая только от 夕丁，определяется по формуле:
R = R 仇)=287 -Ш^^.(1.15)
Зависимость газовой постоянной от относительного расхода топлива показана на рис. 1.12.
Интегрируя уравнение адиабаты с учетом (1.12), получим: R(9т) In 早=& Q) In 要 +
十 £+[(爲У-(备)1。」6)
и определим из него отношение давлений:
餐= ТЦТ, Та 9т)=
МО
[固仇)in £] + £-
• = expА 氏仇)•( 1 j 7)
29
Уравнение дает возможность определить отношение давлений P/Pq по известным значениям температур Т и То (при Г > То р/Ро > 0, а при Т < TQ p/Pq < 1). Для решения обратной задачи ——определения температуры по известным значениям p/pQ и TQ запишем уравнение (1.17) в виде (сокращенная запись):
р/%—П (Т, П，%) о.(1.18)
Уравнения (1.13) и (1.18) при степени полинома 篦 > 3 могут решаться только приближенными методами, например, методом касательной.
Уравнение (1.9) определяет истинную теплоемкость рабочего тела. По истинной теплоемкости и газовой постоянной можно определить показатель адиабаты
"六•(1」9)
Среднее значение теплоемкости в диапазоне температур от То до Т при задайном ^т можно найти, используя зависимость
г — г /у т с ] — ' (7，293К, 9т) —i (Tq, 293К,拆)八 ^仆、
% ср 一 ^夕 ср V , / о，Ут/ —:т —兀, 丿
а соответствующий ср ср показатель адиабаты из формулы
К _.Ср ср (兀「о，9т)/1 nix
Теперь определены все основные термодинамические соотношения, которые в дальнейшем могут быть использованы при расчетах двигателей и их элементов по математическим моделям высших уровней.
Чтобы найти аналитические зависимости работы и КПД реального цикла от основных параметров рабочего процесса, необходимо упростить приведенные выражения. В частности, будем считать (как и в идеальном цикле) неизменным количество рабочего тела, т. е. пренебрежем отбором воздуха, утечками и подводом массы топлива. Далее будем учитывать изменение теплоемкости воздуха и газа введением разных, но постоянных значений ср для воздуха и газа с учетом рассматриваемых интервалов температур. Примем также, что суммарная степень повышения давления ns равна степени расширения газов, т. е. при одинаковом начальном и конечном давлениях рн и рс одинаковыми принимаются максимальные давления /?к и р：. Это значит, что потери давления в камере сгорания не учитываются. Наконец, КПД процессов сжатия в воздухозаборнике и компрессоре и процессов расширения в турбине и реактивном сопле будем характеризовать осреднен- ными величинами т]с и “卩 соответственно.
Потери в камере сгорания, таким образом, могут быть учтены некоторым снижением КПД расширения.
Действительный цикл в Т——S-диаграмме показан на рис. 1.13.
Рис. 1.13. Действительный циклРис. 1.13. Действительный цикл%勿%勿Рис. 1.14. Зависимость приведенной работы действительного цикла от степени повышения давления (сплошные линии); идеальный цикл,左=1,4 (штриховые)Рис. 1.14. Зависимость приведенной работы действительного цикла от степени повышения давления (сплошные линии); идеальный цикл,左=1,4 (штриховые)
Рис. 1.13. Действительный цикл
Рис. 1.13. Действительный цикл
%勿
%勿
Рис. 1.14. Зависимость приведенной работы действительного цикла от степени повышения давления (сплошные линии); идеальный цикл,左=1,4 (штриховые)
Рис. 1.14. Зависимость приведенной работы действительного цикла от степени повышения давления (сплошные линии); идеальный цикл,左=1,4 (штриховые)
Эффективную работу действительно го цикла при сделанных допущениях можно определить как разность действительных работ расширения и сжатия:
L® =L® =Lps/p Les/%,Lps/p Les/%,
L® =
L® =
Lps/p Les/%,
Lps/p Les/%,
где изоэнтропические работы сжатия и расширения
ии/1Les -RTh (п产/1Les -RTh (п产11
и
и
/1
Les -RTh (п产
/1
Les -RTh (п产
1
1
Индексом г снабжены показатель адиабаты и газовая постоянная газа, без индекса даются те же величины для воздуха. Если ввести коэффициент
(1.23)(1.23)
(1.23)
(1.23)
учитывающий различие между R и 汽 для газа и воздуха, то выражение (1.22) может быть записано в виде
k ст nJ — 1 / е0Т1сТ1рk ст nJ — 1 / е0Т1сТ1р(1.24)(1.24)
k ст nJ — 1 / е0Т1сТ1р
k ст nJ — 1 / е0Т1сТ1р
(1.24)
(1.24)
При величинах 々 и R, обычно принимаемых для воздуха и подогретого газа, а именно 々=1,4,耳=1,33 и Rb л; R「= —288 Дж/(кг* К), коэффициент е в зависимости от п^ имеет следующие значения:
л2 51050100
е 1,0351,0481,061,073
Таким образом, коэффициент е близок к единице и слабо зависит от ns. Так же мало он меняется при изменении подогрева газа в цикле: всего р на 1 % при изменении 77 на 200 К. Поэтому без большой погрешности при анализе влияния параметров цикла на его работу будем считать величину е постоянной. Эффективная работа цикла уже не характеризуется площадью, ограниченной кривыми процессов, а меньше ее на величину, пропорциональную работе трения.
На рис. 1.14 построены зависимости эффективной приведенной работы цикла Lenp = L,(石金 j RT^ от величины ns для разных значений степени повышения температуры 0. Эти зависимости качественно такие же, как и для идеального цикла, однако абсолютный уровень работы действительного цикла при тех же значениях 0 тем меньше величины Lt идеального цикла, чем ниже КПД процессов. Как и в идеальном цикле, имеется оптимальное значение 冗工, при котором работа максимальна. Беря производную —厂昂* в уравнении (1.24) и приравнивая ее нулю, можно найти это оптимальное значение л£ для цикла с потерями:
网。ptleM%)^5， (1.25)
Выражение (1.25) показывает, что потери приводят к снижению оптимальной величины 冗工. Объясняется это тем, что при заданной величине степени повышения температуры в цикле с ростом 冗£ (а стало быть и Т；), как и в идеальном цикле, уменьшается количество подводимого с топливом тепла, а абсолютная величина потерь, неизбежных в действительном цикле, даже при постоянных значениях т)р и т)с растет. При этом все большая часть подведенного тепла должна тратиться на компенсацию потерь в процессах сжатия .и расширения. Если 0 увеличивается, то n^opt 丄 возрастает, так как растет количестЕЮ подводимого с топливом тепла, а относительная величина части энергии, которая идет на преодоление потерь, убывает.
Подставив (1.25) в (1.24), получим простое выражение для максимальной работы действительного цикла при n2opt
L& пр max = (/е9%Пр — 0 /Лс*
Так же как и в идеальном цикле (ср. с (1.4)), величина максимальной работы цикла не зависит от степени повышения давления, при которой она достигается. Однако в отличие от идеального цикла в действительном цикле Lenp шах зависит не только от 0, но и от КПД сжатия и расширения. Увеличение степени повышения температуры 0 всегда приводит к росту работы цикла. Поэтому увеличение температуры газа Т? целесообразно для получения возможно большей мощности двигателя.
Естественно, что падение коэффициентов полезного действия процессов снижает работу цикла. Если приравнять нулю выражение для. величины Le (1.24), то можно найти связь между т)с, т)р и 0 и л2, определяющую условие холостого хода, т. е. такое сочетание параметров двигателя, когда все подведенное тепло идет только на преодоление потерь, а полезная работа не создается：
ПсПр =冗名'/ (е8)・(L26)
Согласно этому выражению для значений 0 = 4 (при работе на земле в стандартных условиях это соответствует 7^ = 1152 К) и п名=4 при т]ст]р = 0,6 двигатель не будет уже давать никакой' полезной работы. Соотношение (1.26) определяет также максимальную степень повышения давления в цикле, при которой Le — 0:
冗£ max = (^Лс Лр)•(1 *27)
Сравнение (1.27) с (1.25) показывает, что так же, как и в идеальном ЦИКЛе,几名 opt L = V 几名 max •
Так же, как и в идеальном цикле (ср. с (1.6) и (1.7)), при осуществлении реального цикла ВРД образуется механическая энергия (располагаемая работа цикла), равная разности свободной энергии на линии расширения и кинетической энергии набегающего потока:
匕=屮迎св —吟/2・(1.28)
Здесь фс учитывает все потери от сечения за турбиной до сечения на срезе сопла.
В ВРД прямой реакции £св =龙/(2屮，и располагаемая работа цикла равна разности кинетических энергий газа на выходе из двигателя и на входе в него:
•G =(戍一吟)/2.(1.29)
33332 В. М. Акимов
33
33
КПД действительного цикла определится как отношение эффективной работы к подведенной в цикле теплоте и называется эффективным КПД:
Пе н LJQ1 =Пе н LJQ1 =СР ус靠（界一写）'СР ус靠（界一写）'(1.30)(1.30)
Пе н LJQ1 =
Пе н LJQ1 =
СР ус靠（界一写）'
СР ус靠（界一写）'
(1.30)
(1.30)
где Срусл ~ (^~Т^) —условная средняя теплоемкость рабочего тела в процессе его подогрева от 7^ до 77. Так как 穿—*}1 丁11 (8 —世/Тн), то учитывая, что Т* — Тн = = Тн (冗—— 1) / т)с, получим
Окончательное выражение для эффективного КПД действительного цикла может быть записано следующим образом:
(1.31)(1.31)
(1.31)
(1.31)
Нетрудно убедиться, что при условии Пс = Пр = 1 м постоянной теплоемкости газа во всех процессах ［е= 1;住］R = =(工上］R) J формулы (1.24) и (1.31) совпадают с формулами (1.2) и (1.5) для работы и термического КПД идеального цикла.Из выражения (1.31) следует, что в отличие от идеального цикла КПД действительного цикла зависит от степени повышения температуры 0. Вследствие уменьшения относительной доли работы, идущей на преодоление потерь, рост величины 0 приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.15). Так какНетрудно убедиться, что при условии Пс = Пр = 1 м постоянной теплоемкости газа во всех процессах ［е= 1;住］R = =(工上］R) J формулы (1.24) и (1.31) совпадают с формулами (1.2) и (1.5) для работы и термического КПД идеального цикла.Из выражения (1.31) следует, что в отличие от идеального цикла КПД действительного цикла зависит от степени повышения температуры 0. Вследствие уменьшения относительной доли работы, идущей на преодоление потерь, рост величины 0 приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.15). Так как
Нетрудно убедиться, что при условии Пс = Пр = 1 м постоянной теплоемкости газа во всех процессах ［е= 1;住］R = =(工上］R) J формулы (1.24) и (1.31) совпадают с формулами (1.2) и (1.5) для работы и термического КПД идеального цикла.
Из выражения (1.31) следует, что в отличие от идеального цикла КПД действительного цикла зависит от степени повышения температуры 0. Вследствие уменьшения относительной доли работы, идущей на преодоление потерь, рост величины 0 приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.15). Так как
Нетрудно убедиться, что при условии Пс = Пр = 1 м постоянной теплоемкости газа во всех процессах ［е= 1;住］R = =(工上］R) J формулы (1.24) и (1.31) совпадают с формулами (1.2) и (1.5) для работы и термического КПД идеального цикла.
Из выражения (1.31) следует, что в отличие от идеального цикла КПД действительного цикла зависит от степени повышения температуры 0. Вследствие уменьшения относительной доли работы, идущей на преодоление потерь, рост величины 0 приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.15). Так как
с увеличением 冗名 возрастает относительная величина энергии, затрачиваемой на преодоление потерь при сжатии и расширении, в действительном цикле, зависимость vu = f (冗名)имеет максимум, тогда как т)± идеального цикла непрерывно растет при увеличении л2. Из рассмотрения зависимостей, показанных на рис. 1.15, следует, что при 0 = const оптимальное значение, определяющее максимум КПД, уменьшается с ростом потерь в процессах, образующих цикл. Дифференцирование выражения (1.31)
по 冗工在 позволяет найти величину зт2 optT1：
■ eBrip - /3嗚е2 — to1P 仲pe 十 i 一 ®)(0tle + 1 — 灰)尸
冗名0ру =6# - 8+ 1J ,
(1.32)
Рис. 1.15. КПД действительного цикла р = const (сплошные линии); идеальный цикл, А = 1,4 (штриховая линия)Рис. 1.15. КПД действительного цикла р = const (сплошные линии); идеальный цикл, А = 1,4 (штриховая линия)Рнс. 1.16. Зависимость КПД, приведенных значений работы действительного цикла и подведенного к циклу тепла от л (8 = 5; пс — 0,85; "р = =0,92)Рнс. 1.16. Зависимость КПД, приведенных значений работы действительного цикла и подведенного к циклу тепла от л (8 = 5; пс — 0,85; "р = =0,92)
Рис. 1.15. КПД действительного цикла р = const (сплошные линии); идеальный цикл, А = 1,4 (штриховая линия)
Рис. 1.15. КПД действительного цикла р = const (сплошные линии); идеальный цикл, А = 1,4 (штриховая линия)
Рнс. 1.16. Зависимость КПД, приведенных значений работы действительного цикла и подведенного к циклу тепла от л (8 = 5; пс — 0,85; "р = =0,92)
Рнс. 1.16. Зависимость КПД, приведенных значений работы действительного цикла и подведенного к циклу тепла от л (8 = 5; пс — 0,85; "р = =0,92)
Оптимальные значения ле opt “，найденные по этой формуле, всегда больше, чем Jt„ opt l (1.11). Это следует из анализа выражения КПД (1.30). При увеличении 冗名 величина подведенной к циклу теплоты Q^ непрерывно уменьшается вследствие уменьшения разности температур Т* — Т^ (0 = const), а работа цикла имеет максимум. На рис. 1.16 показано изменение по л^ величины 丄2叩 и аналогичной ей безразмерной приведенной величины подведенной в цикле теплоты Qx пр = Q^ (工匕】RTj. Очевидно 刀尸 Le 叩 l!Q\ пр = L/Qr
За максимумом зависимости Лг пр = / (зте) снижение эффективной работы по 冗名 происходит некоторое время менее интенсивно, чем снижение величины подведенной в цикле теплоты. Иными словами, в некотором диапазоне изменения 冗名 при 冗工 > >冗名 optz. знаменатель в выражении КПД уменьшается быстрее, ием числитель. Когда же Le при больших значениях 冗名 начинает снижаться быстрее чем Q】，величина КПД уменьшается.
Приведенные выше рассуждения относились к величине суммарной степени повышения давления 冗工，характеризующей термодинамический цикл ВРД. Для упрощения выкладок и формул совершенство процесса сжатия в воздухозаборнике и компрес- соре ГТД оценивалось общим КПД сжатия. Однако следует иметь в виду, что
Jtj == ЗТу 冗3
Величина лу определяется из выражения
где °вх — коэффициент восстановления полного давления в воздухозаборнике, величина которого выбирается в зависимости от Мп на основании закономерностей, изложенных в гл. 3. Так как лу является функцией только числа М полета и потерь в воздухозаборнике, при выборе суммарной степени повышения давления в цикле ГТД для заданной скорости полета мы можем изменять только Лк，Поэтому для практических целей имеет смысл говорить об оптимальных значениях работы цикла и его КПД не по суммарной степени повышения давления, а по степени повышения давления в компрессоре Лк. Для этого оптимальные величины 冗工,определенные по формулам (1.25) и (1.32), необходимо разделить на лу.
Увеличение работы цикла путем подвода дополнитель» ного тепла за турбиной (форсирование ГТД)
Из сказанного выше следует, что работа и КПД цикла при р = const увеличиваются с ростом температуры газа и соответствующим увеличением степени повышения давления. С этой точки зрения целесообразно было бы иметь максимально возможную температуру газа и значительную степень повышения давления.
Максимально достижимая температура газа определяется из условия полного использования для процесса горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха а = 1). Для углеводородного топлива эта температура, зависящая также от температуры воздуха на входе в камеру сгорания, составляет величину порядка 2200 ... 2800 К. Соответствующие этой температуре суммарные степени повышения давления в цикле, оптимальные по работе и оптимальные по КПД цикла, составляют величины 40 ... 70 и 400 600.
Если рассмотреть величины Т^, фактически использующиеся в авиационных газотурбинных двигателях с начала их развития до настоящего времени, и экстраполировать полученные данные на ближайшие годы, то, как следует из рис. 1.17, предельные значения Т工 приведенные выше, еще далеки от практической реализации.
Суммарная степень повышения давления в цикле, как уже отмечалось, слагается из двух компонентов ——динамической степени повышения давления Лу, обусловливаемой сжатием набегающего потока во входном устройстве двигателя, и степенью повышения давления в компрессоре Ик, определяемой величиной подведенной к компрессору механической работы и температурой на входе в компрессор Т；. При современных максимальных ско-
Tr/naxi *
Рис. 1.17. Изменение температуры газа перед турбиной и максимальной степени повышения давления в компрессоре газотурбинных двигателей по годам
ростях полета самолетов, соответствующих Мц = 3 ... 3,5, динамическая степень повышения давления в' реальных воздухозаборниках достигает 30 ... 50. При дозвуковых скоростях (при низких значениях Т；) степень повышения давления в компрессорах достигла л；30 (см. рис. 1.17). Суммарная степень повьнпения давления в ВРД на больших сверхзвуковых скоростях уже достигает 100 ... 150. Иными словами, главным препятствием для дальнейшего увеличения работоспособности рабочего тела в цикле является и будет являться в дальнейшем ограничение, связанное с предельной температурой газа. Это обстоятельство обусловило потребность внедрения в авиационных газотурбинных двигателях (как и в стационарных или транспортных газотурбинных установках) термодинамических циклов более сложных, чем цикл р = = const, позволяющих увеличить работоспособность цикла или улучшить его КПД при огранлченных температурах газа перед турбиной.
Цикл с промежуточным подогревом (ТРДФ), Эффективная работа цикла может быть увеличена за счет увеличения работы расширения при том же значении Tft если после частичного расширения газа в турбине до промежуточного давления р； к нему вновь подвести теплоту в дополнительной, так называемой форсажной камере, а затем осуществить расширение до конечного давления рс =
Увеличенная располагаемая работа используется в этом случае для увеличения кинетической энергии газа, истекающего из реактивного сопла. Отсутствие турбины за дополнительной форсажной камерой сгорания позволяет повысить температуру газа перед соплом практически до предельного значения Т$ = 1800 ... 2200 К (при коэффициенте избытка воздуха а2 = 1,1 ... 1,2). Авиационные двигатели с таким термодинамическим процессом получили название турбореактивных двигателей с форсажной камерой —— ТРДФ (см. рис. 1.2).，
Рассмотрим особенности термодинамического цикла ТРДФ (н——к——г—т——ф——с——н, рис. 1.18, 6), в сравнении с циклом ТРД (н—-к——г——с—н, рис. 1.18, а). Степень повышения давления л2 и' температуру газов перед турбиной 77 в обоих циклах примем одинаковыми. В этом случае с точностью до потерь полного давления в форсажной камере величины давления перед соплами ТРД и ТРДФ будут одинаковыми (р^ = р$), будут равны также располагаемые степени понижения давления в соплах этих двигателей (пс расп. = Рт/Рс = Рф//?с). При этом условии работа расширения газа в сопле и кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя (свободная энергия LCB), будут пропорциональны температуре торможения газа перед соплом. Действительно, пренебрегая изменением теплоемкости газа и потерями в процессах расширения, получим для идеальных циклов:
в ТРД 一 Мв =喲2哄-ср(Л - Tcs)= ( * =СРГ； (1 —Tcs/符)=C°7八 1 — l/峻. расп
в ТРДФ -厶в. ф =-4.巾/(2聯)=Ср (П 一 7c. s)=
=еPт$ \ 1 - 1/n=еPт$ \ 1 - 1/n々一1k
=еPт$ \ 1 - 1/n
=еPт$ \ 1 - 1/n
с. расп
Отсюда
£св. ф/Lcb = ТМТ\ и с* ф/^с = V「T芻ТЗ
Используя связь свободной энергии с работой идеального цикла (1.6), найдем выражение для относительного увеличения работы цикла ТРДФ (厶加 по сравнению с циклом ТРД (L0:
5必=т^/л +(W^))[(W?)-n. (1.33)
Увеличение работы цикла ТРДФ в стартовых условиях (^口 ~ =0) пропорционально степени увеличения температуры газа в форсажной камере Тф/Т^. При увеличении* скорости полета относительный рост работы цикла ТРДФ увеличивается. При практически достигнутых значениях температур Г$ и 若 увеличение работы цикла ТРДФ на старте может составлять L^/Lf = =2 •・・ 2,3, а при большой скорости полета (порядка 1000 м/с) это отношение возрастает до 3 и более.
Сравним КПД идеальных циклов ТРДФ и ТРД при одинаковых параметрах 冗工 и 77 (см. рис. 1.18). Термический КПД цикла ТРД с учетом выражения (1.1) может быть записан следующим образом:
% = * = ТТТоГ = 7d翳"Г ♦ (L34)
Очевидно, что общее выражение термического КПД справедливо для любого идеального цикла, в том числе и для цикла ТРДФ. Однако здесь в отличие от ТРД подведенная в цикле теплота выражается суммой Qx『Qi + Оф (площадь н'—к—г—т—ф—с'—н на рис. ГД 8, б), отведенная теплота Q2 выражается площадью н'——н— с——с'——н‘，а полезная работа цикла Ь|ф — заштрихованной площадью h-к—г一T一ф—е-h.
Термический КПД цикла тем выше, чем больше отношение полезной работы к отведенной теплоте Lt/Q2 в выражении (1.34). Для сравнения циклов ТРД и ТРДФ по этому показателю введем в рассмотрение новый цикл ТРД с тем же значением ns, но с существенно более высокой температурой газа Тй (площадь н—к— г—с—н, см. рис. 1.18, б). Рассматривать такой цикл удобно, потому что в нем отведенная теплота Q2 равна отведенной теплоте в цикле ТРДФ, а термический КПД равен термическому КПД исходного ТРД (вспомним, что т)力 зависит только от величины 冗工 и не зависит от уровня Т^). Полезная работа цикла нового ТРД больше работы цикла ТРДФ на величину площади т—г—г2—— Ф—т, так как в ТРДФ часть тепла рф подводится при более низ* ком давлении 侬),чем в ТРД (&)• Таким образом, в ТРДФ отношение Lt/Q2 всегда ниже, чем в ТРД при одинаковой степени
Рис. 1.19. Изображение циклов с промежуточным подогревом при различных Г； (а) и л (б)
повышения давления зт2, а следовательно, ниже и термический КПД цикла. Из рис. 1.18, -б также следует, что повышение температуры газа перед турбиной (например, от 77 до 77J при Т$ = =const увеличивает работу цикла ТРДФ и его термический КПД, который все же остается ниже КПД цикла ТРД.
Прежде qem перейти к рассмотрению влияния степени повышения давления 冗工 на работу и КПД цикла ТРДФ, остановимся на одной его особенности. Подведенная в цикле теплота может быть выражена зависимостью Qs = Qi + ^ф = % 6 一 森)+ + Ср (П — 分).Так как работа компрессора равна работе турбины, ср (77 —分)=ср (* — П) или при ср = const ср (Г?— —7*)= ср (77 — Т；)・ Сделав замену в выражении для Qw, получаем
Q名=% (容-爲)+ % (П一 Т? = % (П-^в)1.
Следовательно, общее количество теплоты, подведенной В цикле, зависит только от разности полных теплосодержаний газа в форсажной камере и воздуха на входе в компрессор, независимо от степени повышения давления в цикле л2 и температуры газа перед турбиной Т] Полученная закономерность иллю- стрируется на рис. 1.19, а (Т$ = const, зт2 = const, 71* = var) и рис. 1.19, 6 (С = const, 7? = const,质，=var). В первом случае при росте 77 увеличивается Qi (пл. н'—к—г—т'—н) a Q® (пл. т‘一т—ф—с'——т‘) уменьшается, так, что Q2 = const. Во втором случае, наоборот, при увеличении зт2 уменьшается Qi， но растет Q$, а их сумма Qs остается постоянной.
Если зафиксировать температуру газа Т$, то максимальная работа цикла ТРДФ достигается при максимальном давлении за турбиной, о преде л яютцем максимальную степень расширения в реактивном сопле и максимальную скорость истечения газов
из него. Как следует из рис. 1.19, б, при увеличении степени повышения давления 冗岩 при Т* = const давление за турбиной сначала возрастает, а затем начинает снижаться. Таким образом, существует оптимальная величина 冗名,при которой работа цикла ТРДФ максимальна. Показанная ранее зависимость величины подведенной теплоты Q2 от л2 означает, что КПД цикла при Т$ = =const достигает своего максимального значения одновременно с достижением максимума располагаемой работы цикла. Поэтому в ТРДФ в отличие от ТРД имеется одна оптимальная величина 3TS0pt» при которой достигаются величины Lt max и T)tmax・
//■кт* 联丁一 1//■кт* 联丁一 1получаемполучаемА-1А-1A-lA-lВеличину л2 Opt найдем аналитически для общего случая действительного цикла ТРДФ с потерями при сжатии и расширении. Если пренебречь потерями давления в основной и форсажной камерах сгорания, то степень повышения давления в цикле 冗名 может быть связана со степенью повышения давления в компрессоре Лк и степенями понижения давления в турбине 冗^ и сопле л? очевидным соотношением 冗公=冗^冗/ =冗^冗^, откуда Ле — = ЛуЛк/зт；. Поскольку при Т$ = const полезная работа цикла достигает максимума при максимальном значении л*, достаточно исследовать на максимум отношение 冗：/冗》= Лк/зт-?, так как при заданной скорости полета Лу = const. Из равенства работ компрессора и турбины
/
/■кт* 联丁一 1
/
/■кт* 联丁一 1
получаем
получаем
А-1
А-1
A-l
A-l
Умножая обеУмножая обе1/G
Умножая обе
Умножая обе
! части равенства на л^ , дифференцируя правую
часть его по &часть его по &оптимальное значение л^:оптимальное значение л^:и приравнивая производнуюи приравнивая производнуюнулю, получимнулю, получим联 Qpt =联 Qpt =kn脸炉/戏尸kn脸炉/戏尸22(1.35)(1.35)Для перехода к Jt2opt = Лк Opt^v используем 冗甚 а также уравнение связи 為 и 7\：Т； = Тн(1+"Ц^М,・Для перехода к Jt2opt = Лк Opt^v используем 冗甚 а также уравнение связи 為 и 7\：Т； = Тн(1+"Ц^М,・выражение длявыражение дляОкончательно получимОкончательно получимk^Sopt = Gbx [~y ( 1 H2~~ M^ + 痴頂嚐)]k^Sopt = Gbx [~y ( 1 H2~~ M^ + 痴頂嚐)](1.36)(1.36)
часть его по &
часть его по &
оптимальное значение л^:
оптимальное значение л^:
и приравнивая производную
и приравнивая производную
нулю, получим
нулю, получим
联 Qpt =
联 Qpt =
k
n脸炉/戏尸
k
n脸炉/戏尸
2
2
(1.35)
(1.35)
Для перехода к Jt2opt = Лк Opt^v используем 冗甚 а также уравнение связи 為 и 7\：
Т； = Тн(1+"Ц^М,・
Для перехода к Jt2opt = Лк Opt^v используем 冗甚 а также уравнение связи 為 и 7\：
Т； = Тн(1+"Ц^М,・
выражение для
выражение для
Окончательно получим
Окончательно получим
k
^Sopt = Gbx [~y ( 1 H2~~ M^ + 痴頂嚐)]
k
^Sopt = Gbx [~y ( 1 H2~~ M^ + 痴頂嚐)]
(1.36)
(1.36)
Рис. 1.20. Приведенная работа и эффективный КПД цикла с промежуточным подогревом (ТРДФ) и простого цикла р = =const (ТРД) в зависимости от степени повышения давления в цикле:
/ — ТРДФ приМп = 0 (%х =1)； 2 — ТРДФ при Мд = 2 (%х= =0,94); 3 — ТРД (Мп = var) 0 = =5; Тф/Тн = 7; % = Q，85； МТ = =0,92; <рс = 0,98
На рис. 1.20 показано изменение по степени повышения давления л2 приведенной работы и эффективного КПД действительных циклов 亍РД① и ТРД. Работа цикла ТРДФ существенно превышает работу цикла ТРД, особенно при полете с большой ско
ростью. Оптимальная степень повышения давления в цикле ТРДФ существенно выше, чем n20pt l в цикле р = const, и увеличивается с ростом скорости полета. При Мп = 0 n20pt ТРДФ несколько меньше, чем n2opt п ТРД, а при больших скоростях полета может превышать эту величину. Различие в величинах n^opt цикла ТРДФ и n20ptL,冗£opt» цикла ТРД объясняется тем, что в первом случае (ТРДФ) при изменении л2 температура газа перёд соплом Т$ и подводимая к циклу теплота Q^ остаются постоянными, а во втором случае (ТРД) при увеличении л2 и при Тг = const температура газа перед соплом Т； и подводимая к циклу теплота Qi уменьшаются. Это приводит к сдвигу оптимума ji2opt l влево от Ji2opt и увеличивает JiSOpt л по сравнению С Л2 opt L (см. рис. 1.16).
Уровень эффективного КПД действительного цикла ТРДФ в стартовых условиях (Мп = 0) и при небольших скоростях полета ниже величины КПД цикла ТРД. Причины этого указывались выше. Однако при высоких скоростях полета (в примере, приведенном на рис. 1.20 一 при Мп = 2) КПД цикла ТРДФ уже превышает КПД цикла ТРД. При увеличении скорости полета растет 冗工 уменьшается п^ (л2= const) и возрастает давление за турбиной. Подвод теплоты в форсажной камере Q$ при более высоком давлении, как указывалось, приводит^ к увеличению КПД цикла. В предельном случае при 兀工=冗6 (冗^ = 1) Цикл ТРДФ превращается в цикл прямоточного двигателя, КПД которого выше, чем у исходного ТРД с тем же значением л^, вследствие более высокого подогрева газа в СПВРД (Т$ >77)・ Этому случаю соответствует начальная точка кривой 2 на рис. 1,20. 亠
При сопоставлении цикла с дополнительным подогревом с учётом специфики его применения в ВРД (ТРДФ) с обычным циклом р = const (ТРД) можно установить следующие особенности.
При фиксированной температуре газа перед турбиной дополнительный подогрев увеличивает полезную работу цикла. Для достигнутых в настоящее время температур Г? увеличение работы в стартовых условиях может составить Le^Le = 2,0 ... 2,3. При увеличении скорости полета работа цикла ТРДФ возрастает в большей степени.
С увеличением относительной доли теплоты подводимой к рабочему телу в форсажной камере КПД цикла снижается, так как эта теплоту подводится к газу, имеющему более низкое давление, чем перед турбиной.
В полете с большими сверхзвуковыми скоростями эффективный КПД цикла ТРДФ становится больше КПД цикла ТРД при одинаковой температуре газа перед турбиной.
В отличие от цикла ТРД в цикле ТРДФ степени повышения давления, оптимальные по полезной работе и по его КПД, совпадают и не зависят от уровня Т$. Эта величина л2ор( в отличие от цикла ТРД увеличивается с ростом скорости полета.
Другие возможности увеличения работы цикла, такие, например, как промежуточное охлаждение в процессе сжатия в ВРД, применения не нашли.
РАБОТА ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
КАК ДВИЖИТЕЛЯ
Тяга двигателя
Сила тяги двигателя, непосредственно используемая для движения летательного аппарата, называется эффективной тягой. Эффективная тяга ——результирующая газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной
•Рис. 1.21. Самолет с вынесенными гондолами
Рис. 1.22. Контрольный контур для определения тяги при дозвуковой скорости полета
поверхностям двигателя. Величина эффективной тяги существенно зависит от компоновки силовой установки на летательном аппарате. Наличие силовой установки на летательном аппарате приводит к увеличению его лобового сопротивления, которое связано с увеличением общей площади миделя летательного аппарата и с взаимодействием (интерференцией) элементов силовой установки и отдельных частей летательного аппарата, зависящим от режима работы силовой установки. Изолированная силовая установка в гондольной компоновке показана на рис. 1.21. Здесь режимы работы двигателя сказываются на характере обтекания входного и выходного устройств и слабо влияют на обтекание летательного аппарата. Схема обтекания гондолы силовой установки при дозвуковых скоростях показана на рис. 1.22. На рис. 1.23 дана схема обтекания гондолы силовой установки, предназначенной для сверхзвуковых скоростей полета.
Эффективная тяга определяется с помощью уравнения количества движения для контрольного объема, включающего силовую установку. Выбор поверхностей, охватывающих контрольный объем, обосновывается в курсе газовой динамики. Здесь же следует заметить, что от формы поверхностей, ограничивающих контрольный объем, зависит вид выражения для эффективной тяги. Абсолютное значение эффективной тяги при этом остается неизменным.
Ниже приводится вывод формулы эффективной тяги силовой установки с ВРД. В данном случае контрольный объем ограничен сечением Н——Я, расположенным перед силовой установкой вверх по потоку (см. рис. 1.22 и 1.23) на таком расстоянии, где отсутствует ее влияние на параметры набегающего потока, разграничительной линией тока на участке между сечением Н——Н и входом в двигатель, наружной поверхностью гондолы и замыкается выходным сечением сопла силовой установки. Значения параметров потока в выходном сечении сопла принимаются постоянными.
Рис, 1.23. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости поле! аРис, 1.23. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости поле! а
Рис, 1.23. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости поле! а
Рис, 1.23. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости поле! а
В действительности в различных точках выходного сечения они неодинаковы, и под параметрами в выходном сечении понимают осредненные по тяге величины. При таком выборе контрольного объема весь поток, набегающий на силовую установку, разделяется на внутренний, проходящий через двигатель, и наружный, обтекающий силовую установку снаружи.
В соответствии с определением эффективной тяги выражение для ее расчета может быть записано в виде
^эф ~ Рвн +「нар，(1*37)
где Рвн и Рнар —— суммарные силы в проекции на ось, действующие соответственно на силовую установку со стороны потока, пересекающего контрольный объем, и потока, находящегося снаружи.. Значения Рвн и Рнар могут быть записаны через параметры' на границах контрольного объема.
Величина РНар представляет собой суммы сил давления и трения на внешней поверхности гондолы силовой установки (на поверхности d—е—fg) и может быть записана так:
^нар = — ] Р d尸一Хтр. г,(1.38)
где J р dF — сумма сил давления; Хтр.г ——сила трения» действующая на внешнюю поверхность гондолы; dF —— проекция элемента поверхности на плоскость, перпендикулярную направлению полета.
Знак перед этими членами определяется направлением действия сил: силы, действующие против потока, считаются положительными, а силы, действующие по потоку, — отрицательными. Положительные силы представляют собой составляющие силы тяги, а отрицательные ——составляющие силы сопротивления. Определение составляющих силы Рнар может быть выполнено теоретически, на основании расчета обтекания гондолы силовой установки, или экспериментально.
Величина Рвн представляет собой сумму сил давления и трения, действующих на все элементы поверхности силовой установки, расположенные внутри гондолы, и может быть вычислена с помощью уравнения количества движения. Применяя уравнение количества движения к уже выбранному контрольному объему, можно записать следующее выражение:
d
Ga — • Vn — "hFh + j pdF % /\口 一 Pc尸c,(1.39)
где Gr и GB — массовые расходы рабочего тела на выходе из силовой установки и на входе в нее; fc и Уп — осредненная скорость
рабочего тела в выходном сечении силовой установки и скорости полета; \ Р dF — проекция на ось силовой установки силы, дей- а
ствующей со стороны наружного потока на контрольный объем на участке ad.
Определяя из (1.39) значение Рвн и подставляя в (1.37), с учетом выражения (1.38) будем иметь:
d£
Р?Ф ~— Gb Vn — Рн& — J pdF + pcFc — J pdF — A"T₽t r.
ad
Преобразуем это соотношение к более удобному виду, добавив к правой части величину интеграла силы наружного атмосферного давления по всей поверхности контрольного объема, тождественно равного нулю:
0 pHdF = рн^н + J pBdF + j padF — PhFjad
Окончательное выражение для РЭф будет иметь следующий вид:*
Аф ~ Gr % — Gr Vn + (рсРн) ^С ―■
—j (p — Ph) dF— j (p — pQ dF — Хтр. r-(1-40)
ad
Три первых члена в правой части выражения (1.40) для эффективной тяги, не включающих компоненты внешнего сопротивления, принято называть тягой, определенной по внутренним параметрам, и обозначать
尸—G& — GBVn + ^с(рс — Рн)'(1-41)
、 Понятие тяги по внутренним параметрам является условным, так как величина Р в выражении (1.41) не равна величине Рвн в (1.39), т. е. не равна сумме сил, фактически действующих на двигатель со стороны внутреннего потока.
Остальные три члена выражения (1.40) при таком определении тяги характеризуют внешнее сопротивление силовой установки с ВРД. Отдельные составляющие внешнего сопротивления обозначим
dg
J (р — Ре) dF = Xr； J (p — рн) dF = Xpr・ (1*42)
С учетом этих обозначений выражение для определения эффективной тяги силовой установки будет иметь вид
РэФ —戶—X”一Хрг—Ктр・г,(1*43)
где Хд — дополнительное сопротивление входного устройства (так называемое сопротивление по жидкой линии тока); Хр「一 сопротивление сил давления, действующих на гондолу силовой установки.
Исследования характера обтекания гондолы силовой установки показывают, что в широком диапазоне изменения режима работы входное и выходное устройства практически не оказывают влияния друг на друга как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета. Этот факт позволяет рассматривать раздельно сопротивление входного и выходного устройств, в связи с чем целесообразно общее сопротивление силовой установки разделить на сопротивления входного и выходного устройств (сопротивление кормовой части двигателя Хк). Подобное разделение полезно и при экспериментальном исследовании этих элементов силовой установки. Вводя такое разделение, выражение для эффективной тяги можно записать так:
Рзф =戶一Xrx — Xr. (1.44)
Сопротивление входного устройства Хвх состоит из дополнительного сопротивления по жидкой линии тока Хд, сопротивления трения и давления части гондолы от входного сечения до сечения с максимальной площадью, за пределами которого нельзя ожидать влияния входа:
Хвх = Хд + Хр вх + Хтр. ВХ* (1 *45)
Соответствующим образом можно записать и значение Х^：
Xr = Хрк + Хтр. к, (1.46)
где Хрк и Хтр. к — соответственно сопротивление давления и трения кормовой части внешней поверхности гондолы, которая не вошла в определение Хвх.
В аэродинамике принято оценивать величины сопротивлений в безразмерном виде, относя величину сопротивления к скоростному напору набегающего потока и к характерной площади. Применительно к входному и выходному устройствам в качестве характерной площади принимается площадь миделя гондолы. Используя эти обозначения, коэффициенты сопротивления входного и выходного устройств можно записать в следующем виде:
С/х = Хвх / (f ”2 口 Fmid) ； = Хк /(22 n Fmid)・ (1*47)
Если двигатель располагается в фюзеляже или в основании крыла, как на самолете Ту-104, суммарное лобовое сопротивление двигательной установки относят к самолету, складывая его с лобовым сопротивлением крыла, фюзеляжа и органов управления. Тяга в этом случае рассчитывается по формуле (1.41).
На дозвуковых скоростях полета лобовое сопротивление правильно спрофилированной гондолы двигателя сравнительно невелико (3 ... 8 % от тяги двигателя), что и следует учитывать при аэродинамических расчетах самолета. На сверхзвуковых скоростях, особенно на нерасчетном режиме полета, лобовое сопротивление двигателя, главным образом за счет сопротивления входа, может составлять существенную величину и должно учитываться даже при грубых оценочных расчетах.
Для выявления закономерностей влияния на тягу основных параметров рабочего процесса, высоты и скорости полета и других факторов будем пользоваться в дальнейшем выражением (1.41) или. еще более простым приближенным выражением:
P^GB(cc — V^.(1.48)
Формула (1.48) получается из (1.41) в предположении равенства секундного расхода воздуха на входе в двигатель и секундного расхода газа, вытекающего из реактивного сопла. Такое предположение допустимо, так как даже если в двигатель подается максимально возможное количество топлива, для сжигания которого используется весь кислород воздуха (а = 1), отношение Gr и GB составляет величину 1 + 夕丁 = 1,067 при использовании обычного авиационного углеводородного топлива. На практике этот крайний случай реализуется у двигателей с форсажными камерами, а у нефорсированных двигателей отношение Gr и GB пока не превышает 1,03 ... 1,035. Если учесть отбор воздуха в компрессоре, то условие GB = Gr становится еще более обоснованным.
В качестве второго условия при получении формулы (1.48) принято равенство рс — рн, при котором третий член правой части выражения (1.41) обращается в нуль. При сверхзвуковом перепаде давлений в сопле это условие реализуется в случае полного расширения до атмосферного давления в соплах типа сопла Лаваля.
Для анализа закономерностей, определяющих тягу ВРД, удобно представлять тягу двигателя как произведение Р = = GBPyn, где Руд —— удельная тяга двигателя. В соответствии с (1.48) удельная тяга определяется приближенно по формуле
—Уи・.(1.49)
Между работой цикла Le и удельной тягой двигателя прямой реакции существует зависимость, определяемая выражениями (1.29) и (1.49):
Руд = /2Le +若 ~ Vn.(1.50)
Из выражения (1.50) следует, что' при заданной скорости полета закономерности изменения основных параметров рабочего процесса 嘘 я 77, а также потерь, связанных с несовершенством реального рабочего процесса, принципиально одинаковы как
на.£е через величину 叱，зави- воздуха перед двигателем (л2 ==на.£е через величину 叱，зави- воздуха перед двигателем (л2 ==Рис. 1.24. Изменение отношения тяги по скорости полета к тяге при Мп = О
на.£е через величину 叱，зави- воздуха перед двигателем (л2 ==
на.£е через величину 叱，зави- воздуха перед двигателем (л2 ==
для Руд, так и для L&. При неизменной Le увеличение скорости полета согласно (1.50) приводит к уменьшению Руд. Однако скорость полета может влиять и сящую от динамического сжатия
= луЛк). Характер и интенсивность этого влияния зависит от величины 0 = Тг/Тд и уровня потерь в реальном цикле, но в большинстве случаев (например, у газотурбинных двигателей прямой реакции) оно таково, что с увеличением скорости полета происходит падение Руд. При некоторой скорости полета Vn, при которой достигается величина л2 max, определяемая из выражения (1.27), работа цикла Le будет равна нулю и соответственно Руд = =0. Секундная масса рабочего тела, проходящего через двигатель,
с увеличением скорости полета возрастает вследствие увеличения (в результате роста л у) полного давления перед турбиной, опре- делякмцей пропускную способность двигателя. С учетом влияния скорости полета на Руд и GB изменение тяги турбореактивного двигателя по скорости, отнесенное к значению тяги при Мп = 0, имеет вид, показанный на рис. 1.24.
Влияние высоты полета при Мп = const определяется характером изменения атмосферных условий (рн и TJ и сводится к уменьшению расхода воздуха через двигатель из-за падения рн и увеличению Руд до высоты 11 км из-за увеличения 0 = Т^/7н, если 77 остается постоянной по высоте. Падение рн оказывает превалирующее влияние, и тяга ВРД с увеличением высоты непрерывно падает. В диапазоне изменения высоты от 11 до 25 км .температура атмосферного воздуха не изменяется, и тяга ВРД по высоте полета уменьшается более интенсивно (прямо пропорционально величине рн). При более точном учете влияния высоты полета следует иметь в виду, что с ростом высоты уменьшается число Re, чем обусловливается рост потерь в проточной
части двигателя.
Мощность ВРД
Двигатели прямой реакции при полете с большими скоростями способны развивать огромные мощности. Тяговую мощность ВРД в полете (т. е. работу, которую производит сила тяги в единицу времени) можно определить по формуле NP — =Р% [Вт].
Тяговая мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя сила тяги не совершает работы и NP = 0. При увеличении скорости полета тяговая мощность ВРД значительно возрастает. На рис. 1,25 для примера показано
Рис. 1.25. Тяговая мощность силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета, состоящей из четырех ТРД (Я = 18 км): 1 — тяговая мощность одного двигателя; 2 — тяговая мощность четырех двигателей
изменение тяговой мощности ТРД Роллс-Ройс «Олимп-593» сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд» в зависимости от скорости полета на высоте 18 км. (На земле при Мп = 0 этот двигатель имеет тягу 〜14 500 даН без форсажа).
Здесь же точкой показана тяговая мощность четырехдвигательной силовой установки, потребная для полета самолета массой 120 т, имеющего аэродинамическое качество К=8 при Мп = 2,2. Четыре двигателя типа «Олимп» могут обеспечить'рассматриваемому самолету скорость, соответствующую Мп = 2,2, при Np ^; 95 000 кВт. Рассмотрение тяговой мощности ВРД прямой реакции является показательным при их сравнении с другими тепловыми двигателями, вырабатывающими механическую мощность на приводном валу (т. е. с двигателями непрямой реакции). Приведенный пример показывает, что воздушно-реактивные двигатели прямой реакции по развиваемой ими огромной мощности находятся вне конкуренции при больших скоростях полета. Однако для характеристики ВРД прямой реакции тяговая мощность используется редко, так как ее величина сильно зависит от скорости полета. Более характерным параметром этих двигателей является сила тяги, зависящая от скорости полета в меньшей степени (ср. рис. 1.24 и 1.25).
Полетный (или тяговый) КПД двигателя прямой реакции
Полетный (тяговый) КПД характеризует эффективность преобразования располагаемой работы двигателя в полезную работу, затрачиваемую на продвижение летательного аппарата. Этот КПД оценивает реактивный двигатель как движитель и для установившегося горизонтального полета определяется отношением тяговой мощности двигателя к его располагаемой, мощности. Используя определение располагаемой работы (1.29) и пренебрегая массой топлива, как мы уже делали, получим
Имея в виду, что P/GB = Руд = % — 丫口, получим выражение полетного КПД
2 Пи = т~2 Пи = т~2 , ИЛИ Т]п = р— 2+为 十Vn2 , ИЛИ Т]п = р— 2+为 十Vn(1.51)(1.51)
2 Пи = т~
2 Пи = т~
2 , ИЛИ Т]п = р— 2+为 十Vn
2 , ИЛИ Т]п = р— 2+为 十Vn
(1.51)
(1.51)
Рис. 1.26. Полетный КПД двигателя прямой реакции в стационарном полете (/ = const)
Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей полета и истечения газов из сопла двигателя Уд/% (рис. 1.26). Полетный КПД достигает своего максимального значения Питах = 1, когда скорость истечения газов из сопла равна скорости полета. В этом случае потери механической энергии со струей
выходящих газов равны нулю, так как относительно земли они неподвижны (% — Vn = 0).
Полетный КПД становится равным нулю, когда скорость полета равна нулю. При увеличении отношения (丫口/%) > 1 вместо тяги создается тормозящая сила и выражение (1.51) теряет физическией смысл.
Для реальной области работы воздушно-реактивных двигателей 0 w (Vn/^c)《1， т. е. скорость истечения газов из сопла ВРД больше скорости полета. Поэтому полетный КПД всегда
меньше единицы.
Выражение (1.51) было впервые получено Б. С. Стечкиным.
ВЗАИМОСВЯЗЬ КОЭФФИЦИЕНТОВ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Выше были рассмотрены основные зависимости, характеризующие ВРД как тепловую машину и как двджитель. Установим взаимосвязь между этими двумя функциями двигателя.
Рассмотрим, как используется энергия топлива в воздушно- реактивном двигателе прямой реакции, перемещающемся вместе с летательным аппаратом с некоторой постоянной скоростью.
Энергия, заключенная в каждом килограмме топлива,
^затр = G 月中(1-52)
В результате совершается полезная работа передвижения самолета (или возникает тяговая мощность)
Np =Р%・(1.53)
Пренебрегая внешним сопротивлением двигателй и принимая полное расширение газов в реактивном сопле, получим выражение тяговой мощности в виде
Np = (GB + Ог) Сс% — Gr*.(1.54)
Другим (бесполезным) результатом работы двигателя является отбрасывание выходящих газов с абсолютной скоростью cG —— Vn.
Эта потерянная в единицу времени со струей выходящих газов механическая энергия определяется выражением
(1.55)(1.55)^noT = (GB + GT)(fc-Vn)a/2.
(1.55)
(1.55)
Очевидно, полная располагаемая работа двигателя равна сумме полезной работы передвижения и энергии, потерянной с отходящими газами. Складывая (1.54) и (1.55), получим выражение
N расп = N р + N пот — (GB + GT)礎/2 — GBVn/2, (1.56)
которое при GB + GT ^ GB превращается в уже известное выражение (1.29).
Полученные выражения позволяют оценить эффективность преобразования затраченной энергии топлива в располагаемую энергию двигателя； а затем и в полезную работу передвижения летательного аппарата ^атр т ^pacп f NP. Эффективность преобразования энергии в полете оценивается тремя коэффициентами полезного действия: эффективным т]е, полетным (или тяговым) т]п и полным (или общим) т]о- Эти КПД определяются следующим образом:
располагаемая работа двигателя .затраченная энергия топлива '
— полезная работа передвижения .П" — располагаемая работа двигателя '
—полезная работа передвижения"° — затраченная энергия топлива *
Очевидно, справедливо соотношение
Ло = ЯеЛп*Ло = ЯеЛп*(1.57)
Ло = ЯеЛп*
Ло = ЯеЛп*
Полный КПД двигателя по определению равен
(L58)(L58)「_ Np = PV口
(L58)
(L58)
0 %атр 备"й
Используя выражения для удельного расхода топлива и удельного импульса (1.1), получим связь полного КПД с удельным расходом топлива и удельным импульсом двигателя:
ЗбООУп % = ^гЗбООУп % = ^г」уцКд」уцКд(1.59)(1.59)
ЗбООУп % = ^г
ЗбООУп % = ^г
」уцКд
」уцКд
(1.59)
(1.59)
Из этих выражений следует, что используемые обычно для характеристики экономичности реактивного двигателя удельный импульс и удельный расход топлива отвечают своему назначению только при сравнении двигателей при одинаковой скорости полета, так как действительная эффективность двигателя, характеризуемая его полным КПД, зависит не только от этих параметров, но и от скорости полета
Рис. 1.27. Изменение эффективного, полетного и общего КПД ТРД в зависимости от скорости полета 0Ko = I。’ 6 = 1300 К, Vn = =0 ... 100 м/с, " = 0, % =
250800 м/с, Н = \1 км)
качестве (К)：качестве (К)：7— К % 1Tl _7— К % 1Tl _—мT—мT(1.60)(1.60)Из курса аэродинамики полета самолета известно выражение теоретической дальности полета с постоянной скоростью Уц при постоянном аэр оди н амическом
качестве (К)：
качестве (К)：
7— К % 1Tl _
7— К % 1Tl _
—мT
—мT
(1.60)
(1.60)
где Мт — отношение массы топлива, расходуемого в полете с постоянной скоростью, к начальной массе самолета.
Используя связь полного КПД ВРД с удельным расходом топлива (1.59), найдем:
'теор = "^" По "1* In ] — m J(L61)
Таким образом, теоретическая дальность полета самолета прямо пропорциональна полному КПД двигателя и величине теплотворной способности применяемого топлива.
На рис. 1.27 показан характерный уровень КПД турбореактивного двигателя в зависимости от скорости полета. Полетный КПД двигателя при увеличении скорости полета непрерывно увеличивается из-за увеличения отношения Vn/fc, Эффективный К"Д при этом также растет в связи с увеличением общей степени повышения давления в двигателе из-за динамического сжатия. Полный КПД как произведение це и 乳口 непрерывно увеличивается с ростом Уп- При полете со скоростью, соответствующей Мп = =2,5, коэффициенты полезного действия данного ТРД равны
Ле 0,53;仙=0,82; т]0 == 0,43.
Приведенный пример показывает, что современные реактивные двигатели достигли весьма высокого совершенства и по внутреннему эффективному КПД и по общему КПД, характеризующему их совершенство и как тепловой машины, и как движителя. Для сравнения укажем, что эффективный КПД современного дизеля, наиболее совершенного поршневого двигателя внутреннего сгорания, достигает лишь величины порядка 0,4.
ГЛАВА 2. ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ ВРД
Для работы ВРД любого типа необходимо осуществление термодинамического цикла, т. е. подвод извне тепловой энергии. Существует довольно много источников тепловой энергии, пригодных для использования в двигателях летательных аппаратов. Большинство из них объединяются обычно понятием топливо.
Проблема обеспечения летательных аппаратов эффективными и доступными источниками энергии (ИЭ) в последние годы сильно обострилась и приобрела особую важность.
ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ топлив И ВОЗМОЖНЫЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ ВРД
Топливо ——это источник тепловой энергии для нагрева рабочего тела в термодинамическом цикле.
Оно может служить рабочим телом для получения механической энергии в цикле. Эта его функция полностью реализуется в ракетных двигателях. В ВРД основой рабочего тела в цикле служит воздух, В комбинированных ВРД (ракетно-прямоточных, ракетно-турбинных) функция топлива как рабочего тела реализуется частично.
Третья функция топлива заключается в возможности охлаждения им элементов и систем двигателя и летательного аппарата до процесса тепловыделения. Это первоначальное «хладосодержа- ние» топлива используется для охлаждения в специальных теплообменниках масла системы смазки двигателя, или воздуха, идущего на охлаждение турбин. Применение переохлажденных (криогенных) топлив, таких, как жидкий водород или метан, создаст в будущем возможность охлаждать конструкцию двигателя и летательного аппарата при очень высоких скоростях полета.
Требования, предъявляемые к топливам, различны для летательных аппаратов разного назначения. Приведем общие требования к топливам ВРД.
Максимально высокая массовая удельная теплота сгорания Яц [кДж/кг или мДж/кг] г, определяющая при заданном подогреве рабочего тела в цикле минимальный расход топлива,
Максимально возможная плотность топлива рт или его объемная удельная теплота сгорания Ну = Яцрг [кДж/дм3], определяющая минимальный объем и массу топливных баков. Это требование особенно важно для сверхзвуковых маневренных и малоразмерных летательных аппаратов.
Высокая удельная теплопроизводительнось Н^ [кДж/кг], т. е. тепловыделение на 1 кг стехиометрической смеси топлива
1 Напомним, что 1 килоджоуль равен 0,239 ккал.
с воздухом, определяющее максимальную температуру продуктов сгорания:
Нт = %/(1 + 厶)， (2.1)
где L。一 стехиометрический коэффициент, т. е. количество воздуха (в кг), теоретически необходимое для сжигания 1 кг топлива (безразмерная величина); 1 Ц- Lo ——масса продуктов сгорания, отнесенная к 1 кг топлива.
Очевидно, увеличение Нт возможно как при росте Н“ так и при уменьшении Lo. Величина %, в основном, определяет максимально достижимую тягу двигателя (например, ПВРД).
Высокая работоспособность продуктов сгорания, определяющаяся комплексом RT* (множитель в выражениях работы газа, кинетической энергии истекающих газов и т. д.). Она может быть увеличена при увеличении Т* или изменением молекулярного состава продуктов сгорания (при уменьшении их средней молекулярной массы р,ср увеличивается газовая постоянная R = =В /р.Ср, где В — универсальная газовая постоянная). Это требование выдвигается в случае использования топлива как рабочего тела (в ракетных и комбинированных двигателях).
Высокая термостабильность при нагреве в баках при высоких скоростях полета и охлаждении нагретых элементов. Она характеризуется температурой предельного нагрева топлива Тпред.
Высокое «хладосодержание», т. е. теплопоглощение при нагреве от температуры топлива в баках до Тпред, характеризующее охладительные возможности топлива.
i 7. Возможность подвода топлива (в общем случае тепла) в двигатель. Эта возможность затруднена при использовании, например, твердых, порошкообразных, загущенных топлив, ядер- ного горючего и др. ,
Достаточная химическая активность и возможность эффективного сжигания (для химических топлив).
Эксплуатационная пригодность (умеренная токсичность, безопасность, транспортабельность, стабильность при хранении и др.)*
Умеренная стоимость и достаточные ресурсы.
Перечисление общих требований к топливам ВРД показывает сложность проблемы обеспечения их эффективными источниками энергии.
Потенциально возможные источники энергии ВРД по принципу образования тепловой энергии можно разделить на три класса (рис. 2.1): химические» т. е. использующие молекулярные реакции с тепловыделением; ядерные, использующие энергию распада или деления ядер ^химических элементов, и*световые, использующие для получения тепла энергию светового излучения.
Химические источники энергии ВРД (топлива), а именно, их первая группа, использующая для получения тепла окисли-
Источникиэнергии ВРД
тельно-восстановительную реакцию (горение), в настоящее время является единственным видом, нашедшим практическое применение, и детально рассматривается ниже. В принципе в ВРД можно использовать экзогенную реакцию разложения некоторых веществ, которая применяется в ЖРД с однокомпонентным топливом (перекись водорода, пропилнитрат и др.). В перспективе для высотных аппаратов с двигателем типа ПВРД не исключено использование тепловой энергии каталитической ассоциации свободных радикалов или преобразования неустойчивых молекул, присутствующих в высоких слоях атмосферы и образующихся под действием солнечного излучения.
Ядерные источники энергии ВРД прежде всего связываются с применением ядерного реактора на борту летательного аппарата. Особенности использования ядерного горючего в ВРД рассматриваются в разделе 2.5. В некоторых специфических случаях может оказаться возможным применение в ВРД радиоактивных изотопов как источников тепловой энергии.
Световые источники энергии примечательны тем, что при их использовании становятся ненужными бортовые запасы топлива или реакторы. Уже имеются экспериментальные самолеты с солнечными батареями и электродвигателем, приводящим воздушный винт. Энергия Солнца широко используется в космической технике. Не исключено, что будут найдены способы использования этой энергии в ВРД и определены области применения таких 56
двигателей. Имеются проработки летательных аппаратов с ВРД, энергия к которым подводится с земли или с космических солнечных электростанций посредством лазерного луча.
Характерная особенность рассмотренных классов источников энергии заключается в том, что при использовании химических ИЭ тепло образуется непосредственно внутри двигателя, а химические ИЭ должны быть туда поданы или там заранее размещены; ядерные реакторы, расположенные на борту летательного аппарата, требуют специальной системы с теплоносителем для передачи тепла в двигатели, а световые источники энергии расположены вообще вне лётательного аппарата и требуют сложных передающих, приемных и преобразующих энергетических устройств.
ХИМИЧЕСКИЕ ТОПЛИВА И ИХ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Химические топлива ВРД можно разделить на однокомпонентные и двухкомпонентные.
Однокомпонентные топлива представляют собой горючее вещество (или смесь нескольких горючих веществ), для сжигания которого в ВРД используется только кислйрод воздуха. К этому же классу относятся и унитарные (мономолекулярные) разлагающиеся топлива, применение которых принципиально возможно в комбинированных ВРД, с элементами ЖРД-
Двухкомпонентные топлива ВРД содержат наряду с горючими веществами бортовой окислитель для частичного окисления горючего и его газификации с целью последующего дожигания в кислороде воздуха. При использовании жидких компонентов горючее и окислитель содержатся в отдельных баках; при использовании твердых топлив горючие и окисляющие компоненты входят в состав унитарных смесевых зарядов (брикетов) твердого топлива. Двухкомпонентные топлива используются только в ком、 бинированных ВРД, включающих элементы ракетных двигать лей. Основная масса ВРД работает на однокомпонентных топливах.
Большое значение для организации подачи топлива в двига- тель и его эффективного сжигания имеет агрегатное состояние топлива. Топлива ВРД в принципе могут находиться во всех простых агрегатных состояниях: газообразном, жидком, твердом, в виде суспензии (взвесей порошков в жидких горючих).
Воздух как основной окислитель в ВРД
Основным окислителем в ВРД служит кислород воз- духа. Приведем стандартный состав сухого' атмосферного воздуха (по основным компонентам):
78,09
75,55
28
20,95
23,1
32
0,93
1,3
40
со2
0,03
0,05
44
Всего
100
100 .
29
Компоненты
Объемная Доля, % Массовая доля % Молек^*：嘿/я "аС“
Средняя молекулярная масса воздуха тв = 29. Газовая постоянная воздуха Rb = 8314//Пв = 287 Дж/(кг- К).
Для полного окисления горючего вещества требуется вполне определенное количество воздуха, определяемое стехиометриче* ским коэффициентом Lo.
Удельная массовая теплота сгорания химических топлив при сгорании в кислороде (воздухе)
Различают высшую и низшую удельные теплоты сгорания.
Высшей удельной теплотой сгорания Яо называют количество тепла, выделяющегося при полном сгорании 1 кг топлива в воздухе, которое имеет одинаковую исходную базовую температуру Т。，при условии последующего охлаждения продуктов сгорания до этой базовой температуры с учетом тепловых эффектов всех фазовых превращений (в т. ч. конденсации вода).
За стандартную базовую температуру берут То = 298,16 К, т. е. +26 ℃.
Так как продукты сгорания топлив обычно имеют температуру выше /кип воды, то пользуются понятием низшей удельной теплоты сгорания Ни, которая определяется так же, как и Н。, но при условии охлаждения паров воды в продуктах сгорания до То без конденсации.
Очевидно, что Ни меньше Но на величину теплоты парообразования воды и разницы теплосодержания пара и воды при То. У топлив, не содержащих водорода, а следовательно, и воды ,в продуктах сгорания, Ни = Но.
Теплота сгорания может быть определена экспериментально в калориметрической бомбе, либо расчетом по известным теплотам образования исходных веществ, входящих в состав топлива, и их продуктов сгорания, находящихся в соответствующем фазовом состоянии при базовой температуре То.
Возможные химические топлива
Все наиболее теплотворные химические элементы с 儿力 ^ 25 000 кДж/кг находятся в первых трех группах и первых четырех периодах периодической системы элементов Менделеева. Таких элементов всего семь: водород, литий, бериллий, бор, углерод, магний, алюминий. Именно эти элементы являются основой всех используемых и перспективных химических топлив ВРД.
Горючее
Керо-
Свойство
н.
Li
Be
В
С
Mg
Al
сии Т-1
Атомная масса
1,01
6,94
9,01
10,81
12,01
24,3
26,98
—
Плотность, кг/дм®
0,0709 (ж)
0,476
1,84
2,3
2,25
1,74
2,7
0,8
( — 253 ℃)
Массовая удельная теплота cropа-
120 **
42,98 *
62,8 *
58,82 *
32,79
24,81 *
30,98 *
42,91
ния Ни，МДж/кг
Объемная удель-
8,51 …
21,7
115,55
135,3
73,77
43,16
83,65
34,33
ная теплота сгора-
ния Ну, МДж/дм*
6388
2699
Удельная тепло- производительность /, кДж/кг
Стекиометриче-
3409
7175
7218
5549
2623
6444
34,2
4,99
7,7
9,6
11,5
2,85
3,85
14,9
скнй коэффициент 丄。
* Окисел в твердом виде.0
** Газообразный водород при 十25 с.
*** Жидкий водород (—253 °C).
В тех же группах (2 и 3-й), но в VI и VII периодах расположены три главных окисляющих элемента, используемых в ВРД или ракетных двигателях ——кислород, фтор, хлор.
В табл. 2J даны основные свойства горючих веществ (рис. 2.2).
Удельная теплопроизводительность топлива согласно определению (2.1) в координатах Яц — (1 + LJ характеризуется
НдМДт7K4HLM厶跟俨戸
М1201008060М1201008060LtLtBe ВBe В4尸7KepOCUH4尸7KepOCUH， мд， мд
М
120
100
80
60
М
120
100
80
60
Lt
Lt
Be В
Be В
4尸7
KepOCUH
4尸7
KepOCUH
， мд
， мд
рис, 2.2. Массовые и объемные удельные теплоты сгорания основных горючих •ведеств
®М肌к?®М肌к?Рис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания %, стехиометрического коэффициента 丄卦 и удельной теплопроизводитель- ности горючихРис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания %, стехиометрического коэффициента 丄卦 и удельной теплопроизводитель- ности горючихРис. 2.4. Основные типы горючих веществ, потенциально пригодные для использования в ВРДРис. 2.4. Основные типы горючих веществ, потенциально пригодные для использования в ВРД
®М肌к?
®М肌к?
Рис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания %, стехиометрического коэффициента 丄卦 и удельной теплопроизводитель- ности горючих
Рис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания %, стехиометрического коэффициента 丄卦 и удельной теплопроизводитель- ности горючих
Рис. 2.4. Основные типы горючих веществ, потенциально пригодные для использования в ВРД
Рис. 2.4. Основные типы горючих веществ, потенциально пригодные для использования в ВРД
тангенсом угла наклона прямых "丁 = const, выходящих из начала координат, что показано на рис. 2.3.
Из рассмотрения приведенных данных следует, что наивысшей массовой теплотой сгорания обладают водород, берилий и бор (120 ... 60 МДж), средний уровень Ни (40 ... 30 МДж) характерен для лития, углерода и алюминия. Объемная теплота сгорания высока у «тяжелых» веществ ——бора, бериллия, алюминия, углерода, имеющих & ^ 135... 70 МДж/дм3 при плотности рт = =1,84 ... 2,7 кг/дм3.
Высокой теплопроизводительностью (максимальной температурой горения) характеризуются металлы (Li, Be, Mg, Al) и металлоид В (7200 ... 5500 кДж/кг). Следует отметить, что все металлы и бор образуют при сгорании твердые окислы, снижающие работоспособность продуктов сгорания и дающие дым.
Ввиду сильной дифференциации свойств отдельных горючих веществ целесообразны их комбинации в виде механических смесей или химических соединений и, в первую очередь, соединений с водородом как наиболее теплотворным горючим. Хорошо известны соединения водорода с углеродом (углеводороды), с бором (боргидриды или бороводороды), тройные соединения бора, углерода и водорода (бороорганические вещества). Гидриды металлов (Li, Be, Al, Mg) практически непригодны к использованию как топлива ВРД (рис. 2.4).
Водород, заправляемый в баки в жидком виде и поступающий в двигатель в виде газа, как наиболее теплотворное из всех химических топлив, обладающее также рядом других положительных свойств (см. разд. 2.4), считается наиболее перспективным массовым топливом для авиации.
Углеводородные топлива, получаемые из нефти, в настоящее время являются основным топливом авиации и других видов транспорта (см. разд. 2.3). Обладают средними значениями теплот сгорания и высокими эксплуатационными качествами. Твердые углеводороды используются как компоненты зарядов твердого топлива ВРД.
Борводородные топлива (например, пентаборан В5Н3 и декаборан В10Н14) представляют собой жидкости или легкоплавкие твердые вещества с высокой массовой теплотой сгорания (65 ... 68 МДж/кг), крайне токсичные и в эксплуатации мало пригодные.
Бор — как топливо ВРД обладает уникальным сочетанием свойств. Он имеет массовую удельную теплоту сгорания, более чем на 30 % превышающую Ни авиационного керосина, самую высокую из всех химических топлив объемную теплотворность и достаточно большую удельную теплопроизводительность 儿 (в два раза большую, чем у керосина Т-1). Поэтому представляет интерес использование бора как топлива ВРД, главным образом в малогабаритных летательных аппаратах при высоких потребных тяговых характеристиках двигателей типа ПВРД. Бор может применяться в виде мелкодисперсного порошка, который непосредственно подается в камеру сгорания с помощью специальных устройств, или используется в виде суспензии (взвеси) в углеводородном топливе, или входит как компонент твердого топлива ракетно-прямоточного двигателя (РПДТ).
Алюминий и магний в виде порошков могут использоваться как компоненты твердых топлив ПВРД и РПДТ, повышая за счет высокой температуры сгорания тяговые характеристики двигателей и уменьшая объем зарядов за счет высокой плотности.
Бериллий и литий, несмотря на высокие энергетические показатели, в настоящее время не используются как топлива ВРД, вследствие неблагоприятных эксплуатационных свойств (продукты сгорания бериллия сильно токсичны, литий склонен к са- воспламенению при нагреве в воздухе и при контакте с водой и др.).
Ряд горючих в комбинированных ВРД (ракетно-прямоточных, ракетно-турбинных) используются в составе двухкомпонентного топлива, т. е. с бортовым окислителем, предназначенным для частичного сжигания горючего и его газификации. При использовании жидких компонентов в качестве окислителя может быть применена азотная кислота HNO? или другой окислитель ЖРД. В твердых унитарных зарядах в качестве окислителя применяются нитраты (KNOJ, перхлорат аммония NH4C1O4 и другие твердые окислители, содержащие в избыточном количестве кислород.
Рассмотрим более подробно авиационные топлива массового применения: современные авиационные углетодородные топлива, перспективное ——жидкий водород, а также особенности приме- • нения в ВРД ядерной энергии.
УГЛЕВОДОРОДНЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ТОПЛИВА
В широкий класс авиационных топлив входят и топлива ВРД и бензины для поршневых двигателей, поэтому в дальнейшем будем говорить только о топливах ВРД ——или, как их называют, реактивных топливах.
Исходным продуктом для получения реактивных топлив служит нефть — полезное ископаемое органического происхождения.
Сорта нефти различаются по плотности (от легких с р V V 0,87 г/см8 до тяжелых с р > 0,91 г/см3) и содержанию серы (от малосернистых с S < 0,5 % до высокосернистых с S > 2 %).
Состав нефти обычно точно не определяется, так как нефть представляет собой очень сложный набор разнообразных химических соединений, основу которых составляют углеводородные соединения различных типов. Поэтому состав нефти (и ее производных, в том числе и реактивных топлив) характеризуют косвенно через понятия элементного (т. е. состава по химическим элементам, см. табл. 2.2), фракционного и группового составов.
Фракционный состав нефти определяется диапазонами температуры выкипания углеводородных компонентов, соответствующими стадиям процесса прямой фракционной перегонки нефти (табл. 2.3). Для производства реактивного топлива из легких фракций пригодны керосиновые и лигроиновые фракции. *
Групповой состав нефти, т. е. состав по типу со-, держащихся в ней веществ обычно контролируется. Эти же группы веществ присутствуют в реактивных топливах, хотя их соотношение меняется в результате процессов переработки и очистки.
Основную массу углеводородных соединений, имеющих положительные свойства, представляют парафины (из ряда предельных насыщенных углеводородов с наибольшим содержанием водорода) и нафтены (циклические, насыщенные, обогащенные водородом соединения).
В нефти может содержаться до 20 % ароматических циклических углеводородов с повышенным содержанием углерода. Они уменьшают теплоту сгорания топлива, ухудшают полноту его сгорания, увеличивают склонность к нагарообразованию. Их
Элементный состав нефти (по массе) %
83 ..
87
И
.14
0,1
1,3
0,02..
1,7
0,01 ..
7
Таблица 2.2Таблица 2.2содержание в топливе должно быть ограничено.
Таблица 2.2
Таблица 2.2
Присутствие в нефти и реактивных топливах непредельных углеводородов (олефи нов) крайне нежелательно из-за нестабильности и перерождения этих соединений при хранении, в результате чего образуются нежелательные вещества — органические кислоты, смолы и др.
Фракции
Температурные пределы выкипания, ЬС
Легкие:
Бензиновые
Лигроиновые
Керосиновые
Газойлевые (дизельное топливо)
40 ... 200
120... 230
150... 300
200 ... 350
Тяжелые (мазут)
Остатки после нагрева до
310 ... 350℃
Особенно вредны содержащиеся в нефти сера и сернистые соединения из-за их коррозионной активности. Реактивные топлива подлежат максимально возможной очистке от серы.
Переработка нефти для получения топлив осуществляется в три этапа:
первичная перегонка (выделение легких фракций);
вторичная деструктивная переработка (расщепление и направленное изменение строения молекул тяжелых фракций);
заключительная очистка.
Прямой перегонкой с последующей очисткой в настоящее время получается основная масса реактивных топлив. Однако при доле всех легких фракций 40 ... 50 % от нефти выход авиакеросина составляет всего 9 ... 15 %.
Широко распространенный в п ромышлен ноет и для расширения выхода легких фракций термический крекинг (расщепление при высоких давлениях и температуре молекул тяжелых фракций нефти) неприменим для производства реактивных топлив из-за низкой стабильности крекинг-продуктов (вследствие высокого содержания непредельных углеводородов). В последнее время внедряется процесс гидрокрекинга, т. е. крекинга в присутствии газообразного водорода, насыщающего 口 асщепленные молекулы водородом и устраняющего ряд вредных жеществ. Выход высококачественных реактивных топлив возрастает до нескольких десятков процентов, но стоимость их оказн・ ^зается существенно более высокой.
Обычная очистка прямогонных топлив от непредельных углеводородов, смол, органических кислот, соединений серы и других вредных примесей производится обработкой серной кислотой, многочисленными промывками водой и щелочными растворами с последующим отстоем.
В последнее время широко внедрена гидроочистка прямогонных продуктов, заключающаяся в каталитической их обработке газообразным водородом. Гидроочистка существенно повышает качество топлива, в частности, почти полностью удаляет ■из него непредельные углеводороды и серу.
Основные сорта реактивных топливЯ
В СССР вырабатывается несколько сортов реактивных fl топлив, различающихся, главным образом, возможностью приме- W нения при сверхзвуковых скоростях полета, т. е. максимальной | температурой нагрева в баках (термостабильностью).身
Топлива для дозвуковых и кратковременных сверхзвуковых 專 полетов (при 片皿 V 120 ℃) представлены двумя сортами — Т-1 鼻 и ТС-1."
Топлива Т-1 и ТС-1 взаимозаменяемы в эксплуатации и пред- Y ставляют собой наиболее широкий класс отечественных реактивных топлив. ТС-1 ——прямогонная лигроиновая фракция сернистых нефтей, имеющих широкую сырьевую базу.
Топливо РТ является унифицированным топливом для дозвуковых и сверхзвуковых полетов при /т тах не более 180 °C. Это высококачественное топливо, получаемое прямой перегонкой из любых сортов нефти с применением современных процессов гидроочистки.
Для длительного сверхзвукового полета используется топливо ' с повышенной термостабильностью Т-6.舂
Топливо Т・2 представляет собой особый класс топлив широко- фракционного состава (включающих бензиновую фракцию), получаемых прямой перегонкой сернистых сортов нефти, обладает малой вязкостью и высокой летучестью. Поэтому, несмотря на экономические преимущества, связанные с большим выходом из нефти, топливо Т-2 для широкой эксплуатации не применяется.
Советские массовые топлива ТС-1, РТ эквивалентны по качественным показателям массовым зарубежным топливам Jet А, AI (США), аналогичным им.
Физико-химические свойства реактивных топлив
Основные показатели и свойства товарных реактивных топлив регламентированы стандартами. Фактические данные топ лив колеблются в зависимости от качества сырья и технологии но, как правило, превышают требования стандартов. В дальней^ ' шем будем приводить регламентированные данные, касающиеся* 刁 только главных параметров и свойств топлив (см. табл. 2.4).1
Групповой состав прямогонных топлив различных марок ко- | леблется в значительных пределах, %:|
парафиновые углеводороды15...65
нафтеновые углеводороды20... 80
ароматические углеводороды10•••22
ГОСТом ограничивается лишь максимальное содержание ароматических углеводородов.
64
Свойства *
Т-1
ТС-1
Т-2
РТ
Т-6
Удельная теплота сгора-
42 914
42 914
43 123
43 123
43 123
ния низшая HUJ кДж/кг
(10 250)
(10 250)
(10 300)
(10 300)
(10 300)
(ккал/кг), не менее Плотность при +20 ℃,
#,8
“,775
“,775
#,775
>0,84
кг/дм3
Температура начала ки-
^150
^150
>60
>35
^195
пения, ℃
Температура испарения
/О
W250
^280.
^280
^315
98 % топлива, ℃°
Вязкость, сСт при +20 ℃
切,5
А，25
^1,05
А，25
^4,5
при —40 ℃ не более
16
8
6
16
60
Температура начала кристаллизации, ℃
—60
18
—60
10
—60
12
—60
6
—60
6
Термическая стабильность
в статических условиях
(в течение о ч;
(150 ℃ в течение 4 q), осадки мг/100 мл топлива
Содержание ароматических углеводородов, %, не
20
22
22
18,5
10
более
* Физико-химические свойства реактивных топлив Т-1, ТС-1, Т-2 ГОСТ 10227162, РТ 一 ГОСТ 16564-71, Т-6 一 ГОСТ 12308-80,
Плотность топлив зависит от соотношения легких и тяжелых фракций и от группового состава. При тех же пределах выкипания, в определенном соответствии с относительным содержанием водорода, наименьшую плотность имеют парафины, затем идут нафтены, и наибольшую плотность имеют ароматические углеводороды. Поэтому в диапазоне изменения плотности рт min = —0,77 ... 0,84 меньшее значение относится к топливам ТС-1 и РТ, имеющим много парафиновых компонентов, и большее к тяжелому термостабильному топливу Т-6 с большим содержанием нафтенов.,
Удельная теплота сгорания реактивных топлив должна быть не ниже гарантированных значений 42 910 ... 43 100 кДж/кг (10 250 ... 10 300 ккал/кг). При этом объемная удельная теплота сгорания меняется от 33 400 ... 34 300 кДж/дм3 у топлив РТ и Т-1 до 36 200 кДж/дм3 у топлива Т-6 (8000 ... 8650 ккал/дм3 соответственно).
Для единообразия всех термодинамических расчетов двигателей принято условное «нормальное» углеводородное топливо, содержащее 85 % углерода и 15 % водорода и имеющее удельную теплоту сгорания Ни = 42 910 кДж/кг (10 250 ккал/кг), стехиометрический коэффициент & = 14,9.
3 В. М. Акимов 65
Рис. 2.5. Кривые выки* пания -(разгонки) реактивных топлив (фактические): .уровень 10 % разгонки, характеризующий «летучестьэ топливФракционный состав топлив характеризуется кривыми выкипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давлении (рис. 2.5), Топ- пределах от 135 …150 пределах 195 ... 315 ℃, свойства топлив, какРис. 2.5. Кривые выки* пания -(разгонки) реактивных топлив (фактические): .уровень 10 % разгонки, характеризующий «летучестьэ топливФракционный состав топлив характеризуется кривыми выкипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давлении (рис. 2.5), Топ- пределах от 135 …150 пределах 195 ... 315 ℃, свойства топлив, каклива типа Т-1, ТС-1, РТ выкипают в до 250280 ℃, а топливо Т-6 — в
Рис. 2.5. Кривые выки* пания -(разгонки) реактивных топлив (фактические): .уровень 10 % разгонки, характеризующий «летучестьэ топлив
Фракционный состав топлив характеризуется кривыми выкипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давлении (рис. 2.5), Топ- пределах от 135 …150 пределах 195 ... 315 ℃, свойства топлив, как
Рис. 2.5. Кривые выки* пания -(разгонки) реактивных топлив (фактические): .уровень 10 % разгонки, характеризующий «летучестьэ топлив
Фракционный состав топлив характеризуется кривыми выкипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давлении (рис. 2.5), Топ- пределах от 135 …150 пределах 195 ... 315 ℃, свойства топлив, как
Фракционный состав определяет такие температура начала кипения, летучесть (температура испарения 10 % топлива), давление насыщенных паров топлива в надтопливном пространстве баков, температуру вспышки смеси паров топлива с воздухом от искры и др. Эти свойства чрезвычайно важны для эксплуатации топлива на самолетах, но требования к ним в известной степени противоречивы.
Высокая летучесть топлива и низкая температура вспышки (требующие пониженной температуры начала кипения) необходимы для надежного запуска двигателя, особенно в полете на больших высотах и при низких атмосферных температурах. Однако при этом растут давление насыщенных паров, т. е. испаряемость топлива, и пожарная опасность. Особенно опасно испарение топлива при длительном сверхзвуковом полете самолетов на больших высотах, когда топливо в баках нагревается, давление его насыщенных паров растет, а атмосферное давление падает. Создаются условия для полного испарения топлива. В этих случаях применяют топлива с повышенной температурой начала кипения, а также делают наддув баков, повышая в них давление. Для предотвращения возрастающей при полете на больших высотах -и скоростях опасности воспламенения паров топлива в баках их заполняют нейтральным газом (азотом) по мере выработки топлива, либо применяют азотированное (т. е. насыщенное азотом на земле)7 топливо. По мере снижения давления на высоте азот выделяется из топлива, заполняя свободное пространство в баках.
Вязкость топлива ——одна из важных эксплуатационных характеристик. Температура топлива J при эксплуатации может изменяться в широких пределах. В баках сверхзвуковых самолетов топливо может нагреваться до 100 ... 200 ℃ и выше. Кроме того, топливо дополнительно сильно разогревается в топливоподающих системах двигателя, насосах высокого давления и т. п. С другой стороны, при длительных полетах дозвуковых самолетов в стратосфере (〃 = 10 ... 12 км), где наружная температура 66
может достигать — 60... —65 ℃, температура топлива в баках может опускаться до ——30...——40 ℃. Вязкость зависит от фракционного состава топлива (у тяжелых топлив она выше), от их группового состава и от температуры топлива.
Вязкость топлив значительно снижается при высоких положительных температурах J и быстро растет при отрицательных. Поэтому в указанных выше широких температурных пределах эксплуатации топливо должно при высоких J сохранять достаточную вязкость и смазывающую способность, необходимую для нормальной работы топливоподающей аппаратуры (плунжерных или шестеренчатых насосов, топливных регуляторов и др.). Вязкость топлива не должна быть очень высокой при отрицательных температурах, чтобы была возможность прокачки и достаточной мелкости распыла в форсунках, необходимой для эффективного сжигания топлива в камерах сгорания двигателей.
Для характеристики вязкости топлив используют коэффициент кинематической вязкости v, измеряемый в м2/с или в сантисток- сах сСт (1 Стокс = 1 см2/с). Вязкость оценивают при стандартных температурах топлива 4-20 и —40 ℃ (см. табл. 2.4).
Температура кристаллизации топлива гарантирует эксплуатацию и хранение топлива в зонах с холодным климатом. По ГОСТу требуется температура кристаллизации не выше —60 ℃, хотя такие температуры в эксплуатации встречаются редко.
Стабильность и термостабильность являются важнейшими эксплуатационными характеристиками реактивных топлив.
Стабильность при хранении топлив зависит в основном от окисления их кислородом воздуха, которому в первую очередь подвержены непредельные углеводороды. Поэтому в результате процессов очистки, особенно гидроочистки, реактивные топлива практически освобождаются от непредельных углеводородов.
Термостабильность при нагреве топлива определяется количеством образующихся нерастворимых осадков, которое зависит от содержания в топливе непредельных углеводородов, сернистых, азотистых соединений, смол и других примесей, контактирующих с кислородом воздуха. Количество осадков определяют статическим методом при выдержке топлива в течение 4 ... 5 ч при 150 QC или динамическим — при перекачке топлива, нагретого до 150 ... 180 °C, через фильтр в течение 5 ч.
Термостабильность топлива на сверхзвуковых самолетах может быть повышена наддувом баков инертным газом или азотированием топлива, так как при этом резко снижается содержание кислорода в окружающей среде.
Тяжелые углеводородные топлива
Рассмотренные выше высококачественные реактивные топлива вполне удовлетворяют современным требованиям эксплуа- 'тации дозвуковой и сверхзвуковой авиации.
3*3*67
3*
3*
Рис. 2.6. Изменение массовой и объемной удельных теплот сгорания углеводородных топлив в зависимости от их плотности:
/ — авиационные керосины (Т-1, ТС-1, Т-2, PT, Т-6); 2 — тяжелые синтетические топлива [29]
Однако, как указывалось ранее (см, разд, 2,1 и 2.2), для малогабаритных летательных аппаратов требуется повышенная объемная теплота сго
рания, т. е. топливо повышенной плотности. Существует общая закономерность, согласно которой увеличение плотности углеводородов достигается использованием тяжелых молекул с увеличенным отношением содержания углерода и водорода. При этом уменьшается их массовая теплота сгорания, но объемная — растет (рис, 2.6), Возникают трудности с удовлетворением требований по вязкости, температуре кристаллизации и др. При рт > 0,95 ... 1,0 на смену топливам естественного нефтяного происхождения приходят синтетические углеводороды, свойства которых можно формировать в нужных направлениях. Примером подобных топлив может служить американское топливо Шелдайн, имеющее плотность рт = 1,08 кг/дм® и объемную теплоту сгорания 〜44 850 кДж/л, на 25 ... 35 % превышающую Ну обычных реактивных топлив.
Углеводородные топлива из ненефтяного сырья
Запасы нефти на Земле ограничены. Начиная с середины 70-х гг. в мировой энергетике возникли трудности со снабжением нефтью. Обеспеченность добычи нефти ее разведанными запасами падает, а цены на нефть и на все виды топлива, получаемого из нее, растут. Во всех странах предпринимаются усилия по экономии потребления нефти, переходу в энергетике на каменный уголь, развитию сети атомных электростанций и т. п.
Авиация не является основным потребителем нефти. Даже в странах с наиболее развитым воздушным транспортом объем потреблений авиационного топлива не превышает 10 % от всего потребления нефти. Однако, ввиду небольшого выхода из нефти прямогонного реактивного топлива для его производства требуется значительное количество нефтяного сырья. Поэтому указанные энергетические трудности имеют непосредственное отношение к авиации. Они преодолеваются в следующих направлениях.
Совершенствование (модернизация) существующих самолетов и двигателей и их рациональная, экономичная эксплуатация.
Создание новых высокоэкономичных самолетов и двигателей.
Поиск и внедрение новых (альтернативных) источников энергии с широкой сырьевой базой.
68
К таким перспективным источникам энергии относятся прежде всего жидкий водород и ядерное горючее (см. разд. 2.4 и 2.5).
Из углеводородных альтернативных топлив рассматриваются сжиженные газы (метан и др.) и синтетические реактивные топлива (из нефтяных сланцев и угля).
Жидкий природный газ (метан} как авиационное топливо может быть получен ожижением при низкой температуре природного газа, в составе которого доля метана (СН4) достигает 85 ... 95 %. Жидкий метан является криогенным топливом, температура кипения которого при нормальном давлении равна ——161 ℃. Метан имеет массовую удельную теплоту сгорания Ни — ~ 50 000 кДж/кг, что на 16 % выше, чем у обычных реактивных топлив. Однако вследствие низкой плотности в жидком виде, равной 0,424 кг/дм3, его объемная теплота сгорания на 35 ... 40 % ниже, что требует увеличения объема баков. Стоимость производства метана с учетом затрат на ожижение оказывается близкой к стоимости обычного реактивного топлива.
Более высокая Ни и низкая стоимость дают метану определенные технико-экономические преимущества, однако его вряд ли можно считать перспективным массовым авиационным топливом, несмотря на существенно большие запасы природного газа, чем нефти. Специфика метана как криогенного топлива требует создания парка новых самолетов, внедрения новой системы их эксплуатации, разработки систем хранения и подачи топлива и решения ряда других смежных технических проблем.
Может найти применение в авиации местных линий (например, на вертолетах в отдаленных районах нефтедобычи) жидкое топливо из так называемого «попутного газа», выделяющегося при добыче нефти. Этот газ, содержащий более тяжелые, чем метан, предельные углеводороды (этан, пропан, бутан и др.), может содержаться в баллонах в конденсированном виде при давлении в несколько бар и при нормальной температуре. Такое использование пропана широко практикуется, например, в автомобильном транспорте.
Синтетическое топливо из нефтяных (горючих) сланцев. Горючие сланцы пропитаны органическими высокомолекулярными соединениями (10 ... 30 % по массе и более). Путем многочисленных перегонок, сложных процессов крекинга, гидрирования (насыщения водородом), очистки последовательно получают сырую сланцевую нефть, синтетическую нефть, синтетические топлива (бензин, керосин).
Синтетическое топливо из угля. Исходным сырьем его могут служить любые угли, в том числе каменные низких сортов, бурые и др.
Синтетическую нефть из угля получают в две стадии ——газификации и ожижения. Эти процессы достаточно сложны, поэтому приведем лишь общую схему (одну из возможных) й конечные результаты.
В стадии газификации раскаленный уголь продувают парами воды при высокой температуре в присутствии катализаторов; в результате получается СО или углекислый газ и водород, который используется во второй стадии:
С + Н20 T СО(СО2) + Н2. (2.2)
В стадии ожижения на измельченный уголь при высоких температурах и давлениях воздействуют водородом, в результате чего происходит синтез углеводородных молекул и получается жидкая синтетическая нефть:
С + Н2 T синтетическая нефть.
Далее из синтетической нефти путем перегонок, крекинга, гидрирования получают синтетическое, в том числе реактивное топливо.
Перспективы применения синтетических топлив. Запасы угля и сланцев на Земле существенно больше запасов нефти. Способы получения синтетических топлив известны. Их производят в настоящее время в ограниченных масштабах. Проблема массового их применения заключается в разработке более дешевой технологии и в необходимости больших капиталовложений в создание новой отрасли промышленности.
Большим преимуществом синтетических реактивных топлив является то, что в целом сохраняются сложившиеся условия эксплуатации воздушного транспорта, парк самолетов и двигателей. Однако синтетические топлива в настоящее время получаются более дорогими, чем натуральные, а качество их — ниже.
В целом синтетические реактивные топлива расцениваются как перспективные массовые топлива, которые постепенно придут на смену натуральным топливам нефтяного происхождения и смогут продлить эпоху применения углеводородных топлив в авиации на несколько десятилетий.
ВОДОРОД КАК АВИАЦИОННОЕ ТОПЛИВО
Потенциальные запасы сырья для получения водорода— воды — практически не ограничены. Кроме того, после сжигания водорода опять образуется вода, т. е. водород является абсолютно восстанавливаемым носителем энергии. Однако、для его получения требуются значительные затраты энергии, которые в перспективе могут быть обеспечены наземной ядерной энергетикой. Таким образом, водород, являющийся жидким химическим топливом, позволяет использовать ядерную энергетику будущего в авиации.
Физико-химические свойства водорода
Водород является криогенным, т. е. глубоко переохлажденным жидким топливом. Это качество, несмотря на эксплуатационные трудности, дает водороду большое преимущество, свя- 70
Свойство
Топливо ТС-1
Водород, Н2
儿(То = 298,16 К), кДж/кг
42 914
120 000
рт> кг/дм3
0,775
0,0709 (ж)
"у, кДж/дм3
33 260
8510*
Температура начала кипения, С
150
—253
Температура предельного нагрева
<280
Неограничена (условно 1000 ℃)
Удельное хладосодержание (/бака f f /пред)> кД*/кг
700—800
~18 000 (/пред = =1000 ℃)
♦ На единицу объема жидкого водорода.
занное со значительным хладосодержанием, ^которое можно использовать для охлаждения горячих деталей и систем. Водород подается в двигатель и сжигается в газообразном виде. Основные свойства жидкого водорода в сравнении с углеводородным топливом ТС-1 показаны в табл. 2.5.
Водород по сравнению с топливом ТС-1 имеет в 2,8 раз большую удельную массовую теплоту сгорания и в 20 ... 25 большее удельное хладосодержание. Однако плотность его в жидком виде меньше в 11,8 раз, что определяет уменьшение удельной объемной теплоты сгорания примерно в четыре раза.
Высокое удельное хладосодержание водорода определяется не только высокой температурой возможного предельного нагрева, но и большой теплоемкостью его в газообразном виде, которая в несколько раз превышает теплоемкость жидкого керосина и изменяется в диапазоне температур 20 ... 1000 К от 10,32 до 15 кДж/(кг. К). Теплота испарения водорода невелика и равна 442 кДж/кг при t = —253 ℃ (рис. 2.7).
Указанное в табл. 2.5 значение Яи водорода определено при стандартной базовой температуре Т。= 298,16 К- Если в камеры сгорания ВРД подается переохлаженный водород, то при расчетах его фактическая удельная теплота сгорания должна быть уменьшена в соответствии с рис. 2.8. Например, если подавать жидкий водород с 7 = 20 К, то это «уменьшение» составит 〜3700 кДж/кг или 〜3 % от Яи. Наоборот, если в системах охлаждения двигателя газообразный водород нагревается свыше 298,16 К, то его фактическая теплота сгорания увеличится. При ^пред = 1000 ℃ это увеличение равно ~ 14 250 кДж/кг или 〜12 % от Яц.
Следует отметить положительное свойство водорода — его высокую химическую активность при горении в воздухе, что облегчает организацию рабочего процесса в камерах сгорания двигателя .
% 順冰險Рис. 2.7. Удельное ТепЛОпоГлоЩение (хладОсО*
'/держание) водорода при испарении - и нагреве
(начальное состояние ——жидкий водород с Т = =20 К)
Рассмотрим значение свойств жидкого водорода для использования его как авиационного топлива и возможные технические последствия:
Высокая массовая теплота его- рания позволяет уменьшить удельный расход топлива двигателя в 2,8 ... 3 раза и более, если хладосодержание водорода используется для совершенствования рабочего цикла двигателя. Это означает, что при тех же задачах запас топлива на самолетах уменьшается в несколько раз, самолет становится легче, а это еще больше уменьшает затраты топлива.
Низкая плотность и малое "у приводят к необходимости увеличения объема топливных баков примерно в четыре раза при том же запасе тепловой энергии на борту. Возможность усовершенствования двигателей и облегчение самолетов несколько снижает эту цифру. Однако проблема размещения водорода на борту самолета остается одной из самых сложных.
Высокое хладосодержание позволяет улучшить параметры и характеристики двигателя за счет охлаждения горячей части, использования различных теплообменных устройств и т. п. (увеличение температуры газа, регенерация тепла, циклы с промежуточным охлаждением и др.). Кроме того, хладосодержание жидкого водорода оказывается вполне достаточным для охлаждения конструкции двигателя и элементов летательного аппарата при Мп > 6 и тем самым может обеспечить освоение гиперзвуковой области скоростей полета.
Криогенность (низкая температура кипения) вызывает целый ряд новых требований, таких, как
теплоизоляция баков;
специальная система продувки, захолаживания, заправки баков и топливных систем;
специальные системы топливоснабжения и хранения жидкого водорода в аэродромных условиях и др.
Обеспечение пожаро- и взрывобезопасности при высокой химической активности водорода явится одной из важных проблем его использования как массового топлива.
^Водородные^ газотурбинные двигатели должны отличаться от двигателей, работающих на керосиновом топливе наличием систем охлаждения, газификации водорода, принципиально новых систем топливоподачи и регулирования, новыми камерами сгорания для сжигания газообразного топлива и др.
Применение жидкого водорода наряду с положительными факторами связано с решением ряда новых технических и эксплуатационных проблем, которые частично решены в ракетной 72
технике, где жидкий водород уже используется в космических системах. Это дает основание для внедрения жидкого водорода и в авиацию.
Методы производства водорода
Водород в настоящее время производится в широких масштабах (в газообразном виде) и используется в народном хозяйстве ——в химической промышленности, в металлургии и в нефтеперерабатывающей промышленности, в частности, для процессов гидроочистки, гидрирования и гидрокрекинга реактивных топлив. Жидкий водород используется в ракетной технике.
Водород получается в основном в результате переработки— конверсии природного газа (метана}.
Процесс протекает в три стадии:
Конверсия метана парами воды при высокой температуре с катализаторами:
СН4 + Н2О — СО + ЗН2 — 207 кДж.
В результате получается «водяной газ》(смесь окиси углерода с водородом).
Конверсия окиси углерода водяным паром при высокой температуре с катализаторами:
СО + Н2О '-> COg + Н2 + 41 кДж.
Очистка водорода (поглощение СО2 адсорбентом и замораживание остатков СО2 при t V —79 ℃).
Более перспективным в отношении расходования природных ресурсов является способ производства водорода с помощью газификации угля. Общая схема процесса соответствует выражению (2.2) и во многом повторяет процесс конверсии метана:
С + Н2О СО + Н2 — 119 кДж (t = 1000 ... 1100 ℃, катализаторы).
СО + Н2О f СО2 + Н2 + 41 кДж (f = 450 ℃, катализаторы).
Очистка водорода.
Оба рассмотренных процесса связаны с расходованием минерального сырья, природного газа и угля, запасы которых в принципе ограничены. Эти ограничения снимает элек/прохимический способ производства водорода путем электролиза воды по схеме 2H2。2H2 +。2・
Эти процессы и устройства для их осуществления (электролизеры) в настоящее время интенсивно исследуются с целью увеличения выхода водорода по отношению к затраченной электроэнергии. Для массового применения этого способа, а также последующего ожижения водорода потребуются мощные источники электроэнергии, которыми могут стать атомные электростанции буду
щего.
Разрабатываются и другие способы получения водорода из воды ——термохимические, в простейшем виде соответствующие реакции
2Н2О 甘 2H2 + О2
при непосредственном подводе тепла без перевода его в электроэнергию. Сдвиг этой реакции вправо и заметное увеличение выхода водорода требует высоких температур — в несколько тысяч градусов Цельсия, что практически нереально. Поэтому предложено большое число сложных многоступенчатых термохимических циклов с рядом промежуточных реакций, в которых требуемая температура не превышает 800 ... 1000 ℃, и в конечном счете водород получают из воды. Эти способы открывают большие перспективы производства водорода с пониженными затратами энергии, первичным источником которой, в частности, могут быть ядерные реакторы.
Перспективы применения водородного топлива； Существует ряд объективных факторов, которые будут способствовать в перспективе внедрению водорода как основного авиационного топлива.
Истощение ресурсов нефти и других горючих полезных ископаемых.
Развитие атомно-водородной энергетики и полная восстанавливаемость сырья (воды) устраняют (в перспективе) ресурсноэнергетические ограничения.
Технико-экономические преимущества применения водорода.
«Водородные» самолеты вследствие меньших запасов топлива по оценкам получаются более легкими и более экономичными. Постепенное внедрение водорода, по-видимому, будет осуществляться путем устройства сети постоянных оборудованных трасс для полета «водородных» самолетов.
Освоение гиперзвуковых скоростей полета (Мп ^ 6) становится возможным только при использовании в качестве топлива жидкого водорода с его исключительно высоким хладосодержа- нием.
Снижение вредных выбросов из《водородных》двигателей, отсутствие дыма, окиси углерода, несгоревших углеводородов, окислов серы и других вредных веществ, содержащихся в продуктах сгорания углеводородных топлив, является немаловажным фактором в проблеме защиты окружающей среды.
ОСОБЕННОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЯДЕР НОЙ ЭНЕРГИИ В ВРД
Потенциальные преимущества применения ядер ной энергии на самолетах заключаются в чрезвычайно высокой энергоемкости ядерного топлива, вследствие чего продолжительность и дальность полета возрастают во много раз по сравнению с само-
летами, использующими химическое топливо. Действительно, в реакции деления 1 кг урана (235U) реально выделяется ядерная энергия, равная s^8.1010 кДж, что в 比2・ 106 больше удельной теплоты сгорания керосина. “
Однако для создания самолетов и двигателей, использующих ядер ное топливо, потребуется решить ряд крупных научно- технических проблем, связанных с безопасностью эксплуатации, значительной массой ядерной силовой установки (ЯСУ), содержащей реактор и биологическую защиту, с необходимостью создания специальных газотурбинных воздушно-реактивных двигателей (ЯВРД) и системы передачи тепла от реактора к двигателям.
Авиационный ядерный реактор
Общие принципы устройства ядерных реакторов изучаются в курсе общей физики. Отметим особенности авиационного ядерного реактора (А歹Р) и основные требования к нему.
Мощность. Мощность наземных энергетических реакторов мо- жет достигать нескольких миллионов кВт. Мощность авиационных 只р даже для тяжелых пилотируемых самолетов взлетной массой 500 ... 700 т составляет 200 ... 300 тыс. кВт.
Компактность. АЯР должны быть максимально компактными для возможности размещения в фюзеляже и снижения массы (вместе с биологической защитой). В этом отношении предпочтительны АЯР на быстрых нейтронах. /
С целью уменьшения размеров и массы реактора его тепловую мощность, как правило, выбирают для режима работы двигателей в длительном крейсерском полете самолета. На режимах, требующих максимального расхода топлива (взлет и набор высоты), двигатели работают на обычном химическом (углеводородном) топливе. Поэтому и двигатели (ЯВРД) и самолеты с ЯСУ должны иметь соответствующие топливные системы.
Защита от радиации (потока нейтронов и -у-излучения) необходима для нормальной работы летного состава и обслуживающего персонала на аэродроме. Масса систем биологической защиты АЯР составляет основную долю общей массы ЯСУ самоле- тов. При работе АЯР биологическая защита поглощает его излучение и разогревается. Поэтому на самолете должна быть предусмотрена система охлаждения защитного устройства. 『
Безопасность эксплуатации ЯСУ должна обеспечиваться гарантированным управлением процессом тепловыделения в реакторе на рабочих режимах, в аварийных ситуациях, при запуске и при останове. При необходимости должны быть гарантированы демпфирование и сохранение герметичности оболочки реактора, предотвращающих возможный выброс радиоактивных веществ. Поэтому АЯР вместе с контуром первичного теплоносителя и биологической защитой заключают в высокопрочный неразрушаемый контейнер.
Свойства
Литий Li
Натрий Na
78 % К + + 22 % Na
Гел нй Не
Воздух
Температура плавления, ℃
Плотность (Т = .=910 К), кг/дм3
Удельная теплоемкость(Т ~
=910 К), кДж/(кг-К)
182
0,476
4,32
98
0,8
1,258
—11
0,72
0,88
0,00207
5,2
0,0149 (〃=3500 кПа) 1,137 (р=3500 кПа)
Отвод тепла от реактора в двигатели в целях безопасности осуществляется двумя контурами теплопереноса: первичным, находящимся в реакторе и внутри его контейнера, и вторич-ным, переносящим тепло в двигатели. Такое разделение оказывается необходимым, так как первичный теплоноситель может быть радиоактивным. Передача тепла от первичного к вторичному теплоносителю осуществляется в теплообменниках, находящихся внутри контейнера АЯР. К теплоносителям предъявляются требования слабого замедления нейтронов (для первичных теплоносителей в быстрых АЯР), низкой коррозионной активности по отношению к конструкционным материалам, высокого коэффициента теплопроводности, большой удельной теплоемкости, низкой упругости паров при нагревании и др. ,
В качестве теплоносителей в ЯСУ с быстрым реактором могут использоваться щелочные металлы или их эвтектические сплавы с низкой температурой плавления (табл. 2.6), а также, некоторые газы при высоком давлении, например, гелий, имеющий высокую удельную теплоемкость вследствие малой молекулярной массы, равной 4,0026 (ср. с воздухом в табл. 2.6).
Должен быть предусмотрен подогрев трубопроводов для предварительного расплавления теплоносителя. Использование щелочных металлов Na, К, Li требует мер предосторожности в эксплуатации. Они могут возгораться на воздухе, бурно реагируют с водой. Утечки теплоносителей из контуров недопустимы.
Динамичная управляемость является непременным свойством авиационных силовых установок вследствие необходимости быстро изменять мощность (тягу) двигателей при маневре самолета, в условиях взлета, посадки и в ряде других случаев, встречающихся при эксплуатации даже тяжелых неманевренных самолетов. Несмотря на то, что АЯР может очень быстро наращивать и сбрасывать свою нейтронную мощность, система передачи тепла в двигатель с помощью теплоносителей и теплообменных устройств оказывается очень инерционной. Поэтому на всех режимах полета, где возможны непредсказуемые случаи, требующие бы-
строго изменения режима работы двигателя (взлет, набор высоты, снижение, посадка), ЯВРД работает на обычном химическом топливе. АЯР используется только в длительном крейсерском по-' лете.
Система управления АЯР должна предусматривать особенности запуска с разогревом систем теплоносителя и выключения реактора. С целью отвода тепла, выделяемого в реакторе в течение некоторого времени после его останова, должна быть предусмотрена система расхолаживания АЯР.
Ресурс АДР должен быть достаточно большим для обеспечения экономичной эксплуатации самолета (более 10 000 ч, что соизмеримо с ресурсом горячих частей обычных газотурбинных двигателей).
Авиационная ядерная силовая установка
Известно несколько схем АЯСУ с ЯВРД, в которых используются различные рабочие циклы. Рассмотрим наиболее простую из них, использующую обычный (открытый) цикл р = const (рис. 2.8).
Такая АЯСУ включает узел реактора, систему передачи тёпла, двигатели (для тяжелых самолетов может потребоваться 4 ... 8 двигателей) с теплообменниками и камерами сгорания, работающими на химическом топливе. Кроме этих основных систем, АЯСУ должна иметь две дополнительные системы теплоотвода: систему рассеяния тепла, выделяющегося в реакторе после его останова, и систему охлаждения радиационной защиты реактора.
При выборе параметров термодинамического цикла ЯВРД необходимо учитывать ряд специфических особенностей, связанных, и первую очередь, с более низкой температурой подогрева газа в цикле T*t чем у обычных двигателей, кото-
Рис. 2.8. Схема АНСУ с двухконтурным двигателем [28]:
/ — реактор; 2 — иеразру- шаемый контейнер с биологической защитой; 3 ——первичный контур теплопере- иоса; 4 — теплообменники; 5 — вторичный контур те- плопереиоса： 6 — ТРДД; 7 — теплообменник двигателя; 8 — камера сгорания; 9 — подвод жидкого химического топлива; /0 — система расхолаживания реактора; 11 — вентилятор; 12 — система охлаждения защиты HP; 13 — теплообменник с защитой； 14 — насосы; 15 — переключающие вентили
Рис. 2.9. Схема тяжелого транспортного самолета с НСУ [28J; • — контейнер с реакторомРис. 2.9. Схема тяжелого транспортного самолета с НСУ [28J; • — контейнер с реакторомМп < 1), то степень двухконтурности летательного аппарата.Мп < 1), то степень двухконтурности летательного аппарата.рая определяется предельно допустимой температурой материала теплообменников, а также с их гидравлическим сопротивлением по воздушному тракту, величина которого связана с габаритными размерами и массой теплообменных устройств.Допустимый уровень 7Vt в крейсерском полете ЯВРД равен.比 10б0 К или несколько больше. При использовании при взлете химического топлива Тр может быть повышена до 1200 …1300 К. •При указанном уровне Т】，а также по условиям эффективной теплопередачи в теплообменнике целесообразна относительно умеренная степень повышения давления, которая должна оптимизироваться. Если используется двухконтурный двигатель (при выбирается оптимальной для данногорая определяется предельно допустимой температурой материала теплообменников, а также с их гидравлическим сопротивлением по воздушному тракту, величина которого связана с габаритными размерами и массой теплообменных устройств.Допустимый уровень 7Vt в крейсерском полете ЯВРД равен.比 10б0 К или несколько больше. При использовании при взлете химического топлива Тр может быть повышена до 1200 …1300 К. •При указанном уровне Т】，а также по условиям эффективной теплопередачи в теплообменнике целесообразна относительно умеренная степень повышения давления, которая должна оптимизироваться. Если используется двухконтурный двигатель (при выбирается оптимальной для данного
Рис. 2.9. Схема тяжелого транспортного самолета с НСУ [28J; • — контейнер с реактором
Рис. 2.9. Схема тяжелого транспортного самолета с НСУ [28J; • — контейнер с реактором
Мп < 1), то степень двухконтурности летательного аппарата.
Мп < 1), то степень двухконтурности летательного аппарата.
рая определяется предельно допустимой температурой материала теплообменников, а также с их гидравлическим сопротивлением по воздушному тракту, величина которого связана с габаритными размерами и массой теплообменных устройств.
Допустимый уровень 7Vt в крейсерском полете ЯВРД равен.比 10б0 К или несколько больше. При использовании при взлете химического топлива Тр может быть повышена до 1200 …1300 К. •
При указанном уровне Т】，а также по условиям эффективной теплопередачи в теплообменнике целесообразна относительно умеренная степень повышения давления, которая должна оптимизироваться. Если используется двухконтурный двигатель (при выбирается оптимальной для данного
рая определяется предельно допустимой температурой материала теплообменников, а также с их гидравлическим сопротивлением по воздушному тракту, величина которого связана с габаритными размерами и массой теплообменных устройств.
Допустимый уровень 7Vt в крейсерском полете ЯВРД равен.比 10б0 К или несколько больше. При использовании при взлете химического топлива Тр может быть повышена до 1200 …1300 К. •
При указанном уровне Т】，а также по условиям эффективной теплопередачи в теплообменнике целесообразна относительно умеренная степень повышения давления, которая должна оптимизироваться. Если используется двухконтурный двигатель (при выбирается оптимальной для данного
нанамногосуточ-многосуточ-На рис. 2.9 в качестве примера показана схема тяжелого транспортного самолета типа《утка» с ЯСУ по разработкам фирмы Локхид (Мп = 0,75). Этот самолет имеет взлетную массу ^700 т, из них ЯСУ составляет *39 %, полезная нагрузка ?^25 %, а запас химического топлива ^8,5 %. В массе ЯСУ большая часть (^64 %) приходится на массу реактора и системы биологической защиты. Самолеты подобного типа рассчитываются
на
на
многосуточ-
многосуточ-
по-по-ные полеты с неограниченной дальностью полета. Дальность лета с неработающим реактором ^1850 км.
по-
по-
Таким образом, учитывая эксплуатационные и технические особенности ЯСУ, трудно предположить, что в обозримом будущем эта силовая установка найдет массовое применение в самолетах общего назначения. Область применения ЯСУ, по-види- мому, — специальные летательные аппараты, в частности, очень тяжелые дозвуковые самолеты рассмотренного типа. Это связано с тем, что масса АНР с биологической защитой увеличивается значительно медленней его тепловой мощности, вследствие чего с увеличением взлетной массы самолета доля массы АЯР в ней существенно снижается, и применение ЯСУ становится целесообразным.
Ч А С Т Ь II
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ВРД
ГЛ АВ А 3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ВХОДНЫМ УСТРОЙСТВАМ
Входные устройства силовых установок с ВРД предназначаются для эффективного преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную.
Требование эффективного преобразования энергии возрастает при увеличении скорости полета. Это объясняется возрастающей ролью входного устройства в общем сжатии потока воздуха в силовой установке. На рис. 3.1 приведено изменение степени повышения давления во входном устройстве 乳偉=pl/p^ = =Овх/n （九п） в зависимости от Мп. Степень повышения давления во входном устройстве при Мп А 3,5 оказывается больше оптимальной степени повышения давления в цикле. Это означает, что при скоростях полета, больших указанной, для достижения высокой эффективности достаточно динамического сжатия воздуха без сжатия его в компрессоре.
Для дозвуковых самолетов число Мп, соответствующее скорости полета, изменяется от 0 до 0,9 ... 0,95; высота полета Н —— от 0 до ... 11 км. Для современных сверхзвуковых самолетов число Мп изменяется от 0 до 3,5, а высота — от 0 до 20 ... 25 км. В будущем скорости и высоты полета будут возрастать.
Для нормальной работы элементов силовой установки, следующих за входным устройством, необходимо обеспечить заданное значение скорости потока в выходном сечении входного устройства. Поддержание скорости, потребной для нормальной работы двигателя, достигается введением в конструкцию входного устройства регулируемых элементов.
圖• Изменение условий работы входного устройства, а также размещения его и двигателя на летательном аппарате создают неравномерность параметров потока перед двигателем 工.Устойчивая работа двигателя возможна лишь при определенном значении степени неравномерности, не превышающем некоторой величины.
Помимо неравномерности поля параметров необходимо учитывать еще и пульсационные характеристики потока на. входе
1 Неравномерность поля параметров может быть оценена отношением раз* ности их максимальной и минимальной величин в данном сечении к средне- ■ массовой величине.
т 州 勿т 州 勿JJ•7Г у•7Г уРис. 3.1. Изменение степени повышения давления во входном устройстве в завнсимостн 0TMiI： %к =1 — без потерь； %к. ст — стандартные потерн во входном устройстве
т 州 勿
т 州 勿
J
J
•7Г у
•7Г у
8К.СЕ8К.СЕв двигатель. Источниками пульсаций являются неравномерность поля параметров, неустойчивость погра-
8К.СЕ
8К.СЕ
ничного слоя,ничного слоя,конструктивные иконструктивные итехнологические уступы в проточной части входного устройства и др.
ничного слоя,
ничного слоя,
конструктивные и
конструктивные и
При невысоких значениях неравномерности 0,05 ... 0,1 основным ис-При невысоких значениях неравномерности 0,05 ... 0,1 основным ис-точником пульсаций является пограничный слой, который при положительном градиенте давления может потерять устойчивость и вызвать образование отрывных зон, неустойчивых во времени. Часто возникновение неустойчивых режимов течения потока делает невозможной безопасную работу силовой установки.
При невысоких значениях неравномерности 0,05 ... 0,1 основным ис-
При невысоких значениях неравномерности 0,05 ... 0,1 основным ис-
Таким образом, входное устройство должно быть спроектировано так, чтобы уровень неравномерности поля параметров и пульсационные характеристики потока в выходном сечении его не приводили к неустойчивой работе двигателя.
К силовым установкам с ТРДД и большой степенью двухконтур ности помимо требований, изложенных выше, предъявляются специфические требования, обусловленные компоновкой двигателя в индивидуальной гондоле. В этом случае должно быть сведено к минимуму сопротивление силовой установки при высоких дозвуковых скоростях полета (применение конструкции с малой строительной высотой и внешних обводов с высокими значениями Мкр).
, Весьма специфичны условия работы входных устройств самолетов вертикального и укороченного взлета и посадки (СВВП и СУВП). Для таких входных устройств характерным является работа на углах атаки, близких к 90°, что требует использования специальных устройств (выдвижные щитки, ковши, створки и т. д.), создающих благоприятные условия притекания воздуха к двигателю и обеспечивающих их устойчивую работу.
Одним из наиболее существенных требований является эффективная работа системы входное устройство ——двигатель при наличии углов атаки и скольжений. Изменение этих углов в некотором диапазоне является совершенно необходимым для обеспечения нормальной эксплуатации летательного аппарата.
При умеренных дозвуковых скоростях полета можно считать, что справедлив принцип независимости в работе входного устройства и летательного аппарата. В этих условиях интерференция входного устройства и летательного аппарата учитывается, при
этом требуются небольшие поправки. По мере роста скорости полета (особенно сверхзвуковой) возрастает взаимовлияние входного устройства иг'летательного аппарата, особенно при скоростях полета, соответствующих Мп > 2,5. Правильный учет； взаимовлияния может привести к значительному сокращению диапазона регулирования элементов входных устройств при одновременном выполнении требований, предъявляемых к использованию подъемной силы входного устройства.
Процесс торможения потока в реальном входном устройстве сопровождается необратимыми потерями. Качество процесса торможения потока во входном устройстве принято характеризовать коэффициентом сохранения полного давления авх, равным отношению давления торможения на выходе из входного устройства к давлению торможения в невозмущенном потоке
Овх — рв/рн = Р；/〃Н [ 1 Н 2 м[ = Р；/〃н/几(Мц) = р；/рн/几(九в), (3.1)
где л (九в) — л (Мв)——газодинамическая функция.
Если кинетическая энергия набегающего потока теряется полностью, то /?в = рн, и коэффициент сохранения полного давления Овх — л (Мп) = л (%п). Если же потери кинетической энергии отсутствуют, то рв = р2 и авх — 1.
На различных режимах работы входного устройства через него протекает поток, расход которого оценивается коэффициентом
Ф ~ FJFв* (3.2)
где Fh ——площадь сечения струи в невозмущенном потоке, расход воздуха через которую равен расходу воздуха, прошедшего через входное устройство; FBX ——геометрическая площадь входного устройства.
Коэффициент расхода представляет собой отношение действительного расхода рабочего тела через силовую установку G — = рнУпГн к расходу, определенному по геометрической площади входного устройства и параметрам в невозмущенном потоке Рн^П^ВХ*
Коэффициент внешнего сопротивления входного устройства
- 2X^I^IF\ (3.3)
Где (к — внешнее сопротивление входного устройства; рн, Vn — значение плотности и скорости воздуха в невозмущенной среде; F — характерная площадь.
Внешнее сопротивление входного устройства слагается из трех состав л яющи х: Хвх = Хд^^ НН Хрвк + Хтрвт В некоторых случаях Хд0П может существенно превысить сумму других со- ставляющих. В связи с этим иногда используется коэффициент
дополнительного сопротивления Сх“0n = 2Хд°п/（рн 若尸）.В ка- честве характерной площади принимается площадь миделя входного устройства Fmid или площадь FBX.
ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ДЛЯ ДОЗВУКОВЫХ и НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Работа дозвукового входного устройства на дозвуковых скоростях
Входное устройство, представляющее собой расширяющийся канал, должно хорошо работать в диапазоне значений Мп от 0 до 0,7 ... 0,95. Реальные входные устройства имеют скругленные входные кромки для устранения срыва потока при работе на различных скоростях полета. Схемы обтекания реального входного устройства при различных значениях отношения Свх/Уц показаны на рис. 3.2. Как известно из курса газовой динамики, наилучшим условием работы входного устройства является режим, при котором Срх 比 0,5Уц. В этих условиях перед входом реализуется сжатие, при котором в потоке повышается давление на 75 % от общего. Однако сильное сжатие потока перед входным устройством приведет к большим углам притекания воздуха к кромке обечайки, что способствует сильному ускорению потока на внешней поверхности входного устройства и может вызвать либо срыв потока, либо образование местных сверхзвуковых зон. И то и другое способствует увеличению внешнего сопротивления.
На входе в силовую установку с ТРД поле скоростей должно быть достаточно равномерным и иметь среднее значение, соответствующее Мв 0,5. Это условие с учетом оптимального значения Срх приведет к необходимости создания канала с уменьшаю-
Рис. 3.2. Схема обтекания дозвукового входного устройства при различных режимах работы: а — %= 0; б - Vn <свх； 8 ~ % = %х；е- %>СвхРис. 3.2. Схема обтекания дозвукового входного устройства при различных режимах работы: а — %= 0; б - Vn <свх； 8 ~ % = %х；е- %>Свх
Рис. 3.2. Схема обтекания дозвукового входного устройства при различных режимах работы: а — %= 0; б - Vn <свх； 8 ~ % = %х；е- %>Свх
Рис. 3.2. Схема обтекания дозвукового входного устройства при различных режимах работы: а — %= 0; б - Vn <свх； 8 ~ % = %х；е- %>Свх
尸 вх，£ 尸Вх/•尸尸 вх，£ 尸Вх/•尸Рис. 3.3. Влияние формы наружной обечайки (а) и формы канала (6) дозвукового входного устройства на равномерность поля скоростей в выходном сечении (по Д. Кюхеману и И. Вебер); 丫口 = О, /х = 115 м/с; в и ?— =1,0;д ■—=0,8;в ■—=0,6Рис. 3.3. Влияние формы наружной обечайки (а) и формы канала (6) дозвукового входного устройства на равномерность поля скоростей в выходном сечении (по Д. Кюхеману и И. Вебер); 丫口 = О, /х = 115 м/с; в и ?— =1,0;д ■—=0,8;в ■—=0,6
尸 вх，£ 尸Вх/•尸
尸 вх，£ 尸Вх/•尸
Рис. 3.3. Влияние формы наружной обечайки (а) и формы канала (6) дозвукового входного устройства на равномерность поля скоростей в выходном сечении (по Д. Кюхеману и И. Вебер); 丫口 = О, /х = 115 м/с; в и ?— =1,0;д ■—
=0,8;в ■—
=0,6
Рис. 3.3. Влияние формы наружной обечайки (а) и формы канала (6) дозвукового входного устройства на равномерность поля скоростей в выходном сечении (по Д. Кюхеману и И. Вебер); 丫口 = О, /х = 115 м/с; в и ?— =1,0;д ■—
=0,8;в ■—
=0,6
щейся, постоянной или даже увеличивающейся скоростью на участке от входного сечения до входа в компрессор (в зависимости от величины скорости полета и режима работы двигателя).
При коротком входном устройстве (гондольный вариант компоновки) схема проточной части внутреннего канала может иметь вид, показанный на рис. 3.3. На этом же рисунке приведены данные, свидетельствующие о существенном влиянии формы канала на равномерность поля скоростей на входе в компрессор.
Экспериментальное исследование дозвуковых входных устройств летательных аппаратов при Мп < 0,8 показало, что значение коэффициента сохранения полного давления в них определяется потерями в пограничном слое и на вихреобразование. Увеличение угла раскрытия канала приводит к росту потерь: они становятся особенно существенными при Мп > 0,5 ... 0,6. При центральном угле <10° и Мп < 0,5 величина авх лежит в пределах 0,96 …0,98.
Для дозвуковых входных устройств величина коэффициента расхода <р изменяется в широких пределах и может принимать значения, большие и меньшие единицы (см. рис. 3.2).
Значение коэффициента внешнего сопротивления сх дозвуковых входных устройств при Мц < 0,8 составляет величину порядка 0,05 ... 0,1. Изменение коэффициента внешнего сопротивления входного устройства в интервале чисел Мп от 0 до 0,8 очень мало. Эта особенность в поведении сх в зависимости от Мп и ф объясняется тем, что возникающее дополнительное сопротивление по жидкой линии тока компенсируется так называемой подсасывающей силой, приложенной к входному устройству и направленной при ф < 1 по полету (см. рис. 3.2).
Работа дозвукового входного устройства на трансзвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях
При скоростях полета летательных аппаратов с дозвуковыми входными устройствами, соответствующих Мц〉0,8, на внешней поверхности последних образуется течение с местными сверхзвуковыми зонами, что приводит к заметному росту сх входа (за счет роста волнового сопротивления). Если скорость полета превышает скорость звука, то перед входным устройством возникает головная ударная волна (рис. 3.4). Площадь, занятая прямым скачком ударной волны, зависит от коэффициента расхода и формы входных кромок: чем меньше ф, тем меньше и участок с прямым скачком. Головная волна перед входным устройством определяет потери полного давления. Потери полного давления в реальных входных устройствах слагаются из потерь в скачках уплотнения и потерь в канале на участке от плоскости входа до компрессора. Величина этих потерь зависит от его формы и определяется, как правило, экспер«ментально.
Наличие головной волны перед входным устройством приводит к существенному возрастанию %• На этих режимах подсасывающая сила уже не компенсирует силы сопротивления. На рис. 3.5 приведены зависимости сХвх в функции числа Мп при различных коэффициентах расхода ф для двух форм наружной обечайки. Величина сопротивления входного устройства на больших дозвуковых (М N 0,8) и сверхзвуковых скоростях полета существенно зависит от формы обечайки: чем острее обечайка, тем меньше сопротивление. Следовательно, у входных устройств, предназначенных для работы на небольших сверхзвуковых скоростях, обечайки должны быть острыми. При коэффициентах расхода, близких к единице, у входных устройств с острой обечайкой значения сх^ растут до чисел Мп = 1,15, а затем уменьшаются; у входных устройств со скругленной обечайкой наблюдается монотонный рост с^вн Подобный характер поведения сх^ для устройств со скругленной обечайкой объясняется наличием мощной отошедшей волны у кромки обечайки. При острых кромках обечаек скачок у обечайки слабее и меньше возмущает течение, а начиная с некоторого числа Мц скачок будет присоединенным при (М 之 1,35 для а = 7,5°).
Уменьшение коэффициента расхода приводит к сильному возрастанию внешнего сопротивления, причем увеличение сопротив-
Рнс. 3.4. Схема обтекания дозвукового входного устройства при Мп > 1 (заштрихована область дозвуковых скоростей)
^х&оп
Рис. 3.5. Влияние формы обечайки дозвукового входного устройства, числа Мп и ф на величину внешнего сопротивления:/ — скругленная обечайка; 2 — острая обечайка О —屮=1,0; □ и И — ф = 0,9; △ и ▲—屮= =0,7; а = 7,5°Рис. 3.5. Влияние формы обечайки дозвукового входного устройства, числа Мп и ф на величину внешнего сопротивления:/ — скругленная обечайка; 2 — острая обечайка О —屮=1,0; □ и И — ф = 0,9; △ и ▲—屮= =0,7; а = 7,5°0,80,80,60,6外外磔磔"4 46 4夕 夕"4 46 4夕 夕Рис. 3.6. Расчетные значения коэффициентов дополнительного сопротивления для дозвукового входного устройства при различных значениях чисел Мп и屮Рис. 3.6. Расчетные значения коэффициентов дополнительного сопротивления для дозвукового входного устройства при различных значениях чисел Мп и屮
Рис. 3.5. Влияние формы обечайки дозвукового входного устройства, числа Мп и ф на величину внешнего сопротивления:
/ — скругленная обечайка; 2 — острая обечайка О —屮=1,0; □ и И — ф = 0,9; △ и ▲—屮= =0,7; а = 7,5°
Рис. 3.5. Влияние формы обечайки дозвукового входного устройства, числа Мп и ф на величину внешнего сопротивления:
/ — скругленная обечайка; 2 — острая обечайка О —屮=1,0; □ и И — ф = 0,9; △ и ▲—屮= =0,7; а = 7,5°
0,8
0,8
0,6
0,6
外
外
磔
磔
"4 46 4夕 夕
"4 46 4夕 夕
Рис. 3.6. Расчетные значения коэффициентов дополнительного сопротивления для дозвукового входного устройства при различных значениях чисел Мп и屮
Рис. 3.6. Расчетные значения коэффициентов дополнительного сопротивления для дозвукового входного устройства при различных значениях чисел Мп и屮
ления слабо зависит от формы обечайки. Это объясняется тем, что рост Cxrx при ф < 1 обусловлен, в основном, дополнительным сопротивлением по жидкой линии тока, зависящим от значения ф и Мп. На рис. 3.6 приведена расчетная зависимость Схдоп = / （ф，Мп）. Величина дополнительного сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета составляет основную долю общего сопротивления. Так, при числе Мц = 1,8 и 屮 = 0,7 дополнительное сопротивление для входного устройства с острой кромкой и углом внешней поверхности обечайки в 7,5° составляет около 95 % от общего; для входного устройства со скругленной обечайкой ——около 45 %. Этот результат следует из сопоставления данных рис. 3.5 и 3.6.
Особенности работы входных устройств для силовых установок с большой степенью двухконтурности и силовых установок самолетов ВВП
Использование на самолетах силовых установок с большой степенью двухконтурности является одним из направлений развития дозвуковой авиации. Большие размеры входных сечений и необходимость реверсирования тяги приводят к тому, что наиболее целесообразной является компоновка двигателя в отдельной гондоле, установленной на пилоне под крылом или в хво-
0 относительная длина входного0 относительная длина входного
0 относительная длина входного
0 относительная длина входного
Рис. 3.7. Схема расположения подъемных двигателей (а) и створок (6) в фюзеляже:
/ — верхняя стенка створкн； 2 — боковая стенка створки
стовойачасти самолета. Характерной особенностью входных устройств таких силовых установок являются: малая относительная длина, сложная форма меридионального сечения, а также, иногда, наличие окон Для подвода допол н ител ь ного воздуха во внешний контур на некоторых режимах работы силовой установки. Малая
. устройства &/4х = 0,58) приводит к более высокой чувствительности к углам атаки и скольжения. Подобные устройства целесообразно профилировать с уче
том пространственного характера течения газа при небольшом монотонном увеличении скорости движения от входного сечения до сечения, в котором установлен вентилятор. Создание самолетов вертикального взлета и посадки (ВВП)； а также самолетов укороченного взлета и посадки (УВП) требует применения подъемных или комбинированных силовых установок. Оба типа силовых установок предусматривают использование подъемных двигателей. Наиболее распространенная схема компоновки подъемных двигателей приведена на рис. 3.7. Условия компоновки подъемных двигателей на летательном аппарате приводят к тому, что их ось составляет угол около 90° с направлением горизонтального полета (угол у = 10 ... 15°). При работе • на режиме вертикального взлета или посадки вход потока практически осевой. Условия входа потока существенно ухудшаются при наличии поступательной скорости летательного аппарата. 卜 Наиболее тяжелым режимом работы подъемного двигателя является момент захода на посадку: в это время скорость полета наибольшая (при работающих подъемных двигателях), скорость потока перед компрессором низкая (режим малого газа). На этих режимах отношение скоростей Уц/Свх составляет 2,5 ... 3. При таком соотношении скоростей требуется большая коллекторность входных кромок (большой радиус скругления R и г), особенно передних. При У/свх ^ 3 значения окружной и радиальной неравномерности достигают 12 ... 15 %.
С целью улучшения условий на входе в подъемный двигатель применяют специальные створки 1 (см. рис. 3.7). Эти створки устанавливаются перед входными устройствами, причем на два- три подъемных двигателя достаточно одной створки. Постановка створок под углом бств = 15 ... 25° позволяет при Уп/Св* ^ 2
уменьшить окружную и {радиальную неравномерность до 4 %, а также повысить значение авх. Изменение угла атаки от —4° до +12° незначительно влияет на неравномерность, величина же авх при указанных условиях составляет 0,97 ... 0,99.
Характерной особенностью в работе дозвуковых входных устройств как на до-, так и на сверхзвуковых скоростях полета является автоматическое согласование расходов воздуха, проходящего через двигатель и входное устройство. Это согласование осуществляется за счет перепуска излишнего воздуха в результате образования отошедшей ударной волны при сверхзвуковых скоростях полета и искривления линии тока при дозвуковых скоростях (см. рис. 3.2). И в том и в другом случае происходит увеличение сх .
Наличие угла атаки для дозвуковых входных устройств приводит к увеличению неравномерности полей параметров на выходе из-за косого обдува; причем, чем больше скругление кромки, тем слабее влияние угла атаки.
При работе входных устройств с острыми кромками на углах атаки при Мп < 1 возможен отрыв потока как внутри канала* так и на внешней поверхности, что существенно ухудшает и значение авх и с^вх и неравномерность поля параметров[в выходном сечении.
ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА (Мп>1,5)
При работе дозвукового входного устройства на сверхзвуковых скоростях полета величина авх определяется значением коэффициента сохранения полного давления в прямом скачке апр> ск и коэффициента сохранения полного давления в дозвуковом диффузоре ад.д:,
— ^пр. СК^Д. Д* (3.4) Величина апр. ск однозначно определяется числом Мп набегающего потока
^пр. ск = рвК/Pн =g(入口)/g(1/入口)， (3.5) где q (入口) 一 газодинамическая функция. Если при скоростях полета, соответствующих числам Мп л; 1,5, потери полного давления в прямом скачке (1 — vnp. сн) не превышают величины 0,07, то при Мп = 1,8 они составляют уже 0,20. Дальнейший рост числа Мп приводит к резкому увеличению потерь полного давления в прямом скачке уплотнения.
Практическое применение дозвуковых входных устройств при числах Мп > 1,5 ... 1,6 становится нецелесообразным как из-за значительного роста потерь полного давления, так и из-за большого внешнего сопротивления.
Улучшение характеристик входных устройств при Мп > 1,6 возможно при использовании сверхзвуковых входных устройств.
В таких устройствах процесс сжатия сверхзвукового потока осу- ществляется не в прямом скачке уплотнения, а в системе косых скачков.
Организация системы косых скачков уплотнения во входных сверхзвуковых устройствах
При сжатии сверхзвукового потока в системе косых скачков течение за ней, как и прежде, должно иметь осредненные скорости, степени неравномерности и уровень пульсаций, требуемые элементом, следующим за входным устройством.
Система скачков при сверхзвуковой скорости набегающего потока может быть образована элементами конструкции входного устройства, установленными под определенным углом Р к направлению набегающего потока (рис. 3.8).
Скорость за косым скачком обычно остается сверхзвуковой и тем большей (при фиксированном Р), чем больше Мп. Когда скорость за первым скачком уплотнения соответствует числу Мх < 1,3 ... 1,35, то дальнейшее сжатие целесообразно осуществлять в прямом скачке уплотнения вследствие малых потерь в нем. Если же скорость за первым скачком будет соответствовать числу Mi > 1,35, то потребуется еще один скачок для дальнейшего уменьшения скорости потока перед прямым — замыкающим скачком.
В общем случае система должна состоять из нескольких косых скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка. Существует оптимальная система скачков, при которой значение коэффициента сохранения полного давления достигает максимального значения (при фиксированных значениях числа косых скачков и числа Мп набегающего потока). Из общей теории оптимальной системы скачков известно, что максимум %. Ск достигается, когда интенсивность всех косых скачков одинакова, а интенсивность замыкающего прямого несколько ниже.
С целью получения высоких значений коэффициента сохранения полного давления процесса сжатия можно осуществлять торможение сверхзвукового потока изоэнтропическим путем. В этом случае контур поверхности сжатия должен быть плавным
Рис. 38 Схема сжатия плоского потока:Рис. 38 Схема сжатия плоского потока:° — в одном косом скачке; б — в трех косых сказках; 8 — в скачке уплотнения н в веере волн сжатияг° — в одном косом скачке; б — в трех косых сказках; 8 — в скачке уплотнения н в веере волн сжатияг
Рис. 38 Схема сжатия плоского потока:
Рис. 38 Схема сжатия плоского потока:
° — в одном косом скачке; б — в трех косых сказках; 8 — в скачке уплотнения н в веере волн сжатияг
° — в одном косом скачке; б — в трех косых сказках; 8 — в скачке уплотнения н в веере волн сжатияг
(см. рнс. 3.8, б). Контур поверхности йзоэйтропячёского сжатмя рассчитывается по линии тока обращенного течения Прандтля—— Майера.
Возможна также организация процесса сжатия сверхзвукового потока в системе скачков уплотнения, отраженных от поверхностей входного устройства. В этом случае сжатие газа будет происходить внутри канала входного устройства.
Классификация входных устройств
Существующие входные устройства целесообразно разделить на три класса в зависимости от того, в какой зоне относительно входной плоскости обечайки осуществляется процесс сверхзвукового торможения на расчетном режиме. Если процесс торможения осуществляется до входной плоскости, то такое входное устройство будет устройством с внешним сжатием. Если процесс торможения осуществляется за плоскостью входа, то входное устройство будет устройством с внутренним сжатием. Если же сжатие осуществляется как до, так и за плоскостью входа во входное устройство, последнее принято называть устройством смешанного сжатия. На рис. 3.9 приведены схемы входных устройств трех классов. Во входном устройстве каждого класса принципиально возможно осуществление сжатия либо в скачках уплотнения, либо в веере волн сжатия (т. е. изоэнтропически), а также при использовании комбинированного сжатия ——в скачках и в веере волн сжатия.
Целесообразно входные устройства различать не только по схеме сжатия, но и по форме поверхностей торможения: плоские и осесимметричные входные устройства (рис. 3.10).
В зависимости от места расположения на летательных аппаратах входные устройства могут подразделяться на лобовые, боковые и расположенные у корня крыла.
Рис. 3.9. Классификация входных устройств:Рис. 3.9. Классификация входных устройств:
Рис. 3.9. Классификация входных устройств:
Рис. 3.9. Классификация входных устройств:
/ — входные устройства внешнего сжатия; // ——входные устройства внутреннего сжатия; III —— входные устройства смешанного сжатия; Л — сжатие в скачках； Б —— изо- Энтропнчески-скачковое сжатие; ‘ • скачки;— слабые возмущения; / — замыкающий скачок
• Рис. 3.10. Плоское (а) к осесимметричное (6) входные устройства.
Входные устройства внешнего сжатия
Схема входного устройства внешнего сжатия с основными обозначениями приведена на рис. 3.11. Скорость за послед- ннм косым скачком уплотнения сверхзвуковая; дальнейшее торможение происходит в прямом скачке. Для того чтобы прямой ска- док существовал, необходима определенная геометрия канала, расположенного за прямым скачком. Прямой скачок будет распо лагаться во входном сечении при двух возможных схемах течения за ним.
В первом случае входное сечение рассчитано на заданный рас- Х°Д с учетом коэффициента сохранения полного давления в си- стеме. Поскольку скорость за прямым скачком дозвуковая, то дальнейшее торможение до требуемой скорости на выходе из входного устройства осуществляется в канале с монотонно воз- растающей площадью поперечного сечения. Такое входное устрой- ство является устройством с дозвуковой скоростью на входе. Зна- чение площади входа FE и площади на выходе из входного устройства ^в определяется из условия неразрывности.
Величина потерь полного давления в канале такого входного устройства определяется потерями при повороте потока и потерями в дозвуковом диффузоре. Схема течения в таком входном устрой- стве, распределение чисел М и давления вдоль линии тока приведены на рис. 3.12.
Равномерность поля скоростей, а также уровень и спектр пульсаций в выходном сечении входного устройства (сечение в—в) зависят от угла разворота потока и длины дозвукового диффузора. Если между сечением входа (сечение Е—Е, см. рис. 3.11) и компрессором (сечение В—В) расстояние значительное, то за счет дополнительных потерь полного давления можно получить (на рас- четном режиме) лучшую равномерность поля параметров вслед- ствне меньшей кривизны канала. Если же это расстояние мало (»°в) то могут потребоваться специальные мероприятия (на- пример, специальная решетка) для достижения требуемой равно-
Рис. 3.11. Схема проточной части входного устройства внешнего сжатия и основ- ны© обозначения (число скачков /г = 4； внутренний канал без критического сечения)
Рис. 3.12. Входное устройство внешнего сжатия с двумя косыми скачками (п = 3): внутренний канал без критического сечения (Мцр --- 2,5): а ——схема течения, 6 ——распределение давления н чисел М вдоль лнннн тока прн расчетном протнводавленнн; в — схема течения прн повышенном протн- водавленнн
Работа входного устройства с дозвуковой скоростью на входе неустойчива по отношению к внешним и внутренним возмущениям. Повышение ' давления в сечении В—В (вследствие уменьшения расхода через компрессор) приводит к перемещению замыкающего скачка уплотнения вверх по потоку и образованию течения с выбитой
3.12, 6). Понижение давления в сечении в—6 относительно расчетного не приводит к нарушению течения перед входным устройством; в этом случае увеличиваются потери полного давления в дозвуковом диффузоре. В обоих случаях измененяется приведенный расход воздуха через входное устройство и последующий элемент.
Во втором случае можно так организовать течение за сечением Е—Е во входном устройстве с внешним сжатием, чтобы повышение противодавления в некотором диапазоне не приводило к образованию выбитой ударной волны перед входом. Проточная часть такого входного устройства изображена на рис. 3.13 и отличается тем, что за входным сечением (сеч. Е—Е) организуется течение с замедлением от скорости за скачком Ме < 1 до скорости звука в узком сечении, а затем и до сверхзвуковой скорости в расширяющейся части канала. Сечение, в котором скорость близка скорости звука, называется «горлом» или критическим. Переход к дозвуковой скорости движения газа совершается в прямом скачке уплотнения. Сохранение расчетного течения на входе во входное устройство при изменении противодавления достигается за счет перемещения замыкающего, скачка уплотнения в расширяющейся части канала.
Уменьшение противодавления (приведенный расход в сечении В—В растет) приводит к смещению замыкающего скачка уплотнения вниз по потоку. При этом растут потери полного давления в замыкающем скачке уплотнения, что и приводит к росту приведенного расхода.
' Увеличение . противодавления (в сечении В——В уменьшается приведенный расход) приводит к смещению замыкающего скачка
в)
Рис. 3.13. Входное устройство внешнего сжатия (п = 3); внутренний канал с критическим сечением (Мпр = 2,5):
а — схема течения при различных противодавлениях; б — распределение чисел М и давления вдоль линии тока; в — нзмененне площади поперечного сечения внутреннего канала вдоль лннин тока (— — — — при отсутствии критического сечеиня); —X —X —X — распределение М и давления при отсутствии скачка в сечеиии Ё—Е вверх по потоку. При этом потери полного давления в замыкающем скачке падают, что и приводит к уменьшению приведенного расхода. Расчетная схема течения перед входным устройством сохраняется до тех пор, пока давление в сечении В—В (вследствие уменьшения приведенного расхода) не возрастет настолько, что замыкающий скачок располагается непосредственно у критического сечения. Небольшое увеличение противодавления выше этого значения приведет к образованию выбитой ударной волны перед входным сечением.
Расширение диапазона устойчивой работы входного устройства при введении критического сечения внутри канала достигается за счет более высоких потерь полного давления и ухудшения пульсационных характеристик потока. Увеличение потерь вызвано, в основном, потерями в дополнительном скачке уплотнения за критическим сечением, а ухудшение пульсационных характеристик — возникновением местных зон отрыва потока, образующихся при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем.
Отличительной особенностью входных устройств внешнего сжатия является то, что образовавшаяся выбитая ударная волна (при % >"в. р) исчезает, а течение становится расчетным, как только пропадает возмущающее действие и рв станет равным рв. р. Свойство входных устройств автоматически возвращаться к- расчетному течению называется автозапуском.
Чтобы избежать повышенных потерь полного давления при расширении диапазона устойчивой работы входного устройства внешнего сжатия целесообразно отказаться от двух прямых скачков в канале (см. рис. 3.13). Подобное входное устройство является формально устройством смешанного сжатия.
В зависимости от положения замыкающего скачка относительно сечения с минимальной площадью или относительно входного сечения различают три режима течения: закритический, критический и докритический. Закритический режим течения соответствует расположению замыкающего скачка уплотнения в дозвуковом диффузоре входного устройства; критический — в сечении, близком к минимальной площади (или во входном сечении). Докритический режим течения соответствует наличию выбитой ударной волны.
Определение проходных сечений входных устройств. Величина любого проходного сечения может быть определена из уравнения неразрывности. Так, например, площадь узкого (критического) сечения может быть определена из равенства расхода через сечение Н—Н и кр—кр
尸кр =尸кр/尸вх =(屮Р；/"：р)夕(入П)~ 屮Q (^п)/^вх. Кр， (3.6) где FKp— относительная площадь критического сечения; авх. кр — коэффициент сохранения полного давления на участке между сечениями Н——Н и кр—кр.
Абсолютное значение площади критического сечения может быть вычислено по значениям 尸кр и 尸вх； последняя однозначно определяется расходной характеристикой элемента, расположенного за входным устройством. Соотношение (3.6) справедливо при условии отсутствия отсоса или подачи воздуха в канал и при скорости в узком сечении, равной скорости звука. В более общем случае в самом узком сечении канала скорость движения газа может отличаться от скорости звука. Выражение, связывающее значе-
Рис. 3.14. Работа входного устройства внешнего сжатия при Мп > Мпр и различных противодавлениях (Мпр = 2,5; п = 3):
а — режим работы без выбитой ударной волны; б — режнм работы с выбитой волной; область повышенных толщин пограничного слоя
ния относительной площади и скорости движения газа в любом сечении входного устройства, будет иметь вид:
Ft = F»/尸вх = ФРн9 (入п)/р汨(入i)=屮夕(入n)/[°W (无)]♦ (3.7)
Работа входных устройств внешнего сжатия на нерасчетных числах Мп. Схема течения газа во входном устройстве внешнего сжатия при расчетном значении числа Мп приведена на рис. 3.13.
Изменение скорости внешнего потока Мп вызывает нарушение течения во входном устройстве, что приводит к изменению его характеристик.
Увеличение числа Мп по сравнению с расчетным (рис. 3.14) вызывает изменение конфигурации скачков уплотнения и характеристик входного устройства. В новых условиях система скачков уже не сходится на обечайке, а «проникаете внутрь входного устройства, где реализуется течение со сложной системой скачков уплотнения. Коэффициент расхода остается равным единице. Коэффициент сохранения полного давления системы скачков до критического сечения, как правило, становится меньшим. Для Мп >Мц.р потребное значение 戸кр уменьшается (сжатие рабочего тела возрастает). Поскольку рассматривается нерегулируемое входное устройство, то в критическом сечении устанавливается сверхзвуковая скорость.
В дозвуковом диффузоре развивается сверхзвуковое течение, которое затем переходит в дозвуковое в замыкающем скачке уплотнения. Интенсивность замыкающего скачка существенно выше, чем при расчетном значении Мп. Таким образом, с увеличением числа Мп значение авх становится меньшим, чем при Мп.р, в результате как больших потерь в замыкающем скачке уплотнения, так и больших потерь в канале до критического сечения. Чем больше отличается Мп, от расчетного значения, тем ниже коэффициент сохранения полного давления при постоянном коэффициенте расхода.
Уменьшение противодавления приводит к смещению замыкающего скачка вниз по потоку, что увеличивает его интенсивность и, следовательно, уменьшает авХ при неизменном значении ф. Увеличение р^ приводит к обратному воздействию на те- 94
Рис. 3.15. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия при Мп < < Мир (МПр = 2,5： Мп — 2,0)Рис. 3.15. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия при Мп < < Мир (МПр = 2,5： Мп — 2,0)чение до тех пор, пока [замыкающий скачок не достигнет критического сечения. Дальнейшее повышение р^ приведет к образованию выбитой ударной волны (см. рис. 3.14, б). Наличие выбитой ударной волны приводит к падению <р до значений, меньших единицы, и
Рис. 3.15. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия при Мп < < Мир (МПр = 2,5： Мп — 2,0)
Рис. 3.15. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия при Мп < < Мир (МПр = 2,5： Мп — 2,0)
росту дополнительного сопротивления, Уменьшением давления 0в можно получить течение без выбитой ударной волны. Уменьшение числа Мп относительно расчетного значения также приводит к изменению фигурации скачков уплотнения. В данном случае скачки уплотнения не будут сходиться на кромке обечайки, а отойдут от нее (рис. 4.15). Одновременно с изменением геометрии системы скачков действительное значение 戸кр станет меньше расчетного (для нового значения Мп). Это приведет к образованию выбитой ударной волны перед входным сечением. Увеличение угла наклона скачков уплотнения и наличие выбитой ударной волны приводит к тому, что <р становится меньше единицы, а давление на жидкой линии тока ——больше рн> в результате чего возникает дополнительное сопротивление. Значение <р тем меньше единицы, а дополнительное сопротивление тем больше, чем меньше числоМп (относительно расчетного). По мере уменьшения числа Мп
уменьшается интенсивность скачков уплотнения, что сопровождается ростом значения авх (по сравнению с расчетным режимом).
Изменение противодавления в некоторых пределах не изменяет качественно характер течения во входном устройстве при Мп V Мпр, изменяя лишь положение выбитой ударной волны относительно плоскости входа. При значительном повышении противодавления может возникнуть неустойчивое течение — помпаж (см. ниже).
Работа сверхзвуковых входных устройств на углах атаки. При наличии угла атаки нарушается симметрия обтекания поверхностей торможения и усложняется система скачков. Наиболее сильное увеличение угла атаки наблюдается для кольцевых осесимметричных входных устройств. Нарушение симметрии потока приводит к значительной неравномерности потока в окружном направлении и к перетеканиям внутри входного устройства. Для плоских входных устройств положительные и отрицательные углы атаки приводят к различным последствиям. Положительный угол атаки ослабляет интенсивность скачков и площадь критического сечения становится переразмеренной. Эффективное входное сечение несколько уменьшается (пропорционально косинусу угла атаки)L Такое изменение работы ведет к увеличению потерь из-за роста 户кр. При отрицательных углах атаки растет интенсивность
Рис. 3.16. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия в условиях старта (Мц = 0):
а — без механнзацнн; б ——со створкамн лодлнткн; в — со смещаемой обечайкой; г — с поворотной обечайкой
скачков уплотнения, что может привести к появлению выбитой ударной волны.
Для плоских входных устройств имеет значение расположение поверхностей торможения относительно плоскости симметрии летательного аппарата, поэтому необходимо разделять влияние угла атаки и скольжения. Наличие углов скольжения связано с косым обдувом входного устройства в целом и его боковых щек в частности.
Работа входных устройств 6 условиях старта. Схема течения газа во входном устройстве на старте приведена на рис. 3.16. На внутренней поверхности обечайки располагается срывная зона, которая сильно уменьшает эффективную площадь критического сечения. Это приводит к образованию сверхзвукового течения в дозвуковой части входного устройства, и, следовательно, к дополнительным потерям полного давления. Пониженный расход и большие потери полного давления в этом случае не обеспечивают нормальной работы силовой установки. Для уменьшения потерь полного давления и увеличения расхода можно использовать специальные створки перепуска или (при соответствующем конструктивном выполнении) створки, предназначеиные для согласования расхода в полете (см. рис. 3.16, б). Иногда целесообразно организовать специальную щель смещением вперед части обечайки (см. рис. 3.16,6)или устранить срывную зону посредством поворота передней части обечайки (см. рис. 3.16, г) в направлении увеличения входной площади.
Регулирование различных элементов входных устройств. В большинстве практических случаев нерегулируемое входное устройство непригодно. Несоответствие FHp новой скорости полета приводит к падению авх и возрастанию сх^
Улучшить характеристики входного устройства можно, применяя регулирование различных его элементов. Регулирование,
a — регулированиеa — регулированиеванне 尸нрванне 尸нркр н % & — регулиро-кр н % & — регулиро-Рис. 3.17. Схема регулируемых входных устройств внешнего сжатия:Рис. 3.17. Схема регулируемых входных устройств внешнего сжатия:площади входа 尸в^； б — регулирование F} н 6; е — схема со створкамн подпитки н перепускаплощади входа 尸в^； б — регулирование F} н 6; е — схема со створкамн подпитки н перепуска
a — регулирование
a — регулирование
ванне 尸нр
ванне 尸нр
кр н % & — регулиро-
кр н % & — регулиро-
Рис. 3.17. Схема регулируемых входных устройств внешнего сжатия:
Рис. 3.17. Схема регулируемых входных устройств внешнего сжатия:
площади входа 尸в^； б — регулирование F} н 6; е — схема со створкамн подпитки н перепуска
площади входа 尸в^； б — регулирование F} н 6; е — схема со створкамн подпитки н перепуска
в общем случае, должно осуществляться таким образом, чтобы получить потребные значения Гкр и максимально возможные авх при наименьшем c^on，Часто максимум эффективной тяги достигается не при максимальном значении 県，а при оптимальном сочетании величин авх и с^反01f Для восстановления соответствия действительной площади критического сечения потребной необходимо изменять отношение FKp/FBx. Регулирование входной площади ——весьма сложная конструктивная задача, хотя в последнее время появились плоские входные устройства с регулируемой входной площадью (рис. 3.17, а). Регулирование критической площади широко используется на практике, причем одновременно с критическим сечением регулируется и еще какой-либо элемент. Так, на рис. 3.17, б приведена схема входного устройства с регулируемой площадью критического сечения и угла наклона последней ступени торможения; на рис. 3.17, 6 — схема с регулируемой площадью FKp и изменяемым выносом центрального тела.
Наибольший расход воздуха через входное устройство при 屮=1. Сохранить значение <р при измененной скорости полета удается в случае, если первый скачок уплотнения при всех значениях Мп приходит в начало обечайки. При таком регулировании относительного положения центрального тела и обечайки значение 屮 равно единице,, а дополнительное сопротивление (в случае соответствующего регулирования FKP и значения противодавления рв) равно нулю (CXrou = 0).
Для достижения наибольшего значения коэффициента сохранения полного давления системы скачков уплотнения при различных числах Мп необходимо регулировать углы наклона поверхностей торможения в соответствии со значением числа Мп (см., например, рис. 3.17,6).
97974 В. М. Акимов
97
97
Течение с ф, не равным единице, как уже рассматривалось, возможно при любом значении числа Мп (даже при использовании рассмотренных способов регулирования) из-за повышения противодавления рв, возникающего при несоответствии потребного и действительного расходов. Для установления соответствия этих расходов требуется введение элемента, регулирующего величину расхода через входное устройство (см. рис. 3.17, г). Наличие створок, увеличивающих расход через входное устройство, позволяет осуществить течение без выбитой ударной волны, т. е. при 屮 = 1 и при отсутствии дополнительного сопротивления (сХдоп = 0) входного устройства.
Выполнение всех требований сделало бы входное устройство очень сложной, тяжелой и малонадежной конструкцией. В связи с этим приходится анализировать влияние регулирования различных элементов на характеристики двигателя с целью создания наиболее простого, легкого входного устройства с минимальным числом регулируемых элементов.
Особенности работы входных устройств внутреннего и смешанного сжатия
Во входном устройстве внутреннего сжатия при фиксированной скорости набегающего потока и противодавлении рв выше некоторого значения образуется выбитая ударная волна (рис. 3.18). Течение становится нерасчетным и при уменьшении противодавления оно не может восстановиться, т. е. подобное входное устройство не обладает свойством автозапуска.
Работа силовой установки при наличии выбитой ударной волны не эффективна из-за низкого значения коэффициента сохранения полного давления авх, высокого дополнительного сопротивления по жидкой линии тока и низкого <р. Качественная картина течения близка к картине течения перед дозвуковым входным устройством на сверхзвуковых скоростях. Количественные оценки значений авХ, Схдоп и <р, полученные для дозвуковых входных устройств, справедливы и в данном случае.
Из газовой динамики известно, что устранение выбитой ударной волны перед входным устройством (запуск входного устрой-
Рис. 3.18. Входное устройство внутреннего сжатия при Мп = Мп, р и различном противодавлении:
а 一 схема течения при & р__; б — схема течения при в врв
Рис. 3.19. Различные схемы плоских входных устройств смешанного сжатия (М3 = 2,5; оптимальная система из 4 скачков):
а — внешнее сжатие (течение ие может быть реализовано); б — смешанное сжатие (2 скачка — внешнего сжатия, 2 скачка — внутреннего сжатия)： виг — смешанное сжатие
(1 скачок ^― внешнего и 3 скачка — внутреннего сжатия)
ства) возможно несколькими способами: увеличением числа Мп выше расчетного при фиксированных значениях FE и 尸кр, применением канала с регулируемой площадью узкого сечения, организацией перепуска из сужающейся части входного устройства.
Изменение числа Мп по сравнению с расчетным приводит к нарушению схемы течения во входном устройстве и к изменению его характеристик.
Увеличение числа Мп относительно расчетного для нерегулируемого входного устройства не приводит к нарушению сверхзвукового течения на входе, однако в этом случае значение 尸кр становится больше оптимального, а скорость в минимальном сечении возрастает до более высоких (по сравнению с расчетным случаем) сверхзвуковых чисел М с последующим торможением в скачке уплотнения* Изменение противодавления рв влияет на работу входного устройства так же, как и на расчетном значении числа Мп. _
При уменьшении числа Мп ниже расчетного значение 戸кр становится меньше потребного, что приводит к образованию выбитой ударной волны на входе. МеЮды устранения нерасчетного течения на входе во входное устройство (метод запуска) перечислены выше. Таким образом, из-за специфических условий запуска входные устройства с внутренним сжатием требуют дополнительного —— пускового регулирования.
На рис. 3.19 приведены возможные схемы входных устройств смешанного сжатия, рассчитанных на число М = 2,5, с торможением в системе из четырех скачков уплотнения (три косых и замыкающий прямой). Для заданных Мп и числа скачков выбрана оптимальная система: значение ас. ск = 0,92, углы клиньев и углы скачков приведены на рисунке. Схема а соответствует входному устройству с внешним торможением. Расчетное течение в таком
входном устройстве не может быть реализовано из-за наличия отошедшей ударной волны у обечайки (угол наклона наружной поверхности обечайки рОб =伝 + 也 + Вз + 3° = 36,1°) больше предельного.
Входные устройства, выполненные'по схемам б, в и г,——устройства смешанного сжатия. По мере увеличения интенсивности внутреннего сжатия (при переходе от схемы 6 к 6 или г) несколько уменьшается максимальная высота входного устройства (при постоянном угле между внутренней и наружной поверхностями обечайки) и увеличивается длина поверхностей торможения до замыкающего скачка. Уменьшение максимальной высоты приводит к меньшим внешнему сопротивлению и массе; увеличение длины — к росту внутреннего сопротивления и массы конструкции. Схемы 6 и а при одинаковом соотношении внешнего и внутреннего сжатия различаются формой внутреннего канала и расположением внутренних скачков уплотнения. Углы наклона вектора скорости за последним, замыкающим скачком уплотнения различны для всех схем. Величина наклона вектора скорости к оси входного устройства определяет уровень потерь в дозвуковой части входного устройства.
Рассмотренная схема течения реализуется при расчетном значении противодавления рв. Если при постоянном числе М = = 2,5 значение рв уменьшается (при росте Gnp), то будут расти потери в дозвуковой части входного устройства. Подобное изменение условий работы приводит к падению значения авХ при постоянной величине <р. Повышение противодавления рв (уменьшение Gnp) вызовет исчезновение замыкающего скачка и нарушение схемы течения.
Для возвращения течения к расчетной схеме после снижения противодавления рв необходимо иметь систему пускового регулирования. Для схемы б диапазон пускового регулирования значительно меньше, чем для схем виг из-за меньшего значения числа Мп на входе в канал 员 1,7 вместо ^2,1).
Увеличение числа Мп ведет к изменению геометрии скачков уплотнения, величина минимального сечения оказывается перераз- меренной, и замыкающий скачок располагается в диффузорной части входного устройства. Величина <р остается равной единице, уменьшается с ростом Мп. Уменьшение авх происходит как за счет уменьшения ас. ск (неоптимальная система скачков)t так и за счет увеличения потерь в диффузоре (потери в замыкающем скачке). Чтобы уменьшить потери полного давления, необходимо использовать регулирование различных элементов входного устройства аналогично регулированию элементов входного устройства внешнего сжатия.
Уменьшение числа Мп ведет к изменению геометрии скачков и к возникновению несоответствия действительной площади минимального сечения потребной. В результате этого несоответствия возникает течение с выбитой ударной волной на входе. Для уетра* 100
нения выбитой ударной волны необходимо регулировать величину отношения 尸кр/尸вх・
Влияние противодавления "в при числах Мп, меньших расчетного, на работу входного устройства смешанного сжатия приводит к таким же последствиям, как и для входного устройства внешнего сжатия.
Неустойчивая работа входного устройства
В сверхзвуковых входных устройствах при некоторых условиях наблюдается неустойчивая работа. Известно два вида неустойчивой работы: один из них возникает при дросселировании входного устройства на докритическом режиме работы и носит название помпаж, другой ——при уменьшении дросселирования на закритическом режиме и носит название з у д.
При работе входного устройства на докритическом режиме течения перед входом располагается выбитая ударная волна; дросселирование входного устройства (повышение противодавления "J приводит к перемещению этой волны навстречу потоку. При некоторой степени дросселирования, определенной для каждого конкретного входного устройства, наступает неустой^ чивое течение, проявляющееся в быстром перемещении выбитой ударной волны навстречу потоку и разрушении части системы скачков (рис. 3.20, б). Значения аВх и <р при этом непрерывно из* меняются. Изменившиеся условия работы входного устройства приводят к тому, что действительный расход становится меньше потребного. Входное устройство стремится вернуться к первоначальному состоянию. Образуется колебательный процесс, при котором замыкающий скачок может «проскакивать» в дозвуковой диффузор. Положение замыкающего скачка в диффузоре является неустойчивым, и он начинает смещаться навстречу потоку. Опи-
Рис. 3.20. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия на режиме помпажа:；
а — схема течения вблизи границы «помпажа»； б — схема течения с «выплеснутой» снстеь мой скачков; в ——схема течения с «проглоченной» системой скачков, оторвав
шийся пограничный слой; *—* — поверхность тангенциального разрыва； q — точка .пересечения двух скачков — тройная точка
санный процесс повторяется с частотой порядка нескольких герц. Амплитуда колебаний достигает значительных величин — Nplp от 0,2 до 0,8 (по результатам исследования конкретных моделей). Колебательный процесс будет продолжаться до тех пор, пока существует повышенное противодавление /?в//?Вр (см. рис. 3.20, 6). Поскольку неустойчивое течение охватывает практически весь тракт входного устройства, то, помимо нарушения работы элементов силовой установки, возникает большая неуравновешенная сила, действующая на входное устройство и передающаяся на весь летательный аппарат.
Возникновение помпажа можно объяснить следующими факторами: распространением оторвавшегося от центрального тела пограничного слоя в дозвуковую часть входного устройства и попаданием в дозвуковую часть входного устройства вихревой пелены или поверхности разрыва скорости, образующейся за трои- ной точкой.
Неустойчивая работа входного устройства недопустима, поэтому рабочие режимы последнего должны быть ограничены определенной степенью дросселирования (значениями рв или ф) на каждом режиме. Практически работа входного устройства ограничивается несколько меньшей степенью дросселирования для обеспечения его устойчивой работы при наличии трудно учитываемых влияний. Это уменьшение дросселирования носит название оапаса по помпажу». Ограничение величины противодавления рв может быть осуществлено путем увеличения расхода воздуха через входное устройство при постоянном расходе через двигатель посредством открытия створки перепуска или в результате изменения режима работы двигателя в направлении увеличения расхода через него.
Неустойчивое течение при уменьшении дросселирования входного устройства на закритическом режиме наблюдается при уменьшении дросселирования входного устройства (уменьшении противодавления pj и характеризуется отрывом потока из-под замыкающего скачка уплотнения, располагающегося в диффузоре. Отрыв является неустойчивым, частота колебаний его составляет сотни герц, а амплитуда Ар/р = 0,05 ... 0,08. Неустойчивое течение охватывает небольшую часть входного устройства, что при небольшой амплитуде и высокой частоте делает его менее опасным для силовой установки и летательного аппарата, чем помпаж. При работе на таком режиме колебания от входного устройства распространяются по всему летательному аппарату в виде мелкой дрожи, откуда и возникло название <зуд».
Нормальная эксплуатация силовой установки должна исключать и этот вид неустойчивого течения. Устранить явление《зуда» можно путем повышения противодавления рв.
Характеристики сверхзвуковых входных устройств
Характеристиками входных устройств будем называть зависимости авх, сх и <р от условий работы двигателя и условий полета.
Рассмотрим основные характеристики входных устройств: дроссельные и скоростные.
Дроссельными характеристиками называются зависимости ав1, сх и ф от Gnp или а (Хв) при фиксированных значениях числа Мп. Этот вид характеристик наиболее удобен для анализа работы входного устройства в системе силовой установки.
Весьма распространено представление дроссельных характеристик входных устройств в виде зависимости авх = / (ф); сх = =ср (<р) при Мп = const. На рис. 3.21 приведены дроссельные характеристики нерегулируемого входного устройства внешнего сжатия в различных координатах.
Точка А характеристики соответствует критическому режиму течения (замыкающий скачок вблизи критического сечения). На этом режиме значение ав1 близко к максимальному значению, величина ф равна единице, а коэффициент внешнего сопротивления имеет минимальное значение. Правее точки Л (или ниже) располагается участок характеристики, соответствующей закри- тическому режиму течения: замыкающий скачок располагается ниже критического сечения. Для этих точек 屮 н с* имеют постоянные значения, а авх тем меньше расчетного, чем меньше противодавление рв. Левее точки А располагается участок дроссельной характеристики, для которого характерно небольшое изменение значения авх при значительном изменении и ср и гх. Этот участок соответствует докритическому режиму течения, характеризуемого наличием выбитой ударной волны (см. рис. 3.12, в и 3.15), и носит название пологой ветви дроссельной характеристики. Характер зависимости авх = / (<р) на участке, непосредственно прилегающем слева (или снизу) к точке А (см. рис. 3.21, 6), определяется расположением тройной точки относительно разграничительной линии тока 工：если тройная точка располагается выше разграничительной линии тока, то значение ав1 растет с уменьшением 屮；если же тройная точка располагается ниже разграничительной линии тока (т. е. в потока, прошедшем через двигатель), то значение авх уменьшается с падением 屮(см. пунктир на рис. 3.21, 6).
Характерной особенностью дроссельной характеристики внутреннего торможения (рис. 3.22) является отсутствие пологого участка. Это объясняется тем, что при дросселировании подобного входного устройства нарушается расчетный режим течения
.1 Разграничительной линией тока называется линия тока, отделяющая массу
газа, прошедшую через входное устройство, от остальной его массы.
Рис. 3.21. Дроссельные характеристики входных устройств внешнего сжатия:а — значения 。》工'屮"с* в функции приведенного расхода; б — значения %Х н % в функции коэффициента расхода (р; — — — полка падающаяРис. 3.21. Дроссельные характеристики входных устройств внешнего сжатия:а — значения 。》工'屮"с* в функции приведенного расхода; б — значения %Х н % в функции коэффициента расхода (р; — — — полка падающаявходных устройств внутреннего (а) и смешанного (6) сжатия;:характерисвходных устройств внутреннего (а) и смешанного (6) сжатия;:характеристика входного устройства внешнего сжатиятика входного устройства внешнего сжатия
Рис. 3.21. Дроссельные характеристики входных устройств внешнего сжатия:
а — значения 。》工'屮"с* в функции приведенного расхода; б — значения %Х н % в функции коэффициента расхода (р; — — — полка падающая
Рис. 3.21. Дроссельные характеристики входных устройств внешнего сжатия:
а — значения 。》工'屮"с* в функции приведенного расхода; б — значения %Х н % в функции коэффициента расхода (р; — — — полка падающая
входных устройств внутреннего (а) и смешанного (6) сжатия;:характерис
входных устройств внутреннего (а) и смешанного (6) сжатия;:характерис
тика входного устройства внешнего сжатия
тика входного устройства внешнего сжатия
и образуется выбитая ударная волна. В связи с этим дроссельная характеристика такого входного устройства имеет разрыв. Дроссельная характеристика входного устройства подобного типа называется характеристикой с разрывом или жесткой характеристикой. Дроссельная характеристика входного устройства смешанного сжатия (см. рис. 3.22, б) имеет тот же вид, что и характеристика для входного устройства внешнего сжатая, но с несколько большим максимальным значением авх и более низким значением Сх・ Протяженность пологого участка дроссельной характеристики такого входного устройства в три — четыре раза меньше, чем у характеристики входного устройства внешнего сжатия.
Скор о стна я характеристика входных устройств, представляющая зависимость %工，и <р от скорости полета или от числа Мп при фиксированных (или переменных) положениях регулируемых элементов, реже используется для анализа работы входных устройств. Вместе с тем, скоростная характеристика входного устройства необходима при расчете характеристик летательного аппарата.
Для оценки целесообразности использования той или другой конкретной силовой установки на данном летательном аппарате или для определения основных характеристик вновь проектируемого двигателя необходимо располагать зависимостью авх = =/ (Мп) .(рис. 3.23).
Скоростные и дроссельные характеристики современных входных устройств получают экспериментально в специальных аэродинамических трубах. Аналитический расчет подобных характе； ристик затруднен. Можно рассчитывать достаточно достоверно, лишь в отдельных случаях, значения авх,勿 н 屮 в некотором диапазоне изменения Мп (Мп >Mmtn). Так, например, весьма достоверно можно рассчитать величины авх, и <р для плоского входного устройства при МШ1П < Мп < Мпр (см., например, [14]). 104
Рис. 3.23. Стандартная зависимость %工=/ (Мп):
/ 一 значение %工；// — значение дополнительного расхода воздуха
Наличие угла атаки i и угла скольжения б оказывает существенное влияние на характеристики входных устройств. Наиболее сильно влияние этих углов сказывается на осесимметричные лобовые входные устройства внутреннего сжатия: наличие угла атаки в 4 ... 5° приводит к образованию течения с выбитой ударной волной, что сопровождается скачкообразным уменьшением овх и увеличением сх. При учете влияния углов атаки и скольжения на работу плоских входных устройств необходимо учитывать их расположение на летательном аппарате и ориентацию поверхностей сжатия относительно плоскости полета.
Для нерегулируемых входных устройств внутреннего сжатия характерным является то обстоятельство, что при возвращении летательного аппарата к нулевому углу атаки течение перед ним не может вернуться к исходному, т. е. невозможен автозапуск входного устройства.
Наименее чувствительно к углам атаки и скольжения входное устройство внешнего сжатия. Для лобового осесимметричного входного устройства внешнего сжатия увеличение угла атаки в более широких пределах, чем для устройства внутреннего сжатия, приводит к слабому изменению ^вх, с* и <р. При возвращении летательного аппарата к нулевому углу атаки такое входное устройство автоматически возвращается к исходной схеме течения. В системе силовой установки с увеличением угла атаки ухудшаются поля параметров на входе в последующий элемент и возрастает уровень пульсаций. Эти обстоятельства могут^ привести к неустойчивой работе последующего элемента и всей силовой установки. “
Входное устройство любого типа может устойчиво работать на различных режимах в пределах рабочих точек характеристик. Действительная рабочая точка конкретного входного устройства в системе заданной силовой установки может быть определена из условия равенства расхода рабочего тела в сечении на “входе во входное устройство и на входе в элемент, расположенный за ним:
■ ов5/ф = q (M/l^B? (Mb (3・8)
105
Рнс. 3.24. Согласование входного устройства с последующим элементомРнс. 3.24. Согласование входного устройства с последующим элементомПри фиксированных геометрии входного устройства и скорост и полета величины 戸》=尸в/尸н и q (Ац) являются постоянными. На дроссельной характеристике входного устройства в координатах Овх и <р последнее соотношение имеет вид прямой, проходящей через точку со значениями %х и 屮，равными нулю (рис. 3.24). Таким образом, если имеется набор дроссельных характеристик для различных скоростей и условий полета и известна характеристика последующего элемента [например, в виде g (Хв) = ~ <р (Мп) ], то можно определять точки совместной работы входного устройства с последующим элементом. Если точка совмест
Рнс. 3.24. Согласование входного устройства с последующим элементом
Рнс. 3.24. Согласование входного устройства с последующим элементом
ной работы располагается на дроссельной характеристике в области низких значений ав1 или близко к неустойчивым режимам работы, то необходимо изменять геометрию входного устройства или режим работы последующего элемента. Если второе возможно, а первое приводит к улучшению совместных характеристик лишь на некоторых режимах, а на остальных — к ухудшению, то необходимо применять регулируемое входное устройство с различными регулируемыми элементами (см. рис. 3.17). Используя регулирование различных элементов входных устройств, можно получить во всем требуемом диапазоне скоростей и условий полета удовлетворительные характеристики системы цходное устройство ——последующий элемент. При этом, однако, реальная конструкция входного устройства будет очень сложной, масса ее — большой, система автоматического регулирования — очень сложной (из-за большого числа регулируемых элементов) и мало надежной. В связи с этим практически задача сводится к отысканию компромиссного решения, при котором система входное устройство ——последующий элемент имела бы приемлемую характеристику при наименьшей массе и высокой надежности.
ГЛ А В A4. ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРОВ
И ТУРБИН
ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ
В современных авиационных газотурбинных двигателях в основном применяются осевые компрессоры и турбины. Центробежные компрессорные ступени используются (часто в комбинации с осевыми) лишь в малоразмерных ГТД, большей частью во вспомогательных силовых установках, турбостартерах и др. Радиальные турбины применяются еще реже, практически только в турбостартерах.
В настоящёй главе даются краткие сведения о характеристиках компрессоров и турбин,* а также основные уравнения, интегрально описывающие процессы в лопаточных машинах. Уравнения даны в том виде, в каком они будут применены далее при расчете и анализе ГТД. Во всех случаях используются параметры заторможенного потока на входе в рассматр ираемые лопаточные машины и на выходе из них. На рис. 4.1 изображены процессы в компрессоре и турбине на i—«-диаграмме. В следующих ниже уравнениях обозначения параметров совпадают с показанными на рис. 4.1.
Работа, затрачиваемая компрессором на сжатие единицы массы воздуха с учетом потерь (работа компрессора), равна
Ll 占(4」)
ИЛИ
Lk = 14T R (П - T；)・(4.2)
В уравнении (4.1) Лк = pi/pt —степень повышения полного давления в компрессоре.
Изоэнтропическая работа сжатия единицы массы воздуха в компрессоре
L*s = -^- RTt\n^
ИЛИ
以={rR(7“7：)・
КПД компрессора
Пк — L£JLk・(4.3)
Рис. 4.1. Изображение процессов в диаграммеРис. 4.1. Изображение процессов в диаграммеI-s-I-s-
Рис. 4.1. Изображение процессов в диаграмме
Рис. 4.1. Изображение процессов в диаграмме
I-s-
I-s-
Соответственно работа, совершаемая единицей массы газа при его расширении в турбине с учетом потерь (работа турбины), равна
или
G =石生了 4 (77 一 窗)，(4.5)
где Пт = рг/р* — степень понижения полного давления в турбине.
Изоэнтропическая работа турбины по параметрам заторможенного потока
или
КПД турбины по параметрам заторможенного потока
片=LJL 工(4.6)
Такое определение КПД турбины является достаточно строгим только для неохлаждаемых турбин. Для оценки качества работы турбин с охлаждаемыми воздухом лопатками можно использовать первичный КПД охлаждаемой турбины, учитывающей особенности рабочего процесса в ней,
где ^т — мощность на валу турбины; Gr — расход газа через турбину.
в виде произведенияв виде произведенияЛт. п = Пт. неохлЛт*Лт. п = Пт. неохлЛт*
в виде произведения
в виде произведения
Лт. п = Пт. неохлЛт*
Лт. п = Пт. неохлЛт*
Рис. 42 Зависимость коэффициента эффективности охлаждения от относительного расхода охлаждающего воздуха для различных схем охлаждения лопаток турбины:
а — конвективное; б — конвективно-пленочное; 8 — пористое охлаждение
В уравнении (4.7) Gr предлагается определять как сумму расходов газа на входе в турбину и воздуха, охлаждающего лопатки первого соплового ап
парата, а температуру газа
Т*, входящую в изоэнтропическую работу турбины, как среднемассовую в сечении за% первым сопловым2_аппаратом турбины. Первичный КПД охлаждаемой турбины удобно представлять
Здесь т)т. неохл_—КПД рассматриваемой турбины без учета охлаждения, a Rt ——относительный КПД, учитывающий как снижение КПД турбины в связи с дополнительными потерями, вызванными ее охлаждением, так и возможный полезный эффект от работы охлаждающего воздуха в турбине.
Значения относительного КПД зависят от числа ступеней турбины, схемы охлаждения лопаток и относительного количества охлаждающего воздуха '
^охл^охлGb. охл/Ог>Gb. охл/Ог>(4.8)(4.8)
^охл
^охл
Gb. охл/Ог>
Gb. охл/Ог>
(4.8)
(4.8)
где GB. охл — расход охлаждающего воздуха через один лопаточный венец, Gr — расход газа на входе в турбину. В свою очередь величина 60хл зависит от схемы охлаждения лопаток и коэффициента интенсивности охлаждения
(4.9)(4.9)е =т^ ~ Гл
(4.9)
(4.9)
Тг - Т：. ОХЛ
в который, кроме температуры газа перед турбиной Т，входят температуры лопатки 7Л и охлаждающего воздуха 7；. Охл.
На рис. 4.2 показаны примерные зависимости коэффициента 0 от относительного расхода охлаждающего воздуха на один лопаточный венец для различных схем охлаждения: конвективной, конвективно-пленочной и пористой. У современных турбин значение 0 лежит в пределах 0,3 ... 0,45.
При расчете турбин используется также эффективный КПД охлаждаемой турбины т]^. Эф> который является отношением мощности, развиваемой турбиной, к сумме изоэнтропических работ потоков газа и охлаждающего воздуха в турбине, умноженным на соответствующие расходы газа и воздуха.
В математических моделях ГТД последующих глав, когда нет необходимости в строгрм разграничении между охлаждаемыми и неохлаждаемыми турбинами, работа турбины (4.4) записывается с 旧 а при расчетах ГТД конкретные значения КПД турбин берутся с учетом их охлаждения.
Gb =加кр,(九в)尸вGb =加кр,(九в)尸вРасход воздуха на входе в компрессор
Gb =加кр,(九в)尸в
Gb =加кр,(九в)尸в
(4.10)
Расход газа через первый сопловой аппарат турбины
р*
(4.U)(4.U)Gp = ^кр. г, (^с. а)尸с. а 7="У Тг
(4.U)
(4.U)
В этих уравнениях FB и 戶& а — площади входа в компрессор и суммарная площадь критических сечений межлопаточных каналов соплового аппарата соответственно.
Мощности компрессора и турбины ,
(4.12)(4.13)(4.12)(4.13)"к = GrLk,%т — GrLT.
(4.12)
(4.13)
(4.12)
(4.13)
Расчетный режим компрессора, т. е. режим, для которого выполняется его детальный расчет и определяются геометрические размеры проточной части, задается л£ р, GB. р и параметрами на входе рв. р и Т；. р. На расчетном режиме турбины задаются со- отвественно л；, р, Gr. р,広.р, П. р (индексом р здесь отмечены значения параметров на расчетном режиме).
ХАРАКТЕРИСТИКИ И РЕГУЛИРОВАНИЕ КОМПРЕССОРОВ
При изменении параметров воздуха перед компрессором сопротивление сети за ним, частоты вращения ——п, такие параметры, как л*, GB, т)к, не остаются постоянными. Они меняются в соответствии с закономерностями, качественно общими для всех компрессоров, но в количественном отношении существенно зависящими от индивидуальных свойств конкретного компрессора. Для определения параметров компрессора на разных режимах его работы и при различных внешних условиях (различных высоте и скорости полета) строят характеристики компрессора.
Характеристики компрессора могут быть представлены в виде
(4.14)(4.14)冗К = f (Gb. пр> 孔пр)；Пк = f (Gp. up, ^пр)-
(4.14)
(4.14)
Рис. 4.3. Характеристики иизко- напорного компрессора:
/ — рабочий режим при Мд = О, Я — =0； 2 — граница газодинамической устойчивости; 3 ——линия рабочих режимов; ,4 — линии постоянной приведенной частоты вращения
В данные функциональные зависимости входят приведенный расход воздуха
Gb.hp = Gb傍丿余
и приведенная частота вращения
где ро = 101 325 Па и То = =288,15 К — давление и температура окружающей среды при 〃=0 в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401—81). Если приведенную частоту вращения разделить на максимальное значение частоты вращения л0 при Мп = 0, Н = 0, то получим безразмерный параметр—относительную приведенную частоту вращения
冗 up = %ip/%・(4.17)
В ряде случаев пользуются также относительным приведенным расходом воздуха
Gb. пр ~ Gb. Пр/Ов. О，(4」8)
т. е. делят GBi пр на максимальный расход воздуха GB.O при
Мц = 0, Я = 0("； = "°, Тв = Tq, &р = 1, GB. пр = 1)・
Тогда характеристики компрессора можно представить в безразмерном виде
(4.19)(4.19)冗к = f (Gb. пр，孔пр)；加=f (G& up, %р)・
(4.19)
(4.19)
Подставляя в выражение (4.15) расход воздуха из уравнения (4.10), получим выражение
Gb. пр н ^кр?仇в)尸в書Г(4.20)
напорности показаны на рис. 4.3 ... 4.5напорности показаны на рис. 4.3 ... 4.5Рис. 4.4. X ар актер истик и компрессора средней напорности (обозначения те же, что на рис. 4.3)
напорности показаны на рис. 4.3 ... 4.5
напорности показаны на рис. 4.3 ... 4.5
в правой части которого все величины, кроме функции плотности тока (безразмерной плотности тока) q А), постоянные и, следовательно,
G&iip~ ,%)• (4.21)
В этом случае характеристики компрессоров могут иметь вид
冗^ = f Ь?(脑)，％р]； (4.22)
Лк = / [? (%в)，%р]・
Характеристики нерегулируемых осевых компрессоров разной в координатах, соответ
ствующих зависимостямствующих зависимостям(4.22). На рис. 4.6 показана типичная
ствующих зависимостям
ствующих зависимостям
характеристика одноступенчатого осевого компрессора с низкой степенью повышения давления (вентилятора ТРДД большой степени двухконтурности). В некоторых случаях, особенно когда в рабочей области характеристики зависимости т)к от q (Ав) при ппр = const близки к вертикальным, КПД компрессора или вентилятора удобно представлять в виде изолиний, как это сделано на рис. 46
В общем случае расчетный режим работы компрессора может быть задан любыми полетными условиями. Для определенности при сравнении компрессоров разной напорности условимся принимать для всех компрессоров на расчетном режиме условия Мп = = 0, 〃 = 0 и максимальную частоту вращения п0 (йпр = 1), Обозначать параметры на этом режиме будем индексом «О». При ппр = 1 для большинства компрессоров характерна производительность, соответствующая значениям q (%в0) = 0,85 … 0,925. Можно условно разделить компрессоры на три группы в зависимости от значений л*0: низконапорные (л*0 < 5), средней напорности (л^о = 5 ... 8) й высоконапорные (л^0 > 8). На всех характеристиках компрессоров (см. рис. 4.3 …4.6) нанесены точки, соответствующие максимальному режиму при Мп = 0, // = 0 и заштрихованы области, в пределах которых возможна
Рис. 4.5. Характеристики высоконапорного компрессора (обозначения те же, что на рнс. 4.3)
работа компрессора в системе двигателя. Основным ограничением здесь является минимально допустимый запас устойчивости компрессора, т. е. рабочая область должна располагаться в зоне устойчивой работы компрессора ниже границы газодинамической устойчивости (границы помпажа). Работу компрессора в системе двигателя чаще всего рассматривают или на постоянном режиме работы двигателя (например, п = = const) при изменении условий
полета (Мп = var, при постоянных лета (Мп = const,полета (Мп = var, при постоянных лета (Мп = const,Н == var) или условиях по- Н = const) и переменном режиме работы дви- n = var). В этих случаях из рабочей области
полета (Мп = var, при постоянных лета (Мп = const,
полета (Мп = var, при постоянных лета (Мп = const,
гателя (например,,„*можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3 … 4.6).гателя (например,,„*можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3 … 4.6).Построение линий рабочих режимов на характеристике компрессора подробно рассматривается в гл. 8 и 9.
гателя (например,,„*
можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3 … 4.6).
гателя (например,,„*
можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3 … 4.6).
Положение линии рабочих режимов относительно границы газодинамической устойчивости компрессора определяется коэффициентом устойчивости
(4.23)(4.23)к = [“"д(%в)】гр
(4.23)
(4.23)
У - Е/д%)】ра6 *
Здесь индексы《гр》и «раб» соответствуют значениям параметров на границе устойчивости и на линии рабочих режимов, взятым на одной и той же напорной ветви характеристики компрессора, т. е. при ппр = const. Запас устойчивости определяется как:
AKy = (Ky—i) 100%. (4.24)
Фактически запасы устойчивости, которыми располагает двигатель на различных режимах работы, могут меняться в относительно широких пределах. В большой степени они зависят от напорности компрессора, определяемой значением л*0. Для различных типов двигателей величины АКу практически укладываются в диапазоне от АКу = 35 % до АКу = 8 ... 12 %. Последние цифры характеризуют минимально допустимый запас устойчивости на установившихся режимах работы двигателей.
Положение линии рабочих режимов на характеристике компрессора зависит от типа ГТД и его схемы, напорности компрес-
Рис. 4.6. Характеристика одноступенчатого осевого компрессора с низкой степенью повышения давления (вентилятора):
/ — рабочий режим прн М口 = О, Н — 0; 2 ——граница газодинамической устойчнвостн; 3 ——линия рабочих режимов； 4 — линия постоянной приведенной частоты вращения; 5 — линнн постоянных зна・ чеинй КПД
сора и программы управления двигателем. Чаще всего с уменьшением
ппр у низконапорных компрессоров линия рабочих режимов удаляется от границы устойчивости (см. рис. 4.3), а у высоконапорных —— приближается к ней (см. рис. 4.5). У компрес
соров средней напорности линия рабочих режимов располагается примерно эквидистантно границе устойчивости (см. рис. 4.4) за исключением случаев глубокого дросселирования двигателей (ТРД).
Таким образом, для низконапорных компрессоров снижение АКу характерно при ппр > 1. Ограничение максимально допустимого значения ппр (ппр《ппр тах) является в этом случае одним из путей обеспечения газодинамической устойчивости ком
прессора в системе двигателя.
У высоконапорных компрессоров снижение АКу в области пониженных значений /гпр (&p < 1) требует принятия специальных мер для обеспечения устойчивой работы.
Рассмотрим, какие факторы приводят ТРД с высоконапорным компрессором (冗髙 > 8) к уменьшению АКу на пониженных йпр. Пусть компрессор в системе двигателя работает при постоянной окружной скорости 〃， а значит, при n = const. Уменьшение пПр будет идти за счет роста Т*, например, в связи с увеличением скорости полета. Это приведет к снижению Лк, росту объемного расхода и осевой скорости на последних ступенях компрессора и, как следствие, к отрицательным углам атаки. Последние ступени начинают лимитировать расход воздуха через компрессор, из-за чего осевая скорость % на входе в компрессор уменьшается и растут углы атаки i на первых ступенях компрессора. При существенном увеличении углов атаки наступает отрыв потока со спинки лопатки рабочего колеса, а это вызывает помпаж компрессора. На режимах, близких к помпажу компрессора, его КПД уменьшается из-за увеличения профильных потерь на первых и последних ступенях. На рис. 4.7, а показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора на расчетном режиме (сплошные линии) и на пониженных ппр (пунктирные линии)."
Рис. 4.7. Треугольники скоростей на первых (1 ст) н последних (Z ст) ступенях однокаскадного (а) и двухкаскадного (6) компрессоров:
расчетный режим;пониженные 五 11P для однокаскадного компрессора;
—пониженные 五 11P для двухкаскадного компрессора
Все методы увеличения АКу на пониженных йпр сводятся к уменьшению углов атаки в первых ступенях компрессора и увеличению углов атаки в последних ступенях. Это приводит также к увеличению КПД компрессора.
Изменение углов атаки i в ступенях компрессора можно характеризовать изменением относительного коэффициента расхода
V = dj% р.(4.25)
В выражении (4.25) ёа = с Ju — текущее значение коэффициента расхода; са. р — его значение на расчетном режиме. Очевидно, что относительный коэффициент расхода пропорционален разности входного угла профиля р{ и угла атаки i:
"〜(区一9・(4.26)
На рис. 4.8 показано изменение коэффициента v по ступеням .высоконапорного компрессора (л^о = 12) при йпр = 1 (сплош-
115
Рис. 4.8. Изменение относительного коэффициента расхода по ступеням однокаскадного (О) и двухкаскадного (+) компрессоров прн у 丁。/丁；—
ная линия) и на пониженных = 0,8 (кружки). Снижение пар получено при п = const за счет увеличения температуры на входе в двигатель до Тв — =450 К (7о/Т； = 0,64). Как видно из рис. 4.8, при ппр = 0,8 наступило полное рассогласование работы первых и последних ступеней компрессора. При
этом практически уже отсутствует. запас устойчивости компрессора. Поэтому необходимы специальные средства регулирования компрессора для расширения диапазона устойчивой работы НО也цр・
Применение двухкаскадных копрессо- ров. Двухкаскадный компрессор ——это высоконапорный компрессор, разделенный на два последовательно работающих компрессора со степенью повышения давления каждого компрессора Яко = 3 ... 5. В ТРД или газогенераторах ТРДД с двухкаскадным компрессором при переходе на пониженные ппр может меняться отношение окружных скоростей (частот вращения) каскадов высокого и низкого давления ив. д/ин> д (пв. дМн. д)» называемое скольжением роторов. Если с ростом 禽(снижение ппр) увеличивать скольжение роторов, оставляя осевые скорости примерно такими же, как у однокаскадного компрессора, то благодаря отйосительному росту 况》.д и снижению иНвД (см. рис. 4.7, 6) углы атаки на первых ступенях будут уменьшаться, а на последних —увеличиваться. Заметим, что описанное благоприятное изменение скольжения роторов в двухвальных ТРД и газогенераторах ТРДД происходит автоматически, что является их несомненным достоинством. На рис. 4.8 показано также изменение коэффициента v в двухкаскадном компрессоре при /То/買= =0,8. Отсюда видно, что по сравнению с однокаскадным компрессором у двухкаскадного коэффициенты v находятся ближе к их расчетному значению, а это обеспечивает ему больший диапазон устойчивой работы по ппр и лучшие значения КПД на нерасчетных режимах.
Регулирование компрессора поворотом направляющих аппаратов. Рассмотрим работу высоконапорного компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами группы первых и последних ступеней. Чтобы на пониженных ппр увеличить пропускную способность последних
Рис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных пПр：нерегулируемый комрессор; компрессор с регулируемыми направляющими аппаратамиРис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных пПр：нерегулируемый комрессор; компрессор с регулируемыми направляющими аппаратамиступеней, необходимо увеличить на них углы атаки, т. е. повернуть лопатки направляющих аппаратов последних ступеней в сторону увеличения углов вектора абсолютной скорости а (положение в на рис. 4.9). Для уменьшения углов атаки на первых ступенях компрессора нужно повернуть лопатки направляющих аппаратов в сторону уменьшения углов а (положение а на рис. 4.9). Это позволит увеличить расход воздуха через компрессор. На
Рис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных пПр：
нерегулируемый комрессор; компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами
Рис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных пПр：
нерегулируемый комрессор; компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами
рис. 4.10 показана характеристика нерегулируемого вы- соконапОрного компрессора и характеристики компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами. При регулировании компрессора на увеличение производительности (см. рис. 4.10 — пунктирные кривые) запас устойчивости на пониженных rtnp (лпр — 0,8) практически не увеличивается,
Рнс. 4.10. Характеристика компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами：
- нерегулируемый компрессор (0 — рабочая точка при 亢□口 — 0,8); регулирование иа повышение производ^ельностй (а — рабочая точка при ппр = 0,8)；
регулирование иа повышение АКу (6 — рабочая точка при п = 0,8)
Рис. 4.11. Изменение относительного коэффициента расхода в нерегулируемом компрессоре (О) н прн регулировании направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости (十) прн йПр = 0,8
а может даже уменьшаться. Это связано с тем, что последние ступени из-за увеличения с. продолжают лимитировать расход воздуха через компрессор. Ожидать некото
рого увеличения запаса устойчивости в этом случае можно, если первые ступени на исходном режиме (положение 0 на рис. 4.10) работали на левых ветвях своих характеристик. Для гарантированного увеличения запасов устойчивости нужно значительно уменьшить углы а на первых ступенях (режим б на рис. 4.9). Производительность компрессора при этом уменьшается. Направляющие аппараты последних ступеней нужно повернуть на увеличение углов а (положение г на рис. 4.9), чтобы увеличить углы атаки и напорность этих ступеней. Это приведет к уменьшению расхода воздуха и увеличению КПД компрессора. Соответствующая характеристика показана на рис. 4.10 штрихпунктирной линией.
Рис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных нпр: нерегулируемый компрессор; регулируемый перепуском воздухаРис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных нпр: нерегулируемый компрессор; регулируемый перепуском воздухаИзменение углов атаки по ступеням компрессора можно и в этом случае характеризовать коэффициентом v. На рис. 4.11 показано изменение относительного коэффициента расхода по ступеням на пониженных ппр (%р = 0,8) у нерегулируемого компрессора и у компрессора с регулированием направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости с некоторым понижением производительности. Такое регулирование, как видно
Рис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных нпр:
нерегулируемый компрессор; регулируемый перепуском воздуха
Рис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных нпр:
нерегулируемый компрессор; регулируемый перепуском воздуха
шением углов атаки на них. В последних ступенях осевые скорости снижаются, и растут углы атаки. На рис. 4.12 показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска.Расход воздуха на входе в компрессор равеншением углов атаки на них. В последних ступенях осевые скорости снижаются, и растут углы атаки. На рис. 4.12 показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска.Расход воздуха на входе в компрессор равенGb — Gk + Опер»
шением углов атаки на них. В последних ступенях осевые скорости снижаются, и растут углы атаки. На рис. 4.12 показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска.
Расход воздуха на входе в компрессор равен
шением углов атаки на них. В последних ступенях осевые скорости снижаются, и растут углы атаки. На рис. 4.12 показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска.
Расход воздуха на входе в компрессор равен
(4・27)(4・27)где GK — расход воздуха на выходе из компрессора; Gnep — расход перепускаемого воздуха.
(4・27)
(4・27)
Приведем расходы к сечению на входе в компрессор, умножив правую и левую части выражения (4.27) на комплекс /Т^/Торо/Рл* Тогда выражение (4.27) примет вид:
Gb. пр " Gb. к. пр + Gb. пер. пр-
При закрытых окнах перепуска GB. к.Пр Ов.пр- На рис. 4.13 показана характеристика компрессора с перепуском воздуха на пониженных 五口卩，причем ось абсцисс в одном случае рассматривается как шкала Ов. пр, а в другом — как шкала GBtK. Пр- Из рис. 4.13 видно, что при включении перепуска граница устойчивости компрессора сдвигается в сторону меньших значений GB.np- Расход воздуха GB. пр через входное сечение компрессора при
открытии окон перепуска возрастает (штрихпунктирные .линии на рис. 4.13), а через выходное — уменьшается (пунктирные линии на рис. 4.13).
Потери в компрессоре с перепуском воздуха оцениваются эффективным КПД, который учитывает мощность, затраченную на сжатие перепускного воздуха:
Лк. эф = GKL^S/Nк. (4.28)
Так как перепускаемый воздух не совершает полезной работы, то мощность на его сжатие считается потерянной, и т]к.эф, как правило, ниже т)к без перепуска, несмотря на уменьшение профильных потерь в ступенях компрессора. Только иногда при очень низких значениях ппр открытие окон перепуска может привести к некоторому росту КПД компрессора. Поэтому перепуск воздуха обычно используют на режимах запуска, малого газа и других неосновных режимах работы при низких значениях ппр.
ХАРАКТЕРИСТИКИ И РЕГУЛИРОВАНИЕ ТУРБИН
Обычно характеристики турбин задаются зависимостями КПД турбины и приведенного расхода газа от степени понижения полного давления в турбине и какого-либо кинематического параметра. Сложившееся традиционное представление основывается на использовании параметра нагруженности турбины
(4.29)(4.29)
(4.29)
(4.29)
В выражении (4.29)修一окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса i-й ступени; 2 ——число ступеней. Значение условной скорости определяется по изоэнтропической работе турбины
(4.30)(4.30)
(4.30)
(4.30)
Пропускная способность турбины определяется параметром рас- хода Дт = GrVJ^/p^ или относительным параметром расхода газа через турбину
L但/&呼/内)1MxL但/&呼/内)1Mx(4.31)(4.31)
L但/&呼/内)1Mx
L但/&呼/内)1Mx
(4.31)
(4.31)
Используя понятие приведенной окружной скорости %口， характеристики турбины могу быть представлены в виде зависимостей
Лт — f ®*,統)；]4T — f(9*,統)」
понижения давления для двухступенчатой турбиныпонижения давления для двухступенчатой турбины
понижения давления для двухступенчатой турбины
понижения давления для двухступенчатой турбины
В ряде случаев приведенную окружную скорость Аи заменяют пропорциональным ей параметром 孔//Т* и вводят относительную приведенную частоту вращения
(п//77)=(п//77)=("/Ютах("/Ютах(4.33)(4.33)
(п//77)=
(п//77)=
("/Ютах
("/Ютах
(4.33)
(4.33)
Тогда характеристики турбины можно представить в виде, удобном для дальнейшего использования в математических моделях гтд：
(4-34)(4-34)頂= "/, （"//春）］；瓦=fw，（而五）］•
(4-34)
(4-34)
На рис. 4.14 и 4.15 показана характеристика двухступенчатой турбины, соответствующая (4.34). Анализ расходной характеристики турбины (см. рис. 4.15) приводит к выводу, что практически на всех рабочих режимах по Е относительный параметр расхода газа остается неизменным (Лт = 1), а из уравнений (4.11) и (4.31) следует, что в этом случае q (Ас,а) = const. Только при малых нерабочих значениях л； начинается снижение Лт при уменьшении л；. —
При работе турбины в системе двигателя параметр n/]/Т； обычно меняется в небольших пределах, ограниченных примерно 10 % ・ Поэтому с некоторым приближением можно считать, что КПД турбины в рабочей области меняется незначительно (см. рис./4.14) и можно принять его примерно постоянным (% = const). Это дает возможность с относительно небольшой погрешностью заменить действительную характеристику турбины приближенной
q (九с. а) = const,
П； = const,
которую можно использовать при расчете характеристик двигателей по математической модели первого уровня.
Регулирование турбины поворотомло- пато к сопловых аппаратов. Стремление к оптимизации работы ГТД на всех режимах требует изменения характеристик турбины, что приводит к необходимости ее регулирования. Весьма эффективным является регулирование турбины поворотом лопаток сопловых аппаратов, хотя практически реализация этого способа регулирования связана с серьезными конструктивными трудностями. Поворот лопаток соплового аппарата сопровождается изменением площади горла соплового аппарата ?с.а и, следовательно, приведенного расхода газа через турбину. Одновременно меняются треугольники скоростей и степень понижения давления на турбине.
При условии, что перепады давлений как в сопловом аппарате турбины, так и в реактивном сопле двигателя сверхкритические, то представление об изменении 畔 при регулировании первого соплового аппарата двухступенчатой турбины можно получить из рассмотрения кривой, показанной на рис. 4.16. Отсюда видно, что изменениё Fc.a сопровождается примерно пропорциональным изменением л^. При q (Ас. а) = const относительное изменение приведенного расхода газа Gr. пр пропорционально изменению площади горла соплового аппарата Fc.a-
Поворот лопаток соплового аппарата приводит к изменению угла направления вектора абсолютной скорости газа на выходе из соплового аппарата %・ Естественно, что изменение угла 04 по сравнению с его расчетным значением приводит к некоторому
увеличению потерь. Примерныйувеличению потерь. ПримерныйРис. 4.17. Примерное изменение относительного КПД турбины по относительному приведенному расходу газа при регулировании турбины поворотом сопловых аппаратовРис. 4.17. Примерное изменение относительного КПД турбины по относительному приведенному расходу газа при регулировании турбины поворотом сопловых аппаратовРис. 4.16. Зависимость относительной степени понижения полного давления газа в турбине от относительной площади горла соплового аппарата прн его регулировании
увеличению потерь. Примерный
увеличению потерь. Примерный
Рис. 4.17. Примерное изменение относительного КПД турбины по относительному приведенному расходу газа при регулировании турбины поворотом сопловых аппаратов
Рис. 4.17. Примерное изменение относительного КПД турбины по относительному приведенному расходу газа при регулировании турбины поворотом сопловых аппаратов
работки результатов ряда экспериментальных исследований турбин с поворотными сопловыми аппаратами. Хотя, как видно из рис. 4.17, уменьшение приведенного расхода на 10 % может примерно на 2 % снизить КПД турбины, этот способ регулирования является достаточно перспективным, так как позволяет существенно улучшить характеристики ГТД.
Г Л А В А 5. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ВОЗДУШНО- РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КАМЕРАХ СГОРАНИЯ
Назначением камер сгорания является подвод тепловой энергии к рабочему телу (воздуху) в двигателе за счет превращения химической энергии в тепловую при сгорании топлива.
Камеры сгорания турбореактивных двигателей подразделяются на основные и форсажные.
Основные камеры сгорания (рис. 5.1) располагаются в тракте двигателя между компрессором и турбиной. Температура газа при выходе из основной камеры ограничена жаростойкостью лопаток турбины и достигает значений 1600 ... 1800 К.
Основная камера состоит из диффузора (/), наружного (4) и внутреннего (7) корпусов и жаровой трубы (5). Воздух нз ком- прессора поступает в диффузор камеры, где происходит снижение скорости потока и распределение его по - кольцевым каналам (6) между корпусом и жаровой трубой. Из каналов (6) воздух через отверстия поступает внутрь жаровой трубы, где осуществляется процесс горения. Топливо подводится в камеру с помощью форсунок (2). Форсунка и головная часть жаровой трубы с системой щелей и отверстий для прохода воздуха образует фронтовое устройство. Непосредственно за фронтовым устройством происходит подготовка топливовоздушной смеси ——распыливание топлива на мелкие капли и перемешивание его с воздухом. Это способствует интенсивному протеканию процесса сгорания.
По компоновке и форме жаровой трубы основные камеры сгорания могут заметно отличаться. Наибольшее распространение в настоящее время получили кольцевые камеры сгорания.
Форсажные камеры сгорания устанавливаются за турбиной двигателя, причем в большинстве двухконтурных форсированных двигателей перед входом в форсажную камеру обеспечивается смешение потоков внутреннего и наружного контуров (рис. 5.2). Камеры сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей по конструкции и принципам организации рабочего процесса близки к форсажным. Такого типа камеры сгорания называют часто прямоточными. Температура газа при выходе из прямоточных
Рнс. 5.1. Схема основной камеры сгорания:Рнс. 5.1. Схема основной камеры сгорания:/ — диффузор; 2 — форсунка; 3 —— воспламенитель; 4 —— наружный корпус; 5 — жаро* вая труба; 6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус/ — диффузор; 2 — форсунка; 3 —— воспламенитель; 4 —— наружный корпус; 5 — жаро* вая труба; 6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус
Рнс. 5.1. Схема основной камеры сгорания:
Рнс. 5.1. Схема основной камеры сгорания:
/ — диффузор; 2 — форсунка; 3 —— воспламенитель; 4 —— наружный корпус; 5 — жаро* вая труба; 6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус
/ — диффузор; 2 — форсунка; 3 —— воспламенитель; 4 —— наружный корпус; 5 — жаро* вая труба; 6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус
камер сгорания, как правило, существенно выше, чем в основных, и превышает 2000 К.
ЛПоток воздуха перед входом в камеру сгорания тормозится в диффузоре (/) (см. рис. 5.2). Подвод топлива, его распределение в потоке и распыливание осуществляется с помощью нескольких топливных коллекторов (3), снабженных^форсунками. Вниз по потоку за коллекторами устанавливаются стабилизаторы пламени (4), представляющие собой плохообтекаемые тела У-образ- ного^сечения. Их назначение — стабилизировать, «удерживать» процесс горения в пределах камеры сгорания. Коллекторы и стабилизаторы образуют фронтовое устройство камеры. Сгорание
1 — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилн- s аторы пламени; 6 — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран; 7 — корпус1 — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилн- s аторы пламени; 6 — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран; 7 — корпусРнс. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания:Рнс. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания:
1 — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилн- s аторы пламени; 6 — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран; 7 — корпус
1 — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилн- s аторы пламени; 6 — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран; 7 — корпус
Рнс. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания:
Рнс. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания:
топлива происходит за фронтовым устройством в пределах одного- двух диаметров камеры сгорания.
В районе фронтового устройства устанавливается антивибрационный экран (5), а ниже за ним по потоку —— теплозащитный экран (6).
Для характеристики интенсивности выделения тепла в камерах сгорания часто используется величина удельной теплонапря- женности Qy, представляющая собой отношение количества тепла, выделившегося в течение часа в одном кубическом метре объема камеры сгорания, к давлению газа на входе в нее. Чаще этот параметр применяется к основным камерам сгорания. Иногда по выбранному значению Qy определяется предварительное значение объема жаровой трубы при проектировании камеры сгорания. По величине удельной теплонапряженности камеры сгорания ВРД существенно превосходят (в 10 ... 100 раз) топочные устройства, применяемые в других областях техники.
ХАРАКТЕРИСТИКА ПРОЦЕССОВ ГОРЕНИЯ
Параметры горючей смеси и продуктов сгорания
Основной особенностью рабочего процесса камер сгорания является протекание в них процессов горения. Под процессами горения подразумевают химическую реакцию соединения элементов топлива с кислородом, протекающую с большим выделением тепла в единицу времени. Топливо и воздух, поступающие в камеру сгорания, образуют горючую смесь. Состав смеси характеризуется отношением расхода топлива к расходу воздуха % = Gt/Gb, а также коэффициентом избытка воздуха а, который представляет собой отношение действительного расхода воздуха (GB) к расходу воздуха, теоретически необходимого для сжигания топлива (1OGT):
а = Gb/(L()Gt) = 1/仏0的)， (5.1)
L。一 стехиометрический коэффициент — количество воздуха, необходимое для сжигания 1 кг топлива. Для керосина Lo = 14,8 кг воздуха/кг топлива.
При полном сжигании смеси стехиометрического состава (а = 1) в продуктах сгорания не будет содержаться неиспользованных ни топлива, ни кислорода воздуха. При а < 1 горючее содержится в избытке (богатая смесь), при а > 1 имеется недостаток горючего (бедная смесь). При а > 1 и полном сгорании топлива в отсутствии диссоциации продукты сгорания будут состоять из углекислого газа СО2, паров воды Н2О, азота №，кислорода О2 и некоторого количества окислов азота NO*. В случае неполного сгорания топлива (это имеет место также и при а < 1) в состав продуктов сгорания будет входить также большое коли-
чество компонентов, представляющих собой продукты термического разложения топлива: тяжелые углеводороды СН(СН4, GHjj, С2Н4 и т. &), водород Н2 и окись углерода СО.
Наиболее важным параметром продуктов сгорания является их температура У, или однозначно связанная с ней при заданных значениях %, или а — полная энтальпия i*.
Эти величины рассчитываются на основе закона сохранения энергии, путем составления так называемого уравнения теплового баланса: тепло, выделившееся при сгорании топлива GTHux\rt равно разности полного теплосодержания продуктов сгорания и воздуха и топлива в исходной горючей смеси:
&"gr - (GB + Gt) i(T^ 293,力)一 &i (T；, 293, 0) - Gtit(Tt, 293).
(5.2)
Если приближенно принять, что гт (Тт, 293) = i (Тв, 293,0) и учесть (5.1), что GB/GT = аЛ0, то прирост энтальпии продуктов сгорания выразится следующим образом:
Ai* = i (77, 293, 0т) - 1(П, 293, 0) = "口斗/(1 + aL0).
Максимальная величина Ai* обеспечивается при а = 1 回 = =0,0669 для керосина). Зная значение энтальпии продуктов сгорания, можно определить их температуру.
При проведении термогазодинамического расчета двигателя, как правило» задаются величины температуры газа при выходе из основной и форсажной камер сгорания. Необходимо рассчитать потребный для получения этих температур относительный расход топлива.
Рассмотрим этот расчет применительно к форсажной камере ТРДДФ, представляющей собой наиболее общий случай камеры сгорания.
На вход в форсажную камеру подается смесь продуктов сгорания основной камеры, прошедших турбину, и воздуха, возвращаемого в проточную часть из системы охлаждения турбины и поступающего из внешнего контура. Эта смесь характеризуется суммарным расходом воздуха GB и расходом основного топлива GT, а также относительным расходом топлива %. см = GT/GB и среднемассовой энтальпией /см =，(「％, 293, ^т. см). Величина £；м приближенно может быть вычислена по формуле：
ния; GB03, 6ВОЗ = GB03/GBl ——абсолютный и относительный расходы воздуха, возвращаемого через систему охлаждения турбины.
Из форсажной камеры вытекают продукты сгорания, характеризующиеся расходами воздуха GB, основного GT и форсажного топлива GT. ф, относительными расходами топлива
0т = GT/GB. кс，0т. ф — Gt. ф/бв)0Tz н (GT + GT. ф)/бв,
энтальпией ，(Tj, 293, %w).
Уравнение теплового баланса (5.2) будет иметь вид
G. ф儿т)ф = (GB + GT+ Gt. ф)巧—(GB + &)屯・
Отсюда получим формулу для расчета относительного расхода топлива, который необходимо подавать в форсажную камеру для получения заданной температуры Т$:
%, ф = (1 + 0T. см) (^ф —結м)/("〃Т]ф — О・(5.4)
Формула (5.4) справедлива не только для ТРДДФ, но и для ТРДФ. Необходимо только при расчете 点 принять /и = 0 (формула 5.3).
Подобную формулу легко получить и для основной камеры, если учесть, что в этом случае qT. см = 0; энтальпиям i| и rJM соответствуют энтальпии 炉=i (Тг, 293, %) и 冗；коэффициенту полноты сгорания т)ф — коэффициент 刀「：
% = О* 一 或)/("〃" 一 i*)«(5.5)
Расчет проводится последовательно приближениями, поскольку величины t| и /г зависят соответственно от q*. ф и %.
Изложенный метод теплового расчета камер сгорания применяется в математических моделях двигателей 2-го уровня.
В моделях 1-го уровня можно использовать более простой метод. В основе его лежит то, что энтальпия продуктов сгорания представляется в виде явной функции от ^т, причем отсчет ведется от стандартной температуры Тст. Например:
• * — Ятсрп^г + С戸^ЯтСрП^ СТ + СрТст
Здесь СрТ} и Ср% — средние энтальпии воздуха; срПТг и Ср/ст — величины, имеющие размерности энтальпии и учитывающие наличие в продуктах сгорания С02 и Н20. Величины срТ и српТ в зависимости от температуры рассчитаны в работе [11 ] и даны в виде таблицы (см. Приложение). Аналогичным образом выражаются энтальпии г| и »募・ Подставив эти зависимости в уравнение теплового баланса и пренебрегая, как и выше, начальным теплосодержанием топлива, получим для форсажной
дт《р”т$—% 储 J + ©「с 一 ср£Пф"“ 一 СрпТ； + срп ^стдт《р”т$—% 储 J + ©「с 一 ср£Пф"“ 一 СрпТ； + срп ^ст(5-6)(5-6)и основной камер сгорания следующие формулы для вычисления относительных значений расхода топлива:
дт《р”т$—% 储 J + ©「с 一 ср£
Пф"“ 一 СрпТ； + срп ^ст
дт《р”т$—% 储 J + ©「с 一 ср£
Пф"“ 一 СрпТ； + срп ^ст
(5-6)
(5-6)
(5-7)
Подготовка горючей смеси в камерах сгорания
Для эффективного протекания процесса горения необходимо обеспечить в камере сгорания хорошую подготовку горючей смеси, т. е. распыливание, испарение и перемешивание топлива с определенным количеством воздуха.
,Топливо из форсунок вытекает в виде струй или пленок. Рас- пыливание обеспечивается за счет взаимодействия их с газом при взаимном относительном движении. Образуется факел распыленного топлива, состоящий из капель различного размера. Для приближенной оценки мелкости распыливания используют осредненные различными методами размеры капель. Например, часто используется медианный диаметр капель ——такое значение диаметра, для которого суммарная масса капель, имеющих диаметр меньше или равный указанному, составляет половину от суммарной массы всех капель. Распыл топлива считается удовлетворительным, если медианный диаметр капель не превышает 50 ... 60 мкм.
При классификации форсунок чаще всего исходят из способа организации взаимного перемещения жидкости и газообразной среды; механические форсунки — жидкость с большой скоростью вытекает в газовую среду; воздушные (пневматические) — жидкость с малой скоростью подается в движущийся поток газа. Существуют также воздушно-механические форсунки, в которых сочетаются два способа распыливания.
Наиболее широкое распространение в камерах сгорания ГТД получили центробежные форсунки (рис. 5.3).
Топливо поступает в камеру закручивания (/) форсунки через тангенциальные каналы (2), благодаря чему приобретает интенсивное вращательное движение, и затем вытекает через сопло (3). Вследствие закрутки в центре сопла располагается газовый вихрь, а течение топлива происходит через кольцевое сечение. После выхода из сопла топливо образует пелену в виде конуса с углом при вершине у (корневой угол топливного факела). Толщина пелены по мере удаления от сопла уменьшается, затем пелена распадается на капли разных размеров.
В ряде случаев в камерах сгорания ВРД принимаются и струйные форсунки, представляющие собой круглое отверстие в трубке, 128
Рис. 5.3. Схема центробежной фор- сункн：
7 — камера закручивания; 2 — отверстия для подвода топлива; 3 ——сопло
через которое вытекает струя топлива, дробящаяся' затем на капли вследствие взаимодействия с окружающей газовой средой. Расход топлива,
подаваемого в камеры сгорания ВРД, весьма существенно изменяется (в 10 ... 20 раз) при изменении высоты и скорости полета, а также при изменении режима работы двигателя. Диапазон изменения давлений подачи топлива Дрт должен быть при этом еще больше, так как Gt ~ / Дрт. Максимальные давления подачи органичены величиной 5 ... 6 мПа, поэтому при минимальных подачах величины перепада становятся весьма малыми (〜0,1 МПа), что приводит к значительному ухудшению распыливания.
Чтобы избежать этого, применяются двухканальные форсунки или несколько коллекторов для подачи топлива. При низких расходах один из каналов форсунки или часть коллекторов отключается.
Для эффективного протекания процесса горения (например, для устранения дымления основных камер сгорания) распыленное топливо должно быть хорошо перемешано с воздухом. Поэтому широкое использование находят форсунки с аэрацией топливного факела, а также фронтовые устройства, которые в сочетании с форсунками способствуют улучшению смесеобразования. Во всех этих смесеобразующих устройствах энергия воздушного потока путем его закрутки и турбулизации используется для улучшения распыливания и перемешивания топлива с воздухом.
Особенности протекания процесса горения в различных условиях
Горение является весьма сложным физико-химическим процессом. В зависимости от условий его протекание происходит по-разному. В камерах сгорания ВРД сгорание топлива осуществляется в основном в газовой фазе (гомогенная смесь), так как предварительно происходит его распыливание и испарение.
Горение газов подразделяется на кинетическое горение, или горение однородных смесей и диффузионное горение. При кинетическом горении горючее и окислитель предварительно перемешиваются, образуя однородную горючую смесь, а затем поступают в зону горения (в зону реакции). Закономерности сгорания при этом в большой степени определяются кинетикой химических реакций. При диффузионном горении горючее и окислитель по-
1291295 В. М. Акимов
129
129
Рнс. 5.4. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке:X — источник поджигания;фронт пламениРнс. 5.4. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке:X — источник поджигания;фронт пламениРнс. 5.5. Турбулентное горение однородной смеси за V-образным стабилизатором -Рнс. 5.5. Турбулентное горение однородной смеси за V-образным стабилизатором -
Рнс. 5.4. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке:
X — источник поджигания;фронт пламени
Рнс. 5.4. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке:
X — источник поджигания;фронт пламени
Рнс. 5.5. Турбулентное горение однородной смеси за V-образным стабилизатором -
Рнс. 5.5. Турбулентное горение однородной смеси за V-образным стабилизатором -
даются к зоне горения раздельно, и процесс сгорания происходит по мере их взаимной диффузии (перемешивания).
На практике кинетический и диффузионный механизмы весьма часто тесно переплетаются, и преобладание того или 'иного механизма определяется соотношением скоростей смешения и химической реакции. Если скорость химической реакции намного превышает скорость смешения, то имеет место диффузионный механизм горения, если наоборот ——то кинетический.
Рассмотрим основные виды горения, которые имеют фундаментальное значение для понимания рабочего процесса в камерах сгорания.
Ламинарное распространение фронта пламени в однородной смеси. Если в какой-либо точке подогреть до высокой температуры неподвижную горючую смесь с помощью постороннего источника тепла (например, электрической искры), то здесь начнется интенсивная химическая реакция (горение), и будет выделяться большое количество тепла. За счет молекулярной теплопроводности и диффузии тепло будет подводиться к близлежащим слоям горючей смеси и в них также начнется реакция горения. Таким образом, в горючей смеси будет распространяться «волна» химической реакции, которая носит название ламинарного фронта пламени. Перед фронтом пламени находится исходная горючая смесь с температурой То, за фронтом пламени ——продукты сгорания с темдературой Тг. Скорость распространения фронта пламени относительно исходной смеси в направлении нормали к фронту называется нормальной скоростью горения 〃加 ширина ламинарного фронта пламени мала 6Л ^ 1 мм. При течении смеси с большой скоростью (с > ин) фронт пламени будет сноситься вниз по потоку и для его «удержания» необходим стационарный источник поджигания. За таким источником устанавливается фронт пламени, расположенный под углом к направлению набегающего потока. Угол наклона 卩 130
(рис. 5.4) определяется законом Михельсона (законом косинуса): проекция скорости набегающего потока на нормаль к поверхности фронта пламени равна нормальной скорости горения: wH 工 =С COS р.
Исследования показывают, что величины 〃н и 6Л являются физико-химическими константами и зависят от скорости химичё- ской реакции ш, коэффициентов теплопроводности X и теплоемкости Q), плотности р0 исходной смеси:
аh ~ / 叫еpа;6Л〜/秋^研
В соответствии с закономерностями кинетики химических реакций величина ш зависит от давления и чрезвычайно сильно 0T температуры. Поэтому, чем больше температура горения, тем больше 〃н・ В частности, величина Тг максимальна при а ^ 1, и поэтому для углеводородных топлив при а ^ 1 наблюдаются самые большие значения wH. С ростом То также происходит уве- личение значений Тг и, следовательно, wH. Влияние давления на 倔 невелико.
Теория ламинарного горения была разработана советскими учеными Я- В. Зельдовичем, Д. А. Франк-Каменецким и Н. Н. Се- меновым. Расчетное определение характеристик ламинарного горения возможно практически во всех случаях, когда известен достаточно подробно механизм химической реакции.
Весьма важным свойством процесса горения является существование так называемых концентрационных пределов распространения пламени (атах ••• атт)- При а < ат1п или а > атах горение не происходит, даже если применять весьма мощные источ- ники воспламенения. Это связано с потерями тепла из пламени (радиация, отвод тепла в стенки). Для у глеводор одны х горючих в смеси с воздухом при нормальных условиях атах = 1,7 …1,9; “пип ~。,3 …0,4.
Следует отметить, что значения мн невелики — 0,8 ... 1,5 м/с, и тако济 вид горения в камерах сгорания не встречается. Однако закономерности ламинарного горения имеют фундаментальное значение для понимания других видов горения.
Турбулентное распространение пл а - м е н и. Распространение горения в турбулентном потоке горю- ”ей смеси существенным образом отличается от ламинарного. Это связано с тем, что в турбулентных потоках на осредненное посту- пательное перемещение газа наложено хаотическое движение разнообразных по размерам вихрей ——турбулентных молей, которые наряду с молекулярной диффузией обеспечивают турбулент- шяй перенос тепла и вещества. Важнейшими характеристиками турбулентных потоков является пульсационная скорость с，(точ- нее, ее среднее квадратическое значение) и масштаб турбулент- ности /“ характеризующий средний размер турбулентных молей.
①ронт пламени в турбулентном потоке непрерывно деформируется под воздействием хаотического движения турбулентных 5*⑶
в настоящее время получили Предполагается, что в турбу< плоский фронт ламинарногов настоящее время получили Предполагается, что в турбу< плоский фронт ламинарногопульсациями,пульсациями,турбулентнымитурбулентнымиРис. 5.6. Изменение значений 〃丁 (О) и LT (X) в зависимости от величины а/(а), начальной температуры 岂(6) н давления ро (в)：а) с = 75 м/с; р о； 10s Па; То = 600 К; 6) с = 75 м/с; р — 10Б На； а = 1,1 в, с = 50 м/с; Т()= 600 К; а = 1,1Рис. 5.6. Изменение значений 〃丁 (О) и LT (X) в зависимости от величины а/(а), начальной температуры 岂(6) н давления ро (в)：а) с = 75 м/с; р о； 10s Па; То = 600 К; 6) с = 75 м/с; р — 10Б На； а = 1,1 в, с = 50 м/с; Т()= 600 К; а = 1,1
в настоящее время получили Предполагается, что в турбу< плоский фронт ламинарного
в настоящее время получили Предполагается, что в турбу< плоский фронт ламинарного
пульсациями,
пульсациями,
турбулентными
турбулентными
Рис. 5.6. Изменение значений 〃丁 (О) и LT (X) в зависимости от величины а/(а), начальной температуры 岂(6) н давления ро (в)：
а) с = 75 м/с; р о； 10s Па; То = 600 К; 6) с = 75 м/с; р — 10Б На； а = 1,1 в, с = 50 м/с; Т()= 600 К; а = 1,1
Рис. 5.6. Изменение значений 〃丁 (О) и LT (X) в зависимости от величины а/(а), начальной температуры 岂(6) н давления ро (в)：
а) с = 75 м/с; р о； 10s Па; То = 600 К; 6) с = 75 м/с; р — 10Б На； а = 1,1 в, с = 50 м/с; Т()= 600 К; а = 1,1
молей. Отдельные моли свежей смеси проникают за начальный
фронт, и их сгорание продолжается на значительном расстоянии от фронта (рис. 5.5). Поэтому при исследованиях и расчетах рассматривают турбулентый фронт пламени как осредненную поверхность, на которой начинается горение свежей смеси (фронт воспламенения), и зону горения — область, в пределах которой заканчивается горение. Протяженность зоны горения LT измеряется по линиям тока, а ее ширина 6Т — по нормали к фронту.
Скорость распространения пламени в турбулентном потоке 〃牙 также измеряется по нормали к фронту относительно свежей смеси. Скорость распространения турбулентного фронта пламени и его ширина существенно превосходят (более чем на порядок) соответствующие величины для ламинарного фронта. Величины ит и 6Т не являются физико-химическими константами, как значения ия и 6Л, а сильно зависят от турбулентных характеристик потока.
В настоящее время нет достаточно точного метода расчета процесса турбулентного горения. Это связано, в основном, со .сложностью и недостаточной изученностью самого турбулентного движения. Теоретические исследования турбулентного горения базируются, главным образом, на рассмотрении приближенных моделей, в которых учитываются только наиболее важные эле-
менты явления.
Наибольшее распространение модели поверхностного горения, лентном потоке первоначально пламени сильно деформируется
масштаб которых больше ширины ламинарного фронта пламени /0 > 6Л. Суммарная поверхность фронта увеличивается, что приводит к пропорциональному увеличению объема смеси, реагирующей на единице площади осредненного фронта пламени, и, следовательно, к увеличению его скорости распростра-
нения. .
,Впервые модель поверхностного горения была предложена К- И. Щелкиным. Им было установлено, что кроме ® на скорость распространения турбулентного фронта пламени сильное влияние оказывает пульсационная скорость с', а на его ширину масштаб турбулентности /0:
W ~ 〃н /1 + (с'/〃н)2； бт ~ С%/〃н・
Этот вывод в качественном отношении находится в согласии с экспериментальными данными, но приведенные соотношения не позволяют их обобщать количественно. Поэтому модель поверхностного горения К. И. Щелки на в дальнейшем подвергалась усовершенствованию в трудах многих ученых. Особенно важные результаты были получены на этом пути А. В. Талантовым. Рассмотрим некоторые экспериментальные данные по турбулентному горению.
132
Максимальные величины ит наблюдаются при значениях коэффициента избытка воздуха а, близких к 0,8 (рис. 5.6, а). С уменьшением давления значение скорости распространения пламени 〃牙 уменьшается, а значение LT увеличивается (рис. 5.6, в). Это объясняется, главным образом, тем, что с уменьшением давления происходит снижение значений пульсационной скорости с и рост масштаба турбулентности /0 потока из-за уменьшения числа Рейнольдса.
Повышение температуры смеси приводит к существенной интенсификации процесса горения, что связано, в основном, с возрастанием значений нормальной скорости сгорания (см. рис. 5.6, б).
Объемное горение однородной смеси. При весьма высокой интенсивности процессов перемешивания (высоком уровне турбулентности) свежая смесь и продукты сгорания будут достаточно равномерно распределены в пределах некоторого объема. Тогда приближенно можно считать, что в каждой точке объема будет протекать реакция горения, т. е. будет наблюдаться объемное горение смеси. Идеализированное устройство, в котором за счет бесконечно высокой интенсивности процессов перемешивания реализуется объемное горение, называют гомогенным реактором с полным смешением. Близкие условия наблюдаются в срывных зонах, возникающих за плохообтекаемыми телами, в сильно закрученных струях и т. д. Исследования показывают, что устойчивое горение в реакторе при заданных значениях коэффициента избытка воздуха а, начальной температуры То и давления р возможны при расходах воздуха GB, не превышающих некоторых критических значений. При приближении значений GB к критическим происходит прекращение горения ：— срыв горения. Физически это объясняется тем, что при больших расходах (и, следовательно, при малых средних временах пребывания газа в реакторе) не успевают в достаточной степени завер-
133
Рнс. 5.7. Характеристики срыва горения в гомогенном реакторе прн горе- инн смесн углеводородного топлива н воздуха
шиться химические реакции горения и выделяющегося количества тепла не хватает для поддержания достаточно высокой температуры горения. Происходит снижение температуры, что влечет за собой уменьшение скорости хими
ческой реакции. Этот л а ви нообр аз ньй процесс приводит к прекращению горения. Определяющую роль играет не абсолютный расход^ воздуха, а комплекс GB/(pvVp)—параметр форсирования реактора (V ——объем реактора, v = 1,8 ... 2). Зависимость значений коэффициента избытка воздуха, при которых прекращается горение, от параметра форсирования GJmVj называется срывной характеристикой реактора, ограничивающей область устойчивого горения в нем (рис. 5.7).
Как видно, устойчивое горение смеси в гомогенном реакторе возможно при сравнительно небольшом диапазоне изменения а 0,5 ... 2 при средних значениях параметра форсирования. С увеличением значений То область устойчивого горения расширяется.
Диффузионное горение. Как уже говорилось выше, при диффузионном горении топливо и воздух подаются к зоне горения раздельно и горение происходит в процессе их взаимного перемешивания.-
Диффузионное горение может происходить как при ламинарном, так и при турбулентном режимах течения. Закономерности горения при этом изменяются в связи с изменением закономерностей процесса смешения. При турбулентном режиме микроструктура потока является весьма сложной (так же как и при турбулентном горении однородной смеси), процесс горения происходит на границе между турбулентными молями топлива и воздуха. В целом диффузионное горение протекает более медленно, чём кинетическое. Чрезвычайно неприятным свойством диффузионных пламен является повышенное образование твердого углерода (сажа, дым), что связано с разложением топлива в переобога- щенных молях смеси при его нагревании.
Примерами диффузионного горения является диффузионный факел — горение струи газообразного топлива, а также горение капель жидкого топлива в воздухе.
В камерах сгорания возможны случаи, когда происходит горение двухфазной смеси, т. е. смеси воздуха, паров и капель топлива (гетерогенное горение). Исследования показывают, что в такой смеси пламя распространяется более медленно, чем в одно134■
родной смеСй, однако концентрационные пределы распространения пламени в ней шире. При уменьшении размера капель топлива закономерности, горения двухфазной и однородной смесей становятся близкими, и при dK ^ 50 ... 60 мкм становятся одинаковыми.
Стабилизация процесса горения
При движении горючей смеси со скоростью, большей чем скорость распространения фронта пламени, ее сжигание возможно только при наличии в потоке стационарного источника поджигания, обеспечивающего непрерывное воспламенение горючей смеси — стабилизацию процесса горения.
Наибольшее распространение в камерах сгорания получил такой способ стабилизации, при котором поджигание осуществляется при контакте холодной свежей смеси с горячими продуктами сгорания. Источником последних, как правило, являются циркуляционные или срывные зоны, образующиеся за плохообтекаемыми телами, в сильно закрученных струях, в нишах и т. д
На рис. 5.8 представлена схема течения в циркуляционной зоне (ЦЗ) за плохообтекаемым телом (стабилизатором). В центре зоны наблюдается возвратное течение ——зона обратного тока (ЗОТ).
Циркуляционная зона выделяется с использованием полей скоростей и температур как зона, в пределах которой как бы циркулирует одна и та же масса газа. В действительности благодаря высокому уровню турбулентности через огр а ни чи ва ющую ЦЗ поверхность происходит интенсивный перенос массы газа, причем газ втекает в циркуляционную зону главным образом вблизи ее конца, а вытекает — у стабилизатора.
При установке стабилизатора в канале длина циркуляционной зоны составляет 〜2A (А — ширина стабилизатора). При горении ЦЗ заполнена продуктами почти полного сгорания (刀「=6,8 ... 0,95), имеющими высокую температуру (Т = 1600 ... 1800 К). Вследствие высокой интенсивности процессов перемешивания температура и состав газа в…宀
точно равномерно и в значительной части объема циркуляционной зоны протекает реакция горения.
Пламя «удерживается» стабилизатором в заданных условиях 加 Г。，а) при скоростях течения смеси,
Рис. 5.8. Структура течения за V- образным стабилизатором: са — осевая составляющая скорости; Ст 一 концентрация топлива '135
с/АРс/АРРнс. 5.9. Срывные характеристики V-образного стабилизатора (То = const)Рнс. 5.9. Срывные характеристики V-образного стабилизатора (То = const)мейьших некоторых максимальных значений стах.
с/АР
с/АР
Рнс. 5.9. Срывные характеристики V-образного стабилизатора (То = const)
Рнс. 5.9. Срывные характеристики V-образного стабилизатора (То = const)
Величина стах зависит от состава смесн, рода топлива, температуры и давления, а также от формы и размеров стабилизатора и параметров турбулентности набегающего потока.
чточтоСоздано несколько физических моделей стаблизации процесса горения в циркуляционных зонах. В настоящее время наибольшее распространение получили модели, в ко- в циркуляционной зоне (или в ее
что
что
части) идет объемно-массовая реакция подобно тому, как это имеет место в гомогенном реакторе. Поэтому в качестве критерия стабилизации часто используется отношение среднего времени пребывания смеси в циркуляционной зоне (切 ко времени химической реакции (J). Если tzltx < 1, то горение прекратится (произойдет срыв горения).
В теории стабилизации широко используются результаты исследований процесса горения в гомогенном реакторе.
Как говорилось выше, срывные характеристики гомогенного реактора могут быть представлены в виде зависимостей а = = /(Gb/(P2Vp), Л).
Чтобы использовать их для расчета области стабилизации горения, необходимо уметь определять для циркуляционных зон величину комплекса бц3/(р2Уцз).
Например, для уголкового стабилизатора приближенно можно предположить, что расход воздуха через циркуляционную зону бцз пропорционален скорости набегаоцего потока с, миделевой площади стабилизатора и плотности р0 : Gq3 ^p0CF. Тогда Оцз/(р2^цз) ~ рс/=7(%зр2).
Если считать, что отношение объема циркуляционной зоны к площади миделя стабилизатора V^IF пропорционально его ширине Д и учесть, что плотность при То = const пропорциональна давлению, то можно записать приближенное соотношение: Оцз/(р2^цз) ~ с/(Д-р).
Тогда срывная характеристика геометрически подобных стабилизаторов, работающих при одинаковых условиях и видах топлива, может быть представлена в виде зависимости а = = /(с/(М), То)・
На рис. 5.9 представлен характерный вид такой срывной характеристики.
Методы инженерного расчета стабилизации пламени в камерах сгорания базируются на обобщении экспериментальных данных, полученных в условиях, наиболее соответствующих конкретным типам камер сгорания.
ОСНОВНЫЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ТРД
Требования, предъявляемые к основным камерам сгорания, и организация их рабочего процесса
Высокие значения коэффициента полноты сгорания топлива на рабочих режимах (%》0,99).
Обеспечение надежного запуска двигателя в заданном диапазоне высот и скоростей полета.
Достаточно широкий диапазон устойчивой работы (без погасания пламени и без вибраций) при изменении значений коэффициента избытка воздуха (ак. с mtn =1,0 ... 1,5; ак.с тах = =20 ….40).
Допустимый уровень потерь полного давления (о^ с = = 0,92： 0,96).■
Заданное распределение средних температур по радиусу выходного сечения (заданная эпюра температур) и допустимый уровень окружной неравномерности температур (Д0Г = 0,2 ... 0,3). : 6. Допустимый уровень температуры стенок (Т^ ^ 1000 К)-
Низкая (ниже порога видимости) концентрация сажистых частиц (дыма) в продуктах сгорания.
Низкое содержание вредных веществ (СО, CH, NOJ в выхлопных газах.
Перечисленные требования предопределяют сложность рабочего процесса камер сгорания.
Значение коэффициента избытка воздуха на рабочих режимах в основной камере сгорания составляет а =2,6 ... 5. Как было показано выше, однородные смеси такого состава являются негорючими. В основных камерах сгорания подвод воздуха распре-
Рис. 5.10. Схема основной камеры сгорания:
7 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — фронтовое устройство; 4 — кольцевые каналы； 5 — жаровая труба; 6, 7 ——•отверстия для подвода вторичного и смесительного воздуха, соответственно
Рис. 5.11. Фронтовое устройство с форсункой (/) и двумя завихрителями ⑵Рис. 5.11. Фронтовое устройство с форсункой (/) и двумя завихрителями ⑵делен по длине, а топливо вводится в головной части жаровой трубы через форсунки. Благодаря этому в первой половине жаровой трубы смесь является значительно богаче (а = 1,2 …1,8), чем в целом по камере, что обеспечивает интенсивное протекание здесь процесса горения (рис. 5.10).
Рис. 5.11. Фронтовое устройство с форсункой (/) и двумя завихрителями ⑵
Рис. 5.11. Фронтовое устройство с форсункой (/) и двумя завихрителями ⑵
Покажем типичное распределение .воздуха по длине камеры сгорания: (515%)
воздуха подводится через фронтовое устройство (первичный воздух); (2040 %) через
13 пояса крупных (основ
ных) отверстий в первой половине жаровой трубы (вторичный воздух) и приблизительно столько же через основные отверстия во второй половине жаровой трубы (смесительный воздух); (20 ... 30. %) воздуха вводится через систему охлаждения тангенциально стенкам жаровой трубы (охлаждающий воз- Дух).
Фронтовое устройство камеры сгорания предназначено для обеспечения стабилизации процесса горения и подготовки горючей смеси. По конструктивному выполнению фронтовые устройства весьма разнообразны. Наибольшее распространение в настоящее время получили завихрительные фронтовые устройства, содержащие один или несколько лопаточных завихрителей (рис. 5.11).
Область жаровой трубы от фронтового устройства до первого пояса основных отверстий называется первичной зоной. В пределах первичной зоны из-за малого подвода воздуха смесь является богатой (а =0,4 ... 0,7). Вследствие высокой температуры газа (1500 ... 1800 К) в начале первичной зоны капли топлива быстро нагреваются и испаряются. В первичной зоне непосредственно за фронтовым устройством располагается циркуляционная зона, в которой осуществляется стабилизация процесса горения.
Расход воздуха, подводимого в первичную зону, недостаточен для полного сгорания топлива, и значение коэффициента полноты сгорания топлива здесь в лучшем случае может приближаться к значению коэффициента избытка воздуха (0,4 ... 0,7). Поэтому сгорание топлива продолжается ниже по потоку (вторичная зона) по мере подвода вторичного воздуха. Процесс сгорания заканчивается в том сечении, где средний коэффициент избытка воздуха составляет 1,5 ... 1,7. Часть жаровой трубы от форсунки до этого сечения называется зоной горения. Далее расположена зона смешения, где горение практически отсутствует. Благодаря подводу 138
воздуха здесь происходит снижение температуры газа до значений, определяемых суммарным коэффициентом избытка воздуха. От организации подвода воздуха в зоне смешения в значительной степени зависит обеспечение требуемого поля температур газа в выходном сечении.
Потери полного давления в основных камерах сгорания
Течение газа по тракту камеры сгорания сопровождается потерями полного давления, которые характеризуются значениями коэффициента гидравлических потерь 藁.с = =2 (広一硝/(Рк喲 и коэффициента восстановления полного давления ак. с = Рг/рк- Обычно разделяют потери полного давления в диффузоре камеры и в ее жаровой трубе.
Широкое распространение получили диффузоры с внезапным расширением (см. рис. 5.10). В них торможение потока сначала осуществляется в диффузорном патрубке, имеющем степень расширения 1,5 ... 1,8, а затем следует резкое расширение канала. Такие диффузоры характеризуются стабильным течением и умеренной величиной потерь полного давления: во входном патрубке & = 0,04 ... 0,06; в диффузоре в целом &д =0,2 ... 0,3.
Потери полного давления в жаровой трубе достаточно точно могут быть определены в результате гидравлического расчета кацеры сгорания. Наряду с этим получили распространение приближенные формулы, основанные на рассмотрении упрощенной схемы камеры (рис. 5.12). Предполагается, что воздух подводится только через один пояс отверстий, площадь сечения жаровой трубы постоянна, поля параметров потока в каждом сечении равномерны, газ несжимаем, осевая составляющая скорости воздуха в отверстиях равна скорости потока в кольцевых каналах, относительный расход топлива пренебрежимо мал. Применив к течению в такой камере уравнения газовой динамики, можно получить следующее выражение для определения потерь полного давления:
Рк. К — Р* = рк% П /2 十 рк (Ск・ К — %, х) /2 -|- рк^ж. X (9к. С — 1). (5.8)
Здесь Con — нормальная составляющая скорости воздуха в отверстиях; сж. х ——скорость газа в жаровой трубе при отсутствии подогрева; ск. к — скорость воздуха в кольцевых каналах; 0К. с = Тг/Тк — степень подогрева газа в камере. Соотношение (5.8) хорошо иллюстрирует структуру потерь полного давления в жаровой трубе. Сумма первых двух слагаемых характеризует потери на смешение. Как видно, они состоят из потерь скоростного напора, соответствующего нормальной составляющей скорости в отверстиях соп, и потерь на удар при перетекании воздуха из кольцевого канала в жаровую трубу (аналогичны
потерям при внезапном расширении). Третье слагаемое характеризует потери полного давления, вызванные подводом тепла к движущемуся газу—тепловые потери.
Разделив обе части уравнения (5.8) на величину скоростного напора потока при входе в диффузор камеры сгорания и заменив из уравнения расхода отношение скоростей отношением соответствующих площадей, получим выражение для коэффициента гидравлических потерь в жаровой трубе через кон
структивные параметры камеры сгорания:
氤=(Fk/hFo)2 + (Fk/Fk. к 一 &/%产 + 限 с — 1)(Fk/FhJ2. (5.9) Здесь Fr — площадь сечения на входе в камеру; FKiK и F^ — площади сечений кольцевых каналов и жаровой трубы, соответственно; Г。一 суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы;卩——коэффициент расхода воздуха через отверстие (卩= =0,7 ... 0,8). Наибольшую долю (70 ... 80 %) составляют потери, определяемые скоростным напором ркСоп/2. Эти потери тем больше, дем меньше значение 卩F。，так как при этом возрастает величина Сом Потери на《удар》，как правило, достаточно малы (3 ... 5 %). Тепловые потер и составляют 10 ... 20 %. Для практического использования в формулу (5.9) вводятся эмпирические поправочные коэффициенты. Например, может быть использована следующая, формула:
^Ж = 1,2(Fk/n 凡)2 + 0,5 (% С — 1)(Fk//)2.(5.10)
Коэффициент гидравлического сопротивления камеры сгорания представляет собой сумму этих коэффициентов для диффузора И ЖарОВОЙ ТрубЫ： ЕкснЕд+Еж.
Зная величину ^к. с, можно определить коэффициент восстановления полного давления:
Ок. С — 1 — ^к. С^ке (儿)k/(k + 1).(5.1 1)
Как видно, при постоянном значении 自匕#, которое определяется конструктивными параметрами камеры, значение ак. с сильно зависит от величины приведенной скорости воздуха при входе в диффузор (Хк): с увеличением значений 1К потери полного давления увеличиваются.
В математических моделях двигателей первого уровня, как правило, величина ак. с принимается постоянной на всех режимах работы двигателя. В более сложных моделях (2-й уровень) целесообразным является учет изменения 。乩 с в соответствии с формулами (5.10) и (5.11).
Организация процессов смешения в основных камерах сгорания
Для эффективного лротекання процессов горения, а также для обеспечения достаточно равномерных полей температуры в выходном сечении необходимо, чтобы подводимый через основные отверстия вторичный и смесительный воздух достаточно интенсивно перемешивался с продуктами сгорания внутри жаровой трубы.
Втекающий в жаровую трубу воздух образует систему свободных струй, распространяющихся в сносящем потоке. Рассмотрим основные закономерности распространения этих струй и связанных с ними процессов смешения.
Структура течения в одиночной струе является весьма сложной и изучена достаточно подробно. Одной из основных характеристик струи является ее ось, определяемая чаще всего как геометрическое место точек, в которых температура потока минимальна (температурная ось струи). На некотором расстоянии от отверстия температурная ось становится практически ггараллель- ной направлению скорости сносящего потока. Максимальное расстояние от стенки до оси струи, измеренное по нормали к стенке, называется глубиной проникновения струи В (рис. 5.13). Величина В может быть рассчитана по эмпирической формуле, предложенной В. Я. Безменовым: В =0,41& (<у + 3)°-88. Здесь q = ркСоп/(рсрСсР)； рср, Сер — осредненные значения плотности и скорости газа за системой струй; d^ =d()/卩 ——эквивалентный диаметр отверстия; 3 < ^ с 20. Относительная глубина проникновения струй в жаровую трубу (В = 8/无抓)во многом определяет протекание смешения (无出 —— высота сечения жаровой трубы кольцевой или радиус трубчатой камеры сгорания).
Как правило, в зоне горения и в зоне смешения кольцевой камеры основные отверстия в наружной и во внутренней обечайках располагаются в один или два пояса приблизительно в одном и том же сечении, причем, более равномерные поля температур обеспечиваются в том случае, когда отверстия различных обечаек смещены на пол-шага друг относительно друга в окружном направлении.
Исследования показали, что в этом случае протекание процесса смешения определяется, главным образом, относительными значениями импульса воздуха, подводимого через отверстия J。zzz G0con/(GCpCCp)» и шага отверстий в окружном направлении по средней окружности i 工 t/hm. Увеличение значений Jo и в определенных пределах ? (? с 0,8) приводит к интенсификации процессов смешения. Необходимым условием при этом является обеспечение относительной глубины проникновения струй воздуха В > 0,4 ... 0,5, которая может быть вычислена по формуле В = /7()£. Для обеспечения высокой степени смешения длина ' 141
Рис. 5.14. Срывные характеристики основной камеры сгоранияРис. 5.14. Срывные характеристики основной камеры сгоранияРис. 5.15. Примерная характеристика основной камеры сгорания по параметру форсированияРис. 5.15. Примерная характеристика основной камеры сгорания по параметру форсирования
Рис. 5.14. Срывные характеристики основной камеры сгорания
Рис. 5.14. Срывные характеристики основной камеры сгорания
Рис. 5.15. Примерная характеристика основной камеры сгорания по параметру форсирования
Рис. 5.15. Примерная характеристика основной камеры сгорания по параметру форсирования
Рис. 5.13. Распространение струи в сносящем потоке участка смешения / должна составлять (1 ... 1,5)用出，причем, с увеличением значений 70 величины / уменьшаются. Поэтому относительные длины жаровых труб /出/用出 современных камер сгорания составляют 2 ... 3.
Величина /0 для той или иной зоны ка
меры определяется параметрами камеры сгорания в целом —— относительным расходом воздуха в ту или иную зону и значением скорости воздуха в отверстиях. Поэтому изменять глубину проникновения струй при проектировании можно за счет изменения величины шага (числа) отверстий в окружном направлении при неизменной их суммарной площади. Как правило, величины ? выбираются в пределах 0,3 ... 0,6. Меньшие значения шага характерны для зоны горения, а большие ——для зоны смешения.
Характеристики основных камер сгорания
В эксплуатации камера сгорания работает в весьма разнообразных условиях. Поэтому качество камеры сгорания оценивается целой серией характеристик, которые определяются экспериментально. Основными являются срывные характеристики, характеристики по параметру форсирования и по составу смеси. Срывными характеристиками называют зависимости максимальных ак. С£пах или минимальных ак< С£П1П значений коэффициента избытка воздуха, при которых прекращается горение (происходит срыв пламени), от величины скорости воздуха при входе в камеру сгорания ск.
Различают характеристики по «бедному» ак. С£Пах = / (ск) и по «богатому» ак. с mln = / (ск) срыву. Типичный вид срывных характеристик камеры сгорания представлен на рис. 5.14. Для устойчивого горения необходимо, чтобы в циркуляционной зоне или в ее части местные значения а были равны ^0,5 ... 1,7 и время пребывания смеси было бы достаточным для протекания процессов горения. Обеспечение этих условий в наибольшей степени определяется конструкцией фронтового устройства, способом подачи и распыливания топлива.
С уменьшением значений р^ и Т； область устойчивой работы камеры сгорания сужается. Это объясняется, главным образом, уменьшением скорости химической реакции, а при низких значениях GT также плохим распыливанием топлива.
Изменение коэффициента полноты сгорания топлива в камере происходит, в основном, за счет изменения эффективности протекания процесса горения в зоне подвода струй вторичного воздуха, где механизм горения близок к объемному из-за весьма высокой интенсивности процессов смешения. Из первичной зоны 142
сюда поступает нагретая до высокой температуры богатая смесь (а =0,4 0,7).
，При подводе вторичного воздуха смесь обедняется и становится горючей. Однако, при этом уменьшается время пребывания смеси на данном отрезке длины жаровой трубы и расходуется тепло на нагрев подводимой порции воздуха. При. небольших объемных расходах QK и достаточно высоких значениях рк и Т* топливо и воздух в ходе химической реакции будут успевать превращаться в продукты сгорания. Однако при значительном увеличении QK будет уменьшаться значение 刀「，так как при чрезвычайно большом подмешивании воздуха (скорость смешения пропорциональна QK) химическая реакция не будет успевать завершиться до конца. Очевидно, что с увеличением объема жаровой трубы Уж полнота сгорания будет возрастать, так как время пребывания смеси в камере сгорания будет больше. Понижение же значений /?к и 7^ будет приводить к уменьшению величины 刀「 из-за уменьшения скорости химической реакции.
Результаты исследования камер сгорания показывают, что влияние величин GB,卩3 Т^, Уж на значение 刀「 при а = const приближенно может быть учтено с помощью параметра форсирования камеры сгорания Kv = Gb/^Pk^T^V^), предложенного В. Е. Дорошенко г. Приблизительно этот параметр можно интерпретировать как отношение времени химической реакции ко времени пребывания смеси в жаровой трубе.
На рис. 5.15 представлена характеристика камеры сгорания по параметру форсирования. Как видно, с увеличением значений Ку величины т]г снижаются. Это связано с недостаточным временем пребывания смеси в жаровой трубе по сравнению с временем химической реакции.
На рабочих режимах двигателя величины 成 и Т^ велики, поэтому значения Ку малы. Это позволяет получить весьма высокие значения 刀「(刀「0,99).
В иностранной литературе используется параметр форсирования Q — =G р/(Ужр*^' ехр (森/300)), по смыслу аналогичный параметру Ку.
Рассмотрим характеристику камеры сгорания по составу смеси, которая представляет собой зависимость значений 刀「от коэффициента избытка воздуха в камере а. Эта зависимость представляет собой кривую с максимумом при некоторых значениях а (аопт), однако в пределах рабочих режимов она весьма полога (% ^ 0,98). При существенном обеднении или обогащении смеси (а >5 ... 7 или а < 1,7 ... 2,0) происходит снижение значений 刀「 главным образом из-за замедления горения в чрезмерно обедненных или переобогащенных объемах смеси.
Изменением соотношения расхода воздуха между зонами горения и смешения можно изменять оптимальное значение а. Поэтому при расчетах двигателя значения 刀「на рабочих режимах можно принимать постоянными и равными ^0,99. На переходных и пусковых режимах необходимо учитывать изменение %, если величины /Су и а изменяются в широких пределах..
Существенное влияние оказывает работа камеры сгорания на возможность запуска двигателя. С точки зрения обеспечения запуска можно выделить два типа требований к камере: 1) обеспечение воспламенения смеси; 2) обеспечение полноты сгорания топлив (подогрева газа), достаточной для раскрутки ротора двигателя до режима малого газа (刀「^ 0,5). Наиболее неблагоприятными для работы камеры сгорания являются режимы высотного запуска двигателя в условиях авторотации, так как значения 卩^ и Т； при этом близки к атмосферным. С уменьшением значений Р； и Гк область воспламенения смеси сужается, поэтому иногда для повышения высотности запуска применяется подача кислорода.
Получение требуемой для запуска величины 刀「，зависящей от значений Кк，может быть достигнуто за счет соответствующего выбора объема жаровой трубы. Поэтому требование обеспечения пусковых характеристик двигателя на заданной высоте полета часто является решающим для определения размеров камеры сгорания. .
Поля температур газа в выходном сечении камеры сгорания
Поля температур газа в выходном сечении камеры сгорания оказывают существенное влияние на ресурс работы турбины. Лопатки рабочего колеса турбины вследствие вращения подвергаются воздействию температур газа, осредненных по поясам (окружностям данного радиуса) — Т^(. Распределение этих температур по высоте лопатки (эпюра температур) задается с учетом условий прочности рабочих лопаток.
На лопатки соплового аппарата турбины воздействуют местные температуры газа. Для обеспечения надежности сопловых лопаток превышение максимальной температуры (Ттах 0 над средней (окружная неравномерность полей температур) должна быть как можно меньше.
Рис. 5.16. Распределение температуры газа в окружном направлении на радиусе i (а), безразмерных характеристик поля температур по высоте выходного сечения камеры (6)
На рис. 5.16 приведено типичное распределение температуры газа при выходе из камеры сгорания.
Здесь й = h/h^, h —— расстояние между корневым и текущим сечением лопатки турбины; йл ——высота лопатки;屮一 угловая координата в окружном направлении. При построении поля температур газа применяются величины относительных избыточных температур:
0cPi—Г：р^П)/(Т?-П),
emaxf = (T；1axi —倉)/(凿一爲)・
Часто в качестве суммарной характеристики неравномерности температурного поля используется максимальное значение 0п)ах z, которое называется максимальной неравномерностью поля температур и обозначается Д0Г.
Как правило, наиболее благоприятна такая эпюра температур, когда максимальные значения 0ср ； составляют 0,05 ... 0,1 и располагаются на расстоянии около двух третей высоты лопатки от ее корня. Как у корня, так и у конца лопатки значения 0ср f понижены. Необходимым условием получения требуемой эпюры температур является обеспечение достаточной глубины проникновения струй воздуха в зоне смешения (BI% > 0,5 для кольцевой камеры сгорания). Заметное влияние на эпюру температур оказывает также расход охлаждающего воздуха.
Для обеспечения допустимой окружной неравномерности необходим рациональный выбор ряда конструктивных параметров камеры сгорания и, в первую очередь, суммарной площади от、 верстий в стенках жаровой трубы Fo и площади кольцевых кана- ЛОВ 尸к. к*
На рис. 5.17 приведена зависимость максимальной неравно' мерности температурного поля от отношения FJF督.Как видно, увеличение значений F0/FK приводит к возрастанию неравномерности поля температур. Это связано с тем, что при увеличении значений Fo уменьшаются скорости течения воздуха в отверстиях и уменьшается интенсивность процессов смешения внутри жаровой
■&9r 什042■&9r 什0421,251,5 1,75 2,0 G/G1,251,5 1,75 2,0 G/GРис. 5.17. Примерная зависимость максимальной неравномерности температурного поля от относительной суммарной площади отверстий в стенках жаровой трубы
■&9r 什
0
42
■&9r 什
0
42
1,251,5 1,75 2,0 G/G
1,251,5 1,75 2,0 G/G
трубы. Кроме того, при этом уменьшаются коэффициент гидравлических потерь жаровой трубы, и, следовательно, демпфирование неравномерностей скоростей, всегда имеющихся в потоке перед ней. Таким образом, для получения более равномерных полей температур в камере сгорания необходимо увеличивать в ней потери полного давления.
Площадь кольцевых каналов FK. к должна быть несколько больше суммарной площади отверстий в стенках жаровой трубы 尸н.丿尸。 =1,2 ... 1,4. Уменьшение величин FK. к приводит к возрастанию скоростей течения воздуха в кольцевых каналах и влияния неравномерности поля скоростей в них на течение внутри жаровой трубы.
Размеры и расположение отверстий в стенках жаровой трубы и ее продольные размеры выбираются из условия обеспечения эффективного протекания процессов смешения.
Кроме того, для получения равномерных полей температур необходимо как можно меньше устанавливать в диффузоре и кольцевых каналах патрубков дренажа, силовых стоек, пусковых устройств и так далее, которые загромождают сечение и вызывают местные неравномерности в поле скоростей воздуха.
Для кольцевых камер сгорания окружной шаг форсунок не следует выбирать больше (0,5 ... 0,7) йж.
Охлаждение стенок жаровых труб
Организация теплозащиты элементов камеры сгорания представляет собой весьма важную задачу, решение которой все более усложняется с ростом параметров рабочего процесса двигателя.
В современных камерах сгорания применяются комбинированные системы охлаждения: часть воздуха вводится внутрь жаровой трубы через щели системы охлаждения тангенциально стенкам для создания защитного слоя, а протекающий по кольцевым каналам воздух охлаждает стенки жаровой трубы снаружи. Воздух, вытекающий из щели со скоростью с1Ц> образует пристенную струю, которая перемешивается с потоком продуктов сгорания в соответствии с закономерностями, характерными для спутных струй (рис. 5.18). Конвективный поток тепла к стенке со стороны горячих газов определяется температурой и скоростью на границе пристенного пограничного слоя Tg и 缉
При относительных значениях расхода охлаждающего воздуха Сохл = Сохл/Св = 20 …25 % удается практически полностыр
Рис. 5.18. Структура течения и распределение температур газа вблизи стенки жаровой трубы：
——一 граница пограничного слоя;
—.—.—граница слоя смешения пристенной струн
изолировать стенки жаровой трубы от контакта с горячими газами, т. е. на всей длине охлаждающих секций Tg ^ 笈
а с§ ^ сщ. Подвод тепла к стенкам жаровой трубы в этом случае осуществляется только за счет излучения пламени (^л＞ г).
Лучистый поток тепла от газов в камерах сгорания из-за большого содержания сажи сильно превышает (в 7 ... 10 раз) излучение «чистых» продуктов сгорания, которое обусловлено излучением трехатомных газов СО2 и Н2О.
Исследования показывают, что величина ,л.「 имеет максимум
в конце зоны горения, так как здесь температура газа внутри камеры наиболее велика. Значения，л.「 практически не изменяются в рабочем диапазоне изменения коэффициента избытка воздуха а, и возрастают с увеличением времени пребывания газа в камере, а также с увеличением давления и температуры воздуха при входе, так как при этом увеличивается степень черноты пламени (вследствие увеличения выделения сажи), а с ростом Тк увеличива
ется еще и температура газа.
При некоторых достаточно высоких значениях давления р* 2 1 ... 1,5 МПа степень черноты пламени становится практически равной единице, ее дальнейший рост прекращается.
Отвод тепла от стенки определяется по обычным формулам теплообмена.
Исследования показывают, что увеличение температуры воздуха при входе в камеру сгорания приводит к существенному возрастанию значений температуры стенок жаровой трубы Tw.
Повышение значений р： оказывает неоднозначное влияние на величину Tw : при 卩：＜ 1 ... 1,5 МПа с увеличением давления температура стенки увеличивается, а при 卩；＞ 1 ... 1,5 МПа — уменьшается.
Уменьшение времени пребывания газа в камере (уменьшение объема жаровой трубы или увеличение объемного расхода воздуха) приводит к уменьшению температуры стенок. Заметное снижение температуры стенки может быть достигнуто при уменьшении продольных размеров секций системы охлаждения (при ОоХЛ = const), так как в этом случае происходит интенсивное перетекание тепла от более нагретых участков к менее нагретым за счет теплопроводности материала стенки, а также несколько возрастают значения коэффициентов теплоотдачи.
Разрабатываются также системы охлаждения, в которых интенсификация конвективного отвода тепла от стенки обеспечивается путем применения специальных мероприятий (например, оребре-
ние стенок). Большое значение для повышения надежности камер сгорания имеет также такая организация рабочего процесса, при которой бы обеспечивалось снижение лучистых потоков тепла.
При высоких значениях П и р； значительные трудности возникают с обеспечением теплозащиты фронтового устройства и головной части жаровой трубы. Связано это, в основном, с тем, что здесь возможно попадание топлива в пристенные слои газа и его воспламенение.
ФОРСАЖНЫЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Организация рабочего процесса форсажных камер сгорания
Форсажные камеры применяются, как правило, для возможно большего увеличения тяги двигателя, поэтому составы смеси в них близки к стехиометрическим: az = GB/((GT + GT. ф) X X 厶°) = 1,1 ... 1,3. К форсажным камерам предъявляются в целом такие же требования, как к основным (за исключением требования обеспечения заданного поля температур газа в выходном сечении). Однако численные величины ряда параметров иные. Так, полнота сгорания топлива в форсажных камерах несколько ниже (т|ф ^ 0,95), а потребный диапазон устойчивой работы по составу смеси (as mm 0,7 ... 0,9; as max = 2 …2,5) существенно уже, чем в основных камерах.
Принципы организации рабочего процесса в камерах ТРДФ и ТРДДФ близки. За турбиной двигателя расположен диффузор форсажной камеры, в котором скорость газа снижается от значений 入т - 0,4 0,6 до 入mid = 0,2 …0,3 (Xmid — приведенная скорость в миделевом сечении форсажной камеры при отсутствии подвода в ней тепла) (рис. 5.19). В большинстве случаев у ТРДДФ в пределах диффузора располагается смеситель лепесткового типа, обеспечивающий перемешивание воздуха наружного контура с газами внутреннего контура. Иногда при малой степени двухконтурности (т 三 0,5) смеситель отсутствует и перемешивание потоков осуществляется за счет процессов турбулентного обмена.
В конце диффузора установлено фронтовое устройство, состоящее из системы коллекторов для подачи топлива и стабилизаторов пламени.
Перед сгоранием в форсажной камере образуется подготовленная горючая смесь, близкая к однородной. Сгорание этой смеси начинается в турбулентных фронтах пламени, отходящих от кромок стабилизаторов, и заканчивается на расстоянии 1 ... 1,5 диаметров форсажной камеры.
Вблизи корпуса форсажной камеры располагается теплозащитный экран, который не несет силовых нагрузок и служит для предохранения корпуса от воздействия горячих газов. Под экран поступает ^.10 % газа, топливо в этот газ не подается. Из-под 148
экрана газ перетекает через систему щелей и отверстий внутрь форсажной камеры, создавая теплозащитную пелену.
Передняя часть экрана называется также антивибра
ционным экраном и способ- Рис. 5.19. Схема форсажной камеры сго- ствует предотвращению ви- Рания брационного горения.
Запуск форсажной камеры производится, как правило, с помощью огневой дорожки: в районе зоны смешения основной камеры сгорания несколькими импульсами впрыскивается топливо; в процессе движения с газовым потоком это топливо воспламеняется, и тем самым обеспечивается запуск форсажной камеры. В ряде случаев для запуска используются также специальные воспламенители.
Потери полного давления в форсажных камерах
Торможение потока за турбиной двигателя осуществляется сначала в кольцевом диффузоре, а затем следует практически внезапное расширение тракта в сечении, где оканчивается внутренний обтекатель, устанавливаемый за турбиной (см. рис. 5.19). Потери полного давления в диффузоре вызваны трением и вих- реобразованием в пограничном слое и при безотрывном течении составляют 1 ... 2 % (久 =//広 =0,980,99).加一полное
давление в конце диффузора.
На расчетных режимах работы значения полного давления потока в наружном и во внутреннем контурах за турбиной двигателя близки и в этом случае потери полного давления в смесителе невелики — о% = р；м//?д0,98 ... 0,99, где р*м — полное дав
ление после смешения потоков.
При обтекании стабилизаторов возникают потери на удар, связанные с торможением потока при внезапном расширении канала за стабилизаторами. Коэффициент гидравлического сопротивления стабилизаторов может быть определен по формуле:
Ест = (М Лст/ст И- fcT)2/(l — fcT)2.
Здесь т)ст — коэффициент смягчения входа (т)ст равно 0,15 при угле стабилизатора 45 %); /ст =尸ст/尸耳—степень загромождения сечения стабилизаторами;尸，FCT — площади сечения форсажной камеры за диффузором и миделя стабилизатора соответственно. Потери полного давления при этом будут равны:
Арет = ЕстРсмС£т/2； Ост —卩；/Рем =1 — ^рст/рсм*
Здесь сст — Скорость потока в зазоре между стабилизаторами; 炉 一 полное давление за стабилизаторами в некотором сечении /
Рис. 5.20. Характер изменения коэффициента полноты сгорания топлива в потоке за стабилизатором пламениРис. 5.20. Характер изменения коэффициента полноты сгорания топлива в потоке за стабилизатором пламениттфронтовые устройства сфронтовые устройства скольцевыми,кольцевыми,
Рис. 5.20. Характер изменения коэффициента полноты сгорания топлива в потоке за стабилизатором пламени
Рис. 5.20. Характер изменения коэффициента полноты сгорания топлива в потоке за стабилизатором пламени
т
т
фронтовые устройства с
фронтовые устройства с
кольцевыми,
кольцевыми,
(см. рис. 5.19), где по предположению параметры потока равномерны, а коэффициент выделения тепла близок к нулю.
Для уменьшения потерь полного давления стабилизаторы смещают относительно друг друга в осевом направлении ——эшелонируют.
Величины Од, %м, %т характеризуют гидравлические потери в тракте двигателя от турбины до начала горения и могут быть объединены одним коэффициентом %® = *адасмаст = 1 — —— Ар： ф/р；. Величина потерь полного давления Ар；, ф = 卩^ —— 卩； приблизительно пропорциональна скоростному напору газа за турбиной двигателя:
А涼 Ф = &. ФртС/2.(5.12)
За фронтовым устройством при подводе тепла к движущемуся газу возникают тепловые потери. Их величина может быть рассчитана из уравнений сохранения импульса и расхода, записанных для сечений / и ф: z 仇ф) = z &)//0ф. к； .
<^т. п ~ рф/pf =W (入f)/g (入ф)・(5.13)
Здесь 0ф.к = Т$/Т；м степень подогрева газа в форсажной камере; Ху =入mld・
Наличие теплозащитного экрана приводит также к возникновению потерь полного давления (1 ... 2 %) — аохл = 0,98 ... 0,99. Суммарный коэффициент восстановления полного давления равен произведению перечисленных коэффициентов о®. к = = Ог.фОт.цОохл и составляет 0,9 ... 0,94.
В математических моделях двигателей, как правило, учитывается изменение аф. к при изменении режима работы двигателя с использованием формул 5.12 и 5.13.
Стабилизация процесса горения и выгорание топлива по длине камеры
Закономерности стабилизации пламени и горения в форсажной камере в основном аналогичны рассмотренным ранее. Основными конструктивными параметрами фронтового устройства являются характерный размер (полка) стабилизатора Д и степень затенения сечения стабилизаторами /ст.
Характерный размер Д выбирается из условия обеспечения устойчивого горения на наиболее неблагоприятных режимах при минимальных значениях давления и температуры газа на входе в форсажную камеру. При выборе величины Д используются срыв- ные характеристики стабилизаторов — зависимости значений коэффициента избытка воздуха при срывном режиме (as max и as min) от комплекса с/(А小)(см. рис. 5.9). Как правило, рассматривается «богатый» срыв (as min — 0,7 ... 0,8). Достаточный диапазон устойчивого горения при обеднении смеси в ряде случаев (в особенности у ТРДДФ) обеспечивается за счет локального обо-
гащения смеси за стабилизаторами путем подачи топлива непосредственно в зону циркуляции.
Степень затенения сечения /ст определяет «густоту» расположения стабили
заторов в сечении камеры. Обычно /с равно 0,3 ... 0,4.
В форсажных камерах применяются
радиальными стабилизаторами, а также с комбинированным их расположением. Принципиальной разницы между этими
видами фронтовых устройств нет. Важной характеристикой форсажной камеры является срывная характеристика, представляющая собой зависимость значений as, при которых происходит полное прекращение горения в камере от скорости или давления газа при входе. Вид этой характеристики в качественном отношении аналогичен срывной характеристике одиночного стабилизатора. Конкретные же значения параметров зависят от особенностей организации рабочего процесса.
При определении длины выгорания топлива получили распространение методы, базирующиеся на обобщенных экспериментальных данных, полученных в условиях, близких к форсажным камерам.
Так, например, на основе экспериментальных исследований процесса горения в потоке между двумя стабилизаторами было установлено, что закономерности нарастания значений п巾 по длине камеры (кривые выгорания) могут быть приближенно описаны единой зависимостью, если в качестве характерного размера использовать расстояние между осями стабилизаторов S. Вид кривой выгорания представлен на рис. 5.20. Протекание ее практически не зависит от размера полки стабилизатора. Отсюда следует, что абсолютная длина форсажной камеры будет уменьшаться при уменьшении расстояния между стабилизаторами.
Совершенство форсажной камеры в значительной степени определяется характеристикой по составу смеси ——зависимостью значения п巾 от а2. Как правило, максимальные значения 刀巾 = =0,95 ... 0,97 реализуются при величинах а工=1,2 ... 1,5. При обогащении смеси значения п巾 снижаются из-за появления пере- обогащенных зон (а2. < 1), а при обеднении — из-за прекращения горения в объемах газа, бедных топливом. Изменения значений пФ при изменений давления и температуры газа при входе, как правило, невелики. Только при давлениях ниже атмосферного происходит заметное снижение полноты сгорания топлива из-за затягивания процесса горения.
Вибрационное горение и методы его устранения
В форсажных камерах может возникать особый режим горения ——вибрационное горение, характеризующийся периодическими колебаниями давления со значительной амплитудой (0,1 ... 0,2) р；. Вибрационное горение является недопустимым, так как приводит к быстрому разрушению элементов форсажной камеры. Различают низкочастотные (частота колебаний 5 ... 50 Гц) и высокочастотные (частота 400 ... 600 Гц) колебания давления. При низкочастотных колебаниях давления период весьма часто не сохраняется постоянным. Причиной этих колебаний может являться периодический срыв горения на отдельных участках фронтового устройства, пульсации давления в топливной системе, периодический срыв вихрей в диффузоре камеры и др. При высокочастотном вибрационном горении частота колебаний, как правило, определяется акустическими свойствами камеры сгорания. Бывают продольные колебания ——колебания газа в направлении оси камеры, а также поперечные — в направлении ее радиуса. В этом случае вибрационное горение представляет собой автоколебательный процесс. Для его существования необходим источник энергии и механизм обратной связи, обеспечивающий периодический подвод энергии к газу в определенной фазе.
Источником энергии в форсажной камере является колебание тепловыделения и скорости распространения пламени. Механизм же обратной связи может' быть весьма разнообразным. Он может основываться на смесеобразовании (колебание расхода воздуха, колебание расхода топлива через форсунки, попадание топлива на стенки камеры), на газодинамических явлениях (срыв вихрей в диффузоре и во фронтовом устройстве), на закономерностях процесса горения (изменение величины 〃丁 с изменением давления, периодические срывы пламени).
Для борьбы с вибрационным горением применяются различные методы. Основными из них являются следующие: «облагоражива- » ние» аэродинамики течения газа в камере для уменьшения вихре- образования, эшелонирование стабилизаторов в осевом направлении (воздействие на фазу колебаний), постановка перфорированного антивибрационного экрана в районе фронтового устройства.
«Склонность» камеры к возникновению вибрационного горения уменьшается при уменьшении средней скорости течения газа в камере и снижении степени его подогрева.
Охлаждение форсажных камер
Для предотвращения чрезмерного нагрева корпуса в форсажной камере устанавливается теплозащитный экран. Он не является силовым элементом и поэтому может воспринимать 152
большие тепловые нагрузки. В форсажных камерах, так же как и в основных, применяется комбинированная система охлаждения. Часть газа из-за турбины (или воздуха из второго контура) поступает в канал между корпусом и теплозащитным экраном и обеспечивает конвективное охлаждение как экрана, так и корпуса. Этот газ также используется для организации заградительного охлаждения экрана и створок реактивого сопла. Корпус форсажной камеры охлаждается снаружи воздухом, поступающим из воздухозаборника самолета.
В связи с высокими значениями температуры газа в форсажных камерах большое внимание уделяется заградительному охлаждению. Оно может быть организовано двумя способами: подачей газов тангенциально стенке через систему щелей (струйное охлаждение) или через большое количество мелких отверстий перпендикулярно основному потоку (перфорированное охлаждение).
Лучистый поток тепла от газа в форсажной камере обусловлен излучением трехатомных газов (СО2 и Н2О), образующихся при сгорании углеводородных топлив, и его величина относительно невелика.
Температура газа вблизи экрана изменяется по длине в соответствии с кривой выгорания топлива. Для ее уменьшения смесь вблизи экрана (между наружным стабилизатором и экраном) несколько обедняется за счет уменьшения подачи топлива, так что значения as составляют здесь 1,4 ... 1,6.
В начальной части форсажных камер применяются, как правило, щелевые экраны, в конце — перфорированные.
ВРЕДНЫЕ ВЫДЕЛЕНИЯ КАМЕР СГОРАНИЯ И ПУТИ ИХ СНИЖЕНИЯ
В отработавших газах авиационных двигателей содержатся вредные компоненты. Главными из них являются окись углерода (СО), различные углеводородные соединения и различные окислы азота, которые условно обозначаются СН и NOX, а также дым.
Выход загрязняющего вещества / на каждом режиме работы двигателя оценивается индексом эмиссии EJ卜 который представляет собой количество вредного вещества / в граммах, выделившегося при сгорании одного килограмма топлива.
СО и СН являются продуктами неполного сгорания топлива, поэтому их образование зависит, в основном, от тех же обстоятельств, что и полнота сгорания топлива. В частности, с уменьшением параметра форсирования основной камеры сгорания Ку происходит увеличение коэффициента полноты сгорания топлива и, следовательно, уменьшение выделений СО и СН. Этому же способствует обеспечение хорошего распыливания топлива и предварительного перемешивания его с воздухом; предотвращение попадания топлива на стенки камеры сгорания; рациональный под-
РежимТяга Р, %Время, МИИВзлет1000,7Набор высоты852,2Заход на посадку30Руление726РежимТяга Р, %Время, МИИВзлет1000,7Набор высоты852,2Заход на посадку30Руление726Таблица 5.1Таблица 5.1вод воздуха в пределах первичной зоны, обеспечивающей сгорание топлива при локальных значениях а 1,2 ... 1,6. Наибольшее выделение СО и СН наблюдается на режиме малого газа, так как при этом значения Рк и Тк минимальны, а величина а максимальна. На основных же режимах выход СО и СН незна
Режим
Тяга Р, %
Время, МИИ
Взлет
100
0,7
Набор высоты
85
2,2
Заход на посадку
30
Руление
7
26
Режим
Тяга Р, %
Время, МИИ
Взлет
100
0,7
Набор высоты
85
2,2
Заход на посадку
30
Руление
7
26
Таблица 5.1
Таблица 5.1
чителен. В форсажных камерах значения коэффициентов полноты сгорания топлива заметно ниже, чем в основных, поэтому продукты сгорания в выходном сечении сопла содержат значительное количество СО и СН. Однако, поскольку температуры газа при этом весьма высоки (1800 ... 2000, К), то в атмосфере за соплом происходит интенсивное выгорание этих компонентов, и результирующее загрязнение атмосферы не слишком велико.
Закономерности образования окислов азота в камерах сгорания противоположны закономерностям образования СО и СН. Окисление азота происходит при достаточно высоких температурах (Г 歹 2000 К). Интенсивность этого процесса очень сильно увеличивается при увеличении температуры. Образование окислов азота возрастает также при увеличении времени пребывания газа в камере сгорания. Поэтому максимальный выход окислов азота наблюдается при взлетном режиме работы двигателя.
Выход окислов азота в форсажных камерах сгорания мал, так как местные температуры горения здесь всегда ниже, чем в основных камерах сгорания из-за понижения температуры газа в турбине двигателя.
Содержание дыма (частиц углерода) в продуктах сгорания обусловлено сжиганием переобогащенной смеси (а V 1). Дымление может существенно возрасти, если в первичной зоне основной камеры будет происходить горение двухфазной смеси, содержащей плохо распаленное топливо. Поэтому основным направлением * борьбы с дымлением является обеспечение хорошей подготовки топливовоздушной смеси перед сгоранием. Как правило, обеспечить допустимый уровень дымления (ниже границы видимости) удается за счет рационального конструирования фронтового устройства основной камеры.
Несмотря на то, что вклад авиации в загрязнение атмосферы • в среднем невелик (1 %), в районе аэропортов возможно значи-, тельное локальное загрязнение воздуха, представляющее опасность для здоровья человека. Поэтому в настоящее время Международной организацией гражданской авиации (ИКАО) разработаны нормы на допустимое содержание загрязненных веществ в отработавших газах. Принципы нормирования состоят в следующем. Вводится стандартный цикл режимов работы двигателя при взлете и посадке (табл. 5.1).
В качестве контрольного параметра эмиссии используется отношение массы D§ вещества / (в г), выделяющейся за стандартный цикл, к взлетной тяге двигателя в килоньютонах Dj/Pn3. Зная индекс эмиссии вещества EJ? на каждом режиме работы двигателя, можно вычислить массу эмиссии за цикл:
D^^iEJ^G^ti. (5.14)
Здесь Cipt ——расход топлива в кг/с и & ——время работы в с на каждом из i режимов стандартного цикла.
Если выразить значение G^ через удельный расход топлива и тягу Gt» = Суд £/3600 и разделить обе части равенства (5.14) на Рвз，т0 получим выражение контролируемого параметра эмиссии в следующем виде:
4/Рвз = 2,78-10-1 £ (EJ热 Сук iPitf
Таким образом, величина DJP^ зависит не только от совершенства камеры сгорания, характеризуемого величинами (£/；)ь но и от значений Судг, которые характеризуют экономичность двигателя в целом и зависят от параметров его термодинамического цикла и совершенства всех узлов.
В соответствии с нормами выброс газообразных веществ турбореактивными и турбовентиляторными двигателями взлетной тягой свыше 26,7 кН, предназначенными для дозвуковых скоростей полета, не должен превышать следующих уровней: углеводороды 厶口/鼠《 19,6; окись углерода DCO/PB3 « 118; окислы азота QnoJPb3 < 40 + 2л*Е.
Следует отметить, что обеспечение требований по выбросу СО и СН возможно только при весьма высоких значениях коэффициента полноты сгорания топлива, превышающих 0,99 на всех режимах работы двигателя, включая малый газ.
Чтобы требования по снижению вредных выделений не ограничивали повышение экономичности двигателей, нормами предусматривается увеличение контрольного параметра для окислов азота при увеличении степени повышения давления, в компрессоре.
Содержание дыма в выхлопных газах определяется по методу фильтрации: через белый бумажный фильтр пропускается определенная масса выхлопных газов (16,2 кг/м2), затем определяется так называемое число дымности SN по формуле: SN = 100 % (1 —Rs/Rw)- Здесь Rs и Rw — абсолютные отражательные способности загрязненного и чистого фильтров. Нормами устанавливается максимально допустимое значение SN в зависимости от взлетной тяги двигателя: SN = 8,6 (Раз)"'0,274.
Основные трудности при создании камер сгорания с малым выбросом вредных веществ связаны с тем обстоятельством, что для снижения выхода СО, СН и NOX необходимо проведение взаимно
Рис. 5.21. Двухъярусная (а) и двухзонная (б) камеры сгорания:
1 — зона малого газа; 2 — основная зона горения
противоположных мероприятий. Поэтому рациональная конструкция камеры сгорания должна представлять собой некоторый «компромисс» между требованиями, вытекающими из задачи уменьшения эмиссии этих двух групп загрязняющих компонентов. Проведенные исследования показали, что, по-видимому, уровень вредных выбросов, регламентируемый рассмотренными выше нормами, может быть обеспечен за счет совершенствования рабочего процесса первичной зоны и рационального выбора объема жаровой трубы камеры сгорания. Однако для дальнейшего снижения эмиссии вредных веществ необходима разработка камер сгорания более сложной конструкции с увеличением числа зон горения, каждая из которых оптимизируется на определенный режим работы, или регулируемых камер сгорания. В качестве примера рассмотрим двухъярусную и двухзонную камеры сгорания (рис. 5.21).
В двухъярусной камере сгорания (см. рис. 5.21, а) ярус (/) настроен, главным образом, на работу на малом газе и на пусковых режимах (зона малого газа). Этот ярус характеризуется срав- нитёльно низкими значениями средней скорости течения, следо- “ вательно, время пребывания смеси / здесь повышено. Это обеспечивает высокие значения 刀「и низкий выход СО и СН на режимах малого газа. Ярус ⑵ работает на основных режимах (основная зона горения) и характеризуется повышенными значениями скоростей течения и коэффициента избытка воздуха. Это приводит к уменьшению выхода окислов азота.
Двухзонная камера сгорания (см. рис. 5.21, 6) имеет зону малого газа / и расположенную вслед за ней основную зону горения 2, куда топливо подается лишь на основных режимах работы. Благодаря тому, что в зоне 2 скорости течения повышены и смесь обеднена, достигается снижение образования NO*.
ГЛАВА 6. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД
Выходные устройства силовых установок с ВРД предназначены для преобразования тепловой и потенциальной энергии газов в кинетическую энергию вытекающей струи с учетом структуры потока на входе, компоновки двигателя на летательном аппарате и назначения последнего. В выходном устройстве в результате падения давления скорость рабочего тела увеличивается. В зависимости от скорости в выходном сечении выходные устройства делятся на до- и сверхзвуковые,
В настоящее время выходное устройство —— это сложный элемент силовой установки, существенно отличающийся от простых сопел первых реактивных силовых установок. Поскольку реактивная тяга Р воздушно-реактивной силовой установки по внутренним параметрам (при полном расширении газа в выходном устройстве .с Рн) определяется как разность количества движения в выходном и входном сечениях, то Р всегда меньше тяги выходного устройства /%・ При этом каждому проценту потерь тяги в выходном устройстве соответствуют несколько процентов потерь в тяге силовой установки.
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ
Величина расчетного отношения давлений на сопле определяется соотношением
^с. расч — Рф/Рс,(6.1)
где р$ — давление торможения во входном сечении сопла; рс — статическое давление в выходном сечении сопла.
Для сужающегося сопла значение расчетной скорости в выходном сечении принимается равным скорости звука Храсч = I; в соответствии с этим величина лс. расч = 1,85 (для k = 1,33). Для сверхзвуковых сопел значение расчетной скорости в выходном сечении больше скорости звука и для идеального сопла однозначно определяется отношением площади критического сечения к выходному
q (入с. расч) — Fк«Fс = f (入& расч，粉.(6.2)
Для таких выходных устройств значения лс.расч > 1,85 и может определяться по соотношению
П®. расч ~ 1/п (入с. расч)*(6.2а)
Значение %, при котором на срезе сужающегося сопла достигается скорость, равная скорости звука, называется расчетным (для сужающегося сопла это отношение равно критическому):
〃一北 ,，一)+1 产(6.3)
Jlc. кр 一 "с. расч (суж) — 12/*
Величины, определяющие режим работы выходного устройства, и коэффициенты, характеризующие его эффективность
Работа выходного устройства в системе двигателя определяется значением располагаемого отношения давлений:
р = Рф/ри* (64)
Режим работы выходного устройства определяется соотношением располагаемого и расчетного отношений давлений лс< р и лс, расч. Если лс> р = лс. pacq, то имеем расчетный режим работы выходного устройства, если же л& р 声 冗& расч» то имеем нерасчетный режим работы* выходного устройства.
Дозвуковое (сужающееся) сопло может работать на двух режимах: с полным расширением и недорасширением. На режиме с полным расширением давление газа на срезе равно давлению в окружающей среде рс = рн, а скорость меньше скорости звука. Границей между первым и вторым режимами является расчетный режим работы, для которого % = Рн, а скорость равна скорости звука. На режиме с недорасширением (лс> р > лс< расч) давление на срезе больше давления в окружающей среде рс > рн, а скорость истечения равна скорости звука.
Наиболее характерным сверхзвуковым выходным устройством является сопло Лаваля. Для сверхзвукового выходного устройства такого типа возможны три режима работы: с перерасширением, расчетный режим и режим с недорасширением.
Режим работы с перерасширением имеет место при %. р V V 冗& расч (Pc V Рн)・ Для этого режима возможны случаи, при которых скорость на срезе равна или меньше расчетной. В большинстве практических случаев интерес представляет работа сверхзвукового выходного устройства на режиме перерасширения со сверхзвуковой скоростью на срезе. Режимы течения с дозвуковой или смешанной скоростью в выходном сечении встречаются в некоторых специальных случаях работы силовых установок (при
р = П& отр《^с. расч)*
На рис. 6.1 приведены значения п& отр Ддя 々=1,4 в зависимости от расч, полученные расчетом.
Зависимостью, приведенной на рис. 6.1, можно пользоваться для приближенного определения значения лс, р> выше которого выходное устройство типа сопла Лаваля может работать с расчетной сверхзвуковой скоростью в выходном сечении.
Границей между режимом с перерасширением и недорасширением является расчетный режим, для которого лс> р = лс, раСч； Рс А На режиме с недорасширением 冗& р > 冗& расч и рс > 网；значение же скорости равно расчетному. Величина тяги любого выходного устройства на расчетном режиме определяется выражением
Рс = GrR. расч» (6・5)
где Gp ——действительный массовый расход рабочего тела через сопло; % расч =入с. расч^кр — СКОрОСТЬ НЗ срезе сопла.
Величина тяги сопла на нерасчетных режимах (для всех лс< р) определяется выражением
А = G^Cc. расч + 尸с Sc ~ Рн)， (6.6) где 尸с — площадь выходного сечения сопла.
При расчете проходных сечений выходного устройства необходимо знать коэффициент расхода рабочего тела через сечение, который представляет собой отношение дей-
^С.ОТр^С.ОТрРис. 6.1. Зависимость лс. отр от расчетного отношения давлений лрасч,々=1,4Рис. 6.1. Зависимость лс. отр от расчетного отношения давлений лрасч,々=1,4ствительного расхода рабочего тела Gr, протекающего через выходное устройство, к идеальному расходу Оид:
^С.ОТр
^С.ОТр
Рис. 6.1. Зависимость лс. отр от расчетного отношения давлений лрасч,々=1,4
Рис. 6.1. Зависимость лс. отр от расчетного отношения давлений лрасч,々=1,4
(6.7)(6.7)Значение идеального расхода Сид числяется по соотношениюЗначение идеального расхода Сид числяется по соотношениючерез выходное устройство вы-через выходное устройство вы-卩=^г/ОИд.
(6.7)
(6.7)
Значение идеального расхода Сид числяется по соотношению
Значение идеального расхода Сид числяется по соотношению
через выходное устройство вы-
через выходное устройство вы-
々+1 [
6呢=(7!77)2" "(专元 m仇кР). (6.8)
Для проточной части дозвукового сопла, форма которого образована цилиндрической поверхностью, переходящей в коническую (рис. 6.2), значение 卩 зависит от соотношения площадей цилиндра и минимального сечения и от длины (или угла наклона) конической части. Зависимость “ от лс> р характеризуется тем, что постоянное значение его достигается не при критическом отношении давления кр, а при несколько большем значении 冗с. р = п& стаб- Эта особенность характерна для всех сужающихся насадков, причем она проявляется более четко для формы проточной части с резкими переходами в районе минимального сечения, особенно при наличии острых кромок. Возрастание 卩 при зтс> р > 1,85 в таких случаях объясняется перестройкой поля скоростей в выходном сечении, требующей избыточного давления.
Значение 卩 зависит от числа Рейнольдса. Изменение л& р в результате изменения 卩口 не приводит к изменению числа Рейнольдса по параметрам рабочего тела. В случае же изменения лс. р за счет параметров на входе в выходное устройство изменяется и число Рейнольдса: с ростом Рф наблюдается некоторый рост 卩.
Тяговую эффективность выходных устройств можно оценивать коэффициентом скорости(рс, коэффициентом тяги Р© и относительным импульсом Jс.
Рис. 62 Геометрия Дозвукового конического сопла и ее влияние на коэффициент m： .
——- 0,6;-— — — 0,3 при F — =尸кр/尸ф
Коэффициент скорости выходного устройства есть отношение действительной скорости на срезе к некоторой характерной скорости:
屮с = ^с. д/^хар* (6・9)
Значение действительной скорости на срезе выходного устройства с& д может быть определено различными путями: рассчитано для случая течения идеальной жидкости с последующим внесением поправок, вычислено по измеренному полю скоростей, определено по измеренной тяге или по распределению давления по стенкам. Значения скорости в выходном сечении, полученные различными способами, отличаются друг от друга; наиболее достоверные значения скорости дают испытания с измерением тяги.
За характерную скорость чаще всего принимают расчетную скорость на срезе выходного устройства %. расч либо идеальную сс. ид. В соответствии с выбранной характерной скоростью различают два коэффициента скорости
ии(6.10)(6.10)屮с = ^с .д/^с. pacq ~ 入с. д/入с. расч屮С — Сс. д/Сс. ид =入с. д/^с. ид*
и
и
(6.10)
(6.10)
Поскольку наиболее достоверные данные получаются по .измерениям тяги, то можно оценивать эффективность выходных устройств, относя измеренную тягу Р& д к идеальной Рс. Ид- Отношение действительной тяги к идеальной носит название коэффициента тяги по внутренним параметрам
Pc = Pcf/Pc.MN(6」1)
Значение идеальной тяги может быть вычислена, если известно л* р и массовый расход рабочего тела G, по соотношению
Рс. МД = G&. ид，(6.12)
где сс, ид ——значение идеальной скорости, определяемой по величине л& р и параметрам на входе в выходное устройство.
Сумма первых двух членов в (6.6) представляет собой полный импульс, однозначно определяемый газодинамическими функциями и параметрами во входном сечении следующим образом:
/с. Д — GrCc. д + 尸срс = / (入С. д)尸с広—рс尸с/Г (к. д),(6.13)
Рис. 6.3. Изменение различных коэффициентов, характеризующих тяговую эффективность дозвуковых (а) и сверхзвуковых (6) сопел
где / (入с. д) и г (入с. д) — соответствующие газодинамические функции. Поскольку последний член в (6.6), равный 尸^Рн, не зависит от режима работы выходного устройства, то его можно исключить из рассмотрения и оценивать эффективность работы выходного устройства посредством относительного импульса, равного отношению полного импульса выходного устройства J& д к характерному импульсу /хар, *
，с — ^с.д/^хар* (6.14)
В качестве характерного импульса можно принять либо полный импульс на расчетном режиме /с. расч, либо идеальный импульс /Сф Ид, в соответствии с чем будем иметь два относительных импульса
Jc = Jc. д/Jc. pacq； J С = Jc. д/Jc. ид-
Величины /с. расч и /с. ид могут быть вычислены по известным Значениям рф, Тф,當е.р И 窮с. pacq・ На рис. 6.3 приведены зависимости, характеризующие тяговую эффективность выходного устройства в функции лс. р при фиксированном значении лс расч. Для сужающегося сопла при лс > 1,3 ... 1,4 и до лс Ста5 коэффициент скорости монотонно возрастает. При лс.р > лс ста5 значение(рс остается постоянным (рис. 6.3, а).
Для сверхзвукового выходного устройства типа сопла Лаваля на рис. 6.3, б показаны изменения коэффициентов, характеризующих его тяговую эффективность на режимах работы со сверх* звуковой скоростью в выходном сечении.
Внешний поток взаимодействует со струей рабочего тела, вытекающей из выходного устройства, в результате чего тяга： определенная по внутренним параметрам, уже не равна силе, движущей летательный аппарат. В таком случае движущей силой будет эффективная тяга силовой установки. Как уже отмечалось,, учесть характер взаимодействия струи рабочего тела и внешнего потока можно, используя коэффициент внешнего сопротивления кормовой части силовой установки
Сх KQP — 2Хкор/(рн吟尸mid).
Рис. 62 Геометрия Дозвукового конического сопла и ее влияние на коэффициент "：.
— 0,6;・一——0,3 при 尸= =尸кр/尸ф
Коэффициент скорости выходного устройства есть отношение действительной скорости на срезе к некоторой характерной скорости:
屮 с = Сс.д/Gap.(6・9)
Значение действительной скорости на срезе выходного устройства с& д может быть определено различными путями: рассчитано для случая течения идеальной жидкости с последующим внесением поправок, вычислено по измеренному полю скоростей, определено по измеренной тяге или по распределению давления по стенкам. Значения скорости в выходном сечении, полученные различными способами, отличаются друг от друга; наиболее достоверные значения скорости дают испытания с измерением тяги.
За характерную скорость чаще всего принимают расчетную скорость на срезе выходного устройства %• расч либо идеальную %. ид. В соответствии с выбранной характерной скоростью различают два коэффициента скорости
屮с = % .к/%. расч = ^с. д/^с. расч (6.10) фс = Сс. д/°с. ид —九С. д/^с. ИД'
Поскольку наиболее достоверные данные получаются по .измерениям тяги, то можно оценивать эффективность выходных устройств, относя измеренную тягу Рс. д к .идеальной Ре, Ид* Отношение действительной тяги к идеальной носит название коэффициента тяги по внутренним параметрам
Рс = Рс. д/Рс. ИД* (6・ 1 1) Значение идеальной тяги может быть вычислено, если известно лс. р и массовый расход рабочего тела G2, по соотношению
Р& ид = G&. ид> (6. 12)
где с* Ид ——значение идеальной скорости, определяемой по величине лс_ р и параметрам на входе в выходное устройство.
Сумма первых двух членов в (6.6) представляет собой полный импульс, однозначно определяемый газодинамическими функциями и параметрами во входном сечении следующим образом:
Jc. д = Gr^c. Д + Рсрс -— f (М. д)尸С広—pcFJr (Ас. д), (6.13)
Рис. 6.3. Изменение различных эффективность дозвуковых (а) иРис. 6.3. Изменение различных эффективность дозвуковых (а) икоэффициентов, характеризующих тяговую сверхзвуковых (6) сопелкоэффициентов, характеризующих тяговую сверхзвуковых (6) сопел
Рис. 6.3. Изменение различных эффективность дозвуковых (а) и
Рис. 6.3. Изменение различных эффективность дозвуковых (а) и
коэффициентов, характеризующих тяговую сверхзвуковых (6) сопел
коэффициентов, характеризующих тяговую сверхзвуковых (6) сопел
где / (А* д) и г (儿.д) — соответствующие газодинамические функции. Поскольку последний член в (6.6), равный FepH, не зависит 0T режима работы выходного устройства, то его можно исключить из рассмотрения и оценивать эффективность работы выходного устройства посредством относительного импульса, равного отношению полного импульса выходного устройства д к характерному импульсу Jxap， '
」с = /с.д//хар・ (6.14)
В качестве характерного импульса можно принять либо полный импульс на расчетном режиме (. раст, либо идеальный импульс Je, ид, в соответствии с чем будем иметь два относительных импульса
Jc =」с. д"с. pacq；Jc =」с. д"с. pacq；Jg = Jс* д/」с. ид*Jg = Jс* д/」с. ид*
Jc =」с. д"с. pacq；
Jc =」с. д"с. pacq；
Jg = Jс* д/」с. ид*
Jg = Jс* д/」с. ид*
Величины J& раз и /е.Ид могут быть вычислены по известным значениям /?ф， 丁巾，％, р и Лс. расч* На рис. 6.3 приведены зависимости, характеризующие тяговую эффективность выходного устройства в функции ле. р при фиксированном значении лс аеч. Для сужающегрся сопла при ле > 1,3 ... 1,4 и до лс ста5 коэффициент скорости монотонно возрастает. При лс.р > лс ста5 значение <рс остается постоянном (рис. 6.3, а).
Для сверхзвукового выходного устройства типа сопла Лаваля на рис. 6.3, 6 показаны изменения коэффициентов, характеризующих его тяговую эффективность на режимах работы со сверхзвуковой скоростью в выходном сечении.
Внешний поток взаимодействует со струей рабочего тела, вытекающей из выходного устройства, в результате чего тяга> определенная по внутренним параметрам, уже не равна силе, движущей летательный аппарат. В таком случае движущей силой будет эффективная тяга силовой установки. Как уже отмечалось> учесть характер взаимодействия струи рабочего тела и внешнего потока можно, используя коэффициент внешнего сопротивления кормовой части силовой установки
Сх KQp = 2-YKOp/(pH]/^Fmid),
где сопротивление кормовой части ХКОр состоит из сопротивления давления X* и сопротивления трения Лтр. Обе эти составляющие должны быть определены с учетом взаимодействия струи рабочего тела с наружным потоком. Зная значение коэффициента внешнего сопротивления сх и тягу, определенную по внутренним параметрам, можно, найдя силу внешнего сопротивления Л"кор, определить эффективную тягу выходного устройства:
Р&зф =尸& д — Хнор.(6.15)
Здесь Р& д — тяга выходного устройства, определенная по внутренним параметрам.
Рационально для оценки тяговой эффективности выходного устройства использовать измеренную тягу, которую характеризует коэффициент эффективной тяги, равный отношению измеренной эффективной тяги к идеальной:
^С. эф = А. Зф/РС. ИД = (Р& Д — Хнор)/尸с, ид.(6.16)
Величина Рс. эф определяется с учетом взаимодействия струи рабочего тела с внешним потоком по результатам мсдельных исследований или по натурным испытаниям (специальные виды испытаний); значение же идеальной тяги вычисляется так же, как и при оценке тяговой эффективности выходного устройства в условиях старта [по соотношению (6.12)].
Особенности обтекания внешним потоком кормовой части силовой установки
Рабочее тело, покидающее выходное устройство, взаимодействует с окружающей средой и расположенными рядом элементами летательного аппарата. Характер взаимодействия определяется формой внешних обводов кормовой части силовой установки, зависящей от размещения ее на летательном аппарате, й формой струи газов, покидающей выходное устройство.
На рис. 6.4 показано распределение коэффициента давления ，по наружной поверхности цилиндрических тел с оживальной кормовой частью. Чем плавнее обводы внешней поверхности, тем меньше сопротивление давления Хр1 но сопротивление трения Хтр при этом несколько возрастает.
Форма струи газов, покидающих выходное устройство, зависит от геометрии выходного устройства и режима его работы. Взаимодействие струи газов с окружающей средой существенно зависит от скорости полета. На старте (Мя = 0) и при числах Мп < 0,7 при рабочих значениях лс. р струя газов практически не влияет на распределение давления по внешней поверхности силовой установки; при дальнейшем увеличении скорости внешнего потока (что связано с ростом значений лс> р) струя оказывает воздействие на распределение
Рис. 6.4. Изменение коэффициента давления вдоль образующей тел вращения обтекаемых потоком с различной скоростью 尸cd = (DcD/Dmld)?；工=厶/Dmid； % = 2(0 - Рн)/Рнуп:
Кривая
7 5
5 8 15
ср,26969696. 16
9 9円円3S .а仇а а
4
Рис. 65 Схема обтекания кормового среза сверхзвуковым (а) и дозвуковым (6) потоками
Рис. 6.6. Значения коэффициента донного давления в зависимости от числа Мп для осесимметричных тел срд = =2(叁-叁)/齊
давления по внешней поверхности кормы. При Мп л; 0,8 и малой длине профилированной части возможно возникновение на внешней поверхности отрыва
потока, являющегося источни
ком значительного сопротивления кормовой части. Увеличение длины профилированной части кормы способствует более плавному обтеканию ■ ее и,
следовательно, уменьшению ее внешнего сопротивления. При Мп 之 0,9 на внешней поверхности кормовой части возможно возникновение сверхзвуковых зон. Это обстоятельство еще больше увеличивает сопротивление кормы. При сверхзвуковых скоростях внешнего потока качественно меняется характер обтекания кормовой части. В этом случае в области изменения кривизны контура реализуется течение Прандтля——Майера с последующим торможением; причем на всей поверхности кормовой части давление ниже давления в окружающей среде (при данном значении 尸& р)・
Обтекание кормового среза силовой установки сопровождается
расширением газа с последующим торможением; при этом наблюдается сложное течение за срезом, за которым давление рд (донное давление), как правило, меньше давления в невозмущенном потоке (рис. 6.5), что приводит к образованию так называемого донного сопротивления. Течение в донной области определяется многими факторами и рассматривается в специальной литературе.
На рис. 6.6 приведены значения коэффициента донного дав
ления
%, Д = 2 (рд — Рн)/(рн%)•
“ в зависимости от числа Мп, построенные и по расчетным данным, и по результатам экспериментального исследования при турбулентном пограничном слое и прямолинейной образующей цилиндрической кормовой части.
Наличие струи газов, истекающих из соплового насадка, существенно изменяет донное давление и ее влияние будет рассмотрено ниже.
ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА для ДОЗВУКОВЫХ И НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Дозвуковые выходные устройства современных воздушно-реактивных силовых установок представляют собой канал, заканчивающийся сужаю щимся нерегулируемым или регулиру-
164
иасадок со створкамииасадок со створками““ИИиием;иием;
иасадок со створками
иасадок со створками
“
“
И
И
иием;
иием;
емым насадком. Нерегулируемый насадок (рис. 6.7) применяется на силовых установках с высоконапорным компрессором и при отсутствии форсажной камеры.
При наличии форсажной камеры необходимо регулировать выходное сечение сужающегося насадка в широких пределах. В качестве регулируемого сужающегося насадка применяется устройство, образованное створками, укрепленными на шарнирах л управляемыми гидравлической системой (см. рис. 6.7, 0). Использование регулируемого насадка с передвижным центральным телом (см. рис. 6.7, в) на ВРД с форсажной камерой затруднительно из-за необходимости охлаждения центрального тела.
Форма соплового насадка дозвуковых выходных устройств
При использовании нерегулируемого соплового насадка (с целью достижения наиболее равномерного по выходному сечению поля скорости) необходимо выполнить его стенки по криволинейному контуру (см. рис. 6.7, 6), причем градиент изменения поперечного сечения вблизи среза должен уменьшаться, достигая нуля в выходном сечении. Наилучшие результаты (по равномерности поля скорости) получаются при выполнении контура по формуле Витошинского. На практике, однако, часто в качестве нерегу л и р уем о го выходного устройства используют конический насадок (см. рис. 6.7, а).
В сужающемся сопле с прямолинейными образующими поле скорости в выходном сечении является неравномерным из-за двумерного характера течения газа в подобном насадке. В связи с этим при значениях 1 < лс. р < лс. расч геометрия струи за срезом дозвукового сопла имеет плавно сужающуюся форму (рис. 6.8, а), причем степень сужения струи (отношение FCTp/Fc>p) зависит от значения лс.р и геометрии сопла. При повышении лс,р у стенок сопла скорость достигает скорости звука (при этом на оси сопла скорость дозвуковая — в силу двумерного характера движения газа) и характер движений периферийных струек уже
Рис. 6.8. Конфигурация струи за срезом сужающегося сопла при различных значениях лс> р:
а-%.р V^c.Hp； 6 — %.р >%・нр V 4; ；в- 4 <лСфр <6; е — %. 口 > 6
подчиняется закономерностям течения Прандтля——Майера. При величине лс. р > лСв расч геометрия струи имеет характерную периодическую «бочкообразную» структуру (см. рис. 6.8, 6) с зонами расширения и торможения, заканчивающимися скачком уплотнения. При дальнейшем повышении лс> р интенсивность разгона и торможения возрастают (см. рис. 6.8, в), что приводит к значительным потерям полного давления в скачках уплотнения. При величинах лс р > 5 ... 6 потери полного давления в первом скачке уплотнения настолько велики, что за ним уже поток не может ускоряться до сверхзвуковых скоростей, в силу чего невозможно существование периодической структуры (см. рис. 6.8, г). Рассмотренная картина течения справедлива при истечении газа в неподвижную среду.
Наличие движущейся среды оказывает существенное влияние на структуру струи, однако значение L при этом изменяется незначительно.
Некоторые возможные схемы компоновки дозвуковых выходных устройств
На современных летательных аппаратах возможны различные схемы выходных устройств. Наиболее распространен- "ные схемы приведены на рис. 6.9. Схема компоновки со срезом сопла, вынесенным за пределы гондолы или фюзеляжа (см. рис. 6.9, а), рекомендуется: для летательных аппаратов с небольшой сверхзвуковой скоростью полета Мп V 1,6 н при системе привода створок, имеющей небольшую строительную высоту. Если система привода имеет значительную строительную высоту, то более целесообразной можно считать схему, изображенную на рис. 6.9, б. Эта схема предназначена для сверхзвуковых летательных аппаратов (при Мп > 1,6) благодаря более эффективному использованию энергии вытекающей струи. В пространстве между наружными поверхностями силовой установки и элементами конструкций летательного аппарата протекает охлаждающий воздух.
Рис. 6.9. Выходные устройства летательных аппаратов с дозвуковыми соплами: ■ — схема с соплом, вынесеииым за срез кормы; 6 — схема с утопленным сопломРис. 6.9. Выходные устройства летательных аппаратов с дозвуковыми соплами: ■ — схема с соплом, вынесеииым за срез кормы; 6 — схема с утопленным соплом
Рис. 6.9. Выходные устройства летательных аппаратов с дозвуковыми соплами: ■ — схема с соплом, вынесеииым за срез кормы; 6 — схема с утопленным соплом
Рис. 6.9. Выходные устройства летательных аппаратов с дозвуковыми соплами: ■ — схема с соплом, вынесеииым за срез кормы; 6 — схема с утопленным соплом
Количество воздуха, необходимое для охлаждения форсажной камеры, соплового насадка и двигательного отсека, составляет несколько процентов (2 ... 5) по отношению к расходу газа через сопловой насадок. Вторичный поток, образованный охлаждающим воздухом, оказывает влияние на работу выходного устройства, изменяя величину донного давления в плоскости среза кормы, а, следовательно, и эффективную тягу.
Работа дозвуковых выходных устройств в условиях старта
Работа дозвуковых выходных устройств в условиях старта (Мп = 0) определяется их схемой и величиной отношения давлений лс. р. Тяговые характеристики выходных устройств с вынесенным за срез гондолы сужающимся насадком (см. рис. 6.9, а; пунктир) и изолированным сужающимся насадком (слошная линия) практически не отличаются друг от друга (рис. 6.10). Для выходного устройства с заглубленным относительно среза гондолы насадком (см. рис. 6.9, 6) тяговая характеристика отличается от тяговой характеристики изолированного насадка. Действительно, при фиксированном отношении площади критического сечения FKp к площади среза кормовой части Fc. р с увеличением отношения лс> р струя газов расширяется внутри выходного устройства. На участке, расположенном внутри выходного устройства, струя эжектирует газ из двигательного от-
Рис. 6.10. Тяговые характеристики сужающегося сопла и дозвуковых выходных устройств в условиях старта:
характеристика изолированно - го сопла； — — — характеристика устройства с выиесеиным сужающимся соплом (см. рис. 6.9, а); ха
рактеристика устройства с утопленным соплом (см. рис. 6.9, б)
Рис. 6.11. Схема течения газа в выходном устройстве с утопленным сужающимся соплом в условиях старта при различных значениях лс, р:Рис. 6.11. Схема течения газа в выходном устройстве с утопленным сужающимся соплом в условиях старта при различных значениях лс, р:
Рис. 6.11. Схема течения газа в выходном устройстве с утопленным сужающимся соплом в условиях старта при различных значениях лс, р:
Рис. 6.11. Схема течения газа в выходном устройстве с утопленным сужающимся соплом в условиях старта при различных значениях лс, р:
а — малые значения яс ₽ ^ст р) участок I в начало II (на рис. 6.10); 6 — среднее значение 11c.p (%тр а %р) конец участка II (иа рис. 6.10); в — высокие значения % р (образование рециркуляционной зоны, участок III на рис. 6.10)
сека. Часто этого количества оказывается недостаточно для питания пограничного слоя струи, и в пространстве между силовой установкой и кормовой частью создается разрежение, которое, с одной стороны, улучшает работу системы охлаждения, с другой— ухудшает тяговые характеристики выходной системы (из-за по* нижения давления на срезе кормовой части). При небольших значениях лс. р, когда площадь сечения струи 尸стр на срезе кор* мовой части незначительно превосходит площадь критического сечения насадка (рис. 6.11, а), разрежение в выходном сечении мало, а следовательно малы и дополнительные потери тяги (по сравнению с изолированным насадком).
При увеличении значения лс. р растет размер струи (см. рис. 6.11, 6) и уменьшается проходное сечение для подсоса из окружающей среды. При росте лс. р разрежение внутри выходной системы увеличивается, что приводит к дополнительным потерям тяги из-за перерасширения струи внутри кормовой части. При некотором значении п&р течение внутри выходной системы становится автомодельным (см. рис. 6.11, в). Это обстоятельство приводит к замедлению падения тяги, но ухудшает работу системы охлаждения силовой установки. Тяговая характеристика подобной выходной системы имеет вид, изображенный штрих-пунктир* ной линией на рис. 6.10.
Работа дозвуковых выходных устройств в условиях полета
В условиях полета происходит взаимодействие струи газов, истекающих из выходного устройства, с внешним потоком, обтекающим кормовую часть. Характер этого взаимодействия оп* ределяется особенностью обтекания кормовой части, геометрией соплового^асадка и режимом работы выходного устройства (значениями 戸с.р, 7 и лс.р).
168
Рнс. 6.12. Схема обтекания кормовой части силовой установки с дозвуковым выходным устройством при Мп V 1：
4 — поток через сопло отсутствует рд < Рц； Лс> 口 = Р$/〃н < I.冗区=「$/「“ = 1； 6 — малые значения р : ^д > 1' а ^с. р может быть и <1, рд < 夕日；в — > 1,85, яс ₽ «ожет быть н Vl；85；夕耳 > 夕日；2 — ^0, р' > ^д > 1乃5; рд > Рн '
При отсутствии струи (рис. 6.12, а) распределение давлений по внешней поверхности кормовой части, и ее внешнее сопротивление определяются условиями внешнего обтекания и геометрией кормы; тяга, рассчитанная по внутренним параметрам, при этом равна нулю (отсутствует поток массы через сопловой насадок). Повышение лс. р при дозвуковом внешнем потоке приводит к монотонному увеличению донного давления: донное сопротивление уменьшается, а тяга, рассчитанная по внутренним параметрам (см. рис. 6.12, 6), растет.
В связи с тем, что газ из сужающегося насадка истекает в среду © давлением рд, меньшим, чем в окружающей среде, значение Кс.р=р$/"н，при котором в минимальном сечении возникает критическая скорость, будет меньше определяемого соотношением (6.3), а статический член в выражении тяги по внутренним параметрам [соотношение (6.6)] —— отрицательным. Дальнейшее повышение лс> р вызывает увеличение размера струи за срезом сужающегося насадка (см. рис. 6.12, 8, г), что приводит к росту давления в донной области до значений, равных и даже больших, чем в невозмущенном потоке. В этих условиях возрастает величина тяги по внутренним параметрам и несколько уменьшается сопротивление кормовой части за счет небольшого изменения распределения давления по внешней поверхности кормы.
При сверхзвуковой скорости внешнего потока (Мп >1) характер взаимодействия реактивной струи с потоком более сложный. Результаты экспериментального исследования модели с сужающимся соплом и цилиндрической кормой во внешнем потоке с числом Мп = 2,0 приводятся в первом издании учебника.
Рис. 6.13. Схема обтекания дозвукового выходного устройства с профилированной кормовой частью внешним сверхзвуковым потоком при значениях рд > 1Рис. 6.13. Схема обтекания дозвукового выходного устройства с профилированной кормовой частью внешним сверхзвуковым потоком при значениях рд > 1
Рис. 6.13. Схема обтекания дозвукового выходного устройства с профилированной кормовой частью внешним сверхзвуковым потоком при значениях рд > 1
Рис. 6.13. Схема обтекания дозвукового выходного устройства с профилированной кормовой частью внешним сверхзвуковым потоком при значениях рд > 1
Если внешняя поверхность кормовой части выполнена в виде обратного конуса или профилированного сужающегося тела, то при работе выходного устройства на режимах с рд < 1 сопротивление давления внешней части не изменяется. При работе же на режимах с рд > 1, в силу образования течения торможения на внешней поверхности кормовой части выходного устройства, давление в зоне торможения и за скачком уплотнения станет больше давления перед зоной торможения (рис. 6.13). Подобное изменение в распределении давления приводит к уменьшению сопротивления давления внешней поверхности кормы. На некоторых режимах работы значение коэффициента внешнего сопротивления кормы сх может стать даже отрицательной величиной.
Сравнение экспериментальных значений коэффициентов тяги Двух схем выходных устройств (с заглубленным и выступающим за срез кормы срезом внутреннего сужающегося насадка — см* рис. 6.9) позволяет сделать вывод о том, что при малых сверхзвуковых скоростях полета (Мп < 1,7) рекомендуется применять схему с сужающимся соплом, расположенным у среза кормовой части; при больших скоростях полета предпочтительнее схема с заглубленным сужающимся соплом. В случаях, когда необходимо иметь малые потери эффективной тяги при скоростях полета, соответствующих числам Мп <; 1,5, целесообразно иметь сужающийся насадок, расположенный за срезом кормы (см. рис. 6.9, а). Область чисел Мп, при которой еще целесообразно использовать схему с заглублением, ограничивается значениями Мп от 0 до ^1,7. Верхнее значение числа Мп зависит в основном от отношения площади среза кормовой части к площади критического сечения Fcp = Fcp/FKp. С ростом этого отношения возрастают потери как при больших числах Мп, так и в диапазоне чисел Ми от 1,1 до 1,5, т. е. на режимах разгона сверхзвуковых летательных аппаратов.
Характеристики дозвуковых выходных устройств
В настоящее время наиболее широко используются характеристики выхлопных систем, определенные по результатам испытания моделей во внешнем потоке. Результаты испытания представляются в виде зависимости коэффициента эффективной тяги конкретного выходного устройства фиксированной геометрии от 170
м1,92,58 Компоновкам1,92,58 Компоновка%р шах%р шахРис. 6,14. Зависимость коэффициента эффективной тяги выходного устройства с вынесенным сужающимся соплом при различных Мп 丑尸кр：
м
1,9
2,58 Компоновка
м
1,9
2,58 Компоновка
%р шах
%р шах
^кр mln△О
х а р а ктер из у етс я следующими величинами: F& p/^mid = 0,875; 尸нр mln/^mid = 0,283; _
/р max/^mld = °-485' Z = Z/Dmld = =。，272; 7np = %/DmId =。，32 отношения давлений, сраба- тываемых на нем, при фик-
снрованном значении числа Мп:
尸с. эф = / 5с.р； Мц)・
На рис. 6.14 приведены дроссельные характеристики выходного устройства с вынесенным за срез кормы сужающимся соплом при двух значениях чисел Мп и двух величинах площади критического сечения. Приведенные данные свидетельствуют о сильном влиянии относительной площади критического сечения сужающегося сопла на Рс.эф-'
Для приближейной оценки эффективности дозвукового выходного устройства применительно к фюзеляжной компоновке силовой установки на летательном аппарате (значение энерговооруженности на бесфорсажном режиме FKP rain ^ 0,3) можно рекомендовать характеристику, приведенную на рис. 6.15^_3десь приведена зависимость потерь эффективной тяги (1一 Рс. эф) выходного устройства с сужающимся насадком, вынесенным за срез кормы, от числа Мп. В условиях старта потери тяги составляют 2,5 % {на рис. 6.15 приведены потери тяги сопла с регулируемым критическим сечением). Для нерегулируемого сужающегося насадка потери тяги будут несколько меньше 2 % из-за отсутствия утечек газа. На скоростях полета, соответствующих числам Мп ^； 1, потери достигают 5 ... 7 %; при Мп 二 2,0 потери составляют уже 12 ... 16 %. В условиях старта и при полете со скоростью звука потери эффективной тяги силовой установки практически равны потерям эффективной тяги сопла. При Мп ^ 2 потери эффективной тяги силовой установки уже превосходят потери эффективной тяги сопла в 1,9 ... 2,3 раза из-за влияния количества движения на входе
Рис. 6.15. Измэнение потерь эффективной тяги выходного устройства с сужающимся соплом в зависи- ,аостн от Мп
в двигатель. Таким образом, потери эффективной тяги летательного аппарата с выходным устройством с сужающимся соплом составят 22 ... 35 % от тяги силовой установки, которую она развивала бы в условиях старта при параметрах перед соплом, соответствующих условиям полета с числом Мп = 2,0.
Возможные пути улучшения тяговых характеристик дозвуковых выходных устройств
Чтобы уменьшить потери тяги в выходном устройстве с сужающимся насадком, необходимо уменьшать перерасширение газа во внутренней полости за срезом насадка и повышать донное давление. Из анализа работы дозвуковых выходных устройств двух схем (с вынесенным и утопленным сужающимся соплом) следует, что характеристика устройства с утопленным соплом (см. рис. 6.10) имеет три участка. На первом —характеристики системы и изолированного сопла совпадают, на втором — устройство обладает худшей, и на третьем ——лучшей эффективностью. Как ухудшение эффективности устройства на втором участке, так и улучшение на третьем обусловлены заглублением сужающегося насадка относительно среза кормы. Таким образом, можно предложить схему выходного устройства с сужающимся насадком и переменным заглублением его среза относительно среза кормовой части (рис. 6.16, а). Такое регулирование позволяет получить лучшую тяговую характеристику в более широком диапазоне из* менёния чисел Мд внешнего потока.
При анализе работы устройства с заглубленным сужающимся насадком отмечалось, что потери тяги на втором участке тяговой характеристики зависят от относительной площади среза 尸ср： чем больше значение Fcp, тем меньше потери тяги. Следовательно^ можно уменьшить потери тяги выходного устройства такого типа за счет уменьшения разрежения в пространстве между сужающимся соплом и кормовой частью, которое может быть достигнуто- .двумя путями: уменьшением относительной площади среза при использовании регулируемых створок (см. рис. 6.16, б) или увеличением расхода вторичного воздуха, подаваемого в пространства
Рис. 6.16. Возможные схемы регулируемых дозвуковых выходных систем» обладающих улучшенными характеристиками в широком диапазоне изменения значений лс>р：Рис. 6.16. Возможные схемы регулируемых дозвуковых выходных систем» обладающих улучшенными характеристиками в широком диапазоне изменения значений лс>р：
Рис. 6.16. Возможные схемы регулируемых дозвуковых выходных систем» обладающих улучшенными характеристиками в широком диапазоне изменения значений лс>р：
Рис. 6.16. Возможные схемы регулируемых дозвуковых выходных систем» обладающих улучшенными характеристиками в широком диапазоне изменения значений лс>р：
С°хл = (0,02 — 0,03) Gqch； ^вт » ^охл
между соплом и кормовой частью (см. рис. 6.16, в). При этом необходимо иметь в виду, что, уменьшая значение 尸ср посредством регулирования площади среза кормовой части, мы увеличиваем сопротивление давления кормовой части.
Хорошие результаты можно получить, комбинируя различные рассмотренные способы улучшения тяговых характеристик дозвуковых выходных устройств. •
ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Уменьшить потери тяги выходного устройства с сужающимся насадком можно, используя сверхзвуковые устройства. Существуют сверхзвуковые устройства с соплом Лаваля, с разрывом сверхзвукового контура, эжекторные, с соплом, с центральным телом и др.
Наиболее характерным типом сверхзвуковых сопел является сопло Лаваля.
Работа сопла Лаваля на различных режимах
Сопло Лаваля представляет собой сужающе-расшир я- ющийся канал, на входе в который скорость потока дозвуковая, а значения давления р$ и температуры торможения Т$ соответствуют значениям на выходе из форсажной камеры ВРД.
Режим работы сопла Лаваля определяется значениями располагаемого л&р и расчетного лс. расч отношений давлений. Распределение давлений вдоль оси сопла Лаваля при работе на различных режимах приведено на рис. 6.17. В зависимости от соотношения между Лс.р и лс. расч возможны следующие режимы работы сопла Лаваля: с дозвуковыми скоростями по всему тракту сопла; течения со скачками внутри сопла; со скачками за пределами сопла. Последний режим включает в себя работу сопла Лаваля с давлением на срезе, меньшим давления в окружающей среде (режим с перерасширением); с давлением на срезе, равным давлению в окружающей среде (расчетный режим) и с давлением на срезе, большим давления в окружающей среде (режим с недо- расширением).
Для авиационных силовых установок характерными рабочими режимами в полете являются режимы со скачками за пределами сопла (режимы 〃/, /V и V на рис. 6.17).
Контур проточной части сопла Лаваля для авиационных силовых установок с форсажной камерой образован сужающимся регулируемым насадком и конической или профилированной сверхзвуковой частью. Стыковка между дозвуковой и сверхзвуковой частями осуществляется элементами с небольшими радиусами кривизны.
На расчетном режиме значение 冗& р = 冗& рас簟；при этой дав ,ление на срезе (сечение с) равно давлению в окружающей среде.
173
Рис. 6.17. Измэнение давления вдоль сопла Лаваля при работе на различных режимах:а — кон гур сопла Лаваля; 6 — распргделеиие давления: / — течение с дозвуковыми скоростями по всему тракгу сопла； II — течение со скачками внутри сопла； III — тече* яие с перерасширениэм и сверхзвуковой скоростью на срезе; ZV — расчетное течение;Рис. 6.17. Измэнение давления вдоль сопла Лаваля при работе на различных режимах:а — кон гур сопла Лаваля; 6 — распргделеиие давления: / — течение с дозвуковыми скоростями по всему тракгу сопла； II — течение со скачками внутри сопла； III — тече* яие с перерасширениэм и сверхзвуковой скоростью на срезе; ZV — расчетное течение;
Рис. 6.17. Измэнение давления вдоль сопла Лаваля при работе на различных режимах:
а — кон гур сопла Лаваля; 6 — распргделеиие давления: / — течение с дозвуковыми скоростями по всему тракгу сопла； II — течение со скачками внутри сопла； III — тече* яие с перерасширениэм и сверхзвуковой скоростью на срезе; ZV — расчетное течение;
Рис. 6.17. Измэнение давления вдоль сопла Лаваля при работе на различных режимах:
а — кон гур сопла Лаваля; 6 — распргделеиие давления: / — течение с дозвуковыми скоростями по всему тракгу сопла； II — течение со скачками внутри сопла； III — тече* яие с перерасширениэм и сверхзвуковой скоростью на срезе; ZV — расчетное течение;
V 一 течение с иедорасширеиием; й — р = 1/ле 口； б — / = (2/(左 + 1)产一% е — р = =im&oTp；"方=i/%・p
Изменение давления вдоль оси сопла Лаваля на этом режиме изображено на рис. 6.17 линией а——6——з. При отсутствии потерь значение скорости газа в выходном сечении fc. расч определяется величинами лс. расч и Тф и может быть вычислено по соотношению Хс. расчаКр.
С учетом потерь значение скорости в выходном сечении ^с>д будет меньше ес.расч. Огличиё в значениях %.д и сс, раСч может оцениваться коэффициентом скорости фс [см. соотношение (6.10) и рис. 6.3, б]. При работе на расчетном режиме значение тяги сопла Лаваля определяется только внутренними потерями; потери же на нерасчетность отсутствуют. Внутренние потери тяги слагаются из потерь на трение и потерь на непараллельность потока в выходном сечении. Потери, связанные с трением, могут быть определены в результате расчета пограничного слоя на стенках сопла с учетом реальных свойств рабочего тела. Потери на непараллельность потока в выходном сечении зависят от угла наклона стенки сопла в выходном сечении и для конической сверхзвуковой части определяются по формуле
А% =及一Рк=о = L+с 产 «1-4 (sin f/, (6.17) где Ра — коэффициент тяги сопла Лаваля, сверхзвуковая часть которого имегт угол конуса а; Ра=о — коэффициент тяги сопла Лаваля с параллельным выходом. В силу противоположной зависимости потерь на трение и на непараллельность в функции 174
Рис. 6.18. Тяговая
сопел яс. расч ниями а
Лаваля,
характеристика рассчитанных на
—10 с с различными значе-
угла а каждому значению 乳& расч (или отношению Fc/Fkr) будет соответствовать оптимальное значение угла раскрытия.
Рс缈«%單8g64
а =2/
|i=/|
-I—I
При работе сопла Лаваля со сверхзвуковой скоростью на срезе (л
значениями л,
с. р
с. р
> 冗с. отр
# 冗с. расч
СО
на рис. 6.17)
значение козффициента скорости сохраняется постоянным; значения же коэффициента тяги Рс изменяются, так как к внутренним потерям добавляются потери на нер нечетность. На рис. 6.18 приведекы тяговые характеристики сопла Лаваля с различными углами конусности сверхзвуковой части,рассчитанного на лС1Раеч =： =10. При отклонении от расчетного значения лс потери тяги
возрастают: причем более существенное падение тяги происходит при лс. р < лс. расч, т. е. на режиме перерасширения. При 冗с. рас” ^ 2 сопло с а = 40° имеет меньшие потери, чем на расчетном режиме (л с. р =10), вследствие отрыва потока от стенок сопла. Тяговые характеристики сопла Лаваля с конической сверхзвуковой частью при а 工 20° для различных расчетных значений лс приведены на рис. 6.19. Применение сужающегося сопла целесообразно до значения :п* р《4; в диапазоне изменения лс, р от 4 до 6,5 наименьшими потерями тяги обладает сопло с лс< расч =4,5; сопло с 冗& рас簟=1° целесообразно для ис-
с. р
Рис. 6.19, Сравнение тяговых характеристик сопел Лавадя с а= 20°и лс<расч=； =4,6; 10 и 18,5 с тяговой характеристикой дозвукового сопла:
■— — —— характеристика сопла Лаваля при дискретном регулировании выходного сече-- ння; ..——. — характеристика при плавном регулировании выходного сечеиия
■ Рис. 6.20. Изменение избыточного давления (р — Ри) газа, действующего на стенку Лаваля при работе на режиме перерасширения (режим III на рис. 6.17):
.4 — точка с нулевым избыточным давлением
значениях 冗с.р меньшими потерями будет обладать сопло с ^с. расч = 18,5. Применяя регулируемое по выходному сечению сопло Лаваля (со ступенчатым регулированием), можно обеспечить тяговую характеристику, показанную на рис. 6.19 штриховой линией. Если применить плавное регулирование, то можно обеспечить еще меньшие потери тяги (штрих-пунктирная кривая, на рис. 6.19).
Основной причиной потерь тяги в сопле Лаваля является пере- расширение потока внутри сверхзвуковой части, в результате чего уменьшается коэффициент тяги. Огобенно четко можно объяснить ухудшение эффективности работы сопла Лаваля на режиме перерасширения, рассмотрев эпюру избыточного давления по стенкам сопла (рис. 6.20). На режиме перерасширения (режимы, соответствующие отрезку в—г на рис. 6.17) на участке сопла ниже точки Л (см. рис. 6.20) отмечается отрицательная разность давлений, в силу чего на этой части сопла реализуется сила, направленная против полета, т. е. сила сопротивления.
Работа сопла Лаваля во внешнем потоке
Рис. 6.21. Схемы компоновки сопла Лаваля в кормовой части:Рис. 6.21. Схемы компоновки сопла Лаваля в кормовой части:с изломом в точкес изломом в точке，一оживальной формы; 6 — расширяющаяся корма，一оживальной формы; 6 — расширяющаяся кормаг)г)Рассмотрение работы выходных устройств типа сопла Лаваля во внешнем потоке необходимо осуществлять с учетом компоновки кормовой части. Возможны различные схемы компоновок выходных устройств (рис. 6.21), которые отличаются формой наружных 0бВ0Д0В_И отношениями FK =尸ср/尸mid；凡р =尸ср/&р； 尸с =尸с/尸кр и Fcp/Fc =尸ср/尸с・ Наиболее сложный характер течения наблюдается при компоновке, соответствующей рис. 6.21, а. Тяговая эффективность подобной компоновки определяется ре- .жимом работы сопла 冗& р，скоростью внешнего потока Мп, величиной давления на срезе сопла рс (или значением лс< расч)) величиной отношения 尸ср/尸с и условиями притекания внешнего потока к срезу кормы. Характер взаимодействия реактивной струи,
Рис. 6.21. Схемы компоновки сопла Лаваля в кормовой части:
Рис. 6.21. Схемы компоновки сопла Лаваля в кормовой части:
с изломом в точке
с изломом в точке
，一оживальной формы; 6 — расширяющаяся корма
，一оживальной формы; 6 — расширяющаяся корма
г)
г)
А; в — цилдндрическая корма; г
Рис. 6.22. Тяговые характеристики выходного устройства с соплом Лаваля при лс, расч* ]9 И различными а с профилированной внешней поверхностью кормыРис. 6.22. Тяговые характеристики выходного устройства с соплом Лаваля при лс, расч* ]9 И различными а с профилированной внешней поверхностью кормы
Рис. 6.22. Тяговые характеристики выходного устройства с соплом Лаваля при лс, расч* ]9 И различными а с профилированной внешней поверхностью кормы
Рис. 6.22. Тяговые характеристики выходного устройства с соплом Лаваля при лс, расч* ]9 И различными а с профилированной внешней поверхностью кормы
покидающей срез сверхзвукового сопла, с внешним потоком имеет много общего с взаимодействием струи, истекающей из сужающегося сопла, с внешним потоком, который рассмотрен в предыдущем разделе. На рис. 6.22 приведены дроссельные характеристики сопла Лаваля с лс.расч 19 при а - 15, 20 и 40° с кормовой частью, изображенной на рис. 6.21, а. Большие потери эффективной тяги в рассматриваемой компоновке обусловлены внешним сопротивлением кормовой части (площадь которой составляет 41 % от площади миделя 尸ср/尸mm = 0,59) и донным сопротивлением торца между срезом сопла Лаваля и срезом кормы (尸ср ~■尸с)/尸mm・ Величина этой торцевой площади составляет 12 % от площади миделя. С уменьшением значения лс> р потери эффективной тяги существенно возрастают, что объясняется ростом донного сопротивления, которое увеличивается при дросселировании сопла из-за уменьшения размера струи за срезом, а также ростом потерь внутренней тяги за счет перерасширения потока в расширяющейся части сопла. На рис. 6.23 приведена зависимость потерь эффективной тяги сопел Лаваля, рассчитанных на значение лс, pacq =
Рис. 6.23. Потери эффективной тяги выходных устройств с соплами Лаваля в зависимости от Мп для различных компоновок:Рис. 6.23. Потери эффективной тяги выходных устройств с соплами Лаваля в зависимости от Мп для различных компоновок:—• — лс.расч = 6; а = 12% Fc/Fmid = 0,72; ^с/^кр 一 =10； а = 22。； Fc/F = 1,94; F 七片山于яс.расч =2,84； %p*е.—• — лс.расч = 6; а = 12% Fc/Fmid = 0,72; ^с/^кр 一 =10； а = 22。； Fc/F = 1,94; F 七片山于яс.расч =2,84； %p*е.1,49; — — —■冗1,49; — — —■冗=19,5： а = 30°;=19,5： а = 30°;
Рис. 6.23. Потери эффективной тяги выходных устройств с соплами Лаваля в зависимости от Мп для различных компоновок:
Рис. 6.23. Потери эффективной тяги выходных устройств с соплами Лаваля в зависимости от Мп для различных компоновок:
—• — лс.расч = 6; а = 12% Fc/Fmid = 0,72; ^с/^кр 一 =10； а = 22。； Fc/F = 1,94; F 七片山于яс.расч =2,84； %p*е.
—• — лс.расч = 6; а = 12% Fc/Fmid = 0,72; ^с/^кр 一 =10； а = 22。； Fc/F = 1,94; F 七片山于яс.расч =2,84； %p*е.
1,49; — — —■冗
1,49; — — —■冗
=19,5： а = 30°;
=19,5： а = 30°;
= 19,5(а=30°) и Лс.расч—Ю (а = 22°) с цилиндрической
кормовой частью, а также сопла Лаваля с Лс.расч~6 (а=12°), установленного в кормовую часть с отношением 尸cp/Fmid = = 0,72, в зависимости от числа Мп. Эта зависимость построена по результатам опытного определения потерь эффективной тяги модели сопел при определенной зависимости изменения 口&р = =/(Мп), характерной для большинства двигателей. Выходное устройство с соплом Лаваля, рассчитанным на Яс. расч 弋 бу имеет минимальные потери при Мп— 1,4; при Ес.расч=10 минимум потерь имеет место при Мп —2,0, а для сопла лс. расч = = 19,5 ——при Мп —2,8. Минимальные значения потерь тяги для лс.расч= Ю и Лс. Расч= 19,5 близки между собой и составляют 1,7... 2 %. Для сопла же с лс. расч —6 минимальные потери составляют ^3,5 %.
Характерной особенностью выходного устройства с нерегулируемым соплом Лаваля являются значительные потери эффек* тивной тяги на режимах с лс. р<яс. расч, что соответствует дозвуковым и небольшим сверхзвуковым скоростям полета. Причиной повышенных потерь является сильное перерасширение потока в сопле и донное сопротивление. Применение регулируемого сопла Лаваля позволяет существенно уменьшить потери внутренней тяги, но при этом возникает повышенное донное сопротивление из-за большой площади между срезом кормы и регулируемой площадью выходного сопла.
Используя регулируемое по выходному сечению сопло Лаваля, можно уменьшить потери эффективной тяги, регулируя одновременно и площадь среза кормовой части. Это в значительной мере усложняет конструкцию выходного устройства, но не устраняет внешнего сопротивления поворотной створки кормы. При этом необходимо иметь в виду, что в случае необходимости регулирования критического сечения схема выходного устройства с регулируемым выходом сопла Лаваля и площади среза кормовой части становится весьма сложной.
Использование сопла с разрывом Сверхзвукового контура ,при небольших вторичных расходах не позволяет существенно улучшить характеристики выходных устройств, особенно при дозвуковых скоростях полета.
Выходное устройство с эжекторным соплом и сопло с центральным телом
В отличие от сопла с разрывом сверхзвукового контура» для которого характерным является малый расход вторичнога воздуха, будем называть эжекторным соплом такое сверхзвуковое выходное устройство, в котором расход вторичного воздуха может быть большим. Величина расхода вторичного воздуха определяется геометрией выходного устройства и режимом его работы из условия достижения наименьших потерь тяги при выполнении ряда условий эксплуатационного и компоновочного характера.
司力
Рис. 6,24. Схемы выходных устройств с эжекторными соплами:
■ — со звуковым внутргниим соплэм; 6 ■ е соплом активного газа типа сопла Лаваля
Схемы выходных устройств с эжекторными соплами приведены на рис. 6.24. Возможна различная форма наружных обводов: оживальная, с изломом, цилиндрическая и расходящаяся (так же, как и для сопла Лаваля, см. рис. 6.21). Сопло активного газа, т. е. двигательное сопло, может быть как сужающимся, так и сверхзвуковым с регулируемым критическим сечением для ТРДФ. Величина минимальной площади наружной обечайки Fo6> min может быть фиксированной или регулируемой.
Величина расхода вторичного воздуха должна определяться из условия достижения минимальных потерь эффективной тяги при заданных условиях полета и геометрических размерах элементов выходных устройств. На трансзвуковых скоростях полета величины вторичного расхода должны составлять большую долю основного расхода. Обеспечить потребные расходы на конкретном летательном аппарате трудно, в связи с чем применяют регулирование минимальной площади наружной обечайки и регулирование площади среза.
Можно использовать воздух, окружающий кормовую часть, для улучшения работы выходных устройств с эжекторными соплами. Для этого необходимо организовать забор воздуха из внешней среды посредством специальных заборников. Возможные схемы выходных устройств с забором воздуха из окружающей среды изображены на рис. 6.25.
Схемы течения газа в эжекторных устройствах при работе их на различных режимах могут быть получены на основании анализа
Рис. 6.25. Схемы выходных устройств с забэром вторичного воздуха из окружающей среды:，一с диаметром входа обечайки, равным диаметру кормы; б — с увеличенными размерами обечайкиРис. 6.25. Схемы выходных устройств с забэром вторичного воздуха из окружающей среды:，一с диаметром входа обечайки, равным диаметру кормы; б — с увеличенными размерами обечайки
Рис. 6.25. Схемы выходных устройств с забэром вторичного воздуха из окружающей среды:
，一с диаметром входа обечайки, равным диаметру кормы; б — с увеличенными размерами обечайки
Рис. 6.25. Схемы выходных устройств с забэром вторичного воздуха из окружающей среды:
，一с диаметром входа обечайки, равным диаметру кормы; б — с увеличенными размерами обечайки
Рис. 6.26. Сравнение по эффективной тяге сопла Лаваля () иэжекторного сопла () с одинаковыми %. расчРис. 6.26. Сравнение по эффективной тяге сопла Лаваля () иэжекторного сопла () с одинаковыми %. расчРнс. 6.27. Сравнение тяговых характеристик в условиях старта сопла с цен- тральным телом и сопла Лаваля с одинаковыми лс> раСчРнс. 6.27. Сравнение тяговых характеристик в условиях старта сопла с цен- тральным телом и сопла Лаваля с одинаковыми лс> раСч
Рис. 6.26. Сравнение по эффективной тяге сопла Лаваля () и
эжекторного сопла () с оди
наковыми %. расч
Рис. 6.26. Сравнение по эффективной тяге сопла Лаваля () и
эжекторного сопла () с оди
наковыми %. расч
Рнс. 6.27. Сравнение тяговых характеристик в условиях старта сопла с цен- тральным телом и сопла Лаваля с одинаковыми лс> раСч
Рнс. 6.27. Сравнение тяговых характеристик в условиях старта сопла с цен- тральным телом и сопла Лаваля с одинаковыми лс> раСч
работы дозвукового выходного устройства во внешнем потоке (см. разд. 6.2).
Характеристики эжекторных выходных устройств по эффективной тяге отличаются от характеристик выходных устройств с соплом Лаваля меньшими потерями в условиях старта (М=0) и малых скоростей полета при несколько больших потерях на сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 6,26 приведены сравнительные характеристики этих
нерегулируемых выходных устройств. Схема проточной части таких сопел приведена на рис. 6.27.、Использование подобных сопел позволяет уменьшить потери на перерасширение. Отличительной особенностью схемы на рис. 6.27, а — сопла с прикрытой. обечайкой — является расширение газа за критическим сечением в объеме, не отделенном от окружающей среды твердыми стенками. При течении газа в таком сопле отсутствуют перерасширение на центральном теле при нерасчет* ных режимах. Сопло с центральным телом и цилиндрической обе* чайкой (схема рис. 6.27, 6) имеет некоторое перерасширение в силу того, что частично расширение газа за критическим сечением осуществляется в пространстве, отделенном от окружающей среды твердыми стенками.
Тяговые характеристики сопел с центральным телом и сопла Лаваля (по внутренним параметрам) приведены на рис. 6.27, в.
Наличие внешнего потока приводит к взаимодействию его с реактивной струей. Подобное взаимодействие рассмотрена в разд. 6.2. С учетом влияния внешнего потока лучшей тяговой характеристикой обладает схема 6.27, 6.
180
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ РЕАКТИВНОЙ СТРУИ ДЛЯ СОЗДАНИЯ ОТРИЦАТЕЛЬНОЙ ТЯГИ
Необходимость в отрицательной тяге возникает для тяжелых самолетов с реактивными двигателями в связи с увеличением длины пробега при посадке и для военных самолетов, с цельк> улучшения маневренности в воздухе и на земле. Для самолетов с ТВД можно иметь отрицательную тягу при использовании реверсивных винтов. Реактивная струя ГТД может быть использована для создания отрицательной тяги.
Эффективность применения отрицательной тяги при пробеге- зависит от качества самолета К = @/%, нагрузки на крыло Q, энерговооруженности R (отношения тяги двигателя к весу самолета), коэффициента трения р, и величины отрицательной тяги.. Для создания отрицательной тяги используются реверсивные устройства, эффективность которых оценивается коэффициентом реверсирования, равным отношению величины отрицательной тяги к прямой тяге сопла:
Ррев = Ротр/Рс. д； Р°тр = GpeB^peB COS а — (Gr — GpeB) CCJ (6.18^
где GpeB и Срев — расход газа и скорость на выходе из реверсивного устройства; а ——угол вектора скорости с осью установки;, Gr—массовый расход газа на входе в выходное устройство..
Значения GpeB, срев, ан% могут быть определены из продувок моделей реверсивных устройств..
На рис. 6.28 приведена зависимость относительного уменьшения длины пробега самолета при различных величинах определяющих параметров от коэффициента реверсирования по сравнению с длиной пробега при торможении только колесными тормозами (коэффициент трения 卩= 0,2).
Использование реверсирования тяги в полете с целью улучшения маневренности самолета может оказаться более эффективным средством торможения, чем щитки, используемые в настоящее время.
Требованияt предъявляемые к реверсивным устройствам. Для1 эффективного использования реверсивного устройства необходимые значения коэффициента реверсирования составляют величину 0,5 ... 0,6. Применение реверсивных устройств с большими значениями Ррев является весьма затруднительным. При включении реверсивного устройства и при его работе не должны меняться параметры за турбиной. Выполнение этого требования достигается правильным выбором формы проточной части всех элементов реверсивного устройства.
Для осуществления поворота потока газа используются различные дополнительные конструктивные элементы, обтекаемые- горячим газом, наличие которых нарушает герметичность газового тракта. Это приводит к дополнительным потерям тяги при неработающем реверсивном устройстве. В реальной конструкции;
Рис. 6.28. Зависимость относительной длины пробега самолета от коэффициента реверсирования при различной энерговооруженности при К = 5 и к = 0,2:
— Q = 23 400」Н/м2; Q = 58 800 Н/м2
дополнительные потери тяги должны быть сведены к минимальным значениям, не превышающим 1 %.
Для современных двигателей значение располагаемых отношений давлений 冗с.р, при которых работает реверсивное устройство при торможении на посадке, изменяется от 1,8 до 2,5. Необходимо, чтобы в указанном диапазоне значений 冗© изменение
коэффициента реверсирования и относительного расхода осуществлялось монотонно и плавно при переходе от прямой тяги к отрицательной и обратно.
Конструкция реверсивного устройства должна быть прочной и обладать необходимой жесткостью для предотвращения возникновения колебаний, которые могут передаваться на двигатель и самолет. Реверсивное устройство является неотъемлемой частью «силовой установки, что требует снижения его массы до минимальной.
Рис. 6.29. Схемы реверсивных устройств:Рис. 6.29. Схемы реверсивных устройств:7 —решетчатого типа； // — створчатого типа; а — при работе на рэжиме прямой тяги; N —при работе с включенным реверсивным устройством7 —решетчатого типа； // — створчатого типа; а — при работе на рэжиме прямой тяги; N —при работе с включенным реверсивным устройствомЗначения посадочных скоростей современных самолетов значительны, в силу чего необходимы малые промежутки времени для перехода как от прямой тяги к максимальной отрицательной (чтобы сократить длину пробега), так и от отрицательной тяги к максимальной прямой (для обеспечения возможности прекраще-
Рис. 6.29. Схемы реверсивных устройств:
Рис. 6.29. Схемы реверсивных устройств:
7 —решетчатого типа； // — створчатого типа; а — при работе на рэжиме прямой тяги; N —при работе с включенным реверсивным устройством
7 —решетчатого типа； // — створчатого типа; а — при работе на рэжиме прямой тяги; N —при работе с включенным реверсивным устройством
Рис. 6.30. Схема реверсивного устройства двухконтурного двигателя с большой степенью двухконтурности
ния посадки при необходимости захода на второй круг). Современные реверсивные устройства имеют время включения 1 ... 1,5 с.
Классификация реверсивных устройств. Все реверсивные уст~ ройства можно разделить на два вида: реверсивные устройства^ осуществляющие поворот потока до среза основного сопла, и реверсивные устройства, осуществляющие поворот иотока за срезом основного сопла (рис. 6.29). В реверсивных устройствах имеются два типа элементов: дросселирующие и отклоняющие. В устройствах первого типа в качестве дросселирующих элементов： используются створки, которые при работе выходного устройства образуют проточную часть, а на режиме реверсирования перекрывают путь к газу к основному соплу, направляя его к отклоняющим элементам. В этом устройстве дросселирующие элементы осуществляют и частичный поворот потока. Далее поток поступает в отклоняющие элементы. В качестве отклоняющих элементов наиболее часто используется специальная решетка. В связи с этим такие реверсивные устройства называются решетчатыми.
В реверсивных устройствах второго типа поворот потока осуществляется специальными створками, которые на режиме прямой тяги располагаются над силовой установкой образуя наружные обводы. На режиме реверсирования створки посредством специального механизма устанавливаются за срезом сопла, перекрывая путь к газу в прямом направлении, поворачивая его на угол, больший 90°. Такие реверсивные устройства называются створчатыми.
Для двигателей с большой степенью двухконтурности 70 .… 80 % тяги создает наружный контур. Реверсивные устройства таких двигателей имеют отклоняющие решетки во втором контуре и отклоняющие створки или решетки (рис. 6.30) в первом, причем реверсивное устройство первого (внутреннего) контура может отрицательной тяги не создавать, а лишь поворачивать поток на угол около 90°. Это объясняется малой долей тяги внутреннего контура в общей тяге двигателя и стремлением не осложнять работу всего двигателя в результате попадания горячих выхлопных газов на вход, что может происходить при повороте внутренней струи на угол, больший 90°.
ЧАСТЬ III
УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД
Г Л А В А 7. ТЕРМО ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ И ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ТРД, ТРДФ И ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ТРДД ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Наиболее простой турбореактивный двигатель ——это одножальный ТРД с нерегулируемым осевым компрессором и неизменными проходными сечениями проточной части, схема которого показана на рис. 7.1. У таких ТРД сравнительно низкие значения степени повышения давления компрессора в стартовых условиях Яко < 6 и небольшой диапазон возможного изменения условий полета (Мп. и Н). Для ТРД и ТРДФ с л*0 > 6 ... 8 и достаточно большим диапазоном изменения условий полета и режимов работы применяются схемы с двухкаскадньш компрессором (двухвальные двигатели) или схемы с компрессором, регулируемым поворотом направляющих аппаратов. При этом у двигателей ■с большим диапазоном скоростей полета для улучшения их данных на нерасчетных режимах полета, а также при изменении режимов работы, регулируют проходные сечения реактивного сопла: критическое и выходное. Поэтому практически все современные ТРД и ТРДФ выполняются по более сложным, чем показанная на рис. 7.1, схемам. Наиболее типичные схемы ТРДФ представлены на рис. 7.2 и 7.3. Двигатель, показанный на рис. 72 имеет регулируемый компрессор с поворотными направляющими аппаратами групп первых и последних ступеней и регулируемое реактивное сопло. На рис. 7.3 изображен двигатель с двухкаскадньш компрессором, составленным из компрессоров низкого и высокого давлений (каждый из которых приводится во вращение своей турбиной) и регулируемое реактивное сопло. Такой двигатель называют двухвальным ТРДФ. Регулирование двухкаскадного ком- лрессора этого двигателя на нерасчетных режимах проводится за счет изменения частоты вращения роторов, т. е. их скольжения. У двигателей любой схемы для улучшения характеристик могут применяться регулируемые турбины с поворотными сопловыми аппаратами.
Независимо от того, насколько широк диапазон изменения условий полета и режимов работы двигателя, один из режимов © зафиксированными значениями Мп и Н полета принимается за расчетный.
Расчетным режимом двигателя будем называть режим, для которого при заданных полетных условиях и потреб- 184
Рис. 7.1. Схема одновального ТРД с нерегулируемыми проходными сечениями
Рис. 7.2. Схема одновального ТРДФ с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора
ной тяге выбраны параметры рабочего процесса, а в результате расчета определяются удельные параметры и исходные размеры проходных сечений проточной части, т. е. основные данные для проектирования двигателя.
На рис. 7.4 даны расчетные схемы ТРД и ТРДФ с обозначением характерных сечений проточной части. В ТРД входят следующие элементы: входное устройство, компрессор (однокаскадный или двухкаскадный), камера сгорания, турбина (однокаскадная или двухкаскадная) и реактивное сопло. У ТРДФ кроме перечисленных элементов ТРД между турбиной и реактивным соплом располагается форсажная камера.
Рис. 7.3. Схема двухвального ТРДФ
Рис. 7.5. Расчетная схема газогенератора ТРДДРис. 7.5. Расчетная схема газогенератора ТРДДОбратимся теперь к двухконтурным двигателям (см. гл. 1 и 9). На рис. 1.3 представлена схема двухвального ТРДД. У этой и других схем ТРДД и ТРДДФ можно выделить автономный узел—газогенератор.
Рис. 7.5. Расчетная схема газогенератора ТРДД
Рис. 7.5. Расчетная схема газогенератора ТРДД
нияния(у Тдвухвального(у ТдвухвальногоГазогенератором двухконтурного двигателя называют его часть, включающую в себя компрессор высокого давле
ния
ния
(у Тдвухвального
(у Тдвухвального
газогенератора- компрессоры среднего и
высокого давления), камеру сгорания, турбину компрессора (турбины компрессоров высокого и среднего давления), кинемати
чески не связанную с ротором вентилятора.
二 Расчетная схема газогенератора двухконтурного двигателя к обозначением характерных сечений представлена на рис. 7.5. Сравнивая газогенератор с ТРД (см. рис. 7.4, а), приходим к выводу, что газогенератор составлен из тех же элементов (компрессора, камеры сгорания и турбины), которые лежат в основе ТРД. Отсюда можно заключить, что математические модели ТРД и газогенератора ТРДД на расчетном режиме в своей основе будет
.практически одинаковыми.
В настоящей главе рассмотрены вопросы, касающиеся только •расчетных режимов работы двигателя и газогенератора. Во всех случаях, когда обсуждаются изменения удельных параметров двигателя в зависимости от условий полета и параметров рабочего
процесса, предполагается, что при каждом возможном сочетании этих параметров двигатель рассматривается на расчетном режиме, е. разным вариантам сочетаний параметров и условий полета соответствуют разные двигатели.
ТЕРМОГА ЗОД ИНАМ И ЧЕСК ИЙ РАСЧЕТ ТРД,
ТРДФ И ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ТРДД
НА РАСЧЕТНОМ РЕЖИМЕ
Математическая модель турбореактивного двигателя на расчетном режиме, в основу которой заложены условия совместной работы отдельных элементов в системе двигателя, определяет -физическую взаимосвязь между элементами двигателя. О том, насколько полно представлены физические взаимосвязи между элементами двигателя в математической модели, говорит ее уровень. Нулевой уровень представляет основные параметры двигателей в виде таблиц или графиков в зависимости от условий полета и параметров рабочего процесса.
Первый уровень характеризует двигатель взаимо- ©вязвю между его элементами уравнениями, отражающими реаль- 置86
ные условия их совместной работы, с дискретным изменением теплоемкости рабочего тела и формальным заданием значений коэффициентов, характеризующих потери в элементах двигателя (нулевой уровень по элементам).
Второй уровень характеризует двигатель наиболее- точными физическими взаимосвязями между его элементами с переменным значением теплоемкости рабочего тела и заданием коэффициентов, характеризующих потери в элементах двигателя на базе детального расчета этих элементов по математическим моделям первого уровня.
Использование современных ЭВМ для определения параметров двигателя на расчетном режиме и решения многих других задач предъявляет специальные требования к разработке алгоритмов и построению программ расчета.
К этим требованиям относятся:
формализация алгоритма расчета с широким использованием стандартных методов для решения систем уравнений в виде программ из математического обеспечения ЭВМ;
блочная структура построения алгоритма расчета, соответствующая делению двигателя на отдельные элементы;
иерархическое построение программ расчета от блоков, управляющих решением задачи на верхних уровнях, до вспомогательных процедур на нижних уровнях.
Построение математической модели ТРД (ТРДФ) начнем с определения условий совместной работы элементов в системе двигателя и взаимосвязей между параметрами газовоздушного потока проходящего через двигатель.
Баланс расходов в проточной части двигателя. При отсутствии отборов , и перепусков воздуха из проточной части двигателя массообмен с внешней средой отсутствует.
Расход воздуха через камеру сгорания
G. к.с = GB (1 — 60Тб).(7・1>
Расход газа через турбину
Gr = GB. к. с (1 +%) = GB (1 + 收)(1 — бот。). (7.2>
Расход газа через форсажную камеру у ТРДФ или через реактивное сопло у ТРД:
Gr.T = Gr + GB6BO3 = Gb [(1 +%) (1 — бОтб) + ввоз]- (7・3).
Расход газа через реактивное сопло у ТРДФ:
Gr. с = Gr. т + Gb%. Ф — Gb [( 1 + «Т)(1 — ^отб) + ^ВОЗ + ?Т. ф]* (7.4}
В соотношениях (7.1) ... (7.4)
60Тб = GB. ot6/Gb — относительный расход воздуха, отбираемого за компрессором иа охлаждение турбины (коэффициент отбора);
Ввоз = Gb. boJGb — относительный расход воздуха, возвра- ацаемого в проточную часть турбины из системы ее охлаждения (коэффициент возврата);
9т = GJGb. н. с —■ относительный расход топлива в камере сгорания;
<7т. ф = GT, ф/Св — относительный расход топлива в форсажной камере.
Изменение энтальпии газовоздушного потока в проточной части двигателя. Изменение энтальпии в каждом элементе двигателя определяется только процессами, происходящими в этих элементах, так как энергообмен с внешней средой отсутствует. Энтальпия воздуха за компрессором
Ц = i； + A^.(7.5)
Энтальпия газа за камерой сгорания
弟工编+ А匕С(7.6)
Энтальпия газа за турбиной (без учета смешения охлаждающего газа с основным рабочим телом)
^ = i；-А谛.(7.7)
И, наконец, у ТРДФ энтальпия газа за форсажной камерой
»$.к =【；+А心・ к,(7.8)
тде А/кг А/к. с, А，工 Az|. к ——изменения энтальпии рабочего тела в компрессоре (работа компрессора), камере сгорания, турбине (работа турбины) и форсажной камере. Здесь и в дальнейшем за величину энтальпии i будем принимать ее изменение в диапазоне температур от 支= 293 К до любого значения Т
г
= j ср (Т, %) dT,(7.9)
293 К
«а за величину изменения энтальпии в элементах двигателя Ai —— * we приращение или уменьшение в диапазоне температур от начальной в процессе изменения энтальпии Т。до конечной Т
Ai = j ср (Г, %)dT.(7.10)
Изменение полного давления рабочего тела в проточной -части двигателя. Изменение давления в каждом элементе двигателя, как и изменение энтальпии, определяется процессами, про- ходящими в этих элементах.
(7.11)(7.11)Давление за компрессором
(7.11)
(7.11)
Рк " Рв冗к・
У двухвального ТРД (ТРДФ) компрессор рассматривался как единое целое, где 冗；冗工 н.д 琨.в. д.
Давление за камерой сгорания
Рг =区％. с・(7.12)
Давление за турбиной
Р； = ргМт •(7.13)
У двухвального двигателя здесь, по аналогии с компрессором, будем рассматривать турбину как единое целое, где
Давление перед реактивным соплом у ТРД:
pcs = Ко—(7.14)
где p*s — изоэнтропическое полное давление на выходе из реактивного сопла, равное полному давлению перед соплом;
<Тг —— коэффициент восстановления полного давления в проточной части между турбиной и реактивным соплом.
Давление за форсажной камерой у ТРДФ
р$ = P*s — р：Оф. к・(7.15)
У ТРД и ТРДФ вся мощность, создаваемая турбиной (за исключением ее незначительной части, идущей на привод агрегатов ——насосов, генераторов и тому подобное), передается компрессору:
“Лп = Мо(7.16)
где т)т ——механический КПД, учитывающий затраты мощности на механические потери и привод агрегатов.
Рассматривая компрессоры и турбины двухвального двигателя как единое целое, необходимо помнить, что №丁"刑= NT. в. дЛт в.工 + + ^т.н.дЛтп н. д» а ^к = Л^К. н. д Ч- Л^к. В. Д'
Если же каждый ротор двухвального двигателя рассматривать отдельно, то условие равенства мощностей может быть записано отдельно для каскадов высокого и низкого давлений:
"т. в. дЛт В. Д = Nk. в. R；_
Nт. н. дЛтп Н. Д — "к. н. д-
У одновального двигателя турбина жестко связана с компрессором, а это значит, что частота вращения ротора
九=九K=〃丁
У двухвального двигателя
〃Н. Д = “R. Н. Д — 〃т. Н. п； "в. Д = “R. В. п = 〃т. в. д*
Рассмотренные условия совместной работы элементов в системе двигателя дают возможность разработать математические модели проектируемого двигателя на расчетном режиме первого и второго уровня. При этом потери, свойственные каждому элементу двигателя, учитываются коэффициентами, величина которых зависит от параметров, характеризующих работу этих элементов.
Условия совместной работы элементов в системе ТРД также определяют совместную работу элементов одновального или двухвального газогенератора ТРДД (см. рис. 7.5).
Термогазодннамнческий расчет ТРД н ТРДФ — мате* магическая модель первого уровня.
На расчетном режиме заданными являются высота Я н число Мц, а также потребная тяга двигателя Р. Выбираются значения степени повышения давления компрессора л*, температура газа перед турбиной Т* н температура газа в форсажной камере Tj нли суммарный коэффициент избытка воздуха сс2, если двигатель форсированный. Задаются значения коэффициентов, учитывающим потерн в элементах двигателя (авх> “长，^к.с，П「，П；> 3°хл，^воз, ^ф. к，V ф> Фс), показателен адиабаты k н газовой постоянной R в элементах двигателя. Для определения площади проходных сеченнй 尸» на расчетном режиме задаются также приведенные скорости в этих сечениях 九厶 за исключением приведенных скоростей в реактивном сопле (они определяются).
Целью термогазодинамнческого расчета является определение термодинамических параметров газовоздушного потока в характерных сечениях проточной части, удельной тягн Руд и удельного расхода топлива Суд, расхода воздуха GB^ необходимого для получения потребной тяги двигателя, а также определение проходных сечений протечной части 尸》, т. е. определение размеров двигателя.
Расчет ведется по параметрам заторможенного потока последовательно от сечения к сечейию (см. рис. 7.4).
Определение параметров воздуха на входе в компрессор.
Для заданного значения Н по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401——81) определяются давление рн [Па] и температура Тн [К] окружающей среды, а также скорость звука на данной высоте а [м/с]. В соответствии с заданной величиной Ма и типом входного устройства выбирается величина авх (см. гл. 3).
Тогда полное давление на входе в компрессор определится как
k
К = Рн(1+*%Х，(7」8>
а температура торможения
6 = G = % (1+中 МК).(7・1分
При использовании газодинамических функций уравнения (7.18) н (7.19) будут иметь внд
"В 几仇口)УН Та)'
где %п = f (Afn); п (Лп) = Рн/^н = 1 — ^ ^ J Ч^ & 1 ；t(\i) = Th/G =
=(1-詔■格)•
Скорость полетаСкорость полетаVn = Мц。.Vn = Мц。.(7.20)(7.20)
Скорость полета
Скорость полета
Vn = Мц。.
Vn = Мц。.
(7.20)
(7.20)
Определение параметров воздуха на входе в камеру сгорания. Давление за компрессором
笈=区呢.(7.21)
Используя уравнения (4.1) н (4.2), духа за компрессоромИспользуя уравнения (4.1) н (4.2), духа за компрессоромможно определить температуру воз-можно определить температуру воз-
Используя уравнения (4.1) н (4.2), духа за компрессором
Используя уравнения (4.1) н (4.2), духа за компрессором
можно определить температуру воз-
можно определить температуру воз-
戏=*1 +戏=*1 +左一1九* 犬 - 1К左一1九* 犬 - 1К(7.22)(7.22)
戏=*1 +
戏=*1 +
左一1
九* 犬 - 1
К
左一1
九* 犬 - 1
К
(7.22)
(7.22)
Величину Т|н можно выбрать, опираясь на опытные данные по компрессорам аналогичного типа. Обычно 刀^ лежит в пределах 0,83 ... 0,88.
Параметры газа перед турбиной определяются известным значением температуры газа 7г н давлением
Рг=Рк°к.^(7.23)
где Or. с ——выбирается на основании рекомендаций, изложенных в гл. 5. В большинстве случаев величина ак. с лежит в пределах 0,94 ... 0*.96・ Относительный расход топлива определяется нз уравнения (5.6):
1Сpт■仍片。小
Для современных камер сгорания т|г _ 0,98 ... 0,99.
Определение степени понижения давления в турбине л* н параметров газового потока за турбиной.
Используя условие баланса расхода (7丁2), уравнение эавенства мощностей турбины н компрессора (7.16) можно получить в виде
/ Lr = (1 + 9т) (1 — 5отб) ^тЛтп»(7.25)
Если работу компрессора выразить с помощью уравнений (4.1), а работу турбины уравнением (4.4), то получим уравнение (7.25) в развернутом виде:
=(1 +9т) О ~"Зотб)瓦二 1 RJ* Л й^Л^ 例е
Теперь можно решить это уравнение относительно л*:
I外*一i)R 图1巾丁一1
% L 心伍一i)RrG а+дт)(1—^отб) ЛкЛтЛт
(7.26)
Для того чтобы определить л* по уравнению (7.26), нужно задать г|* (для современных двигателей его величина обычно составляет0,89 ... 0,92) нг|т(т1тп = 0,99), а также относительное количество воздуха, отбираемого на охлаждение турбины 60Тд.»
Охлаждение турбины оценивается коэффициентов 60ХЛ = GB. Охл/^г (4.8).
Используя уравнение (7.2), можно найтн связь между'60хл и 60тб：
^отб =^отб =(1 + 9т) 6口хп(1 + 9т) бокл + 1(1 + 9т) 6口хп(1 + 9т) бокл + 1(7.27)(7.27)
^отб =
^отб =
(1 + 9т) 6口хп
(1 + 9т) бокл + 1
(1 + 9т) 6口хп
(1 + 9т) бокл + 1
(7.27)
(7.27)
Если рабочие лопатки турбины не охлаждаются воздухом (Г*《1300 К), то значение 60Хл ^ 0,04. Если же турбина охлаждается воздухом, то величина 60хл будет зависеть от допустимого значения температуры лопатки турбины 丁以, температуры газа перед турбиной 7* и температуры охлаждающего воздуха Тв. охл в соответствии с выражением (4.9), а также от параметров турбины и системы ее охлаждения в соответствии с зависимостями, приведенными на рис. 4.2.
Для расчета параметров двигателя на первом уровне математической модели при 爲.охл = 600 ... 800 К н Тл = 1200 ... 1300 К можно рекомендовать следующие значения §охл в зависимости от Т*: Т* = 1500 К — бохл = 0,05 ... 0,07; Т； = 1600 к — 50хл = 0,08 ... 0.1, 7； = 1700 К — 5。初=0,12 ... 0,14. Чтобы рост температуры газа не приводил к чрезмерному увеличению расхода охлаждающего воздуха, можно уменьшить его температуру 7 S. охл. Для этого могут быть использованы выносные теплообменники или другие более сложные системы охлаждения воздуха, отбираемого за компрессором для охлаждения турбины.
Выбрав величину 60хл, по уравнению (7.27) находим значение 60тб, а затем из уравнения (7.26) определяем л*. Далее, по известному значению л* находим давление за турбиной (7.13)
%=耳/л3
а из уравнений (4.4) и (4.5) определяем температуру газа за турбиной
Для охлаждаемой турбины температура смеси газа и охлаждающего воздуха за турбиной Гт. см может быть определена по условию теплового баланса. Но, так как количество охлаждающего воздуха невелико по сравнению с расходом газа через турбину, то при расчете двигателя по математической модели первого уровня с достаточной степенью точности можно принять Т* см = Г*.
Определение параметров газового потока перед реактивным соплом.
Для ТРД (или ТРДФ с выключенной форсажной камерой) температура газа перед соплом равна Т；, а давление в соответствии с (7.14) равно
忆=片%,
где стг ——коэффициент восстановления полного давления в проточной части между турбиной и реактивным соплом (его значение у ТРД 0,98 ... 0,99, а у ТРДФ с выключенной форсажной камерой 0,95 ... 0,97).
Введем понятие коэффициента изменения массы
6г = (1 + 9т) (1 — бот)十 6воз・(7.29)
Чаще всего 6ВОЗ = 60Тб, так как воздух, охлаждающий турбину, затем поступает в проточную часть двигателя.、
Для ТРДФ температура газа перед реактивным соплом (за форсажной камерой) Tj задана, а давление в соответствии с (7.15) равно
% = % = &%.К,(7.30)
где о®、к ——коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере (его значение 0,92 ... 0,96). Относительный расход топлива в форсажной камере определяется по формуле (5.7)
。 一 %写一ё戸；+%(С加写一0阿若)
Т'Ф^и^ф -每戏 + %70
Для современных форсажных камер “ф = 0,95 ... 0,98. Коэффициент изменения массы一
Рг. ф = (1 ~h 9т) (1 — 6отб) + %, ф + ^воз*(7.31)
Определение скорости истечения из реактивного сопла. Будем рассматривать реактивное сопло полного расширения, когда выполняется условие рс ~ Рн- Определение скорости истечения на режимах с перерасширением и недорасши- реиием см. в гл. 6.
Для ТРД располагаемый перепад давления иа реактивном сопле равен
%, р =P?s/PH-
Скорость истечения из реактивного сопла определяется из уравнеиия
(7.32)(7.32)
(7.32)
(7.32)
где фс — коэффициент скорости реактивного сопла (его значение обычно лежит в пределах 0,970,98).
Для ТРДФ располагаемый перепад давления на реактивном сопле
лс. р = Р$/%,
При использовании газодинамических функций скорость истечения из реактивного сопла у ТРД и ТРДФ определяется как ■При использовании газодинамических функций скорость истечения из реактивного сопла у ТРД и ТРДФ определяется как ■
При использовании газодинамических функций скорость истечения из реактивного сопла у ТРД и ТРДФ определяется как ■
При использовании газодинамических функций скорость истечения из реактивного сопла у ТРД и ТРДФ определяется как ■
/Сс = Лс. идфс^кр-(7.34)
Идеальная приведенная скорость Хс> ид определяется по газодинамической функции
几仇с, ид) = l/^c. р(7.35)
в зависимости от заданного значения 左？，а критическая скорость звука акр определяется по уравнены ям
Д“я ТРД акр = р2告丿储(7.36)
и для ТРДФ а^ = У2~^RTTl，(7.37)
1931937 В. М. Акимов
193
193
Определение удельной тяги и удельного расхода топлива.
Для ТРД удельная тяга при полном расширении в реактивном сопле (рс = Рн) определяется по уравнению
^уд ~ BWc — %,^уд ~ BWc — %,а удельный расход топлива из уравненияа удельный расход топлива из уравнения3600% (1 — ВотО)3600% (1 — ВотО)(7.38)(7.39)(7.38)(7.39)
^уд ~ BWc — %,
^уд ~ BWc — %,
а удельный расход топлива из уравнения
а удельный расход топлива из уравнения
3600% (1 — ВотО)
3600% (1 — ВотО)
(7.38)
(7.39)
(7.38)
(7.39)
(7.40)(7.40)Для ТРДФ удельная тяга определяется по аналогичному уравнению
(7.40)
(7.40)
PyR = Рг. фсс —卜口・
В уравнение д^я определения удельного расхода топлива входит величина относительного суммарного расхода топлива 京=介 0 — 6。^) + 毋 ф.
(7.41)(7.41)3600 [% (1 — Вотб) + 0т. ф]
(7.41)
(7.41)
eкР^
Так как по условию двигатель должен обеспечить заданную потребную тягу Р, то следующим этапом будет определение расхода воздуха через двигатель из уравнения
Р = СвРуд. (7.42)
После этого можно переходить к определению размеров характерных проходных сечений проточной части двигателя. Можем записать уравнение расхода рабочего тела через любое характерное сечение в общем виде
= шКр № (Xj) Fi —р-ь= шКр № (Xj) Fi —р-ь(7・43)(7・43)
= шКр № (Xj) Fi —р-ь
= шКр № (Xj) Fi —р-ь
(7・43)
(7・43)
где q (入D ——газодинамическая функция,卩» ——коэффициент расхода.
(7.44)(7.44)По уравнению (7.43) можно определить площадь любого проходного сечения проточной части, если заданы величины 九$ и р，ь известны значения 左 и R (在г и RJ и определены параметры р； и Т；:
(7.44)
(7.44)
"m冷№(%) && '
где коэффициент уравнения расхода
^Kpi =^Kpi =网+1侪尸齐网+1侪尸齐(7.45)(7.45)
^Kpi =
^Kpi =
网+1侪尸齐
网+1侪尸齐
(7.45)
(7.45)
Таким образом все поставленные для термогазодинамического расчета ТРД и ТРДФ задачи выполнены.
Кроме решения основной задачи термогазодинамического расчета, представленная математическая модель расчетного режима турбореактивного двигателя может быть использована для проведения параметрического анализа ТРД и ТРДФ, т. е. определения зависимостей Руд и Суд от параметров рабочего процесса и условий полета. Подробно параметрический анализ рассмотрен в последующих разделах настоящей главы.
Термогазодинамический расчет газогенератора ТРДД — математическая модель первого уровня.
На расчетном режиме газогенератора заданными являются: GbI 一 расход воздуха через генератор, р*н ——полное давление и 7*н — температура торможения на входе в компрессор. Так же как у ТРД, выбираются значения л* и 7*, а значениями 外长，0K. с» "г，"；，^охл，財 R н % задаются.
Расчет ведется последовательио от сечения к сечению (см. рис. 7.5).
На входе в компрессор все параметры заданы (р*н и 7*н).
Параметры воздуха за компрессором р* и 7* определяются но уравнениям (7.21) и (7.22).
Параметры газа перед турбиной: Т* — задана, р* и ^т — определяются по уравнениям (7.23) и (7.24).
Степень понижения давления на турбине компрессора л* к определяется по уравнению (7.26), а параметры газа за турбиной р： к и Г* к по (7.13) и (7.28).
Определение степени повышения давления, степени подогрева и приведенной температуры газа перед турбиной газогенератора.
Степень повышения давления в газогенераторе равна
лгг ~ 用.к/РЗ ="炉к. с/^т. к；(7.46)
Степень подогрева в газогенераторе определяется из уравнения:
Приведенная температура газа перед турбиной равна:
пр = ТКо/Твн・(7・48)
Определение проходных сечений проточной части газогенератора проводится по уравнению (7.44).
В итоге задачи, поставленные для термогазодинамического расчета газогенератора, можно считать выполненными.
Пример термогазодинамического расчета ТРДФ Исходные данные:
Режим полета: Мп = 2,5; Я = 11 км.
Потребная тяга Р = 100 000 Н. Основные параметры: л* = 4,5; Г* = 1600 К； Гф = 2000 К.
Коэффициенты, характеризующие потери в элементах двигателя, и другие необходимые для расчета данные будут вводиться в соответствующем месте по мере надобности.
Определение параметров воздуха на входе в компрессор. По стандартной атмосфере (『ОСТ 4401—81) находим для Н= 11 км; рн = 22 700 Па;九= =217 К； а = 295 м/с. Используя зависимость авх = / (Мп), для Мп = 2,5 находим Овк = 0,765.
По таблицам газодинамических функций для 左=1,4 н Мп == 2,5 определяем л (%п) == 0,0585 и т (Хц) = 0,444. Определяем давление (7.18), температуру (7.19) и скорость полета (7.20):
22700-0,765~0^585~22700-0,765~0^585~=296800 Па;=296800 Па;
22700-0,765~0^585~
22700-0,765~0^585~
=296800 Па;
=296800 Па;
Т：=田謠L К；
Vn = Мдй = 2,5*295 = 737,5 м/с.
Определение параметров воздуха за компрессором.
По заданным значениям л* — 4,5 и т]к = 0,85 находим давление (7.21) и
температуру (7.22) (для воздуха 无=1,41; R = 287(潦鼻[)：
pj = р*л* = 296800• 4,5 = 1335600 Па;
僚=戏(1 + 嚓欣 口 = 489 (1 + &5 0,85』=799 К.
Определение параметров газа перед турбиной.
Температура 汴 =1600 К задана.
При % с — 0,95 по уравнению (7.23) определяем давление р* =峻к. с = 1335600 0,95 = 1269000 Па,
а по уравнению (7.24) относительный расход топлива ( для Ни = 42 900 ^― \кг
Пг = 0,98; 7q = 293 К):
=0,0246.=0,0246.срТ；—夕；1757,5-821,1
=0,0246.
=0,0246.
% =朋％ — Ср J什 СрЗ = 42900 0,89-4407,2 4-454,2
Значения срТ* и српТ* взяты из графиков, приведенных в приложении, в зависимости от Т.
Определение параметров газа за турбиной.
Заданы значения:
/= 0,9;两^ = 0,99; 60ХЛ =0,09:厶=1,3 h R. =287,6(无收户
Определяем величину 60тб по уравнению (7.27)
一 (1 -]- gT) 60ХЛ —(1 + 0,0246) 0,09 —О 介84
отб 一 7ЙВ砧ТРГ - (1 +0,0246) 0,09 +1 - 5典4・
Значение л* находим по уравнению (7.26):
一 「11,4(1,3-1)287，4891
% = I1,37М—1)287,6-1600(1 +0,0246) (I —8,祕4)
L4-i -I 1,3
4 5 id —I L3—1入 0,99・0,85・0,9，
Определяем давление и температуру (7.28):
片=汴// =實产-=604290 Па;
Т； = 1600 Г1 ~ Л^-^у.э! = 1373 К.
L 12,т丿I
Определение параметров газа перед реактивным соплом.
Температура Т$ = 2000 К задана.
При <Гф. к = 0,94; Яф = 0,97; Ввоз = 0,084 из уравнения (7.30) определим: р$ = p*s = р*аф_ к = 604290-0,94 = 568030 Па, а из уравнения (5.7)
^Т. ф^Т. ф2252,1 — 1483 + 0,0246 (5968 — 3574)
^Т. ф
^Т. ф
42900 • о,97 — 5968 + 454,2= 0,0229.
Коэффициент изменения массы найдем по уравнению (7.31):
Рг.ф = (1 + 0,0246) (1 — 0,084) + 0,0229 + 0,084 = 1,045.
Определение скорости истечения газа из реактивного сопла для -случая полного расширения (р© ~ Рн)・ Заданы значения: фс = 0,97; kP = 1,25; Rr = —288 ^为.Определяем лс. р и я(Лс. нд) (7.35):
568030 Л_
Р = 22 700 = 25,02；
笃(£сид) ' 25 Q2 " °，°3997»
а из таблиц газодинамических функций для 々р= 1,25 находим %сид = 2,068.
По уравнению (7.37) определяем：
j/* /С；\ 28&2000 = 800 м/с,
а по уравнению (7.34) скорость истечения из сопла
% === А»6. идфс^кр ^ 2,068*0,97*800 = 1605 м/с.
Определяем удельную тягу (7.40) и удельный расход топлива (7.41):
Суп =Суп =Pg = 1,045・1605 — 737,5 = 939,7 3600 [0,0246 (1 — 0,084)十 0,0229]Pg = 1,045・1605 — 737,5 = 939,7 3600 [0,0246 (1 — 0,084)十 0,0229]НК；НК；939,7939,7=。/74 m=。/74 m
Суп =
Суп =
Pg = 1,045・1605 — 737,5 = 939,7 3600 [0,0246 (1 — 0,084)十 0,0229]
Pg = 1,045・1605 — 737,5 = 939,7 3600 [0,0246 (1 — 0,084)十 0,0229]
Н
К；
Н
К；
939,7
939,7
=。/74 m
=。/74 m
Находим секундный расход воздуха через двигатель по уравнению (7.42): r р 100 000…“кг
%F = -§39,7= 106,4 =
R =R =Теперь можно определить размеры характерных проходных сечений проточной части двигателя. В качестве примера определим площадь проходного сечения на входе в компрессор FB. Выбраны значения: Лв = 0,34; Rb = 1；总=1,4；
R =
R =
k =k =wKpwKp287，^夫у По таблицам газодинамических функций для 九в = 0,34 и1,4 находим g (^в) = 0,511. Используя заиют^сть (7.45), определяем
k =
k =
wKp
wKp
1,4+1
1* (и^рг)「磊=0,0404 (*)"5
а из уравненйя (7.44)а из уравненйя (7.44)Скорость полета (7.20) Уц = Мц・а.Температура иа входе в компрессор (1.13) при 0т — 0:AiBX — I в.Скорость полета (7.20) Уц = Мц・а.Температура иа входе в компрессор (1.13) при 0т — 0:AiBX — I в.Т； = Т； определяется из уравненияТ； = Т； определяется из уравнения7Л，0)= 0.7Л，0)= 0.(7.50)(7.50)
а из уравненйя (7.44)
а из уравненйя (7.44)
Скорость полета (7.20) Уц = Мц・а.
Температура иа входе в компрессор (1.13) при 0т — 0:
AiBX — I в.
Скорость полета (7.20) Уц = Мц・а.
Температура иа входе в компрессор (1.13) при 0т — 0:
AiBX — I в.
Т； = Т； определяется из уравнения
Т； = Т； определяется из уравнения
7Л，0)= 0.
7Л，0)= 0.
(7.50)
(7.50)
=0,384 ма.=0,384 ма.106,4/4890,0404.0,511-296 850-1
=0,384 ма.
=0,384 ма.
Термодинамический расчёт ТРД и ТРДФ — математическая модель второго уровня.
Математическая модель второго уровня отличается от математической модели первого уровня более полным отражением физических взаимосвязей между элементами двигателя и более точным учетом термодинамических соотношений в процессах, протекающих в двигателе. В более сложной модели второго уровня коэффициенты, учитывающие потери в элементах двигателя и другие исходные данные обычно получают в результате детального расчета этих элементов по математическим моделям первого уровня.
Для расчета двиг^еля по математической модели второго уровня должны быть заданы те же параметры, что и в математической модели первого уровня. Расчет ведется последовательно от сечения к сечению по тракту двигателя (см. рис. 7.4).
Определение параметров на входе в компрессор.
Для заданного Н по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401—81) определяются рн [Па], Тн (К) и а [м/с]. По заданной величине Мп определяется значение аВх*
Приращение энтальпии во входном устройстве:
(7・49)
Для решения уравнений типа (1.13) и (1.18) на ЭВМ каким-либо стандартным методом достаточно составить алгоритм вычисления невязки через независимые переменные (невязка ——правая часть уравнения, отличная от нуля в процессе решения). Поиск решения, при котором невязка обращается в нуль с заданной точкрртью е, может осуществляться соответствующими стандартными программами из математического обеспечения ЭВМ.
Давление изоэнтропически заторможенного потока рн определяется по уравнению (1.17):
"；/& =□(%，％。)，О®)
а полное давление'
Р；=Р；%Х・(7・52)
Определение параметров на входе в камеру сгорания.
По заданному значению л* находится (7.21):
% ~ Рв^К'
Температуру за компрессором для случая изоэнтропического сжатия T*s определяем из уравнения (1.18)：一
成/W -h(T* 北；。)=3(7屈)
а изоэнтропическую работу компрессора Lks = А'кз по уравнению (1.12)
A4s』f(T；c %. °)，(7")
Работа компрессора равна £к = 纭$/%, а температура за компрессором ?；Работа компрессора равна £к = 纭$/%, а температура за компрессором ?；находится решением уравнения (1.13) при условии 厶=△£： 加；一m北，Т；, 0) = 0.
Работа компрессора равна £к = 纭$/%, а температура за компрессором ?；
Работа компрессора равна £к = 纭$/%, а температура за компрессором ?；
(7.55)(7.55)Определение параметров перед турбиной н относительного расхода топлива.
(7.55)
(7.55)
9т =9т =г "кг "к/% 一 G/% 一 G(7.56)(7.56)Расчет 0т ведется п ос л едовател ь ными приближениями, мается 小=0, а по уравнению (1.11) вычисляются后一i(T；, 293К,毋)и匸=i (% 293K, 0).Расчет 0т ведется п ос л едовател ь ными приближениями, мается 小=0, а по уравнению (1.11) вычисляются后一i(T；, 293К,毋)и匸=i (% 293K, 0).На первом шаге прини-На первом шаге прини-Из уравнения (7.56) по найденным значениям £；】иИз уравнения (7.56) по найденным значениям £；】и(* определяется д^ вто-Рого приближения, значение которого используется при расчете на втором шаге(* определяется д^ вто-Рого приближения, значение которого используется при расчете на втором шаген так далее. Требуемая точность как правило достигается после двух——трех приближений. В итоге находится величина ^т и может быть определен коэффициент избытка воздуха в камере сгорания1a =—=—.4. Определение параметров за турбиной.Используя уравнение (7.25), находим работу турбины L. = | М* \：н так далее. Требуемая точность как правило достигается после двух——трех приближений. В итоге находится величина ^т и может быть определен коэффициент избытка воздуха в камере сгорания1a =—=—.4. Определение параметров за турбиной.Используя уравнение (7.25), находим работу турбины L. = | М* \：'т ~~'т ~~2H2H(1 + 0т) (1 — Зотб)恤'(1 + 0т) (1 — Зотб)恤'(7・57J(7・57Jгде бот® определяется соотношением (7.27):冃 к —(1 十 0Т)ЗоклТемпература за турбиной Тт получается из решения уравнения (1.13)：Ai； —i(T；, Т；, 0т) = 6где бот® определяется соотношением (7.27):冃 к —(1 十 0Т)ЗоклТемпература за турбиной Тт получается из решения уравнения (1.13)：Ai； —i(T；, Т；, 0т) = 6(7.58)(7.58)В этом уравнении Л(т < 0, так как в турбине идет процесс расширения с умень" шением энтальпии и Т； V Тг.Изоэнтропическая работа турбины L^§ = | A(*s | определяется из условия Lts = £т/П^，а соответствующая ей температура газа за турбиной Т^$ находитсяВ этом уравнении Л(т < 0, так как в турбине идет процесс расширения с умень" шением энтальпии и Т； V Тг.Изоэнтропическая работа турбины L^§ = | A(*s | определяется из условия Lts = £т/П^，а соответствующая ей температура газа за турбиной Т^$ находитсяпри решении уравнения (1.13)А，§ — i(Гг, TTS, gj = 0.при решении уравнения (1.13)А，§ — i(Гг, TTS, gj = 0.(7.59)(7.59)Здесь А『< 0, Т矗 < Т*. Степень понижения давления в турбине л* = р*/р* можно определить по уравнению (1.17):Здесь А『< 0, Т矗 < Т*. Степень понижения давления в турбине л* = р*/р* можно определить по уравнению (1.17):Е = Р；/Р； = П（Т；$，呼，％）•Е = Р；/Р； = П（Т；$，呼，％）•(7.60)(7.60)Температура газа перед турбиной 7г задана, а давление находится из условия (7.23) р* = &%. с- Относительный расход топлива .определяется из условия теплового баланса камеры сгорания (5.5), записанного в виде:
9т =
9т =
г "к
г "к
/% 一 G
/% 一 G
(7.56)
(7.56)
Расчет 0т ведется п ос л едовател ь ными приближениями, мается 小=0, а по уравнению (1.11) вычисляются
后一i(T；, 293К,毋)и
匸=i (% 293K, 0).
Расчет 0т ведется п ос л едовател ь ными приближениями, мается 小=0, а по уравнению (1.11) вычисляются
后一i(T；, 293К,毋)и
匸=i (% 293K, 0).
На первом шаге прини-
На первом шаге прини-
Из уравнения (7.56) по найденным значениям £；】и
Из уравнения (7.56) по найденным значениям £；】и
(* определяется д^ вто-
Рого приближения, значение которого используется при расчете на втором шаге
(* определяется д^ вто-
Рого приближения, значение которого используется при расчете на втором шаге
н так далее. Требуемая точность как правило достигается после двух——трех приближений. В итоге находится величина ^т и может быть определен коэффициент избытка воздуха в камере сгорания
1a =—=—.
4. Определение параметров за турбиной.
Используя уравнение (7.25), находим работу турбины L. = | М* \：
н так далее. Требуемая точность как правило достигается после двух——трех приближений. В итоге находится величина ^т и может быть определен коэффициент избытка воздуха в камере сгорания
1a =—=—.
4. Определение параметров за турбиной.
Используя уравнение (7.25), находим работу турбины L. = | М* \：
'т ~~
'т ~~
2H
2H
(1 + 0т) (1 — Зотб)恤'
(1 + 0т) (1 — Зотб)恤'
(7・57J
(7・57J
где бот® определяется соотношением (7.27):
冃 к —(1 十 0Т)Зокл
Температура за турбиной Тт получается из решения уравнения (1.13)：
Ai； —i(T；, Т；, 0т) = 6
где бот® определяется соотношением (7.27):
冃 к —(1 十 0Т)Зокл
Температура за турбиной Тт получается из решения уравнения (1.13)：
Ai； —i(T；, Т；, 0т) = 6
(7.58)
(7.58)
В этом уравнении Л(т < 0, так как в турбине идет процесс расширения с умень" шением энтальпии и Т； V Тг.
Изоэнтропическая работа турбины L^§ = | A(*s | определяется из условия Lts = £т/П^，а соответствующая ей температура газа за турбиной Т^$ находится
В этом уравнении Л(т < 0, так как в турбине идет процесс расширения с умень" шением энтальпии и Т； V Тг.
Изоэнтропическая работа турбины L^§ = | A(*s | определяется из условия Lts = £т/П^，а соответствующая ей температура газа за турбиной Т^$ находится
при решении уравнения (1.13)
А，§ — i(Гг, TTS, gj = 0.
при решении уравнения (1.13)
А，§ — i(Гг, TTS, gj = 0.
(7.59)
(7.59)
Здесь А『< 0, Т矗 < Т*. Степень понижения давления в турбине л* = р*/р* можно определить по уравнению (1.17):
Здесь А『< 0, Т矗 < Т*. Степень понижения давления в турбине л* = р*/р* можно определить по уравнению (1.17):
Е = Р；/Р； = П（Т；$，呼，％）•
Е = Р；/Р； = П（Т；$，呼，％）•
(7.60)
(7.60)
Давление за турбиной р* = Р^/^- За турбиной происходит полное смешение основного потока газа с воздухом, охлаждающим турбину. С некоторым приближением энтальпию смешанного потока можно определить из следующего уравнения в предположении, что Т；. охл = Тк я 6отб = ввоз：
i；.cM(T；.cM，293K, д「см)=.
(1 + 9т) (1 — Здгб) С(Т；，293К, С, + «оз% ("к，293 К, 0)(7.61)
(1 + 9т) (1 — 6отб) + 6воз'
а затем найти Тт. см нз уравнения (1.11), записанного в виде:
；см — (Т；.см，293К, Qt. cm),(7.62)
где9т. см = 9т (1—6от6)・(7.63)
Определение параметров перед реактивным соплом.
Дл я ТРД. Температура газа Т* = Т；. см, а давление р& = р”「. Коэффициент изменения массы определяется соотношением (7.29):
Вг = (1 + 0т) (1 — ^отб) + ^воз*
(7.64)(7.64)Дл я Т Р Д Ф. Температура форсажа Т$ задана, а давление находится из условия (7,30): р$ = р»@. 1c У ТРДФ Т* = Т$. Относительный расход.巾ор・ сажного топлнва определяется из условия теплового баланса форсажной камеры (5.4), записанного в виде:
(7.64)
(7.64)
Расчет 0т.力 ведется последовательными приближениями. В первом приближении задается 毎.ф = %, см，а п0 Уравнению (1.11) вычисляется，壶一первого приближения
右1;，(窃，293k, %.)• 0，65)
По уравнению (7.64) для(ф* определяется дт ф2 一 второго приближения, зна- чейие которого используется при расчете на следующем, шаге и так далее. Требуемая точность здесь практически всегда достигается после двух——трех приближений. Далее можно определить суммарный коэффициент избытка воздуха в двигателе по относительному суммарному расходу топлива 9谴=%. см + %. Ф：
z (0т. см + 9т. ф)丄。
Остается найти коэффициент изменения массы
Рг. ф = (1 + 9т) О — ^отб) + 9т. ф + Зво8・(7.67)
Определение скорости истечения из реактивного сопла для случая полного расширения (рс = р@・
Располагаемый перепад давления на реактивном сопле
яс. р = Pcs/Ph・
(7.68)(7.68)Температуру на срезе сопла ТС8 вычисляем по уравнению (1.18)：
(7.68)
(7.68)
PjP：s — 口 (％，7：，9тЕ)=仇
а изменение энтальпии при изоэнтропическом расширении в р еактивном сопле по уравнению (1.12):
(7.69)
Здесь Д(С5 V 0, так как % V Т；. Скорость истечения из реактивного со пла
7.У7.УУУ8.8.% = фс 丿 2 (— Ai'cs)*Определение удельной тяги и удельного расхода топлива. ТРД для случая, когда рс = 卩以：Руд = В】％ — Vn;]С 国=ЗбООд* см /Руд% = фс 丿 2 (— Ai'cs)*Определение удельной тяги и удельного расхода топлива. ТРД для случая, когда рс = 卩以：Руд = В】％ — Vn;]С 国=ЗбООд* см /Руд(7.70(7.70(7・71)(7・71)ТРДФ для случая полного расширения в реактивном сопле (рс = рц)ТРДФ для случая полного расширения в реактивном сопле (рс = рц)Руд = Рг. фсс — %； р — 3600(9т. см + 9т. ф) Суд =Руд = Рг. фсс — %； р — 3600(9т. см + 9т. ф) Суд =(7.72)(7.72)РудРудОпределение расхода воздуха через двигатель Gb = Р/Руд.Определение расхода воздуха через двигатель Gb = Р/Руд.Площадь любого проходного сечения газодинамического тракта двигателя определить по уравнению (7.44):Площадь любого проходного сечения газодинамического тракта двигателя определить по уравнению (7.44):(7.73)можн о(7.73)можн о'加叶 №&)"&•В это уравнение входит газодинамическая функция плотности тока'加叶 №&)"&•В это уравнение входит газодинамическая функция плотности тока(7.74)(7.74)"儿) = % (1-4^禺)"儿) = % (1-4^禺)1111(7.75)(7.75)
7.У
7.У
У
У
8.
8.
% = фс 丿 2 (— Ai'cs)*
Определение удельной тяги и удельного расхода топлива. ТРД для случая, когда рс = 卩以：
Руд = В】％ — Vn;]
С 国=ЗбООд* см /
Руд
% = фс 丿 2 (— Ai'cs)*
Определение удельной тяги и удельного расхода топлива. ТРД для случая, когда рс = 卩以：
Руд = В】％ — Vn;]
С 国=ЗбООд* см /
Руд
(7.70
(7.70
(7・71)
(7・71)
ТРДФ для случая полного расширения в реактивном сопле (рс = рц)
ТРДФ для случая полного расширения в реактивном сопле (рс = рц)
Руд = Рг. фсс — %； р — 3600(9т. см + 9т. ф) Суд =
Руд = Рг. фсс — %； р — 3600(9т. см + 9т. ф) Суд =
(7.72)
(7.72)
Руд
Руд
Определение расхода воздуха через двигатель Gb = Р/Руд.
Определение расхода воздуха через двигатель Gb = Р/Руд.
Площадь любого проходного сечения газодинамического тракта двигателя определить по уравнению (7.44):
Площадь любого проходного сечения газодинамического тракта двигателя определить по уравнению (7.44):
(7.73)
можн о
(7.73)
можн о
'加叶 №&)"&•
В это уравнение входит газодинамическая функция плотности тока
'加叶 №&)"&•
В это уравнение входит газодинамическая функция плотности тока
(7.74)
(7.74)
"儿) = % (1-4^禺)
"儿) = % (1-4^禺)
11
11
(7.75)
(7.75)
и коэффициент mKp = mKn (论，R), определяемый выражением (7.45). При определении проходных сеченнй 尸》по уравнению (7.74) находится значение газовой постоянной R = R (gj, по уравнению (1.15)—теплоемкость (Т；, %), а затем показатель адиабаты (1.19)
Теперь можно найти значения /пкр ^ (7.45) и q (Х^) (7.75) и определить по уравнению (7.74)尸公 На этом задачу термогазодинамического расчета можно считать выполненной.
Принцип построения программы расчета ГТД на ЭВМ в виде укрупнен ной схемы показан на рис. 8.77. “
Термогазодинамический расчет газогенератора ТРДД п о математической модели втор ого уровня.
Для расчета газогенератора ТРДД по математической модели второго уровня должны быть заданы те же параметры, что и в математической модели первого уровня. Расчет ведется последовательно от сечения к сечению по тракту газогенератора, начиная от сечеиия ви (см. рис. 7.5).
На входе в компрессор параметры Т*н и pJH заданы.
Параметры воздуха на входе в камеру сгорания р； и Т； определяются по уравнениям (7.21) и (7.55).
Параметры газа перед турбиной: Т* —— задана, р* и 夕丁 определяются по уравнениям (7.23) и (7.56).
Параметры газа за турбиной и степень понижения давления турбины находится по уравнениям: л* к (7.60), Т* к (7・58), Т* к см (7.62), р* к (7.13) и 9т. см (7.63).
Степень повышения давления в газогенераторе определяется по уравне* нию (7.46), а степень подогрева
% = %. к. см/Т；н(7-76)
непосредственно по определенному ранее значению Тт. к. см (7.62) и заданной величине Т，.
Приведенная температура газа перед турбиной
Т； пр =中о/*(7.77)
по заданным значениям Т* и Т；н.
Определение проходных сечений проточной части газогенератора F» проводится с помощью .уравнений (7.74), (7.75) и (7.45).
Рассмотренные выше математические модели второго уровня для расчетных режимов ТРД, ТРДФ и газогенератора ТРДД получились довольно громоздкими, и поэтому расчеты с использованием этих математических моделей рационально проводить только на ЗВМ в соответствии со схемой, показанной на рис. 8.77.
Термогазодинамический расчет двигателя и газогенератора по математической модели первого уровня, приведенный в начале настоящей главы, можно уточнить, учитывая с некоторым приближением влияние температуры и состава газа на величины показателя адиабаты и газовой постоянной, а расчет вести методом последовательных приближений. Тогда этот уточненный термогазодинамический расчет с некоторым допущением можно использовать как модель второго уровня. Такая модель получается более простой и менее громоздкой по сравнению с основной моделью второго уровня, а расчеты по ней можно вести не только на ЭВМ, но и на микрокалькуляторах.
Уточнение величин к н R в процессе расчета, т. е. учет изменения с?, ведется следующим образом. В первом приближении ср и R, а затем и А = ср/(ср ——R) определяются по температурам, соответствующим началу термодинамического процесса. Значения сри R определяются по уравнениям (1.9) и (1.15) или берутся с графиков (см. рис. 1.11, 1.12), а показатель адиабаты определяется как 々=%/(Q — R). Далее по уравнениям (7.19) 7：, (7.22) 7к, (7.28) 7^ определяются в первом приближении указанные температуры, а также остальные параметры, зависящие от 4 “ R. После этого-находится средняя температура в каждом процессе, равная полусумме начальной и конечной температур, и дая нее определяются с помощью уравнений (1.9) и (1.15) или
по графикам (рис. 1.11, 1.12) новые значения ср, а по ним находится А. Затем весь процесс повторяется (с новыми значениями А и если нужно R). Два—три таких приближения дают удовлетв^м- тельный результат. Математические модели высшего уровнй всегда можно использовать на более низком уровне. Так, математическую модель второго уровня можно использовать при расчетах двигателей и газогенераторов на первом уровне.
ЗАВИСИМОСТИ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ТРД ОТ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
При проектировании двигателя одним из главных этапов является выбор его основных параметров л^ и 7；. Это связано с тем, что удельная тяга Руд и удельный расход топлива Суд в основном зависят от основных параметров рабочего процесса и условий полета (Мп и 〃). Для иллюстрации этого на рис. 7.6 по казано изменение Руд и Суд в зависимости от степени повышения давления компрессора и температуры газа перед турбиной при условии Мп = 0 и // = 0. Выбранные здесь уровни параметров 77 = 1600 К (рис. 7.6, а) и Лк = 15 (рис. 7.6, 6) близки к соответствующим величинам для двигателей третьего-четвертого поколений, нашедших применение на сверхзвуковых пассажирских самолетах (СПС). Поэтому значения удельных параметров в заштрихованной области на рис. 7.6 дают представление о возможном уровне параметров ТРД. Как видно из рис. 7.6, а, при изменении л* величина удельной тяги проходит через максимум, а удельного расхода—через минимум. При изменении 7； (см. рис. 7,6, б) только Суд имеет минимальное значение, так как при увеличении 夕；удельная тяга монотонно растет. Естественное стремление получить от двигателя высокую удельную тягу при более низких (по возможности) удельных расходах топлива всегда требует компромиссных решений при выборе основных параметров рабочего процео са. Это связано с тем, что значения л*, при которых Ру^ достигает
Рнс. 7.6. Типичное изменение Руд и Суд ТРД от 嚟(а) н Т* в статических уело-
ВИЯХ (6),
PgHUm
Gd心#屮
4
Рис. 7.7. Зависимость параметров цикла ТРД, удельной тяги и удельного рас
хода топлива от л*
乡Прй которыхСуд достигает
4Mg；厶〃％о”минимума. Сдругой сто-
"〜夕роны, всегдажелательный
рост удельной тяги, связанный с увеличением температуры газа, начиная с достаточно низких значений Т；, приводит к увеличению удельного расхода топлива.
Рассмотрим более подробно зависимости 乙网 и Суд от л* и 77 в полетных условиях (Мп = 0,9; 〃 = 11 км). Обратимся к графикам на рис. 7.7 и 7.8, где представлены изменения удельных параметров ТРД (рис. 7.7, а), эффективной работы цикла —— Ле, количество подведенного к двигателю тепла — Q】(рис. 7.7, б), а также коэффициенты полезного действия в зависимости от л^ и Т*. Объяснение характера изменения работы —，，количества подведенного тепла —— Qi и эффективного КПД —— 外& (рис. 7.7, s) от общей степени повышения давления л2 = л^л* и степени повышения температуры 6 — 77/Тн было дано в гл. J.
При неизменных полетных условиях (Мп = 0,9; 〃 = 11 км) степень повышения давления во входном устройстве л/ = =const (лу > 1) и Тн = const. Отсюда следует, что при л* = 1 (рис. 7.7/б) л2 = л/ н эффективная работа Le > 0. С ростом л* и, соответственно, л2 при Т* = const эффективная работа сначала увеличивается, проходит через максимальное значение, а затем монотонно уменьшается и приходит к L© = 0, т. е. наступает «вырождение» ТРД (см. рис. 1.14 и 7.7, б). С ростом 7； при Лк = const э(|)фектнвная работа всегда возрастает (см. рис. 1.14 и 7.8, 6). Существует для каждого значения л* минимальное значение 穴，при котором ТРД «вырождаются» и 厶 = 0.
У ТРД Le идет на увеличение кинетической энергии газовоздушного потока, проходящего через двигатель (1.29):
& = & 一 Vn)/2.
рг = 1 имеет вид:рг = 1 имеет вид:Руд = Сс — Y口Руд = Сс — Y口С другой стороны, выражение удельной тяги при полном расширении в реактивном сопле и коэффициенте изменения массы
рг = 1 имеет вид:
рг = 1 имеет вид:
Руд = Сс — Y口
Руд = Сс — Y口
匕,匕,(7.78)(7.78)В итоге можем получить уравнение
匕,
匕,
(7.78)
(7.78)
Руд — / 2Le + ^П —
которое однозначно связывает Руд с Ае.
Из полученного уравнения следует, что при 乙=const (Мп = =const, Н = const) Руд при изменении л« и 77 качественно ведет себя так же, как Le, т. е. имеет максимум и обращается в нуль там же, где и Le (см. рис. 7.7 и 7.8). Степень повышения давления компрессора 欣.опт, соответствующую Рудтах, будем называть оптимальной.
(7.79)(7.79)Удельный расход топлива определяется уравнением (7.39) и при условии 6от5 = 0 имеет вид
(7.79)
(7.79)
Суд - 3600^т/Руд.
Относительный расход топлива q^ пропорционален количеству подведенного к двигателю тепла Qlt которое, в свою очередь, зависит от разности температур перед турбиной Т； и за компрессором 7；. При увеличении 喧 и неизменном значении Г； будет расти температура за компрессором Т^ и, как следствие, уменьшаться Qi и 9т (рис. 7.7, б), а с ростом Г； при неизменном л* (7；= =const) — увеличиваться (рис. 7.8, 6).
С другой стороны, удельный расход топлива Суд при неизменной скорости полета (Vn = const) меняется обратно пропорционально общему КПД двигателя т)0 =笃口1!© (см. гл. 1, уравнение 1.59). С увеличением л；к (см. рис. 7.7) Суд сначала интенсивно уменьшается из-за сильного роста эффективного КПД — т)е, который в рабочей области с л^ < 40 следит за термическим КПД —笃八 затем продолжает монотонно уменьшаться за счет роста полетного КПД — Лп> связанного с уменьшением Руд из-за уменьшения скорости истечения из реактивного сопла Сс, а при «вырождении» двигателей (Руд f 0) Суд стремится к бесконечности, так как т)е f 0, Минимум Суд получается при значениях л^ намного превышающих значение 或 011T , соответствующее Руд тах, при очень низких значениях Руд, т. е. практически в нерабочей области ПО Лк.
С ростом Тг (см. рис. 7.8) Суд вначале резко уменьшается из-за роста % к достигает минимума при относительно низких значениях 77 и, как следствие, малых значениях Руд. При дальнейшем росте Т* удельный расход топлива монотонно возрастает за счет уменьшения т|п, связанного с ростом Р7Д из-за роста сс.
В итоге, в рабочей области по nJ с ростом последней Руд проходит через максимальное значение, а СУд все время умень-
шается. В рабочей области по 77, где Суд > CyAmin» при увеличении Тг удельные тяга и расход топлива монотонно увеличиваются.
Поставим задачу найти оптимальное значение nJ (nJ. опт), соответствующее максимальному значению Руд (Руд гаах) при условиях Мп = const, Н — const н Т； = const. Значение nJ. опт можно найти из решения уравнения dPyA/dnJ = 0.
Запишем уравнение РуД (7.38), введя в него Сс, определяемую уравнением (7.32):
Руд = Рг% |/ ^Y&r； U — 1/п 综丿—％.(7.80)
В данном уравнении лс, р =几土л^Ок. с。"几工 а величины рг и(рс практически не зависят от nJ. Учитывая также, что градиент Ру^ в районе максимума меняется относительно слабо (см. рис. 7.6, а и 7.7, а), можно ввести некоторые приближения, например, Аг = = 归 н 欠「= R, которые не будут существенно влиять на конечный результат. Анализ уравнения (7.80) приводит к тому, что для поставленных условий и принятых приближений максимум Руд будет достигаться тогда же, когда максимальной будет функция
Зк°кЗк°к)•(7.81)
Зк°к
Зк°к
Используя уравнение (7.28), выразим температуру G через Т；, введя в него комплекс тт = r|； + (I ——刀，л^ 々,слабо зависящий ОТ Лк： fe-1
Тт = Tptnjn* ' •(7.82)
Затем комплекс 1/呜 々 выразим через Г； и п*, используя условие (7.25) с ранее принятым приближением (1 + 拆)(I — 60тб) = I:
l/d 厂=1—“；；」.(7.83)
Т「 ПкПтПт
д = Тг /и«г I 1д = Тг /и«г I 1*「一17； ПкП^т*「一17； ПкП^тЗаменим в уравнении (7.81) температуру 7TH комплекс 1/л「^ через полученные выражения (7.82) и (7.83):
д = Тг /и«г I 1
д = Тг /и«г I 1
*「一1
7； ПкП^т
*「一1
7； ПкП^т
-EL巨T •亿84)
吃?(吨%. c.%)"
Заменив уравнение dP鼠d啖=0 на уравнение dy/dx = О, где 尤=呜点，найдем nJ. опт：
% = ТгГПт% = ТгГПт爲_"г11Kl1г 外/n爲_"г11Kl1г 外/n2获一1)J^лк. опт (几小k.C%)'2获一1)J^лк. опт (几小k.C%)'=0. (7.85)=0. (7.85)
% = ТгГПт
% = ТгГПт
爲_
"г11Kl1г 外/n
爲_
"г11Kl1г 外/n
2获一1)J^
лк. опт (几小k.C%)'
2获一1)J^
лк. опт (几小k.C%)'
=0. (7.85)
=0. (7.85)
В итоге, решая уравнение (7.85), получим
冗к. опт =冗к. опт =т *卡 ПкПтЛт/ вт *卡 ПкПтЛт/ в2(1)2(1)(7.86)(7.86)
冗к. опт =
冗к. опт =
т *
卡 ПкПтЛт
/ в
т *
卡 ПкПтЛт
/ в
2(1)
2(1)
(7.86)
(7.86)
Заменяя далее температуру 7； через Мп и Тн (7.19)
а степень повышения давления на входном устройстве л* через Мн И %х：
^V — PhGbJpH = (1 ~|2 Мп) Овх,
получим выражение для Лк. опт в окончательном виде:
Ек. опт =Ек. опт =7**у^~ ПкПтПт7**у^~ ПкПтПт62 (二1)• (7.87)62 (二1)• (7.87)
Ек. опт =
Ек. опт =
7**
у^~ ПкПтПт
7**
у^~ ПкПтПт
6
2 (二1)
• (7.87)
6
2 (二1)
• (7.87)
Таким образом, л^. опт зависит от Мп, высоты полета (значение Г/, температуры газа перед турбиной 77 и коэффициентов, учитывающих потери в элементах двигателя. На рис. 7.9 показаны зависимости л^ опт для ТРД от числа Мп, высоты полета и температуры Т*. С ростом Мп оптимальное значение л« резко уменьшается, с ростом /У до 11 км — увеличивается за счет уменьшения температуры окружающей среды 為・ При увеличении Т* оптимальное значение л^ увеличивается. Когда Лк. 0Пт становится равным единице, это означает, что турбокомпрессор ТРД уже не обеспечивает повышение тяги по сравнению с тягой СПВРД, т. е. наибольшая удельная тяга получается у бескомпрессорного
прямоточного двигателя.
Рассмотрим подробнее изменение РуД и Суд при различных полетных условиях в зависимости от л^ н 77. На рис. 7.10 по
казаны закономерности протекания Руд в стартовых условиях (Мп = 0; Я = 0), для Мп = 0,9; Я = II км и Мп = 2,2; Н = =11 км. Как видно из рис. 7.10 с ростом л； удельная тяга про-
Рис. 7.9. Зависимость оптимального значения л* для ТРД от условий полета и температуры газа перед турбиной ( Н = 11 ... 23 км;
h = о)
ходит через максимальное значение и при дальнейшем росте л； уменьшается, а при увеличении Т； все время растет, причем темп роста тем больше, чем выше значение 崂.Такое изменение Руд, как было показано ранее, связано с изменением эффективной работы цикла ТРД в зависимости. от Лк и 7"；. С ростом Мп величины удельной тяги уменьшаются за счет того, что рост скорости полета при 77= const всегда опережает рост скорости истечения из реактивного сопла из-за уменьшения Q「Повышение Тг уве
личивает уровень Руд, не меняя, од
нако, общего характера указанных закономерностей. С увеличением высоты полета при Мп = const от Я = 0 до 〃 = 11 км при прочих равных условиях Le и %网 возрастают за счет увеличения степени повышения температуры 6 = Т*/Тп, связанного со снижением Тн до Я = 11 км. Выше 11 км (до Н =
= 20 км) температура воздуха 7н почти не меняется и при постоянных значениях Мп и Т* эффективная работа цикла и удельная
тяга остаются неизменными.
Изменение Суд в зависимости от Лк и 77 при различных полетных условиях показано на рис. 7.11. Как видно из этого рисунка, практически при любых сочетаниях Мп и Я рост л； в области ее рабочих значений приводит к уменьшению Суд из-за роста общего КПД — г］。，а рост Тг — к увеличению Суд за счет уменьшения полетного КПД —豆口 н связанного с этим уменьшения %. Рост числа М полета слабо сказывается на Суд, так как, в соответствии с уравнением (7.79), уменьшение РуД компенсируется снижением относительного расхода топлива — % за счет роста Т； и последующего роста температуры воздуха за компрессором ТЗ Рост высоты полета в области от Я = 0 до Я = 11 км при Мп = const также слабо влияет на величину Суд, так как при этом увеличение 7\以 происходит в связи с увеличением，- зависящего от 北 и ТЗ В диапазоне высот Н = II ... 20 км при прочих равных условиях Суд остается постоянным, так как в этом диапазоне высот температура окружающей среды в соответствии со стандартной атмосферой не меняется.
Как было показано ранее, существует минимум удельного расхода топлива по л* и 77 (см. рис. 7.6 и 7.7), но он практически всегда попадает в область нереальных значений этих параметров
полетаполетаРис. 7.12. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от * при различных значениях л* для Мп = 2,2 и Я — 11 кмРис. 7.12. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от * при различных значениях л* для Мп = 2,2 и Я — 11 кмСу@№/Н7 g%[Мп=2,2 Н =7ZwСу@№/Н7 g%[Мп=2,2 Н =7Zw0.08\」1~—/欽7 1400 16001800 ТГ)К0.08\」1~—/欽7 1400 16001800 ТГ)КРнс. 7.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от удельнойтяги при различных сочетаниях Лк н Т* для Мц = 0; Я = 0 н Мц = =2,2; Н = 11 кмРнс. 7.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от удельнойтяги при различных сочетаниях Лк н Т* для Мц = 0; Я = 0 н Мц = =2,2; Н = 11 кмРис. 7.11. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от л* и Т* при различных условиях полетаРис. 7.11. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от л* и Т* при различных условиях полета
полета
полета
Рис. 7.12. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от * при различных значениях л* для Мп = 2,2 и Я — 11 км
Рис. 7.12. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от * при различных значениях л* для Мп = 2,2 и Я — 11 км
Су@№/Н7 g%[Мп=2,2 Н =7Zw
Су@№/Н7 g%[Мп=2,2 Н =7Zw
0.08\」1~—
/欽7 1400 16001800 ТГ)К
0.08\」1~—
/欽7 1400 16001800 ТГ)К
Рнс. 7.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от удельной
тяги при различных сочетаниях Лк н Т* для Мц = 0; Я = 0 н Мц = =2,2; Н = 11 км
Рнс. 7.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от удельной
тяги при различных сочетаниях Лк н Т* для Мц = 0; Я = 0 н Мц = =2,2; Н = 11 км
Рис. 7.11. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от л* и Т* при различных условиях полета
Рис. 7.11. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от л* и Т* при различных условиях полета
(область очень высоких 'значений'л* и "относительно :низких 7；). Так, при Мп = 2,2; 〃 = 11 км минимальное значение Суд получается при nJ = 20 и 7* = 1300 К (рис. 7.11), тогда как соответствующее этой температуре значение Лк. опт = 2 (рис. 7.9). Это еще лучше видно на рис. 7.12. Если, например, принять значение температуры газа перед турбиной 77 = 1500 К, близкое к реальным значениям для ТРД, то при этом 或 эк, соответствующее Суд mm (пунктирная кривая на рис. 7.12), будет иметь значение, равное 〜35 при л*. опт = 2,5 (см. рис. 7.9). На практике всегда останавливаются на л^, существенно меньших л*е эк и близких к nJ. опт» чтобы получить по возможности большую удельную тягу и меньшую массу двигателя.
При выборе параметров двигателя удобно пользоваться зависимостями Суд от Руд, приведенными на рис. 7.13, которые строятся в виде сеток по л^ и 77 для заданных условий полета. Здесь отчетливо видно, что рост Т* однозначно ведет к увеличению РУД/ а для улучшения экономичности при этом (уменьшения Суд) необходимо увеличивать 崂.
ЗАВИСИМОСТИ СТЕПЕНЕЙ ПОВЫШЕНИЯ
ДАВЛЕНИЯ И ПОДОГРЕВА В ГАЗОГЕНЕРАТОРЕ ТРДД ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Расчетная схема газогенератора ГТД на примере г азо* генератора ТРДД показана на рис. 7.5. Эффективность газогенератора можно характеризовать степенью повышения '211
Рис.'7.14. Завнснмостн л*гн 6ГГ в газогенераторе от степени повышения давления компрессора н приведенной температуры газа перед турбиной
давления л；г (7.46) и степенью подогрева 8门(7.47) в нем・
Проведем анализ зависимостей 冗备 и 0ГГ от степени повышения давления в компрессоре газогенератора л* и приведенной температуры газа перед турбиной Т；. пр (7.48), показанных на рис. 7：14. Изменение лрг от л^ связано с нелинейной зависимостью приведенной работы турбины Ц/Тг от л；＞к. Вначале с ростом л* и следующим за этим увеличением работы турбины при 77 = =const и Т；н = const степень понижения давления на турбине л± к увеличивается не очень интенсивно и л；「 растет. Затем, при дальнейшем росте л；, когда работы турбины и компрессора становятся большими, л；. к сильно возрастает, что приводит к постепенному замедлению роста л*г, а далее и к уменьшению ЛрГ. Степень подогрева 6ГГ с ростом 冗^ монотонно уменьшается из-за увеличения работы турбины, рост которой при Т^ = =const и Г，= const приводит к уменьшению температуры 77. к, и, следовательно, 0ГГ. Увеличение температуры Т* при прочих равных условиях приводит непосредственно к росту 6ГГ (7.47), а л；г возрастает за счет уменьшения п^. к・
ЗАВИСИМОСТИ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ
И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ТРДФ ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Изменение Руд. ф и QA.力 ТРДФ в зависимости от параметров рабочего процесса (Лк, 7г и Т$) при различных условиях полета целесообразно рассматривать одновременно, поскольку характер изменения Руд. © и Суд. ф определяется одними и теми же закономерностями.
Удельная тяга ТРДФ при полном расширении газа в реактивном сопле и коэффициенте изменения массы рг ф = 1 равна разности между скоростями истечения и полета
Руд. ф — ф ■—几， (7.88)
а удельный расход топлива при 6отб = 0 можно записать в виде:
Г * иуд- ФГ * иуд- Ф360叱述Руи. Ф360叱述Руи. Ф(7.89)(7.89)
Г * иуд- Ф
Г * иуд- Ф
360叱述Руи. Ф
360叱述Руи. Ф
(7.89)
(7.89)
где 4т£ = 0т + 9т. ф*
Суммарный относительный расход топлива q^ пропорционален общему количеству тепла Q2, подведенному в цикле TP40t которое в свою очередь, как было показано в гл. 1, пропорционально разности температур
Qi = Ср (Т； - Т；). (7.90)
(7.91)(7.91)При неизменных условиях полета (Мп = const н 〃 = const) температура торможения на входе в двигатель Т： постоянная. Если при этом принять условие Т$ = const, то Q? = const и, следовательно,夕丁工=const. Отсюда приходим к выводу, что при поставленных условиях у ТРДФ удельный расход топлива обратно пропорционален удельной тяге
(7.91)
(7.91)
Суд.力〜1/Руд.力
У ТРДФ и ТРД с одинаковыми параметрами рабочего процесса (л* и Т；) с точностью до изменения коэффициента восстановления полного давления в форсажной камере располагаемые степени понижения давления в реактивном сопле одинаковы:
"с・ Р- ф ~ "с. р-
Если в качестве первого приближения принять, что(рс. ф =(рс, йг ф = йг и R「@ = Rr，то отношение скоростей истечения из реактивных сопел ТРДФ (7.33) и ТРД (7.32) будут равны
Ссз/R = М爲/Т； •(7.92)
Введем понятие степени форсирования двигателя, которое при условии (7.92) можно записать как:
Руд, ф _ с с рт巾"т - %Руд% — %
При Уп = 0 степень форсирования будет иметь вид: %=/爲/7；.(7.94)
На рис. 7.15 показаны зависимости Аф и относительного удельного расхода топлива Суд. ф = Суд. ф/Суд от температуры газа в форсажной камере, откуда видно, что с ростом Т$ степень форсирования возрастает и еще более интенсивно возрастает относительный удельный расход топлива. Анализ уравнения (7.93) показывает, что с ростом скорости полета при постоянном значении
Рис. 7.15. Зависимость степени форсирования и относительного удельного расхода топлива ТРДФ от Т$Рис. 7.15. Зависимость степени форсирования и относительного удельного расхода топлива ТРДФ от Т$Рис. 7.16. Зависимость удельных тяг и удельных расходов топлива ТРД и ТРДФ от л*Рис. 7.16. Зависимость удельных тяг и удельных расходов топлива ТРД и ТРДФ от л*
Рис. 7.15. Зависимость степени форсирования и относительного удельного расхода топлива ТРДФ от Т$
Рис. 7.15. Зависимость степени форсирования и относительного удельного расхода топлива ТРДФ от Т$
Рис. 7.16. Зависимость удельных тяг и удельных расходов топлива ТРД и ТРДФ от л*
Рис. 7.16. Зависимость удельных тяг и удельных расходов топлива ТРД и ТРДФ от л*
Т$/窑 степень форсирования увеличивается, а это в свою очередь приводит к уменьшению относительного удельного расхода топлива с ростом скорости полета.
У ТРДФ Руд. ф во всей области изменения 噸 больше Руд ТРД за счет более высокой температуры газа перед реактивным соплом и, следовательно, более высокой скорости истечения из реактивного сопла (рис. 7.16). Удельный расход топлива ТРДФ также выше, чем удельный расход топлива ТРД. Такое ухудшение экономичности ТРДФ по сравнению с ТРД связано с уменьшением как эффективного КПД из-за пониженного давления в форсажной камере сгорания по сравнению с основной камерой сгорания, так и полетного КПД за счет большего значения скорости истечения из. реактивного сопла у ТРДФ.
Как и у ТРД, у ТРДФ есть оптимальная степень повышения давления компрессора л，Опт. ф，соответствующая максимальной удельной тяге двигателя Руд. фтах, а также л*. ЭКф ф, соответствующая минимальному значению удельного расхода топлива Суд. ф min-
Из анализа условия (7.91) можно сделать вывод, что 崂.зкф = =乳】опг. ф. Оптимальное значение л^ у ТРДФ имеет более высокое значение, чем у ТРД. Это объясняется тем, что с ростом л^ (см. рис. 7.16) располагаемые степени повышения давления в реактивных соплах у ТРДФ и ТРД меняются одинаково, а температуры газа перед реактивными соплами у ТРДФ и ТРД ведут себя по-разному. У ТРД температура газа перед реактивным соплом Г； с ростом Лк уменьшается, а у ТРДФ Tj = const. Уменьшение Т； с ростом 崂 приводит к тому, что Сс у ТРД начинает уменьшаться при более низких значениях 崂 по сравнению с сс.ф у ТРДФ, чем и объясняется разница в значениях оптимальных Лк У ТРДФ И ТРД (Лк> опт. ф > ^к. опт)•
Зависимость л^. опт. ф от параметров рабочего процесса была получена при рассмотрении термодинамического цикла ТРДФ в гл. 1 (см. уравнение 1.35). Заменив в уравнении (1.35) темпе- 214
Рис. 7.17. Зависимость оптимального значения л* (для ТРДФ) от условий полета и температуры газа перед турбиной:
Н — \\ ...23 км；
—一 一一 -/f = 0; - — — — H = =11 …23 KM для ТРД
Рис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от ТгРис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от Тгратуру торможения на входе в двигатель на температуру окружающей среды Тн и Мп, а также вводя в него механический КПД 小 получим:
Рис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от Тг
Рис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от Тг
Лк. опт. ф= (1 I I м2, ' 795)
Из уравнения (7.95) видно, что с ростом высоты полета до 11 км л*. опт. ф увеличивается за счет.уменьшения Тю при увеличении Мп — уменьшается, а при возрастании 77 — растет. Температура газа в форсажной камере Т$ не влияет на значение л! опт. ф, так как она не входит в уравнение (7.95).
На рис. 7.17 показаны зависимости л^. опт. ф от Мп и 77, полученные по уравнению (7.95) для двух различных высот полета. Для сравнения на графике нанесена зависимость 曠.опт ТРД для 7/ = 0 и Тр = 1500 К, чтобы показать, что л^. опт. ф в сравнимых условиях существенно выше Лк. опт ТРД. Когда величина л*ф опт> ф стремится к единице, atq означает, что ТРДФ теряет свои преимущества перед СПВРД.
Зависимости Руд. ф и %.ф от температуры газа перед турбиной при прочих равных условиях даны на рис. 7.18. С ростом 77 при Лк = const уменьшается степень понижения давления
215
Р®.%Н・НкзР®.%Н・НкзCg&qF矶"7Cg&qF矶"7C网@№用川C网@№用川Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от л*, Т* и 7$ ( Т* = 1600 К;Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от л*, Т* и 7$ ( Т* = 1600 К;
Р®.%Н・Нкз
Р®.%Н・Нкз
Cg&qF矶"7
Cg&qF矶"7
C网@№用川
C网@№用川
Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от л*, Т* и 7$ ( Т* = 1600 К;
Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от л*, Т* и 7$ ( Т* = 1600 К;
普=1200 К)
на турбине л；, что приводит к увеличению давления в форсажной камере, росту 冗с.р. ф и, как следствие, к увеличению РуД ф и уменьшению Суд.ф. Отсюда следует, что у ТРДФ для получения больших значений удельной тяги и улучшения экономичности нужно увеличивать температуру газа перед турбиной.
Как было показано ранее (см. рис. 7.15), увеличение Т$ приводит к росту Руд. ф и Суд, ф, увеличение Т； при неизменных Лк и Тф ведет к росту Руд. ф и уменьшению Суд. ф. При изменении 几;удельная тяга ТРДФ проходит через максимальное значение, а удельный расход топлива через минимальное, причем, чем больше Мп, тем меньше значение nJ. опт. ф (см. рис. 7.17). С ростом Мп влияние л^ и Т； на Руд. ф ^и Суд. ф становится все менее значительным, так как уменьшается тепло подвод в основно й камере 216
сгорания, а лс,р. ф определяется, главным образом, динамическим сжатием во входном устройстве двигателя. Это хорошо видно из сравнения кривых, представленных на рис. 7.19, полученных для. различных значений Мп.
Приведенный параметрический анализ ТРДФ позволяет правильно подойти к выбору параметров двигателя, предназначенного для летательного аппарата с заданными требованиями.
Г Л А В А 8. ХАРАКТЕРИСТИКИ ИЦИЕТОДЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД И ТРДФ
ПОНЯТИЕ О ХАРАКТЕРИСТИКАХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ СВЯЗИ С РЕГУЛИРОВАНИЕМ
Всякий авиационный двигатель должен работать в широком диапазоне режимов. Для совершения летательным аппаратом того или иного маневра: взлета, набора высоты, разгона, торможения, снижения высоты, требуется различная величина тяги двигателей. Режим работы двигателя, обеспечивающий получение потребной тяги, задается с помощью рычага управления двигателем (РУД). При неизменных внешних условиях (Мп = const н 〃 = const) каждому положению РУД соответствует вполне определенное сочетание всех параметров двигателя. При изменении высоты и скорости полета самолета существенно меняются давление и температура окружающей среды, а также полное давление и температура торможения на входе в двигатель. Поэтому при изменении скорости и высоты полета самолета с неизменным режимом работы двигателя, т. е. при заданном положении РУД, тяга, удельный расход топлива и другие параметры двигателя меняются.
Зависимость основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива при заданном режиме работы от Мп и Н полета называют высотно-скоростными характеристика ми двигателя. Эти характеристики можно подразделить на скоростные — зависимости Р и Суд от Мп при Н = const и высотные — зависимости Р и Суд от Н при Мп = const.
Зависимости основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива от одного из параметров, характеризующего режим работы двигателя, при неизменных условиях полета (Мп = const н " = const) называют дроссельными х а- рактеристиками^двигателя.
Указанные характеристики зависят от способа регулирования двигателя. Но какое бы регулирование двигателя не использовалось, необходимо, чтобы при любых внешних условиях на каждом режиме работы двигателя устанавливалось такое равно-
весное сочетание всех параметров двигателя, при котором удовлетворяются условия совместной работы его элементов. Для турбореактивного двигателя это означает, что должна удовлетворяться система уравнений (7.1 ... 7.17). Кроме того, параметры компрессор3 связаны между собой на всех режимах характеристикой (см* рис. 4.3 ... 4.5), которая может быть представлена в виде зависимостей (4.22):
Пк = f [д (九в),匾р)]；
Лк — / [^ (九в), %p)L () а параметры турбины — характеристикой (см. рис. 4.14 ... 4.15), которая может иметь вид (4.34)
4 = f [口；,(几 m7；)].
Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве, как было показано в гл. 3, зависит от Мп и функции плотности тока на входе в двигатель — q (Хв):
%х = f [Мц, g (九b)L (8.3) Если провести анализ системы уравнений (7.1 ... 7.17) совместно с характеристиками (8.1 ... 8.3), то оказывается, что даже для одновального ТРД с неизменной геометрией проточной части число неизвестных получается на одно больше, чем число уравнений. Следовательно, данная система уравнений без дополнительных условий не имеет решения. Для того чтобы обеспечить однознач- ное сочетание всех параметров двигателя при любых условиях полета на каждом режиме работы, необходимо задать еще как минимум одно условие, связывающее входящие в систему уравне- ннй параметры. Эти условия, накладываемые на такое число параметров, которое необходимо для того, чтобы сделать систему уравнений, описывающих совместную работу элементов ТРД и ТРДФ, замкнутой, называют законом управления, который можно представить как закон и программу регулирования двигателя.
Условия, налагаемые на параметры двигателя при неизменном режиме его работы в переменных условиях полета, называются законом регулирования двигателя.
Условия, налагаемые на параметры двигателя при изменении режима работы и неизменных условиях полета, называются программой регулирования двигателя. Таким образом, закон регулирования имеет непосредственное отношение к высотно-скоростным характеристикам двигателя, а программа регулирования к дроссельным характеристикам.
Выбор закона и программы регулирования двигателя в конеч- ном счете преследует цель получения наивыгоднейшего протекания 218
характеристик двигателя и обеспечения его надежной работы. С другой стороны, задание закона регулирования обеспечивает на каждом режиме работы однозначную связь всех его параметров с внешними условиями, а задание программы регулирования при постоянных условиях полета — однозначную связь с режимами работы двигателя или с каким-либо ведущим параметром, характеризующим режим работы двигателя.
Воздействовать на тягу и удельный расход топлива можно, изменяя расход воздуха — GB и основные параметры рабочего процесса ТРД —噬，77, а у ТРДФ еще и Т；. Параметры, на которые накладываются условия при задании закона или программы регулирования, называются параметрами регулирования. Параметрами регулирования могут быть основные параметры рабочего процесса (например, 77) или другие параметры, непосредственно связанные с основными (например, частота вращения, непосредственно влияющая на GB и nJ). Чтобы система автоматического регулирования (САР) могла воздействовать на параметры регулирования в соответствии с принятыми законом и программой регулирования, необходимо иметь регулирующие факторы, число которых должно строго соответствовать числу параметров регулирования. Так, у ТРД основным регулирующим фактором' является расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания — GT, а у ТРДФ — еще и расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания — 0т,ф. Кроме того, в качестве регулирующих факторов могут служить изменяемые площади регулируемых сечений проточной части двигателя (например, площадь критического сечения регулируемого реактивного сопла).
Построение высотно-скоростных и дроссельных характеристик ТРД, как и любого другого ГТД, сводится прежде всего к определению значений параметров рабочего процесса, удовлетворяющих условиям совместной работы элементов в системе двигателя при заданных законе и программе регулирования в зависимости от условий полета и режимов работы, а затем к определению его основных данных — тяги и удельного расхода топлива. Поэтому изучение высотно-скоростных характеристик турбореактивных двигателей начнем с изучения совместной работы элементов в системе двигателя при различных законах регулирования, а, изучение дроссельных характеристик — с изучения совместной работы элементов при различных программах регулирования.
СОВМЕСТНАЯ РАБОТА КОМПРЕССОРА, КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ТУРБИНЫ ОДНОВАЛЬНЫХ ТРД ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ЗАКОНАХ РЕГУЛИРОВАНИЯ
Рассмотрим совместную работу компрессора, камеры сгорания и турбины одновального ТРД на максимальном режиме работы на базе математической модели первого уровня. Характе-
219
ристику компрессора будем использовать в виде зависимостей (8.1), а характеристики остальных элементов — с некоторыми приближениями в упрощенном виде:
камеры сгорания
(8.4)(8.5)(8.4)(8.5)% с ~ const; % — const
(8.4)
(8.5)
(8.4)
(8.5)
и турбины (4.35)
q (九@・ а) = const; n； = const.
Прежде всего, используя определенные ранее условия совместной работы элементов в системе двигателя (7.1 ... 7.17), получим уравнения совместной работы компрессора, камеры сгорания и турбины, с помощью которых, при заданных законе регулирования и режиме работы двигателя, можно будет определить параметры рабочего процесса при любых значениях Мп и Я. '
Используя условие неразрывности (7.2), запишем расходы воздуха в сечении на входе в двигатель и газа в сечении перед турбиной (см. рис. 7.4, а)：
(九в)尸в ^-^^ (1 + 9т) (1 ~ ^отб) — ^кр.园(^с. а)尸а•
Из условий (7.11) и (7.12) определим отношение давлений
Рг/Рв =冗кОк・ с, исключим площадь входа в двигатель из числа регулирующих факторов (& = const) и, принимая в рамках математической модели ТРД первого уровня комплексы т^, /тгкр, г, (1 + %) х X (1 ——ботб) независимыми от условий полета и режимов работы двигателя, получим
冗к = « (九в) 了"「г. прС"尸с, а，(8.6)
где Тг. пр = T；TJT\ — приведенная температура газа перед турбиной; TQ = 288 К； С】=const.
Если площадь проходного сечения входного соплового аппарата турбины не является регулирующим фактором (Fc, а = const), то уравнение (8.6) примет вид:
冠=«(脑)]/＞：. прС2, (8.7) где С2 = const.
С помощью уравнения (8.7) на характеристику компрессора, представленную на рис. 8.1 своей основной частью, можно нанести линии Т； пр = const. Постоянная уравнения (8.7) С2 определяется по известным данным ТРД на расчетном режиме. Для этого на характеристике компрессора необходимо определить одну точку (на рис. 8.1 точка РТ), которую назовем расчетной точкой. За расчетную точку на характеристике компрессора будем принимать 220
рабочую точку, соответствующую расчетному режиму работы двигателя, на котором определены все его параметры (см. гл. 7) и в частности: л*. р, Т^ пр.р, q (Хв)р.
Как видно из рис. 8.1, линии постоянной приведенной температуры газа перед турбиной являются прямыми, исходящими из начала координат, угол наклона которых к оси абсцисс с ростом Тг. Пр увеличивается. В зоне очень низких значений л^ условие q (Хс< а) = const (8.5), при котором получено уравнение (8.7), не выполняется и линии Т； пр = const перестают быть прямыми, приходя при '(九в) = 0 в точку л； = 1 (см. рис. 8.1). Анализ представленной на рис. 8.1 характеристики компрессора с нанесенными линиями постоянной приведенной температуры газа перед турбиной показывает, что любая рабочая точка на характеристике компрессора однозначно определяется заданием двух параметров: ппр и 77. пр. Запишем условие равенства мощностей компрессора и турбины (7.16) в развернутом виде:
Учитывая принятые ранее приближения и принимая дополни- тельно с небольшой погрешностью величин т)т, -г—广 R и тr R「 независящими от условий полета и режимов работы, получим:Учитывая принятые ранее приближения и принимая дополни- тельно с небольшой погрешностью величин т)т, -г—广 R и тr R「 независящими от условий полета и режимов работы, получим:—J 击=Т；・ м(1 ^гт\ const.—J 击=Т；・ м(1 ^гт\ const.(8-8)(8-8)Исключив из уравнений (8.6) и (8.8) приведенную температуру газа перед турбиной, получим уравнение совместной работы компрессора и турбины ТРД:Исключив из уравнений (8.6) и (8.8) приведенную температуру газа перед турбиной, получим уравнение совместной работы компрессора и турбины ТРД:(8.9)(8.9)где С3 = const.Найдем уравнение, связывающее параметры турбины с проходными сечениями, которые могут являться регулирующими факторами. Для этого, используя условия неразрывности (7.3), запишем расход газа через входной сопловой аппарат турбины и критическое сечение реактивного сопла ТРД:где С3 = const.Найдем уравнение, связывающее параметры турбины с проходными сечениями, которые могут являться регулирующими факторами. Для этого, используя условия неразрывности (7.3), запишем расход газа через входной сопловой аппарат турбины и критическое сечение реактивного сопла ТРД:^кр. р0 (統.a) Fс.^кр. р0 (統.a) Fс.а/-—- = ^кр. rQ 0c. кр) Fс.а/-—- = ^кр. rQ 0c. кр) Fс.н,Рн,РРт 0rг戸Рт 0rг戸
Учитывая принятые ранее приближения и принимая дополни- тельно с небольшой погрешностью величин т)т, -г—广 R и тr R「 независящими от условий полета и режимов работы, получим:
Учитывая принятые ранее приближения и принимая дополни- тельно с небольшой погрешностью величин т)т, -г—广 R и тr R「 независящими от условий полета и режимов работы, получим:
—J 击=Т；・ м(1 ^гт\ const.
—J 击=Т；・ м(1 ^гт\ const.
(8-8)
(8-8)
Исключив из уравнений (8.6) и (8.8) приведенную температуру газа перед турбиной, получим уравнение совместной работы компрессора и турбины ТРД:
Исключив из уравнений (8.6) и (8.8) приведенную температуру газа перед турбиной, получим уравнение совместной работы компрессора и турбины ТРД:
(8.9)
(8.9)
где С3 = const.
Найдем уравнение, связывающее параметры турбины с проходными сечениями, которые могут являться регулирующими факторами. Для этого, используя условия неразрывности (7.3), запишем расход газа через входной сопловой аппарат турбины и критическое сечение реактивного сопла ТРД:
где С3 = const.
Найдем уравнение, связывающее параметры турбины с проходными сечениями, которые могут являться регулирующими факторами. Для этого, используя условия неразрывности (7.3), запишем расход газа через входной сопловой аппарат турбины и критическое сечение реактивного сопла ТРД:
^кр. р0 (統.a) Fс.
^кр. р0 (統.a) Fс.
а/-—- = ^кр. rQ 0c. кр) Fс.
а/-—- = ^кр. rQ 0c. кр) Fс.
н,Р
н,Р
Рт 0rг
戸
Рт 0rг
戸
С учетом условия (7.13) и выражения (7.28) при аг = const получим уравнение в окончательном виде:
工丿 1 — (1 — 1/Лт )п： = [Fc.Kp q (Хс. Kp)/Fc.a] const. (8.10) Если рассмотреть ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части (尸с. а = const и Fc. кр = const), работающий на режиме максимальной тяги при любых значениях Мп и Я, то " у него располагаемый перепад давления на реактивном сопле будет больше критического (冗工 р > ^с. кр) и» следовательно, ' q Gc.Kp) = 1. Анализируя уравнение (8.10), приходим к выводу, что при поставленных условиях
л； = const н n； = const.(8.11)
В этом случае, т. е. для ТРД с 尸с.р = const и FCtKp = const, работающего при лср > лс>кр, уравнение совместной работы компрессора и турбины упростится:
?(М2(< й -О =С1>(8.12)
% Пк
где С4 = const. 222
Рис. 8.2. Зависимость параметров воздуха от высоты (ГОСТ 4401—81)
В заключение определим зависимость степени понижения давления на турбине от параметров рабочего процесса, для чего выразим л^ через полные давления в характерных сечениях проточной части двигателя:
„• Р； Рв Р； Р； Pcs %
ЛT -
Рт ” Рв Рк Рт Pcs
Используя условия (7.11 ... 7.14), а также уравнение (7.18), получим
冠=(1 + 与丄М^ут Овх冗;Ок. с<7гл (Xcs), (8.13) где л (九с&) = 1/лс. р —— газодинамическая функция.
Уравнения (8.6; 8.7; 8.9; 8.10; 8.12; 8.13) определяют совместную работу компрессора, камеры сгорания и турбины ТРД при изменении условий полета и режимов работы двигателя.
Для расчета высотно-скоростных характеристик и определения при заданном законе регулирования параметров двигателя необходимо пользоваться зависимостями давления и температуры окружающей среды от высоты над уровнем моря. На рис. 8.2 показано изменение параметров атмосферного воздуха по высоте в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401——81).
При изменении условий полета (Мп и Н) полное давление на входе в двигатель можно найти из уравнения (7.18):
р； = Рн(1 +与丄 М^Новх,(8.14)
а температуру торможения из уравнения (7.19)
Т； = Тн(1+与丄 м^)・(8-15)
Регулирование ТРД по одному параметру
Закон регулирования:九=const. При регулировании ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части (尸& а = const; Fc. кр — const) по закону постоянства частоты вращения ротора (n — const) регулирующим фактором является расход топлива (GT = var). САР двигателя, при изменении параметров на входе в двигатель за счет измене-
223
Рис. 8.3. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону п = =constРис. 8.3. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону п = =constн % ТРД constн % ТРД const
Рис. 8.3. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону п = =const
Рис. 8.3. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону п = =const
н % ТРД const
н % ТРД const
ния условий полета, так изменяет расход топлива, чтобы все время обеспечивалось условие n = const. При этом должны выдерживаться ограничения:
Г? с Т?тах и АК^АКу ты・
При определении параметров двигателя из условий совместной работы при заданном законе регулирования в качестве независи
мой переменной могут быть приняты: приведенная частота вращения ппр =п/тлТ； относительная приведенная частота вращения ппр 工亢/丁口/T； или просто температурный фактор
/Т°/Т；, где То = 288 К；亢=n/n0 ——относительная частота вращения, п0 —— максимальная частота вращения при Мп = 0; Н = 0. При данном законе регулирования п = 1, а ппр ^ /То/Т；・ Независимая переменная непосредственно связана с усло-
виями полета через температуру торможения на входе в двигатель Т：. Так, с ростом Мп Н = const температура Т； увеличивается и, следова
тельно, 亢пр уменьшается, а с ро-
Рис. 8.4. Изменение л*, 9(%) вдоль линии рабочих режимов при законе регулирования п —
рнс. 8.5. Изменение Lr вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = constрнс. 8.5. Изменение Lr вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = constРис. 8.6. Изменение АКу вдоль линии рабочих ТРД при законе регулирования п = constРис. 8.6. Изменение АКу вдоль линии рабочих ТРД при законе регулирования п = const
рнс. 8.5. Изменение Lr вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = const
рнс. 8.5. Изменение Lr вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = const
Рис. 8.6. Изменение АКу вдоль линии рабочих ТРД при законе регулирования п = const
Рис. 8.6. Изменение АКу вдоль линии рабочих ТРД при законе регулирования п = const
стом Н ^до 11 км (см. рис., 8.2) при Мп — const температура Т； (8.15) уменьшается за счет уменьшения температуры окружающей среды Тн и, следовательно, ппр возрастает. Линию рабочих режимов на характеристике компрессора ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта можно построить с помощью уравнения (8.12), используя расчетную точку. На рис. 8.3 показана характеристика высоконапорного компрессора (冗出 > 8) ТРД с нанесенной на ней линией рабочих режимов. В качестве расчетного режима взят режим полета с Мп = 1,5 при Я = 11 км (ппр. р = /П/Т； = 0,95), а на характеристике компрессора обозначена расчетная точка (РТ) с заданными параметрами рабочего процесса. По известным в расчетной точке параметрам (噸.р, q (Хв)р, т)к. р) определяется константа С4 уравнения (8.12) и далее, на напорных ветвях характеристики компрессора с различными значениями ппр, кроме пПр. р находится рабочая точка, у до вл етвор яющая уравнению (8.12). Полученные для различных 亢口卩 рабочие точки объединяются в линию рабочих режимов на характеристике компрессора (см. рис. 8.3). Изменение параметров компрессора Лк, q (九в) и т]к вдоль линии рабочих режимов в зависимости от ппр показано на рис. 8.4. Имея изменение л^ и т)к, можно получить зависимость р аботы компрессор а
h峻財-1
1Пк
от ппр = /Т"Т； вдоль линии рабочих режимов (рис. 8.5), а используя уравнения (4.23) и (4.24),——запас устойчивости компрессора аЛу (рис. 8.6). При уменьшении ппр запас устойчивости компрессора у рассматриваемого двигателя уменьшается и при ппр < 0,86 становится меньше минимально допустимого
2252258 В. М. Акимов
225
225
Рис. 8.7. Изменение Тг вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = constРис. 8.7. Изменение Тг вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = constпоказано выше,心=const и %показано выше,心=const и %(АКу V А《у mm), откуда следует, что уменьшение ппр ниже 0,86 для данного двигателя недопустимо, т. е. недопустимо превышение скорости полета сверх величины, соответствующей Мп 2 при Н N 》11 км. Полученное ограничение по ппр mm показано на рис. 8.4 ... 8.6. Если рассматриваемый двигатель работает на режиме максимальной тяги при любых условиях полета, Т. В.枕max =: Const, ТО 冗с. р > > лс.кр, а в этом случае для двигателя с неизменными проходными сечениями, как было = const. Отсюда следует, что
Рис. 8.7. Изменение Тг вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = const
Рис. 8.7. Изменение Тг вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = const
показано выше,心=const и %
показано выше,心=const и %
работа турбины зависит только от температуры газа перед турбиной. Но в силу равенства мощностей компрессора и турбины, с учетом принятых ранее приближений, можно записать уравнение (7.25) в виде:
葭=Т?-const или LK/Tr = С5,(8.16)
где С5 = const.
В соответствии с уравнением (8.16) на рис. 8.7 для рассматриваемого примера построена зависимость Т； от пПр- Постоянная уравнения (8.16) С5 была определена по заданному значению т；тах (для данного Примера Т；тах = 1500 К) И величине Lk max, найденной из зависимости, представленной на рис. 8.5(£к тах в данном случае соответствует ппр min). Получается, что у рассматриваемого ТРД при заданном законе регулирования 77 шах реализуется при ппр min, а для всех остальных значений пПр > > «пр min будет соблюдаться условие Т? VT；max・
В итоге на конкретном примере для закона регулирования n = const получили зависимости параметров рабочего процесса от пПр = /Т“Т；, непосредственно связанной с условиями полета (Мп и 〃). Чтобы выяснить влияние напорности компрессора на протекание линии рабочих режимов, рассмотрим три ТРД со степенями повышения давления в компрессоре на взлетном режиме Лдо = 12;冗乩=6 н 冗髙=3. Принимая, сначала, что по линии рабочих режимов КПД компрессора не меняется， построим для всех трех двигателей зависимости п^ = f [q (^в) L где л* = л；/л*0, а ^в) = q &)/夕 0в)о・ Для этого воспользуемся уравнением (8.12), которое при Пк const примет вид: д%)2(喔二= const.(8.17)
Рис. 8.8. Сравнение линий рабочих режимов при разных значениях л*0 (. 加=var; •——Пн — const)
Построенные по этому уравнению зависимости показаны штрих- пунктирными линиями на рис. 8.8. Из них следует, что с увеличением Яко линия рабочих режимов протекает более полого. Если поставить условия одинакового снижения й^ у всех двигателей, то, например, при Лк = 0,6 изменение q (廉)в высоконапорном компрессоре (лко = 12) будет наибольшим Iq (£в)= =0,7], а в низконапорном (М = 3) — наименьшим lq (Хв)= =0,85]. Заметим, что вывод о разной крутизне линий рабочих режимов при различных значениях Яко получен без использования каких-либо предположений о свойствах компрессора (кроме допущения о постоянстве его КПД) или даже о его типе. Эта особенность определяется характером уравнения (8.17) и сохраняется независимо от индивидуальных свойств характеристик тех или иных компрессоров.
Если, с другой стороны, рассмотреть изменение параметров вдоль границы газодинамической устойчивости компрессора (границы помпажа), то картина получается обратной ——для высоконапорных компрессоров с уменьшением q (Хв) граница устойчивости проходит круче, чем для низконапорных (рис. 8.9). Большая крутизна границы устойчивости . у высоконапорных компрессоров объясняется уже свойствами самого компрессора и связана с рассогласованием работы его отдельных ступеней (см. гл. 4). Таким образом, у ТРД с высоконапорным компрессором (Лко = 12) при уменьшении ппр линия рабочих режимов и границы устойчивости сближаются, а у двигателя с низконапорным компрессором(Лко = 3)——расходятся. Наглядное представление о взаимном расположении линий рабочих режимов
8* 227
Рис. 8.9. Сравнение границ газодинамической устойчивости компрессоров различной напорностиРис. 8.9. Сравнение границ газодинамической устойчивости компрессоров различной напорностии границ устойчивости на характеристиках компрессоров разной на- порности дает рис. 8.10. Линии рабочих режимов на этом рисунке построены по уравнению (8.12), причем за расчетную точку во всех трех случаях выбран взлетный режим (пПр = О- Если у высоконапорного компрессора (л*0 = 12) с уменьшением 亢up линия рабочих режимов приближается к границе устойчивости, то у компрессора средней напорности (л；о = 6) обе линии идут примерно эквидистантно, а у низконапорного компрессора (暇о =
Рис. 8.9. Сравнение границ газодинамической устойчивости компрессоров различной напорности
Рис. 8.9. Сравнение границ газодинамической устойчивости компрессоров различной напорности
=3) линия рабочих режимов удаляется от границы устойчивости. Линии рабочих режимов с рис. 8.10 в относительных величинах перенесены на рис. 8.8 (сплошные кривые). При изменении КПД компрессора зависимости я^ = f [q (А-в)] несколько иные, чем при условии т)к = const, но их взаимное расположение и относительная крутизна в области рабочих значений подтверждают выводы, сделанные выше при использовании для их построения уравнения (8.17).
Осредненные данные параметров компрессоров разной напорности по линии рабочих режимов показаны на рис. 8.11. Из графиков, приведенных на этом рисунке, следует, что, чем
Рис. 8.10. Характеристики компрессоров разной напорности с нанесенными на них линиями рабочих режимов
Рис. 8.11. Сравнение основных параметров компрессора вдоль линяя рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п = constРис. 8.11. Сравнение основных параметров компрессора вдоль линяя рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п = const
Рис. 8.11. Сравнение основных параметров компрессора вдоль линяя рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п = const
Рис. 8.11. Сравнение основных параметров компрессора вдоль линяя рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п = const
Как уже отмечалось выше, при снижении nup у ТРД с большими значениями л^о запас устойчивости уменьшается, а у ТРД со средними и низкими значениями Лк0 увеличивается. Отсюда следует, что ТРД с высоконапорным компрессором не может работать в широком диапазоне скоростей полета, если не применять дополнительных средств регулирования.
Осредненные зависимости относительной работы компрессора 厶艮=LJLkg вдоль линии рабочих режимов от ппр для ТРД с различными значениями л^о представлены на рис. 8.13. У ТРД с Лко > (6 ... 8) работа компрессора при уменьшении 亢пр растет из-за сильного увеличения углов атаки на первых ступенях компрессора (см. гл. 4), а у ТРД с nJo < (5 ... 6) снижается
Рис. 8.12. Сравнение изменений запаса устойчивости компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при 九— =constРис. 8.12. Сравнение изменений запаса устойчивости компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при 九— =constРис. 8.13. Сравнение изменений работы компрессора и температуры газа перед- турбиной вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров раз- -личной напорности при п = constРис. 8.13. Сравнение изменений работы компрессора и температуры газа перед- турбиной вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров раз- -личной напорности при п = const
Рис. 8.12. Сравнение изменений запаса устойчивости компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при 九— =const
Рис. 8.12. Сравнение изменений запаса устойчивости компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при 九— =const
Рис. 8.13. Сравнение изменений работы компрессора и температуры газа перед- турбиной вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров раз- -личной напорности при п = const
Рис. 8.13. Сравнение изменений работы компрессора и температуры газа перед- турбиной вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров раз- -личной напорности при п = const
из-за сильного уменьшения углов атаки на последних ступенях компрессора. У двигателей с компрессорами средней напорно- сти (л；о 4 6) при изменении пПр (枕 — const) работа практически не меняется. Учитывая условие (8.16), можно видеть, что относительное изменение работы компрессора при данном законе регулирования совпадает с относительным изменением температуры газа перед турбиной (ZK = Т；, где Т； = Т；/Тго), что и отражено на рис. 8.13. Из рассмотрения рис. 8.13 следует, что заданное максимальное значение температуры Т* шах У ТРД с высокими Яко будет, при минимальных пПр, а у ТРД с низкими Яко ——при максимальных пПр- При всех остальных значениях пПр температура Т： будет меньше максимально допустимой, что может привести к снижению тяги двигателя на этих режимах по сравнению с ее возможной величиной при Т? щах-
Заметим, что приведенные на рис. 8.11 ... 8..13 зависимости
получены путем осреднения параметров по нескольким двигателям с примерно одинаковыми значениями Лд0 для каждого из выбранных трех значений исходной степени повышения давления. Поэтому у конкретных ТРД с такими же значениями М， как на рис. 8.11 ... 8.13, при том же качественном характере параметров по ппр могут быть некоторые количественные отличия от приведенных осредненных значений параметров.
Закон регулирования: Т； = const. Поддержание постоянной температуры газа перед турбиной при изменении условий полета в двигателе с неизменной геометрией проточной части может реализоваться путем изменения расхода топлива по сигналу термоприемника, следящего за температурой Т； или за температурой газа за турбиной Т工 так как в соответствии с условием (8.11) отношения температур Т?/Т* = const. При этом частота вращения п будет изменяться в зависимости от температуры на входе в двигатель Т；. Так как при нерегулируемых проходных сечениях линия рабочих режимов определяется уравнением (8.12), то при одинаковых характеристиках компрессора в ТРД, регулируемых по законам п 二 const н 77 = —const, линии рабочих режимов на характеристике компрессора совпадут (см. рис. 8.3). Но при этом одним и тем же значением пПр на линии рабочих режимов (рис. 8.3) при законе регулирования Т* = const будут соответствовать другие, чем при л = const, значения частот вращения. В данном случае из условий прочности должно накладываться ограничение п《nmax, а также Д/Су mm- Для того чтобы найти изменение частоты вращения по линии рабочих режимов при законе регулирования Т* = const, используем уравнение (8.7), записанное в виде:
啖= <?(“/冗亦7Й&.(8.18)
При заданных значениях ппр на характеристике компрессора (см. рис. 8.3) по линии рабочих режимов определяем значения от； 230
Рис. 8.14. Зависимость относительной частоты вращенияотпараметра|ЛТо/Т* при регулировании ТРД по закону Т* = const для двигателей с компрессорами разной напорности
и q (3), а из уравнения (8.18) находим параметр /TJT3 Постоянная уравнения (8.18) С2 определяется по известным значе
ниям параметров на расчетном
режиме. Используя далее выражение приведенной частоты вращения 画р =亢 /То/Т；, можно найти относительную частоту вращения п для заданного значения йПр (亢=^пр//То/Т；)・ На рис. 8.14 показаны осредненные величины относительной частоты вращения в зависимости от параметра /Т“Т；, определяемого условиями полета, вдоль линии рабочих режимов для двигателей с компрессорами различной напорности. Как следует из этого рисунка, со снижением величины /Т()/Т；(т. е. с ростом Мп) частота вращения у двигателей с низкими значениями Яко — возрастает, а у двигателей с большими Яко — падает. Для объяснения характера изменения 五 обратимся к условию (8.16), которое позволяет сделать вывод, что при законе регулирования Т* — const работа компрессора не будет меняться (LH = const). ，
С другой стороны, как известно из теории лопаточных машин, работа компрессора зависит от квадрата частоты вращения и распределения углов атаки по его ступеням:
(8.19)(8.19)& = С (〃)п2,
(8.19)
(8.19)
-где С (〃)—— коэффициент, учитывающий влияние на работу компрессора изменения углов атаки по его ступеням при изменении параметра /Т()/Т；. При законе регулирования п — const изменение Лк в зависимости от пПр = /То/Т； (рис. 8.13) характеризуется коэффициентом С &), который у ТРД с высокими 冗"(зТко = 12) при уменьшении пПр растет, а у ТРД с низкими от；。(Лко = 3)——уменьшается. Отсюда следует, что при условии 厶=const (закон регулирования 奪=const) с уменьшением параметра / Т“Т； у двигателей с высоконапорными компрессорами (Лко ^ 8) п будет уменьшаться, так как С (") будет возрастать, а у двигателей с низконапорными компрессорами (Лко < 5) п возрастает из-за уменьшения С (〃). Из сравнения рис. 8.13 и 8.14 видно, что 亢 при Т* = const имеет качественно обратный характер изменения по отношению к LK при n = const (亢 пр = / To/^i).
Рис. 8.15. Рабочая точка на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону ппр = constРис. 8.15. Рабочая точка на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону ппр = constРис. 8.16. Изменение относительных величин Г? и п при законе регулирования Пцр — const в зависимости от параметра /То/Т*Рис. 8.16. Изменение относительных величин Г? и п при законе регулирования Пцр — const в зависимости от параметра /То/Т*
Рис. 8.15. Рабочая точка на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону ппр = const
Рис. 8.15. Рабочая точка на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону ппр = const
Рис. 8.16. Изменение относительных величин Г? и п при законе регулирования Пцр — const в зависимости от параметра /То/Т*
Рис. 8.16. Изменение относительных величин Г? и п при законе регулирования Пцр — const в зависимости от параметра /То/Т*
У двигателей с низкими л；。，когда максимальные значения п достигаются при наибольшей величине 7； (при максимальной скорости полета), на остальных режимах полета тяга будет меньше по сравнению с той величиной, которая могла бы быть при пшах. У двигателей с высокими Лк0 максимальная частота вращения достигается лишь при самой низкой температуре Т； (при наименьшей скорости полета), а на остальных режимах полета п < < «шах и тяга будет меньше возможной, которая могла бы быть ПрИ /Т-шах*
Закон регулирования: пПр = const. При этом законе регулирования система автоматического регулирования при изменении Мп и Н изменяет подачу топлива в соответствии с сигналом датчика температуры Т； так, чтобы изменение частоты вращения п было пропорционально изменению / T\ITq・ Температура газа перед турбиной при этом тоже будет меняться. Ограничения из условий прочности в этом случае накладываются на температуру и частоту вращения: Т* < 7Yma>, п < « «max- При регулировании ТРД по пПр = const линия рабочих режимов, удовлетворяющая уравнению (8.12), превращается в единственную точку на характеристике компрессора (рис. 8.15% совпадающую с расчетной точкой. При всех условиях полета величины л；, q (入в), Пк и АДу будут постоянными и равными их значениям на расчетном режиме. Так как через рабочую точку на характеристике компрессора (см. рис. 8.15) проходит единственная линия Т*, Пр = const, полученная с помощью уравнения (8.7), то величина Т? при изменении условий полета будет отвечать условию T*Tq/TI = const, т. е. меняться пропорционально изменению температуры Т；・
На рис. 8.16 показано изменение относительных значений Т； н 亢 в зависимости от параметра /Т"Т；. Предельные значения Т* и п при данном законе регулирования будут достигаться на максимальной скорости полета (при максимальном значении температуры Т；). Из-за сильного снижения тяги на пониженных скоростях полета вследствие низких значений Т* и п по сравнению с максимально допустимыми этот закон регулирования используется в основном в комбинации с другими законами, как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения (пПрmax = const).
Регулирование ТРД по двум параметрам
Закон регулирования: л = const; Т* = =const. В этом случае регулирующими факторами будут являться расход топлива (GT = var) и площадь критического сечения реактивного сопла (FCtKp = var). Данный закон регулирования наиболее целесообразен, так как поддержание максимально допустимых значений п и Т* обеспечивает на всех режимах полета получение максимально возможной тяги. САР при рассматриваемом законе регулирования обычно поддерживает n = const изменяя подачу топлива GT по сигналу центробежного регулятора, а условие Т* = const в соответствии с сигналом датчика температуры поддерживается за счет изменения F& кр- Поддерживать постоянной температуру 77 можно косвенным методом по сигналу датчика температуры за турбиной 7^ с соответствующей коррекцией на изменение nJ в зависимости от 亢口卩， так как измерять высокую температуру перед турбиной с большой неравномерностью поля достаточно сложно. При этом должно выдерживаться ограничение А^ А A^y тш-
Линию рабочих режимов на характеристике компрессора при законе регулирования п = const, 77 = const можно построить с помощью уравнения (8.7), преобразуя его с учетом, что при n = const, пПр = /То/Т；・ Учитывая, что Т* = const, получим уравнение (8.7) в виде:
仁=«(福匾pG, (8.20) где С$ = const.
На рис. 8.17 даны характеристики высоко- и низконапорного компрессоров с нанесенными на них линиями рабочих режимов с помощью уравнения (8.20). При построении линии рабочих режимов на характеристике компрессора постоянная уравнения (8.20) G определялась по известным значениям параметров ЛкР, q (九в)р и пПр. р в расчетной точке (в рассматриваемом примере 亢црр= 1) и далее на напорных ветвях характеристики компрессора с различными значениями ппр находятся рабочие точки, удовлетворяющие уравнению (8.20). Полученные для различных значений ппр рабочие точки объединяются
Рнс. 8.17. Характеристики высоко- и ннзконапорного компрессоров с нанесен" ными на них линиями рабочих режимов прн законах регулирования n = const; Т? = const (сплошные линии) и n = const (пунктирные лннин)
в линию рабочих режимов (см. рис. 8.17). Работа компрессора вдоль этой линии в общем случае не будет постоянной и для получения соответствующей работы турбины при 7? = const, обеспечивающей условие (7.25)厶=(1 + 拆)0 — 6отб) 4Пт, необходимо изменять величину л?. Этого можно достичь изменением площади критического сечения сопла в соответствии с уравнением (8.10). Расчет ведется следующим образом. Для заданного значения ппр = /То/Т； на характеристике компрес- "сора (см. рис. 8.17) определяются <значения Лк и т)к, а затем по уравнению (7.26) с учетом принятых допущений находится величина л*. В рамках математической модели первого уровня принимается т]? = const. Изменение т)? можно учесть во втором приближении, используя характеристику турбины в виде (4.34): т^ =： f [л^, (п У Т*)] и найти новое значение л^ по уравнению (7.26) с учетом изменения Т)；. Далее по уравнению (8.10) определяется величина Fc. кр, необходимая для получения нуж* кого значения л；. Для выяснения влияния Яко на протекание линии рабочих режимов при рассматриваемом законе регулирования иа рис. 8.17 даиы характеристики компрессоров различной напориости(Лко = 12 н Лк0 = 3) с нанесенными линиями рабочих режимов при законах регулирования n = const; 77 = const (сплошные линии) н л = const (пунктирные), а на рис. 8.18 234
/不夕/不夕Рис. 8,18. Изменение A^y компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов прн регулировании по законам n = const; Т； = const (сплошные лннин) и n = const (пунктирные линии)Рис. 8,18. Изменение A^y компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов прн регулировании по законам n = const; Т； = const (сплошные лннин) и n = const (пунктирные линии)Рис. 8.19. Изменение относительной работы компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов при регулироваинн по законам п = =const; Тг = const (сплошные линии) н n = const (пунктирные линии)Рис. 8.19. Изменение относительной работы компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов при регулироваинн по законам п = =const; Тг = const (сплошные линии) н n = const (пунктирные линии)
/不夕
/不夕
Рис. 8,18. Изменение A^y компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов прн регулировании по законам n = const; Т； = const (сплошные лннин) и n = const (пунктирные линии)
Рис. 8,18. Изменение A^y компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов прн регулировании по законам n = const; Т； = const (сплошные лннин) и n = const (пунктирные линии)
Рис. 8.19. Изменение относительной работы компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов при регулироваинн по законам п = =const; Тг = const (сплошные линии) н n = const (пунктирные линии)
Рис. 8.19. Изменение относительной работы компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов при регулироваинн по законам п = =const; Тг = const (сплошные линии) н n = const (пунктирные линии)
показано изменение коэффициентов запаса устойчивости компрессора. Из этих рисунков видно, что у ТРД с высоконапорным компрессором при уменьшении ппр запасы устойчивости уменьшаются, а у ТРД с низконапорным компрессором — увеличиваются. Необходимо отметить, что у ТРД 冗^。> 8 запасы устойчивости на пониженных ппр больше при законе регулирования n = const, Т； = const. Изменение относительной работы компрессора показано на рис. 8.19. Как указывалось ранее, потребное изменение £к при 77 = const можно получить, регулируя л-J, меняя площадь критического сечения реактивного сопла. Зависимости, характеризующие необходимое изменение л^ для двигателей с компрессорами различной напорности, показаны на рис. 8.20.
Закон регулирования: ппр = const; Т； = const. Регулирующими факторами в данном случае будут GT и F& кр・ САР при изменении Мп и Н воздействует на расход топлива в соответствии с сигналом датчика Т； так, чтобы п менялось
пропорционально у T^/Tq, а температура Т； поддерживается постоянной за счет изменения F^. кр・ При этом должны выдерживаться ограничения n < nmax и Д/Су N АКу mln*
Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при этом законе регулирования совпадает с напорной веткой пПр 二 const, а положение рабочей точки при заданном значении Т； можно определить, обратившись к уравнению (8.7). Нанося лучи, соответствующие
Т*. пр = Const (Т*пр = Т* To/丁亂
Рис. 8.21. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (а—6) при регулировании ТРД п0 закону ппр = const; Т； = const
на характеристику компрессора, которая представлена на рис. 8.21, при пересечении их с напорной веткой ппр = const находим рабочие точки для заданного значения Т*. При этом, как и во всех предыдущих случаях, значение постоянной уравнения (8.7) С2 определялось по известным параметрам в расчетной точке [л*, р, q (Хв)р].
Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (см. рис. 8.21) при данном законе регулирования соответствует отрезку напорной ветки %卩=const (ппр = 1) между лучами Т*, Пр = const с Т； mm и 丁之 max, определяемым изменением условий полета. Для каждой рабочей точки, определяемой значением Тв, по известным величинам л^ и 耳衣 может быть определена Lk (4.1). С ростом Т； при ппр = const будет расти частота вращения и работа компрессора. Очевидно, что для увеличения & необходимо увеличивать £т, а это при Т； = const требует роста л^, который достигается за счет увеличения FCtKp в соответствии с условием (8.10). При всех условиях полета, где Т： < Тв щах,枕 < 枕ma- а это приводит к уменьшению тяги по сравнению с максимально возможной при nmax = const, T*max = const на пониженных скоростях полета. По этой причине нерационально применять закон регулирования ппр = const, 77 = const в широком диапазоне изменения скоростей полета, но его целесообразно использовать в качестве условия ограничения nnpmin в комбинации с другими законами регулирования.
Регулирование ТРД по трем параметрам
Закон регулирования: n = const; 77 = = const; А7<у = const. При этом законе регулирования регулирующими факторами будут: расход топлива (GT = var), площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины (F&a — = var) и площадь критического сечения сопла (FCiKp = var). Линия рабочих режимов на характеристике компрессора строится следующим образом. Задав на расчетном режиме значение АДу, далее на линиях пПр = const характеристики компрессора (рис. 8.22) с помощью уравнения (4.23) определяем рабочие точки с заданным значением запаса устойчивости. Объединяя рабочие точки на характеристике компрессора (см. рис. 8.22), получим линию рабочих режимов с А^ = const. Обеспечить соответствующую этой линии рабочих режимов зависимость Лк — f (пПр) можно, регулируя площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины 户& а, значение которой можно определить из уравнения (8.6). Учитывая, что
Г* = const, пПр = /TqIT^
a &.a = F&a/Fc. ao，запишем уравнение (8.6) в виде
嗜= «4в)%р・1/戸с・а&, (8.21) где С； = const.
Для любого заданного значения ппр на линии рабочих режимов характеристики компрессора можно найти значения л^ и q (入в), и с помощью уравнения (8.21) определить величину Fc, а и получить зависимость F&a = f (ппр). Постоянная уравнения (8.21) С! определяется на расчетном режиме. Условие равенства мощностей компрессора и турбины (7.16) обеспечивается при Т* = const путем воздействия на л^ изменением площади критического сечения реактивного сопла Fc> кр. Расчет ведется в такой последовательности. По известным на линии рабочих режимов параметрам компрессора по уравнению (7.26) с учетом принятых допущений определяется л；, а по уравнению (8.10) относительная площадь критического сечения реактивного сопла F& кр =尸& кр/Fc. кро・ Изменение т^ можно учесть во втором приближении, используя характеристику турбины в виде (4.34), представленную на рис. 4.14.
Проанализируем характер изменения F&a и Е&кр при уменьшении ппр У ТРД с высоконапорным компрессором (Яко = 12) при реализации рассматриваемого закона регулирования. Нанесем на характеристику компрессора (см. рис. 8.22) для сравнения линию рабочих режимов при законе регулирования п = =const, 窘=const (пунктирная линия). Запас устойчивости в этом случае при уменьшении ппр снижается. Для обеспечения условия А/Су = const при ппр < 1 необходимо уменьшить зна-
коне регулирования ]n = const, а следовательно, и л^ будетконе регулирования ]n = const, а следовательно, и л^ будет
коне регулирования ]n = const, а следовательно, и л^ будет
коне регулирования ]n = const, а следовательно, и л^ будет
Рис. 8.22. Линии рабочих режимов ТРД при законах регулирования n = const; Т* = const; А^у = =const (сплошная линия) и п = —const; Тг = const (пунктирная линия)
чение Лк по сравнению с ^с.а = const и, следовательно, увеличить FCt а^как это можно увидеть из уравнения (8.21). Работа компрессор а вдоль линии рабочих режимов будет меняться не очень сильно, так как углы атаки по ступеням компрессора в данном случае будут ме-
няться меньше, чем при за- Тг = const при 戶с. а = const, меняться не очень сильно.
Поэтому в соответствии с уравнением (8.10) при уменьшении ппр площадь Fc.kp должна также увеличиваться за счет роста Fc а. Закон регулирования n = const, Т； = const, = const обеспечивает практически максимально возможные значения тяг
во всех условиях полета одновременно с высокой надежностью, благодаря поддержанию необходимого запаса устойчивости компрессора. Заметим, что условие A^y = const при регулировании ТРД по трем параметрам может быть заменено любым желательным вариантом изменения A^y по ппр. Основной трудностью при реализации этого закона является необходимость регулирования первого соплового аппарата турбины при высоких значениях Т；, что связано с большими конструктивными сложностями.
Примеры комбинированных законов регулирования
До сих пор р ассматр ив ал ись те или иные законы регулирования в предположении, что во всем диапазоне режимов полета закон регулирования двигателя один и тот же. Для обеспечения удовлетворительных характеристик двигателя в широком диапазоне скоростей и высот полета можно применять комбинированные законы регулирования, т. е. использовать разные законы на различных участках полета. Рассмотрим в виде примера два комбинированных закона регулирования.
Комбинированное регулирование по з а- конам n = const и пПр = const. Так как рассматриваются законы регулирования по одному параметру, имеется в виду двигатель с неизменяемыми проходными сечениями. Рассмотрим для примера двигатель с Яко = 6, рассчитанный на максималь- 238
Рис. 8.23. Изменение 克，ппр и Гр 岳石 вдоль линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (п = const и ггПр = const) в зави- 3 симости от параметра /Го/Т* ную скорость полета на высотах "> 11 км, соответствующую Мп = 3,0 (при этом 0,8 Т；тах = 601 К). Если При всех скоростях полета регу-〃
лировать двигатель по закону' &
n = const, то при 亢 1rp=0,693, соответствующем Мп = 3, по
лучим низкие значения КПД компрессора (т)к = °，6 и ниже) и относительной плотности тока (меньше 0,45), как видно, например, на рис. 8.10. Чтобы обеспечить более высокие значения^ (А-в) ит)к при высоких Т； (низких ппр), можно применить комбинированное регулирование: от П min до промежуточного значения температуры торможения воздуха перед двигателем Т；.п —— по закону Ппр = const, а от 71n до 爲 max — по закону п = const. На рис. 8.23 показано изменение п, ппр и Т； вдоль линии рабочих режимов при таком комбинированном регулировании в зависимости от параметра /Т()/Т之.При этом величина Т；. п принята равной 339 К. В диапазоне температур 北，где применяется закон ппр = const с ростом 禽 до Т£ п (снижением /TJT； до ^0,92) частота вращения ротора двигателя растет. При дальнейшем увеличении Т； частота вращения остается постоянной. Такое комбинированное регулирование обеспечивает большее, чем при законе n = const, во всем диапазоне чисел Мп значение ппр при Мп = 3 (0,722 вместо 0,693). Вследствие этого возрастают q (九в) н Як-
На том же рис. 8.23 показано изменение 77, которое аналогично изменению частоты вращения. При рассматриваемом комбинированном регулировании температура Т；. 口 перехода с одного закона на другой должна подбираться так, чтобы обеспечить приемлемые параметры двигателя во всем диапазоне режимов полета. Необходимо также выдерживать ограничения: n w 枕max, Т* < Т^ max и АКу А АКу min-
Комбинированное регулирование по за- конам 枕=const, 分=const и ппр = const, Т； = const. Такое комбинированное регулирование возможно реализовать на двигателе с изменяемой площадью Fc. кр. Рассмотрим это регулирование на примере двигателя с высоконапорным компрессором (л*о = 12), рассчитанного, как и в рассмотренном выше примере, на скорость полета до Мп = 3,0.
При рассмотрении закона n = const, 7； = const было показано, что для двигателя с л；к0 = 12 недопустимое снижение •239
Рис. 8.25. Изменение эт*, п и йПр по линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (д = const; Г* = =const до ，Т#Т之=0,8 и "пр = const; Т* = const при /^1 < 0,8)Рис. 8.25. Изменение эт*, п и йПр по линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (д = const; Г* = =const до ，Т#Т之=0,8 и "пр = const; Т* = const при /^1 < 0,8)
Рис. 8.25. Изменение эт*, п и йПр по линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (д = const; Г* = =const до ，Т#Т之=0,8 и "пр = const; Т* = const при /^1 < 0,8)
Рис. 8.25. Изменение эт*, п и йПр по линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (д = const; Г* = =const до ，Т#Т之=0,8 и "пр = const; Т* = const при /^1 < 0,8)
Рис. 8.24. Линия рабочих режимов при ком- бинированном законе регулирования (м = =const; Т* = const до / Tq]* = 0,8 и Ппр = const; Т* = const dpn/То/Т* <0,8)
АКу происходит уже при ппр < 0,8, что соответствует Мп~2,35 на высоте 〃=11 км и более. Следовательно, при
этом законе ТРД с высоконапорным нерегулируемым компрессором не может работать при Мп > 2,35. Чтобы обеспечить устойчивую работу двигателя до Мп = 3,0, можно применить комбинированное регулирование: в области относительно низких Т\ до Т£ п регулировать двигатель по закону n = const, Т； = const, а от 7*, п ДО Тв шах ——ПО закону ппр = const, Т； = const. Принимая 力；.口 = 450 К (亢пр = 0,8), можно нанести линию рабочих режимов на характеристику компрессора для обоих законов регулирования (рис. 8.24). Используя ту же характеристику компрессора с 嗚 =12, что и ранее (см. рис. 8.17), получим изменение параметров вдоль линии рабочих режимов. На рис. 8.25
показано изменение 亢，ппр и л* для рассматриваемого случая по параметру /Т"Т；・ При переходе на регулирование ппр = =const (ниже /Т0/7в = 0,8) л* и относительная плотность тока меняются не очень сильно при дальнейшем росте 7*. Запас устойчивости, как видно из рис. 8.24, растет. Постоянная температура Тг во всем диапазоне режимов полета способствует получению высоких значений тяги. Недостатком такого регулирования является неполное использование возможностей двигателя при скоростях полета меньших максимальной, из-за
снижения частоты вращения по сравнению с ее предельно допу
стимым значением.
ТРД с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора
На двигателях с высоконапорными компрессорами часто применяется регулирование направляющих аппаратов компрессора (группы первых или групп первых и последних ступеней), главным образом, для расширения диапазона устойчивой работы по ппр. При этом обычно задается программы изменения углов установки лопаток направляющих аппаратов компрессора аг в зависимости от относительной приведенной частоты вращения: а； = / («пр)- Это означает, что характеристика компрессора остается функцией двух переменных: q (Хв) и ппр, но каждому значению ппр соответствуют вполне определенные значения аР В результате характеристика компрессора с аг = уаг деформируется по сравнению с характеристикой при af = const (см. рис. 4.10).
Программа изменения углов установки направляющих аппаратов а, = / (亢цр) может быть разной для каждой из регулируемых ступеней; при этом задавать ее нужно исходя из условия повышения запасов устойчивости на пониженных значениях ппр, а также повышения т)к. Построение линии рабочих режимов на характеристике компрессора с а» = var практически не будет отличаться от ее построения на характеристике компрессора с а£ = const, так как положение напорных ветвей с ппр = const на характеристике регулируемого компрессора однозначно задается программой % = f (亢цр)・
Рассмотрим регулирование ТРД с % = var по закону п = =const, Т* 工 const (尸с.кр = var). На рис. 8.26 дана характеристика компрессора с % = const (сплошные линии) и компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами групп первых и последних ступеней (аг = var). Расчетный режим в данном случае соответствует максимальной частоте вращения при
Рис. 8.27. Изменение л* и ^ (Хв) по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором "(штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т* = =const ,Рис. 8.27. Изменение л* и ^ (Хв) по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором "(штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т* = =const ,Рис. 8.28. Изменение АКу по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т； = constРис. 8.28. Изменение АКу по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т； = const
Рис. 8.27. Изменение л* и ^ (Хв) по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором "(штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т* = =const ,
Рис. 8.27. Изменение л* и ^ (Хв) по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором "(штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т* = =const ,
Рис. 8.28. Изменение АКу по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т； = const
Рис. 8.28. Изменение АКу по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования д = const; Т； = const
af = const и af = var нанесены на характеристику компрессора (рис. 8.26). Как в случае а» = const, так и в случае а» = var потребная для привода компрессора работа' турбины при 77 二 const обеспечивается изменением л； путем регулирования ^с.нр. Порядок расчета совместной работы элементов ТРД с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора такой же, как и для ТРД с % = const при законе регулирования п = const, 77 = const. Изменение л* ц (統)по линиям рабочих режимов для а» — const н % = var, показанных на рис. 8.26, представлено на рис. 8.27, а на рис. 8.28 дано изменение запаса устойчивости компрессора. При регулировании направляющих аппаратов запас устойчивости компрессора существенно увеличивается на пониженных значениях ппр, но значения л* и (Ав) в этом случае ниже, чем у двигателя с нерегулируемым компрессором (см. рис. 8.27).
СОВМЕСТНАЯ РАБОТА КОМПРЕССОРОВ, КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ТУРБИН ДВУХВАЛЬНЫХ ТРД ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ЗАКОНАХ РЕГУЛИРОВАНИЯ
В гл. 4 было показано, что ТРД с двух каскадным компрессором (двухвальные ТРД) имеют существенно больший диапазон устойчивой работы компрессора по температуре Т* (по скорости полета) по сравнению с одновальными ТРД, у которых л*0 > 8 и компрессор не регулируется. На рис. 8.29 дана расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений газовоздушного тракта, а также с обозначенными роторами низкого (РНД) и высокого (РВД) давлений. Здесь и в даль- 242
Рис. 8.29. Расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сеченийРис. 8.29. Расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений
Рис. 8.29. Расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений
Рис. 8.29. Расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений
нейшем параметры, относящиеся к РНД, будем обозначать дополнительным индексом «НД», а параметры, относящиеся к РВД, индексом «ВД».
Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины РВД двухвального ТРД
Будем рассматривать совместную работу элементов РВД на базе математической модели первого уровня с приближениями, принятыми при определении совместной работы компрессора, камеры сгорания и турбины одновального ТРД (см. разд. 8.2 настоящей главы). Характеристику компрессора РВД будем использовать в виде зависимостей (8.1), а характеристики камеры сгорания (8.4) и турбины (8.5) в упрощенном виде.
Используя определенные ранее условия совместной работы элементов в системе ТРД (7.1 ... 7.17), получим уравнение совместной работы РВД. С помощью уравнений расхода запишем условия неразрывности (7.2) для сечений на входе в компрессор и турбину РВД:
〃кр9 (^в)вд Fb вд Рв вд(1 + ,т) (1 — 8。工6)//丁吉вд =
—Мкр.司(九с. а)尸с. ар"/Тр.
Определим давление Рг = Рв вд^к вд<тк. с» исключим площади 戶ввд и 戶& а из числа регулирующих факторов (&.вд = const и F&a = const) и примем комплексы 加叩,/nKp> г, (1 + 的)х X (1 ——60тб) и Or. с независящими от условий полета и режимов работы, получим уравнение, аналогичное уравнению (8.7):
Лк ВД = ^ (^В)вд /TrlTl вд const.(8.22)
Запишем условие равенства расходов через сопловые аппараты турбин высокого и низкого давлений:
^кр. rQ 仇с. а) Рс. а诉//^г = ^кр. г^ (九с. а)нд尸с. а. НД рт. В«ц//Tt ВД-
Используя условие (8.5), а также применительно к турбине высокого давления условие (7.13) и (7.28) при неизменных про-
ходных сечениях сопловых аппаратов (尸& а = const и F& а нд == = const), получим следующее уравнение:
лтВДлтВД鹏.вд = const.鹏.вд = const.(8.23)(8.23)
лтВД
лтВД
鹏.вд = const.
鹏.вд = const.
(8.23)
(8.23)
Отсюда делаем вывод, что при поставленных условиях
(8.24)(8.24)л? вд = const
(8.24)
(8.24)
и, следовательно, работа турбины ЛтВД зависит только от температуры газа перед турбиной:
(8.25)(8.25)G. вд = 77 const,
(8.25)
(8.25)
а отношение температур
Tr/TJ вд — const.
В этом случае равенство мощностей компрессора и турбины РВД (7.17) с учетом условий (7.2), (8.25) и принятых ранее допущений можно записать как:
(8.26)виде:(8.27)(8.26)виде:(8.27)Lr вд — Т；Сб вд>
(8.26)
виде:
(8.27)
(8.26)
виде:
(8.27)
где С5ВД = const.
Представим ЛкВД в уравнении (8.26) в развернутом击ВД (；矗 一 J 磊=Т； const
и, решая совместно уравнения (8.22) и (8.27), получим уравнение совместной работы компрессора и турбины РВД, аналогичное уравнению (8.12) одновального ТРД:
唠В А% ВД唠В А% ВД—& вд >—& вд >(8.28)(8.28)
唠В А% ВД
唠В А% ВД
—& вд >
—& вд >
(8.28)
(8.28)
где -С4ВД = const.
На рис. 8.30 представлена характеристика компрессора РВД двухвального ТРД с рассчитанной с помощью уравнения (8.28) линией рабочих режимов. Постоянная уравнения (8.28) С4ВД
определяется по известным параметрам компрессора в расчетной точке. Зависимости л^вд, q (Хв)вд и т^вд от относительной приведенной частоты вращения РВД ппр.в д по линии рабочих режимов, необходимые для расчета характеристик двигателя, показаны на рис. 8.31, где
пп—«вд првд_^—«вд првд_^程В〃0ГвВД程В〃0ГвВД(8.29)(8.29)
п
п
—«вд првд_^
—«вд првд_^
程В〃0ГвВД
程В〃0ГвВД
(8.29)
(8.29)
а пвдо н Гввдо —максимальные значения частоты вращения и температуры при Мп = 0, X = 0.
Рис. 8.30. Характеристика компрессора высокого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимовРис. 8.30. Характеристика компрессора высокого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимовLjiEpBR'10： Дт/кгLjiEpBR'10： Дт/кгРис. 8.32. Запас устойчивости компрессора высокого давления двух- вальиого ТРДРис. 8.32. Запас устойчивости компрессора высокого давления двух- вальиого ТРДРис. 8.33. Изменение приведенной работы компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД по линии рабочих режимовРис. 8.33. Изменение приведенной работы компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД по линии рабочих режимов
Рис. 8.30. Характеристика компрессора высокого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов
Рис. 8.30. Характеристика компрессора высокого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов
LjiEpBR'10： Дт/кг
LjiEpBR'10： Дт/кг
Рис. 8.32. Запас устойчивости компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД
Рис. 8.32. Запас устойчивости компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД
Рис. 8.33. Изменение приведенной работы компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД по линии рабочих режимов
Рис. 8.33. Изменение приведенной работы компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД по линии рабочих режимов
Рис. 8.31. Изменение параметров компрессора высокого давления двухвального ТРД по линии рабочих режимов
Компрессор высокого давления ——низконапорный (л* вдо < < 5), а характерным свойством таких компрессоров, как было показано ранее, является увеличение запаса устойчивости компрессора при уменьшении ппрВД. Это хорошо видно на рис. 8.32, где представлена зависимость АКуВД от 玩пр вд» рассчитанная по уравнениям характеристик двухвального
приведенная работа компрессора высокого давления:
пр ВД = Lk В«цТ； ВД о/^в вд =у RTf вд о (冗^ ВД1)———,
к —IПн вд
(8.30) зависимость которой от ппр, вд дана на рис. 8.33. Построенная на характеристике компрессора РВД линия рабочих режимов (см. рис. 8.30) будет одна и та же для всех законов регулирования двухвального ТРД при условии, что сопловые аппараты турбин не регулируются (Fc>a = const и Fc> а нд = const).
Совместная работа компрессора и турбины РНД двухвального ТРД
Получим уравнения совместной работы РНД, используя допущения, аналогичные тем, которые принимали, рассматривая совместную работу элементов РВД. В двухвальном ТРД не удается записать соответствующие уравнения РНД независимо от параметров РВД, расположенного между компрессором и турбиной низкого давления. Начнем с того, что запишем условие баланса расхода между входом в компрессор низкого давления и сопловым аппаратом турбины высокого давления:
^Kpq (脑)РВрв/(1 + 9т) (1 — ботб)—
=^кр. rQ (^с. а) Рс. а 诉// Т^・
Так как р* = Pb^J ндлк вд^к. с, то при принятых выше для математической модели первого уровня допущениях будем иметь
(8.31)(8.31)Як ндПк ВД = 9 (九в) / 窗/7之 const.
(8.31)
(8.31)
Используя условие равенства мощностей компрессора и турбины РНД (7.17), запишем его в развернутом виде:
兰丁 R 爲(噬 НД — 1)^~^= (1 + 0Т)(1 — 60тб)/А -1\兰丁 R 爲(噬 НД — 1)^~^= (1 + 0Т)(1 — 60тб)/А -1\々г々г屋—1屋—1R「хR「х
兰丁 R 爲(噬 НД — 1)^~^= (1 + 0Т)(1 — 60тб)/А -1\
兰丁 R 爲(噬 НД — 1)^~^= (1 + 0Т)(1 — 60тб)/А -1\
々г
々г
屋—1
屋—1
R「х
R「х
(8.32)(8.32)X т需Д \ 1 — 1/畸.НД / "Пт. НД "Пт НД•
(8.32)
(8.32)
Решая совместно уравнения (8.31) и (8.32), с учетом условия (8.25), получим уравнения совместной работы компрессора и турбины РНД:
(8.33)(8.33)
(8.33)
(8.33)
「Де Сзнд 246「Де Сзнд 246=const.=const.
「Де Сзнд 246
「Де Сзнд 246
=const.
=const.
Анализ уравнения (8.33) приводит к выводу, что на работу РНД оказывает влияние РВД, так как в это уравнение входит параметр РВД —— 冗JL вд- Запишем условие равенства расходов газа через сопловой аппарат турбины низкого давления и критическое сечение сопла:
/Икр. г? @с. а)нд F& а НД^ НД“窗 ВД =
—Мкр.「9 (九с. кр) рт^гРс, кр//"冗■•
С учетом условия (7.13) и выражения (7.28) применительно к турбине низкого давления, а также принимая 0「= const, получим:
喑нд喑нд1 — 一 НДГ )嚐 НД1 — 一 НДГ )嚐 НД
喑нд
喑нд
1 — 一 НДГ )嚐 НД
1 — 一 НДГ )嚐 НД
(8.34)(8.34)[尸е. кр9 (九с. Kp)/Fc. а. Нд] COtlst.
(8.34)
(8.34)
Будем рассматривать двухвальный ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (^с.анд = const и Fc кр = const) при работе на режиме максимальной тяги. В этом случае располагаемый перепад давления на реактивном сопле при любых значениях Мп и Я будет больше критического (лс.р > > лс, кр) и, следовательно, q (Лс. кр) = 1. Анализируя уравнение (8.34), делаем вывод, что при поставленных условиях
(8.35)(8.35)л*, нд = const.
(8.35)
(8.35)
В этом случае уравнение совместной работы компрессора и турбины (8.33) упростится:
呐"嚟不一1)Лк2НДЛк2ВДТ1к НД呐"嚟不一1)Лк2НДЛк2ВДТ1к НД—& нд>—& нд>(8.36)(8.36)
呐"嚟不一1)
Лк2НДЛк2ВДТ1к НД
呐"嚟不一1)
Лк2НДЛк2ВДТ1к НД
—& нд>
—& нд>
(8.36)
(8.36)
где С4НД = const.
Условие равенства мощностей компрессора и турбины РНД (7.17) с учетом условия (8.25) и принятыми ранее допущениями можно записать в виде:
£кнД^п(1-1/л*^) const£кнД^п(1-1/л*^) const(8.37)(8.37)
£кнД^п(1-1/л*^) const
£кнД^п(1-1/л*^) const
(8.37)
(8.37)
Используя уравнение (8.26), получим отношение работ
厶к нд/厶квд = (1 — 1/л*ндг )以，(8.38)
где С6 = const。
Рис. 8.34. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимовРис. 8.34. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимова отношение работ (8.38) будета отношение работ (8.38) будетЕсли у двухвального ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта выполняется условие (8.35) л^нд = =const, то уравнение (8.37) примет видLk нд = Т：& нд> (8.39) 「Де &НП = const,величиной постояннойЕсли у двухвального ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта выполняется условие (8.35) л^нд = =const, то уравнение (8.37) примет видLk нд = Т：& нд> (8.39) 「Де &НП = const,величиной постоянной
Рис. 8.34. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов
Рис. 8.34. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов
а отношение работ (8.38) будет
а отношение работ (8.38) будет
Если у двухвального ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта выполняется условие (8.35) л^нд = =const, то уравнение (8.37) примет вид
Lk нд = Т：& нд> (8.39) 「Де &НП = const,
величиной постоянной
Если у двухвального ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта выполняется условие (8.35) л^нд = =const, то уравнение (8.37) примет вид
Lk нд = Т：& нд> (8.39) 「Де &НП = const,
величиной постоянной
(8.40)(8.40)ТРД:ТРД:(841)(841)厶匕 нд/% вд =
(8.40)
(8.40)
ТРД:
ТРД:
(841)
(841)
где С7 = const.
Запишем уравнение (8.13) применительно к двухвальному
k
冗т ВД冗т НД = ( 1 Т 2 М^)^вх 冗к НД^к ВД^к. сб*冗(九с s)・
Уравнения (8.31； 8.36; 8.40) совместно с уравнениями работы РВД определяют работу компрессора и турбины РНД при изменении условий полета Мп и Я и неизменном режиме работы двигателя.
На рис. 8.34 представлена характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с нанесенной на ней линией рабочих режимов при неизменной геометрии проточной части
(Fc.a = Const； %.анд = const； 7%. кр = const)
И при условии, ЧТО Лс. р > 冗с.кр，т-巳 9 (^с. кр) = 1- Можно рекомендовать следующий порядок расчета линии рабочих режимов на характеристике компрессора низкого давления. На напорной ветви характеристики компрессора (см. рис. 8.34), соответствующей какой-либо фиксированной относительной приведенной частоте вращения РНД
亢пр нд =亢нл /То/Т；,(8.42)
где 亢нд = пндМнд о>
произвольно выбирается несколько точек, каждой из которых соответствуют определенные значения nJ Нд, 9 (入в) и т)к Нд. Из уравнения (8.36) для выбранных точек находится значение Лк вд, а по графикам, данным на рис. 8.31, определяются параметры РВД: ппр вд, q (Ав)вд и 7]кВд. Принимая относительную частоту вращения РНД пНд = 1, нз уравнения (8.42) находим
Рис. 8.35. Изменение параметров компрессора низкого давления двухваль- иого ТРД по линиям рабочих режимовРис. 8.35. Изменение параметров компрессора низкого давления двухваль- иого ТРД по линиям рабочих режимовРис. 8.36. Изменение запаса устойчивости компрессора низкого давления двухвального ТРД н сравнение с запасом устойчивости одновальиого ТРД (штрихпунктириая линия)
Рис. 8.35. Изменение параметров компрессора низкого давления двухваль- иого ТРД по линиям рабочих режимов
Рис. 8.35. Изменение параметров компрессора низкого давления двухваль- иого ТРД по линиям рабочих режимов
величину Т；, а затем определяем работу компрессора ^к нд РНД:
Lk нд = ^I RT； X
X (冗к нд — 1) 1/Лк нд (8.43)
и температуру за компрессором Тк нд, равную температуре на входе в компрессор высокого давления Т； вд：
/ к НА = / в ВД =
=Т； 1 + (网 нд — 1) 1/刀к НД 一 •
(8.44)
Теперь можно рассчитать работу компрессора высокого давления
(8.45)(8.45)^кВД =万刍I RT； ВД (冗к ВД — 1) 1Л1КВД.
(8.45)
(8.45)
Проверяем условие (8.40) LK Нд/^к вд = G, и та точка из выбранных, в которой отношение работ будет соответствовать этому отношению в расчетной точке, для заданного значения ппр нд будет являться рабочей точкой. Объединяя рабочие точки, полученные для разных значений ппр нд, получим линию рабочих
• 249
режимов на характеристике компрессора низкого давления (рис. 8.34). Постоянные уравнений (8.36) С4НД и (8.40) & при расчете линии рабочих режимов на характеристике компрессора РНД определяются по известным параметрам в расчетной точке.
На рис. 8.35 показано изменение g (Лв), суммарной степени повышения давления двухкаскадного компрессора л^ =Лк ндлк вд и КПД двухкаскадного компрессора % = ^S/LK в зависимости от относительной приведенной частоты вращения РНД, где
//厶匕=Lk нд 十厶к вд,(8.46)
/
/
-1).(8.47)
Для сравнения на рис. 8.35 штрихпунктирными линиями нанесены аналогичные зависимости для одновального ТРД с ограничением по запасу устойчивости компрессора. Изменение запасов устойчивости А/Су нд двухвального и одновального ТРД дано на рис. 8.36. Сравнение изменения параметров по относительной приведенной частоте вращения двухвального и одновального ТРД с неизменными проходными сечениями газодинамического тракта показали, что у двухвального ТРД на пониженных ппр. цд запас устойчивости гораздо выше, чем у одновального ТРД/ и несколько выше значения q (Лв), н Пк・
Регулирование двухвального ТРД по одному параметру
При регулировании ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (尸 с. а= const, %.анд = = const, F&kp = const) регулирующим фактором является расход топлива (GT = var).
Закон регулирования: пНд = const. При изменении параметров на входе в двигатель за счет изменения условий полета САР двигателя изменяет расход топлива таким образом, чтобы обеспечивалось условие 孔巨见 = const. При этом нужно выдерживать следующие ограничения: пВд с пВд тах> 坟 с w Тг щах и АДу нд А Ку нд min- В качестве независимой переменной здесь будем принимать
亢叩 нд = ^нд /То/Т；, непосредственно связанную с условиями полета через температуру Т；. При условии Мнд = const относительная частота вращения пНд = 1 и, следовательно, япр нд = /TJT3 Характеристика компрессора РВД с линией рабочих режимов показана на рис. 8.30, а характеристика компрессора РНД также с линией рабочих режимов на рис. 8.34. Изменение основных параметров двухкаскадного компрессора при рассматриваемом законе
П词门^П词门^Рис. 3.37. Изменение скольжения роторов двух- вального ТРД, регулируемого по закону пНд = =constРис. 3.37. Изменение скольжения роторов двух- вального ТРД, регулируемого по закону пНд = =constРис. 8.38. Изменение температуры Тг двухвального ТРД при законе регулирования пНд = const
П词门^
П词门^
Рис. 3.37. Изменение скольжения роторов двух- вального ТРД, регулируемого по закону пНд = =const
Рис. 3.37. Изменение скольжения роторов двух- вального ТРД, регулируемого по закону пНд = =const
регулирования показано на рис. 8.35. При расчете линии рабочих режимов на характеристике компрессора РНД для каждого заданного значения ппр нд были определены величины ппрВд и температуры Т；вд. Следовательно, из уравнения (8.29) может быть найдено значение пвд = пвд/пвд 0 и определено скольжение роторов
лвд/пнд ~ 二黑-пвд о/пндо» (8.48) где пВд 0/^нд о — скольжение роторов на расчетном режиме. На рис. 8.37 показано изменение скольжения роторов в зависимости от ппрНд. Отсюда видно, что при увеличении скорости полета и связанного с этим уменьшении ппр нд из-за роста температуры Тв скольжение роторов увеличивается, а это препятствует уменьшению запаса устойчивости компрессора РНД. Температура газа перед турбиной Т； определяется из уравнения (8.39) по известному значению LK нд. Постойная уравнения (8.39) С5 Нд находится в расчетной точке. Изменение 7^ в зависимости от ппрНд при законе регулирования пнд = const показано на рис. 8.38.
Можно проследить физическую картину изменения пара- метров двухвального ТРД при уменьшении 力 11PHл =/То/Т； за счет увеличения скорости полета в случае регулирования двигателя по закону Пнд = const. С уменьшением пПр нд растут углы атаки в компрессоре низкого давления и соответственно растет его работа. САР для обеспечения постоянства пнд в этих условиях увеличивает подачу топлива для повышения температуры 77 и соответственно работы турбины низкого давления. Но компрессор высокого давления с уменьшением ппр вд переходит на пониженные углы атаки. Поэтому повышение 77 при л^вп = =const приводит к росту работы турбины высокого давления, а это ведет к увеличению пвд и скольжения роторов (см. рис. 8.37). Рост скольжения при уменьшении ппр нд переводит условия течения в обоих каскадах компрессора ближе к расчет-
р е г у Л И рр е г у Л И р%n=const;-%n=const;-гулированиягулированияРис. 8.39. Изменение скольжения роторов двухвального ТРД при разных законах ре-
р е г у Л И р
р е г у Л И р
%n=const;-
%n=const;-
гулирования
гулирования
^ВД — const; • T* = const)
Закон случае САРЗакон случае САРному, т. е. менее интенсивно снижаются углы атаки на последних ступенях двухкаскадного компрессора и повышаются в первых. Как следствие увеличивается запас устойчивости компрессора низкого давления (см. рис. 8.36).
Закон случае САР
Закон случае САР
о в а н и я: пвд = const. В данном
двигателя при изменении условий полета поддержи-
вает постоянной Пвд за счет изменения расхода топлива (GT = =var). При реализации настоящего закона регулирования должны выдерживаться следующие ограничения:
几НД W 几НД max, 丁^ W T^max, AKy НД ^^ Ку НД min* УсЛОВИб СОВ- местной работы элементов у двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта определяются
-1 丿 l/M-1 丿 l/MLl^^RT；Ll^^RT；теми же уравнениями, что и при законе регулирования Пнд = =const, и, следовательно, линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров РНД (см. рис. 8.34) и РВД (см. рис. 8.31) остаются прежними. Для этого закона регулирования за независимую переменную возьмем параметр /Т”；，непосредственно связанный с условиями полета. Определение изменения параметров двигателя в зависимости от параметра /П/Т； можно проводить следующим образом. Для выбранного значения Т； или непосредственно ^То/Т1 задаемся несколькими значениями Пнд, определяем ппр нд =亢нд /То/Т之 и по ней с графика, представленного на рис. 8.37, . находим скольжение роторов пВд/пнд, а по уравнению (8.48) рассчитываем пвд. Точка с выбранным значением пнд, которой соответствует пвд = 1, будет являться рабочей точкой при рассматриваемом законе регулирования. Таким образом, связали параметр /То/Т； с ппр Нд при условии пВд = const. На рис. 8.39 показано изменение скольжения роторов в зависимости от параметра V TJT飞(для случая Пвд = н const — пунктирная кривая). Ограничения кривых во всех случаях соответствуют одинаковым значениям Т；тах ^ 520 К И Т； min = 274 К. Зная изменение ппр нд в зависимости от /То/ТК на кривых на рис. 8.35 находим л^ g (九в) и т)к, определяем суммарную работу двух каскадного компрессора
-1 丿 l/M
-1 丿 l/M
Ll^^RT；
Ll^^RT；
(8.49)
沁8)沁8)Рис. 8.40. Изменение общей степени повышения давления двухкаскадного компрессора при разных законах регулирования (ЛНд = const;—■——冷 Вд = const;•У* = =const)Рис. 8.40. Изменение общей степени повышения давления двухкаскадного компрессора при разных законах регулирования (ЛНд = const;—■——冷 Вд = const;•У* = =const)觴*觴*Рис. 8.41. Изменение g (Хв) в двухкаскадном компрессоре при разных законах регулирования (冷нд= =const； ЛВд = const;Рис. 8.41. Изменение g (Хв) в двухкаскадном компрессоре при разных законах регулирования (冷нд= =const； ЛВд = const;• Г； = const)• Г； = const)
沁8)
沁8)
Рис. 8.40. Изменение общей степени повышения давления двухкаскадного компрессора при разных законах регулирования (ЛНд = const;
—■——冷 Вд = const;•У* = =const)
Рис. 8.40. Изменение общей степени повышения давления двухкаскадного компрессора при разных законах регулирования (ЛНд = const;
—■——冷 Вд = const;•У* = =const)
觴*
觴*
Рис. 8.41. Изменение g (Хв) в двухкаскадном компрессоре при разных законах регулирования (冷нд= =const； ЛВд = const;
Рис. 8.41. Изменение g (Хв) в двухкаскадном компрессоре при разных законах регулирования (冷нд= =const； ЛВд = const;
• Г； = const)
• Г； = const)
а из условия (8.16)
LK/T?=金 (8.50) находим температуру газа перед турбиной. Постоянная уравнения (8.50) определяется по заданному значению Т*тах и найденной в результате расчета величине LKmax. Последнее уравнение (8.50) получено из уравнений (8.26), (8.39) и (8.46).
.На рис. 8.40 и рис. 8.41 показаны изменения л^ и q (%в) в зависимости от /То/Т1 (для случая пвд = const —— пунктирные кривые), а на рис. 8.42 — изменение 厶“，窗.о- Так как уменьшение /То7У1 соответствует росту Мп при Н — const, то кривые на рис. 8.39 ... 8.42 позволяют проследить изменение параметров двухвального ТРД с ростом скорости полета. Относительная приведенная частота вращения РВД ппр вд с ростом Мп при Мвд = const (пвд = 1) снижается, ЛкВД ——уменьшается в связи с переходом последних ступеней на пониженные углы атаки. В соответствии с условием равенства работ турбины и компрессора РВД температура газа Т* уменьшается (см. рис. 8.42). Соответственно понижается температура и перед турбиной низкого давления Т^ нд, что приводит к уменьшению LK Нд- Но этот компрессор с ростом Т； переходит на повышенные углы атаки, а это в сочетании с уменьшением ЛкНД приводит к снижению пнд； скольжение роторов возрастает (см. рис. 8.30). При этом снижение пнд приводит к более интенсивному, чем при за-
Рис. 8.42. Изменение работы компрессора и относительной температуры газа перед тур- бнной в двухвальном ТРД при разных законах регулирования (^нд = const; ；^вд = const; • T； = const)
коне регулирования Пнд=const снижению пПрнд с ростом Т；. Поэтому резче понижаются с ростом скорости полета (уменьшением /П/北)суммарные параметры компрессора 戒 и q 仇J (см. рис. 8.40 и 8.41).
Закон регулирования: Тг = const. Как и в слу
чае двух предыдущих законов регулирования, условия совместной работы элементов и линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров остаются теми же. САР при изменении Мп и Я за счет изменения подачи топлива поддерживает постоянной температуру Т*. Датчиком могут служить термопары, следящие за температурой газа за турбиной Т^, так как в данном случае отношение температур Т*/Т* = const. Из условий прочности должны накладываться ограничения: Пнд《пнд max, 几вд < «вд max, а также А/Сунд ^ АЛунд min- Как и при законе регулирования пвд = const, в данном случае нужно найти связь параметра /То/Т1 с ппр нд- Расчет можно вести следующим образом. Для выбранного значения /Т«Т\ задаемся несколькими значениями пНд, определяем ппрНд =亢нл /TJT事 и по графикам на рис. 8.35 находим значения параметров 冗工 q (九в) и т)к. Используя уравнение (8.49), находим суммарную работу компрессора LK. Условие (8.50) при Т； = const приводит к выводу, что LK должна оставаться постоянной. Точка с заданным значением 亢нд, которой соответствует такое же значение LK, как и на расчетном режиме, является рабочей точкой при данном законе регулирования. В итоге получили связь параметра /Т“Т； с ппр нд. Теперь по графикам на рис. 8.35 и 8.37 можно найти значения основных параметров двигателя. На рис. 8.39 ... 8.42 штрих- пунктирными линиями даны изменения 冗工 q (九в) и Пвд/пнд при законе регулирования 77 = const. Из серии кривых на рис. 8.39 ... 8.42 видно, что закон регулирования 穴 = const
занимает промежуточное положение между законами пнд = =const и пвд = const. С ростом скорости полета (уменьшением /Tq/TI) скольжение роторов растет (см. рис. 8.39) за счет некоторого уменьшения Пнд и увеличения пВд.
Закон регулирования: ппрНд = const. При этом законе регулирования САР двигателя при изменении условий полета меняет частоту вращения РНД в соответствии с условием: ^нд〜
Рис. 8.44. Изменение относительных частот вращения РНД н РВД при комбинированном законе регулирования двухвального ТРД .Рис. 8.44. Изменение относительных частот вращения РНД н РВД при комбинированном законе регулирования двухвального ТРД .Рис. 8.43. Изменение температуры Т「 при комбинированном законе регулирования (),законе регулнрова-
Рис. 8.44. Изменение относительных частот вращения РНД н РВД при комбинированном законе регулирования двухвального ТРД .
Рис. 8.44. Изменение относительных частот вращения РНД н РВД при комбинированном законе регулирования двухвального ТРД .
ння «Нд — const () и законе
регулирования пВд = const (•)
При этом должны выдерживаться следующие ограничения:几НД《几НД max» 几ВД《^ВД max， 'г《Tr max*
Так как между РНД и РВД при 尸& кр = const существует однозначная связь, определяемая условием (8.40), то заданному значению ппрНд будет соответствовать единственное значение ппр вд. Из этого следует, что на характеристике компрессора РВД, как и на характеристике компрессора РНД, будет одна единственная рабочая точка при всех условиях полета; она же ——расчетная точка. Суммарные параметры двухкаскадного компрессора л；к, q (九в), т]н не будут зависеть от условий полета. С ростом скорости полета из-за увеличения 案 будет расти работа компрессора 4 (8.49) и в соответствии с условием (8.50) температура газа 77. Максимальные, значения Т；, пНд и пВд будут достигаться при максимальной величине Т^. При этом скольжение роторов меняться не будет: пвдМнд = const. В силу последнего обстоятельства очевидно, что при данном законе регулирования двухвальный ТРД практически не отличается от одновального. Отсюда делаем вывод, что закон регулирования ппрНд = const имеет смысл применять лишь в качестве ограничения ппр нд max в комбинации с другими законами регулирования.
Комбинированные законы регулирования двухвальных ТРД. Рассмотрим комбинацию законов регулирования на конкретном примере. Допустим, что диапазон скоростей и высот полета, заданный требованиями к самолету, характеризуется изменением температуры на входе в двигатель от Тв min = 240 к до Т： тах = 600 К- Разобьем эту область на два участка. На первом участке в диапазоне 案 от Тв min = =240 К до Тв. п = 450 К будем регулировать двигатель по закону пнд = const, на втором участке в диапазоне от 71 п =
=450 К до T：max = 600 К — по закону [пвд = const. Максимальная температура газа Т*тах (в данном случае Тгтах— ==1400 К) будет реализована при Т； = Т1. п (рис. 8.43). С ростом Т： на участке, где Тв VT：. 口，亢вд (рис. 8.44) и 77 (рис. 8.43) будут расти, а на участке, где Т； > Ti. п (рис. 8.44), пНд и 77 будут уменьшаться. На рис. 8.43 изменение Т^ при комбинированном законе регулирования дано в сравнении с изменением Т； при законах пНд = const и пВд = const, когда они применяются во всем диапазоне изменения Т；. Нетрудно заметить, что при малых значениях Т： комбинированное регулирование обеспечивает большее значение Т?» чем при законе Пнд = const, и меньшее, чем при законе Пвд = const. При больших значениях Т； положение меняется. Таким образом, применяя комбинации законов регулирования, можно обеспечить более благоприятное изменение параметров двигателя в зависимости от условий полета, по сравнению с регулированием по какому-либо одному закону.
РЕГУЛИРОВАНИЕ ТРДФ НА ФОРСИРОВАННЫХ РЕЖИМАХ
При включении форсажной камеры у ТРДФ к условиям совместной работы элементов турбореактивного двигателя (7.1 ... ... 7.17) добавится еще условие теплового баланса форсажной камеры (5.7), а уравнение расхода газа через критическое сечение реактивного сопла будет иметь вид:
G [(1 + 9т) (1 — S0T6)+ 6BOS 十 9т. ф]=
=^кр.图(入с. кр)кр•巾)抹•(8.51)
С учетом этого система уравнений совместной работы ТРДФ будет содержать на одно уравнение больше, чем аналогичная система для ТРД. Переменных же при этом будет больше на две, так как по сравнению с ТРД добавляются параметры Tj и q“ ф・ Следовательно, если все сечения ТРДФ на форсированном режиме нерегулируемые, то для однозначного соответствия параметров двигателя этого типа любым условиям полета при заданном положении РУД необходимо задать закон изменения двух параметров (закон регулирования), а не одного, как для ТРД. Для ТРДФ с регулируемым на форсированном режиме критическим сечением реактивного сопла закон регулирования должен определять изменение уже трех параметров вместо двух для ТРД. Действительно, у ТРДФ имеется дополнительный регулирующий фактор ——расход топлива в форсажной камере (GT. ф = =var), что и приводит к увеличению числа степеней свободы., Прежде чем рассматривать регулирование ТРДФ на форсированных режимах, следует остановиться на вопросе об изменении параметров турбокомпрессорной части двигателя (Т；, Лк> 冗^
и др.) при переходе с максимального режима на форсированный. Очевидно, что максимально допустимые значения частоты вращения и температуры газа перед турбиной не должны превышаться при работе на форсированном режиме, т. е. на этом режиме ДОЛЖНЫ ВЫДерЖИВатЬСЯ УСЛОВИЯ 77 « Т^тах и п < nmax. С другой стороны, на максимальном режиме эти предельные значениям параметров, как правило, уже достигаются. Снижать их на^форсированном режиме не имеет смысла, чтобы не ухудшать тяговых и экономических характеристик двигателя. Поэтому обычно наиболее целесообразным является такой переход к форсированному режиму, при котором режим и параметры турбокомпрессорной части двигателя остаются такими же (или почти такими же), как на максимальном режиме. На практике в большинстве случаев осуществляется именно такое форсирование ТРД.
Для того чтобы при неизменных условиях полета параметры турбокомпрессорной части двигателя на максимальном и форсированном режимах были одинаковыми, необходимо, чтобы включение форсажа не вызывало изменения давления газа за турбиной, что обеспечивало бы сохранение неизменной и величины л?.
Когда р； одинаково на максимальном и форсированном режимах, то условие равенства расхода воздуха, проходящего на обоих режимах через критическое сечение реактивного сопла, запишется в виде:
^кр. г?仇с. кр)尸& кр _^^ 旷=.
=^кр. г?(入с. кр)尸с. кр. ф ；^^ 氏 @ • (8.52)
Учитывая принятые ранее в рамках математической модели первого уровня допущения и принимая дополнительно Оф.代 и рг. ф, не зависящими от условий полета и режимов работы, получим условие сохранения режима работы турбокомпрессора неизмененным при переходе на форсированный режим работы:
尸с. кр. ф/尸с. кр = T^lT^ Сф, (8.53)
где Сф = const.
Если у ТРДФ один форсированный режим, то при переходе на него площадь критического сечения реактивного сопла должна измениться в соответствии с условиями (8.53). Если форсированных режимов, отличающихся степенью подогрева газа Т%1Т；, несколько, то каждому из них соответствует свое значение 尸& кр. @.
Регулирование ТРДФ по двум параметрам
При регулировании ТРДФ по двум параметрам регулирующими факторами являются: расходы топлива в основной (GT = var) и форсажной (GT.$ = var) камерах сгорания.
* 9 В. М. Акимов 257
Рис. 8.45. Изменение относительной температуры газа в форсажной камере ТРДФ с компрессорами различной на- пориости при законе регулирования п = const; л* = const
Законв а н и я: п=const. ПриЗаконв а н и я: п=const. Прирегулиро- =const; л^ =
Законв а н и я: п=const. При
Законв а н и я: п=const. При
данном законе
регулирования подача топлива в форсажную камеру осуществляется в соответствии с сиг
налом датчика отношения давления газа перед турбиной к давлению за ней, чтобы сохранилось условие nJ = const у ТРДФ с неизменными проходными сечениями (FCbKP. ф = const) при изменении Мп и Я. В основную камеру сгорания САР дозирует топливо так, чтобы соблюдалось условие n = const при любых внешних условиях.
Очевидно, что условия л? = const при любых Мп и Я гарантируют отсутствие влияния работы форсажной камеры на режим турбоком пр ессор а.
Температуры 77 и Tj при этом законе регулирования будут меняться в зависимости от условий полета. Изменение Т； у ТРДФ в зависимости от ппр и л；。 будет таким же, как н у ТРД (см. рис. 8.13). Так как при л^ = const отношение температур Т；/Т； — const, то при Fc. кр. ф = const из уравнения (8.53) получим, что Тф/Т* = const, т. е. температура Т$ меняется пропорционально температуре Т*. Поэтому зависимости 獨/Т/ = =/ (Лир, Яко), показанные на рис. 8.45, совпадают с аналогичными зависимостями для Т?, представленными на рис. 8.13. Условие Тф/Т* = const при л； = const справедливо также для двухвального ТРДФ с Fc.кр. ф = const.
Закон регулирования: Т； = const; nJ = const. Так как сигналы датчиков температуры Т；, пропорциональной 77 при л； = const, воздействуют на подачу топлива в основную камеру сгорания, обеспечивая выполнение условия Т；= = const, то частота вращения п в данном случае будет меняться при изменении Мп и Н. Регулятор подачи топлива в форсажную камеру, поддерживая л^ = const, автоматически обеспечивает в соответствии с условием TJ/T； = const постоянство температуры T|. Изменение п в зависимости от параметра /TJT； будет таким же, как у ТРД, регулируемого по закону Т；= =const при Fc.kp = const (см. рнс. 8.14).
Закон регулирования: ппр = const; Пт = const. При данном законе регулирования у ТРДФ с ростом Т； будет расти 几〜/Т； и температура газа 77 〜Т； (см. рис. 8.16). В соответствии с условием Тф/Т； = const температура Tj будет расти пропорционально ТЗ Из-за резкого изменения параметров
в зависимости от Т； при изменении Мп и Я этот закон регулирования для большого диапазона изменения скоростей полета применять нецелесообразно. Его можно применять как ограничитель /гуртах в сочетании с другими законами регулирования.
Регулирование ТРДФ по трем и четырем параметрам
При регулировании ТРДФ по трем параметрам регулирующими факторами будут: расходы топлива в основной (GT = = var) и форсажной (0т.ф = var) камерах сгорания и критическое сечение реактивного сопла (Fc. кр.ф = var), а при регулировании по четырем параметрам кроме этого еще площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины (Fc. а = var).
Закон регулирования:几=const; Т* — const; Т$ = const. При этом законе регулирования САР поддерживает Т； = const за счет изменения GT, n=const путем изменения Fc. кр.ф, воздействующего на 冗工 а Т$ = const изменением GT. ф по сигналу датчиков косвенного измерения Tj. Так как на форсированных режимах работа турбокомпрессора остается такой же, как и на максимальном режиме, то сохраняет силу условие (8.53). Поэтому, зная изменение л?, 77 и F& Кр от ппр на максимальном режиме работы ТРД, можно найти зависимость Fc. кр. ф от ппр, воспользовавшись уравнением (8.53).
Закон регулирования: ппр = const; 77 = const; Tj = const. Этот закон регулирования отличается от предыдущего тем, что изменением Fc> кр, ф САР обеспечивает условие п 〜 〜/Т；, а не n = const. Существенное изменение п при изменении Т； делает нецелесообразным применение данного закона в широком диапазоне изменения условий полета, так как при малых скоростях полета из-за низкого значения п возможности двигателя используются далеко не полностью. Этот закон может использоваться в комбинации с другими для ограничения ппр min при больших скоростях полета.
Закон регулирования: 几=const; Т* = const; Tj = const; дЛу = const. Наличие еще одного регулирующего фактора ■— площади Fc. а позволяет на всех режимах полета обеспечить неизменный запас устойчивости компрессора. Очевидно, что реализация для регулирования ТРДФ этого закона, обладающего большими преимуществами, связана с серьезными конструктивными трудностями. Определить параметры ТРДФ, регулируемого по рассматриваемому закону, можно, используя результаты расчетов параметров двигателя на максимальном режиме (см. п. 8.2) и условие (8.53). При реализации всех законов, связанных с поддержанием Т| = const, из-за высокого значения Тф (T| = =2000 ... 2200 К) приходится пользоваться косвенными методами определения температуры Tj. '
О регулировании, обеспечивающем у с - л о в и е а2 = const. При регулировании ТРДФ по законам, обес-
Рис. 8.46. Изменение суммарного коэффициента избытка воздуха в зависимости от Т； при Тф = constРис. 8.46. Изменение суммарного коэффициента избытка воздуха в зависимости от Т； при Тф = constРис. 8.47. Изменение Тф в зависимости от Т* при а2 —Рис. 8.47. Изменение Тф в зависимости от Т* при а2 —
Рис. 8.46. Изменение суммарного коэффициента избытка воздуха в зависимости от Т； при Тф = const
Рис. 8.46. Изменение суммарного коэффициента избытка воздуха в зависимости от Т； при Тф = const
Рис. 8.47. Изменение Тф в зависимости от Т* при а2 —
Рис. 8.47. Изменение Тф в зависимости от Т* при а2 —
печивающим постоянство температуры Т$, еще не исчерпываются все возможности форсирования, так как при Тф = const величина суммарного коэффициента избытка воздуха а2 существенно меняется в зависимости от условий полета.
Суммарное количество тепла, подведенного к 1 кг воздуха в ТРДФ, пропорционально разности температур в форсажной камере и на входе в двигатель
Qx = %(「$-7亂
где ср — условная средняя теплоемкость в процессе подвода тепла в двигателе.
Суммарный относительный расход топлива с некоторыми приближениями можно представить как
仇z — Ср (Тф — Т2)/Нa^lrSf
rqe Лгх 一 условный общий коэффициент полноты сгорания. Соответственно
网=号7~霏丄尊，(8,54)
Из этого выражения видно, что с ростом 7； при Тф = const суммарный коэффициент избытка воздуха &工 увеличивается. На рис. 8,46 представлена зависимость as от 7； при 7$ = const.
Для того чтобы получить максимальную степень форсирования во всех условиях полета, нужно регулировать форсажную камеру, выдерживая условие 外—const. Это принципиально может быть достигнуто при использовании регулируемого на форсированных режимах реактивного сопла, если заменить условие Т$ = const в трех рассмотренных выше законах условием as = =const.
На рис. 8.47 показана зависимость температуры 7$ от температуры Тв при a2 = const. Такое регулирование возможно с помощью датчиков, косвенно характеризующих величину а2. 260
ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ТРД И ТРДФ
Выше в разд. 8.2 ... 8.4 было показано, что изменение параметров двигателя по линии рабочих режимов существенно зависит от закона регулирования. С другой стороны, как было показано в гл. 7, удельные параметры двигателя существенно зависят от основных параметров рабочего процесса. Поэтому рассмотрим характеристики двигателей в зависимости от Мп и Я, уровня основных параметров и закона регулирования. Режим работы двигателя, определяемый положениями РУД, при этом остается неизменным. Методы расчета характеристик двигателей на базе математических моделей первого и второго уровней рассмотрим в конце настоящей главы.
Скоростные характеристики ТРД
Проведем анализ протекания скоростных характеристик и рассмотрим влияние на них уровня основных параметров рабочего процесса. Скоростные характеристики ТРД с разными параметрами рассмотрим при одном из наиболее эффективных с точки зрения получения максимальной тяги законе регулирования: п — const; Тг = const (Fc.kp = var), для случая, когда на всех двигателях используются реактивные сопла с полным расширением g = Ри)-
На рис. 8.48 показаны зависимости Руд, Суд, GB и Р ТРД от Мп при Н = const с различными значениями Т?. При 77 = =const увеличение Мп приводит к уменьшению количества тепла, подводимого к 1 кг воздуха в камере сгорания Qi = ср (Г； — TQ из-за роста Тв и, соответственно,力;.Пропорционально Q】умень-
Рнс. 8.48. Изменение Руд, СуД, Gb н Р ТРД в зависимости от Мц при Я = =const, л；。= const и разных значениях температуры газа перед турбиной
Рис. 8.49. Изменение Руд, Суд, GB и Р ТРД в зависимости от Мп прн Н = =const, Т* = const и различных значениях л*0
шается относительный расход топлива ^т. С другой стороны, с ростом Мп растет степень повышения давления во входном устройстве Лу, что приводит к увеличению располагаемой степени понижения давления на реактивном сопле л&р и скорости истечения газов % из него. Но рост % отстает от роста скорости полета Vn из-за уменьшения Q^ вследствие чего Руд = 8& — Vn уменьшается с ростом Мп, как это видно из рис. 8.48. При больших Мп (в случае Т； = 1400 К при Мп 4 3,5) подведенного тепла хватает только на преодоление внутренних потерь в двигателе и Руд стремится к нулю. Нерабочая область характеристик с низкими значениями Руд дается на рис. 8.48 пунктирными линиями.
Из-за интенсивного уменьшения Руд с ростом Мп увеличивается удельный расход топлива Суд = 3600^т/Руд (7.79). Темп роста Суд меньше, чем снижение Руд из-за уменьшения %. Однако при высоких значениях Мп, где РуД стремится к нулю, Суд стремится к бесконечности, так как в этом случае % 方 0.
Расход воздуха GB при увеличении Мп возрастает в связи с повышением давления на входе в двигатель 卩工 несмотря на увеличение Т； и уменьшение q &), связанное со снижением &「.
В результате уменьшение Руд при увеличении Мп и рост GB приводят к изменению тяги Р = ОвРуд, показанному на рис. 8,48, На этом же рисунке можно проследить, как влияет уровень 77 на скоростные характеристики ТРД. Увеличение Тг приводит при прочих условиях к росту сс, а следовательно, и Руд. При одинаковых GB у ТРД с различными значениями Т；, с ростом Т? тяга увеличивается за счет Руд (см. рис, 8.48). Из-за роста с© 262
Руд/ даН-с/кгСдвЕС&НтРуд/ даН-с/кгСдвЕС&Нт
Руд/ даН-с/кгСдвЕС&Нт
Руд/ даН-с/кгСдвЕС&Нт
Рис. 8.50. Изменение Руд, Суд, Gb н Р ТРД в завнснмостн от высоты полета прн Мп = const
при увеличении Т； понижается полетный КПД т|п, что приводит к росту Суд почти во всем диапа- зойе изменения Мп. В зоне высоких значений Мп кривые СуД с различными значениями Тг пересекаются, так как точка с Руд — Он Суд f оо с ростом Т? переходит на более высокие Мп. 二 Влияние Яко на скоростные характеристики ТРД показано на рис. 8.49. При низких Мп параметры ТРД с высоконапорным компрессором ближе к оптимальным, чем у ТРД с меньшими Яко, что приводит к большим значениям Руд. Рост Л ко приводит к увеличению эффективного КПД %
шению Суд. Но при высоких л；。из-за большего подогрева воздуха в компрессоре значение Мп, при котором РуД f 0, а Суд — f оо, уменьшается. Поэтому, чем выше Яко, тем больше темп снижения Р* и роста Суд при увеличении Мп. Как было показано в разд. 8.2, в двигателях с высокими 噬о снижение пПр сопровождается более сильным уменьшением q (%в), чем в двигателях с низкими Яко- Этим и объясняется различие в темпах роста GB с увеличением Мп у двигателей с разными л" (см. рис. 8.49).
Изменение тяги по Мп у ТРД с разными значениями Яко полностью объясняется характером зависимостей РуД = f (Мп) и GB == / (Мп). У двигателя с высокой л；ко тяга в области малых скоростей полета больше, чем у двигателей с низкой л^о, из-за более высокого значения РуД. При больших скоростях полета тяга у двигателя с высоким 冗^。будет меньше, чем у двигателя с низким 冗世，из-за меньших величин GB и Руд.
Высотные характеристики ТРД
Изменение параметров воздуха по высоте в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401——81) было показано на рис. 8.2. С ростом высоты полета // до 11 км температура Ти снижается, что при Мп = const приводит' к уменьшению Т；・ У ТРД с законом регулирования n = const, Т* = const увеличение Н приводит к увеличению /г^р =孔 /То/Т： и росту л；. Одновременно из-за снижения Тк при Т； = const будет увеличиваться 9т・ Поэтому с ростом // до 11 км удельная тяга растет, а удельный расход топлива уменьшается несмотря на увеличение %, как показано на рис. 8.50. При увеличении высоты от 11 до 20 км
температура Тн остается неизменной, откуда следует, что в этой области Руд и Суд не меняются.
С ростом Н давление рн снижается, а это приводит к уменьшению GB через двигатель. В связи с тем, что влияние GB на тягу существенно сильнее, чем влияние Руд, тяга ТРД с ростом Н уменьшается, как это видно из рис. 8.50.
Следует отметить, что высотные характеристики ТРДФ качественно такие же, как и ТРД. Отличаются они только абсолютными значениями величин Руд, Суд и Р.
Скоростные характеристики одновальных ТРД с различными законами регулирования
Рассмотрим влияние законов регулирования на скоростные характеристики одновального ТРД на примере двигателя с высоконапорным компрессором.
При регулировании ТРД с высоконапорным компрессором по закону регулирования n = const максимальная температура газа перед турбиной Т*так будет на минимальных 九口卩，т. е. при наибольшей величине Мп (см. разд. 8.2). Следовательно, на малых и средних скоростях полета РуД и Суд у двигателя с законом регулирования n = const будут меньше, чем у двигателя с законом регулирования n = const, Т； = const, как это показано на рис. 8.51, из-за более низких значений Т；. Расходы воздуха при этих законах регулирования меняются по Мп практически
Рнс. 8.51. Зависимости Руд, Суд, G^ н Р ТРД с л*0 = 12, Т*тах = 1400 К при Я = const от Мп для разных законов регулирования
264
одинаково, так как на напорной кривой характеристики компрессора пПр = const у ТРД с высоким Лко величина q (%в) меняется незначительно. Таким образом, отличие в тяге двигателей при регулировании по n = const и n = const, Т* = const будет только за счет разных значений Руд.
При регулировании двигателя по закону регулирования Т* — =const с ростом скорости полета частота вращения п, как показано в разд. 8.2.1, будет уменьшаться. Это приводит к некоторому уменьшению РуД и увеличению Суд по сравнению с законом регулирования n = const, Тг = const при высоких Мп из-за уменьшения nJ и т|к (см. рис. 8.51). В основном уменьшение п с ростом Мп влияет на GB, который на повышенных Мп при законе регулирования 77 = const будет существенно ниже, чем при других законах, из-за более низких значений g (Хв). В данном случае отличие в тяге, как это видно на рис, 8.51, у ТРД с законами регулирования Т； = const и п = const, Т* ^ const в основном объясняется разным протеканием GB по Мп. Разные и относительно низкие предельные значения Мп, при которых на рис. 8.51 обрываются кривые, у двигателей с высоконапорными компрессорами при различных законах регулирования объясняются минимально допустимым значением АКу. Увеличить диапазон возможного изменения Мп можно, регулируя двигатель по трем параметрам, используя комбинированные законы регулирования или применяя компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами.
Скоростные характеристики двухвальных ТРД с разными законами регулирования
На рис. 8.52 показаны скоростные характеристики двухвальных ТРД с разными законами регулирования. При регулировании двигателя по закону Пнд = const с ростом Мп температура Т* увеличивается (см. разд. 8.3), т. е, максимальное значение Т} получается при минимальных ппр. нд- Удельна я тяга и удельный расход топлива у двигателя с пНд = const ниже, чем у двигателя с Т* = const, из-за более низких значений Г；. У ТРД с законом регулирования пВд = const при увеличении Мп уменьшается Т； и, следовательно, Руд на повышенных Мп будет меньше, чем у двигателя с законом регулирования Т* = const. Удельные расходы топлива у ТРД с законами регулирования Пвд = const и Т? = const будут практически одинаковыми, так как при высоких Мп влияние на Суд пониженной Т* у двигателя с пВд = const компенсируется более высокими л；к у двигателя с 77 = const, а в области низких и средних значений Мп параметры у этих двигателей мало отличаются друг от друга.
Более высокие значения GB на больших Мп получаются у двигателя с пнд = const из-за более высоких значений пнд и, как следствие, более высоких q (入J по сравнению с другими законами ' 265
Рис. 8.52. Зависимости Руд, Суд, GB и Р двухвального ТРД с л*0 = 12, 7； тах = =1400 К при Н = const от Мп для разных законов регулирования
регулирования, а более низкие значения GB ——у двигателя с законом регулирования пзд = const из-за низких значений пнд и, соответственно, пониженных значений q 仇в).
У двигателя с законом регулирования пнд = const в области низких Мп тяга, как видно из рис. 8.52, будет ниже, чем у двигателя с законом регулирования Т； 工 const, из-за более низких значений Руд , а в области высоких значений Мп ——выше из-за более высокого значения GB. Если двигатель регулируется по закону пВд = const, то в области больших Мп тяга ниже, чем у двигателя с законом регулирования Т* = const, за счет более низких значений РуД и GB.
Высотно-скоростные характеристики ТРД
Техническими требованиями к самолету обычно задаются максимальная скорость полета (Мптах), максимальная высота полета Нтах (статический потолок), максимально допустимый скоростной напор ^П1ах и минимальные скорости полета на разных высотах (минимально допустимые эволютивные скорости). Значения этих величин зависят от конкретного назначения самолета и его характеристик.
Величина максимально допустимого скоростного напора
«max = PR "°" = 4 РМ. доп,(8.55)
где Уп.доп (Мп. доп) — допустимые из условия 〃тах значе- ния Vn (Мп) на данной высоте, зависят от прочностных характеристик самолета. Как видно из уравнения (8.55), с ростом Н из-за уменьшения рн растет Мп. доп. Минимальная скорость полета ограничена допустимым углом атаки самолета, который должен быть меньше критического. Для прямолинейного установившегося движения на заданной высоте полета из уравнения
Мда н CySpn吗/(2g),Мда н CySpn吗/(2g),(8.56)(8.56)
Мда н CySpn吗/(2g),
Мда н CySpn吗/(2g),
(8.56)
(8.56)
Рис. 8.54. Высотно-скоростная характеристика ТРДРис. 8.54. Высотно-скоростная характеристика ТРД%%Рис. 8.53. Типичная область возможного сочетания Мп и Я сверхзвукового самолетаРис. 8.53. Типичная область возможного сочетания Мп и Я сверхзвукового самолета
Рис. 8.54. Высотно-скоростная характеристика ТРД
Рис. 8.54. Высотно-скоростная характеристика ТРД
%
%
Рис. 8.53. Типичная область возможного сочетания Мп и Я сверхзвукового самолета
Рис. 8.53. Типичная область возможного сочетания Мп и Я сверхзвукового самолета
где Су — коэффициент подъемной силы; S — характерная площадь летательного аппарата в плане; МЛа — масса летательного
аппарата, можно определить минимальную скорость полета и соответствующее ей Мп. т1п:
Mnmm= ]/肾齎,(8.57)，叩без
где су без = (。,3 • • •。,9) % тaх коэффициент подъемной силы, соответствующий допустимому по условиям безопасности полета углу атаки. С ростом Н из-за уменьшения рн величина Мп т1п будет увеличиваться.
На рис. 8.53 показан типичный вид области Мп и // полета,
в которой при условии выполнения поставленных ограничений может использоваться самолет. Границы этой области определяются назначением самолета и его характеристиками. В заданной для конкретного самолета области скоростей и высот полета должна быть обеспечена надежная работа двигателя. На рис. 8.54 показаны типичные высотно-скоростные характеристики ТРД в области возможного использования самолета, для которого предназначен данный двигатель. По Мп характеристики ограничены Мпт}п, Мпдоп и Мптах> заданными в тактикотехнических требованиях к самолету. Следует обратить внимание, что высотно-скоростные характеристики ТРДФ имеют качественно такой же вид, как и характеристики ТРД, и отличаются от них в основном абсолютными значениями тяги и удельного расхода топлива.
Скоростные характеристики ТРДФ
Рассмотрим ТРДФ с законом регулирования п = = const, 77 = const, 7$ = const. В разд. 8.4 было показано, что режим работы турбокомпрессора у ТРДФ с работающей форсажной камерой при одинаковых условиях полета остается таким же, как при работе двигателя на максимальном режиме.
Рнс. 8.55. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ при Я = const, л^о = const, Т*тах = const и разных значениях температуры газа в форсажной камереРнс. 8.55. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ при Я = const, л^о = const, Т*тах = const и разных значениях температуры газа в форсажной камереки ТРДФ при Я = const, 7*max= =const, Тфтах — const и разных значениях Якоки ТРДФ при Я = const, 7*max= =const, Тфтах — const и разных значениях Яко
Рнс. 8.55. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ при Я = const, л^о = const, Т*тах = const и разных значениях температуры газа в форсажной камере
Рнс. 8.55. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ при Я = const, л^о = const, Т*тах = const и разных значениях температуры газа в форсажной камере
ки ТРДФ при Я = const, 7*max= =const, Тфтах — const и разных значениях Яко
ки ТРДФ при Я = const, 7*max= =const, Тфтах — const и разных значениях Яко
268
8.57. Скоростные8.57. СкоростныехарактеристикихарактеристикиРнс.Рнс.ТРДФ при Н = const, л*0 = const, 7$ maxТРДФ при Н = const, л*0 = const, 7$ max二 const и разных значениях температуры газа перед турбиной二 const и разных значениях температуры газа перед турбиной
8.57. Скоростные
8.57. Скоростные
характеристики
характеристики
Рнс.
Рнс.
ТРДФ при Н = const, л*0 = const, 7$ max
ТРДФ при Н = const, л*0 = const, 7$ max
二 const и разных значениях температуры газа перед турбиной
二 const и разных значениях температуры газа перед турбиной
ПоэтОму GB,咬 7； у турбореактивного двигателя на максимальном и форсированном режимах меняются в зависимости от Мп и // одинаково.
На рис. 8.55 показаны скоростные характеристики ТРДФ на максимальном (с выключенной форсажной камерой) и форсированных режимах работы с двумя разными температурами Гф. При включении форсажной камеры за счет увеличения температуры 7} увеличивается скорость истечения газа из реактивного сопла и в результате этого растет тяга ТРДФ. Чем выше 7$, тем больше тяга. С ростом 7$ при Мп — const уменьшаются эффективный и полетный КПД и, следо
вательно, Суд увеличива
ется (см. разд. 7.4). Скоростные характеристики ТРДФ с раз
личными значениями Лко показаны на рис. 8.56. Из сравнения
характеристик двигателей на максимальном (ТРД — рис. 8.49) и форсированном (ТРДФ — рис. 8.56) режимах видно, что $ у ТРД и ТРДФ качественно одинаково влияет на изменение Р и Суд в зависимости от Мп.
На рис. 8.57 показаны характеристики ТРДФ при различных значениях Т? и одинаковых Яко и 7$. Увеличение Т? приводит к уменьшению л? и росту давления в форсажной камере сгора-
ния, а это в свою очередь приводит к увеличению лс. р, приведенной скорости %с и скорости истечения из реактивного сопла сс. Таким образом, с ростом Т； тяга увеличивается за счет %.
С ростом Т* доля тепла, подводимого к рабочему телу, в основной камере сгорания растет, а в форсажной — уменьшается. Кроме того, из-за уменьшения л? теплоподвод в форсажной камере сгорания проходит при большем давлении. Все это приводит к росту эффективного КПД и, следовательно, к уменьшению Суд (см. рис. 8.57). На рис. 8.55 ... 8.57 вертикальные штрихпунктир- ные линии проведены через точки, где у ТРД Р = 0, а пунктирными линиями показана нерабочая область характеристик.
ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ
В зависимости от величины тяги, получаемой от двигателя при заданных условиях полета, принято определять несколько типовых режимов работы ТРД (или ТРДФ при работе с выключенной форсажной камерой). Ниже приведены основные режимы работы.
Максимальный режим, на котором двигатель развивает максимальную тягу Ртах. Так как на этом режиме тепловые и динамические нагрузки в двигателе близки к предельно допустимым, время непрерывной работы ограничивается. Этот режим используется при взлете самолета и его разгоне.
Максимальный продолжительныйрежим обычно определяется величиной тяги Ртах пр = (0,85 ... 0,95) Ртах. Как правило, на этом режиме время непрерывной работы специально не ограничивается. Наиболее широко этот режим используется при наборе высоты.
Крейсерский режим характеризуется пониженной тягой /\р = (0,5 ... 0,8) Ртах. Крейсерский режим определяет дальность (продолжительность) полета самолета. К двигателю, работающему на крейсерском режиме, предъявляется требование повышенной экономичности. Время непрерывной работы двигателя не ограничивается.
Режимы: земной малый газ и полетный малый г а з. На этих режимах задается значение тяги, которое обычно находится в пределах Рм.г — (0,03 ... 0,07) Ргаах. При этом двигатель должен обеспечить требуемую приемистость. В ряде случаев время непрерывной работы двигателя на этих режимах ограничивается из-за высокого значения Т^
Режимы работы ТРДФ с включенной форсажной камерой будут даны на стр. 276. Режим работы чаще всего задается значением одного из параметров регулирования (например, относительной частотой вращения п). Переход на режим с пониженной тягой (дросселирование двигателя) в зависимости от программы » регулирования будет проходить с различным изменением его параметров. Поэтому прежде всего рассмотрим переход на крейсерский режим работы одновального ТРД с разными программами регулирования.
Дросселирование одновального ТРД при разных программах регулирования
Для примера рассмотрим дросселирование ТРД с максимальной температурой Т； = 1400 К, потребной тягой на крейсерском режиме Ркр = 0,7Ртах при Мп = 0,9; Н = 9,7 км.
Программа регулирования Т? = const (при 尸痂 кр = var). При реализации заданной программы тяга снижается за счет уменьшения расхода топлива, а условие 穿=const 270
Рис. 8.58. Характеристика компрессора ТРД с линиями рабочих режимов при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп = —const, Н= const)：1 — Тр = const; 2 — л — =const; 3 — Fc Kp = const (□рн л = var и rj = var)Рис. 8.58. Характеристика компрессора ТРД с линиями рабочих режимов при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп = —const, Н= const)：1 — Тр = const; 2 — л — =const; 3 — Fc Kp = const (□рн л = var и rj = var)
Рис. 8.58. Характеристика компрессора ТРД с линиями рабочих режимов при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп = —const, Н= const)：
1 — Тр = const; 2 — л — =const; 3 — Fc Kp = const (□рн л = var и rj = var)
Рис. 8.58. Характеристика компрессора ТРД с линиями рабочих режимов при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп = —const, Н= const)：
1 — Тр = const; 2 — л — =const; 3 — Fc Kp = const (□рн л = var и rj = var)
поддерживается путем регулирования проходной площади критического сечения реактивного сопла 尸& кр・ При снижении частоты вращения п пропорционально будет уменьшаться приведенная частота вращения ппр (ппр = TJT^t так как при Мп 二 =const; Н = const температура Т； не меняется, а приведенная температура Т； пр = T；TJT三 будет оставаться постоянной. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора, показанная на рис. 8.58 (/), совпадает с линией 7；叩=const. Точкой О на рис. 8.58 обозначена рабочая точка, соответствующая максимальному режиму при принятых условиях полета. Из этого рисунка видно, что при данной программе регулирования с уменьшением п (и ппр) снижаются значения л* и g (%в), а так как при поставленных условиях р； и 北 не меняются, то пропорционально q (九в) уменьшается GB, Запас устойчивости компрессора А/ резко снижается. На рис. 8.59 показана зависимость относительной тяги Р от 亢(кривая /). При снижении частоты вращения тяга уменьшается медленно, так как ее уменьшение идет только за счет понижения GB. Скорость истечения из реактивного сопла сс при дросселировании ТРД с 窗=const практически не меняется. Это объясняется тем, что при снижении 亢 уменьшение работы компрессора £к приводит к пропорциональному уменьшению работы турбины £т, а при Т；二 const это можно получить только за счет уменьшения л^, т. е. снижение л« компенсируется уменьшением Пт. Для такого воздействия на л^ в соответствии с уравнением (8.10) площадь 尸с.кр должна уменьшаться.
Изменение Ст в зависимости от 尸 показано на рис. 8.60. Уменьшение тяги сопровождается ростом СуД (кривая / на рис. 8.60), так как снижение я^ при дросселировании двигателя влечет на собой уменьшение эффективного КПД — % при при- ' 271
Рис. 8.59. Изменение относительной тяги и темп-ературы газа перед турбиной ТРД в зависимости от относительной частоты вращения при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп= const, Я = const): / — Г* = const； 2 — к = const; 3 — F& кр = const (при л = var и Г * = var)； 4 — л = const и л^ = constРис. 8.59. Изменение относительной тяги и темп-ературы газа перед турбиной ТРД в зависимости от относительной частоты вращения при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп= const, Я = const): / — Г* = const； 2 — к = const; 3 — F& кр = const (при л = var и Г * = var)； 4 — л = const и л^ = constРис. 8.60. Изменение относительной величины удельного расхода топлива в зависимости от относительной тяги ТРД при разных программах регулирования в условиях полета (Мп = =const, Я = const):/ — Г* — const; 2 — м = const; 3 — Fc Кр = const (прн n = var и T* =var)； 4 — n = const и 冗^ = constРис. 8.60. Изменение относительной величины удельного расхода топлива в зависимости от относительной тяги ТРД при разных программах регулирования в условиях полета (Мп = =const, Я = const):/ — Г* — const; 2 — м = const; 3 — Fc Кр = const (прн n = var и T* =var)； 4 — n = const и 冗^ = const
Рис. 8.59. Изменение относительной тяги и темп-ературы газа перед турбиной ТРД в зависимости от относительной частоты вращения при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп= const, Я = const): / — Г* = const； 2 — к = const; 3 — F& кр = const (при л = var и Г * = var)； 4 — л = const и л^ = const
Рис. 8.59. Изменение относительной тяги и темп-ературы газа перед турбиной ТРД в зависимости от относительной частоты вращения при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп= const, Я = const): / — Г* = const； 2 — к = const; 3 — F& кр = const (при л = var и Г * = var)； 4 — л = const и л^ = const
Рис. 8.60. Изменение относительной величины удельного расхода топлива в зависимости от относительной тяги ТРД при разных программах регулирования в условиях полета (Мп = =const, Я = const):
/ — Г* — const; 2 — м = const; 3 — Fc Кр = const (прн n = var и T* =var)； 4 — n = const и 冗^ = const
Рис. 8.60. Изменение относительной величины удельного расхода топлива в зависимости от относительной тяги ТРД при разных программах регулирования в условиях полета (Мп = =const, Я = const):
/ — Г* — const; 2 — м = const; 3 — Fc Кр = const (прн n = var и T* =var)； 4 — n = const и 冗^ = const
мерно постоянном полетном КПД — т|п (при % = const, с^ 冗 弋 const).
Дросселирование ТРД с программой регулирования Т；— =const получается неэффективным из-за увеличения Суд и резкого уменьшения АКу. Поэтому данная программа практического применения не находит.
Программа регулирования n = const (при 尸& Kp = var)・ При данной программе регулирования снижение тяги уменьшением расхода топлива приводит к понижению температуры Т*, а постоянство частоты вращения обеспечивается изменением площади Т7^ кр. Приведенная частота вращения ппр = =П}ЛТ0/Тв остается неизменной, так как при поставленных условиях n = const и Т； = const, а приведенная температура газа перед турбиной Т*. пр будет уменьшаться пропорционально Т；. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора совпадает с напорной ветвью 无口卩=const (кривая 2 на рис. 8.58).
Дросселирование двигателя сопровождается уменьшением я^ и увеличением АКу в связи с удалением рабочей точки' от границы устойчивости компрессора из-за уменьшения 7； 11P. С уменьшением Т； будет снижаться я*, а расход воздуха либо слабо возрастает за счет небольшого увеличения q (Хв), либо останется неизменным в зависимости от типа напорной ветви компрессора. Уменьшение тяги при дросселировании двигателя идет За счет снижения скорости &, связанного с резким уменьшением Т*. С уменьшением 嗚 работа компрессора будет уменьшаться, но менее интенсивно, чем 邕.Поэтому для поддержания необходимой работы турбины требуется увеличение я；, достигаемое за счет увеличения площади 尸& нр в соответствии с уравнением (8.10). Как видно из ^рис. 8.60 (2), при данной программе регулирования значение Суд при уменьшении тяги интенсивно снижается. Это связано с тем, что несмотря на некоторое ухудшение % из-за уменьшения я*, общий КПД двигателя — % возрастает вследствие роста полетного КПД — т|ш обусловленного резким снижением скорости истечения из реактивного сопла %・
Положительными свойствами дросселирования ТРД с программой регулирования п = const являются снижение Суд и повышение запаса устойчивости АКу. К недостаткам можно отнести то, что уменьшение тяги ограничивается предельным значением степени понижения давления на турбине.
Программа регулирования 尸&口「= const (при n = var; Т； = var). При дросселировании ТРД с неизменными проходными сечениями (Fc нр = const) снижение тяги уменьшением расхода топлива будет приводить к понижению л (ппр) и Т*. Так как при снижении частоты вращения работа компрессора будет уменьшаться (丄к ~ л2), то пропорционально должна уменьшаться работа турбины £「При дросселировании двигателя на относительно высокой скорости полета (Мп > 0,5) располагаемая степень понижения давления на реактивном сопле остается больше критической (яс.р > яс кр) и, следовательно, у двигателя с неизменными проходными сечениями степень понижения давления на турбине будет оставаться неизменной (占 =const). Уменьшение работы турбины при снижении п будет идти только вследствие уменьшения Т；・ Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (кривая 3 на рис. 8.58) определяется с помощью уравнения (8.12), которое получено для условия я； = const. Таким образом, эта линия рабочих режимов совпадает с линией рабочих режимов, полученной для закона регулирования "n = const (при Fc. кр = const) при изменении условий полета (см. рис. 8.3).
При дросселировании ТРД с данной программой регулирования уменьшение тяги будет связано со снижением основных параметров рабочего процесса:冗3 Т； и GB (кривые 3 на рис. 8.58 и 8,59). При этом снижение я* и Т； будет приводить
к уменьшению сс. Уменьшение тяги с данной программой регулирования сопровождается снижением Суд (кривая 3 на рис. 8.60) вследствие увеличения т|п за счет снижения %•
Настоящий метод дросселирования ТРД получил широкое распространение как наиболее простой и достаточно эффективный. Недостатоком его является существенное снижение запаса устойчивости у двигателя с высокими значениями Лк0 на пониженных ппр.
Программа регулирования n = const; л；к = =const (при F&kp = var и F&a = var). Это сложная программа регулирования, так как реализация ее требует использования трех регулирующих факторов GT,尸(；.а и 尸с.кр・ В данном случае снижение тяги уменьшением расхода топлива приводит к уменьшению температуры Т；. Так как при Т； = const н п = const относительная приведенная частота вращения остается постоянной, то при Лк = const линия рабочих режимов обращается в единственную точку на характеристике компрессора (точка О на рис. 8.58). Уменьшение тяги идет за счет снижения Т* с последующим уменьшением сс при неизменном расходе воздуха через двигатель (GB = const). Неизменное значение 戒 при дросселировании двигателя поддерживается регулированием проходного сечения первого соплового аппарата турбины (F&a = var), а условие равенства мощностей компрессора и турбины при снижении Т； поддерживается регулированием площади критического сечения реактивного сопла (&.кр = var).
Снижение тяги будет проходить при практически неизменном значении т|е, так как л； = const, с увеличением т|п из-за уменьшения сс и, следовательно, с уменьшением СуД (кривая 4 на рис. 8.60). Несмотря на сложность реализации, этот метод дросселирования перспективен, так как дает возможность получить на крейсерском режиме наименьшие значения Суд.
Резюмируя изложенное выше, можно утверждать, что из условия получения повышенной экономичности двигателя на крейсерском режиме следует стремиться к реализации таких программ, при которых дросселирование двигателя будет идти при сильном снижении скорости истечения из реактивного сопла за счет уменьшения Т* и по возможности меньшем снижении GB и 冗工
Дросселирование одновального ТРД с компрессором, регулируемым поворотом направляющих аппаратов
Рассмотрим дросселирование ТРД с поворотными направляющими аппаратами групп первых и последних ступеней компрессора по программе 尸& кр = const (при п = var и 穿= =var). Так как изменение положения направляющих аппаратов определяется заданием программ их поворота в виде выбранных зависимостей аг = f (п11р), то у двигателя с неизменными проход-
ными сечениями единственным регулирующим фактором будет GT. При. уменьшении GT будут снижаться частота вращения л (лпр) и температура Т* и, как следствие, тяга двигателя, а направляющие аппараты будут занимать положение в соответствии с заданными программами а» = f (/гпр). На рис. 8.61 даны характеристики нерегулируемого и регулируемого компрессоров при регулировании последнего в области низких значений 无口^ на повышение запаса устойчивости. На рис. 8.61 приведены определенные с помощью уравнения (8.12) линии рабочих режимов. Из этого рисунка видно, что А% у двигателя с регулируемым компрессором на низких лпр существенно выше, чем у двигателя с нерегулируемым компрессором. Линии же рабочих режимов у этих двигателей расходятся незначительно, только за счет небольшой
разницы в величинах % на пониженных ппр.
На рис. 8.62 проведено сравнение протекания относительных тяги— Р и удельного расхода топлива Суд в зависимости от относительной частоты вращения 论(无〜ппр) у ТРД с регулируемым и нерегулируемым компрессором. Тяга у двигателя с регулируемым компрессором при уменьшении п падает быстрее за счет более интенсивного снижения q (Хв) и, следовательно, GB. Небольшая разница в удельных расходах топлива может быть лишь в в связи с немного большими значениями т|к на пониженных п (亢口「) у двигателя с регулируемым компрессором. Следовательно, при
Рис. 8.61. Характеристики нерегулируемого ()и регулируемого(——.——)компрессоров с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД в полетных условиях (Мп = =const, Я = const)Рис. 8.61. Характеристики нерегулируемого ()и регулируемого(——.——)компрессоров с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД в полетных условиях (Мп = =const, Я = const)Рис. 8.62. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения при дросселировании ТРД с нерегулируемым () ирегулируемым (—.一) компрессорамиРис. 8.62. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения при дросселировании ТРД с нерегулируемым () ирегулируемым (—.一) компрессорамименяя двигатель с регулируемым компрессором, нельзя ожидать заметного улучшения его экономичности на крейсерских режимах по сравнению с двигателем, у которого компрессор не регулируется. Основным
Рис. 8.61. Характеристики нерегулируемого ()и регулируемого
(——.——)компрессоров с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД в полетных условиях (Мп = =const, Я = const)
Рис. 8.61. Характеристики нерегулируемого ()и регулируемого
(——.——)компрессоров с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД в полетных условиях (Мп = =const, Я = const)
Рис. 8.62. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения при дросселировании ТРД с нерегулируемым () и
регулируемым (—.一) компрессорами
Рис. 8.62. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения при дросселировании ТРД с нерегулируемым () и
регулируемым (—.一) компрессорами
преимуществом двигателя с регулируемым высоконапорным компрессором (冗；。»8) остается [ существенное увеличение запасов устойчивости на пониженных частотах вращения.
Дросселирование двухвального ТРД
Рассмотрим дросселирование двухвального ТРД (переход на крейсерский режим работы) с программой регулирования 尸с.кр = const (при пнд = var, пВд = var и 77 = var), при которой регулирующим фактором будет только GT. Снижение тяги двухвального ТРД при уменьшении расхода топлива будет проходить с понижением пнд (ппрнц)> 元вд (五првд) и Т；, а скольжение роторов пвд/пНд при этом будет расти.
При дросселировании двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями (尸с.нр = const), когда лс.р > лс.кр, линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров высокого и низкого давлений будут совпадать с аналогичными линиями, полученными в случае изменения условий полета при законе регулирования Лад = const. Соответствующие линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров высокого и низкого давлений показаны на рис. 8.30 и рис. 8.34. Изменение относительных тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения ротора низкого давления при дросселировании двухвального ТРД показаны на рис. 8.63. Вследствие роста скольжения роторов (см. рис, 8.37) при уменьшении пНд (/1пр# нд) у двухвального ТРДт|к оказывается несколько выше, чем у одновального (см. рис. 8.35), что приводит к некоторому улучшению экономичности на крейсерском режиме. Главным же преимуществом двухвального ТРД остается возможность обеспечения необходимых запасов устойчивости в большом диапазоне изменения частот вращения роторов двигателя при его дросселировании.
Дросселирование ТРДФ на форсированных режимах
Для ТРДФ, работающего с включенной форсажной камерой, в зависимости от величины создаваемой тяги принята
следующая номенклатура режимов работы.
Полный форсированный режим. На этом режиме ТРДФ развивает максимально возможную для форсированных режимов тягу (Рп. ф) при максимально
Рис. 8.63. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения РНД при дросселировании двухвального ТРД
в форсажной камере (Т$ т1Г1) определяется ее срывными характеристиками. Дросселирование ТРДФ (уменьшение тяги) на форсированных режимах идет за счет уменьшения температуры Т$, при не
изменных значениях частоты вращения и температуры газа перед турбиной. На рис. 8.64 показана дроссельная характеристика ТРДФ на форсированных режимах и на режимах с выключенной форсажной камерой в полетных условиях (Мп = 2, 3; Н = 11 км;冗蒜 = =6; Тг = 1400 К, Т^тах = 2000 К). Уменьшение температуры 7$ идет с уменьшением площади критического сечения реактивного сопла /с. кр, ф в соответствии с условием (8.53) таким образом, чтобы изменение Т$ не повлияло на работу компрессора и тур* бины. Как видно из графиков, приведенных на рис. 8.64, уменьшение тяги на форсированных режимах из-за снижения температуры Тф приводит к улучшению экономичности двигателя за счет повышения эффективного и полетного КПД (см. разд. 7.4). Полная дроссельная характеристика ТРДФ, охватывающая все режимы работы двигателя, получается разрывной, так как в области низких значений 7$, близких к температуре газа за турбиной ТЗ форсажная камера попадает в область срывных режимов. ・ 277
На рис. 8.64 участок, где невозможна работа форсажной камеры^ показан пунктирной линией. &гим объясняется наличие минимального форсированного режима.
Дроссельная характеристика одновального ТРД
в статических условиях (Мп = 0； 〃 = 0) н при малых скоростях полета
Совместная работа компрессора, каме р ы сгорания и турбины при дросселировании ТРД п о программе ^с. Кр = const (при n = var и Т； = var). При глубоком дросселировании двигателя значение Лк сильно снижается, и в статических условиях или при малых скоростях полета, когда величина Лу равна или не намного больше единицы, располагаемая степень понижения давления на реактивном сопле становится меньше критической (лс. р < nCt кр). В этом случае степень понижения давления на турбине становится переменной величиной, зависящей от Мп и nJ. Следовательно, совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта, рассматриваемая в рамках математической модели первого уровня, может быть описана уравнением (8.9):
(8.58)(8.58)
(8.58)
(8.58)
где С3 = const.
Зависимость между л^ и л* при Мп = const, необходимую для определения с помощью уравнения (8.58) линии рабочих режимов на характеристике компрессора, можно получить из совместного решения уравнения (8.10), записанного в виде:
1/Кт '「/ Т]? =<7(М. кр)С8,1/Кт '「/ Т]? =<7(М. кр)С8,(8.59)(8.59)
1/Кт '「/ Т]? =<7(М. кр)С8,
1/Кт '「/ Т]? =<7(М. кр)С8,
(8.59)
(8.59)
где С8 = const, с уравнением (8.13)
(8.60)(8.60)幅=(I +I Овх魄Ок. c<Mt(Ms).
(8.60)
(8.60)
При докритических перепадах давления на реактивном сопле, т. е. когда лс. р < лс.кр, Хс.кр = ^cs(pc< 1, с учетом принятых ранее приближений (8.4), (8.5), 0r = const и при условии, что Овх зависит только от Мп (см. гл. 3), для заданного значения Мп получим однозначное решение системы уравнений (8.59) и (8.60). Постоянная уравнения (8.59) С8, как и постоянная уравнения (8.58)
Рис. 8.65. Связь между л* и л* на ^* закритических и докритических режимах работы реактивного сопла у ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (л*0 — 6, 2р Тгтах= 1400 К)
С3, определяются на расчетном режиме двигателя. На рис. 8.65 приведены результаты конкрет- 弘 кого расчета для ТРД с я^0=6
и Т* max = 1400 К, полученные при разных значениях Мп. Из этого рисунка видно, что чем выше значение Мп, и, следовательно, больше величина 冗工 тем при меньших значениях л^ начинаются докритические режимы работы реактивного сопла, при которых степень понижения давления на турбине начинает уменьшаться. При докритических режимах работы реактивного сопла, когда 呜=var, линию рабочих режимов на характеристике компрессора для каждого заданного значения Мп можно определить с помощью уравнения (8.58) и зависимостей л^ = / (Лк), показанных на рис. 8.65, т. е. на любой заданной напорной ветви характеристики компрессора с ппр — const можно найти рабочую точку, удовлетворяющую уравнению (8.58). Полученные таким образом линии рабочих режимов представлены на рис. 8.66.
Проанализируем рабочие режимы на примере характеристик компрессора при лс. р < лс. кр. Остановимся на случае, когда при ппр = const совершается переход от сверхкритического на докритический режим течения в реактивном сопле. Используя условие равенства мощностей турбины и компрессора (7.16), записанного в виде (7.25), с учетом принятых в математической модели первого уровня допущений, можно найти температуру газа перед турбиной
П =%П-С9,(8.61)
1 -1/< 匕
где С9 ——постоянная уравнения, определяемая на расчетном режиме.
При переходе от сверхкритического на докритический режим течения в реактивном сопле при n = const (ппр = const) Ак, зависящая в основном от частоты вращения (Лк 〜п2), меняется несущественно, а величина л^, как это видно из рис. 8.65 (переход из точки а в точку &), уменьшается. Следовательно, в соответствии с уравнением (8.61) температура Т* в этом случае будет расти. Из уравнения (8.7), записанного для случая 力;=const:
п^ = q (入 в) /聳 const,п^ = q (入 в) /聳 const,(8.62)279(8.62)279
п^ = q (入 в) /聳 const,
п^ = q (入 в) /聳 const,
(8.62)
279
(8.62)
279
линиилиниилета происходит расслоение это показано на рис. 8.66.лета происходит расслоение это показано на рис. 8.66.Рис. 8.66. Характеристика компрессора с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД на низких скоростях полета и в статических условиях (Мп = 0; " = 0)
линии
линии
лета происходит расслоение это показано на рис. 8.66.
лета происходит расслоение это показано на рис. 8.66.
очевидно, что в рабочей точке с более высокой температурой Т； (точка 6 на рис. 8.66) значение должно быть больше, чем в рабочей точке с более низкой температурой Т； (точка а на рис. 8.66). Иначе говоря, рабочая точка на линии ппр = const с меньшим значением 呜 находится ближе к границе газодинамической устойчивости компрессора. Таким образом, при дросселировании ТРД в статических условиях и на малых скоростях по- рабочих режимов, как
Дроссельные характеристики ТРД при Мп = 0, Я = 0. Рассмотрим изменение параметров рабочего про
цесса в зависимости от относительной частоты вращения п (п — =ппр), т. е. вдоль линии рабочих режимов, соответствующей Мп = =0 (см. рис. 8.66). На рис. 8.67 даны зависимости л；, GB, Т；, л；, Т；, Пк，£ц и АКу от п, причем пунктирными линиями показано изменение этих параметров в области, где значение
АКу < АКу min. Линией с точкой а на рис. 8.67 показано изменение величины Т； при условии 公=const, что может быть в случае дросселирования ТРД в условиях полета с большей скоростью, когда 冗& р N 冗с.кр・ Точки а и 6 рис. 8.67 соответствуют аналогичным точкам на рис. 8.65 и 8.66. При снижении п уменьшаются величины С?в，nJ, Ак п2 и резко снижается АКу. Из рис. 8.67 видно, что в области пониженных значений п даже при умеренной величине 冗嬴 возникают трудности с обеспечением надежной работы компрессора из-за того, что фактическая величина АКу становится ниже минимально допустимой. Характер изменения 77 по п определяется протеканием LK и 冗工 как это видно из уравнения (8.61). В области высоких значений п, где л；= =const, температура Г； резко падает с уменьшением п, за счет уменьшения работы компрессора, а в зоне пониженных частот вращения уменьшение п приводит к росту Тр вследствие иитенсив-
Рис. 8.67. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Мн = 0; Я — 0)Рис. 8.67. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Мн = 0; Я — 0)Рис. 8.68. Дроссельная характеристика ТРД в статических условиях (Мп = 0; " = 0)Рис. 8.68. Дроссельная характеристика ТРД в статических условиях (Мп = 0; " = 0)Рис. 8.69. Дроссельная характеристика ТРД в виде зависимости Суд от Р при Мц = 0; » = 0Рис. 8.69. Дроссельная характеристика ТРД в виде зависимости Суд от Р при Мц = 0; » = 0
Рис. 8.67. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Мн = 0; Я — 0)
Рис. 8.67. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Мн = 0; Я — 0)
Рис. 8.68. Дроссельная характеристика ТРД в статических условиях (Мп = 0; " = 0)
Рис. 8.68. Дроссельная характеристика ТРД в статических условиях (Мп = 0; " = 0)
Рис. 8.69. Дроссельная характеристика ТРД в виде зависимости Суд от Р при Мц = 0; » = 0
Рис. 8.69. Дроссельная характеристика ТРД в виде зависимости Суд от Р при Мц = 0; » = 0
ного уменьшения п；, несмотря на уменьшение L^. Температура за турбиной 7； меняется качественно также, как 77, в соответствии с уравнением (7.28).
На рис. 8.68 показано изменение Р и Суд по п при дросселировании ТРД по программе 尸&kp — const (при n = var и Г；= —var) при Мц = 0,力=0 для двигателя с л*0 = 6 и Т； тах = =1400 К, а на рис. 8.69 для этого же двигателя показано изменение Суд = Суд/Суд max по Р = P/Pmax. С уменьшением п тяга сначала падает очень интенсивно из-за уменьшения GB, л^ и Т； (см. рис. 8.67). Затем падение тяги несколько замедляется за счет роста Тг на пониженных частотах вращения. Величина Суд при снижении 亢 вначале уменьшается из-за уменьшения Т； и
' 281
соответственно скорости истечения из реактивного сопла, но затем начинает резко расти вследствие уменьшения л^, Лк и других факторов, приводящих к уменьшению эффективного КПД. Таким образом, при дросселировании ТРД минимальное значение Суд, достигаемое при промежуточных частотах вращения, находящихся между максимальной частотой вращения и частотой вращения на режиме земного малого газа, определяется наивыгоднейшим соотношением между Лк и Т* в соответствии с закономерностями, рассмотренными в разд. 7.2. При данном методе дросселирования ТРД обеспечить во всем диапазоне частот вращения АКу N АКу mm без дополнительного регулирования компрессора или площадей проходных сечений проточной части двигателя, как это видно из рис. 8.67, не удается. Обеспечить условие АКу 纟 2 АКу min при дросселировании одновального ТРД можно, применяя поворотные направляющие аппараты компрессора, регулируя проходные сечения первого соплового аппарата турбины и критического сечения реактивного сопла, а также используя перепуск воздуха из средних ступеней компрессора. Остановимся подробнее на дросселировании ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора, который приводит к некоторым качественным отличиям в изменении параметров по п по сравнению с рассмотренными выше.
Дроссельная характеристика одновального ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора в статических условиях
На рис. 8.70 дана характеристика компрессора с перепуском воздуха из средних ступеней при ппр с 0,75. КПД компрессора при работе с перепуском воздуха учитывает затрату мощности на сжатие перепускаемого воздуха, а
力 一°в・пр UB. К. пр — с ив. про
при работе с перепуском воздуха пропорционален массовому расходу воздуха на выходе из компрессора (см. разд. 4.2). На характеристике компрессора с помощью уравнений (8.58), (8.59) и (8,60) нанесена линия рабочих режимов при дросселировании ТРД с программой регулирования Fc<Kp = const (при n = var) в статических условиях (Мп = 0, " = 0). В рассматриваемых условиях GB = GBiK.np q (入в)・ На рис. 8.71 приводятся зависимости Ов, 冗工 Пк, £к,欠，Т工 博，АКу от п (п = ппр)* Из графиков, приведенных на рис. 8.71, видно, что при включении перепуска воздуха на 亢=0,75 расход воздуха, проходящего через двигатель, снижается, снижаются Лк и п^，но резко возрастает А/Су при низких значениях п (п с 0,75). Включение перепуска воздуха приводит к некоторому росту Г； (см. рис. 8.71) за счет уменьшения л^ в соответствии с уравнением (8.61). Дроссельная характеристика 282
ис. 8.70. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора с перепуском Роздуха из средних ступеней при дросселировании ТРД в статических условиях в без перепуска; — с、
перепуском)перепуском)Рис. 8.72. Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора при Мп = 0; Я — 0Рис. 8.72. Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора при Мп = 0; Я — 0Рис. 8.71. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Мп = 0; " = 6) с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора
перепуском)
перепуском)
Рис. 8.72. Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора при Мп = 0; Я — 0
Рис. 8.72. Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора при Мп = 0; Я — 0
Рис. 8.73. Зависимости л*Нд и 冗^вд Двухзального ТРД от общей степени повышения давления компрессоров при дросселировании двигателя в статических условиях
ТРД с перепуском воздуха показана на рис. 8.72. Она отличается от характеристики, показанной на рис. 8.68, лишь ступенчатым изменением Р и Су„ в момент включения перепуска. Уменьшение расхода воздуха через двигатель при включенном перепуске приводит к снижению тяги, а уменьшение л； и т}к (см. рис. 8.71) — к росту Суд.
Дроссельная характеристика двухвального ТРД в статических условиях (Мп = 0, 〃 = 0)
Прежде всего рассмотрим совместную работу турбин и компрессоров при дросселировании двухвального ТРД. Зависимость 冗;ндот общей степени повышения давления в двухкаскадном компрессоре nJ = л* нд*як вд» показанную на рис. 8.73, можно рассчитать по уравнениям (8.34) и (8.41) при условиях, что л^ вд = const, а 入& кр = Хсвфс < 1 на докритических режимах работы реактивного сопла (лс- р < лСфКр). Из графика, приведенного на рис. 8.73, следует, что при снижении л* в области, где лс> р < лс<кр, уменьшается 几^学・ Когда выполняется условие (8.24) л； вд = const, линия рабочих режимов на характеристике компрессора высокого давления, полученная по уравнению (8.28), не будет отличаться от показанной на рис. 8.30. Рассчитать линию рабочих режимов на характеристике компрессора РНД с л* р < лс. кр можно, используя уравнения (8.33), (8.34), (8.41) и зависимости
戒 ВД, 90в) ВД И
11K ВД ОТ «Пр вд.
Определять рабочую точку на напорной ветви характеристики компрессора РНД ппр нд = const (пНд =亢up Нд) рекомендуется по методу, который использовался при определении рабочей точки в полетных условиях (см. разд. 8.3) с учетом переменной величины л^ Нд. Объединяя рабочие точки для разных ппр Нд, получим линию рабочих режимов. Характеристики компрессора РНД с линиями рабочих режимов при закритическом (ХСф кр = 1) и до- критическом (%с. Кр = ^с < D режимах работы реактивного сопла показаны на рис. 8.74. Зависимости суммарных параметров от пНд (亢нд =亢лрнд)， определенных при дросселировании 284
Рис. 8.74. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линиями рабочих режимов при докритиче- ских () и закритических ()режимах работы реактивного соплаРис. 8.74. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линиями рабочих режимов при докритиче- ских () и закритических ()режимах работы реактивного сопла
Рис. 8.74. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линиями рабочих режимов при докритиче- ских () и закритических ()
режимах работы реактивного сопла
Рис. 8.74. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линиями рабочих режимов при докритиче- ских () и закритических ()
режимах работы реактивного сопла
двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части, представлены на рис. 8.75. Здесь л^ = н НДП； ВД» П； П^ НД^т ВД> Lk ~ Lh нд +，н ВД> Gb = н GB. пр ~ g (入в)，а Т； и Т； определены по уравнениям (8.61) и (7.28). Анализируя характер линий рабочих режимов на характеристике компрессора РНД (см. рис. 8.74), прежде всего рассмотрим причины их расслоения при переходе от закритических на докритические режимы работы реактивного сопла, т. е. переход из точки а в точку b при ппр> нд = const, который сопровождается уменьшением л^ нд при почти неизменной работе компрессора. Из условия равенства мощностей турбины и компрессора РНД,
Рис. 8.75. Изменение параметров при дросселировании двухзального ТРД в статических условиях (Мп = 0; Я = 0)
Рис. 8.76. Дроссельная характеристика двухвального ТРД при Мп = 0,方=0Рис. 8.76. Дроссельная характеристика двухвального ТРД при Мп = 0,方=0чего процесса качественно меняются также, как у одновального двигателя. Интенсивное увеличение скольжения роторов при уменьшении пНд (см. рис. 8.75) позволяет получить необходимые значения АКу нд>Ку нд тш вплоть до режима земного малого газа.
Рис. 8.76. Дроссельная характеристика двухвального ТРД при Мп = 0,方=0
Рис. 8.76. Дроссельная характеристика двухвального ТРД при Мп = 0,方=0
Дроссельная характеристика двухвального ТРД С 顽—12 И 77 тах = =1400 К дана на рис. 8.76. Качественно характеристики двухвального ТРД практически такие же, как и у одновального двигателя. Однако на режимах с пониженной частотой вращения вследствие более высоких^зна- чений г]к у двухвального ТРД получаются более низкие величины СуД> чем у одновального ТРД с одинаковыми исходными данными.
РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК
ТРД И ТРДФ
В гл. 7 рассмотрены термогазодинамические расчеты ТРД и
ТРДФ на основе математических моделей первого и второго
уровней. Расчет характеристик ТРД и ТРДФ по аналогии с термогазодинамическим расчетом будем рассматривать на базе матема
тических моделей первого и второго уровней. В основу расчета
положены методика термогазодинамического расчета, характеристики элементов двигателя, а также закон или программа регулирования двигателя в зависимости от того, какие характеристики необходимо получить в результате расчета: высотно-скоростные
или дроссельные.
Расчет характеристик ТРД и ТРДФ на базе математической модели первого уровня
В основу расчета характеристик двигателей положена характеристика компрессора (для двухвальных ТРД ——характеристики компрессоров РНД и РВД) в виде зависимостей (8.1). Характеристики остальных элементов в математической модели первого уровня принимаются в упрощенном виде: камеры сгорания ——(8.4), турбин ——(8.5), форсажной камеры — о$.艮=const, т}ф = const. Для расчета кроме характеристик элементов двигателя должны быть ранее определены или заданы: условия полета (Мп и ") и параметры рабочего процесса на расчетном режиме； закон регулирования и область возможного изменения условий полета при расчете высотно-скоростных характеристик； программа
регулирования и диапазон возможного изменения основного параметра регулирования (например, частоты вращения) при расчете дроссельных характеристик; площади проходных сечений проточной части двигателя； ограничения, налагаемые на параметры двигателя.
Можно предложить следующий порядок расчета.
С помощью изложенных выше в настоящей главе методов расчета для одновального (или двухвального) двигателя на характеристике компрессора (или на характеристиках компрессоров РНД и РВД) строится линия рабочих режимов, соответствующая выбранному закону или программе регулирования.
В результате этого расчета определяются зависимости основных параметров компрессора:
噬，9(%в), Пк,，к и АКу от пПр или /То/Т；,
связанных с условиями полета (Мп и Я) и параметром регулирования (п).
По заданным значениям Мп и Я находится температура Т； (8.15) и давление р； (8.14), по известному или выбранному значению частоты вращения п (пнд у двухвального двигателя) определяется ппр (ппр；нд), по которой находятся соответствующие заданным условиям полета или основному параметру регулирования (п ~ ппр) значения л^, q (Лв), qK, LK и A^y.
Далее используем методику термогазодинамического расчета на базе математической модели первого уровня, изложенную в разд. 7.1..
По определенным параметрам Т：,爲，q (%в) и известной величине FB определяется расход воздуха через двигатель (7.43).
Параметры воздуха за компрессором р* и Т* находятся по уравнениям (7.21) и (7.22).
Давление р* и ^т определяются по уравнениям (7.23) и (7.24), а температура Т； находится в зависимости от принятого закона или программы регулирования:
температура Т； задана, если она является параметром регулирования (Т； = const);
температура Т* находится из условия (8.61), если она не является параметром регулирования, а также при любой программе регулирования. Если неизвестны значения Т* и 片, то в первую очередь определяется величина л^.
Степень понижения давления на турбине л^ (на турбинах РВД и РНД двухвального ТРД) определяется по уравнению (7.26), за исключением случаев, когда л； = const, а при расчете дроссельных характеристик с любой программой регулирования из уравнений (8.10) и (8.13), если 用 непостоянная.
Температура 77 и давление p^ находятся по уравнениям (7.28) и (7.13).
Давление р| и д^е определяются по уравнениям (7.30) и (5.7), а температура Тф находится в зависимости от принятого закона или программы регулирования:
температура Т$ задана, если она является параметром регулирования;
температура Tj определяется по уравнению (8.53), если известна величина Fc кр>
Скорость истечения из реактивного сопла Сс определяется по уравнениям (7.32) для ТРД или (7.33) для ТРДФ.
Удельная тяга Руд, тяга Р и удельный расход топлива С《冗 для ТРД определяются по уравнениям (7.38), (7.42) и (7.39), а для ТРДФ по уравнениям (7.40), (7.42) и (7.41).
В результате расчета можно получить высотно-скоростные характеристики ТРД и ТРДФ в заданном диапазоне изменения Мп и Я или дроссельные характеристики двигателей в заданной области изменения режимов работы.
Расчет характеристик по математической модели первого уровня можно уточнить, учитывая влияние температуры и состава газа на теплоемкость и газовую постоянную, как это показано в разд. 7.1, а. также уточнить полученные результаты, проводя расчет второго приближения с использованием характеристик турбины в виде (8.2) и камер сгорания. Тогда эту уточненную методику расчета характеристик двигателей можно рассматривать с некоторыми допущениями как математическую модель второго уровня.
Принципы формирования универсальной математической модели ТРДФ второго уровня
Математическая модель второго уровня описывает расчетный и нерасчетные режимы работы одновального или двухвального ТРДФ (ТРД) с любыми возможными законами и программами регулирования, работающего в поле заданных ограничений. В основу этой математической модели положены:
Условия совместной работы элементов в системе двигателя (7.1) ... (7.17).
Система уравнений, определяющих работу двигателя на расчетном и нерасчетных режимах (7.49) ... (7.75).
Закон и программа регулирования двигателя (см. разд. 8.2 ... 8.6). Например, для одновального ТРДФ конкретный закон регулирования может быть представлен в виде
"—"р = 0； Т^ — Т^. р = °；仪工一仪名卩—0,
где пр> 7；. р, aSp — значения параметров на расчетном режиме.
Ограничения, налагаемые на параметры двигателя.
Характеристики элементов, входящих в двигатель.
Характеристика компрессора может быть представлена аналитическими зависимостями вида (8.1);
блокпроверкивыполненияограниченийблокпроверкивыполненияограниченийРезультатырасчета.Результатырасчета.'Блок 66〃da исходных. ■ данных'Блок 66〃da исходных. ■ данныхБлок управления расчетным режимомБлок управления расчетным режимомБлок управлениянерасчетнымирежимамиБлок управлениянерасчетнымирежимамиб/гок решениясистемы нелинейных.
блокпроверкивыполненияограничений
блокпроверкивыполненияограничений
Результатырасчета.
Результатырасчета.
'Блок 66〃da исходных. ■ данных
'Блок 66〃da исходных. ■ данных
Блок управления расчетным режимом
Блок управления расчетным режимом
Блок управлениянерасчетнымирежимами
Блок управлениянерасчетнымирежимами
ура&нений
Б/юкВычисленияневязок
блок термогазоди-намиуеского расчетадвигателя
Математические надели элементов (компрессора^ тур-Математические надели элементов (компрессора^ тур-Программы общего■> назначения (термо -一 duHOMUKO, гозодино^мические функции 〃如
Математические надели элементов (компрессора^ тур-
Математические надели элементов (компрессора^ тур-
Рнс.：8.77. Схема универсальной математической модели ГТД
характеристика турбины — аналитическими зависимостями вида (8.2);
характеристика камеры сгорания — в виде аналитических зависимостей
с = / (^к. с> '^г/Тк) и т)г = / (а);
характеристики других элементов — в виде аналитических зависимостей.
Для определения параметров двигателя на расчетном режиме и расчета его характеристик выбирается способ решения системы нелинейных уравнений и составляется алгоритм вычисления невязок типа 7^ — Т*. р = % с заданной точностью вычисления 8т (в? f 0), число которых должно быть равно числу независимых переменных.
Определение параметров двигателя на расчетном и нерасчетных режимах (расчет характеристик двигателя) на ЭВМ может строиться по схеме, показанной на рис. 8.77. По этой схеме может строиться расчет характеристик ГТД любого типа на ЭВМ.
Следует отметить, что математическую модель второго уровня всегда можно использовать при расчете двигателя и его характеристик на первом уровне.
ПРИВЕДЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ТРД К СТАНДАРТНЫМ АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ
Используя представление о подобных режимах ТРД, можно получить формулы для приведения данных испытаний ТРД к стандартным атмосферным условиям TQ = 288 К и р0 — =101300 Па. Так как данные, полученные при стендовых испытаниях, всегда отвечают условию Мп = 0, то для достижения подобия достаточно, чтобы в любых атмосферных условиях и в стандартных был одинаков параметр /г//7*・ Если обозначить параметры, относящиеся к стандартным условиям, индексом пр (приведенные), то «пр/-/288 =九//Тно，〕
откуда
ппР =九 /288/7н；・(8・63)
Из теории лопаточных машин известно, что на подобных режимах должен быть постоянным комплекс GB V4T*/p*t пропорциональный газодинамической функции q (Хв), а это означает, что 仇.Пр /28Г/101 300 = GB /%//^)
и, следовательно,
Gb. пр = Gb У У 缠，(8.64)
где Тно и .но — параметры окружающей среды, при которых проводились стендовые испытания. Тяга двигателя при Мп = ° н полном расширении в реактивном сопле Р = GB^C. На подобных режимах должно соблюдаться условие
С с, пр/у7 288 — 「но, г е.
% пр ~ & /288/7н「
Тогда приведенная тяга
Pup = Gb. прСс. пр = Gb 噥L М瘍 ％署
ИЛИ1
pnp = p-101300/pH0.(&65)
Приведенный расход топлива GT. пр можно определить из условия, что на подобных режимах
GT.np /288/101 300 = Gt /霏/рно， откуда
龜亚=仇弋&/嘉・(&66)
Так как удельный расход топлива суд 〜GT/P, а приведенный удельный расход топлива суд. пр 〜 G^np/Pup, то, используя формулы (8.65) и (8.66), можно получить формулу приведения удельного расхода топлива:
、 ％д. пр = %口 / 288/Тцо • (8.67) Формулы приведения (8.63) ... (8.67) получены в предположении, что подобие процессов в ТРД определяется только равенством Мц и 九пр・ Это оказывается недостаточным, когда сильно меняются параметры окружающей среды, особенно Тн0 и влажность воздуха, что приводит к изменению теплоемкости ср и показателя адиабаты R. Подобное влияние наиболее успешно можно учесть, используя статистические данные и вводя поправочные коэффициенты в формулы приведения. При небольшом диапазоне изменения Лю (Тно = 288 土 20 К) формулы (8.63) ... (8.67) дают пр иемлемую точность.
ГЛАВА 9. ДВУХКОНТУРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ДЛЯ САМОЛЕТОВ С ДОЗВУКОВЫМИ СКОРОСТЯМИ ПОЛЕТА
9.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Двухконтурные двигатели являются основным типом двигателей дая дозвуковой и транспортной авиации.
Первое поколение ТРДД характеризовалось относительно малыми значениями степени двухконтурности т = GBlI/GBl, составляющими т = 0,7 ... 1,3. По мере увеличения основных параметров рабочего процесса ——степени повышения давления 冗；^ и температуры газов перед турбиной Т^ росла и степень двухконтурности, которая у современных двигателей составляет 4,05,0.
Степень повышения давления вентилятора в наружном контуре, наоборот, уменьшалась и в настоящее время составляет величину 冗；=1,5 ... 1,8. По сравнению с другими типами двигателей ТРДД, предназначенные для дозвуковых скоростей полета, имеют наиболее высокую степень повышения давления 27 ... 30. Увеличение л^ объясняется стремлением к дальнейшему повышению эффективного КПД 刀。-Однако, как следует из гл. 1, рост т]е с увеличением л*2 возможен лишь при сохранении высоких значений КПД процессов в компрессоре и турбине и низкого уровня потерь во всех других элементах проточной части. Поэтому современные ВРД отличаются не только двухконтурной схемой организации рабочего процесса, но и очень высоким уровнем газодинамического совершенства основных узлов.
29129110*
291
291
чая» часть, испытывающая наиболее высокие термические напря
жения при максимальных значениях температуры газов.
Современные ТРДД достигли самого высокого уровня бесфор- сажной тяги. Потребность в разработке мощных ТРДД с большой степенью двухконтурности обусловливалась общим ростом массы широкофюзеляжных пассажирских и транспортных самолетов, эксплуатация которых началась в самом конце шестидесятых годов. В этот период появилась двигатели тягой в 200 220 кН
с раздельными соплами для потоков внутреннего и наружного контуров, имевшие степень двухконтурности т = 4,5 …5. Двигатели более раннего времени выпуска с тягой, не превышавшей 70 …100 кН, создавались по схеме со смешением потоков и общим реактивным соплом.
При минимизации потерь на смешение, достигаемой за счет рационального выбора параметров и конструкции смесительных устройств, схема со смешением позволяет дополнительно улучшить удельный расход топлива на крейсерском режиме на 1 ... 3 %.
На рис. 9.1 приведены значения удельного расхода топлива ТРДД разных поколений в сравнении с обычным ТРД. Улучшение экономичности более чем на 40 % объясняет причину монополизации этим типом двигателей области больших дозвуковых скоростей полета (на меньших скоростях наиболее экономичным является ТВД).
“ Недостатком ТРДД являются их большие габаритные размеры (Мидель) в связи с более низким уровнем удельной тяги Руд и, следовательно, большим расходом воздуха. Удельная тяга ТРДД становится тем меньше, чем больше 加,но следует помнить, что снижение /\д является единственным средством повышения тягового КПД Пт
Рост т]п одновременно с относительным увеличением т%, которое связано с возможностью повышения основных параметров рабочего процесса л*х и 77, является основным фактором, обеспечивающим преимущество двухконтурной схемы ГТД.
92 НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ТРДД
Свободная энергия. В одноконтурном двигателе в соответствии с выражениями 1.6 и 1.28 свободная энергия эквивалентна кинетической энергии истечения из сопла без потерь и равна 292
—#—#Рис. 9.2. i—S-днаграмма рабочего процесса внутреннего контура ТРДД. Схема разделения работы турбины на сжатие воздуха во внутреннем н наруж-Рис. 9.2. i—S-днаграмма рабочего процесса внутреннего контура ТРДД. Схема разделения работы турбины на сжатие воздуха во внутреннем н наруж-Рис. 9.3. Зависимость приведенной свободной энергии Lcb. пр от основных параметров рабочего процесса Т； н л*2 ном контурахРис. 9.3. Зависимость приведенной свободной энергии Lcb. пр от основных параметров рабочего процесса Т； н л*2 ном контурах
—#
—#
Рис. 9.2. i—S-днаграмма рабочего процесса внутреннего контура ТРДД. Схема разделения работы турбины на сжатие воздуха во внутреннем н наруж-
Рис. 9.2. i—S-днаграмма рабочего процесса внутреннего контура ТРДД. Схема разделения работы турбины на сжатие воздуха во внутреннем н наруж-
Рис. 9.3. Зависимость приведенной свободной энергии Lcb. пр от основных параметров рабочего процесса Т； н л*2 ном контурах
Рис. 9.3. Зависимость приведенной свободной энергии Lcb. пр от основных параметров рабочего процесса Т； н л*2 ном контурах
изоэнтропической работе расширения газа от давления р^ за турбиной до давления окружающей среды р%
В двухконтурном двигателе свободная энергия определяется так же, как изоэнтропическая энергия расширения газа до атмосферного давления от давления р^ к за турбинами, приводящими все последовательно расположенные компрессоры, включая и «асть компрессора низкого давления (вентилятора), сжимающего воздух в потоке внутреннего контура (см. заштрихованную часть схемы на рис. 9.2).
Сечение тк‘ условно делит турбину вентилятора на две части в соответствии с мощностями, затрачиваемыми на сжатие в вентиляторе воздуха в потоках внутреннего и наружного контуров.
В соответствии с определением, свободная энергия, приходящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через внутренний контур:
Однако в отличие от ТРД в ТРДД свободная энергия преобразуется не полностью в кинетическую энергию истечения из сопла внутреннего контура. Часть ее затрачивается на работу сжатия в потоке наружного контура. Соотношение между этими двумя составляющими Лсв может быть различным и устанавливается в соответствии с закономерностями, рассматриваемыми ниже. Величина Лсв> естественно, никак не зависит от того, каким обра-
зом ее распределяют между контурами. Она однозначно определяется основными параметрами рабочего процесса n*s и 71；, а такжеуровнем потерь в проточной части до точки тк‘. Призаданных высоте Н, скорости полета Уп и уровне газодинамического совершенства процесса зависимость Лсв от п% и 77 подчиняется тем же закономерностям, что и эффективная работа цикла с учетом того, что потери в самой Лсв не учитываются. 。
На рис. 9.3 приведена зависимость приведенной свободной энергии 丄св. пр = Мв / (^Ел RT；. к) от 噬工 и 穿，взятых в ди- апазоне их современных и перспективных значений. Обращает на себя внимание линейная зависимость Асв> Пр = / (丁計 и сРав' нительно слабое влияние 冗^工,объясняемое тем, что принятые зна” чения л*2 находятся вблизи от Лкхор1» несколько превышая его.
При заданных значениях 冗^工 и Т* и уровне потерь в цикле не только，св, но и количество тепла Qi，подводимое к рабочему телу в цикле, определяются однозначно, так как Q ^ ср Ср (Т*—— ——Т*), где Ср ср — условная средняя теплоемкость процесса подвода тепла.
ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ
ЭФФЕКТИВНОСТЬ ТРДД
ТРДД с раздельными контурами
В соответствии с (1.48) при полном расширении газа и воздуха во внутреннем и наружном контурах тяга двигателя может быть определена как сумма:
виду(9.2)(9.3)(9.4)черезвиду(9.2)(9.3)(9.4)черезР = Pi + Рц или (GBi + Geii)尸уд = Св^Ауд I + GnPyn m где GBl и GBlI — секундные массовые расхода воздуха, г кающего через внутренний и наружный контуры. Имея в m = GBlI/GBl, получим выражение для удельной тяги:
виду
(9.2)
(9.3)
(9.4)
через
виду
(9.2)
(9.3)
(9.4)
через
p — а口 I +加P门口
Здесь
Руд1 = (1 +%) (1 — ^отб) ^с1 —，п・Руд II = ^С II — УП'
Подставляя (9.3) и (9.4) в (9.2) получим выражение Руд скорости:
Рул =])团 К1 + 0Т)(1 — Зотб) Ccl ~ ^п + m (% II ~ ^п)1 • (9.5) В общем случае, если Рс1 声尸^ и Рсц =/=「н， тяга двигателя равна:
Р — GbI [(1 + 0т) (1 一 Зотб) °с1 — " и 十 m (^Cll — У 口)] +
+ 尸cl (九工一A) + Pell (^cll — 〃H)・
Соответственно, удельный расход топлива
С — 3600(?т — ЗбОО^т (1 — 6отб) Gb工 _ 3600% (1 — 6отб) /о 力 К — 一 - % (Gb 工 + Gbu) — = —• (9J)
ТРДД со смешением потоков
Тяга и удельная тяга определяются так же, как и в ТРД (формулы (1.41), (1.48), (1.49)), однако в этом случае скорость истечения из сопла
= Фс
гДе 7：м — средняя температура газа после смешения потоков наружного и внутреннего контура в сечении «см», а 醍 = =Рем/Рс-
Полное давление смеси /?см и Тем можно определить, исполь- 3УЯ три уравнения: сохранения энергии, массы и импульса. Эти уравнения могут быть записаны соответственно в виде:
^rl^pI^T ОвиСрцТвн = (Gri -р GBu) Ср см^см,(9.9)
G「工 + GBn = GCM.(9.10)
Если &м = & + Fи,
①工 + ①口 =①см или z (Xi) /77 + mz (Mi) /Т晶=
=(1 + m)之(%см)/Т£・ (9.11)
Най<дя из (9.9) TcM и подставляя в (9.11) вместе с заданными 入工 м %口，находим Хсм, а затем по (9.10) определяем р*м, развернув (9.10) в виде
尸1后叮7 (衍)［尸口Р矗空(%i)— (尸工+尸工工)*(%М)
и принимая для упрощения
CpI = ерП и《
7 см，что даст
耳+叫
1+т•
(9.12)
Заметим, что в ТРДДсм 入工 и 入口 < 1 и поэтому статические давления на срезе смесителя в потоках внутреннего и наружного контуров равны между собой.
-Зная параметры за смесителем, находим скорость истечения из сопла по (9.8).
Если известны расход воздуха через внутренний контур и степень двухконтурности т, то вместо (1.41), (1.48) и (1.49) можно использовать выражения
Р = GBl Х(1 +%) (1 一 60Тб) + ^]^с — (1 十/n) %}; (9.13) % = [ 1 * %4春沁]R -%. (9.14)
Для расчета удельного расхода топлива в обоих случаях (ТРДД и ТРДДсм) используется уравнение (9.7) или упрощенное выраже- 36000т火 л
ние fy„ = ~ [Tf，в котором принято оотб = 0.
т_ГУД (1十加丿
Изложенная методика определения параметров в сечении «см»,
в [котором процесс смешения считается законченным, носит приближенный характер, так как она не учитывает различия величин показателей адиабаты воздуха, газа и смеси, а также гидравлических потерь в смесительном устройстве при наличии такового. Последние могут быть приближенно учтены с помощью коэффициента полного давления асм = 0,985 ... 0,99, на который
умножаются величины pf и*ph перед решением указанных уравнений. В уравнения подставляется некоторое среднее значение Л, величина которого выбирается приближенно в соответствии со значением степени двухконтурности. При выборе приведенных скоростей на входе в смесительную камеру ТРДД без форсажной камеры можно принимать величину Хт = 0,4 ••* 0,5.
ОПТИМАЛЬНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ СВОБОДНОЙ ЭНЕРГИИ МЕЖДУ ПОТОКАМИ ВНУТРЕННЕГО И НАРУЖНОГО КОНТУРОВ
Выбрав значения основных параметров рабочего процесса Т； и л^2, оценив КПД процессов сжатия и расширения и все другие виды потерь в цикле до точки тк‘，однозначно определили £ов для заданных внешних условий Мп и Н.
Но в отличие 0T ТРД, в ТРДД имеются еше два параметра — степень повышения давления в вентиляторе наружного контура — л* и коэффициент, учитывающий распределение масс воздуха между наружным и внутренним контурами — степень двухконтурности т.
Возникает вопрос, какое сочетание 呜 н /л необходимо выбирать, чтобы обеспечить наилучшие данные двигателя в целом и каким закономерностям подчиняется Зто сочетание?
Следует иметь в виду, что выбрав какие-то значения л； и т, мы тем самым установили работу на 1 кг газа внутреннего контура, передаваемую в наружный контур, а следовательно, определили и долю Lqb, затрачиваемую на привод вентилятора.
ТРДД с раздельными потоками внутреннего и наружного контуров
Определенная по (9.1) свободная энергия расходуется на привод вентилятора, сжимающего воздух в наружном контуре, и частично преобразуется в кинетическую энергию газа вОпределенная по (9.1) свободная энергия расходуется на привод вентилятора, сжимающего воздух в наружном контуре, и частично преобразуется в кинетическую энергию газа всопле внутреннего контура.Пренебрегая «возвратом» тепла и полагая (1 + ^т) (1 — 60тб)= = 0=1 баланс энергии можно выразить в следующем виде:сопле внутреннего контура.Пренебрегая «возвратом» тепла и полагая (1 + ^т) (1 — 60тб)= = 0=1 баланс энергии можно выразить в следующем виде:，СВ ^ (，Т. В 8 +，с1 в) ~，СВ ^ (，Т. В 8 +，с1 в) ~/П^в 口Пт・ вПм, в/П^в 口Пт・ вПм, в(9.15)(9.15)
Определенная по (9.1) свободная энергия расходуется на привод вентилятора, сжимающего воздух в наружном контуре, и частично преобразуется в кинетическую энергию газа в
Определенная по (9.1) свободная энергия расходуется на привод вентилятора, сжимающего воздух в наружном контуре, и частично преобразуется в кинетическую энергию газа в
сопле внутреннего контура.
Пренебрегая «возвратом» тепла и полагая (1 + ^т) (1 — 60тб)= = 0=1 баланс энергии можно выразить в следующем виде:
сопле внутреннего контура.
Пренебрегая «возвратом» тепла и полагая (1 + ^т) (1 — 60тб)= = 0=1 баланс энергии можно выразить в следующем виде:
，СВ ^ (，Т. В 8 +，с1 в) ~
，СВ ^ (，Т. В 8 +，с1 в) ~
/П^в 口
Пт・ вПм, в
/П^в 口
Пт・ вПм, в
(9.15)
(9.15)
- где ЛвП ——работа вентилятора, затрачиваемая на сжатие 1 кг воздуха в потоке наружного контура; т}т. в — КПД турбины, мощность которой затрачивается на сжатие воздуха в наружном контуре; т}м. в —— механический КПД всей системы привода, учитывающий потери в трансмиссии.
Из (9.15) следует, что увеличение доли свободной энергии, затрачиваемой на привод вентилятора наружного контура, приводит к соответствующему уменьшению кинетической энергии газа, вытекающего из сопла внутреннего контура и наоборот.
Выбрав из каких-либо соображений величину степени двухконтур ности /л, можно поставить вопрос: есть ли такое соотношение между £т. bs и Lcis， при котором для этого значения т удельная тяга Руд будет иметь максимальное значение?
туров. Имеятуров. ИмеяДля отыскания Руд тах исследуем на экстремум ее выражение через скорости истечения из сопел внутреннего и наружного кон-
туров. Имея
туров. Имея
в виду, что Лв11 в (9.14) можно представить как
LbII = LbIIs加 в，
где LBlIS контура,где LBlIS контура,——изоэнтропическая работа сжатия в потоке наружного а т}в — адиабатический КПД процесса сжатия, и учиты-
где LBlIS контура,
где LBlIS контура,
вая, что работа сжатия в наружном контуре затрачивается на приращение кинетической энергии в этом контуре, можно выразить ЬвП через скорость истечения из сопла наружного контура и скорость полета:
Тогда (9.15) будетТогда (9.15) будетпредставлена в виде: тпредставлена в виде: т*ПвПт. вПм. в*ПвПт. вПм. вI CclI Ccl
Тогда (9.15) будет
Тогда (9.15) будет
представлена в виде: т
представлена в виде: т
*ПвПт. вПм. в
*ПвПт. вПм. в
I Ccl
I Ccl
Из этого выражения находим
°с1 =屮 cl°с1 =屮 clВ ПвПт. вЛм. вВ ПвПт. вЛм. вmmgcIIgcII(9.16)(9.16)
°с1 =屮 cl
°с1 =屮 cl
В ПвПт. вЛм. в
В ПвПт. вЛм. в
m
m
gcII
gcII
(9.16)
(9.16)
Используя (9.16), можно выразить Руд только через сс п:
尸Гун尸Гун1Т^гп1Т^гпToi "1/ 2，свToi "1/ 2，свmmПвПт. вПм. вПвПт. вПм. в
尸
Гун
尸
Гун
1Т^гп
1Т^гп
Toi "1/ 2，св
Toi "1/ 2，св
m
m
ПвПт. вПм. в
ПвПт. вПм. в
(9.17)(9.17)°Рун ^cll°Рун ^cll1 + m1 + m唸唸mm% 口% 口ПвПт. вПм. вПвПт. вПм. вттПвПт. вПм. вПвПт. вПм. в%I,電%I,電+ m+ m0.0.
(9.17)
(9.17)
°Рун ^cll
°Рун ^cll
1 + m
1 + m
唸
唸
m
m
% 口
% 口
ПвПт. вПм. в
ПвПт. вПм. в
т
т
ПвПт. вПм. в
ПвПт. вПм. в
%I,
電
%I,
電
+ m
+ m
0.
0.
~ Vn + m (^cll
(9.18)
297
Руд&d
Рис. 9,4. Изменения относительной удельной тяги Руд = Ру〃 ТРДД’Руп трд и относительного удельного расхода топлива суд = гуд трда忘уд ТРД в зависимости от степени повышения давления в вентиляторе при разных значениях т
Имея в виду, что знаменатель выражения (9.18) равен сс1, получим
Ccll/CcI ^ Пв%. вПм. вфсп/ф?!. (9.19)
Из (9.19) следует, что при любых значения Лсв и т соотношение между Rh и 分工，соответствующее 戶泅 = max, зависит от потерь энергии при передаче ее в наружный контур (т]в. Лт. в и Лм. в)-
Если принять фс11.=(рс1 и считать, что потери энергии при передаче в наружный контур отсутствуют (т]в = Лт. в ^ Лм. в = =1), то оптимальным будет сс11 = %i・
Этот результат раскрывает одно из фундаментальных свойств ТРДД, которым следует руководствоваться при выборе парамет- тров наружного контура.
Заметим, что максимуму 戶泅 одновременно соответствует минимум Суд, поскольку теплоподвод и в термодинамическом цикле не зависит от распределения свободной энергии между внутренним и наружным контурами.
При заданных внешних условиях (Мп, Я), уровне потерь в наружном контуре (аьх, ап,屮乳工)и КПД вентилятора т]в скорость истечения из сопла наружного контура %口 однозначно связана со степенью сжатия в вентиляторе соотношением
= Фсп J万岁]RTh (1+力2丄墙)X
^^ k 0+"Ц^М^)
(9.20)
Если Ccii удовлетворяет условию (9.19), то соответствующая этому значению 。貝工 величина л* называется оптимальной (冗； — 298
= Л* opt). Оптимальное значение л* и соответствующие ему уровни Руд щах и Суд min не являются абсолютно максимальным и минимальным. Каждому выбранному значению /и (при Лсв = =const) будут соответствовать свои величины Руд max Н ^уд min* Зависимости 戸^ и суд от л； для разных фиксированных значений т показаны на рис. 9.4. Видно, что с ростом m величины л* opt уменьшаются. Уменьшаются также абсолютные значения 戸门 шах и, до известных пределов, то же происходит с °师由皿 Все более резко уменьшаются Руд и растут суд при отклонении Лв
от л* opt с ростом т. ”
В наших рассуждениях Лсв была постоянной, поэтому для соблюдения условия (9.19) с ростом т доля энергии, остающейся во внутреннем контуре 厶工= 2t^-, должна уменьшаться, в то
время, как произведение 仆工"一 соответственно возрастать, несмотря на уменьшение ЛвП, так как оно связано с 厶工 соотношением (9.19). Таким образом, увеличение т приводит к общему увеличению секундной массы воздуха, проходящей через двигатель, а для достижения оптимальности соотношения скоростей сс11 и сс1 они должны одновременно уменьшаться так, чтобы сохранилось равенство (9.19).
Зависимость nlopt от т для трех значений LCB.пр приведена на рис. 9.5.
Рассмотрим несколько иной подход к оптимизации распределения энергии по контурам. Будем выбирать фиксированные значения л； и для них искать оптимальную величину распределения масс т.
В отличие от оптимизации Лв по т, носящей универсальный характер, Руд по т не имеет экстремума, а монотонно уменьшается с ростом последнего. Это следует непосредственно из анализа выражения (9.2):
Ру耳=Ру耳=Р yql + 加 РуцН =1 + /пР yql + 加 РуцН =1 + /пPynl1 + тPynl1 + т寸1 + т寸1 + т
Ру耳=
Ру耳=
Р yql + 加 РуцН =1 + /п
Р yql + 加 РуцН =1 + /п
Pynl
1 + т
Pynl
1 + т
寸1 + т
寸1 + т
Задаваясь фиксированным значением л；, определяем также Pyni「 В результате второй член выражения для Руд слабо уменьшается с ростом т. Первый же член уменьшается быстро как за счет роста знаменателя, так и за счет быстрого уменьшения Руд1, поскольку при постоянном РудП работа, передаваемая наружному контуру, пропорциональна т.
Удельный расход топлива Суд =尸 ^；：亭加)имеет экстремум, объясняемый тем, что с ростом m и, соответственно, падением Руд растет полетный КПД, который для случая ТРДД с раздельными контурами при § = (I + 分)(I ~ 60тб) = 1 имеет вид
2VuRi + 加％口 一(加+ 1) Vn] zQ q[、 n"=一%+m哈4而+1)唯一• (乱21)
Рис. 9.5. Зависимость л* „. от т для в up LРис. 9.5. Зависимость л* „. от т для в up LРис. 9.6. Зависимость полетного КПД Пц, эффективного КПД % и общего КПД По от степени двухкон- турности при л* = л*0 tРис. 9.6. Зависимость полетного КПД Пц, эффективного КПД % и общего КПД По от степени двухкон- турности при л* = л*0 t
Рис. 9.5. Зависимость л* „. от т для в up L
Рис. 9.5. Зависимость л* „. от т для в up L
Рис. 9.6. Зависимость полетного КПД Пц, эффективного КПД % и общего КПД По от степени двухкон- турности при л* = л*0 t
Рис. 9.6. Зависимость полетного КПД Пц, эффективного КПД % и общего КПД По от степени двухкон- турности при л* = л*0 t
трех урозией приведенной свободной энергии
При л* = const в этом выражении 分口 = const, а сс1 с ростом т уменьшается по вышеприведенным причинам.
Эффективный КПД цикла с ростом т уменьшается, так как в этом случае растет доля Асв, передаваемая наружному контуру, а следовательно, пропорционально растут потери передачи энергии в цикле (если принять т|в и т|Тф в постоянными).
В начале рост полетного КПД происходит интенсивнее падения эффективного КПД, а затем, при очень больших т, наблюдается обратное явление. Поэтому общий КПД т|0 = т|цт|е имеет максимум по т.
Характер изменения т)п, % и т)0 по /и приведен на рис. 9.6.
Определяя 刀口 (9.21) как отношение суммы полезных работ силы тяги 尸工 и 尸п при скорости полета Vn к сумме приращений кинетической энергии £工—
с2 — у 2с2 —廿 2
ПеПп，ПеПп，= °工 ~— и Ец = - 乂I ———и записывая по аналогии с ТРД 刀。 2/
ПеПп，
ПеПп，
предполагаем, что несовершенство процесса преобразования получаемой от турбины вентилятора наружным контуром энергии в приращении кинетической энергии 七工工，учитывается величиной 刀©，т. е. относим эти, дополнительные по сравнению с ТРД, потери энергии к термодинамическому циклу во внутреннем контуре. Это не вполне логично, так как совершенство внутреннего контура, как тепловой машины,должно оцениваться только по сумме потерь в самом цикле. Все остальные потери должны характеризовать эффективность преобразования полученной на валу турбины вентилятора энергии (затрачиваемой на привод части вентилятора, сжимающего воздух в наружном контуре) в энергию ffzE工工.
КПД, учитывающий все виды потерь при преобразовании энергии, полученной на валу турбины вентилятора, в полезную работу силы тяги получил название мощностного КПД движителя [22] и определяется как 刀双工工
= , где £ц ——работа на валу турбины вентилятора, приходящаяся
Рис. 9.7. Зависимость оптимальной степени двухконтурности от степени повышения давления в вентиляторе при LCB. Цр = const и 丫口= constРис. 9.7. Зависимость оптимальной степени двухконтурности от степени повышения давления в вентиляторе при LCB. Цр = const и 丫口= constmopti moptz 色％打 mopt^ 历mopti moptz 色％打 mopt^ 历Рис. 9.8. Зависимость суд от m при различных постоянных значениях степени повышения давления в вентиляторе л*Рис. 9.8. Зависимость суд от m при различных постоянных значениях степени повышения давления в вентиляторе л*на 1 кг секундного массового расхода контур.на 1 кг секундного массового расхода контур.воздуха, проходящего через наружныйвоздуха, проходящего через наружныйЭтот КПД идентичен КПД винта ТВД (см. гл. 11) и может быть связан с по-Этот КПД идентичен КПД винта ТВД (см. гл. 11) и может быть связан с по-летным КПД выражением П“口 = П11nе口，где 刀七口летным КПД выражением П“口 = П11nе口，где 刀七口哈上一嗷哈上一嗷2L口2L口.Легко ви-.Легко ви-деть, что в случае ТРД 期七工 —1, и с увеличением пг он снижается.В случае ТВД, у которого скорость отброса массы воздуха винтом незна-деть, что в случае ТРД 期七工 —1, и с увеличением пг он снижается.В случае ТВД, у которого скорость отброса массы воздуха винтом незна-чительно отличается от скорости полета н% ^ 1,0, КПД винта —%*叫匚чительно отличается от скорости полета н% ^ 1,0, КПД винта —%*叫匚Таким образом, Пе工工 изменяется от единицы в случае ТРД до значения т)в в ТВД."Таким образом, Пе工工 изменяется от единицы в случае ТРД до значения т)в в ТВД."
Рис. 9.7. Зависимость оптимальной степени двухконтурности от степени повышения давления в вентиляторе при LCB. Цр = const и 丫口= const
Рис. 9.7. Зависимость оптимальной степени двухконтурности от степени повышения давления в вентиляторе при LCB. Цр = const и 丫口= const
mopti moptz 色％打 mopt^ 历
mopti moptz 色％打 mopt^ 历
Рис. 9.8. Зависимость суд от m при различных постоянных значениях степени повышения давления в вентиляторе л*
Рис. 9.8. Зависимость суд от m при различных постоянных значениях степени повышения давления в вентиляторе л*
на 1 кг секундного массового расхода контур.
на 1 кг секундного массового расхода контур.
воздуха, проходящего через наружный
воздуха, проходящего через наружный
Этот КПД идентичен КПД винта ТВД (см. гл. 11) и может быть связан с по-
Этот КПД идентичен КПД винта ТВД (см. гл. 11) и может быть связан с по-
летным КПД выражением П“口 = П11nе口，где 刀七口
летным КПД выражением П“口 = П11nе口，где 刀七口
哈上一嗷
哈上一嗷
2L口
2L口
.Легко ви-
.Легко ви-
деть, что в случае ТРД 期七工 —1, и с увеличением пг он снижается.
В случае ТВД, у которого скорость отброса массы воздуха винтом незна-
деть, что в случае ТРД 期七工 —1, и с увеличением пг он снижается.
В случае ТВД, у которого скорость отброса массы воздуха винтом незна-
чительно отличается от скорости полета н% ^ 1,0, КПД винта —%
*叫匚
чительно отличается от скорости полета н% ^ 1,0, КПД винта —%
*叫匚
Таким образом, Пе工工 изменяется от единицы в случае ТРД до значения т)в в ТВД."
Таким образом, Пе工工 изменяется от единицы в случае ТРД до значения т)в в ТВД."
Для того чтобы найти mopt, достаточно знать экстремум знаменателя выражения для суд, так как числитель — величина постоянная. Если знаменатель (1 + т) Руд = П, то, используя выражение (9.17) для РуД, а также приняв <рс1 = <рсП, можно записать
口 = (1 + /h) 4 其=]/ 2кв 一—(或 " 一吟)一
，ПвПт. вПм. в
—兀 + m (^cll 一 ％)•
Беря производную ^~ и приравнивая ее нулю, получим
2 /2%в - 〃/%%. вПм. в (唸I 一 片)2 /2%в - 〃/%%. вПм. в (唸I 一 片)十甸I十甸I=0, откуда после преоб=0, откуда после преоб
2 /2%в - 〃/%%. вПм. в (唸I 一 片)
2 /2%в - 〃/%%. вПм. в (唸I 一 片)
十甸I
十甸I
=0, откуда после преоб
=0, откуда после преоб
разований
(9.22)(9.22)— 2£свПвПт. вПм. в%ii —吸
(9.22)
(9.22)
°pt ―4%%%вк •
Здесь так же, как и в случае оптимизации по 呜，минимум суД по т не является абсолютным, a mopt имеет принципиально такой же характер изменения по л；, как л：opt по т. Закономерность изменения mopt в зависимости от л； приведена на рис. 9.7.
Для того чтобы найти абсолютный минимум суд при некотором располагаемом значении 厶св, необходимо, задаваясь последова- тальным рядом значений 冗工 определять для каждого из них значение mopt.
Если среди выбранных значений л； находится такое, при котором Суд достигает абсолютного минимума, то это значение л； и соответствующее сс11 является абсолютно оптимальным, одновременное абсолютно оптимальным т. На рис. 9.8 таким значением Лв является Лдз，
Абсолютно оптимальное значение л^ или Сен может быть найдено непосредственно при оптимизации соотношения между подводимой к наружному контуру энергией и полезной работой силы тяги этого контура, поскольку он выполняет функции движителя:
尸 УДтА
т - L 11——=max. (9.23)
Различные приемы такой оптимизации можно найти, например, в работах [11 ],【22]. Приведем конечный результат:
^cll opt абс = ^п (1 + 1^1 — %)， (9.24) где 小 一 коэффициент, учитывающий долю скоростного напора 吟/2, затрачиваемую на преодоление сопротивления в наружном контуре. (Г1рн ^вп = 0 "& определяет отношение кинетической энергии воздуха на выходе из сопла наружного контура к кинетической энергии на входе Р^/2.) Особенностью выражения (9.24) является то обстоятельство, что абсолютно оптимальная скорость истечения из сопла наружного контура зависит только от скорости полета и уровня потерь в этом контуре.
При отсутствии потерь (Г|у = 1) %Hopia6c = Vn- С ростом потерь оптимальное значение Лв будет увеличиваться. Если рассматривать ТВД как ТРДД с «открытым» наружным контуром, то в этом случае потери в воздухозаборнике, канале и сопле теряют смысл и п；opt абс будет стремится к единице, что имеет место в действителькости. Так как удельная тяга ТВД, определенная по всей массе воздуха, отбрасываемой винтом, будет очень мала, то для соблюдения (9.24) m получается большим. (Для ТВД /и = 60 100.)
Зная зависимость между ссц и nJ (выражение 9.20) и ^в opt абс, можно найти соответствующее значение mopt абс по рис. 9.8, или, используя сс IIopt абс, определить mopt абс непосредственно из выражения 9.20.
Рассматривая полученные результаты, следует отметить, что выбрав nJ opt абс по выражению (9.24) и отношение 句，％】 по выражению (9.19), мы определили это отношение как абсолютно оптимальное, не зависящее от величины LCB и т. Однако 302
Рис. 9.9. Зависимость абсолютно оптимальных значений л； и 加 от скорости полета для сохранения баланса работ:
СВ 2睡1 十 ПвПт. вПм. в
(см. выражение (9.15)) необходимо выбрать вполне определенное значение т, которое существенно зависит от LCB. В частности, как видно из выражения (9.15), с ростом LCB будет возрастать и т. В свою очередь, как следует из рис. 9.3, Lcb линейно зависит от 77 и слабо зависит от л力.Поэтому с ростом 77 в ТРДД будет расти mopt абс- Изменение ^в opt абс будет связано лишь с изме
нением потерь в наружном контуре.
Естественно, что определенное из выражения (9.15) значение т само является абсолютно оптимальным для данного LCB. На рис. 9.9
приведена зависимость mopt абс nn；opta6c от скорости полета.
В соответствии с (9.24) с ростом Мп растет и 冗之,причем в отличие от mopt абс для заданного уровня потерь в наружном контуре кривая Пв opt абс = f (Мп) является единственной, не зависящей от параметров внутреннего контура. Фактически зависимость Лв opt абс = f (Мц) имеет более сложный характер, так как некоторые виды потерь сами являются функцией скорости полета. В число потерь может быть включено и лобовое сопротивление гондолы Х「，которое в соответствии с [221 можно представить в виде скорости ДУ, затрачиваемой на преодоление сопротивления. Оптимальное значение Лв opt абс в этом случае должно быть больше, чем в случае, когда Х「не учитывается, а соответствующее значение mopta6c уменьшается. Учет лобового сопротивления снижает mopt абс в 2,0 ... 2,5 раза.
Во всех современных ТРДД, разработанных для самолетов с Мп.кр = 0,8 ... 0,83, независимо от размера двигателя и параметров внутреннего контура л； составляет 1,65 ... 1,75, что близко к оптимальному л； при современном уровне газодинамического совершенства наружного контура и лобового сопротивления
мотогондолы двигателя.
Для того чтобы обеспечить условие (9.19), необходимо иметь разные параметры потоков внутреннего и наружного контуров. Действительно, выражая сс1 и сс11 через приведенные скорости Хс1 и 九си и критические скорости звука, можно записать
&I =統I У 贵 ЛЛ ;(9.25)
=(9.26)
Температура газа за турбиной 77 всегда больше температуры воздуха перед соплом наружного контура. Если считать, что в обоих соплах расширение происходит до давления окружающей среды 9с工=/?сп = Рн), то из выражений (9.25) и (9.26) следует, что давление р； должно быть меньше, чем давление р& = P；hSi, так как 九cii должно быть больше %сь С увеличением Лв отношение 血pf растет.
Подводя итоги^ следует отметить, что логическая последовательность действий по оптимизации параметров наружного контура ТРДД с раздельными соплами должна быть следующей.
Определяют скорость истечения из сопла наружного контура сс opt абс в соответствии с выражением (9.24), как оптимальную для заданной скорости полета при известном уровне потерь в проточной части наружного контура.
『邕 Еще более точно эта скорость может быть определена по данным работы [221, где учитывается и внешнее сопротивление гондолы. Параметры внутреннего контура на эту скорость не влияют.
Определяют оптимальное соотношение между скоростями истечения наружного и внутреннего контуров по выражению (9.19), которое, как уже было отмечено, также не зависит от параметров рабочего процесса внутреннего контура, а является лишь функцией уровня потерь, связанных с передачей механической энергии внешнему контуру, т. е. величин т|т. в, т|в, т|м. в.
По определенной параметрами внутреннего контура величине свободной энергии LCB находят значение степени двух- контурности т, обеспечивающее выполнение условий 1 и 2. Здесь необходимо подчеркнуть, что величина LCB может быть любой, в том числе и оптимальной для выбранного соотношения основных параметров рабочего процесса Т? и 冗^工 и уровня потерь во внутреннем контуре. В последнем случае оптимальными становятся все параметры рабочего процесса ТРДД (冗；工， 77, Лв и т).
ТРДД со смешением потоков
Смешение потоков приводит к тому, что перед реактивным соплом суммарный поток имеет равномерное распределение энергии по всей массе рабочего тела. Если процесс смешения происходил бы без потерь, то энергия суммарного потока должна была бы быть равной сумме энергий внутреннего и наружного потоков:
(GBI + GBII)喲2 - Gb«^i/2 + GbiiYh/2. (9.27)
Тяга сопла Рс,см оказывается в этом случае больше суммы тяг сопел при раздельном истечении. В этом можно легко убедиться, если предположить для простоты, что полные давления обоих потоков перед смешением равны: pf =圻【，следовательно, 九工=九口，так как при 九 < 1 статические давления на выходе из смесителя тоже равны. В этом случае скорости истечения из обоих
Рис. 9.11. Изменение удельной тяги ТРДД со смешением потоков в зависимости от отношения полных давлений при входе в камеру смешения Р\]/Р\ для различных значений степени двухкоитуриости пг = 1 ...4(//= 11; Мц = 0,8, л*2 = =25, Т* = Т髙pt)Рис. 9.11. Изменение удельной тяги ТРДД со смешением потоков в зависимости от отношения полных давлений при входе в камеру смешения Р\]/Р\ для различных значений степени двухкоитуриости пг = 1 ...4(//= 11; Мц = 0,8, л*2 = =25, Т* = Т髙pt)
Рис. 9.11. Изменение удельной тяги ТРДД со смешением потоков в зависимости от отношения полных давлений при входе в камеру смешения Р\]/Р\ для различных значений степени двухкоитуриости пг = 1 ...4(//= 11; Мц = 0,8, л*2 = =25, Т* = Т髙pt)
Рис. 9.11. Изменение удельной тяги ТРДД со смешением потоков в зависимости от отношения полных давлений при входе в камеру смешения Р\]/Р\ для различных значений степени двухкоитуриости пг = 1 ...4(//= 11; Мц = 0,8, л*2 = =25, Т* = Т髙pt)
контуров будут пропорциональны /Т* в каждом потоке. Тогда при раздельном истечении суммарная тяга сопел P^w пропорциональна Gbi/冗 + Gbii/^L или GbI (/Т； +笈).В
случае смешения Рс.см 冗 GBi (1 + m) /笈.Согласно (9.12) Т：м Т； + гпТ1а, следовательно,
А. смУGbi(1 + 团)(/齊 + m ]/T^)・
Отношение
e- Сm/ CS _иe. ем 一 |/ (/森 + m /冨)2 =
= 1/1 +.(9-28)
У(/写 + 加/j嗪;)2
Выражение (9.28) показывает, что при 丁晶 * Т；,戸с. см > 1 • На рис. 9.10 на простом примере для m = 1, когда Т*м— ~^ вн , наглядно показана величина выигрыша ДРС>СМ при смешении потоков и его зависимость от разности 7；—九.
Расчеты показывают, что при современных уровнях значений Т；н и TJ, которые не должны заметно изменяться, и для перспективных ТРДДсм с более высокой 7?, но и более высокими Лк2, выигрыш в Рс.см составляет 1,5 ... 2,5 %, если потери на смешение будут малы. В условиях полета на Мп = 0,8 ... 0,85, переходя от тяги сопла к тяге двигателя, можно ожидать увеличения последней на 1 ... 3 %. ^т не зависит от эффективности смешения,
Рис. 9.12. Зависимость Рс иРс. см。丁Рис. 9.12. Зависимость Рс иРс. см。丁PcPcоцениваемымиоцениваемымивентиляторе,вентиляторе,ный контурный контуркоэффициента отбора энергии в наруж- "V =①L口/&b
Рис. 9.12. Зависимость Рс иРс. см。丁
Рис. 9.12. Зависимость Рс иРс. см。丁
Pc
Pc
оцениваемыми
оцениваемыми
вентиляторе,
вентиляторе,
ный контур
ный контур
поэтому тяги заТРДДсмпоэтому тяги заТРДДсмпроцент увеличения счет смешения в равен проценту сни-
поэтому тяги за
ТРДДсм
поэтому тяги за
ТРДДсм
жения удельного расхода топлива.
Очевидно, что в случае ТРДДсм принципы оптимизации распределения ЬСв между контурами, применяемые для ТРДД с раздельными соплами,
быть использованыбыть использованыне могутне могутнесколько инойнесколько инойи необходими необходимподход к этому вопросу. В частности, надо учитывать уровень потерь, возникающих в процессе смешения. Эти потери должны возрастать при увеличении разности скоростей смешивающихся потоков. Кроме
быть использованы
быть использованы
не могут
не могут
несколько иной
несколько иной
и необходим
и необходим
.в，.в，того, с ростом л； при заданном m увеличивается доля Lc
.в，
.в，
передаваемая наружномупередаваемая наружномукон-кон-туру с соответствующими потерями энергий в турбине и произведением Лт.в Лв Лм.в- Рас-
передаваемая наружному
передаваемая наружному
кон-
кон-
четы при разных m показывают, что оптимальное значение pf，pf =區H5i/pf, прн котором Руд = рудтах, оказывается близ- ким к единице (рис. 9.11), особенно при небольших значениях т.
Реализация этого условия приводит к тому, что
冗；opt см 嗚 opt* (9.29)
Влияние на л； opt см и л： opt относительной доли LCB, передаваемой наружному контуру, и потерь, связанных со смешением—V, показано на рис. 9.12.
При идеальном смешении с ростом v = mLn/Lc3 величина тяги сопла Рс монотонно падает (линия /). При лвopt (团 ” 'св постоянны) в ТРДД без смешения Рс max и vopt- Увеличение или уменьшение v нарушает условие оптимальности (9.19) ссП/сс1 = % вПвПм в и, следовательно, приводит к снижениюРс-
В случае ТРДДсм условие оптимальности (9.19) не соответствует требованию минимальных потерь на смешение. Минимум получается при более низком значении л；в (точка 3). Одновременно уменьшаются потери при передаче энергии наружному контуру, так как уменьшение л； при данном m уменьшает v. В результате
voptCM получается меньшим, чем vopt. Отклонение v от vopt см вправо и влево приводит к росту потерь на смешение, но точка 5 (Решахсм) лежит выше точки 2 (PcmaJ Изменение р& и pf по V, показанное на рис. 9.12, показывает, что vopt См соответствует рп 仁 pf, a vopt достигается при р^ > pf (см. 9.25 и 9.26).
Таким образом, для ТРДДсм условием оптимального распределения энергии между контурами является примерное равенство:
pfi 质(9.30)
Это условие равносильно условию
九工工^九工.(9.31)
РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ТРДЦ
Расчет параметров ТРДД, как и ТРД, включает в себя определение давлений и температур в характерных сечениях проточной части двигателя. Исходные данные для расчета: тяга двигателя в заданных условиях полета (на высоте Н и скорости по лета 丫口)； суммарная степень повышения давления в компрессорах внутреннего контура 冗；三；температура газа перед турбиной Гр； степень двухконтурности т, степень повышения давления в вентиляторе л；. Расчет по параметрам заторможенного потока при постоянных величинах показателей адиабаты в процессах сжатия и расширения можно провести в такой последовательности.
ТРДД с раздельными контурами
Параметры воздуха перед вентилятором Т；, р； определяются таким же образом, как для ТРД (см. гл. 7).
Температура воздуха за вентилятором
北Н =理 U \Пв―丿=「；/•(9・32)
Величина Лв при заданных исходных данных определяется в соответствии с оптимальным распределением свободной энергии между контурами ТРДД (см. разд. 9.4). При этом необходимо учитывать, что некоторое снижение л； относительно его оптимального значения при малых m слабо влияет на РуД и суД, но может уменьшить массу двигателя. КПД вентилятора может быть принят равным т]в = 0,85 ... 0,87. Давление воздуха за вентилятором рвн = /?в^в •
Скорость истечения воздуха из реактивного сопла наружного контура при полном расширении
Ccii = Феиj •(9.33)
(9.35)(9.35)(9.37)(9.37)Ti = Пнд \1Ti = Пнд \1=т^ннавн，=т^ннавн，Рк =党н嘘НД哌ВД.Рк =党н嘘НД哌ВД.
(9.35)
(9.35)
(9.37)
(9.37)
Ti = Пнд \1
Ti = Пнд \1
=т^ннавн，
=т^ннавн，
Рк =党н嘘НД哌ВД.
Рк =党н嘘НД哌ВД.
Степень понижения давления в реактивном сопле наружного контура
Псп =(9.34)
Здесь фсц —. 0,96 ... 0,98;。口 = 0,94 ... 0,99.
Температура воздуха за компрессором внутреннего контура
Давление воздуха за компрессором внутреннего контура pt = =/?в^к2-*(9・36)
В том случае, когда заданы величины Лкнд» л；квд, Лк нд и т)кВд, (трехвальный двигатель), определяются последовательно
значения
Пнд = 7：= ПкТкНД,、ЧК НД/
(9.38)
(9.39)
Величины т|к, т)кнд и т|кВд в расчетных условиях принимаются в соответствии с рекомендациями гл. 4.
Определяется относительный расход топлива в камере сгорания двигателя% (по величинам 7； и Тк) и полное давление газа перед турбиной:
冰=加取.(：，(9-40)
где % с = 0,95 ... 0,96 учитывает потери полного давления, вызванные гидравлическими сопротивлениями и подводом тепла в камере сгорания.
Температура газа за турбиной высокого давления определяется из условия равенства мощностей компрессора и турбины высокого давления (см. уравнения 7.26 и 7.28).
Температура газа за турбинами низкого давления и вентилятора 7； определяется из условия равенства мощностей турбин с одной стороны и вентилятора с компрессором низкого давления —— с другой:
(1 + /П)Lb + Lr НД = К】+ 9т) О — 6отб)](厶丁 НдЛм + 厶丁. вЛм. в)*
(9.41)
308
В уравнении (9.41) т|м и т)м, в учитывают механические потери роторов низкого давления и вентилятора (т|м нд = у|м. в^ 冗 0,995), а
G НД + Lt. в — К 什]& (岩 вд —容)・(9.42)
В том случае, когда заданы 冗力，г)к2 и %, температура газа за турбиной находится из уравнения баланса мощностей, затрачиваемых на сжатие воздуха в обоих контурах, и мощности турбин, имеющего вид:
ьк2 + mJ = "^р Rt (1 + <7т) (1 — 6°тб) (77 — 窗)Т]м, (9.43) где т|м ——суммарный механический КПД.
По известным величинам Т；, Т? и т|т определяется суммарная степень понижения давления в турбине л^ (т|т = 0,915 ... 0,925, т|м = 0,99).
Скорость истечения газа из реактивного сопла внутреннего контура при полном расширении определяется по формуле, аналогичной формуле (7.32).
Коэффициент скорости реактивного сопла(рс1 изменяется в узких пределах (%工 ~ 0,975 ... 0,98).
ТРДД со смешением потоков контуров
В начале процесса смешения должны быть известны параметры газа (7；,爲，%т) и воздуха (丁嘉，卩也 九н) непосредственно перед смешением. В случае дозвуковых скоростей на выходе из смесителя, что характерно для ТРДД со смешением потоков, статические давления в начале участка смешения (рт и рп) равны между собой. Это выражается соотношением
店优仇T)=项冗*仇口).(9.44)
В сечении «см» за смесительным устройством, где процесс смешения предполагается полностью завершенным и, следовательно, принимаются равномерными поля температур, давлений и скоростей потока, параметры потока могут быть определены с помощью уравнений энергии, неразрывности и импульсов (9 9 9.10, 9.11).'
Скорость истечения из общего сопла определяется по формуле (9.8), тяга и удельная тяга ——по формулам (9.13) и (9.14) или (1.41), (1.48), (1.49).
Удельный расход топлива определяется по формуле (9.7).
ВЛИЯНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Я И Мп НА УДЕЛЬНУЮ ТЯГУ
И УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛ ИВА ТРДД
Влияние основных параметров рабочего процесса внутреннего контура двигателя (л^? и Т*) на Руд и суд иллюстрируется рис. 9.13.
'309
Рис. 9.13. Зависимость удельного расхода топлива и удельной тяги ТРДД от величин л*2 и Т* (Мп = 0,8, Я = 11 км,皿=1, я* = л*ор1)
При Т； = const н /и = const увеличение 脸，как и в обычном ТРД, приводит вначале к некоторому увеличению удельной тяги Руд, а затем, после достижения Руд гаах, ——к ее монотонному уменьшению.
Абсолютные значения Руд в ТРДД меньше, чем в ТРД, в связи с тем, что к потоку воздуха в наружном контуре тепло не подводится. Например, в рассматриваемых условиях (см. рис. 9.13) при Лк2 = 22, /и = 1 и 7； = 1400 К; Руд = 45 даН • с/кг, в то время как у соответствующего ТРД в этих условиях Руд = =80 даН-с/кг.
Оптимальные величины jIks по Руд, как и в обычном ТРД, возрастают при увеличении температуры газа перед турбиной. Так, например, как видно из графиков на рис. 9.13, изменению Т* от 900 до 1400 К в рассматриваемых условиях соответствует увеличение оптимальной суммарной степени повышения давления JiRwopt от 6 до 14.
В ТРДД, как и в ТРД, существует так называемая экономическая величина л；?, при которой достигается минимальное значение суд. Это объясняется различным характером изменения в зависимости от 冗；三 эффективного и полетного КПД двигателя.
Экономическая степень повышения давления в компрессоре внутреннего контура, как и в ТРД, больше оптимальной по Руд.
Экономическая величина jIks увеличивается по мере роста 小；・ В рассматриваемом примере при 77 = 900 К 噬？зк = 14, а при 77 = 1000 К л：2эк = 26.
На рис. 9.14 показано изменение коэффициентов полезного действия ТРД (/), ТРДД (2) и ТВД (3) в зависимости от 冗迁(л*) при 77 = const. Максимальное значение эффективного КПД % достигается при Лк большей, чем 冗工 при которой полетный КПД т]п имеет минимальное значение, а величина LCB — наибольшее.
В общем случае полетный КПД ТРДД больше, чем у ТРД. Однако его изменение по Лк2 является более пологим, чем в ТРД, вследствие малых скоростей истечения из реактивных сопел. Поэтому его влияние на л^? оказывается меньшим, чем в ТРД. По этой причине максимальное значение общего КПД т]0 в ТРДД достигается при меньших, чем в ТРД, величинах п^. В ТВД величина 刀口 еще более слабо зависит от л] Поэтому 刀。имеет
максимум при еще меньших значениях л^.
При Лк2 = const и /и = const увеличение 7； вызывает воз
растание удельной тяги ТРДД. Так, например, при Лк2 = 20 н иг = 1 увеличение температуры газа перед турбиной 7； с 900 до 1600 К приводит к возрастанию Руд в три раза.
Ру^^да.Н-с/кг60 Ру^^да.Н-с/кг60 Рис. 9.15. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДД от Т* и m (Мп = 0,8; " = 11 км; л*2 = =20)Рис. 9.15. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДД от Т* и m (Мп = 0,8; " = 11 км; л*2 = =20)тов полезного действия двигателя от величины 冗^工(л*)тов полезного действия двигателя от величины 冗^工(л*)При Лк2 = const и т = =const удельный расход топлива ТРДД достигает своего минимального значения при некоторой величине температуры газа перед турбиной (7\зк)・ Существование указанного минимума с# по Т； объясняется, как и в ТРД, влиянием полетного КПД, который уменьшается при увеличении 7；, и эффективного КПД, который при низких Т* растет интенсивно, а при высоких Т；— относительно слабо.
Ру^^да.Н-с/кг
60
Ру^^да.Н-с/кг
60
Рис. 9.15. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДД от Т* и m (Мп = 0,8; " = 11 км; л*2 = =20)
Рис. 9.15. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДД от Т* и m (Мп = 0,8; " = 11 км; л*2 = =20)
тов полезного действия двигателя от величины 冗^工(л*)
тов полезного действия двигателя от величины 冗^工(л*)
Рис. 9.16. Зависимость удельного расхода топлива ТРДД от величин л*2 и m (Мп = 0,8, //=11 км)
Вследствие более слабого, чем в ТРД, влияния температуры газа перед турбиной на величину полетного КПД минимальная величина суд в ТРДД достигается в области более высоких
температур газа передтурбиной, причем величина 77. эк тем больше, чем больше значение степени двухконтурности. Так, например, при Мп = 0,8; // = 1] км; Лк2 = 20 (рис. 9.15) Т* эк = 870 ... 900 К в ТРД, 1000 К в ТРДД при 加=1, 1200 К при m - 3, 1300 К при /п=6 и 1400 К при т= 10. Одновременно повышение m и Лк2 приводит, естественно, к еще большему увеличению Т*. эк- Так, например, при л力=25 ... 30ит=8... 10 Т*. зк= 1400…1500 К. Реализация увеличенной экономической величины 77 связана с необходимостью создания эффективной системы охлаждения турбины для обеспечения большого ресурса и высокой надежности ТРДД с большой степенью двухконтурности. Выбор величины степени двухконтурности оказывает существенное влияние на удельные параметры ТРДД.
Удельная тяга двухконтурного двигателя заметно уменьшается при возрастании т. Например, при Т* = 1400 К и л^у = = 20, в условиях полета с Мп = 0,8 при Н = 11 км удельная тяга ТРД равна 80,5 даН-с/кг, в то время как в ТРДД при m = =1; 3; 6 и 10 удельные тяги равны соответственно 43,4; 42,5; 31,5 и 9 даН с/кг. Удельная тяга двигателя уменьшается при этом вследствие уменьшения количества тепла, подведенного к 1 кг рабочего тела.
На рис. 9.16 представлено изменение суд по 冗忆三 и m в условиях полета при Мп = 0,8 и — 11 км. Величины Тг и л； при этом выбраны равными их оптимальным по экономичности значениям (Тг. эк> 冗в opt) •
Из рисунка видно, что повышение степени двухконтурности является наиболее эффективным способом значительного повышения экономичности двигателя. Так, например, при 冗^工= =25 переход от ТРД к ТРДД с m = 8 приводит к снижению суд с 0,82 до 0,64 кг/даН-ч, т. е. на 22 %.
Повышение л；£ также позволяет существенно улучшить экономичность ТРДД, в особенности, в области умеренных значений л^2. Например, при m = 2 повышение ji^e от 10 до 20 приводит к снижению суд от 0,87 до 0,72 кг/даН-ч, т. е. на 10 %. В области больших ji^e ее изменение влияет на экономичность ТРДД слабее. В рассматриваемом примере повышение 冗力 с 20 до 26 уменьшает。丫耳 только на 3 %.
Повышение m более эффективно в области больших 冗沃・ Указанная зависимость объясняется сдвигом максимума вели- 312
чины общего коэффициента полезного действия при увеличении m в область больших значений 冗；三 вследствие возрастания 77.
Одновременное повышение m и л&, сопровождаемое увеличением Т；, позволяет наиболее эффективным образом повышать экономичность двигателя.
ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА НА УДЕЛЬНЫЙ ВЕС
И ДИАМЕТР МИДЕЛЕВОГО СЕЧЕНИЯ ТРДД
Выбор^основных параметров ТРДД должен производиться не только с учетом влияния этих параметров на РуД и суд, но также и с учетом их влияния на удельный вес двигателя.
Наиболее распространенной характеристикой весового совершенства ТРДД, как и ТРД, являются его удельный вес по тяге в условиях взлета (Н = О, Мп = 0) удв =产*‘ •
产0
ТРДД может характеризоваться также и относительными массами, представляющими собой отношение массы двигателя к расходу воздуха в условиях взлета, проходящего через двигатель:
и — "дв — ^Мдв 尸。一 Тдв р /о 4K - GB0 - Gb。— 丁 уда- &
Поскольку величина Руд0 зависит только от параметров рабочего процесса и коэффициентов полезного действия элементов двигателя, то по существу величины 卩其во и удв являются взаимосвязанными массовыми характеристиками.
Масса двигателя зависит не только от параметров рабочего процесса двигателя и газодинамического совершенства его элементов, но также и от его конструктивного и технологического совершенства, применяемых материалов, запасов прочности, назначения двигателя, условий его эксплуатации, размерности и других факторов. Вследствие этого, масса двигателя может быть определена достаточно точно только после разработки его конструкции. На практике часто прибегают к приближенным способам определения массы ТРДД. Один из таких способов основан на использовании статистических данных близких по указанным выше факторам двигателей, которые, однако, отличаются основными параметрами рабочего процесса (冗力о, 77°, т0,冗薪).
Статистические зависимости для определения массы ТРДД могут быть получены различными путями. При этом приходится вводить необходимые приближенные предположения, учитывающие качественное влияние параметров рабочего процесса на массу основных элементов двигателя.
Может быть предложен, например, следующий способ обобщения статистики масс ТРДД. Массу двигателя можно условно разделить на массу его основных элементов, относя к ним также
массы соответствующих корпусов, элементов трансмиссии и систем двигателя:
М其В = МкЕ + Мт. к£ + Мвн + Мт. вн・
Здесь Мдв — масса двигателя; Мк2 — масса элементов вентилятора и компрессоров, обеспечивающих получение 冗^工 во внутреннем контуре двигателя; Мт. к2 ——масса элементов турбины, обеспечивающих получение 冗^工 в потоке воздуха, идущем через внутренний контур двигателя; Мвн ——масса элементов вентилятора, создающих степень повышения давления л； в потоке воздуха через наружный контур двигателя; Мт. вн — масса элементов турбины, обеспечивающей привод вентилятора, создающего в наружном контуре степень повышения давления л；.
В дальнейшем условно принимается масса каждого из указанных элементов двигателя пропорциональной произведению расхода воздуха на работу (в условиях взлета):
Мкх = consti Gbio (脸- 1),
Мт. KSМт. KSМвнМвнМт. внМт. вн=const2GBi0 (噬so-1- — 1), =const3ff?oGBi0 (л^Г~ — 1), =C0nst4 «oGbIO (лад * — 1).=const2GBi0 (噬so-1- — 1), =const3ff?oGBi0 (л^Г~ — 1), =C0nst4 «oGbIO (лад * — 1).
Мт. KS
Мт. KS
Мвн
Мвн
Мт. вн
Мт. вн
=const2GBi0 (噬so-1- — 1), =const3ff?oGBi0 (л^Г~ — 1), =C0nst4 «oGbIO (лад * — 1).
=const2GBi0 (噬so-1- — 1), =const3ff?oGBi0 (л^Г~ — 1), =C0nst4 «oGbIO (лад * — 1).
Отсюда следует, что
Ндвю =飞黑 =consti kn^so 息 —1 丿 +
+ const? (n^20 * — 1) + const3m0 (啧 及—1) +
+ const4ff?0 (л^о * — 1).
постоянными,постоянными,1)J. (9.46)1)J. (9.46)Принимая величины констант и показателей получим
постоянными,
постоянными,
1)J. (9.46)
1)J. (9.46)
Мдв 10 = f [(唸— 1) +то(лво~
Зависимость (9.46) показывает, что при принятых предположениях относительную массу ТРДД р,дв 1о приближенно можно рассматривать как функцию суммы двух параметров:
k-1，脸 0一- 1k-1，脸 0一- 1M 加0（喉F"一 I）.M 加0（喉F"一 I）.
k-1
，脸 0一- 1
k-1
，脸 0一- 1
M 加0（喉F"一 I）.
M 加0（喉F"一 I）.
На рис. 9.17 приведены результаты обработки статистических данных по массам современных дозвуковых ТРДД.
314
口晶 1дка、с/ка口晶 1дка、с/каРис. 9.17. Зависимость относитель- Рис. 9.18. Зависимость удельного веной массы ТРДД от параметраса ТРДД от вел ичин т и ТгРис. 9.17. Зависимость относитель- Рис. 9.18. Зависимость удельного веной массы ТРДД от параметраса ТРДД от вел ичин т и Тг
口晶 1дка、с/ка
口晶 1дка、с/ка
Рис. 9.17. Зависимость относитель- Рис. 9.18. Зависимость удельного веной массы ТРДД от параметраса ТРДД от вел ичин т и Тг
Рис. 9.17. Зависимость относитель- Рис. 9.18. Зависимость удельного веной массы ТРДД от параметраса ТРДД от вел ичин т и Тг
Q J + J— 1) На основании данных на 、 и '/ рис. 9.17 можно построить
приближенную статистическую зависимость удельного веса двигателя от величины степени двухконтурности при фиксированных значениях температуры газа перед турбиной и суммарной степени повышения давления в компрессоре (рис. 9.18). Удельный вес двигателя имеет слабый минимум при т0 = 3 ... 5.
При увеличении Т； 丫卩。уменьшается из-за увеличения значения Ауд.
Влияние суммарной степени повышения давления в компрессоре на удельный вес двигателя иллюстрируется рис. 9.19. По мере увеличения 冗^工。удельный вес двигателя возрастает н%за увеличения относительной массы двигателя. Влияние jIkso на удельный вес двигателя тем сильнее, чем меньше степень двухконтурности. Графики на рис. 9.17, 9.18 и 9.19 носят условный характер в соответствии с принятой методикой обработки статистических данных.
Вследствие уменьшения удельной тяги при увеличении m диаметр миделевого сечения ТРДД (вентилятора) увеличивается. Так, например, при " = 11 км, Мп = 0,8, л*2 =25 н А = =4000 даН увеличение m от 1 до 8 приводит к увеличению диаметра вентилятора на 39 %.
Увеличение диаметра вентилятора приведет к увеличению сопротивления двигателя в полете
АР =以Рн AFmld"^ •
При установке гондолы двигателя на пилоне величина сх гондолы при увеличении tn не сохраняется постоянной. Типичный характер изменения сопротивления гондолы, отнесенного к внутренней тяге ТРДД при Мп = 0,8; Я = 11 км, показан на
AP/PAP/Pот величины л*0от величины л*0
AP/P
AP/P
от величины л*0
от величины л*0
Рнс. 9.20. Изменение сопротивления гондолы ТРДД, отнесенного к внутренней тяге, в зависимости от величины т (Мп — 0,8, Н = 11 км)
рис. 9.20. При m — 5 ... 8 указанное сопротивление составляет Р = 0,07 ... 0,08, т. е. 7 ... 8 % внутренней тяги двигателя.
Для уменьшения сопротивления двигателя в полете ТРДД с большой степенью двухконтурности выполняются с коротким наружным контуром и со ответствен но с укороченной гондолой. Малая длина наружного контура двигателя за вентилятором позволяет также повысить коэффициент восстановления полного давления в наружном контуре.
МЕТОДИКА РАСЧЕТА ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫX И ДРОССЕЛЬНЫХ РЕЖИМОВ ТРДД
В качестве исходных данных должны быть известны параметры рабочего процесса на расчетном режиме, т. е. на выбранном режиме, для которого в соответствии с разд. 9.5 настоящей главы рассчитываются по заданной тяге расход воздуха и основные размеры характерных сечений двигателя. Как и в случае ТРД, расчет начинается с построения линий рабочих режимов (ЛРР) на характеристиках компрессоров, число которых определяется выбранной схемой ТРДД. Так, в двухвальном ТРДД их будет три, а в одновальном ТРДД их будет два. Естественно, в расчетной точке значения Лк2, g (九)и т)к принимаются не произвольными, а взаимно увязанными в соответствии с характеристикой компрессора каждого каскада.
В некоторых схемах, чаще всего в схемах с одновальным газогенератором, применяются «прицепные» ступени, расположенные в потоке внутреннего контура непосредственно за вентилятором и приводящиеся турбиной вентилятора, что обусловливает низкую окружную скорость, характерную для работы этих ступеней. Основное назначение «прицепных» ступеней в двигателях с большой степенью двухконтурности заключается в том, чтобы компенсировать снижение л^ в комлевых сечениях вентилятора, где дл? сохранения высокого КПД при пониженном значении окружной скорости приходится уменьшать коэффициент Н^ в сравнении с его величиной, которая была бы необходима для сохранения постоянного затраченного напора по всей высоте лопатки вентилятора. Число «прицепных》ступеней бывает равным 1 ... 5, т. е.
в потоке внутреннего контура вентилятор становится двух—— шести ступенчатым. Число ступеней уточняется при оптимизации распределения срабатываемого теплоперепада между турбинами газогенератора и вентилятора.
X ар актер исти ки всех компрессоров должны выбираться с учетом предполагаемого диапазона изменения режимов по ЛРР, который всегда расширяется при переходе от каскадов высокого к каскадам низкого давления. Наиболее широкий диапазон режимов, как правило, имеет вентилятор.
Зная общие закономерности, целесообразно при выборе характеристик каскадов и расчетных точек на них, учитывать предполагаемую взаимозависимость ЛРР и границы устойчивости, особенно, если ожидаются докритические перепады давлений в сопле, так как в этом случае, как известно, ЛРР расслаивается при изменении Мц, приближаясь к границе устойчивости на малых скоростях. Неучет взаимозависимости ЛРР и границы устойчивости может привести к снижению запасов устойчивости АКу до недопустимых величин, что потребует изменения положения исходной расчетной точки на характеристике компрессора и соответственно положения всей. ЛРР. ,
Построение линии рабочих режимов
Линии рабочих режимов одновального или двухвального газогенератора строятся в соответствии с рекомендациями гл. 8 для одновального и двухвального ТРД. Поскольку за турбиной газогенератора располагается турбина вентилятора с нерегулируемым сопловым аппаратом, условия работы газогенератора ТРДД соответствуют случаю работы ТРД с нерегулируемым соплом (尸с. нр = const), но при еще более широком диапазоне режимов, для которых сохраняется q (%)с. а ci = const. Это позволяет в том же диапазоне режимов считать л；, к = const, а厶г. к Q行・
Построив ЛРР одновального газогенератора или взаимоувязанные ЛРР КВД и КНД двухвального газогенератора по рекомендациям гл. 8, переходим к построению ЛРР вентилятора, имея в вйду, что если в соплах или хотя бы в одном из них на некоторых режимах могут быть докритические перепады, ЛРР расслаивается в зависимости от Мц.
Для построения ЛРР вентилятора воспользуемся методом, изложенным в работе [20].
Поскольку положение ЛРР не зависит от величин 优 и Т；, в качестве опорного давления и температуры удобнее всего принимать условия // = 0 и Мп = 0, т. е. /?в = /?о = 1,013-105 Па и Тп ~ То 288 К-
В этом случае значения давлений и температур, определяемые в процессе расчета, отнесенные к опорным значениям 広 и 爲， можно рассматривать как приведенные к атмосферным условиям. ' 317
Для определения степени расширения нужно воспользоваться формулой 冗：乂 ответствует Мп, а авх можно приниматьДля определения степени расширения нужно воспользоваться формулой 冗：乂 ответствует Мп, а авх можно приниматьв сопле при МпЛсавхс=7FO，где 嗚в сопле при МпЛсавхс=7FO，где 嗚равным 0,98 ...равным 0,98 ...в интервале скоростей Мп =0,3 ... 0,85.Задаваясь несколькими значениями л；, для каждого изв интервале скоростей Мп =0,3 ... 0,85.Задаваясь несколькими значениями л；, для каждого из> о> осо-0,99со-0,99нихнихнаходят:Давление за вентиляторомр矗-加谣=1,013-105-л*.Отношение температуры конца сжатия в вентиляторе к начальнойнаходят:Давление за вентиляторомр矗-加谣=1,013-105-л*.Отношение температуры конца сжатия в вентиляторе к начальной3.3.Температуру конца сжатияТемпературу конца сжатия门广一1в вентиляторе门广一1в вентиляторе
Для определения степени расширения нужно воспользоваться формулой 冗：乂 ответствует Мп, а авх можно принимать
Для определения степени расширения нужно воспользоваться формулой 冗：乂 ответствует Мп, а авх можно принимать
в сопле при Мп
Лсавхс
=7FO，где 嗚
в сопле при Мп
Лсавхс
=7FO，где 嗚
равным 0,98 ...
равным 0,98 ...
в интервале скоростей Мп =0,3 ... 0,85.
Задаваясь несколькими значениями л；, для каждого из
в интервале скоростей Мп =0,3 ... 0,85.
Задаваясь несколькими значениями л；, для каждого из
> о
> о
со-
0,99
со-
0,99
них
них
находят:
Давление за вентилятором
р矗-加谣=1,013-105-л*.
Отношение температуры конца сжатия в вентиляторе к начальной
находят:
Давление за вентилятором
р矗-加谣=1,013-105-л*.
Отношение температуры конца сжатия в вентиляторе к начальной
3.
3.
Температуру конца сжатия
Температуру конца сжатия
门广一1
в вентиляторе
门广一1
в вентиляторе
4.4.Т 矗=Г*тв = 2887：.
4.
4.
Работу сжатия в вентиляторе
5.5.контураконтураРасполагаемую степень расширенияРасполагаемую степень расширенияв сопле наружногов сопле наружного
5.
5.
контура
контура
Располагаемую степень расширения
Располагаемую степень расширения
в сопле наружного
в сопле наружного
откудаоткуда冗(^Clls) — 1/或.冗(^Clls) — 1/或.р и・р и・
откуда
откуда
冗(^Clls) — 1/或.
冗(^Clls) — 1/或.
р и・
р и・
冗& ри =加нОпОвх/атз.io% (九Н)),
^cll s И 九сП =九сП 8屮сП ПО Л (九сП s)*
Расход воздуха через наружный контур
GbII — ^крGbII — ^крР；н%ЕсП尸с口 кр9 0c口)крР；н%ЕсП尸с口 кр9 0c口)кр
GbII — ^кр
GbII — ^кр
Р；н%ЕсП尸с口 кр9 0c口)кр
Р；н%ЕсП尸с口 кр9 0c口)кр
Здесь Fcii кр определяется по расчетному режиму； а псП — из выражения OciI = JL^. Если %с11 > 1, то ас11 = 2^ , а 9 (лсц)кр = 1,0.
Суммарный расход воздуха GB = GB.np.
Расход воздуха через внутренний контур Gb工=GB — GBn ы тты G 切，ВН д("в)гг 尸В. ГГ“ВХ.万、
ИЛИ 工—，ГДе 尸гг h g (%в)гг — пло-
ЩЭД5 и приведенный расход на входе в газогенератор, откуда 他=* = const吗1也旺.
GbIq (^в)гг
Приведенный расход на входе в каскад низкого давления газогенератора для трехвальной схемы ТРДД или в компрессор газогенератора ТРДД двухвальной схемы
сс 1,013-105 , Г ГВН “ 内с
Gkhh UP = Gl Pi~~ ]/ 画亍二 const -^Gbi，
где Овх. rr — коэффициент восстановления полного давления на входе в газогенератор, учитывающий потери полного давления в канале между вентилятором и компрессором низкого давления.
В зависимости от длины и формы канала авх. гг может составлять 0,9850,95.
пкНдпр,冗*нд, и т)кнд по полученному значению бкндпр на уже имеющейся ЛРР КНД.
Давление за КНД ТРДД трехвальной схемы:
/?КНД = /^вн^вх.гг^КНД-
13.13.14.14.15.15.Отношение температур на выходе и входе в КНД:
13.
13.
14.
14.
15.
15.
гкнд 1 丄 якнд —
^кнд = ~户—一 1 1・
'вн”НД
Температуру за КНД, равную температуре входа в КВД, 丿 КНД =丿 внТкНД，
Приведенный расход воздуха на входе в КВД
「「1,013-105/ т衣нд с 十 Gp工/Т女нл,
Gkba. up = Gbi 喉hh%xbh V T―丽—
где пвх Вд коэффициент восстановления полного давления на входе в КВД, Овхквд, = °，990,97.
пПрвд, ^квд и Пквд по полученному значению GB КВд пр на уже имеющейся ЛРР КВД.
Давление за компрессором газогенератора
pi ~ /?кндО"вх вдяквд-
18.18.Отношение температур на выходе и входе в КВД
18.
18.
гКВДгКВД娱hа娱hа[丄 яквд — 1[丄 яквд — 1
гКВД
гКВД
娱hа
娱hа
[丄 яквд — 1
[丄 яквд — 1
Температуру за компрессором газогенератора
Тк =吸 нд^квд，
Давление перед турбиной:
Р* = рк^к. с*
Температуру за： турбинами газогенератора (поскольку ^твд = const и Лтнд = const) Т±к = Tf const, где const определяется на расчетном режиме, а 77 —— в соответствующей точке ЛРР.
Работу турбины вентилятора (из баланса работ):
Lt.b = const LB (1 + /и).
Температуру за турбиной вентилятора
ЛЛт* / т. кт* / т. кG. вG. в也г也г
Л
Л
т* / т. к
т* / т. к
G. в
G. в
也г
也г
Степень расширения в турбине вентилятора (по температурам на входе и на выходе из нее)
^т. в = ^—.
Давление за турбиной
Рт = Рг/(^ТВД^ТНД^т. в) = р*/(^тв COIlst).
Постоянные значения лтнд и 冗千в«ц находятся на расчетном режиме.
Располагаемую степень расширения в сопле внутреннего контура
с・Р【— 1,03-10бл(Лн) e
Лс1,九с工& и Хс1, повторяя расчеты по пп. 5, 6, но для потока^внутреннего контура.
01КР — ткрР*Ес№(%1)кр '
В отличие от п. 7, где по известному значению Fcn кр определяли расход воздуха через наружный контур, для внутреннего контура решается обратная задача — FciKp находят по известному GBl. Здесь, как и для истечения из наружного контура, величины (тс1 и q (К。 находятся в зависимости от величины 兀©【乏 1 (см. п. 7).
Полученные значения Fcl кр в зависимости от заданных величин Лв сравниваются с Fcl кр, полученным на расчетном режиме, откуда находится рабочая точка на характеристике вентилятора.
Законы регулирования
Как и для ТРД с нерегулируемым соплом, для ТРДД со смешением потоков или с раздельными соплами применяются законы регулирования Т； = const или и = const. Если ТРДД 320
трехвальный, то может быть принят закон n = const любого из трех роторов, для двухвального ТРДД таких законов может быть два — nB = const н % = const. Могут быть применены и другие законы, например, ппр = const.
Каждый из возможных законов регулирования имеет свои преимущества, недостатки и ограничения. Поэтому иногда применяются несколько законов с последующим переходом от одного к другому для различных участков высотно-скоростных характеристик (ВСХ).
Для того чтобы выбрать наиболее целесообразную комбинацию законов регулирования, необходимо провести расчет ВСХ для каждого из них в широком диапазоне Уп и //, а затем, сопоставляя с требованиями ЛА, выбирать диапазон применения и последовательность перехода от одного к другому.
ВСХ зависят не только от законов регулирования, но и от параметров рабочего процесса, которые тоже должны быть оптимизированы для заданного летательного аппарата. Эта задача наиболее эффективно решается в системах автоматизированного проектирования двигателей (САПР) с помощью специально разработанного программного аппарата, учитывающего характеристики и двигателя и летательного аппарата одновременно.
В результате получают все исходные данные для рабочего проектирования двигателя, включая и оптимальные законы регулирования.
Вопросы оптимизации параметров и законов регулирования рассмотрены в гл. 17.
Здесь изложим методику расчета ВСХ, т. е. изменение по высоте и скорости полета тяги, удельного расхода топлива для наиболее часто применяемых законов регулирования. Расчет тяги и удельного расхода топлива производится по найденным для каждого закона регулирования значениям основных параметров рабочего процесса.
Как правило, расчет производится для различных значений температуры торможения на входе в вентилятор Т： = Т%, диапазон изменения которой определяется предполагаемой областью эксплуатации летательного аппарата по Мп и Н.
Последовательность расчета по одной из широко применяемых методик может быть следующей [20].
После построения ЛРР всех каскадов строят графики зависима™ от 亢в. пр параметров:亢кндир，亢квдпр，/，ткнд> тквд» 冗T. B, Gb. пp> 加・
321321Для докритических перепадов в соплах учитывается расслоение по Мп. Далее задается ряд значений пв. пр в диапазоне от ^в. пр mln ДО 无в. up max С ИНТврваЛОМ ЧврвЗ 0,05, И НЭ ПОЛуЧвННЫХ графиках снимаются соответствующие значения тв, GBt пр, /и, 无 КНДлр，^квд пр» ^кнд и тКВд.
321
321
В. М. Акимов
Для закона 几^ = 1,0 = const определяются: а) 7： = 288 «i£2_y； 6) 7矗=7工； в) ^КНд = ^вн^кнд!
Г) ^к = Т玄НД^КВД；
А)「квд-1
кнд расч тквдрасч — 1
е)亢кнд = «кнд пр \ -力* 吧—；
F вн. расч
Ж)亢кв口 = «КВД пр \ fКН口 .
У / КНД расч
Для закона пкНд = 1,0 = const:
丁謂=Т：н. расч (•)；
Т； =
^КНД = Т；цТк. вн；
Г) ^к н Т 玄 Н〃ТкВ口；
窗二 7?. расч h КН口々BL
/ КНд расч %В口 расч — 1
Ж）亢кв口 =春B口 прЖ）亢кв口 =春B口 пр^КНД расч^КНД расч
Ж）亢кв口 =春B口 пр
Ж）亢кв口 =春B口 пр
^КНД расч
^КНД расч
Для закона пКВд = 1,0 = const:Для закона пКВд = 1,0 = const:Т支нд = Т'кнд расч(—~! \ Дквд прПн -登区；В) 7：=登；Г) ^к = Т 玄нМкВ口；Т支нд = Т'кнд расч(—~! \ Дквд прПн -登区；В) 7：=登；Г) ^к = Т 玄нМкВ口；
Для закона пКВд = 1,0 = const:
Для закона пКВд = 1,0 = const:
Т支нд = Т'кнд расч(—~! \ Дквд пр
Пн -登区；
В) 7：=登；
Г) ^к = Т 玄нМкВ口；
Т支нд = Т'кнд расч(—~! \ Дквд пр
Пн -登区；
В) 7：=登；
Г) ^к = Т 玄нМкВ口；
Д) 77 = 77.Д) 77 = 77.我hд我hд：kB口 一 1：kB口 一 1pacq-^ZZZT，'КНД расч ^квд расчpacq-^ZZZT，'КНД расч ^квд расчe) nB = «e) nB = «вн. расчвн. расчж)亢кнд =亢кн〃ж)亢кнд =亢кн〃
Д) 77 = 77.
Д) 77 = 77.
我hд
我hд
：kB口 一 1
：kB口 一 1
pacq-^ZZZT，
'КНД расч ^квд расч
pacq-^ZZZT，
'КНД расч ^квд расч
e) nB = «
e) nB = «
вн. расч
вн. расч
ж)亢кнд =亢кн〃
ж)亢кнд =亢кн〃
Для закона 77 = const = Tf, расч:
а) Т'кнд — Т去НДрасча) Т'кнд — Т去НДрасчб)б)Т* — Гкнд . / ВН —，Т* — Гкнд . / ВН —，КВ口 расу —~ 1ТКВД ~ 1КВ口 расу —~ 1ТКВД ~ 1В)В)лл1кнд1кнд
а) Т'кнд — Т去НДрасч
а) Т'кнд — Т去НДрасч
б)
б)
Т* — Гкнд . / ВН —，
Т* — Гкнд . / ВН —，
КВ口 расу —~ 1
ТКВД ~ 1
КВ口 расу —~ 1
ТКВД ~ 1
В)
В)
л
л
1кнд
1кнд
Тк =「КНДТкВД；Тк =「КНДТкВД；д)д)е)亢кнд =亢КН〃е)亢кнд =亢КН〃7* вн. расч7* вн. расчЖ)亢КВА = «КВДПР у &爲сч・Ж)亢КВА = «КВДПР у &爲сч・Г)
Тк =「КНДТкВД；
Тк =「КНДТкВД；
д)
д)
е)亢кнд =亢КН〃
е)亢кнд =亢КН〃
7* вн. расч
7* вн. расч
Ж)亢КВА = «КВДПР у &爲сч・
Ж)亢КВА = «КВДПР у &爲сч・
По полученным значениям параметров для каждого закона регулирования строятся графики зависимости от Т： величин Т， п всех роторов, GB. пр, т и АКу во всем диапазоне 7〕Эти зависимости позволяют выявить ограничения по A^y, по п и по 77 и возможность выбора комбинации программ, при которой ВСХ будут изменяться наиболее благоприятно.
В соответствии с выбранной программой строятся графики зависимости от Т； недостающих для расчета Руд, суд, GB и Р, и расчет ведется в соответствии с рекомендациями разд. 9.5.
ВЫСОТНЫЕ И СКОРОСТНЫЕ
ХАРАКТЕР ИСТ ИК И ТРД Д
Ниже в виде конкретного примера показаны высотные и скоростные характеристики ТРДД, предназначенного для пассажирского или транспортного самолета. Основной крейсерский режим полета совершается при Мп = 0,75 на высоте 方=11 км. В этих условиях двигатель имеет следующие основные данные: тягу Р = 2000 даН, расход воздуха GB = 152 кг/с, удельный
11*323
Рис. 9.21. Влияние высоты полета на относительные величины fjB и fjK и л* и nJ (Mr = 0,75; л*2 = 25; Г； кр = 1400 К, ткр = 8) Г； = const;
〃к = const, • пв = const
расход топлива суд — 0,62 кг/даН-ч; суммарную степень повышения давления в компрессоре лк2 = 25; температуру газа перед турбиной Т* = 1400 К； степень двухконтурности m = 8. Рассматривается двухвальный двигатель с раздельными реактивными соплами, у которого привод расположенного впереди вентилятора осуществляется турбиной низкого давления. Двигатель характеризуется дозвуковыми скоростями истечения из реактивного сопла внутреннего контура и сверхзвуковыми или околозвуковыми скоростями истечения из реактивного сопла наружного контура.
Высотные и скоростные характеристики ТРДД зависят от принятого закона регулирования двигателя. Рассматриваются три закона регулирования ТРДД при неизменных проходных сечениях компрессора, турбины и реактивных сопел обоих контуров; а) регулирование по закону сохранения постоянной величины температуры газа перед турбиной (Т； = const); б) регулирование по закону сохранения неизменной частоты вращения турбокомпрессора внутреннего контура (几代 = const); в) регулирование по закону сохранения неизменной частоты вращения вентилятора и его турбины пв — const.
Высотные характеристики ТРДД приведены на рис. 9.21 и 9.22. При изменении высоты Н сохраняется постоянным число Мп.
При всех трех рассмотренных здесь законах регулирования ТРДД качественное изменение его основных параметров одинаково. В соответствии с уменьшением температуры воздуха на входе в двигатель при увеличении высоты полета (вследствие чего снижается также и температура воздуха перед компрессором внутреннего контура) возрастают приведенные частоты вращения вен- 324
Рис. 9.22. Влияние высоты полета 嚟工=25, Т* кр = 1400 К, ткр = ・nB = constРис. 9.22. Влияние высоты полета 嚟工=25, Т* кр = 1400 К, ткр = ・nB = constна величины8)——Лна величины8)——Л容；0к/"в)；团(Мп = 0,75, =const;"к= const;容；0к/"в)；团(Мп = 0,75, =const;"к= const;
Рис. 9.22. Влияние высоты полета 嚟工=25, Т* кр = 1400 К, ткр = ・nB = const
Рис. 9.22. Влияние высоты полета 嚟工=25, Т* кр = 1400 К, ткр = ・nB = const
на величины
8)——Л
на величины
8)——Л
容；0к/"в)；团(Мп = 0,75, =const;"к= const;
容；0к/"в)；团(Мп = 0,75, =const;"к= const;
тилятора (пв.пр) и компрессора внутреннего контура (пк, пр), а также величины 冗;и 冗3 т)в несколько увеличивается, а т)к несколько уменьшается по мере увеличения высоты полета (см. рис. 9.21).
Как видно из графиков (см. рис. 9.22), величина степени двухконтурности при увеличении высоты полета монотонно уменьшается, что объясняется увеличением nJ и GBiПр-
Величина скольжения роторов (пк/пв) при увеличении высоты полета уменьшается. Ее изменение может быть объяснено следующим. Отношение работы турбины высокого давления (компрессора внутреннего контура) £т. к к работе турбины низкого давления (вентилятора) £т. в пропорционально отношению
Поскольку в рассматриваемых условиях л^ к = const, то это отношение изменяется обратно пропорционально
Рис. 9,23. Влияние высоты полета на величины Руд, Gb, Р и %口(Мп = 0,75; лк2 25； Т*. кр = 1400 К» Ар =8) — Т* = const;% = const; nB = const
Таким образом, отношение работ турбин есть функция в основном только л；. в. В двигателе с большой степенью двухконтур- ности величина л^. в является переменной, поскольку истечение газа из реактивного сопла внутреннего контура обычно является дозвуковым. Величина 冗工 в возрастает при увеличении суммарной степени повышения давления.
Следовательно, вследствие роста напорности вентилятора и компрессора внутреннего контура по мере увеличения высоты полета л；. в будет увеличиваться, а значит Лт. К/Лт. в будет при этом уменьшаться. Относительно большая работа, сообщаемая вентилятору, по сравнению с работой компрессора приводит к уменьшению скольжения ротора при увеличении высоты полета. По этой причине увеличивается и скольжение роторов при дросселировании двигателя с большой степенью двухконтурности.
Рост высоты полета приводит (рис. 9.23), как и в ТРД, к увеличению удельной тяги двигателя, уменьшению расхода воздуха ' и тяги двигателя. Удельный расход топлива при этом уменьшается. Сравнение двух законов регулирования двигателя при изменении высоты полета (Т\ = const н 几代=const) показывает, что эти законы близки между собой по эффекта в но сти. Однако сохранение постоянной величины частоты вращения компрессора внутреннего контура требует некоторого повышения температуры газа перед турбиной при неизменном числе Мп на малых высотах полета. Сохранение постоянной частоты вращения вентилятора требует значительного повышения температуры газа перед турбиной на малых высотах полета. В рассмотренном здесь случае закон регулирования 匾=const при Мп = 0,75 н " = 0 сопряжен с необходимостью повышения 71； от 1400 до 1690 К. Одновременно с этим растет частота вращения компрессора внутрен- 326
Рис. 9.24. Влияние числа_МП на относительные величины %，%，яв и 嚟 (//=11 км, 啧;=25, Т：кр = —1400 К,加кр= 8)Г* = const; ♦ = constРис. 9.24. Влияние числа_МП на относительные величины %，%，яв и 嚟 (//=11 км, 啧;=25, Т：кр = —1400 К,加кр= 8)Г* = const; ♦ = constРис. 9.25. Влияние Мц на величины Т^；九/仆 и т (Н — 11 км; = 25; 4・кр= 1400 Q %р = 8)Рис. 9.25. Влияние Мц на величины Т^；九/仆 и т (Н — 11 км; = 25; 4・кр= 1400 Q %р = 8)
Рис. 9.24. Влияние числа_МП на относительные величины %，%，яв и 嚟 (//=11 км, 啧;=25, Т：кр = —1400 К,加кр= 8)Г* = const; ♦ = const
Рис. 9.24. Влияние числа_МП на относительные величины %，%，яв и 嚟 (//=11 км, 啧;=25, Т：кр = —1400 К,加кр= 8)Г* = const; ♦ = const
Рис. 9.25. Влияние Мц на величины Т^；九/仆 и т (Н — 11 км; = 25; 4・кр= 1400 Q %р = 8)
Рис. 9.25. Влияние Мц на величины Т^；九/仆 и т (Н — 11 км; = 25; 4・кр= 1400 Q %р = 8)
него контура (в данном случае на 5,5 %). Значительное увеличение температуры газа перед турбиной и производительности вентилятора приводит на указанном режиме полета к увеличению тяги по сравнению с тягой двигателя, регулируемого по закону 77 = const. На высотах // > И км, как и в ТРД, удельные характеристики ТРДД не зависят от высоты полета (с точностью до влияния числа Re на коэффициенты полезного действия компрессора и турбины и влияния давления в камере сгорания на коэффициент полноты сгорания топлива).
На рис. 9.24, 9.25 приведены скоростные характеристики двигателя с раздельными реактивными соплами.
В соответствии с увеличением температуры воздуха перед
вентилятором и перед компрессором внутреннего контура при
Рис. 9.26. Влияние Мп на величины РуД, GB, Р и суд (77 — 11 км, л*2 = 25, Т* кр = 1400 К,团⑪=8) Т« = const； •-—孔в = const
компрессор внутреннего контура при увеличении числа М воз* растает величина степени двух ко нтур ности (см. рис. 9.25). Скольжение роторов при увеличении числа М несколько уменьшается из-за увеличения степени расширения газа в турбине вентилятора. При рассмотренных здесь законах регулирования ТРДД величина Т* остается постоянной или изменяется весьма слабо.
Величина удельной тяги по мере увеличения числа Мп монотонно уменьшается (см. рис. 9.26). В данном случае (" = 11 км, 冗％нр ~ 25, ^кр = 8, Т*. кр ~ 1400 К) при Мп = 1,0 Руп = =10 даН-с/кг, в то время как при Мп = 0 РуД = 29 даН-с/кг. В связи с крутым падением удельной тяги ТРДД с большой степенью двухконтурности тяга двигателя при увеличении числа Мп уменьшается. Удельный расход топлива при увеличении Мп возрастает, но менее интенсивно, чем изменяется удельная тяга из-за увеличения степени двухконтурности и уменьшения относительного расхода топлива.
，Сравнение различных законов регулирования ТРДД при изменении скорости полета показывает, что рассмотренные законы регулирования обеспечивают близкие величины основных данных и параметров двигателя.
Сопоставляя скоростные и высотные характеристики ТРДД в связи с влиянием на них закона регулирования двигателя, следует отметить, что значительное повышение Р, обусловленное ростом 71； при уменьшении высоты полета при лв = const (см, рис. 9.22 и 9.23), объясняется существенным влиянием уменьшения высоты полета на лв. При f1； = const уменьшение высоты полета приводит к уменьшению лв, так как 冗^. в уменьшается из-за уменьшения 冗* вследствие уменьшения 冗:н 冗^. В случае увеличения скорости полета при неизменной высоте полета 冗;工 увеличивается, вследствие чего при 77 — const частота вращения вентилятора практически не изменяется.
ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДД
На рис. 9.27 ... 9.29представлены дроссельные характеристики ТРДД с раздельными реактивными соплами в условиях крейсерского полета. Двигатель имеет в крейсерском полете расчетные величины ткр = 8; Лк2кр = 25 и 71；. кр = 1400 К・ На графиках показаны также параметры двигателя в интервале изменения Т* от 1400 К до 1600 К, равной температуре газа, при которой достигается максимальная частота вращения вентилятора в условиях взлета. Дросселирование двигателя осуществляется уменьшением расхода топлива при неизменных проходных сечениях реактивных сопел. Как видно из графиков, при уменьшении частоты вращения вентилятора характер изменения коэффициента полезного действия вентилятора подчиняется обычной закономерности. Такой же характер свойствен и коэффициенту полезного действия компрессора в связи с уменьшением частоты его вращения.
Рис. 9.27. Зависимость относительных величин %, т)к и величины 71* от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД 恤(Мл = 0,75, Я = 11 км)
Дросселирование двигателя сопровождается снижением температуры газа перед турбиной (см. рис. 9.27) и частоты вращения вентилятора лв и компрессора внутреннего контура лк.
Однако частота вращения компрессора уменьшается в меньшей степени, чем частота вращения вентилятора. Вслед
ствие этого обстоятельства
(ик/лв) по мере дросселирования двигателя не сохраняется постоянным, а растет (см. рис. 9.28). Такое изменение скольжения, как было показано выше, свойственно и двухвальному ТРД. Как следует из разд. 9.9, при 抬口 纟冗；р степень Двухконтур- ности 加 изменяется обратно пропорционально приведенному расходу воздуха через компрессор внутреннего контура. В связи с этим при дросселировании двигателя степень двухконтурности
увеличивается.
Рис. 9.28. Зависимость величин m и пк/пв от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД % (Мц= 0,75; Н= 11 км)Рис. 9.28. Зависимость величин m и пк/пв от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД % (Мц= 0,75; Н= 11 км)@办3必阳@办3必阳Рис. 9.29. Зависимость величин Р и Суд от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД (Mr= 0,75; Я - 11 км)Рис. 9.29. Зависимость величин Р и Суд от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД (Mr= 0,75; Я - 11 км)Дросселирование двигателя приводит к монотонному уменьшению тяги. Удельный расход топлива первоначально уменьшается, что связано с увеличением полетного коэффициента полезного действия при уменьшении 71； и увеличении т, а также с увеличением т]к ит]в, и достигает минимального значения, а затем снова увеличивается вследствие снижения эффективного КПД двигателя.
Рис. 9.28. Зависимость величин m и пк/пв от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД % (Мц= 0,75; Н= 11 км)
Рис. 9.28. Зависимость величин m и пк/пв от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД % (Мц= 0,75; Н= 11 км)
@办3必阳
@办3必阳
Рис. 9.29. Зависимость величин Р и Суд от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД (Mr= 0,75; Я - 11 км)
Рис. 9.29. Зависимость величин Р и Суд от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД (Mr= 0,75; Я - 11 км)
Вид дроссельных характеристик ТРДД со смешением потоков такой же, как и у ТРДД с раздельными реактивными соплами. Однако характер изменения удельного расхода топлива при дросселировании ТРДД со смешением потоков отличается от характера изменения удельного расхода топлива с ТРДД с раздельными контурами. В двигателе с раздельными реактивными соплами при 冗% з я* дросселирование не приводит к изменению 冗;в・ Напротив, в ТРДД со смешением потоков при дросселировании двигателя величина 冗;.Б уменьшается в связи с тем, что при дросселировании давление газа за турбиной 卩工 изменяющееся вследствие снижения л^ и л：, уменьшается более интенсивно, чем давление воздуха в наружном контуре "必 изменяющееся вследствие уменьшения только 冗3 Наличие перепада давлений во входном сечении камеры смешения приводит к снижению Лт. в при ^с ^ ^кр. Снижение 冗^. в приводит к соответствующему снижению н одновременно к увеличению 入口. Более крутое снижение при данной степени дросселирования (характеризуемой, например, частотой вращения тур бокомпрессор а внутреннего контура) в ТРДД со смешением потоков приводит к более крутому падению GB и л*2, а следовательно, и к большему снижению тяги и повышению Суд по сравнению с ТРДД с раздельными контурами.
ГЛАВА Ю. ДВУХКОНТУРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ (ТРДДФ)
ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ, СХЕМА
Более высокая, чем у ТРД, экономичность ТРДД при Мп < 1,0 обусловила его широкое применение в гражданской и транспортной авиации. Возникает вопрос о возможности применения ТРДД и на самолетах, имеющих сверхзвуковую скорость полета. Ответ на этот вопрос можно найти при рассмотрении рис. 10.1, на котором приведены результаты расчета РуД и суд ТРДД при Мп = 0,8; 2,0 и 3,0 по т. Резкое ухудшение Руд по 加 и связанная с этим необходимость увеличения расхода воздуха Gb2 и миделя двигателя FM, допустимая при Мп < 1,0, оказывается совершенно неприемлемой для сверхзвуковых скоростей, хотя даже на Мп = 2,0 имеется некоторый выигрыш в。加 при т = = 1,0 ... 2,0 по сравнению с 加 = 0.
Однако многие типы летательных аппаратов, особенно многоцелевого назначения, не имеют единственной, четко выраженной крейсерской скорости полета. Их эксплуатация предполагает в процессе выполнения задания использование широкого диапазона скоростей и высот, причем продолжительность или дальность полета на дозвуковых скоростях играет значительную роль, 330
PyaJaH'ClKZPyaJaH'ClKZРис. 10.1. Влияние степени двухконтурности иа удельную расход топлива (Н = 11 км) при Мп = 0,8; 2,0 и 3,0; Т* =Рис. 10.1. Влияние степени двухконтурности иа удельную расход топлива (Н = 11 км) при Мп = 0,8; 2,0 и 3,0; Т* =У^л =軍；Гг =7“％л；威=4_ Мп=У)；Т；=1400К；а；Е=9%=4学 T产 Troat ；":*=%У^л =軍；Гг =7“％л；威=4_ Мп=У)；Т；=1400К；а；Е=9%=4学 T产 Troat ；":*=%切/a/da“《切/a/da“《05s05sтягу и удельный ^opt и Стягу и удельный ^opt и С1400 к, л*2 = 25; 9; 4, соответственно увел ичивающимся значениям Мп1400 к, л*2 = 25; 9; 4, соответственно увел ичивающимся значениям Мп
PyaJaH'ClKZ
PyaJaH'ClKZ
Рис. 10.1. Влияние степени двухконтурности иа удельную расход топлива (Н = 11 км) при Мп = 0,8; 2,0 и 3,0; Т* =
Рис. 10.1. Влияние степени двухконтурности иа удельную расход топлива (Н = 11 км) при Мп = 0,8; 2,0 и 3,0; Т* =
У^л =軍；Гг =7“％л；威=4
_ Мп=У)；Т；=1400К；а；Е=9
%=4学 T产 Troat ；":*=%
У^л =軍；Гг =7“％л；威=4
_ Мп=У)；Т；=1400К；а；Е=9
%=4学 T产 Troat ；":*=%
切/a/da“《
切/a/da“《
05s
05s
тягу и удельный ^opt и С
тягу и удельный ^opt и С
1400 к, л*2 = 25; 9; 4, соответственно увел ичивающимся значениям Мп
1400 к, л*2 = 25; 9; 4, соответственно увел ичивающимся значениям Мп
Наиболее полно в этих случаях тактико-технические требования удовлетворяются применением двухконтурного двигателя со смешением потоков и общей форсажной камерой, расположенной перед соплом. Для такого двигателя выбираются небольшие степени двухконтурности. Возможны схемы ТРДДФ с раздельными соплами внутреннего и наружного контуров с форсированием только в наружном контуре. Однако в практике применяется лишь один тип ТРДДФ с общей форсажной камерой (см. рис. 1.4), характеристики и свойства которого рассматриваются в этой главе.
Применение форсирования тяги путем дожигания дополнительного топлива в форсажной камере широко используется в одноконтурных двигателях при взлете, совершении маневра и в основном для компенсации падения РуД по скорости полета. В случае двухконтурного двигателя, у которого снижение Руд = / (Мп) происходит еще резче, применение форсажной камеры становится еще более оправданным.
ОПТИМАЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРДДФ
Двухконтурный двигатель с форсажной камерой, предназначенный для использования на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, по параметрам рабочего процесса существенно отличается от ТРДД, оптимизированного для полетов только с дозвуковыми скоростями.
В связи с тем, что летательные аппараты, на которые устанавливается ТРДДФ, не имеют определенной крейсерской скорости, оптимизация параметров рабочего процесса в таких двигателях представляет собой задачу, значительно более сложную и менее
определенную, чем в случае ТРДД для дозвуковых летательных аппаратов. В общем виде эта задача решается с применением ЭВМ в системах автоматизированного проектирования двигателя （САПРД）, учитывающих взаимное влияние характеристик двигателя и летательного аппарата, что позволяет, с учетом наиболее характерных и важных профилей полета, а также других характеристик летательного аппарата, обеспечивающих эффективное выполнение задачи, оптимизировать основные параметры рабочего процесса двигателя.
Независимо от характеристик летательного аппарата существуют и внутридвигательные закономерности, которые необходимо учитывать при выборе параметров ТРДДФ. Поскольку ТРДДФ относится к двигателям со смешением, вопросы потерь полного давления в процессе смешения в этом двигателе играют важную роль. По существу, минимизация потерь при смешении, как и в ТРДД, определяет оптимальное соотношение полных давлений за турбиной рт = Р* и во втором контуре 〃к которое выражается в примерном их равенстве рц ^ рЗ если Хг и Хп невелики и, соответственно, разность скоростей на выходе из смесителя, определяющая уровень потерь, также мала. Следует только иметь в виду, что такое равенство, обеспеченное соответствующим выбором л2 и m для расчетного режима, не сохраняется на других режимах работы двигателя. Это обстоятельство с учетом специфики применения двигателя должно учитываться при выборе расчетного режима. Выбрав расчетный режим, делают проверку соотношения между pf и рц на всех других режимах эксплуатации.
Температура газа перед турбиной в ТРДДФ выбирается максимально допустимой для материалов «горячей» части двигателя в соответствии с эффективностью системы охлаждения. Влияние повышения температуры газа Т* в ТРДДФ проявляется в росте давления перед форсажной камерой ——р*м, поскольку рост Т? снижает 冗^ и соответственно повышает р^. Для сохранения оптимального соотношения между р^ и рц при увеличении температуры необходимо одновременно повышать 隔一давление за компрессором низкого давления. Уровень Т* и величины 冗^工, Лв и m не влияют на суммарный относительный расход топлива 务£ =卉加 + 9т. ф， который, как и в случае ТРДФ, зависит лишь от разности Тф— Т；. Чтобы в этом убедиться, достаточно
Q
решить совместно уравнения теплового баланса = （Т* —
戶ср
—TQ + （1 + 加）（丁由—汽м）, ЭНерГИИ В ВИДе = Тем （1 +
Ср. ср
+ 加）=窃 + тТвн и равенства работ компрессора и турбины, также отнесенных к средней теплоемкости, принятой одинаковой для всех трех уравнений:
7? - 7； - 7； - 北 + m（7% 一 Л）.
Рис. 10.2. Зависимость удельной тяги от степени двухконтурности при Тг = 1400 К, 1600 К, 1800 К Н Т$ = 2000 К (77 = 0; Мп- =о)
= Т$ — Т；・ (ЮЛ)= Т$ — Т；・ (ЮЛ)Произведя в первом уравнении соответствующие замены, из второго и третьего получим
= Т$ — Т；・ (ЮЛ)
= Т$ — Т；・ (ЮЛ)
Отсюда следует, и долю общегоОтсюда следует, и долю общегочто увеличивая 71；расхода топлива.
Отсюда следует, и долю общего
Отсюда следует, и долю общего
подведенного в основной камере сгорания, мы соответственно
уменьшаем термодинамически менее выгодный подвод тепла в форсажной камере. Положительный результат от увеличения 7； проявляется, как уже отмечалось, в росте л*. р и 尸了&小 с соответ
ствующим уменьшением суДф ф.
Влияние расчетного значения степени двухконтурности т»
на Руд. ф показано на рис. 10.2, где зависимости 尸叉д.史 = =/ (m0) представлены для трех уровней 71? при Тф =^ 2000 К.
Падение РуД. ф в зависимости от 加。при 77 = const происходит в связи с уменьшением р?м и, следовательно, располагаемой
степени расширения в сопле л*； р. При более высоком уровне Т* рем будет больше, следовательно, при том же значении т0 будет больше Руд. ф. На графике нанесены две пунктирные линии А—А и Б——Б. Следуя вдоль линии А—А от меньшей 71* к большей,
при заданном значении т0 получаем возможность уменьшения расхода воздуха в двигателе заданной тяги с соответствующим уменьшением площади миделя двигателя и его длины (с учетом воздухозаборника и реактивного сопла). (В действительности за счет уменьшения площади миделя и массы двигательной установки потребная тяга тоже будет снижаться.) Одновременно уменьшается Суд. ф» так как растет РуД. ф при %工=const. На малых скоростях полета возможный выигрыш в экономичности за счет степени двухконтурности будет оставаться неизменным (恤=const при прочих равных условиях).
Следуя вдоль линии Б——Б, мы сохраняем размерность двигателя на форсажном режиме, но с ростом Т； увеличиваем т0, что позволяет получать лучшую экономичность на малых скоростях.
Таким образом, при Т$ = const влияние двух параметров 71； и //г。на Руд. ф, а следовательно, и на суД. ф носит противоположный характер и, что очень важно, при заданной 77 с ростом 加。 экономичность ТРДДФ на форсажном режиме ухудшается, а с ростом 77 при //г。= const — улучшается. Экономичность ТРДДФ на форсажных режимах вдоль линии Б—Б остается неизменной.
В тех случаях, когда с целью достижения максимальной дальности основная часть полетного времени затрачивается на полет
Рис. 10,3. Зависимость максимальной
у
О IQ 纽铝тв
《7
сирования двигателя 戸恥=Рф/Рт； двухконтурности (Я = 0; Мп = 0)
с
степени фор-
tax от степени
дозвуковой скоростью, степень двух-
контурности т0 выбирается достаточно
большой. Так, например, для двигателя F-101-GE-100 фирмы Дженерал Электрик _о _—2,05; для двигателя RB-199 фирмы Ролле
Ройс /«о = 1,0 ... 1,2; для двигателя фирмы Пратт Уитни F100-PW100 выбрана 恤=0,7 ... 0,8.
ztzo выбрана равной
Значение тъ = 0,1 ... 0,15 целесообразно выбирать для двигателей, устанавливаемых на самолетах с очень небольшим процен-
том дозвуковых скоростей в общем времени полета.
Естественно, что при % = 0,1 ... 0,15 характеристики ТРДДФ будут очень мало отличаться от характеристик ТРДФ. Однако при уже достигнутом и, тем более, перспективном уровне температуры газа перед турбиной и, соответственно, за ней, при создании ТРДФ возникают серьезные трудности в обеспечении надежности затурбинного тракта и особенно форсажной камеры. Затруднения возникают и при организации рабочего процесса в ней. Наличие хотя и небольшого количества относительно холодного воздуха наружного контура позволяет решить задачу охлаждения форсажной камеры и реактивного сопла более эффективно. Иными
словами, для самолетов с основными режимами полета на сверхзвуковой скорости наилучшим типом двигателя был бы ТРДФ, но для получения возможности охлаждения при высоких Т； должен применяться ТРДДФ с минимальной степенью двухконтурности.
Переход от одноконтурного двигателя к двухконтурному связан также с возможностью снижения удельного веса двигателя. Как показано на рис. 9.18, увеличение т0 от 0 до 2 ... 3 уменьшает удв. Если же учесть, что двухконтурная схема двигателя позволяет реализовать и более высокие температуры газа перед турбиной 77, то возможность дальнейшего снижения удв при переходе от ТРДФ к ТРДДФ становится еще более обоснованной.
Переход от ТРДФ к ТРДДФ обеспечивает и рост степени форсирования двигателя. Отношение форсажной тяги двигателя к максимальной бесфорсажной 尸飙 при неизменном режиме работы турбокомпрессора определяется выражением:
(при Мп = 0).
С ростом т0ТсМ0 уменьшается, a qTt ф0 увеличивается. Последнее следует из выражения 先劫=•〔黑。恤 + %. ф0. При заданном значении 冗^或 и 7入 ^т0 = const, следовательно, первый член
с ростом 次0 уменьшается, тогда второй член должен увеличиваться при Т|о = const.
Изменение Рф0 по т0 приведено на рис. 10.3, из которого следует, что в реально используемом диапазоне т0 Рф ТРДДФ в сравнении с Рфо ТРДФ возрастает на 30 ... 40 %. В условиях полета на больших скоростях увеличение Рф ТРДДФ против Рф ТРДФ становится еще более заметным.
АЛГОРИТМ РАСЧЕТА УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ И ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРДДФ
Алгоритм расчета параметров ТРДДФ базируется на алгоритме расчета ТРДД со смешением потоков до сечения на входе в форсажную камеру (см. разд. 9.5).
В форсажной камере ко всей массе рабочего тела, определяемой Как Gb£ (1 + 9т£ ^отб ^охл + §возв) === Св£§ф под* водится тепло Qф путем впрыска дополнительного топлива GT Относительный расход форсажного топлива, как и в ТРДФ, находится по формуле
срт1 — СРГСМ + (1Гф — lT*^ 1 %
Эта формула отличается от формулы для ТРДФ членом q* 加 вместо 9т，т. е. расходом топлива в основной камере, отнесенным ко всему расходу воздуха GBZ. При определении давления перед реактивным соплом на форсажных режимах необходимо учитывать не только гидравлические, но и тепловые потери полного давления в соответствии с рекомендациями гл. 7
Рф = Рсм^ф^ф. г*(10.3)
Дальнейший расчет скорости истечения и удельной тяги производится так же, как и для ТРДДсм с учетом того, что критическая скорость звука определяется по температуре Т^ которая, как правило, задается, а масса газа увеличивается с учетом qT ф,
ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРДДФ НА Руд И Суд
Влияние основных параметров 几^工 и 7； на РуД и суд показано на рис. 10.4 и 10.5.
На рис. 10.4 приведены результаты расчета Руд по л^х в диапазоне температур 7； = 1000 ... 1800 К на форсированных и нефорсированных режимах при Мп = 2, 〃 = 11 км, m = 1.
Видно относительно слабое влияние 几^* на Руд как на форсированных, так и на нефорсированных режимах и заметное влияние 77 на Руд. Этот результат получился таким же, как и на
•335
величину удельной тяги ТРДДФ (Мп =величину удельной тяги ТРДДФ (Мп ==2,0, Я = 11 км,加=1)Тф ==Тем,Тф= 2000 К=2,0, Я = 11 км,加=1)Тф ==Тем,Тф= 2000 К%?，кг/даН-ч%?，кг/даН-чРис. 10.5. Влияние л*2, Т* и Т$ на удельный расход топлива ТРДДФ (Мц = 2,0, Я = 11 км,加=1) Тф = 7 см,Тф = =2000 КРис. 10.5. Влияние л*2, Т* и Т$ на удельный расход топлива ТРДДФ (Мц = 2,0, Я = 11 км,加=1) Тф = 7 см,Тф = =2000 К
величину удельной тяги ТРДДФ (Мп =
величину удельной тяги ТРДДФ (Мп =
=2,0, Я = 11 км,加=1)Тф =
=Тем,Тф= 2000 К
=2,0, Я = 11 км,加=1)Тф =
=Тем,Тф= 2000 К
%?，кг/даН-ч
%?，кг/даН-ч
Рис. 10.5. Влияние л*2, Т* и Т$ на удельный расход топлива ТРДДФ (Мц = 2,0, Я = 11 км,加=1) Тф = 7 см,Тф = =2000 К
Рис. 10.5. Влияние л*2, Т* и Т$ на удельный расход топлива ТРДДФ (Мц = 2,0, Я = 11 км,加=1) Тф = 7 см,Тф = =2000 К
рис. 9.3, на котором представлено влияние 冗^工 и 7? на приведен^ ную свободную энергию Лсв< пр, и объясняется тем, что выбранный диапазон л*2 близок к n*2opf для рассмотренного диапазона Т*, Для 7* = 1000 К л*2 от 2 и выше уже лежат за пределами ,л*2 opt. По мере роста уровня 7* оптимальное значение степени повышения давления л^2 opt растет, соответствующее Руд шах также возрастает. Для форсированных режимов, как и в ТРДФ,冗;工 opt получается несколько большим, чем в нефорсированном двигателе. Обращает на себя внимание существенное превышение РуД.小 над Руд, подтверждающее закономерность, представленную на рис. 10.3.
Результаты расчета суд (рис. 10.5) при тех же условиях показывают обратную картину —- заметное ухудшение суд. ф, увеличивающееся при снижении температуры газа 7?.
На нефорсированных режимах оптимальная степень повышения давления л*2эк по суд, как и в ТРД, больше n*2opt по Руд, а на форсированных режимах оба значения 冗^工 совпадают, поскольку при Т$ = const ,т. у = const и СуД. ф изменяется обратно пропорционально Руд> ф.
Влияние скорости полета и степени двухконтурности m на Руд•小 и Суд. ф приведено на рис. 10.6. Изменение Руд. ф по скорости при m = 2 в сравнении с m = 0 (ТРДФ) имеет более сложный характер, объясняемый тем, что давление перед форсажной камерой — рем с ростом m падает, а влияние скоростного напора по этой причине в некотором диапазоне Мп оказывается более заметным. При больших Мп влияние турбокомпрессора на общую степень повышения давления уменьшается, и кривые Ру% ф при разных m сближаются.
фф7д.ф(^= 1600 К,吗 у。7д.ф(^= 1600 К,吗 у。Рис. 10.6. Влияние Мц на Р：Рис. 10.6. Влияние Мц на Р：Рис. 10.7. Влияние Мц на Ру虱 и суд (71* = 1600,嚓工=25) m = 6; 1; 2
ф
ф
7д.ф(^= 1600 К,吗 у。
7д.ф(^= 1600 К,吗 у。
Рис. 10.6. Влияние Мц на Р：
Рис. 10.6. Влияние Мц на Р：
На нефорсированных режимах (рис. 10.7) (Тф = Т：м) кривые %д = / (Мп) монотонно снижаются, а влияние m на Руд, как
проявляется больше всего припроявляется больше всего прии на форсированных режимах, ,_
проявляется больше всего при
проявляется больше всего при
малых скоростях полета вплоть до Мп = 0. Удельный расход
топлива。丫虱 на малых скоростях полета с увеличением т улучшается, но на больших скоростях из-за возрастающего ухудше* ния г]© вследствие потерь при передаче энергии в наружный контур ^д при m = 0 получается меньшим, чем при m > 0.
АЛГОРИТМ РАСЧЕТА ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ И ДРОССЕЛЬНЫХ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ТРДДФ
Расчет высотно-скоростных характеристик ТРДДФ, как и в случае ТРДД, начинается с построения линий рабочих режимов на характеристиках каскадов компрессора при известных параметрах на расчетном режиме. Упрощающей особенностью расчета ТРДДФ является то обстоятельство, что при малых значе-
ниях //г。, оптимальных для этого типа двигателя, величина эх；。 выбирается достаточно большой и поэтому практически во всем диапазоне скоростей степень расширения в сопле остается сверхкритической, за исключением глубоких дроссельных режимов в условиях старта и малых скоростей полета.
Усложняющим расчет фактором является взаимозависимость полных давлений в потоке внутреннего контура за турбиной и в потоке наружного контура, обусловленная равенством статических давлений на выходе из смесителя.
В гл. 9 (разд. 9.8) приведен порядок расчета ВСХ ТРДД с раздельными соплами. Ниже приводится порядок расчета трехвального ТРДДФ с общей форсажной камерой. Этот же порядок расчета применим и к ТРДД со смешением потоков. Как и в 9.8, используем для этого методику, изложенную в [2011.
Расчет ЛРР
Расчет ЛРР на характеристиках компрессоров каскада высокого давления и каскада среднего давления происходит в той же последовательности, которая приведена в гл. 8 и 9.
Для построения ЛРР на характеристике компрессора низкого давления, как одна из возможных, используется следующая последовательность. В отличие от ТРДД с раздельными контурами, где на каждой ветке Мв. пр = const, достаточно найти точки, соответствующие равенству расчетной и располагаемой площадей критического сечения сопла внутреннего контура, в случае смешения необходимо найти дополнительно значение т, при котором соблюдается равенство статических давлений в выходном сечении смесительного устройства. Поэтому для всего диапазона изменения пв. Пр на каждой ветке пв> пр = const задаются несколько значений 冗;и выписываются соответствующие значения Ов2пр н /в・ Для каждого из этих значений эх； задаются несколько значений т. Для каждого сочетания эх； н /п находят следующие параметры.
Давление за компрессором низкого давления р；н = 1013-105-л；.
Отношение температур конца и начала сжатия в компрессоре низкого давления:
1
J В связи с высоким значением л*0 в ТРДДФ применяются не одноступенчатые вентиляторы, как в ТРДД, а многоступенчатые компрессоры, которые называются компрессорами низкого давления. Соответственно компрессор низкого давления газогенератора ТРДД трехвальной схемы в случае ТРДДФ называется компрессором среднего давления. Это изменение наименования компрессоров не отражается на индексации параметров по сечениям компрессора и турбины при дальнейшем изложении материала.
Температуру на выходе из компрессора низкого давления 丁矗=T：q = 288/.
Работу компрессора низкого давления
I \л \
L“ =占 RM
Далее для каждого значения m при заданной 冗:определяют:
5・ GBi = Gbe/（1 + ⑺.
Gb II — EGb工—Gb£ — Gb『
7.д（入口）-7.д（入口）-石 bKhSi 尸 II石 bKhSi 尸 II=const=constGb II M'；hGb II M'；h
7.д（入口）-
7.д（入口）-
石 bKhSi 尸 II
石 bKhSi 尸 II
=const
=const
Gb II M'；h
Gb II M'；h
где 0n ——коэффициент восстановления полного давления, учитывающий потери полного давления в проточной части наружного контура между сечениями вн и см. о口 = 0,96 ... 0,93.
Если q （入口）＞ 1, соответствующие значения m не рассматриваются .
эх （入口）по q （入口）.
Давление на выходе из смесительного устройства
Рп = PbhO-цЛ （Хп）.
Приведенный расход воздуха на входе в компрессор среднего давления
По GB нД пр находят точку на ЛРР компрессора среднего давления, по которой определяют пнД пр, эх責нд и т]кнд.
компрессоркомпрессорРКНД =加н^вх. гг^КНД*РКНД =加н^вх. гг^КНД*температур на выходе и входе втемператур на выходе и входе вДавление за компрессором среднего давления
компрессор
компрессор
РКНД =加н^вх. гг^КНД*
РКНД =加н^вх. гг^КНД*
температур на выходе и входе в
температур на выходе и входе в
Отношение среднего давления
ткнд
Температуру на выходе из компрессора среднего давления, равную температуре на входе в компрессор высокого давления,
Т^нд = Т；н*ГкнД・
Приведенный расход на входе в КВД
^КВД = GbI^КВД = GbI1013」05成НД%К вд1013」05成НД%К вд国НД _ t Gbi]/喷нд 288 —const喉 нД
^КВД = GbI
^КВД = GbI
1013」05
成НД%К вд
1013」05
成НД%К вд
где ств1 Вд ——коэффициент восстановления полного давления на входе в КВД, учитывающий потери полного давления в переходнике между компрессорами среднего и высокого давления ств1 вд — =0,990,97.
По величине бквд пр находят точку на ЛРР компрессора высокого давления, по которой определяют пквд пр> п^вд и т]квд.
Давление за компрессором высокого давления
Рк = Р 衣 ндОвх вд^квд-
Отношение температур на выходе и входе в КВД
.- 喉 Bд "
Температура за компрессором высокого давления 7^ = Г 女 нд^квд.
Давление перед турбиной
Рг = Рк^к. с*
21.21.Температуру газа перед турбиной из уравнения расхода:
21.
21.
где const определяется при подстановке Г： расч, р?. раСч и GBl расч.
Температуру за турбинами высокого и среднего давления из выражения 夕^ к = Г； const, где const находится так же, как 77 в п. 21, поскольку л^Вд = const и лтнд = const.
Давление торможения за турбинами газогенератора р； к = const р*.
Работу турбины компрессора низкого давления из баланса работ
Lt. в = COnst Lb (1 + ^).
Температуру за турбиной вентилятора из выражения
Степень расширения в турбине компрессора низкого давления по температурам на входе и выходе из нее
Лт. В — ''^•
/% К —窓
Давление за турбиной низкого давления
"=р*/лт. ВД" Лт. НД*^т. В =诉/乳市.в const.
Приведенную плотность потока массы в выходном сечении смесителя по внутреннему контуру
т/г а1г1〃т
где и】 —— коэффициент восстановления полного давления, учитывающий потери полного давления между сечениями т—т на выходе из турбины и выходным сечением смесителя по внутреннему контуру 5 = 0,96 ... 0,99.
Если q （九О > 1, соответствующее знечение т не рассматривается.
Статическое давление на выходе из смесителя по внутреннему контуру Р! = рг^ （М> где п （入I） находится по q （Лг）.
Полученные для разных т значения pt и рп сравниваются между собой и находится то значение т, при котором выполняется условие
Pi = Рп*
Для этого значения /и расчет повторяется от п. 5. Далее определяют:
Фактическое соотношение масс потоков внутреннего и наружного контуров с учетом отборов воздуха, возврата охлаждающего воздуха за турбиной и относительной массы топлива во внутреннем контуре:
加ем = const т.
Общий расход в сечении на выходе из смесителя
G©m = Gbii + Gbi const.
Температуру смеси
Г + "см?，々（岳一1） Rсм = —1 + mCM坛但一l）Rr •
Полное давление в сечении, в котором процесс смешения считается завершенным,
Р：М =^•
Степень расширения в сопле
几С. pH'^"1013.105 *"几(九c)s П。几c. P九cs 口。几 3c)s*
Приведенную скорость истечения из сопла
九e ^屮九e6.
Площадь критического сечения сопла
с. кп/1\ — Const *,
тг^см°ф' °с. дозв^ (^с. кр)Рем
поскольку
9 &. кр) =1U& дозв = Т爲•
Полученное значение 尸& кр сравнивается с расчетным значением Fc,Kp. расч, и находится значение л*, удовлетворяющее условию 户с. кр = ^с.нр. расн， Для найденного значения Fc кр расчет повторяется с самого начала, при этом т определяется из полученной зависимости /и = / (п；), при которой соблюдается условие р工=рП в выходном сечении смесителя. Расчеты повторяются для других значений пв. пр и по полученным данным строится JIPP на характеристике компрессора низкого давления, отличительной особенностью которой является равенство статических давлений р工= р口 на всем ее протяжении.
Следует отметить, что в ТРДДФ, как и в ТРДД, изменение ЛРР на характеристике компрессора низкого давления по отношению к границе устойчивости проходит более благоприятно, чем в ТРД и ТРДФ.
Это объясняется тем, что в двухконтурном двигателе дросселирующее влияние газогенератора в определенной мере сглаживается наличием наружного контура, работающего как постоянно действующий перепуск. С увеличением 7； (скорости полета) и соответствующим снижением q (Лв)к растет степень двухконтурности /и, т. е. все большая часть общего расхода воздуха проходит через наружный контур.
Увеличивающийся расход воздуха через наружный контур «поджимает» поток газа, выходящий из турбины, а так как смешивающиеся потоки имеют дозвуковые скорости на выходе из смесителя, турбина компрессора низкого давления не «заперта» и Лт. в в связи с этим уменьшается. Это в свою очередь приводит к снижению частоты вращения ротора низкого давления с соответствующим уменьшением общего расхода воздуха. Парировать это явление можно путем раскрытия критического сечения сопла, что и делается в ТРДДФ, у которого сопло во всех случаях должно регулироваться.
Выбор закона регулирования
Как и в ранее рассмотренных случаях, окончательный выбор закона регулирования (или комбинации законов), предусматривающий последовательный переход от одного к другому по мере роста Г； (скорости полета), осуществляется путем сопоставления ВСХ, рассчитанных для различных законов.
Типичная программа, состоящая из комбинации законов регулирования, обеспечивающая ограничения по п и Т； и одновременно дающая возможность получения наиболее благоприятного протекания ВСХ ТРДДФ двухвальной схемы, показана на рис. 10.8. Эта программа предусматривает: поддержание 底.пр = const при Т* ниже 288 К, чем ограничивается GB и Р в этих условиях (ограничение по внутренним давлениям и усилиям); ограничение максимальной частоты вращения ротора газогенератора величиной, не превышающей пк тах более, чем на 1,5 %; ограничение температуры газа Т； величиной, не превышающей 7； шах = 1700 К на режимах, соответствующих большим значениям (Мп = 1,1 1,2 при Н = 0； Мп = 1,7 1,8 при Н 力 11 км).
При дальнейшем повышении Т； до максимального значения температура газа перед турбиной 77 и частота вращения ротора газогенератора должны быть несколько снижены для обеспечения надежности двигателя (сохранение температуры лопаток на заданном уровне и некоторое снижение механических нагрузок). »
Соответственно программа состоит из нескольких участков / — пв.пр — const и пк,пр const; 2 — nB = const; 3 — ограничение пк, max — 1,015; 4 ——понижение Т； и пк в связи с ограничением механической прочности турбины.
Реализация того или иного закона регулирования обеспечивается выбором соответствующих параметров регулирования. В ТРДДФ управляющими факторами являются расход топлива в основной камере сгорания GT, расход топлива в форсажной камере GT. ф и площадь критического сечения реактивного сопла Fc, кр. Существенное повышение гибкости могло бы получиться ири регулировании площади соплового аппарата турбины низкого давления поворотом сопловых лопаток или площади смесителя. Однако высокий уровень температур затрудняет надежное и эффективное решение и той, и другой задачи. Поэтому в эксплуатации таких двигателей еще нет. Поскольку максимуму температуры газа Т* соответствует максимум р*м, на форсированных режимах целесообразно держать Т* на максимально допустимом уровне. Для сохранения работы турбокомпрессора на режиме, соответствующем максимуму, при форсировании необходимо раскрыть критическое сечение реактивного сопла. Поскольку расход газа в этом случае остается неизменным, закон изменения площади может быть записан как
Рис. 10.8. Пример сложной програмРис. 10.8. Пример сложной программе, кр// Т$ = ?с. кр. пр = const во всем диапазоне изменения 7$ или
Рис. 10.8. Пример сложной програм
Рис. 10.8. Пример сложной програм
*р= J證击，°°・4) где %.力 一учитывает потери полного давления в форсажной камере при подводе тепла.
Дросселирование ТРДДФ на форсированных режимах, как и в случае ТРДФ, производится уменьшением Т$ вплоть до T$min, определяемой устойчивостью горения в форсажной камере при малых подачах топлива. Одновременно уменьшается 尸 1cp. При таком законе регулирования площади критического сечения сопла п；. в будет изменяться по Мп и Н так же, как и при 7?Kp=const и Т| = Т：м・ Но для реали
мы регулированиязации некоторых законов регулирования и, в частности, программ дросселирования, обеспечивающих для зависимости суд = f (р) при заданных Мп и Я минимальное значение, целесообразно использовать изменение F^p, которое бы изменяло п* н наиболее рациональным образом. В этом случае изменение F& кр носит более сложный характер, чем приведенный в формуле (10.4).мы регулированиязации некоторых законов регулирования и, в частности, программ дросселирования, обеспечивающих для зависимости суд = f (р) при заданных Мп и Я минимальное значение, целесообразно использовать изменение F^p, которое бы изменяло п* н наиболее рациональным образом. В этом случае изменение F& кр носит более сложный характер, чем приведенный в формуле (10.4).ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ И ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДДФ
мы регулирования
зации некоторых законов регулирования и, в частности, программ дросселирования, обеспечивающих для зависимости суд = f (р) при заданных Мп и Я минимальное значение, целесообразно использовать изменение F^p, которое бы изменяло п* н наиболее рациональным образом. В этом случае изменение F& кр носит более сложный характер, чем приведенный в формуле (10.4).
мы регулирования
зации некоторых законов регулирования и, в частности, программ дросселирования, обеспечивающих для зависимости суд = f (р) при заданных Мп и Я минимальное значение, целесообразно использовать изменение F^p, которое бы изменяло п* н наиболее рациональным образом. В этом случае изменение F& кр носит более сложный характер, чем приведенный в формуле (10.4).
Высотные и скоростные характеристики ТРДДФ, в принципе, имеют те же закономерности изменения в зависимости от скорости и высоты, что и ТРДФ. Отличие, несущественное при т0 = 0,10 ... 0,15, становятся заметным с увеличением т^ практически реализованное максимальное значение которого, как уже отмечалось, достигает 2,0 ... 2,1. На рис. 10.9 показано изменение относительной форсажной тяги 4 = Рф/Рфо по скорости полета двухвального и трехвального ТРДДФ, регулируемых по законам nK = const или 77 = const при 加。=1. Там же показано изменение Т； и пв при регулировании по закону пк = =const. При увеличении Мп от 0 до 2,0, при регулировании по пк = const, 戸ф двухвального двигателя увеличивается более чем в 2 раза. При законе Г； = const рост 厶 менее интенсивен.
Рис. 10.9. Тяго^ыё характеристики ТРДДФ на режимах полного форсирования при регулировании по закону nK = const (Г* = 1600 К, я;*2 = 25, т = 1). Двухвальный двигатель: пк = const;Т* = const (nK =/= const). Трехвальный двигатель: "квд 三 const
Причины более резкого нарастания Рф при nK = const — повышение Т^ от 1600 до 1700 К на скорости, соответствующей Мп = 2,0, являющееся следствием «затяжеле- ния» компрессора, т. е. роста
LK с уменьшением Пд. пр, а также более энергичное нарастание GHS по Мп в связи с В трехвальном ТРДДФ при пквд = const температура 77 даже несколько снижается в связи с «облегчением» КВД при уменьшении 亢квд.ир，а расход воздуха через двигатель GBS нарастает наименее интенсивно в связи с наиболее крутым падением пн. Влияние расчетного значения т0 (выбранного при М11Ho и Я = 0) на Рф и суд,ф при Н = 0 н Н = 14 км показано на рис. 10.10, из которого следует, что в условиях Н = 0 т0 наиболее заметно влияет на удельный расход топлива, который суще
ственно возрастает по мере увеличения /щ. Влияние т0 на Рф значительно меньше. На Н = 14 км в интервале скоростей, соответствующих Мп = 1,5 ... 3,0, влияние % на Руд.ф и г?уд>ф меняется на обратное.
Такая закономерность изменения Рф и Су%, ф по Мп при разных % объясняется тем, что в условиях Я = 0 и интервале Мц = 0 ... 1,2 удельная тяга Ру„.ф сравнительно слабо зависит от /тг。, в то время, как при Н = П км и Мп = 1,5 ... 3,0 эта зависимость оказывается значительно более существенной.
Влияние т0 на изменение приведенного расхода воздуха с увеличением М аналогично влиянию на Руд. ф, т. е. с увеличением растут и Руд.ф и GB. пр при Мп >1,0.
Некоторые возможности дальнейшего увеличения Рф. П1ах открываются при определенных сочетаниях 九口 ——приведенной скорости в смесителе с величиной FCt кр. При соответствующих УСЛОВИЯХ, дополнительный Прирост Аф max может достигать 20 ... 30 %. Этой возможностью пользуются в тех случаях, когда требуется улучшить маневренные и разгонные характеристики летательного аппарата, заранее выбирая целесообразное значение 入口 и
Рис. 10.10. Изменение относительной величины форсажной тяги Рф Шах и удельного расхода топлива суд. ф в зависимости от Мп при разных значениях 恤
%。
fnz/daH4
У
纽
鹏"
\
一加0竺，
% = 2吗
г
т~3
二/
卜
\ \
勿吻，
.1
彳8
я
我
У
C
吻广
0
0/ 纣 «
Рис. 10.11. Дроссельные характеристики ТРДДФ при сверхзвуковых скоростях полета (У* = 1600 К, л* so— 20, FKp пр — const, // = 20 км; Мп= 2,35 и 3,0, 恤=0,5; 1,0; 2,0; 3,0)
Рис. 10.12. Дроссельная характеристика ТРДДФ на нефорсированных режимах (У* = 1600 К, л* 20 = 20,"= =11 км; Мц — 0,8)
Дросселирование ТРДДФ, как и ТРДФ, происходит вначале за счет снижения подачи топлива в форсажную камеру с соответств ующ и м уменьшением площади критического сечения реактивного сопла.
Характер изменения суд. ф от Р力 при дросселировании тяги от % max, соответствующей Т$= =2000 К до Тф= Тем на скоростях полета Мп=2,35 и 3,0,при разных значениях /и, приведен на рис. 10.11. По оси абсцисс на
Р^ Р/РотахР^ Р/Ротахрис. 10.11 отложено отношение
Р^ Р/Ротах
Р^ Р/Ротах
Кр на высоте 20 км к Рф тах на земле: % =貞1^ • При "*^фо max
Мп = 2,35 дросселирование тяги путем снижения приводит к крутому снижению суд. ф вплоть до Т$ =汽м・ При максимальной 7$ — 2000 К при переходе на большие значения /По суд. ф растет вместе с ростом Р®.
Рассматривая характер изменения суд> ф при некотором заданном значении' %, например Рф = 0,3, получим заметное снижение суд ф при переходе от меньшего /и к большему. Это происходит вследствие более глубокого дросселирования по Т$ на больших т, при котором обеспечивается заданное значение Рф. Глубокое дросселирование двигателя на Мп = 2,35 и тем более на Мп = 3,0 не имеет большого практического значения с точки
зрения достигаемого уровня экономичности, так как для совершения гор изонтального полета на Я = 20 км Рф должна быть близкой к максимальному значению. Тем не менее представляет интерес характер изменения на этих скоростях суд на максимальной нефорсированной тяге.
Как видно из рис. 10.11, на режиме максимальной нефорсированной тяги Суд имеет min при т = 1,0, а вся зависимость суд от т при /и > 1 имеет тот же характер, что и при 7$ = шах, но Р® в этом случае не растет, а падает. При % а 0,15 суд.ф независимо от /и остается на одном уровне. При Мп = 3,0, кривая зависимости суд. ф от Рф на полном форсированном режиме имеет более пологий характер, чем на Мп = 2,35, а пересечение кривых Суд = / (0ф) для каждого значения т происходит при больших,
чем на Мп — 2,35, Рф. На нефорсированных режимах ухудшающее влияние т на экономичность становится особенно заметным. Такая закономерность протекания кривых суд = f (Рф) на сверхзвуковых скоростях объясняется характером влияния потерь при передаче энергии в наружный контур, которые растут с увеличением т, и влиянием полетного КПД, который растет с уменьшением РуД, а следовательно, при увеличении т.
Дроссельные характеристики ТРДДФ на дозвуковых скоростях полета при дальнейшем дросселировании тяги за счет снижения 77 (при Тф = Тем) показаны на рис. 10.12. Здесь приведены дроссельные характеристики ТРДДФ на Я = 11 км при Мп = 0,8 при изменении /и от /и = 0,5 до /и = 3. Заштрихованный участок Р = Р/Ротах характеризует практически используемый интервал Р. Положительное влияние увеличения /и здесь наглядно демонстрируется вертикальной пунктирной линией, соединяющей кривую /и = 0,5 и кривую т = 3,0 при Р = 0,12. Выигрыш в экономичности при переходе от первого значения /и ко второму достигает 20 %.
ДВИГАТЕЛИ ИЗМЕНЯЕМОГО РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА (ТРДИ)
Рассматривая влияние степени двухконтурности на характеристики двигателя при различных скоростях полета, следует иметь в виду, что как показано на рис. 10.13, для выполненного двигателя величина т не остается постоянной по скорости полета (7；), а увеличивается с ростом Мп.
Это свойство ТРДД следует из выражения т =夕 &•喊工 % крп 9 (лв)к f в
(см. гл. 9). При 乳:口 > л*р и крн = const изменение m происходит обратно пропорционально изменению q (Лв)к. С увеличением Мп и, соответственно TJ, уменьшается пк>пр и q (Хв)к, что и обуславливает рост т. Иными словами, фактическое изменение степени двух контур ности ТРДД обычной схемы по скорости полета прямо противоположно тому, которое диктуется требованиями достижения высокой эффективности двигателя на больших скоростях полета, реализуемых при уменьшении т до /и = 0 (ТРД, ТРДФ).
Для улучшения экономичности (километровых расходов топлива) некоторые конструкции многорежимных самолетов имеют крыло изменяемой стреловидности, обеспечивающее улучшение аэродинамики как на малых, так и на больших скоростях полета. К двигателю также предъявляется требование «адаптации», т. е. приспособления характеристик к условиям полета.
Наиболее приемлемым для рассматриваемого случая был бы двигатель, имеющий свойства ТРДД на дозвуковых скоростях полета и свойства ТРДФ на сверхзвуковых скоростях. Двигатель наиболее целесообразно изменяющий свои характеристики в за-
Рис. 10.13. Изменение относительной вели- 质 чины степени двухконтурности т = =(加网)г =288)^и разных законов регу- 卄 лировання по Т^ висимости от скорости и высоты полета, получил название двигателя 4° изменяемого рабочего процесса (ТРДИ) ил и двигателя изменяемой степени двухконтур ности.
Рассматриваются всевозможные схемы, позволяющие в той или иной мере приблизиться по характеристикам к наиболее эффективному гипотетическому двигателю.
На рис. 10.14; 10.15; 10.16 представлены некоторые из возможных схем ТРДИ, предложенные фирмами Роллс-Ройс и Пратт- Уитни [19J.
Двигатель Роллс-Ройс, схема которого изображена на рис. 10.14, имеет общий компрессор низкого давления (вентилятор), центральный газогенератор, обеспечивающий работу турбины вентилятора и группы модульных двигателей ——ТРД или ТРДФ, расположенных вокруг центрального газогенератора. На малых скоростях полета модульные ТРД не работают, и воздух от компрессора низкого давления, поступающий в наружный контур, по каналам проходит непосредственно в реактивное сопло наружного контура. Двигатель работает как ТРДД. На сверхзвуковых скоростях полета воздух от компрессора низкого давления, поступающий в наружный контур, подается на вход в модульные ТРД, в результате —— двигатель по хар актер истинам приближается к ТРД или ТРДФ.
Во второй схеме той же фирмы (рис. 10.15) в наружном контуре имеется камера сгорания /, за турбиной вентилятора расположен смеситель 2, после которого общий поток газа поступает на турбину 4 и затем в общую форсажную камеру 5. Турбина 4 механически связана с турбиной 3 компрессора низкого давления. На дозвуковых скоростях камера / и форсажная камера 5 выключается, а работа турбины 4 путем регулирования соплового аппарата минимизируется. Двигатель по характеристинам приближается к характеристике ТРДД. На сверхзвуковых скоростях полета с включенными камерами / и 5 он имеет характеристики, близкие к характеристикам ТРДФ.
На рис. 10.16 показана принципиальная схема трехконтурного ТРДИ фирмы Пратт-Уитни с переключающим устройством. На малых скоростях двигатель работает по схеме а, согласно которой два последовательно расположенных вентилятора обеспечивают сжатым воздухом два параллельно работающих наружных контура, суммарный расход через которые достаточно велик, т. е. двигатель работает на больших т и имеет высокую экономичность. На сверхзвуковых скоростях оба вентилятора работают
Рис. 10.14. Принципиальная схема ТРДИ, состоящего из центрального ТРДД и модульных двигателей — ТРД нлн ТРДФ
последовательно, а один из наружных контуров перекрыт. В этом случае увеличивается общая степень повышения давления, уменьшается /тг и в сочетании с форсированием во внешнем контуре двигатель обеспечивает получение высокой удельной тяги.
Приведенные схемы являются лишь примерами возможных решений, но и этих примеров достаточно, чтобы показать, что: а) схемы двигателей существенно усложняются; б) наличие работающих только на некоторых режимах узлов дополнительно утяжеляют конструкцию.
Успешное решение проблемы уменьшения массы ТРДИ лежит на пути дальнейшего повышения температуры газа перед турбиной, хотя и в случае обычной схемы ТРДДФ такой путь
Рис. 10.16. Принципиальная схема ТРДИ с устройством для переключения потоков воздуха
достаточно эффективен. По-видимому, наиболее естественным путем развития ТРДИ будет последовательное расширение числа регулируемых элементов ТРДДФ на первом этапе. Имеются в виду такие элементы, как смеситель, сопловые аппараты турбин в сочетании с более широкой механизацией компрессоров низкого и высокого давлений.
ГЛ АВ А И. ТУРБОВИНТОВЫЕ, ВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЕ, ТУРБОВАЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ
ТУРБОВИНТОВЫЕ И ТУРБОВАЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. СХЕМЫ. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ
Турбовинтовой и турбовальный двигатели характеризуются тем, что в них основная часть свободной энергии преобразуется в механическую работу, используемую для привода воздушного винта или винтовентилятора в случае ТВД и ТВВД или для привода ротора несущей системы вертолета.
В случае ТВД и ТВВД совокупность двигателя и винта можно рассматривать как двухконтурный двигатель без смешения со степенью двухконтурности 60 ... 100 и более (в зависимости от характеристики винта). Действительно, в гл. 9 было показано, что оптимальная степень повышения давления вентилятора ТРДД зависит лишь от сопротивления (внешнего и внутреннего) проточной части наружного контура, причем с уменьшением сопротивления оптимальная степень повышения давления также уменьшается.
В случае ТВД и ТВВД отсутствие замкнутой проточной части наружного контура, а следовательно и лобового сопротивления гондолы наружного контура, снижает оптимальное п； до 1.
Главным видом потерь винта и винтовентилятора являются потери, связанные с обтеканием лопастей винта.
С увеличением скорости полета на концах лопастей абсолютная скорость становится околозвуковой и сверхзвуковой, и появляются дополнительные волновые потери, которые заметно снижают КПД винта. Поэтому ТВД применяются для ЛА с относительно небольшими крейсерскими скоростями полета Vn = —500 ... 650 км/ч, при которых эти двигатели являются наиболее экономичными. При больших скоростях, соответствующих 850 ... 950 км/ч, наиболее экономичными становятся ТРДД, вентилятор которых благодаря торможению потока в воздухозаборнике работает при оптимальных скоростях на входе.
Винтовентиляторы, имея специальную профилировку лопастей, позволяют сохранить высокое значение КПД винта и при скоростях, соответствующих Мп ^; 0,8 (850 км/ч).
Рис. ПЛ. Принципиальные схемы ТВД
Переход от ТВД к ТРДД в пассажирской авиации средней и большой дальности был связан не только с худшей экономичностью ТВД на больших скоростях, но и с наличием присущих этим двигателям других недостатков, таких как повышенный уровень шума, вибрации, необходимости применения тяжелого й требующего высочайшей точности изготовления редуктора между валом двигателя и винтом и др. Эти недостатки стимули- РУЮТ исследования и поиски новых решений, которые будучи примененными в ТВВД, сделают последние конкурентноспособными ТРДД при больших дозвуковых скоростях полета.
Рассмотрим схемы ТВД, их рабочий процесс и характеристики.
Известны различные конструктивные схемы ТВД. Простей- цш* Двигатель — одновальный (рис. 11.1, а), Большое достоинство такого двигателя — его хорошая приемистость, однако, одновальность двигателя затрудняет согласование работы ком- прессора, турбины и винта. Другой распространенной схемой является ТВД с однокаскадным компрессором и так называемой свободной турбиной, расположенной на отдельном валу и служащей только для привода винта (рис. 11.1, 5) (турбовальные двигатели). Именно по такой схеме обычно выполняются ГТД 352
для вертолетов. Этот двигатель более гибок, требует меньшей мощности пусковых устройств, чем одновальный двигатель, но отличается худшей приемистостью. Находит применение также и^ТВД с двухкаскадным компрессором, у которого винт и компрессор низкого давления приводятся отдельной турбиной (рис. 11.1, б). По свойствам ТВД с двухкаскадным компрессором занимает^ промежуточное положение между одновальным ТВД и ГТД со свободной турбиной.
Для^согласования частоты вращения турбины и винта в ТВД применяют редукторы. Передаточное отношение от вала ре* дуктора к валу винта определяется диаметром винта и передаваемой мощностью, оно обычно равно 10 ... 16.
Возможны и безредукторные схемы ТВВД (рис. 11.2), в которых два сооеных винтовентилятора противоположного вращения приводятся непосредственно тихоходной биротативной свободной турбиной, состоящей из двух барабанов с лопаточными венцами, вращающимися в противоположные стороны, причем каждый венец, вращающийся в одну сторону, является сопловым аппаратом для последующего венца, вращающегося в противоположном направлении.
Рис. 11.3, Принципиальная схема ТВД с регенерацией теплаРис. 11.3, Принципиальная схема ТВД с регенерацией тепла12 в. М. Акимов12 в. М. АкимовДостоинствами такой схемы являются отсутствие ограничения мощности редуктора, возможность работы турбины с минимальными радиальными зазорами, возможность применения легких, в том числе керамических, лопаток. Применение двух вин- товентиляторов противоположного вращения позволяет повысить КПД винта на 5 ... 8 % по сравнению с однорядным винтом.
Рис. 11.3, Принципиальная схема ТВД с регенерацией тепла
Рис. 11.3, Принципиальная схема ТВД с регенерацией тепла
12 в. М. Акимов
12 в. М. Акимов
353
FlJ оиоялчммto9dAi『ехзх。№«s^ra•HulmHHdu .= ・OHdFlJ оиоялчммto9dAi『ехзх。№«s^ra•HulmHHdu .= ・OHdЗначительный интерес привлекают к себе схемы ТВД и турбо- вальных ГТД с регенерацией тепла (рис. П.З). В таких двигателях воздух, сжатый в компрессоре, направляется в теплообменник, установленный за турбиной, и нагревается в нем, отбирая часть тепла у потока газа перед реактивным соплом. Далее нагретый воздух идет в камеру сгорания. Применение регенерации тепла способствует снижению удельного расхода топлива ценой некоторого уменьшения удельной мощности двигателя, которое происходит вследствие потерь давления газа и воздуха в теплообменнике и уменьшения скорости истечения из реактивного сопла из-за снижения 7：, а также, главным образом, из-за увеличения массы и габаритных^раз- меров двигателя. Поэтому использование ТВД с регенерацией тепла возможно в случае появления достаточно легких и компактных теплообменников, имеющих также приемлемые эксплуатационные свойства (надежность, засоряемость и др.).
FlJ оиоялчммto9dAi『ехзх。№«s^ra•HulmHHdu .= ・OHd
FlJ оиоялчммto9dAi『ехзх。№«s^ra•HulmHHdu .= ・OHd
Принципиальная схема турбовального ГТД, предназначенного для вертолета, по* казана на рис. 11.4.
112 ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ ЭФФЕКТИВНОСТЬ РАБОТЫ ТВД. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ ТВД
Полезная работа ТВД, равная разности теплоты, выделившейся при сгорании топлива в камере сгорания Q】и отведенной в цикле 仇一■ %), с учетом потерь в редукторе равна
炉—V2巒—V2
厶=(厶一厶)%+^^ =厶 + ^^，(1L1)
где LB ——работа на валу винта; т]р — КПД, учитывающий потери в редукторе и другие механические потери.
Под элективным КПД ТВД (подробнее см. гл. 1) понимают отношение
а под КПД движителя ——отношение ・
尸霖"屮в，(Н.З)
где т]в = Р円—КПД винта.
Lb
В выражении (11.3) Рв и Рс ——тяга винта и реактивная тяга двигателя соответственно. Помимо суммарной тяги двигателя в практике широкое применение находит понятие эквивалентной мощности турбовинтового двигателя
(Н.4)
которое представляет собой сумму мощности, развиваемой на валу винта 汽口， и такой дополнительной мощности, которую потребовалось бы развить на валу винта для получения тяги винта Р； = Рс.
В условиях старта т]в = 0. Поэтому реактивная мощность винта 〃вр = "вПв и мощность струи, вытекающей из сопла, 〃с = PcVn равны нулю, в то время как тяга винта Рв и тяга сопла Рс имеют вполне определенные значения, отличные от нуля.
В этом случае для определения суммарной тяги используется эмпирический параметр т = PB/NBt зависящий от характеристики винта или винтовентилятора. Величина т обычно лежит в пределах т = 1,2 ... 1,6 даН/кВт.
Тяга Рх в этом случае находится из выражения
Рх=%т+Рс・(Н.5)
Экономичность ТВД оценивается удельным расходом топлива, т. е. часовым расходом, отнесенным к эквивалентной мощности
двигателядвигателя(?т・3600(?т・3600(Н.6)(Н.6)
двигателя
двигателя
(?т・3600
(?т・3600
(Н.6)
(Н.6)
а в некоторых случаях — расходом топлива, отнесенным к суммарной тяге двигателя:
_ GT-3600 小力 Суд — р ' (1L7)
В полете при Уп > О мощность
储=柴.(UE)
Расчет параметров ТВД и турбовальных ГТД в основном проводится в такой же последовательности
Рис. 11.5. Распределение свободной энер- и 口。тем же соотношениям, гии в реальном ТВДчто и ранее изложенный
/ 〜J. b cb 〜Л；. В/ 〜J. b cb 〜Л；. В5我・5我・(11・9)(11・9)расчет параметров ТРД. Од- нако в ТВД работа турбины превышает работу компрессора, а величина л； определяется из условия оптимального распределения свободной энергии между винтом и реактивным соплом. В реальном случае, когда КПД турбины винта (в одноваль- ном двигателе一 условный КПД той части турбины, которая передает мощность на вал винта) т]т.в, КПД редуктора т]р и коэффициент скорости реактивного сопла (рс меньше единицы (рис. 11.5), следуя методу, изложенному в разд. 9.4, получим
/ 〜J. b cb 〜Л；. В
/ 〜J. b cb 〜Л；. В
5我・
5我・
(11・9)
(11・9)
Эта свободная энергия расходуется на получение Рв уд и рс.уд так, чтобы величина Ауд = А.уд + 尸以办 была максимальной. Дифференцируя по Сс величину 屬
скорости истече-скорости истече-Таким образом, доля свободной энергии,Таким образом, доля свободной энергии,получим следующее выражение оптимальной ния из реактивного сопла:
скорости истече-
скорости истече-
Таким образом, доля свободной энергии,
Таким образом, доля свободной энергии,
передаваемой на винт, возрастает при уменьшении скорости полета и коэффициента скорости реактивного сопла, а также при увеличении КПД элементов, преобразующих адиабатический теплоперепад турбины винта в тягу винта.
В расчете параметров ТВД после определения оптимальной скорости истечения из реактивного сопла может быть принята
несколько большая величина сс, так как это приведет к уменьшению теплоперепада, срабатываемого в турбине, и, следовательно, к уменьшению массы двигателя, правда, ценой ухудшения его экономичности. Для диффузорных реактивных сопел в расчетах можно принимать(рс = 0,88 ... 0,92. Значения КПД можно принимать такими:
КПД винта в расчетной точке т)в = 0,8 ... 0,85;
КПД редуктора т]р = 0,980 ... 0,985;
КПД турбины винта %.в = 0,91 ... 0,92.
П.З. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА НА УДЕЛЬНУЮ МОЩНОСТЬ, УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА И УДЕЛЬНЫЙ ВЕС ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫХ ГТД
Как следует из выражения (11.4), удельная эквивалентная мощность равна
М・ УД ="в. уд +
Изменение N^ уД и 储厘 в зависимости от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной в условиях полета при "口 = 720 км/ч и Я = И км показано на рис. 11.6, а изменение удельного расхода топлива — на рис. 11.7.
Увеличение л* первоначально приводит к увеличению "з.уД и М.уд・ При достижении некоторого л* = л*. opt (в рассматриваемом диапазоне изменения Т； = 1200 ... 1600 К,暇 opt = Ю ... 20) свободная энергия достигает максимального значения. При этом достигают максимальной величины А^.уД и NSt уд. Дальнейшее увеличение л* приводит к снижению N3t уд и NB, уд. Как и в ТРД, увеличение Т* приводит к увеличению л* opt. Как и в ТРД, при л* > 崂 opt существует л* = п£ эк, при котором с? достигает минимальной величины. На рис. 11.7 л*. эк реализуется только при Г； = 1200 К, при более высоких значениях Т* л*. эк возрастает за пределами графика. Как уже было показано ранее, величина 暇 эк у ТВД меньше, чем у ТРД и ТРДД (см. рис. &20) вследствие того, что полетный КПД ТВД слабо изменяется при изменении скорости полета, в результате максимальная величина полного КПД достигается при л^, менее отстоящих от 啖opt по т]е, чем у ТРД и ТРДФ.
При увеличении 77 удельная мощность ТВД возрастает более интенсивно, чем сама температура газа. Это объясняется тем, что удельная мощность на валу винта является сравнительно малой разностью между общей удельной мощностью турбины, меняющейся практически пропорционально Г；, и мощностью, затрачиваемой на привод компрессора, которая является функцией только п； и 刀к, т. е. независима от Т；. Если, например,
$車；Мз/Вт/м$車；Мз/Вт/мРис. 11.6. Влияние параметров рабочего процесса на удельные мощности tbД:"a 口；^в. удРис. 11.6. Влияние параметров рабочего процесса на удельные мощности tbД:"a 口；^в. удРис. 11.7. Влияние параметров рабочего процесса на удельный расход топлива ТВД
$車；Мз/Вт/м
$車；Мз/Вт/м
Рис. 11.6. Влияние параметров рабочего процесса на удельные мощности tbД:"a 口；
^в. уд
Рис. 11.6. Влияние параметров рабочего процесса на удельные мощности tbД:"a 口；
^в. уд
мощность на валу винта составляет 】/з от общей мощности турбины, то при изменении последней на 1 % мощность на валу винта изменится на 3 %. Такая закономерность позволяет сделать вывод и о том, что при л« = const влияние Т* на N9, уд будет тем большим,
чем меньше исходное значение Т；. По той же причине с ростом 兀^ влияние изменения Т； также возрастает (см. рис. 11.6). В отличие от ТРД в ТВД увеличение Т； во всех случаях способствует снижению с8, так как полный КПД в ТВД изменяется практически так же, как и КПД эффективный (полетный кпд почти не зависит от рабочего процесса в двигателе). Зависимость эффективного КПД от Т； (см. гл. 1) по мере роста последней становится все менее интенсивной» Соответствен но изменяется и с& (см. рис. 11.7). Из рассмотрения рис. 11.6 и 11.7 видно, что при используемых в настоящее время в ТВД л* = =10 ... 14 и TJ = 1200 …1400 К N& 整=330 …440 кВт/кг, aq = 0,215... 0,220 кг/(кВт'Ч). В ТВВД в дальнейшем можно ожидать увеличения Т； до 1600 ... 1700 К, а л* до 30 ... 40. При таких параметрах суд ТВВД при Н = 11 и Мп = 0,8 по имеющимся оценкам должен быть на 20 ... 25 % ниже, чем у ТР血. которые войдут в эксплуатацию в конце 80-х годов [19J.
• Удельный вес ТВД можно представить в виде зависимости
"2礬5"2礬5Рис. 11.8. Изменение относительной массы ТВД в зависимости от величи- нн л*0Рис. 11.8. Изменение относительной массы ТВД в зависимости от величи- нн л*0Рис. П.9. Изменение массы ТВД в зависимости от расхода воздуха
"2礬5
"2礬5
Рис. 11.8. Изменение относительной массы ТВД в зависимости от величи- нн л*0
Рис. 11.8. Изменение относительной массы ТВД в зависимости от величи- нн л*0
Относительная масса двигателя 卩 дво =.俄в (отношение
Мез，к2Мез，к2массы двигателя к расходу воздуха при взлете), как показывает рассмотрение статистических данных (рис. 11.8), слабо зависит от величины степени повышения давления воздуха в компрессоре при взлете л*0. В диапазоне изменения Лк0 = 7 …14 максимальное отклонение рдв0 от его среднего значения не превышает 8 ・•，9 %・ Слабое влияние Лк0 на величину рдво связано со следующими обстоятельствами. Относительную массу ТВД можно считать состоящей из трех составляющих: относительной массы компрессора рк — -^-, относительной массы турбины
Мез，к2
Мез，к2
~т = и °тносительной массы редуктора gp = MP/GBO;
卩2 О = % + Nt + Нр»
Относительная масса компрессора растет при увеличении п；。 в связи с увеличением количества ступеней и давления воздуха в компрессоре. Однако, если в ТРД (при условном разделении его массы между компрессором и турбиной) масса компрессора составляет 50 ... 60 % массы двигателя, то в ТВД (при условном разделении его массы между компрессором, турбиной и редуктором) масса компрессора равна 30 ... 32 % массы двигателя. Из графиков на рис. 11.6 видно, что при изменении л* от 7 до 10 величина “в. уД при Г； = 1200 ... 1400 К возрастает, но весьма слабо (на 4 ... 5 %). Дальнейшее повышение л^ до 14 ... 15 практически не изменяет величины удельной мощности.
Таким образом, в рассматриваемом диапазоне изменения n« масса турбины ТВД изменяется незначительно. Относительная
масса редуктора при заданном передаточном отношении редуктора также пропорциональна удельной мощности на валу винта и, следовательно, изменяется весьма слабо. Указанные соображения оправдывают выбор при оценке массы ТВД величины его относительной массы в рассматриваемом диапазоне изменения Лк и 77 постоянной и равной р,дв0 = 50 кг-с/кг. При этом предположении масса ТВД становится линейной функцией расхода воздуха в условиях полета (рис. 11.9). На рис. 11.9 прямая / соответствует массе ТВД с редуктором, а прямая 2 — массе ТВД с редуктором и двумя соосными винтами.
Удельный вес современных ТВД без винта в зависимости от типа двигателя и величины Т^ изменяется в пределах от 0,17 до 0,33 кг/кВт.
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА
Изменение параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя с регенерацией тепла характеризуется i—s-диаграммой, показанной на рис. 11.10. В теплообменнике, установленном за турбиной, тепло, отведенное от газа & —审)，сообщается воздуху (&—《')•电国
Для ТВД с регенерацией тепла характерной величиной является степень регенерации, представляющая собой отношение количества тепла, подведенного к воздуху в теплообменнике, к тому предельному количеству тепла, которое могло бы быть подведено к воздуху в идеальном случае:
Регенерация тепла в газотурбинном двигателе сопровождается уменьшением скорости истечения газа и падением полного давления воздуха и газа при прохождении их через теплообменник, а следовательно, уменьшением удельной мощности (тяги) двигателя. Вместе с тем, использование тепла газов для подогрева воздуха приводит к снижению удельного расхода топлива.^
Из рассмотрения рис. 11.10 следует, что наибольшее количество тепла может быть передано от отработавших газов воздуху в том случае, когда разность температур (77 — Г*) достигает максимального значения. По этой причине можно предположить, что наиболее эффективным является применение регенерации тепла в ТРД； В действительности, как это видно на рис. 11.10, такое предположение ошибочно. На рис. 11.11 показано изменение удельного расхода топлива ТРД с nJ = 4 ... 20 и Г* = 1400 К в зависимости от степени регенерации в полете при Н = 0,5 км, % = 400 км/ч. Из графиков следует, что если, 360
например, принять за эталон для сравнения ТРД без регенерации тепла при 崂=立0, то регенерация тепла становится выгодной (по соображениям экономичности) у ТРД С Л* = 8 При ОрегА > 0,55, а у ТРД с nJ = =4 при Орег >0,75. На рис. 11.11 нанесена также кривая, в каждой точке которой в ТРД без регенерации тепла поддерживается оптимальное по экономичности значение Гг (для данного л*). Таким образом, например, в ТРД с Лк=8 применение регенера-
Рис. 11.10. Изображение цикла ТВД (турбовального ГТД) с регенерацией тепла в t—s-днаграммеРис. 11.10. Изображение цикла ТВД (турбовального ГТД) с регенерацией тепла в t—s-днаграммеции тепла может дать преиму
Рис. 11.10. Изображение цикла ТВД (турбовального ГТД) с регенерацией тепла в t—s-днаграмме
Рис. 11.10. Изображение цикла ТВД (турбовального ГТД) с регенерацией тепла в t—s-днаграмме
щество в Суд перед ТРД с Лк=8 без регенерации тепла, работающим при Т；. эк> ТОЛЬКО при Орег > 0,7; при л* = 12 — только при арег > 0,76, а при л* =20 — ни при каких обстоятельствах. На рис. 11.12 показана зависимость Руд от арег, откуда видно, что при увеличении арег, Руд в ТРД уменьшается.
Рнс. 11.П. Изменение суд ТРД с регенерацией тепла в зависнмостн от величин Я* Н Орег (Я = 0,5 км, Vn — =400 км/ч, Т* = 1400 К):/ г — / г. ЭкРнс. 11.П. Изменение суд ТРД с регенерацией тепла в зависнмостн от величин Я* Н Орег (Я = 0,5 км, Vn — =400 км/ч, Т* = 1400 К):/ г — / г. ЭкРнс. 11.12. Изменение Руд ТРД с регенерацией тепла в завнсимостн от величин я* н Аг (Я = 0,5 км, Vn = =400 км/ч, 77 = 1400 К)Рнс. 11.12. Изменение Руд ТРД с регенерацией тепла в завнсимостн от величин я* н Аг (Я = 0,5 км, Vn = =400 км/ч, 77 = 1400 К)В ТВД и турбовальном двигателе применение регенерации тепла более выгодно, чем в ТРД, в связи с тем, что повышение Т^
Рнс. 11.П. Изменение суд ТРД с регенерацией тепла в зависнмостн от величин Я* Н Орег (Я = 0,5 км, Vn — =400 км/ч, Т* = 1400 К):
/ г — / г. Эк
Рнс. 11.П. Изменение суд ТРД с регенерацией тепла в зависнмостн от величин Я* Н Орег (Я = 0,5 км, Vn — =400 км/ч, Т* = 1400 К):
/ г — / г. Эк
Рнс. 11.12. Изменение Руд ТРД с регенерацией тепла в завнсимостн от величин я* н Аг (Я = 0,5 км, Vn = =400 км/ч, 77 = 1400 К)
Рнс. 11.12. Изменение Руд ТРД с регенерацией тепла в завнсимостн от величин я* н Аг (Я = 0,5 км, Vn = =400 км/ч, 77 = 1400 К)
в ТВД в отличие от ТРД приводит к снижению удельного расхода топлива, а регенерация тепла эффективна только при повышении Тз С другой стороны, поскольку доля удельной мощности, создаваемой реактивной струей, в ТВД мала, то и отвод тепла от газа в теплообменнике слабо влияет на удельную мощность двигателя. На рис. 11.13 и 11.14 показано изменение Уэ> уД5 "в. уд н 备 в зависимости от степени регенерации %曲 и степени ^повышения давления воздуха 能д力也川乂劭，％^--
в компрессоре л* при Г；= =1400 К в условиях полета при Я = 11 км и Уг=720 км/ч. Во всех случаях потери полного давления в регенераторе принимались равными 10 %. Перепад давлений в реактивном сопле был принят равным «с = L1. Из графиков на рис, 11.14 видно, что применение регенерации тепла сопряженов компрессоре л* при Г；= =1400 К в условиях полета при Я = 11 км и Уг=720 км/ч. Во всех случаях потери полного давления в регенераторе принимались равными 10 %. Перепад давлений в реактивном сопле был принят равным «с = L1. Из графиков на рис, 11.14 видно, что применение регенерации тепла сопряжено11.13. Изменение величин удель-11.13. Изменение величин удель-Рис.Рис.ных мощностей ТВД в зависимости от величин я* и Ugr (Я = 11 км, % = =720 км/ч, Т* = 1400 К)：ных мощностей ТВД в зависимости от величин я* и Ugr (Я = 11 км, % = =720 км/ч, Т* = 1400 К)：со снижением м.内 и 儿日j中 например, при арег = 0,7 ... 0,8 на 1 …4 %, причем увеличение л* уменьшает эти потери. В рассматриваемых условиях, как это видно из рис. 11.14, при
в компрессоре л* при Г；= =1400 К в условиях полета при Я = 11 км и Уг=720 км/ч. Во всех случаях потери полного давления в регенераторе принимались равными 10 %. Перепад давлений в реактивном сопле был принят равным «с = L1. Из графиков на рис, 11.14 видно, что применение регенерации тепла сопряжено
в компрессоре л* при Г；= =1400 К в условиях полета при Я = 11 км и Уг=720 км/ч. Во всех случаях потери полного давления в регенераторе принимались равными 10 %. Перепад давлений в реактивном сопле был принят равным «с = L1. Из графиков на рис, 11.14 видно, что применение регенерации тепла сопряжено
11.13. Изменение величин удель-
11.13. Изменение величин удель-
Рис.
Рис.
ных мощностей ТВД в зависимости от величин я* и Ugr (Я = 11 км, % = =720 км/ч, Т* = 1400 К)：
ных мощностей ТВД в зависимости от величин я* и Ugr (Я = 11 км, % = =720 км/ч, Т* = 1400 К)：
с3)кг/кВт-чс3)кг/кВт-чРис. 11.14. Изменение удельного расхода топлива ТВД в зависимости от величин 嚓 и арег (Я= 11 км, Vn = =720 км/ч» Т? = 1400 К): / — я* = 8; 2—嗦=12; 3—嚟== —20Рис. 11.14. Изменение удельного расхода топлива ТВД в зависимости от величин 嚓 и арег (Я= 11 км, Vn = =720 км/ч» Т? = 1400 К): / — я* = 8; 2—嗦=12; 3—嚟== —20^Э. уд； 362
с3)кг/кВт-ч
с3)кг/кВт-ч
Рис. 11.14. Изменение удельного расхода топлива ТВД в зависимости от величин 嚓 и арег (Я= 11 км, Vn = =720 км/ч» Т? = 1400 К): / — я* = 8; 2—嗦=12; 3—嚟== —20
Рис. 11.14. Изменение удельного расхода топлива ТВД в зависимости от величин 嚓 и арег (Я= 11 км, Vn = =720 км/ч» Т? = 1400 К): / — я* = 8; 2—嗦=12; 3—嚟== —20
Oper = 0,7 ... 0,8 ТВД с регенерацией тепла с 順=8 ... 20 экономичнее ТВД без регенерации тепла при том же 冗^ на 10 ... 30 %. Характерной является зависимость величины & от степени регенерации: в области арег < 0,4 ... 0,5 повышение л* в диапазоне его изменения от 8 до 20 приводит к снижению сэ, а в области больших Орет например, при Орег = 0,7 0,8 существует оптимальное по экономичности значение л^ ~ 8 ... 12, причем чем больше арег» тем меньше л* opt. Естественно, что повышение 77 повышает эффективность использования регенерации в ТВД. Таким образом, регенерация тепла в ТВД требует применения высоких 7； и относительно умеренных величин 冗3 Применение регенерации тепла в ТВД может быть оправдано только в том случае, если удается выполнить теплообменник и весь двигатель с приемлемым удельным весом. В настоящее время можно считать возможным применение в ТВД следующих трех основных типов теплообменников: 1) теплообменников трубчатого или пластинчатого типов, в которых осуществляется непосредственная передача тепла от газа к воздуху через стационарную поверхность; 2) двух теплообменников — одного за компрессором, другого —— за турбиной, связанных между собой трубопроводами с промежуточным теплоносителем (жидким металлом); 3) вращающегося теплообменника. Наиболее простым типом теплообменника следует признать первый. При арег = =0,7 …0,8 масса ТВД, турбовального двигателя, по-видимо- му, будет на 40 ... 80 % больше, чем масса ТВД без регенерации тепла. Необходимо также иметь в виду, что применение теплообменника приведет к увеличению поперечного габаритного размера двигателя, что, в свою очередь, явится причиной снижения эффективной тяги двигателя (на 2 ... 5 %).
ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Дроссельными характеристиками ТВД и турбоваль- ных двигателей называются зависимости его основных данных (М，Nr、&) от параметров, характеризующих изменение режима работы двигателя. В отличие от ТРД режим работы одновального ТВД определяется заданием двух параметров, например, частоты вращения и приведенного расхода топлива, если эти параметры не связаны между собой регулятором, что характерно для стендовых испытаний ТВД с гидротормозом, служащим для поглощения мощности на валу винта. В этом случае характеристики и параметры ТВД представляют в виде зависимости от приведенного расхода топлива GT. Пр- Типичная дроссельная характеристика одновального ТВД показана на рис. 11.15. При условии постоянной приведенной частоты вращения уменьшение GT. пр
Рнс. 11.15. Дроссельные характеристики ТВД по расходу топливаРнс. 11.15. Дроссельные характеристики ТВД по расходу топливаРнс. 11.16. Законы дросселирования ТВД: 】一 Ппр ~ const； 2 — rj = const； 3 — ППр = =var; Гр = varРнс. 11.16. Законы дросселирования ТВД: 】一 Ппр ~ const； 2 — rj = const； 3 — ППр = =var; Гр = var
Рнс. 11.15. Дроссельные характеристики ТВД по расходу топлива
Рнс. 11.15. Дроссельные характеристики ТВД по расходу топлива
Рнс. 11.16. Законы дросселирования ТВД: 】一 Ппр ~ const； 2 — rj = const； 3 — ППр = =var; Гр = var
Рнс. 11.16. Законы дросселирования ТВД: 】一 Ппр ~ const； 2 — rj = const； 3 — ППр = =var; Гр = var
приводит к уменьшению Т* и перемещению рабочей точки на напорной ветви характеристики компрессора в сторону меньших л^ (рис. 11.16, направление /). В соответствии с уменьшением л^ снижается величина л^ и л^, и в зависимости от крутизны напорной ветви компрессора в большей или меньшей мере возрастает приведенный расход воздуха.
Снижение GT.np приводит к уменьшению 熊，必，Р© н к увеличению &. Уменьшение 熊，％, Рс обусловлено снижением величины свободной энергии. Увеличение % объясняется уменьшением 7；, а также уменьшением КПД элементов двигателя. Достоинством такого способа дросселирования или разгона двигателя является его хорошая приемистость, так как изменение мощности двигателя совершается при постоянной частоте вращения ротора двигателя. Существенный его недостаток — весьма заметное снижение КПД компрессора и турбины при уменьшении GT. пр. Другим возможным предельным способом дросселирования ТВД такой схемы является уменьшение частоты его вращения при условии Тг = const (направление 2). В этом случае рабочая линия на характеристике компрессора быстро достигает границы устойчивой работы компрессора. Так как при данном способе регулирования ТВД при заданной степени уменьшения Ма.цр требуется значительное изменение GB,np> то практическое применение такого способа регулирования сопряжено с необходимостью регулирования компрессора для удаления границы помпажа от линии рабочих режимов.
Возможен промежуточный способ дросселирования одновального ТВД путем одновременного снижения 几口卩 и 7； (направление 3). При таком способе дросселирования линия рабочих режимов на характеристике компрессора может проходить вблизи 364
двигателя изменениядвигателя измененияизменениеизменение11.17 показано11.17 показаноНа рис.На рис.от эквивалентнойот эквивалентной& в зависимости& в зависимостирования по N* во втором случае требуется глубокое изменение GB, Пр и соответ- в—s 叫 Выбор целерования по N* во втором случае требуется глубокое изменение GB, Пр и соответ- в—s 叫 Выбор целе
двигателя изменения
двигателя изменения
изменение
изменение
11.17 показано
11.17 показано
На рис.
На рис.
от эквивалентной
от эквивалентной
& в зависимости
& в зависимости
рования по N* во втором случае требуется глубокое изменение GB, Пр и соответ- в—s 叫 Выбор целе
рования по N* во втором случае требуется глубокое изменение GB, Пр и соответ- в—s 叫 Выбор целе
Рнс. 11.17. Изменение величин сэ прн различных способах дросселирования ТВД
максимальных КПД компрессора при сохранении необходимых запасов по устойчивости компрессора. Недостаток этого способа регулирования ТВД —
ухудшение приемистости в связи с необходимостью частоты вращения ротора.
мощности для двух предельных способов регулирования ТВД: а) Т； = const (кривые 2) и б) %р = const и 7； = var (кривые /). При одинаковой степени дросселирования ТВД по Afa способ дросселирования двигателя при ппр = =const оказывается более экономичным, чем способ дросселирования двигателя при 77 = const и пПр = var. Это объясняется тем, что для достижения одинаковой степени дроссели-
ствующее ему снижение лк 一
сообразного способа регулирования ТВД при его дросселировании непосредственно связан также с характеристикой винта. Вопрос о влиянии характеристики винта на характеристику ТВД рассмот-
рен ниже. Особенное протекание имеют дроссельные характеристики ТВД с регенерацией тепла (кривые 3 на рис. 11.17). При уменьшении эквивалентной мощности при 77 = const удельный расход топлива ТВД с регенерацией тепла не возрастает, как в обычном ТВД, а остается примерно постоянным, достигая минимального значения при некоторой степени дросселирования. Этот весьма благоприятный характер изменения & ТВД с регенерацией тепла объясняется тем, что в теплообменнике ТВД при уменьшении расхода воздуха н 77 = const возрастает степень регенерации. Таким образом, преимущество ТВД с регенерацией тепла перед обычным ТВД в экономичности оказывается особенно сильным на дроссельных режимах, где выигрыш в % при заданной степени дросселирования может достигать 30 ... 40 %.
В отличие от ТВД одновальной схемы в ТВД со свободной турбиной (см. рис. 11.1, в) при изменении GT, Пр параметры газогенератора (Ов. Пр,冗工 т]к) изменяются однозначно по единственной ЛРР, так же как и у ТРД при условии л； = const, так как сопловой аппарат свободной турбины имеет постоянное проходное сечение. Эта закономерность определяет величину LCB, а еле-
довательно, и характер изменения ^э и с^ по бт. пр. Сравнивая дроссельные характеристики двигателя такой схемы с характеристиками одновального ТВД, следует отметить, что они мало отличаются друг от друга, особенно если регулирование последнего проходит по направлению 3 рис. 11.16. Такие же выводы можно сделать и в отношении дроссельных характеристик ТВД двухвальной схемы (см. рис. 11.1, 6).
ВЫСОТНЫЕ И СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫ X ДВИГАТЕЛЕЙ. ЗАКОНЫ ИХ РЕГУЛИРОВАНИЯ
Расчет высотных и скоростных характеристик ТВД и турбовальных двигателей имеет ряд особенностей по сравнению с общими принципами расчета характеристик ТРД. Во-первых, вследствие того, что в ТВД л； < 冗；.кр, перепад давлений в турбине л； изменяется в весьма широких пределах, причем для определения 冗：и л^ при изменении скорости и высоты полета может быть использована зависимость, полученная в гл. 8 (8.64). Значительное изменение nJ вызывает необходимость использо
вания при расчете характеристик ТВД характеристики его турбины (турбин в случае двухкаскадной схемы или схемы со свободной турбиной). Во-вторых, возникает необходимость учета реального изменения КПД винта при изменении полетных условий и режима работы двигателя. На рис. 11.18 дана характеристика винта в виде зависимости коэффициедта мощности винта
от угла установки лопасти винта 屮 и скорости %.
В качестве параметра на характеристике винта отложено значение КПД винта % Характеристика винта построена при постоянной частоте вращения вала винта. На рис, 11.19 приведена характеристика винта в виде зависимости КПД винта от частоты
вращения его вала при двух постоянных значениях мощности
Рис. 11.18. Примерная характеристика винтаРис. 11.18. Примерная характеристика винтаРис. 11.19, Зависимость величин Лв от величин пъ и "вРис. 11.19, Зависимость величин Лв от величин пъ и "вна валу винта, отнесенных к максимальной мощности на валу винта. Характер протекания высотных и скоростных
Рис. 11.18. Примерная характеристика винта
Рис. 11.18. Примерная характеристика винта
Рис. 11.19, Зависимость величин Лв от величин пъ и "в
Рис. 11.19, Зависимость величин Лв от величин пъ и "в
характеристик ТВД зависит от закона регулирования дви-
гателя. Существуют ТВД,гателя. Существуют ТВД,отличающиеся тем, что при по-
гателя. Существуют ТВД,
гателя. Существуют ТВД,
стоянной скорости полета величина Т； в них до некоторой так что значения N& н N» в этом
высоты полета возрастает,высоты полета возрастает,диапазоне высот сохраняются примерно постоянными.
высоты полета возрастает,
высоты полета возрастает,
ПриПридальнейшем увеличении высоты полета величина 7； поддерживается постоянной, а величины N® и Np уменьшаются (сплошные линии на рис. 11.20). Уменьшение N@ и Мв при 7；= =const с увеличением высоты полета происходит из-за более интенсивного уменьшения расхода воздуха, чем увеличение N^уД и Мв.уд (рис. 11.21), обусловленного возрастанием сум- марной£степени повышения давления в двигателе. На участке Я = 0 ... 3,8 км удельные мощности растут более интенсивно, чем на высоте 〃 > 3,8 км, из-за одновременного роста 7V. На высоте более 11 км температура атмосферного воздуха постоянна, вследствие чего величина суммарной степени повышения давления в двигателе и, следовательно, значения М^.уд и AfB. уд не должны изменяться (линии / на рис. 9.21). В действительности в ТВД вследствие уменьшения числа Рейнольдса на больших высотах значительно снижается КПД турбины и компрессора и величины Nq,уд и уд (линии 2 на рис. 11.21).
При
При
Влияние числа Re на характеристики ТВД более значительно, чем в ТРД из-за того, что в турбине ТВД срабатывается основная часть свободной энергии. По этой причине, особенно в малоразмерных ТВД, снижение №*.、= и 2VB.уд может начинаться уже на высоте Я < 11 км. Характерным является изменение
R 243810 Н^мR 243810 Н^мРис. 11.20. Высотная характеристика ТВДРис. 11.20. Высотная характеристика ТВДN* гдеN* гдена высоте Я > 11 км, величина 必 уменьша
R 243810 Н^м
R 243810 Н^м
Рис. 11.20. Высотная характеристика ТВД
Рис. 11.20. Высотная характеристика ТВД
N* где
N* где
ется более интенсивно, чем при Я < 11 км вследствие
^ЭуОг ^Вуд) f<Bfn-C/К2^ЭуОг ^Вуд) f<Bfn-C/К2Л/Э. уд;Л/Э. уд;Рис. 11.21. Изменение удельных мощностей ТВД по высоте полетаРис. 11.21. Изменение удельных мощностей ТВД по высоте полета“В. УД
^ЭуОг ^Вуд) f<Bfn-C/К2
^ЭуОг ^Вуд) f<Bfn-C/К2
Л/Э. уд;
Л/Э. уд;
Рис. 11.21. Изменение удельных мощностей ТВД по высоте полета
Рис. 11.21. Изменение удельных мощностей ТВД по высоте полета
того, что на этих высотах прекращается увеличение 乂.打・ Удельный расход топлива рассматриваемого ТВД, получившего название «высотного», с увеличением высоты полета снижается, вначале более круто из-за роста Т；, затем более полого вследствие того, что температура газа перед турбиной сохраняется постоянной. На больших высотах величина & начинает возрастать вследствие влияния числа Re, а также возможного снижения коэффициента полноты сгорания топлива в камере
сгорания.
На рис. 11.22 представлено примерное изменение по высоте и скорости полета эквивалентной мощности и удельного расхода топлива так называемого «невысотного» ТВД, у которого величина 7； по высоте полета сохраняется неизменной. Внешний вид высотных характеристик «небысотного» ТВД соответствует протеканию высотных характеристик «высотного» ТВД на участке, где 7； = const.
При увеличении скорости полета удельные мощности ТВД растут (рис. 11.23), так как растет суммарная степень повышения давления в двигателе и, следовательно, величина свободной энер
гии. Вследствие более интенсивного увеличения скорости полета, чем скорости истечения, величина удельной реактивной тяги при этом уменьшается, становясь отрицательной величиной при больших скоростях полета. Заметим здесь, что падение Руд по скорости полета в ТВД является при прочих равных условиях более интенсивным, чем в ТРД,
так как в ТВД только часть прироста свободной энергии, вызванного ростом суммарной степени повышения давления,
NB-yd
%%
%
%
Рис. 11.22. Изменение "?, ^в и % по скорости и высоте полета:
川炉 ％,^в： 1 — Н = Н^ 2 ~ Ht > А】；3 — Нз > W2
Рнс. 11.23. Изменение удельных мощностей ТВД по скорости полета
Рис. 11.24. Изменение удельных расходов топлива ТВД по скорости полетаРис. 11.24. Изменение удельных расходов топлива ТВД по скорости полетаРис. 11.25. Оптимальное регулирование ТВДРис. 11.25. Оптимальное регулирование ТВД
Рис. 11.24. Изменение удельных расходов топлива ТВД по скорости полета
Рис. 11.24. Изменение удельных расходов топлива ТВД по скорости полета
Рис. 11.25. Оптимальное регулирование ТВД
Рис. 11.25. Оптимальное регулирование ТВД
реализуется в кинетическую энергию реактивной струи. В связи с уменьшением Руд величина AfB, уд возрастает по скорости полета более круто, чем величина NQt уд. Как видно из рис. 11.22, эквивалентная мощность возрастает при увеличении скорости полета. Факторами, обусловливающими такую закономерность, являются величины расхода воздуха, который, как известно, увеличивается по скорости полета из-за увеличения полного давления перед компрессором. Удельный расход топлива 内 при увеличении скорости полета уменьшается при высотах до Я = 11 км (без учета влияния числа Re), но имеет весьма слабый максимум, в области малых скоростей полета. Уменьшение сэ объясняется тем, что при увеличении скорости полета возрастает N3t уд и уменьшается вследствие роста 7^, относительный расход топлива ^т. Образование слабого максимума в области малых скоростей вызвано влиянием винта. Величина удельного расхода топлива по суммарной тяге двигателя суд при увеличении скорости полета, как и в ТРД, возрастает в связи с уменьшением суммарной удельной тяги (рис. 11.24).
У «высотного» ТВД при изменении скорости полета происходит изменение высоты полета, начиная с которой соблюдается условие Т； = const (см. пунктирные линии на рис. 11.20).
Преобладающее большинство ТВД являются высотными. В связи с тем, что максимальная мощность на валу винта при постоянной скорости полета у «высотных» ТВД сохраняется неизменной до некоторой высоты, называемой расчетной высотой ограничения мощности, редуктор двигателя может быть рассчитан по этой максимальной, ограниченной на меньших высотах мощности, что позволяет реализовать выигрыш в массе и размерах редуктора по сравнению с редуктором «невысотного» ТВД, имеющего температуру газа, равную температуре газа «высотного» ТВД, и одинаковые с ним расход воздуха и степень повы-
шения давления в компрессоре на расчетной высоте полета. «Невысртный» ТВД может обеспечить самолету меньшие взлетные дистанции, например, в тяжелых условиях взлета (в жаркую погоду и на высокогорных аэродромах).
В заключение рассмотрим особенности регулирования одновального ТВД. Программное изменение двух параметров в двигателе частоты вращения и расхода топлива или Т； осуществляется с помощью регулятора, который воздействует на расход топлива и на мощность, поглощаемую винтом изменяемого шага. Задача состоит в том, чтобы осуществить эту связь наивыгоднейшим образом, достигая при изменении режима работы максимальной экономичности. На рис. 1L25 показано изменение удельного расхода топлива ТВД в зависимости от приведенной частоты вращения и приведенной температуры газа перед турбиной или приведенного расхода топлива. Очевидно, что оптимальная по экономичности связь между двумя параметрами двигателя описывается линией, соединяющей точки минимальных значений 备 на кривых Тг. Пр (Gt. пр) = const. Вместе с тем, система регулирования должна ограничивать возможность превышения важнейших эксплуатационных пределов (максимальная частота вращения, максимальная температура газа перед турбиной, максимальная мощность на валу винта, уровень шума, помпаж компрессора, срыв пламени в камере сгорания и др.) и достижение высоких эксплуатационных свойств двигателя, например, хорошей приемистости.
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ АВИАЦИОННЫЕ ГТД И ИХ ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ
Газотурбинные двигатели, устанавливаемые на летательных аппаратах не с целью создания силы тяги, а в качестве генераторов мощности или сжатого воздуха (или того и другого одновременно), принято называть вспомогательными двигателями. Типичными вспомогательными малоразмерными ГТД, вырабатывающими мощность, являются турбо-компрессорные (газотурбинные) стартеры и вспомогательные силовые установки для привода электрических генераторов. Рабочий процесс (и соответственно расчет) таких ГТД принципиально не отличается от такового у ТВД или турбовальных двигателей. Степень понижения давления в турбине во вспомогательных двигателях выбирается максимально возможной, так как вся энергия газа за турбиной для таких двигателей теряется, и лимитируется в основном габаритными размерами.
Рабочий процесс ГТД, вырабатывающих сжатый воздух (используемый, главным образом, для питания воздушных турбостартеров), в основном аналогичен рабочему процессу двигателей, вырабатывающих мощность. Свободная энергия цикла в таких двигателях используется для создания мощности турбины, 370
6 *7^ /6 *7^ /1111嗣1川111即出11川關11|出111111嗣1川111即出11川關11|出11Рис. 11.26. Принципиальная схема вспомогательной силовой установки:/ и 2 — I и II ступени компрессора； 3 — турбина; 4 — камера сгорания; 5 — заслонка, регулирующая отбор воздуха; 6 — регуляторРис. 11.26. Принципиальная схема вспомогательной силовой установки:/ и 2 — I и II ступени компрессора； 3 — турбина; 4 — камера сгорания; 5 — заслонка, регулирующая отбор воздуха; 6 — регулятортребуемую для привода компрессора с расходом Gr/(1 + %)，необходимым для питания турбины.требуемую для привода компрессора с расходом Gr/(1 + %)，необходимым для питания турбины.превышающей воздуха GB = Избыточная же мощность позволяет обеспечить привод пе- реразмеренного компрессора, часть сжатого воздуха за которым (Got6) отбирается для внешних потребителей.На рис. 11.26 изображена схема вспомогательной силовой установки, которая выполняет обе указанные выше функции — приводит генератор и вырабатывает сжатый воздух. Как видно из схемы, установка имеет двухступенчатый центробежный компрессор и центростремительную турбину. В связи с невысокими требованиями к удельному расходу топлива такие ГТД обладают умеренным уровнем Лк (崂 ^ 4), который обеспечивается центробежными компрессорами. На рис. 11.27 показана характеристика одноступенчатого центробежного компрессора. Ее особенность —превышающей воздуха GB = Избыточная же мощность позволяет обеспечить привод пе- реразмеренного компрессора, часть сжатого воздуха за которым (Got6) отбирается для внешних потребителей.На рис. 11.26 изображена схема вспомогательной силовой установки, которая выполняет обе указанные выше функции — приводит генератор и вырабатывает сжатый воздух. Как видно из схемы, установка имеет двухступенчатый центробежный компрессор и центростремительную турбину. В связи с невысокими требованиями к удельному расходу топлива такие ГТД обладают умеренным уровнем Лк (崂 ^ 4), который обеспечивается центробежными компрессорами. На рис. 11.27 показана характеристика одноступенчатого центробежного компрессора. Ее особенность —рис. 11,27. Характеристика одноступенчатого центробежного компрессорарис. 11,27. Характеристика одноступенчатого центробежного компрессора
6 *7^ /
6 *7^ /
1111嗣1川111即出11川關11|出11
1111嗣1川111即出11川關11|出11
Рис. 11.26. Принципиальная схема вспомогательной силовой установки:
/ и 2 — I и II ступени компрессора； 3 — турбина; 4 — камера сгорания; 5 — заслонка, регулирующая отбор воздуха; 6 — регулятор
Рис. 11.26. Принципиальная схема вспомогательной силовой установки:
/ и 2 — I и II ступени компрессора； 3 — турбина; 4 — камера сгорания; 5 — заслонка, регулирующая отбор воздуха; 6 — регулятор
требуемую для привода компрессора с расходом Gr/(1 + %)，необходимым для питания турбины.
требуемую для привода компрессора с расходом Gr/(1 + %)，необходимым для питания турбины.
превышающей воздуха GB = Избыточная же мощность позволяет обеспечить привод пе- реразмеренного компрессора, часть сжатого воздуха за которым (Got6) отбирается для внешних потребителей.
На рис. 11.26 изображена схема вспомогательной силовой установки, которая выполняет обе указанные выше функции — приводит генератор и вырабатывает сжатый воздух. Как видно из схемы, установка имеет двухступенчатый центробежный компрессор и центростремительную турбину. В связи с невысокими требованиями к удельному расходу топлива такие ГТД обладают умеренным уровнем Лк (崂 ^ 4), который обеспечивается центробежными компрессорами. На рис. 11.27 показана характеристика одноступенчатого центробежного компрессора. Ее особенность —
превышающей воздуха GB = Избыточная же мощность позволяет обеспечить привод пе- реразмеренного компрессора, часть сжатого воздуха за которым (Got6) отбирается для внешних потребителей.
На рис. 11.26 изображена схема вспомогательной силовой установки, которая выполняет обе указанные выше функции — приводит генератор и вырабатывает сжатый воздух. Как видно из схемы, установка имеет двухступенчатый центробежный компрессор и центростремительную турбину. В связи с невысокими требованиями к удельному расходу топлива такие ГТД обладают умеренным уровнем Лк (崂 ^ 4), который обеспечивается центробежными компрессорами. На рис. 11.27 показана характеристика одноступенчатого центробежного компрессора. Ее особенность —
рис. 11,27. Характеристика одноступенчатого центробежного компрессора
рис. 11,27. Характеристика одноступенчатого центробежного компрессора
371
пологий характер напорных ветвей и ветвей КПД и наличие практически горизонтальных участков этих ветвей. Для этих участков зависимости, описывающие характеристики компрессора, резко упрощаются: при ппр = const
nJ = const и Т]$ — const. (11.10)
РАБОТА ВСПОМОГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ В РЕЖИМЕ ОТБОРА ВОЗДУХА
Сжатый воздух обычно отбирается при постоянной частоте вращения ротора установки, которая поддерживается топливным регулятором, путем открывания заслонки (поз. 5 на рис. 11.26) в магистрали Ътбора.
Рассмотрим случай, когда все режимы отбора соответствуют на характеристике компрессора участку /—2 на ветвях ппр = 1 (см. рис. 11.27).
Запишем уравнение равенства работ турбины и компрессора при отборе воздуха, вводя обозначение 60тб = Got6/Gb:
Lk = (1-S0T6)(1+9t)LT. (11.11)
Работа центробежного компрессора при постоянной частоте вращения не меняется (LK = const). Учитывая условия (11.10), можно утверждать, что при %р = const и изменении режима отбора ввиду постоянства давления за компрессором не изменится и давление перед турбиной и, следовательно, величина л；. Работа турбины в этом случае будет зависеть лишь от температуры газа перед турбиной J 〜窜=const. Поэтому уравнение (11.11) можно переписать следующим образом, если пренебречь изменением величины 的 при изменении режима отбора:
77 = const/(l — 60Тб).77 = const/(l — 60Тб).(11.12)(11.12)
77 = const/(l — 60Тб).
77 = const/(l — 60Тб).
(11.12)
(11.12)
Из уравнения (11.12) видно, что увеличение отбора будет приводить к росту 77 •
,Так как расход воздуха через компрессор равен расходу воздуха через турбину плюс расход отбираемого воздуха, то можем записать уравнение баланса расхода так:
WpWp+ G°t6 •+ G°t6 •p；9 (入в)尸В 一加心%. cд(% &)尸e. a
Wp
Wp
+ G°t6 •
+ G°t6 •
-7^ КР.Г /呼…)
°к. с°к. сОтсюда при неизменных внешних условиях, считая =const и g (Лс, а) = const, получим для nJ = const
°к. с
°к. с
q&)尸f = const/(l — 60тб). (11.13)
Задавая значения Sot6 и решая совместно уравнения (11.12) и (11.13), можно получить зависимости температуры газа перед турбиной и g 仇в), а следовательно, и расхода воздуха через компрессор, от количества отбираемого воздуха.
Рис. 11.28. Изменение параметров вспомогательной силовой установки в зависимости от относительного количества отбираемого воздуха (горизонтальная ветвь характеристики компрессора)Рис. 11.28. Изменение параметров вспомогательной силовой установки в зависимости от относительного количества отбираемого воздуха (горизонтальная ветвь характеристики компрессора)Рис. 11.29. Изменение давления отбираемого от вспомогательной силовой установки воздуха при работе на наклонной ветви характеристики компрессора в зависимости от ботб и %Рис. 11.29. Изменение давления отбираемого от вспомогательной силовой установки воздуха при работе на наклонной ветви характеристики компрессора в зависимости от ботб и %
Рис. 11.28. Изменение параметров вспомогательной силовой установки в зависимости от относительного количества отбираемого воздуха (горизонтальная ветвь характеристики компрессора)
Рис. 11.28. Изменение параметров вспомогательной силовой установки в зависимости от относительного количества отбираемого воздуха (горизонтальная ветвь характеристики компрессора)
Рис. 11.29. Изменение давления отбираемого от вспомогательной силовой установки воздуха при работе на наклонной ветви характеристики компрессора в зависимости от ботб и %
Рис. 11.29. Изменение давления отбираемого от вспомогательной силовой установки воздуха при работе на наклонной ветви характеристики компрессора в зависимости от ботб и %
На рис. 11.28 показано изменение эквивалентной мощности отбора в зависимости от 60тб- На расчетном режиме величина GB равна 3 кг/с. Максимальная величина отбора лимитируется предельным значением температуры газа перед турбиной 7；тах. ]
Обычно на характеристики вспомогательных силовых установок с отбором воздуха наносят значения параметров отбираемого воздуха р； и 7, так как они характеризуют располагаемую энергию отбираемого воздуха. На рис. 11.28 эти параметры в силу условия (11.10) постоянны. Если в процессе отбора рабочая точка на характеристике компрессора смещается на наклонный участок ветви ппр = const (правее точки 2 на рис. 11.27), то величина Лк с увеличением 60тб снижается. В этом случае уравнения равенства работ турбины в компрессоре и баланса расхода несколько усложняются по сравнению с (11.12) и (11.13) и вместо условия (11.10) при расчете должны использоваться реальные характеристики компрессора. Качественный характер изменения р；в этом случае показан на рис. 11.29. На этом же рисунке
показано, что при росте температуры окружающего воздуха Т； давление отбираемого воздуха снижается, как это следует из постоянства работы компрессора при п — const. В связи с указанным обстоятельством при выборе расчетного режима вспомогательной силовой установки необходимо
373
ориентироваться на получение отбираемого воздуха с нужными параметрами при максимально возможной в эксплуатации температуре окружающего воздуха.
ФОРСИРОВАНИЕ ТВД И ДРУГИХ ГТД ВПРЫСКИВАНИЕМ ЖИДКОСТИ
Впрыскивание жидкости (воды, водометаноловой смеси и др.) в поток воздуха или газа в газотурбинном двигателе с последующим ее испарением до турбины позволяет увеличить тягу двигателя, но ухудшает его экономичность и может быть исполь- зовано, главным образом, в условиях взлета. Оно может применяться для восстановления тяги (мощности) двигателя в жаркую погоду или при низких давлениях воздуха, а также для увеличения тяги (мощности) при нормальных атмосферных условиях с целью уменьшения взлетной дистанции при увеличении полезного груза самолета.
Форсирование впрыскиванием жидкости ГТД, предназначенных для дозвуковых самолетов, можно осуществить двумя способами： подачей жидкости в камеру сгорания на некотором удалении от турбины двигателя и подачей жидкости в сечение, расположенное перед компрессором двигателя. Жидкость в камеру сгорания ГТД впрыскивают через форсунки, установленные на некотором удалении от турбины таким образом, что она попадает внутрь жаровых труб во вторичной зоне камеры сгорания.
Испарение жидкости в камере сгорания в связи с увеличением расхода газа, проходящего через турбину, при неизменной температуре газа перед турбиной приводит к сдвигу рабочей точки на напорной линии характеристики компрессора в сторону больших значений 冗3 Это непосредственно следует из условия постоянства приведенного расхода газа через турбину Gr }/克冗7р； = const.
Для реализации постоянной величины 77 в ТРД и ТРДД необходимо уменьшать критическое сечение реактивного сопла 尸кр. При неизменной величине 尸кр вследствие того, что расход газа через турбину на режимах работы с впрыскиванием жидкости превышает расход воздуха, идущего через компрессор, мощность турбины превышает мощность, потребляемую компрессором двигателя. Равенство этих мощностей достигается при условии снижения температуры газа перед турбиной. Поэтому перемещение рабочей точки в сторону больших nJ при неизменной величине % будет меньшим.
В ТВД условие 7； = const при впрыскивании жидкости в камеру сгорания достигается увеличением загрузки винта.
Количество жидкости, которое можно ввести в камеру сгорания, ограничивается располагаемым запасом устойчивой работы компрессора.
Увеличение тяги ГТД, форсированных впрыскиванием воды в камеру сгорания, практически не зависит от температуры атмосферного воздуха. Максимальный прирост тяги при этом способе форсирования ограничивается запасом устойчивой работы компрессора.
Если в ТРД сохранить постоянную величину тяги вплоть до /в = 30 ... 45 °C, то суммарный удельный расход топлива будет в 3 ... 5 раз превышать удельный расход топлива в двигателе при /в = +15 ℃ на нефорсированном режиме.
При другом способе форсирования ГТД жидкость впрыскивают перед компрессором через форсунки, установленные на некотором удалении от входного направляющего аппарата компрессора.
При этом в зависимости от формы и размеров входного канала и расположения форсунок жидкость входит в компрессор либо в виде капель, либо в виде пленок, движущихся по поверхностям входного канала. Под действием центробежных сил в решетках рабочих колес жидкость отбрасывается на внутреннюю стенку корпуса компрессора, в результате чего большая часть жидкости в осевом компрессоре испаряется с поверхности пленки, движущейся по поверхности его проточной части, Для впрыска целесообразно применять обессоленную или дистиллированную воду во избежание осаждения солей на проточной части компрессора, что может снижать его КПД.
Как показывают опыты, в условиях осевого компрессора ГТД испаряется от 30 до 50 % воды, впрыскиваемой гГеред компрессором. Оставшаяся'часть воды испаряется в камере сгорания. Охлаждение воздуха в осевом компрессоре вследствие испарения воды приводит к увеличению расхода воздуха.
При впрыскивании воды перед компрессором ГТД тяга (мощность) двигателя увеличивается по следующим причинам:
увеличивается расход воздуха и расход газа из-за увеличения производительности компрессора и дополнительной массы водяного пара;
увеличивается свободная энергия, как следствие увеличения 冗；и газовой постоянной продуктов сгорания.
Более экономичным способом форсирования ГТД в условиях взлета является впрыскивание воды перед компрессором, что объясняется увеличением расхода воздуха на форсированных режимах при наличии запаса по производительности первых ступеней компрессора. При одном и том же увеличении тяги в случае впрыскивания воды перед компрессором потребные расходы воды значительно уменьшаются. Как и в предыдущем случае, при фиксированном относительном расходе воды наиболее заметно возрастает тяга (мощность) ТВД.
Форсирование впрыскиванием воды можно осуществить и в ТРДД. При этом вода должна подаваться либо в камеру сгорания, либо перед компрессором внутреннего контура двигателя, так как подача воды перед вентилятором будет неэффективной из-за отбрасывания ее рабочими лопатками в наружный контур двигателя.
ГЛАВА 12. ДВИГАТЕЛИ САМОЛЕТОВ
С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ
Самолеты, способные вертикально взлетать и садиться (СВВП), или самолеты с укороченной взлетно-посадочной дистанцией (СУВП) имеют большое народно-хозяйственное значение. К двигателям СВВП предъявляется ряд специфических требований, в результате чего они существенно отличаются от обычных маршевых двигателей по схеме, конструкции, параметрам рабочего цикла и условиям эксплуатации.
ТРЕБОВАНИЯ К СИЛОВЫМ УСТАНОВКАМ СВВП И ВОЗМОЖНЫЕ ТИПЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
Для обеспечения взлета, необходимого ускорения и маневрирования в вертикальном направлении, тяговооруженность вертикально взлетающего самолета (отношение тяги двигателей к взлетному весу самолета) должна быть больше единицы Р/СВ8Л 比 1,2. Это значение существенно превышает тяговооруженность большинства горизонтально взлетающих самолетов и в 4 ... 5 раз больше тяговооруженности дозвуковых транспортных самолетов. В связи с этим силовая установка вертикально взлетающего самолета в целом существенно больше по размерам и массе, чем у самолета обычного типа. Поэтому к двигательной установке СВВП предъявляются следующие главные требования.
Минимально возможный удельный вес конструкции на единицу тяги удв (или наибольшая удельная весовая тяга Pg = =1/?Дв)*
Максимально возможная объемная тяга = PlV^.
Малый удельный расход топлива на режиме маршевого продолжительного полета, близкий к удельному расходу топлива у двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогичного назначения.
Если самолет должен осуществлять многократные взлеты и посадки за один вылет, то требуется также низкий удельный расход топлива на этих режимах работы двигателей.
Рис. 12.1. Подъемно-маршевый ТРДД «Пегас» с поворачивающимися соплами (вид сверху —сопла в положении горизонтальной тягн):
/ — поворачивающиеся сопла наружного контура; 2 — поворачивающиеся сопла внутреннего контура; 3 — плоскости вращения сопел; 4 — схема самолета с одним подъемно-маршевым ТРДД (сопла двигателя в положении вертикальной тягн)
Существует также ряд других специфических требований .Например, двигательная установка должна обеспечивать стабилизацию и управление самолетом на взлете, на режиме висения и при малых скоростях движения, т. е. на
тех этапах полета, когда аэродинамические рули самолета не эффективны. Для этих целей применяют системы реактивного управления самолетом: управление с помощью ^изменения вертикальной тяги самих подъемных двигателей,^если они находятся на больших^рас- стояниях от центра тяжести самолета, и управление с помощью сжатого воздуха, отбираемого за компрессором двигателей и выпускаемого через специальные реактивные сопла, расположенные на концах крыльев и фюзеляжа. Силовая установка СВВП должна обеспечивать высокую надежность процессов вертикального взлета и посадки. Большое значение имеет скорость истечения реактивной струи. При большой скорости истечения газов наблюдается сильная эрозия взлетной полосы (особенно на грунтовых аэродромах), увеличивается шум двигателей, возникает опасность попадания горячих газов и пыли в воздухозаборник двигателей.
Силовые установки для вертикального взлета могут быть выполнены по одновекторной, двухвекторной или смешанной системе. При одновекторной системе одни и те же двигатели используются для вертикального взлета и для горизонтального полета путем отклонения вектора тяги на 90°. К этому классу относятся, например, самолет с поворотными турбовинтовыми двигателями, которые установлены на концах крыла. Получила распространение одновекторная силовая установка в виде подъемно-марше- вого турбореактивного двигателя, у которого реактивная струя отклоняется с помощью поворотных сопел (рис. 12.1). Одновекторная система используется также в самолетах с укороченным взлетом, у которых реактивная струя двигателей, расположенных под крылом или над крылом отклоняется системой выдвигающихся из крыла закрылков или с помощью других подобных устройств*
Рис. 12.2. Некоторые типы ( амолетов вертикального взлета и посадки:
а —^самолет с восемью подъемными ТРД н одним маршевым ТРДФ (двухвекторная；схемаУ; б — легкий транспортный самолет с восемью подъемными ТРД 见нлн ТРДД и двумя подъемно-маршевыми ТРДД; в — дозвуковой самолет с маршевыми ТРД н двумя подъемными турбовентнляторамн, расположенными в крыльях
При двухвекторной системе вертикальный взлет самолета обеспечивается подъемными турбореактивными двигателями, а поступательное движение — маршевыми ТРД или ТРДД, причем обе^группы двигателей работают независимо друг от друга (рис. 12.2, а).
Применяются сметанные системы, в которых ^используются как подъемные, так и подъемно-маршевые двигатели с устройствами для отклонения реактивной струи. Использование при взлете вертикальной тяги маршевых двигателей позволяет уменьшить число ■ и массу подъемных двигателей (рис. 12.2,6).
jK другому типу относятся смешанные системы со специальными агрегатами вертикальной тяги подъемно-маршевых двигателей, выключаемые в горизонтальном полете. К таким усилителям тяги относятся подъемные турбо вентиляторы, приводимые во вращение выхлопными газами основного двигателя. Вентиляторы {могут располагаться в крыльях самолета или выдвигаются из фюзеляжа на время взлета. С помощью турбо вентиляторов вертикальная тяга основного двигателя может быть увеличена в 2 3 раза (рис. 12.2, в).
Для увеличения вертикальной тяги могут быть применены эжекторы, однако прирост тяги при этом получается небольшим (не более 20 ... 40 %), а масса силовой установки заметно возрастает.
Из приведенного обзора следует, что в качестве основных элементов силовых установок вертикально взлетающих самолетов используются следующие три типа двигателей, рассматриваемые далее более подробно:
Подъемный двигатель, работающий только при взлете и посадке;
Подъемно-маршевый двигатель с устройствами для поворота реактивной струи;
Двигатель с подъемными турбо вентиляторами.
Двигатели винтовых СВВП принципиально не отличаются от турбовинтовых двигателей обычных самолетов, рассмотренных в гл. 11.
ПОДЪЕМНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Подъемные турбореактивные двигатели могут быть выполнены по одноконтурной или двухконтурной схемам. Одноконтурные ТРД применяются в тех случаях, когда требуются минимальные значения массы и объема двигателя, а двухконтурные ——если необходимо осуществлять частые взлеты и посадки, а следовательно, иметь меньшие удельные расходы топлива на режиме вертикального полета, а также если требуются меньшие скорости истечения реактивной струи и пониженный уровень шума.
Выбор параметров подъемных двигателей
В подъемном ТРД решающими являются требования малых значений массы и объема. Масса турбореактивного двигателя снижается при уменьшении 冗；，при этом также уменьшается длина двигателя, так как число ступеней компрессора меньше. При заданной тяге двигателя наименьшие диаметр его и масса получаются при максимальной удельной тяге. Таким образом, при выборе параметров подъемного ТРД для получения наименьших массы и объема двигателя необходимо стремиться к наибольшим значениям РуД при малых величинах
На рис. 12.3 показана связь удельных параметров ТРД с параметрами его термодинамического цикла: в координатах %方, уДв — / (Руд) даны линии Т* = const н 冗； =const. Величины удв показаны в относительном виде (за единицу принят удельный вес ТРД с л； = 8 и Г； = 1400 К).
Удельная тяга возрастает, а удельный вес уменьшается с ростом температуры газа перед турбиной. Значение 77 выбирают с учетом жаропрочности и эффективности системы охлаждения лопаток турбины. Температура газа перед турбиной подъемных ТРД по сравнению с маршевыми ТРД должна быть ниже, чтобы система охлаждения лопаток была более простой, чему способствует также кратковременность использования этих двигателей. Обычно Т* выбирают не более 1400 ... 1600 К-
Величинам Руд max при таких Т； соответствуют довольно высокие значения Лк, равные 12 ,.. 16. При этом потребовался бы многоступенчатый регулируемый или двухвальный компрессор большой массы. В связи с тем, что кривая изменения Руд в зависимости от nJ при TF = const достаточно пологая, целесообразно
Рис. 12.3. К выбору параметров подъемного ТРД (// = О, Мп = 0)
параметры двигателя выбирать при значениях Руд, на 3 ... 5 % меньших максимальных. При этом можно применить в ТРД сравнительно низконапорный компрессор с nJ == 6 ... 8 и уменьшить удельный вес и длину двигателя. Удельный расход топлива в этом случае несколько увеличивается.
Термодинамический расчет подъемного двигателя не отличается от расчета маршевого ТРД на взлетном режиме.
Приведем характерный уровень удельных параметров подъемного ТРД (Т； = 1400 ... 1600 К； н； = 6 ... 8); удельный расход топлива суд = =1,2 …1,25 кг/даН-ч; удельная тяга (равная скорости исте
чения газов из реактивного сопла двигателя) Руд = 800950 Н-с/кг (или м/с).
Термодинамические параметры внутреннего контура подъемного двухконтурного двигателя при заданной степени двухконтурности следует выбирать так же, как и в ТРД при условии Руд = (0,95 ... 0,97) Руд шах при том же уровне температуры газа 77 = 1400 …1600 К. Система охлаждения турбины ТРДД должна быть рассчитана на большие время работы и число запусков двигателя. Потребные значения н； во внутреннем контуре мало зависят от величины т и приблизительно равны величинам nJ в подъемных ТРД.
Степень двухконтурности подъемного ТРДД выбирается из условий получения необходимых величин удельного расхода топлива, скорости истечения .реактивной струи и потребного уровня шума. Такой выбор может быть сделан при комплексном анализе эффективности самолета подъемными ТРДД.
Удельная тяга и удельный расход топлива ТРДД быстро уменьшаются при увеличении степени двухконтурности. Так, при /и = 4 …6, Т； = 1400 ... 1600 К,九;=8 ... 10 удельная тяга (средняя скорость истечения реактивной струи) равна 250 ... ...350 м/с, т. е. в 2,5 ... 3 раза меньше, чем у ТРД, а удельный расход топлива снижается до 0,5 ... 0,6 кг/даН-ч, что примерно в два раза меньше значений суд у подъемного ТРД. При дальнейшем увеличении /и до 10 ... 12 средняя скорость истечения струи
уменьшается до 180 ... 230 м/с, а Су^ 一 до »0,4 кг/даН-ч.
Вследствие меньшей удельной тяги удельный вес и объем подъемных ТРДД оказываются большими, чем у ТРД (при одинаковых параметрах Т； и Лк величина уДв на 15 ... 20 % больше, а объем двигателя при равной тяге больше в 2,5 ... 3 раза).
Удельный вес и удельный объем подъемных ТРД
Удельный вес подъемного ТРД так же, как и маршевого, теоретически определяется зависимостью (см. гл. 9)
Удв = gM^'P — ^Ндв/^уд»
где цдв = Mhb/Gb =f(/n,九；)一 удельная масса конструкции.
Уменьшение у^в подъемных ТРД достигается как увеличением Руд (выбор максимально допустимой Т；) так и уменьшением цДв, прежде всего путем выбора невысоких значений Дополнительные возможности снижения удельной массы конструкции подъемных двигателей цдв заключаются в создании компактных, высоконагруженных (в аэродинамическом и прочностном смысле) элементов двигателя. Следует иметь в виду, что невысокие требования к удельному расходу топлива и кратковременность работы подъемных двигателей облегчают эти задачи, так как допускают некоторое снижение КПД элементов и уменьшение запасов прочности в деталях по сравнению с обычными маршевыми двигателями. К особенностям конструктивного выполнения подъемных двигателей можно отнести применение в конструкции двигателя: легких материалов, например, пластмасс для лопаток компрессора и корпусов; титана вместо стали для дисков турбин и т. п.; облегченных элементов с повышенными напряжениями; упрощенных систем топливоподачи и регулирования; простой системы запуска двигателя (например, путем подачи сжатого воздуха непосредственно на турбину двигателя через косые сопла), и наконец, новых компактных конструктивных схем двигателей. На рис. 12.4 показаны типичные примеры конструктивных схем одноконтурного и двухконтурного подъемных двигателей.
На удельный вес и удельный объем турбореактивных двигателей, в том числе подъемных, большое влияние оказывает абсолютный размер (тяга) двигателя. Если бы при изменении размеров двигателей сохранялось их геометрическое подобие, то тяга увеличивалась бы пропорционально расходу воздуха, т. е. пропорционально квадрату линейного размера (например, характерного диаметра двигателя), а объем и масса конструкции двигателя — пропорционально кубу характерного размера: Р ^ D?； Д1дв 〜р3； удв 〜D3. В этом случае удельный вес двигателя должен увеличиваться, а удельные весовая и объемная тяги —— уменьшаться при увеличении абсолютной тяги двигателя согласно следующим зависимостям:
N№=gMwIP~D~VP(12.1)
илиPg = Р/(@Мдв) ~ 1/片；_
Pv = р/УДв ~ 1/D ~ 1//Р.(12.2)
Рис. 12.6. Зависимость удельной объемной тягн от абсолютной тяги двигателей (примерный уровень):Рис. 12.6. Зависимость удельной объемной тягн от абсолютной тяги двигателей (примерный уровень):Рис. 12.5. Относительная зависимость ьного веса турбореактивных двигате- от величины их тяги:1 — маршевые и подъемно-маршевые ТРД (нефорсированные); 2 — подъемные ТРД：.теоретические зависимости М ~. 3/2Д〜р ' ； статистическая зависимостьРис. 12.5. Относительная зависимость ьного веса турбореактивных двигате- от величины их тяги:1 — маршевые и подъемно-маршевые ТРД (нефорсированные); 2 — подъемные ТРД：.теоретические зависимости М ~. 3/2Д〜р ' ； статистическая зависимость
Рис. 12.6. Зависимость удельной объемной тягн от абсолютной тяги двигателей (примерный уровень):
Рис. 12.6. Зависимость удельной объемной тягн от абсолютной тяги двигателей (примерный уровень):
Рис. 12.5. Относительная зависимость ьного веса турбореактивных двигате- от величины их тяги:
1 — маршевые и подъемно-маршевые ТРД (нефорсированные); 2 — подъемные ТРД：
.теоретические зависимости М ~. 3/2Д
〜р ' ； статистическая зависимость
Рис. 12.5. Относительная зависимость ьного веса турбореактивных двигате- от величины их тяги:
1 — маршевые и подъемно-маршевые ТРД (нефорсированные); 2 — подъемные ТРД：
.теоретические зависимости М ~. 3/2Д
〜р ' ； статистическая зависимость
Рнс. 12.4. Конструктивные схемы подъемных одноконтурных и двухконтурных двигателей (проекты фирмы Роллс-Ройс):
а - ТРД; б - ТРДД (加=10)
В действительности теоретическая аависнмость удельного веса от тяги (12.1) не соблюдается, так как не все узлы и элементы двигателя сохраняют геометрическое подобие (например, этой закономерности не подчиняются размеры агрегатов, длина камеры сгорания и др.). В результате, удельный вес выполненных двигателей зависит от тяги значительно слабее, чем по выражению (12.1). При малых размерах двигателя (Р V 1000 ... 2000 даН) его удельный вес, вопреки зависимости (12.1), сильно возрастает, в связи с тем, что по технологическим соображениям, требованиям жесткости отдельные детали (имеющие стенки малой толщины, тонкие оболочки и др.) приходится делать больших размеров, чем это требуется по условию сохранения геометрического подобия. Поэтому наименьший удельный вес имеют маршевые ТРД с умеренными значениями тяги: Р — 1500 ... 3000 даН (рис. 12.5).
Подъемные двигатели, как правило, делают с тягой, не превышающей 4000 ... 5000 даН, т. е. близкой к оптимальным по массе значениям. Характерные значения удельного веса существующих марше- вых и подъемно-маршевых двигателей такого PV'1O^ дан/м3 класса тяги составляют 0,12 ..."
I — существующие маршевые ТРД и ТРДД (/п < 1) без форсажной камеры;
2 и существующие подъемные ТРД
а удельный вес подъемных ТРД ниже более чем в два раза: удв 工 0,06 ... 0,07. В отличие от удельного веса теоретическая зависимость удельной объемной тяги от абсолютной тяги двигателей (12.2) хорошо отвечает действительности при значении Р > 1000 даН. Удельная объемная тяга уменьшается обратно пропорционально корню из тяги двигателя (рис. 12.6). Поэтому для^получения наименьшего объема подъемной силовой установки, как и для уменьшения удельного веса, выгодно использовать двигатели небольшого размера.
Сильная зависимость объемной тяги Ру от абсолютного размера двигателя делает невозможным прямое сравнение двигателей разных тяг по этому показателю объемного совершенства. При сравнении двигателей по этому показателю можно приводить значения Ру к некоторой общей абсолютной тяге Ра. Формула приведения, согласно (12.2), выразится следующим образом:
руа н ру м呢，
где Р и Ру — фактические значения абсолютной и'удельной объемной тяг двигателя; Р^ — удельная объемная тяга, приведенная к тяге Ра.
Сравним по удельной объемной тяге подъемные и маршевые ТРД, выбрав для сравнения значение тяги 4000 даН, характерное для подъемных двигателей. У^маршевых двигателей удельная объемная тяга, приведенная к Ра = 4000 даН, равна 2500 ... 3500 даН/ьг, у подъемных ТРД — около 5000 даН/м8» т. е. у подъемных двигателей при равней тяге объем в 1,5 ... 2 раза меньше, чем у маршевых ТРД. Это уменьшение объема двигателя достигается в основном меньшей длиной подъемных ТРД.
Приведенные данные показывают, что подъемные двигатели достигли высокого уровня совершенства по массе и компактности конструкции.
ПОДЪЕМНО-МАРШЕВЫЕ. ДВИГАТЕЛИ
Поворот вектора тяги у подъемно-маршевых двигателей на угол до 90Q при взлете может осуществляться вращением всего двигателя вокруг поперечной горизонтальной оси (например, при расположении двигателей на концах крыльев). Чаще, однако, используются двигатели, установленные неподвижно относительно самолета, но оборудованные устройствами для поворота вектора тяги путем отклонения реактивной струи. Эти устройства можно разделить на два основных типа:
устройства, использующие одни и те же^реактивные сопла для создания горизонтальной и вертикальной тяги путем поворота реактивного сопла двигателя или путем поворота .потока газа, вытекающего из неподвижного сопла (см. рис. 12.1 и 12.7, а, в);
устройства с разветвлением реактивного сопла двигателя, имеющие раздельные реактивные сопла для создания .горизон- тально我 и вертикальной тяги, оборудованные переключающими заслонками (рис. 12.7, б).
Использование поворотных устройств не должно вносить больших потерь полного давления при отклонении потока в вертикальном направлении и, в особенности, в положении горизонтальной тяги при крейсерском полете. У поворотных сопловых устройств, показанных на рис. 12.1 и 12.7, дополнительные потери полного давления составляют 3 ... 7 % в положении вертикальной тяги и 1 ... 3 % в положении горизонтальной тяги/ Кроме указанных выше потерь возникают потери тяги из-за уте-
Рис. 12.7・ Некоторые схемы устройств для отклонения реактивной струи подъем* но-маршевых двигателей (см. также рис. 12.1):
а — поворотное сопло с косыми скользящими стыками (/—2 — секции» вращающиеся в противоположном направлении; 3 — секция, не вращающаяся вокруг оси； 4 — поворотные стыки); 6 г простое разветвляющееся сопло; в — сопло с отклоняющими створ* ками
чек воздуха и газа в местах уплотнения поворотных устройств. Эти потери не должны превышать «1 %.
Учет приведенных выше потерь тяги определяет особенности расчета характеристик подъемно-маршевых турбореактивных двигателе i.
В отличие от подъемных подъемно-маршевые двигатели работают длительное время в течение всего полета самолета. Поэ* тому параметры термодинамического цикла подъемно-маршевых двигателей выбирают близкими к параметрам обычных маршевых двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогичного назначения.
Оцнако, при выборе параметров и типа подъемно-маршевой силовой установки необходимо учитывать то, что двигатель должен быть сильно пер ©размерен, т. е. должен обеспечивать значительно большую тяговооруженность самолета по сравнению g горизонтально взлетающими самолетами. В результате, при горизонтальном крейсерском полете подъемно-маршевый двига-
от типа самолета и скорости полета. Например, у вертикально взлетающего истребителя-бомбардировщика «Хариер» при скорости полета, соответствующей М = 0,6 …0,9, у земли требуется тяга, равная всего 15 ... 25 % от взлетной тяги двигателей.
Улучшение экономичности подъемно-маршевого двигателя на дроссельных (крейсерских) режимах работы может быть достигнуто следующими путями (рис. 12.8):
выбором улучшенных параметров термодинамического цикла двигателя (например, одновременным увеличением 冗工 77 и m в двухконтурном двигателе);
устройством форсажных камер перед поворотными соплами двигателя, включаемых при вертикальном взлете (при этом уменьшаются размеры двигателя и снижается степень уменьшения тяги в крейсерском полете по сравнению с максимальной бесфорсаж- ной тягой).
Форсирование тяги двигателя при взлете, даже при умеренных температурах позволяет в крейсерском полете приблизиться к режиму минимального удельного расхода топлива. Однако, использование форсирования потребует специального защитного покрытия взлетной площадки.
Такой же результат может быть достигнут устройством смешанной силовой установки, в которой часть вертикальной тяги при взлете создается специальными подъемными двигателями (при этом, как и в предыдущем случае, уменьшаются размеры подъемно-маршевого двигателя и степень его дросселирования в крейсерском полете).
В связи с требованиями длительного времени работы и низкого расхода топлива в крейсерском полете, определяющими выбор термодинамических параметров (л；, Тгтах и др.) и особенности конструкции подъемно-маршевых двигателей, их удельный вес не может быть таким низким, как у подъемных двигателей.
Нужно учитывать также, что 9TH двигатели утяжеляются из-за наличия поворотных сопловых устройств с механизмами привода и силовыми элементами. Обычно удельный вес подъемно-марше- вых двигателей оказывается близким к удельному весу простых маршевых двигателей при одинаковой степени форсирования.
ДВИГАТЕЛИ С ПОДЪЕМНЫМИ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРАМИ
Двигатели с подъемными турбо вентиляторами представляют собой агрегаты для создания вертикальной тяги, приводимые во вращение при взлете и посадке энергией отработавших газов основных маршевых двигателей, которые в этом случае выполняют роль газогенераторов. Конструктивно ротор турбовентилятора выполняется, как правило, в виде одного колеса, объединяющего вентилятор и турбину, причем лопаточный венец турбины расположен по периферии лопаток вентилятора. К лопаткам турбины по трубопроводам и через специальную «улитку» подводится горячий газ из реактивного сопла маршевого турбореактивного двигателя, служащего в данном случае генератором газа (рис. 12.9). В результате использования одноколесной кон-
Рис. 12.9. Схема турбореактивного двигателя с подъемным турбовентилятор ом: а — вид сверху; б — турбовентилятор в раврезе; I — ТРД (гавогеиератор); 2 — реак- тнвиое сопло для создания горивоитальиой тяги; 3 — турбовеитилятор; 4 — переклю» чающая васлонка; 5 — лопаточный веиец турбины; 6 — лопатки ротора вентилятора; 7 — лопатки направляющего аппарата вентилятора
Рис. 12.11. Параметры турбовентиляторного агрегата в зависимости от отношения расходов воздуха в вентиляторе и газогенераторе т. Газогенератор ТРД с 叫J = 15； Т； = 1400 К： л* opt. л* =(0,9 .. 0,95) л*opt； о — параметры некоторых разработанных ТВАРис. 12.11. Параметры турбовентиляторного агрегата в зависимости от отношения расходов воздуха в вентиляторе и газогенераторе т. Газогенератор ТРД с 叫J = 15； Т； = 1400 К： л* opt. л* =(0,9 .. 0,95) л*opt； о — параметры некоторых разработанных ТВА■на~里”多з什纱■на~里”多з什纱&/山小匕&/山小匕ной турбореактивного двигателя (газогенератора) при различных значениях степени повышения давления и температуры газа перед турбиной (М = =0, Я = 0, Лк = 0.85;呜=0,91; авх = 1； Ок. с = 0,95):几;—10; ■ л^ = 15；ной турбореактивного двигателя (газогенератора) при различных значениях степени повышения давления и температуры газа перед турбиной (М = =0, Я = 0, Лк = 0.85;呜=0,91; авх = 1； Ок. с = 0,95):几;—10; ■ л^ = 15；——练=2о
Рис. 12.11. Параметры турбовентиляторного агрегата в зависимости от отношения расходов воздуха в вентиляторе и газогенераторе т. Газогенератор ТРД с 叫J = 15； Т； = 1400 К： л* opt. л* =(0,9 .. 0,95) л*opt； о — параметры некоторых разработанных ТВА
Рис. 12.11. Параметры турбовентиляторного агрегата в зависимости от отношения расходов воздуха в вентиляторе и газогенераторе т. Газогенератор ТРД с 叫J = 15； Т； = 1400 К： л* opt. л* =(0,9 .. 0,95) л*opt； о — параметры некоторых разработанных ТВА
■на~里”多з什纱
■на~里”多з什纱
&/山小匕
&/山小匕
ной турбореактивного двигателя (газогенератора) при различных значениях степени повышения давления и температуры газа перед турбиной (М = =0, Я = 0, Лк = 0.85;呜=0,91; авх = 1； Ок. с = 0,95):
几;—10; ■ л^ = 15；
ной турбореактивного двигателя (газогенератора) при различных значениях степени повышения давления и температуры газа перед турбиной (М = =0, Я = 0, Лк = 0.85;呜=0,91; авх = 1； Ок. с = 0,95):
几;—10; ■ л^ = 15；
струкции турбо вентиляторы представляют собой плоские агре- гатн，размещаемые внутри крыла или в фюзеляже на выдвижных и откидных платформах (см. рис. 12.2).
Турбореактивный двигатель (газогенератор) вместе с турбовентиляторным агрегатом по-существу представляет собой двухконтурный двигатель с большой степенью двухконтурности. При его термодинамическом расчете необходимо учесть дополнительные потери полного давления в подводящих трубопроводах перед турбиной вентилятора (достигающие 8 ... 10 %).
На рис. 12.10 показаны параметры газа, отбираемого в турбовентиляторный агрегат за турбиной турбореактивного двигателя. Свободная энергия газа Асв, т. е. работа, которую он может совершить при полном изоэнтропическом (без потерь) расширении до атмосферного давления, увеличивается при увеличении тем- пературы газа перед турбиной и слабо зависит от степени повы- тения давления в компрессоре в рассмотренном диапазоне изменения 冗；.
Увеличение свободной энергии газов выгодно, так как при этом растет мощность турбовентиляторного агрегата. Однако необходимое для этого повышение температуры Т* ограничивается ростом температуры газов за турбиной, в результате которого может потребоваться усиленная теплоизоляция и охлаждение каналов, подводящих газ к турбине вентилятора, а также охлаждение ее лопаток, что сильно усложнит конструкцию и увеличит ее массу.
Эффективность турбовентилятора характеризуется степенью увеличения тяги при его включении по сравнению с исходной тягой двигателя, т, е. отношением вертикальной тяги турбовентиляторного агрегата (ТВА) Ртва к горизонтальной тяге основного двигателя в стартовых условиях Р: РТВа = Ptba/尸* Степень увеличения тяги в турбовентиляторе так же, как свободная энергия газов, зависит от температуры газа перед турбиной газогенератора и почти не зависит от 冗工 При заданной температуре 77, т. е. при постоянной свободной энергии газа и постоянной работе турбины вентилятора, тяга может быть увеличена путем увеличения расхода воздуха через вентилятор (степени двух- контурности /и) при соответствующем снижении степени повышения давления в нем л； (рис. 12.11). Рост тяги турбовентилятора при неизменном режиме работы газогенератора приводит к сильному снижению удельного расхода топлива. Удельная тяга и средняя скорость реактивной струи также сильно уменьшаются при росте /п. Однако, наряду с указанными положительными результатами, увеличение расхода воздуха вызывает увеличение диаметра и массы вентилятора, которое при больших степенях двухконтурности становится более быстрым, чем рост тяги, замедляющийся в этой области. В результате, удельный вес турбовентиляторного агрегата при увеличении степени двухконтурности вначале уменьшается, а затем начинает возрастать. Обычно степень двухконтурности в турбовентиляторах ограничивают величиной tn = 12 ... 15. При этом степень повышения давления в вентиляторе получается небольшой —— nJ = 1,15 … 1,3, тяга вентилятора в 2,5 ... 3 раза превышает тягу газогенератора, а удельный расход топлива и скорость истечения реактивной струи на режиме взлета и висения оказываются существенно более низкими, чем у других подъемных двигателей: суд^
0,3 кг/даН-ч, Сс = 150 ... 200 м/с. Удельный вес современных турбовентиляторов (?тва = Gtba^「Тва) находится на уровне 0,08 0,1.
Возможность получения большой степени увеличения тяги в турбовентиляторных агрегатах позволяет применять на самолете маршевые двигатели (газогенераторы) небольшого размера и оптимально согласовывать требования большой взлетной тяги и умеренной тяги в горизонтальном крейсерском полете, характерные для дозвуковых самолетов вертикального взлета и посадки.
СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ СИЛОВЫХ
УСТАНОВОК ДЛЯ ВЕРТИКАЛЬНО ВЗЛЕТАЮЩИХ САМОЛЕТОВ
Особенность вертикально взлетающих самолетов — большая относительная масса силовой установки. Масса силовой установки СВВП (Л1С, у) складывается из массы маршевой установки (Мм. у) и массы подъемных устройств (Мц.у), в которые включаются масса собственно маршевых и подъемных двигателей или турбовентиляторов (Мм и 〃口) и масса дополнительного оборудования, необходимого для установки на самолете двигателей и подъемных агрегатов (сюда входят массы гондол, воздухозаборников, входных люков и решеток, систем управления подъемными двигателями, а также массы трубопроводов и переключающих устройств в системе подвода газа от газогенератора к подъемным турбовентиляторам и т. п.). Масса этого дополнительного оборудования может составлять 60 ... 100 % от массы подъемных двигателей и вентиляторов и 40 ... 60 % от массы маршевых и подъемно-маршевых двигателей. Таким образом, М& у =々м. уМм+ + 々u.yMn, гДе 々м. у = 1,4 …1,6 и 々ц. у — 1,6 ... 2. Из этого равенства легко может быть получено выражение относительной массы силовой установки в самолете со взлетной массой Мвзл：
м& у/Мвзп =々м. yNYia + 々п. ур?п (1^- sin <р^ ,(12.3)
где Тм, 丫口 — удельные веса маршевых (подъемно-маршевых) и подъемных двигателей или агрегатов;卩一тяговооруженность по горизонтальной тяге; 0 ——тяговооруженность по вертикальной тяге; ^м.у,々ц. у — коэффициенты увеличения массы маршевых и подъемных силовых установок по сравнению с массой дви- гателей;屮——угол отклонения вектора тяги маршевых двигателей от горизонтали при взлете.
При одновекторной схеме силовой установки 卩=0 <р = 90° и Мс. у/Мвзл. =^м.у?м仇 При двухвекторной схеме и в системе с турбовентиляторами 屮=0. При смешанной системе (подъемные и подъемно-маршевые двигатели)卩 V р, <р ^? 90°.
На рис. 12.12 показано изменение относительной массы силовых установок по выражению (12.3) в зависимости от тяговоору- женности самолета по горизонтальной тяге 卩.Для сравнения при- ведена такая же зависимость для горизонтально взлетающего самолета (кривая /).
Для упрощения при большой тяговооруженности (卩 > 0,5) у всех силовых установок приняты одинаковый удельный вес маршевых форсированных двигателей (ум =0,125, ^м = 1,4) и подъемных двигателей (^ = 0,0625,自_ = 1,6). Удельный вес подъемно-маршевых двигателей взят большим — ум =0,15, так как эти двигатели при взлете используются без форсирования или с частичным форсированием. Такие же значения 丫乂 приняты и
удельного веса утваудельного веса утваРис. 12.12. Зависимость относительной массы силовой установки от тяго- вооружеиности по горизонтальной тяге:
удельного веса утва
удельного веса утва
/ — самолет с горизонтальным взлетом и посадкой (р = О, Ф = 0)； 2 — СВВП с подъемио-маршевыми двигателями (В = = 1,2, ф = 90°); 3 — СВВП с подъемными и маршевыми двигателями (₽ = 1,2, ф= о)； 4 —СВВП с подъемными и подъемно-маршевыми двигателями (В = 1,2, Ф =
90е); 5 — СВВП с турбовентиляторными агрегатами (В = 1,2, Р^вА = 3)
для других силовых установок при низких значениях тягово- оруженности (卩 =0,2 ... 0,5), характерных для дозвуковых самолетов, использующих нефорсированные двигатели. Для силовой установки с подъемными турбовентиляторами принимаем
характерные величины степени увеличения тяги Ртва = 3, =0,08 при &. у =1,8. При заданном 0 = 1,2 это однозначно определяет тяговооруженность по горизонтальной
тяге 卩=0/戶тва = 0,4. Величина 卩 здесь может быть увеличена до 0,55... 0,6, если применить форсированные маршевые двигатели. При принятых для сравнения значениях удельного веса двигателей в области малых и умеренных значений тяговооружен-
ности (дозвуковые самолеты) наиболее тяжелыми получаются силовые установки с подъемными турбовентиляторами (точка 5) и составные двухвекторные (подъемные и маршевые двигатели —— кривая 3). При этом относительная масса силовой установки
по сравнению с горизонтально взлетающим самолетом увеличивается в 2,5 ... 3 раза (р =0,3 ... 0,4). Силовая установка смешанной схемы (подъемные и подъемно-маршевые двигатели, кривая 4) в этой области значений 卩 оказывается наиболее легкой (на 15 ... 20 % легче двухвекторной составной и на е35 % —— установки с ТВА). При выборе силовой установки дозвукового СВВП помимо массы важным фактором оказывается расход топлива на режимах взлета, посадки и висения (см. ниже).
При больших значениях тяговооруженности, характерных для сверхзвуковых самолетов (卩 > 0,6, но при 卩 V0), по-прежнему, меньшую массу имеет смешанная силовая установка. При ц = =0,8, например, она на е20 % легче составной двухвекторной и на л?17 %——одновекторной с одним подъемно-маршевым двигателем (точка 2).
увеличенная располагаеувеличенная располагаеСледует, однако, иметь в виду, что
увеличенная располагае
увеличенная располагае
мая тяговооруженность самолета с подъемно-маршевыми двигателями, определяемая условиями вертикального взлета (卩=
=6 = 1,2), может придать самолету дополнительные качества —— увеличенные маневренность и скорость полета, возможность горизонтального укороченного взлета самолета с повышенной нагрузкой. Единая подъемно-маршевая силовая установка позволяет, кроме того, осуществить быстрый поворот вектора тяги при маневрировании в полете. Дополнительным преимуществом единых подъемно-маршевых силовых установок является возможность увеличения тяговооруженности по горизонтальной тяге 卩 при заданной тяговооруженности при взлете В^1,2 за счет использования в полете полного форсирования двигателя, так как при вертикальном взлете степень форсирования ограничена по условиям воздействия на взлетную площадку.
При высокой потребной тяговооруженности сверхзвуковых самолетов (ц ^ 1 и более, см. рис. 12.12) смешанная силовая установка теряет смысл, так как дополнительная тяга подъемных двигателей становится малой, и она вырождается в единую подъемномаршевую, а двухвекторная силовая установка оказывается слишком тяжелой.
При высокой тяговооруженности (卩 N 1,2) относительная масса такой силовой установки, состоящей из подъемно-маршевых двигателей, сближается с массой силовой установки обычного самолета, превышая ее на 10 ... 20 %.
Увеличение массы силовой установки СВВП (особенно при низких и умеренных тяговооруженностях 卩)приводит к уменьшению относительного запаса топлива и дальности полета СВВП по сравнению с горизонтально взлетающими самолетами близкого назначения.
Оценим затраты топлива у СВВП, связанные с осуществлением вертикального маневра при взлете и посадке.
Обычно время вертикального взлета и перехода к горизонтальному полету принимается равным 30 с, а время спуска и посадки —— 60 с. Однако, в связи с тем, что при спуске масса самолета меньше, расход топлива за время одного цикла взлет—посадка примерно эквивалентен расходу топлива при висении самолета полного взлетной массы в течение одной минуты. У пассажирских СВВП взлет и посадка осуществляются по специальным траекториям, выби- риемым с учетом безопасности, ограничения шума и других факторов. Поэтому время цикла взлет——посадка у них увеличивается и может доходить до 2 ... 2,5 минут.
Общую эффективность , подъемных силовых установок (цвух- векторных, смешанных и с ТВА) на режиме висения удобно характеризовать суммарным удельным весом подъемных двигателей и устройств и израсходованного всеми двигателями топлива по отношению к вертикальной тяге: 丫罚=g (Л4п. у + + Мт. шгс)/Рнерт・
Чем меньше 丫如 при данном времени висения, тем эффективнее подъемная установка. При двухвекторной схеме в начальный момент висения (/ии0 = 0) величина этого параметра совпадает
Рис,- 12.13. Суммарный удельный вес конструкции подъемных установок и израсходованного топлива в зависимости отРис,- 12.13. Суммарный удельный вес конструкции подъемных установок и израсходованного топлива в зависимости отвремени висения:времени висения:I — СВВП с подъемными ТРД (с п ~ =1,1 кг/даН. ч, PGn = 16 ... 18,无口 = 1,6)； 2 — СВВП с подъемными ТРДД (е 口 = н 0,5 кг/даН.ч, PGn = 14, *п у = 1,6* 3 — СВВП смешанной схемы с. подъемными ТРД (纟УД.И = 1」кг/дан・ч,尸6口 = 16) н подъем- но-маршевымн ТРДД 仅曜 м = 0,6 кг/даН-ч, ц — 0,25); 4 — СВВП с подъемными турбовентиляторами (С п = 0,35 кг/даН. ч, % ТВА = I'勺 у =1,8)I — СВВП с подъемными ТРД (с п ~ =1,1 кг/даН. ч, PGn = 16 ... 18,无口 = 1,6)； 2 — СВВП с подъемными ТРДД (е 口 = н 0,5 кг/даН.ч, PGn = 14, *п у = 1,6* 3 — СВВП смешанной схемы с. подъемными ТРД (纟УД.И = 1」кг/дан・ч,尸6口 = 16) н подъем- но-маршевымн ТРДД 仅曜 м = 0,6 кг/даН-ч, ц — 0,25); 4 — СВВП с подъемными турбовентиляторами (С п = 0,35 кг/даН. ч, % ТВА = I'勺 у =1,8)Рис. 12.14. Примерный уровень максимального избыточного давления реактивной струи на грунт иРис. 12.14. Примерный уровень максимального избыточного давления реактивной струи на грунт идопустимое время висения над травяной площадкой у подъемных устройств различного типа:
Рис,- 12.13. Суммарный удельный вес конструкции подъемных установок и израсходованного топлива в зависимости от
Рис,- 12.13. Суммарный удельный вес конструкции подъемных установок и израсходованного топлива в зависимости от
времени висения:
времени висения:
I — СВВП с подъемными ТРД (с п ~ =1,1 кг/даН. ч, PGn = 16 ... 18,无口 = 1,6)； 2 — СВВП с подъемными ТРДД (е 口 = н 0,5 кг/даН.ч, PGn = 14, *п у = 1,6* 3 — СВВП смешанной схемы с. подъемными ТРД (纟УД.И = 1」кг/дан・ч,尸6口 = 16) н подъем- но-маршевымн ТРДД 仅曜 м = 0,6 кг/даН-ч, ц — 0,25); 4 — СВВП с подъемными турбовентиляторами (С п = 0,35 кг/даН. ч, % ТВА = I'勺 у =1,8)
I — СВВП с подъемными ТРД (с п ~ =1,1 кг/даН. ч, PGn = 16 ... 18,无口 = 1,6)； 2 — СВВП с подъемными ТРДД (е 口 = н 0,5 кг/даН.ч, PGn = 14, *п у = 1,6* 3 — СВВП смешанной схемы с. подъемными ТРД (纟УД.И = 1」кг/дан・ч,尸6口 = 16) н подъем- но-маршевымн ТРДД 仅曜 м = 0,6 кг/даН-ч, ц — 0,25); 4 — СВВП с подъемными турбовентиляторами (С п = 0,35 кг/даН. ч, % ТВА = I'勺 у =1,8)
Рис. 12.14. Примерный уровень максимального избыточного давления реактивной струи на грунт и
Рис. 12.14. Примерный уровень максимального избыточного давления реактивной струи на грунт и
I — винты вертолетов； 2 — подъемные турбовеитиляторы； 3 — подъемные ТРДД (т = 2 ... 10); 4 — подъемные ТРД
с удельным весом подъем、 ных агрегатов и увеличивается по мере израсходования топлива при /вис > 0. Чем
меньше удельный расход топлива, тем медленней происходит увеличение этого параметра по времени. На рис. 12.13 сравниваются различные подъемные устройства по величине суммарного
удельного веса конструкции и топлива на дозвуковом самолете с {х =- 0,25. В двухвекторных системах применение более легких одноконтурных подъемных ТРД оказывается выгодным до 血с яь; 2 мин, при большем времени висения становятся выгодными экономичные, но несколько более тяжелые подъемные ТРДД. Смешанная схема подъемной силовой установки является наиболее выгодной при времени висения до 4 ・.,5 мин. При большом времени висения (>10 мин) лучшей силовой установкой становятся подъемные турбо вентиляторы. Время висения и непосредственной близости от земли может ограничиваться недопустимым процессом разрушения взлетно-посадочной площадки под воздействием реактивной струи подъемных двигателей. На рис.' 12.14 показаны величина давления, производимого реактивной струей на грунт, и допустимое время висения над травяной площадкой в зависимости от средней скорости истечения газов и воздуха из сопел подъемных двигателей различного типа.
Травяной покров выдерживает воздействие реактивной струи подъемного ТРД в течение всего нескольких секунд, воздействие струи подъемного ТРДД (т = 2 ... 10) — в течение 20 ... 150 с, а допустимое время висения над травой самолета с подъемными турбовентиляторами исчисляется уже несколькими минутами. Бетонная площадка выдерживает воздействие реактивной струи одноконтурного подъемного ТРД в течение нескольких минут. Время висения самолетов с подъемными ТРДД или турбо вентиляторами в этих условиях практически не ограничено.
Для защиты грунтовых взлетно-посадочных площадок от действия реактивных струй могут применяться различные искусственные покрытия, например, металлические.
Приведенное сравнение подъемных устройств может служить лишь примером качественного сопоставления их отдельных показателей (массовых данных, удельного расхода топлива, степени воздействия на грунт). Правильный выбор того или иного типа силовой установки зависит от назначения самолета и должен производиться с учетом большого числа факторов, характеризующих техническое и конструктивное совершенство двигателей и конкретные условия их эксплуатации на самолете.
ЧАСТЬ IV
НЕКОТОРЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД
ГЛ АВ А 13. НЕУСТАНОВИВШИЕСЯ РЕЖИМЫ РАБОТЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД
Авиационные газотурбинные двигатели при эксплуатации на самолетах работают на различных режимах, выбор которых определяется условиями полета. Изменение режима работы газотурбинного двигателя, как правило, производится изменением частоты вращения ротора, причем с ее увеличением возрастает п тяга двигателя. Исключение составляют некоторые ТВД, у которых можно изменять тягу при постоянной частоте вращения путем изменения угла установки лопастей винта.
Очевидно, для обеспечения хорошей маневренности самолета двигатель должен обладать способностью быстро изменять режим работы при резком перемещении летчиком рычага управления двигателем (РУД). Процесс быстрого увеличения тяги двигателя называют приемистостью. Одним из характерных случаев, когда требуется хорошая приемистость двигателя, является уход самолета на второй круг при неудавшейся посадке. Вслед за увеличением летчиком подачи топлива двигатель должен быстро увеличить тягу, чтобы самолет смог вновь разогнаться и набрать необходимую высоту.
Приемистость двигателя обычно характеризуют минимальным временем, потребным для перехода с режима малого газа на режим максимальной тяги, т. е. у одновального ТРД ——временем раскрутки ротора от пм,г до лтах О Обратный быстрый переход от птах до пм.г называют сбросом газа и характеризуют временем fc6. Газотурбинные двигатели в силу ряда причин имеют относительно плохую приемистость (/п = 5 ... 10 с). Сброс газа (уменьшение тяги) у этих двигателей обычно происходит достаточно быстро, и, как правило, не является лимитирующим про- пессом.
У двигателей с форсажными камерами общее время приемистости складывается из времени раскрутки ротора и времени от включения форсажной камеры до выхода ее на максимальный режим: & =爲 + /ф- Эти стадии с целью сокращения общего времени могут быть частично совмещены.
Важной эксплуатационной характеристикой авиационного двигателя является также его способность к быстрому запуску с выходом на режим малого газа за короткое время, 394
Различают зйпуск & стартовых условиях на земле, когда начальную раскрутку ротора двигателя производят от постороннего источника мощности (аэродромного или бортового пускового устройства), и запуск в полете, когда ротор двигателя до подачи топлива вращается под действием скоростного напора набегающего потока воздуха (режим авторотации). При этом иногда производят дополнительную подкрутку ротора с помощью пускового устройства.
В процессе приемистости, сброса газа, а также при запуске газотурбинный двигатель работает на не у ст ановивт ихся режимах у при которых все параметры двигателя (частота вращения ротора, расход топлива, температура газов перед турбиной, степень, повышения давления в компрессоре и т. д.) изменяются по времени. Правильный расчет двигателя на неустановившихся режимах и его проектирование с учетом требований хорошей приемистости, быстрого и надежного запуска являются важными практическими задачами.
РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ОДНОВАЛЬНОГО ТРД НА НЕУСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ
Уравнение движения ротора
Уравнение движения ротора турбореактивного двигателя запишем в виде
МТ — Мк — Мт = hd31dt.(13.1)
Здесь 厶一момент инерции ротора относительно оси вращения; Мт — крутящий момент, развиваемый турбиной; M1t — момент на валу компрессора; Л4т — момент, требуемый для преодоления силы трения в подшипниках и для вращения агрегатов. На установившемся режиме МТ = Мк + Mmt и угловая скорость ротора постоянна (2o)/df = 0). Если же путем изменения подачи топлива в двигатель увеличить или уменьшить момент на валу турбины, то скорость вращения ротора начнет увеличиваться или уменьшаться. Переходя к мощностям: ^т —— N^ —— Nm = =Jz(ad(dldt и заменяя угловую скорость частотой вращения (о)= 2лп), получим,
Nf — NKAm = 4najxn dn/dt, “(13.2)
или
dn/dt =A2"(4冗2厶九)，(13.3)
где А"т = Nt —— NJ% —— избыточная мощность турбины, Вт； т]т ——механический КПД.
Чем выше избыточная мощность турбины и чем меньше момент инерции ротора, тем больше ускорение его вращения. При А"т > 0 происходит раскрутка ротора, при ANT < 0 ——замедление вращения ротора ТРД.
Время перехода с одной частоты вращения на другую (время приемистости или сброса газа) может быть найдено интегрированием уравнения (13.3):
(2 = 4“2JzJ 磊切. (13.4)
Чтобы вычислить интеграл в правой части этого уравнения, нужно знать, как изменяется избыточная мощность турбины в зависимости от частоты вращения. Определение избыточной мощности турбины является основной задачей в теории неустановив- шихся режимов турбореактивных двигателей. Если известно изменение Л^ в зависимости от частоты вращения, то, положив в уравнении (13.4) верхний предел переменным, получим зависимость времени приемистости (сброса) от конечной частоты вращения t = / (п) при данной начальной частоте вращения пг. Изменение частоты вращения ротора двигателя по времени п =，(/) может быть найдено численным или графическим интегрированием выражения (13.4).
Избыточная мощность турбины и изменение параметров ТРД при приемистости и сбросе газа
Примем допущение о квазистационарности течения газов в двигателе и работы его элементов на неустановившихся режимах. Сущность этого допущения заключается в следующем. Уравнения, описывающие неустановившееся (нестационарное) течение газов, отличаются от уравнений стационарного движения. Например, уравнение неразрывности в нестационарном потоке запишется в виде G2 = G】一AG, где AG = J j j 召 dV — увели- чение (если dp/dt > 0) или уменьшение (если dp/df < 0) массы воздуха, содержащегося в объеме V между сечениями 1 и 2 в единицу времени. Следовательно, расходы газа в различных сечениях двигателя при приемистости в один и тот же момент времени отличаются и тем сильнее, чем больше объем проточной части между этими сечениями и чем быстрее изменяется по времени плотность газа в каждой точке этого объема. Аналогично этому изменяются и другие уравнения (энергии, количества движения).
Отмеченные газодинамические особенности нестационарных течений, а также различный прогрев деталей двигателя на установившихся и неустановившихся режимах, вызывающий изменение зазоров и условий теплообмена со стенками, должны приводить к изменению характеристик элементов: компрессора, турбины и др. (например, к снижению 冗之 и КПД компрессора при данных п и GB на входе), изменению отвода тепла в детали и т. п.
В первом приближении, однако, можно допустить, что нестационарный прогрев деталей сказывается мало, а газодинами-
Рис. 13.1. Линии совместной работы компрессора и турбины на установившихся и переходных режимах (77 = О, Мп = 0):
I —— граница устойчивой работы компрессора; 2 —— линия установившихся режимов； 3 — режимы работы прн приемистости; 4 — режимы работы при сбросе газа
ческие процессы в двигателе протекают существенно быстрее, чем процессы приемистости или сброса газа. В этом случае характеристики элементов двигателя, полученные на установившихся режимах, принимаются неизменными и на неустановив- шихся режимах сохраняются также известные выражения мощности компрессора, турбины, понятия КПД элементов и т. д. Таким образом, можно упрощенно представить процесс работы двигателя и его элементов на неустановившихся режимах, как ряд мгновенных установившихся (квазистационарных) состояний, для описания которых используются обычные соотношения. При .более точных расчетах влияние газодинамической и тепловой не-
Рис. 13.2. Относительное изменение параметров ТРД с осевым компрессором иа установившихся и иеустановившихся режимах (Н = 0, Мц = 0): —установившиеся режимы; неустановившнеся режимы; 1—2 — увеличение 外 и Т^ ограничивается срывом в компрессоре; 2—3 — ограничение предельно допустимой Т*
стационарности необходимо учитывать.
Избыточная мощность турбины при приемистости определяется уравнением Д^T=GЛLT=GB [(1—9т) х X (1 ―^отб) ^т ^н/Пт].
(13.5) Здесь ALj. —— избыточная удельная работа турбины (на 1 кг расхода воздуха); ▲т и Lk——удельные работы расширения саза в турбине и сжатия воздуха в компрессоре; 60тб — относительная доля отбираемого за компрессором воздуха (например, для предотвращения помпажа, а также на охлаждение турбины).
Избыточная мощность на валу двигателя при неизменной площади ре-
то гда, когда температура газов по сравнению с ее значением нато гда, когда температура газов по сравнению с ее значением наактивного сопла появляется перед турбиной повышается установившемся режиме и при той же частоте вращения, что достигается увеличением подачи топлива в двигатель. Изменение температуры газов перед турбиной изменяет положение линии совместной работы компрессора и турбины на характеристике компрессора. При увеличении Т* (приемистость) линия совместной работы двигателя сдвигается влево, а при уменьшении 77 (сброс) — вправо от линии установившихся режимов, соответствующей дроссельной характеристике двигателя в диапазоне изменения частоты вращения от пм>г до птах (рис. 13.1). Пределами увеличения температуры газов в процессе приемистости могут быть приближение к границе помпажа компрессора или чрезмерное превышение максимальной расчетной температуры газов в дви-
то гда, когда температура газов по сравнению с ее значением на
то гда, когда температура газов по сравнению с ее значением на
гателе, влияющее на прочность турбины. Учитывая, что время приемистости относительно мало и часть этого времени двигатель работает при пониженных окружных скоростях н пониженных напряжениях от центробежных сил в деталях турбины, можно допустить некоторое превышение Т*тй^. Обычно при малых и умеренных частотах вращения возможность увеличения Г? лимитируется границей срыва компрессора, а при высоких — максимально допустимой величиной 77 (см. рис. 13.1).
Пределом уменьшения 7； прн сбросе газа может быть срыв пламени в камере сгорания при сильном обеднении топливовоздушной смеси (см. гл. 5). В земных условиях опасность срыва пламени менее вероятна, чем при полете с малой скоростью на большой высоте, когда возможен также срыв пламени и при приемистости вследствие сильного обогащения топливо-воздушной смеси в камере сгорания.
В результате изменения температуры газов и режима совместной работы компрессора и турбины на неустановившихся режимах расход воздуха и степень повышения давления в компрессоре при каждой частоте вращения ротора отличаются от значений этих параметров на установившихся режимах. При приемистости nJ — выше, абн — ниже, чем иа установившихся режимах. При сбросе газа — картина обратная (рис. 13.2).
Расчет процесса приемистости ТРД в стартовых условиях
Практическими целями расчета процессов приемистости в различных условиях полета могут быть следующие:
определение времени перехода двигателя с режима малого газа на максимальный режим, т. е. оценка приемистости двигателя;
нахождение иаивыгоднейших законов подачи топлива в двигатель, дающих наименьшее время приемистости в данных условиях;
определение зависимостей частоты вращения и тяги двигателя от времени в процессе приемистости, необходимых для определения динамических свойств самолета.
Рассмотрим более подробно расчет приемистости ТРД в земных условиях при нулевой скорости полета. Будем полагать, что сопло двигателя в процессе приемистости не регулируется (尸叩=const).
Для расчета приемистости необходимо иметь характеристику компрессора с иаиесеииой ва ией линией совместной работы при установившихся режимах от максимального до режима малого газа (см. рис. 13.1), а также характеристику турбины. Удобно предварительно нанести иа характеристику компрессора ливни постоянной относительной температуры газов Т*/Т* = const или линии Т；/Т； max = const (см. разд. 8.2).
Далее расчет проводится в следующем порядке.
На характеристику компрессора наносится линия совместных режимов Л работы компрессора и турбины при максимальной приемистости. Для этого "寸 в области высоких частот вращения указанным выше способом проводят линию 4 постоянного отношения температур Т* П/Т* = const, где Т*. п = Т* тах + | + (100 ... 150 К) 一 предельно допустимая температура газов при приемистости. 3
При пониженных частотах вращения, когда режимы приемистости обычно 扌 ограничиваются не температурой газов, а устойчивостью компрессора, линию 4 совместной работы ведут вдоль границы срыва, выдерживая необходимый запас 1 устойчивости "I
Ab=Ab=(М氏 11P 卜-11 100% «5...7 %.(як/°в. п₽)п
Ab=
Ab=
Здесь индекс гр обозначает параметры на границе срыва, а индекс《口》一параметры на линии режимов приемистости при одинаковых частотах вращения 办口*.
Рассчитывается зависимость л * = / (冗玄)методами, указанными в гл. 8, или используется такая зависимость, полученная ранее для установившихся режимов.
В области, где повышение температуры газов ограничивается возможностью помпажа, необходимо определить допустимые значения Т* при приемистости. Для этого используют расходную характеристику турбины (см. гл. 4). Линия режимов совместной работы при приемистости на характеристике компрессора дает нам необходимые величины л*, GB при каждом значении п. Следовательно, известны значения nJ = л^л*, 4 = (1 + %— 60ХЛ — 6цер) GB,耳= =f (nJ) и p* = ак cp*. Допустимые температуры газа перед турбиной при приемистости определяются зависимостью ]
"п =(与2" G「. пр 冬)>(13.6)
где Gr пр = / (л*)——определяется по расходной характеристике турбины.
Поскольку 斗 пр в общем случае зависит также от параметра 〃/Т*. а величина Т* заранее неизвестна, требуются последовательные приближения. Решение облегчается слабой зависимостью G「пр от n/j/T*.
Величины 9т, 60хл, 6пер, ак< с задаются приближенно по аналогии с установившимися режимами.
Теперь, когда известна Т* вдоль всей линии режимов приемистости на характеристике компрессора, можно для каждой точки этой линии (л*, GB, п) определить удельную работу турбины LT по характеристике турбины для данных л* = / (几工)и п/у^Т* или расчетом, задаваясь КПД турбины или определяя его по характеристике.
Избыточная мощность турбины Д^т определяется по уравнению (13.5), а время приемистости——графическим интегрированием уравнения (13.4), как это будет показано ниже.
Если в процессе приемистости двигателя изменяется площадь критического сечения реактивного сопла (например, при раскрытии сопла для убыстрения приемистости, см. разд. 2 этой главы), то рассчитывается новая зависимость 吋=f (ng), соответствующая новому значению Гкр. В остальном расчет проводится по изложенной выше методике.
Примерное изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором при 〃 = 0, Мп = 0 показано на рис. 13.3. Изменение других параметров этого двигателя при приемистости и на установившихся режимах было показано ранее на рис. 13.2. При малых частотах вращения A^т мало из-за 400
небольших значений расхода воздуха и степени повышения дав
ления в двигателе, а также из-за противопомпажных ограничений повышения температуры газов. При средних частотах вращения A^т заметно увеличивается, так как растут GB, л* и Ту. п/Т^_ уст. При больших частотах вращения избыточная мощность турбины снова уменьшается из-за приближения температуры газов при приемистости к значениям Т* на установившихся режимах.
Время приемистости двигателя при известном моменте инерции ротора определяется графически, как площадь под кривой 4nzJ^/i/ANt = / (п), изображающей зависимость подынтегральной величины в уравнении (13.4) от частоты вращения (см. рис. 13.3). Также может быть найдено время раскрутки до любой промежуточной частоты вращения. В результате определяют
кривую изменения частоты вращения ротора по времени при приемистости (рис. 13.4).
По известному изменению параметров двигателя может быть
последовательно для всех моментов времени определено изменение его тяги, а также расходов топлива, потребных для осуществления такой приемистости.
Характерная особенность протекания процесса приемистости ТРД заключается в медленном}ускорении: вращения в начале и быстром ускорении в середине времени приемистости с некоторым замедлением в конце его, что связано с отмеченным^выше характером изменения избыточной мощности турбины. Малое значение ANt при низких частотах вращения二и относительно боль
Рис. 13.4. Относительное изменение частоты вращения и тяги по времени при приемистости ТРД с осевым компрессором в стартовых условияхРис. 13.4. Относительное изменение частоты вращения и тяги по времени при приемистости ТРД с осевым компрессором в стартовых условияхРис. 13.3. Изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором в зависимости от частоты вращения ротора при приемистости (а). Графическое определение времени приемистости (б). (Избыточная мощность турбины отнесена к ее мощности на максимальном установившемся режиме ^т.yCT тах)Рис. 13.3. Изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором в зависимости от частоты вращения ротора при приемистости (а). Графическое определение времени приемистости (б). (Избыточная мощность турбины отнесена к ее мощности на максимальном установившемся режиме ^т.yCT тах)шие моменты инерции роторов приводят к тому, что ТРД обладают сравнительно большим 『временем［却ри・ емистости. Особенно "неблагоприятно
Рис. 13.4. Относительное изменение частоты вращения и тяги по времени при приемистости ТРД с осевым компрессором в стартовых условиях
Рис. 13.4. Относительное изменение частоты вращения и тяги по времени при приемистости ТРД с осевым компрессором в стартовых условиях
Рис. 13.3. Изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором в зависимости от частоты вращения ротора при приемистости (а). Графическое определение времени приемистости (б). (Избыточная мощность турбины отнесена к ее мощности на максимальном установившемся режиме ^т.yCT тах)
Рис. 13.3. Изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором в зависимости от частоты вращения ротора при приемистости (а). Графическое определение времени приемистости (б). (Избыточная мощность турбины отнесена к ее мощности на максимальном установившемся режиме ^т.yCT тах)
изменяется при приемистости тяга ТРД (см. рис. 13.4). Большую часть времени приемистости тяга изменяется незна- чительно и лишь в конце быстро нарастает до максимальной величины. Такой характер изменения тяги ТРД при приемистости отрицательно сказывается на маневренности самолета. Отмеченные отрицательные динамические качества ТРД делают задачу улучшения его приемистости весьма острой.
Особенности расчета приемистости ТРД в полете
В гл. 8 было показано, что линия установившихся режимов работы на характеристике компрессора при увеличении скорости полета изменяется в области низких приведенных частот вращения, где в реактивном сопле двигателя наблюдается докритический перепад давления. Увеличение скорости полета приводит здесь к росту приведенного расхода воздуха через двигатель при ппр = const и к уменьшению относительной темпера* туры газа Т；/Т* на установившихся режимах его работы до тех пор, пока в реактивном сопле не установится критический перепад давления вследствие роста суммарной степени повышения давления в двигателе 冗士 = Лул^ (рис. 13.5). При известных в дан
ных условиях полета параметрах двигателя на линии установившихся режимов (которая должна быть заранее определена) процесс приемистости может быть,рассчитан так же, как и при Мп = =0. Порядок расчета остается прежним. Линию режимов приемистости на характеристике компрессора при этом можно выбрать так же, как и при Мп = 0 (рис. 13.5).
Однако, начальная и конечная точки линии режимов приемистости (по физическим и приведенным частотам вращения) в зависимости от высоты и скорости полета (Т；,卩寺=var) могут измениться в соответствии с выбранным законом регулирования двигателя на режимах максимальной тяги и малого газа (см.
# разд. 13.2). Кроме того, следует
G&npG&npучитывать, что если режимы приемистости в области высоких частот вращения во всех случаях вести вдоль однЪй линии Т；. 口/T； = const на характер и-
G&np
G&np
Рис. 13.5. Линии совместной работы компрессора и турбины иа характеристике компрессора ТРД с нерегулируемым соплом в статических условиях и в полете:
/ — линии установившихся режимов при критическом перепаде в реактивном сопле;
2 — линии установившихся режимов при различных числах М口 (докритический перепад в реактивном сопле при пониженных п); $ — возможное протекание лниии режимов приемистости (М = var, Я = var)
стике компрессора, то фактическая температура Т*_ п может отличаться от выбранной в статических земных условиях предельной величины Т； п из-за изменения Т； в полете. Поэтому при Т；〉288 К может оказаться необходимым специальное ограничение температуры газов допустимой величиной Т； п- В этом случае линия режимов приемистости на характеристике компрессора понизится (на участке ограничения), так как уменьшится отношение
Вследствие удаления линии рабочих установившихся режимов от границы срыва при сохранении положения линии неустановив- шихся режимов процесс приемистости в начальной стадии (в области низких приведенных частот вращения) при большей скорости полета проходит более интенсивно, так как увеличивается отношение температур 77. JT； уст-
Расчет процесса сброса газа
Расчет процесса сброса газа принципиально не отличается от расчета приемистости ТРД и может быть произведен с помощью тех же уравнений (13.5), (13.4), в которых A^т — отрицательная величина. Закономерности изменения частоты вращения при сбросе газа и приемистости противоположны: при сбросе вначале частота вращения уменьшается быстро, а затем этот процесс замедляется. Как и при приемистости, это связано с характером изменения абсолютных значений 厶“丁 в области больших и малых частот вращения.
ПРИЕМИСТОСТЬ ОДНОВАЛЬНОГО ТРД И СПОСОБЫ ЕЕ УЛУЧШЕНИЯ
На приемистость ТРД влияют условия, в которых он работает (температура и давление атмосферного воздуха, скорость полета), а также некоторые конструктивные и эксплуатационные его параметры (например, размер двигателя, момент инерции его ротора, относительная частота вращения на режиме малого газа и др.). Влияние этих факторов рассмотрим на простейшем примере одновального турбореактивного двигателя.
Обобщенная характеристика приемистости
В гл. 8 было показано, что подобие установившихся режимов работы ТРД характеризуется постоянством двух параметров подобия: Мп и приведенной частоты вращения /г/TQ/T^. Поскольку при приемистости ТРД условие равенства работ компрессора и турбины снимается, в двигателе появляется дополнительная степень свободы, и для определения подобных режимов работы к указанным параметрам необходимо добавить третий приведенный параметр, например, относительную температуру
Рис. 13.6. Обобщенная характеристика приемистости турбореактивного двигателя с осевым компрессором (Мп - 0)Рис. 13.6. Обобщенная характеристика приемистости турбореактивного двигателя с осевым компрессором (Мп - 0)газов перед турбиной Т" 口/T； или при- веденный расход топлива i]r GT (р0/р*) х X J То/丁工 которые могут быть при приемистости заданы произвольно, независимо от первых двух параметров подобия (Мп и ппр). Так же, как и уравнение связи параметров ТРД на установившихся режимах, уравнение движения ротора (13.3) можно выразить через приведенные к стандартным атмосферным условиям параметры, приведя его к следующему виду：
Рис. 13.6. Обобщенная характеристика приемистости турбореактивного двигателя с осевым компрессором (Мп - 0)
Рис. 13.6. Обобщенная характеристика приемистости турбореактивного двигателя с осевым компрессором (Мп - 0)
d%p ~ 4冗2厶-ддг d/z11P. (13.7) av т. пр
Здесь «пр =九 /TJT^ — приведенная частота вращения, а А"т. up г АМ(Ро/Рв) /То/Т： — приведенная избыточная мощность турбины, выражение которой может быть получено из (13.5), если учесть формула приведения расхода воздуха [GB. пр = =Gr (р；)/ро) У TJT* J и удельных работ сжатия и расширения f^K. пр = ^к (To/Т亂 ^т•决=厶(To/T：)L Для получения в правой части уравнения (13.7) приведенных параметров частоты вращения и избыточной мощности турбины нам пришлось в левой части уравнения образовать новый параметр
(13.8)(13.8)£1/咅
(13.8)
(13.8)
который по аналогии с другими можно назвать приведенным временем переходного процесса в ТРД. Выражение (13.7) представляет собой обобщенное уравнение движения ротора.
Если вести процессы приемистости ТРД так, чтобы в различных атмосферных условиях (но при Мп = const) выдерживался одинаковый закон изменения относительной температуры газа перед турбиной по приведенной частоте вращения Т； 口/T；= =/ («пр) (「е. если двигаться вдоль одной и той же линии режимов на характеристике компрессора), то правая часть уравнения (13.7) будет изменяться во всех случаях одинаково, и при интегрировании этого уравнения мы получим одну обобщенную характеристику приемистости конкретного ТРД, т. е. единую зависимость приведенной частоты вращения от приведенного времени, справедливую при всех атмосферных условиях, в которых может работать данный двигатель. На рис. 13.6 показан пример такой характеристики для ТРД с осевым компрессором, параметры которого даны на рис. 13.1 (начало шкалы времени на рис. 13.6 условно совмещено с точкой ппр = 0,4). Пользуясь
обобщенной характеристикой и понятием приведенного времени приемистости, можно наглядно проанализировать влияние различных параметров на приемистость ТРД.
Влияние начальной частоты вращения на время приемистости ТРД
Характер протекания кривых приемистости ТРД (см. рис. 13.4 и 13.6) показывает, что наиболее медленно ротор ТРД раскручивается при низких частотах вращения, когда расход воздуха через двигатель и избыточная работа турбины малы. Поэтому увеличение начальной частоты вращения сильно уменьшает время приемистости ТРД. В приведенном на рис. 13.6 примере увеличение начальной частоты вращения до ппр = 0,5, т. е. исключение участка раскрутки от %@ = 0,4 до 0,5, уменьшает время приемистости до ппр = 1 в стандартных условиях с 7,2 до 4 с. Однако произвольно повышать частоту вращения на режиме малого газа нельзя, так как она выбирается из условий получения минимальной тяги двигателя при работе на земле (3 ... 6 % от Ртах). Обычно у одновальных турбореактивных дви- гателей частота вращения ротора на режиме малого газа в земных условиях лежит в пределах 35 ... 50 % от максимальной частоты вращения. Ниже будут рассмотрены некоторые возможности увеличения частоты вращения на режиме малого газа для улучшения приемистости ТРД.
Влияние высоты и скорости полета
Зависимость фактического времени приемистости ТРД от приведенного времени согласно (13.8) выразится следующим образом:
% = /п. пр 登"弓^ *(13.9)
Предположим, что топливный регулятор при любых атмосферных условиях регулирует подачу топлива так, чтобы выдерживалась обобщенная характеристика приемистости двигателя. Тогда при приемистости в одинаковом диапазоне изменения приведенной частоты вращения Аппр = idem (т. е. при ^m пр = idem) с подъемом на высоту фактическое время приемистости ТРД будет увеличиваться при уменьшении атмосферного давления обратно пропорционально ему и уменьшаться пропорционально корню из Т" Фактически это может быть объяснено тем, что в первом случае уменьшается избыточный крутящий момент на валу, пропорциональный давлению воздуха, а во втором ——тем, что при росте температуры воздуха растет диапазон изменения физической частоты вращения Ап, пропорциональный корню квадратному из Т； при Аппр = const.
Рис. 13.7. Типичное изменение частоты вращения на режиме малого газа ТРД по высоте полета (Мп — =const):1 — ограннчеиие GT м г = const дроссельным краном, стоящим на упоре малого газа; 2 — расход топлива регулируется центробежным регулятором частоты вращения (〃日 а р 一 частота вращения начала автоматического регулирования); 3 — ограничение G[ mm = const клапаном минимальио-Рис. 13.7. Типичное изменение частоты вращения на режиме малого газа ТРД по высоте полета (Мп — =const):1 — ограннчеиие GT м г = const дроссельным краном, стоящим на упоре малого газа; 2 — расход топлива регулируется центробежным регулятором частоты вращения (〃日 а р 一 частота вращения начала автоматического регулирования); 3 — ограничение G[ mm = const клапаном минимальио-Рис. 13.8. Обобщенные характеристики приемистости ТРД при различных скоростях полета (М3 > М2 > Mi > 0):
Рис. 13.7. Типичное изменение частоты вращения на режиме малого газа ТРД по высоте полета (Мп — =const):
1 — ограннчеиие GT м г = const дроссельным краном, стоящим на упоре малого газа; 2 — расход топлива регулируется центробежным регулятором частоты вращения (〃日 а р 一 частота вращения начала автоматического регулирования); 3 — ограничение G[ mm = const клапаном минимальио-
Рис. 13.7. Типичное изменение частоты вращения на режиме малого газа ТРД по высоте полета (Мп — =const):
1 — ограннчеиие GT м г = const дроссельным краном, стоящим на упоре малого газа; 2 — расход топлива регулируется центробежным регулятором частоты вращения (〃日 а р 一 частота вращения начала автоматического регулирования); 3 — ограничение G[ mm = const клапаном минимальио-
1 — режимы малого газа (% 设「= const, Н = 0)； 2 — приемистость щ)и критическом перепаде в реактивном сопле; 3 — приведенное время приемистости в статических условиях (Мп = 0)； 4 — приведенное время приемисто* сти в полете при М口 = М2 (Н = 0)
В действительности, влияние
го давления подачи топливаВЫСОТЫ ПОЛета На ПрИСМИСТОСТЬ
ТРД осложняется еще и тем, что при изменении 7； и pl частота вращения на режиме малого газа изменяется в зависимости от способа регулирования подачи топлива на этом режиме. Некоторые топливные регуляторы при установке дроссельного крана на
упоре малого газа или при включении клапана минимального давления (при очень низких р；) обеспечивают постоянный расход топлива. Поэтому уменьшение р； приводит к увеличению частоты вращения на режиме малого газа (рис. 13.7) L Величина пм. г на очень больших высотах может приближаться к максимально
допустимым для данного двигателя значениям частоты вращения. При изменении высоты полета влияние уменьшающегося давления оказывается превалирующим, и приемистость ТРД с подъемом на высоту (при постоянном Мп) заметно ухудшается, несмотря на то, что частота вращения на режиме малого газа увеличивается и значительно сокращается диапазон изменения частоты вращения при приемистости.
Влияние Мп на процесс приемистости ТРД оказывается более сложным. Как указывалось в предыдущем разделе, при увеличении Мп линия рабочих установившихся режимов на характеристике компрессора в области пониженных частот вращения
1 За исключением участка 2 иа рис. 13.7, на котором центробежный регулятор поддерживает пм. г = const.
Рис. 13.9. Приемистость ТРД иа земле и в полете:I 一 Н = 0* Mr = 0; 2 — Н = 0, М口 = =0,65; 3 — // = 11 км; М口 — 0,65Рис. 13.9. Приемистость ТРД иа земле и в полете:I 一 Н = 0* Mr = 0; 2 — Н = 0, М口 = =0,65; 3 — // = 11 км; М口 — 0,65располагается дальше от границы помпажа, что позволяет в этой области вести приемистость двигателя более интенсивно (см.. рис. 13.5). При более высоких частотах вращения, когда в реактивном сопле ТРД устанавливается критический перепад давлений, взаимное расположение линий режимов приемистости и установившихся режимов на характе-
Рис. 13.9. Приемистость ТРД иа земле и в полете:
I 一 Н = 0* Mr = 0; 2 — Н = 0, М口 = =0,65; 3 — // = 11 км; М口 — 0,65
Рис. 13.9. Приемистость ТРД иа земле и в полете:
I 一 Н = 0* Mr = 0; 2 — Н = 0, М口 = =0,65; 3 — // = 11 км; М口 — 0,65
ристике компрессора перестает
зависеть от скорости полета (если нет ограничения 77. п при 7；〉 〉288 К). Указанная особенность приводит к тому, что обобщенная характеристика приемистости лпр = / (/пр) при больших Мп в области пониженных значений 九口目 проходит более круто, а при высоких значениях ппр от числа Мп не зависит. Поэтому обобщенные кривые приемистости при разных Мп расслоятся лишь при пониженных частотах вращения (рис. 13.8). Таким образом, увеличение скорости полета приводит к тому, что ротор ТРД в области пониженных частот вращения раскручивается быстрее.
Вторым фактором, влияющим на приемистость ТРД, является возможное изменение частоты вращения на режиме малого газа
при увеличении скорости полета.
Кроме того, при увеличении Мп вследствие роста температуры торможения воздуха 7： снижается максимальная приведенная частота вращения, до которой раскручивается ротор двигателя (при постоянной максимальной физической частоте вращения, 九max = const). В результате, диапазон необходимого изменения приведенных частот вращения, а следовательно, и приведенное время приемистости сокращаются. Наконец, следует учесть, что действительное время приемистости (13.9) при увеличении Мп уменьшается в результате роста полного давления воздуха перед двигателем р：* Возрастание при этом температуры торможения не компенсирует влияние давления.
Совместное влияние перечисленных факторов приводит к тому, что приемистость ТРД заметно улучшается при увеличении скорости полета на заданной высоте. На рис. 13.9 показан примерный характер протекания приемистости ТРД в земных статических условиях и при полете с одинаковым числом М у земли и на высоте 11 км.
Влияние момента инерции и размеров двигателя иа время приемистости
Как следует из (13.4), момент инерции ротора ТРД влияет на приемистость двигателя. Момент инерции ротора ТРД относительно оси вращения z может быть выражен суммой интегралов 厶=£ J 产 dM, где dM — элемент
массы Лой детали ротора, г——расстояние от него до осн вращения. Пе еходя к объемам н используя цилиндрические координаты (屮,г, z), получимп
Jz = £pf j 戸也=工 pf j j.j 户dr dzd屮,
где p.——плотность материала i-ой детали ротора. Относя все линейные размеры к одному характерному размеру (например, диаметру входа двигателя), получим
厶=咤厶=咤Pi jjj г3 dr dz d(p.
厶=咤
厶=咤
Отсюда следует, что если рассматривать семейство полностью геометрически подобных двигателей, соответствующие детали которых выполнены нз одинаковых материалов, то моменты инерцнн их роторов будут пропорциональны характерному размеру (диаметру) двигателя в пятой степени
Jz = c'D5.(13.10)
С другой стороны, расход воздуха и избыточная мощность турбины при разгоне у таких двигателей пропорциональны квадрату диаметра, а частоты вращения (прн условии равенства окружных скоростей) обратно пропорциональны диаметру:
ANt~Glc"D” n = c"D
Прн таких условиях время приемистости подобных двигателей между двумя сходственными режимами (например, режимами малого газа н максимальным)' оказывается, согласно выражению (13.4), прямо пропорциональным диаметру двигателя
片=cD.(13.11)
Полученную зависимость следует рассматривать лишь как упрощенное выражение тенденции некоторого ухудшения приемистости двигателей большого размера. В действительности геометрического подобия двигателей не наблюдается. Двигатели, различающиеся по размерам, имеют, как правило, различные конструктивные схемы н параметры, кроме того, момент инерции даже в однотипных конструкциях слабее зависит от размера, чем п о теоретической зависимости (13.10). Можно приближенно считать, что момент инерции пропорционален квадрату расхода воздуха через двигатель, т. е. Jz/Glo ^ const илн 厶力‘。const. Величина J JGbo зависит от числа ступеней турбокомпрессора, т. е. от степени повышения давления в двигателе, а также от конструктивного совершенства его элементов. Для находящихся в эксплуатации турбореактивных двигателей небольших и средних размеров (Ов0 = 20 …150 кг/с), имеющих л;^ = 6 …12 н относительную массу конструкции |1ДВ = Л4дв/Ов0 = 10 ... 15 кг/(кг/с), можно считать характерными следующие величины относительного момента инерции:
Jz/G|0 = (l,5...3)-10-3 м2-с2/кг.(13.12)
Пути улучшения приемистости ТРД
Уменьшение момента инерции, Прямая зависимость времени раскрутки от момента инерции ротора ТРД позволяет значительно улучшить его приемистость. Как указывалось, наблюдается постоянная тенденция существенного облегчения авиационных газотурбинных двигателей путем использования аэродинамически более совершенных элементов, улучшения их конструкции и применения материалов с повышенной 408
ппрппрРис. 13.11. Зависимость приведенного расхода топлива от приведенной частоты вращения ротора ТРД:/ — рабочие установившиеся режимы при полете с различными М^; 2 — предельные расходы, соответствующие границе устойчивой работы компрессора; 3 — линия оптимального процесса приемистостиРис. 13.11. Зависимость приведенного расхода топлива от приведенной частоты вращения ротора ТРД:/ — рабочие установившиеся режимы при полете с различными М^; 2 — предельные расходы, соответствующие границе устойчивой работы компрессора; 3 — линия оптимального процесса приемистости^/птак^/птакРис. 13.10. Влияние регули' руемого реактивного сопла иа время приемистости ТРД:Рис. 13.10. Влияние регули' руемого реактивного сопла иа время приемистости ТРД:
ппр
ппр
Рис. 13.11. Зависимость приведенного расхода топлива от приведенной частоты вращения ротора ТРД:
/ — рабочие установившиеся режимы при полете с различными М^; 2 — предельные расходы, соответствующие границе устойчивой работы компрессора; 3 — линия оптимального процесса приемистости
Рис. 13.11. Зависимость приведенного расхода топлива от приведенной частоты вращения ротора ТРД:
/ — рабочие установившиеся режимы при полете с различными М^; 2 — предельные расходы, соответствующие границе устойчивой работы компрессора; 3 — линия оптимального процесса приемистости
^/птак
^/птак
Рис. 13.10. Влияние регули' руемого реактивного сопла иа время приемистости ТРД:
Рис. 13.10. Влияние регули' руемого реактивного сопла иа время приемистости ТРД:
удельной прочностью. Все это вызывает также уменьшение моментов инерции роторов двигателей, несмотря на рост такого параметра, как
Увеличение начальной частоты вращения. Существует несколько способов увеличения частоты вращения на режиме малого газа в земных условиях при сохранении неизменным допустимого минимального уровня ТЯГИ двигателя (3 ... 6 % ОТ Ртах). Рассмотрим некоторые из них.
При раскрытии регулируемого реактивного сопла можно снизить тягу при постоянной частоте вращения ротора ТРД. Восстанавливая минимально допустимый уровень тяги, можно существенно увеличить частоту вращения на режиме малого газа.
В двигателях с поворотными направляющими аппаратами осевого компрессора дроссельные режимы с пониженной тягой можно получать в результате сильного уменьшения расхода воздуха при относительно небольшом изменении частоты вращения. Такое регулирование позволяет получать режим малого газа при относительной частоте вращения nM.г/птах = 60 …70 %, вместо 35 ... 50 % у обычных ТРД, что может сократить время приемистости двигателя более чем в два раза.
Увеличение избыточной мощности может достигаться в первую очередь путем увеличения температуры газов перед турбиной, точнее ее относительного избытка при раскрутке ротора
А冗=АТУТ； уст・ Однако это требует увеличения используемого при приемистости запаса устойчивости компрессора. Расширение зоны устойчивой работы компрессора в области малых
】 ——сопло нерегулируемое,尸^口 = =const； 2 — сопло раскрыто при
я V 0,9, А尸кр = 15 %
частот вращения достигается обычно специальными средствами регулирования компрессора (поворотными направляющими аппаратами, выпуском воздуха нз промежуточных ступеней и др.). Другим радикальным способом увеличения избыточной мощности турбины является использование регулируемого реактивного сопла, максимально раскрытого в процессе приемистости и прикрываемого в конце его для получения максимальной тяги. Как указывалось в гл. 8, раскрытие сопла приводит к снижению температуры газов на установившихся дроссельных режимах и к увеличению запасов устойчивости компрессора одновального ТРД. Следовательно, достигая прежних значений температур газа при приемистости (лимитируемых устойчивостью компрессора или перегревом лопаток), можно существенно увеличить АТг и избыточную мощность турбины. Время приемистости при этом сокращается еще и потому, что частота вращения на режиме малого газа при раскрытом сопле, как указывалось, может бьпь увеличена (рис. 13.10).
Регулирование подачи топлива в двигатель при приемистости вместе с регулированием элементов компрессора, реактивного сопла, если такие возможности предусмотрены в конструкции двигателя, должно обеспечить реализацию рассмотренных выше свойств двигателя на переходных режимах с целью получения оптимальных динамических характеристик ТРД в эксплуатации.
Автоматы приемистости должны обеспечивать возможно более быструю раскрутку двигателя без перегрева турбины и попадания компрессора в зону неустойчивой работы в любых условиях полета, независимо от скорости перемещения летчиком рычага управления двигателем. Совершенный автомат должен регулировать в процессе приемистости рост приведенного расхода топлива по приведенной частоте вращения вдоль установленной заранее оптимальной кривой независимо от внешних атмосферных условий, высоты и скорости полета, начального режима работы двигателя, т. е. во всех случаях должен обеспечивать наилучшую приемистость (рис. 13.11).
Помимо указанных выше функций регулирования приемистости двигателя система автоматики ТРД должна обеспечивать замедленное уменьшение расхода топлива при сбросе газа для того, чтобы предотвратить срыв пламени в камере сгорания при резком перемещении сектора газа. Степень замедления выбирается в зависимости от срывных характеристик камеры сгорания в земных и высотных условиях.
ОСОБЕННОСТИ ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМОВ ДВУХВАЛЬНЫХ ТРД
Динамические процессы в двухвальных ТРД существенно отличаются от процесса приемистости или сброса газа одновального ТРД. В двухвальных двигателях эти процессы проте- 410
无/％无/％Рис. 13.12. Скольжение роторов двухвального ТРД:/ — установившиеся дроссельные режимы; 2 — приемистость; 3 — сброс газаРис. 13.12. Скольжение роторов двухвального ТРД:/ — установившиеся дроссельные режимы; 2 — приемистость; 3 — сброс газа
无/％
无/％
Рис. 13.12. Скольжение роторов двухвального ТРД:
/ — установившиеся дроссельные режимы; 2 — приемистость; 3 — сброс газа
Рис. 13.12. Скольжение роторов двухвального ТРД:
/ — установившиеся дроссельные режимы; 2 — приемистость; 3 — сброс газа
кают значительно сложнее из-за наличия двух механически не связанных роторов, вращающихся с разной скоростью, между которыми существует только газодинамическая связь.
Уравнение, (13.3) движения ротора одновального ТРД применимо к каждому из роторов двухвального ТРД в отдельности, а время их раскрутки может быть найдено интегрированием этого уравнения в собственном диапазоне изменения частот вращения при известных моментах инерции роторов (13.4). Однако при определении избыточной
мощности турбин роторов, вхо
дящей в уравнение движения (13.3), должно быть учтено их газодинамическое взаимодействие, сущность которого объясняется ниже.
Для двухвальных ТРД характерна разная частота вращения роторов на максимальном и дроссельных режимах. Это так называемое «скольжение» роторов, которое можно выразить отношением частот вращения роторов высокого и низкого давлений, у ТРД на максимальном режиме работы составляет величину по- рядка пвд тах/〃ндтах = 1,2 ...1,35. При Дросселировании двухвального ТРД скольжение роторов увеличивается, что является органическим свойством этого двигателя (см. гл. 8). Отношение частот вращения роторов возрастает на режиме малого газа до значений пвД/пНд = 2 ... 2,5 н выше. Это приводит к тому, что относительная частота вращения на режиме малого газа пм. г ~ =Лм г/Пщах У ротора низкого давления намного меньше, чем у ротора высокого давления:五нд.м.г = 0,3 ... 0,35; Пвд.м.г = °，5 …0,6. Как мы видели в разд. 13.2, величина относительной частоты вращения на режиме малого газа очень сильно сказывается на времени раскрутки ТРД. В этом отношении ротор низкого давления оказывается в неблагоприятном положении. Наблюдающаяся на практике более медленная раскрутка ротора низкого давления по сравнению с раскруткой ротора высокого давления объясняется, главным образом, разницей начальных частот вращения этих роторов, а также уменьшением относительной мощности турбины низкого давления при пониженных частотах вращения. Такой характер нарастания частоты вращения роторов двухвального ТРД приводит к тому, что скольжение роторов при приемистости сильно отличается от скольжения на установившихся режимах (рис. 13.12). “ “
Увеличение скольжения, связанное с замедленной раскруткой ротора низкого давления, приводит к увеличению запаса устой-
чивости его компрессора, что позволяет увеличить температуру газов и сократить общее время приемистости двухвального ТРД. Это свойство двухвального ТРД следует из уравнения баланса расхода через компрессор низкого давления и первый сопловой аппарат турбины (см. гл. 8):
，(％внд) = const 冗;нд 冗:вд/冗/77.п・ (13.13)
Если второй ротор раскручивается быстрее и скольжение увел и чи вается по сравнению с соответствующим установившимся режимом, то л* Вд в (13.13) растет быстрее л* нд и относительная плотность тока (или приведенный расход воздуха) на входе в пер- в垃而 компрессор при данном пнд пр растет, увеличивая запас его устойчивости. Сохраняя тот же запас устойчивости компрессора низкого давления при приемистости, можно увеличить согласно (13.13) температуру газов.
При быстром сбросе газа двухвального ТРД наблюдаются противоположные явления. Частота вращения ротора низкого давления уменьшается и скольжение роторов (отношение 九зх/^нд) нарастает, однако не в такой степени, как при медленном (равно- веснрм) уменьшении частоты вращения (см. рис. 13.12). Более медленное снижение частоты вращения ротора низкого давления при сбросе газа по сравнению с установившимися дроссельными режимами, особенно заметное при относительно больших момен- тах инерции его, - может привести, согласно (13.13), к недопустимому уменьшению запасов устойчивости компрессора низкого давления. Эта особенность может оказаться дополнительным фактором, ограничиваюп^им скорость уменьшения подачи топлива при сбросе газа, и ■ должна учитываться при проектировании системы автоматического регулирования двигателя.
Сущность газодинамического взаимодействия роторов двух- вального ТРД на неустановившихся режимах заключается в следующем. Степени понижения давления в турбинах высокого и низкого давления, а следовательно, и отношение их мощностей, являются функцией только суммарной степени повышения давле- ния в двигателе, создаваемой обоими каскадами компрессора. В то же время мощности, потребляемые соответствующими каска- дами компрессора, изменяются из-за переменного скольжения. В процессе приемистости каскад высокого давления опережает каскад низкого давления, и относительная величина мощности, потребляемой им, возрастает, в то время как отношение мощностей турбин сохраняется. В результате, отстающий ротор низ- кого давления замедляет раскрутку ротора высокого давления, отбирая часть общей мощности турбины, и наоборот, быстрее раскручивающийся ротор высокого давления ускоряет вращение отстающего ротора низкого давления посредством увеличения мощности его турбины, увеличивая общее л* всего компрессора. Такое взаимодействие роторов уменьшает рассогласование их 412
частот вращения при приемистости или сбросе газа и сближает их динамические характеристики.
При расчете переходных режимов двухвальных ТРД приходится применять методы совместного интегрирования уравнений движения обоих роторов с учетом их газодинамического взаимодействия.
Общее время приемистости двухвального ТРД оказывается, как правило, несколько меньшим времени приемистости близкого к нему по параметрам рабочего процесса одновального ТРД, без широкого регулируемого компрессора или других устройств для существенного повышения частоты вращения на режиме малого газа. Это объясняется большими запасами устойчивости компрессора двухвального ТРД, более быстрой раскруткой облегченного внутреннего ротора и другими факторами.
ЗАПУСК ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В СТАРТОВЫХ УСЛОВИЯХ
Существует минимальная частота вращения ротора пт}п, при которой возможна самостоятельная работа газотурбинного двигателя. В гл. 8 показано, что при дросселировании двигателя от nmax температура газов сначала уменьшается, а затем, вследствие ухудшения КПД компрессора и турбины и снижения л*, начинает вновь расти. Л^инимальная частота вращения может быть определена, например, условием равенства температуры газов перед турбиной максимально допустимой величине Г*. гаах, В ТРД с осевым компрессором nfflin может составлять 15 ... ...20 % от Лщах, т. е. существенно меньше частоты вращения на режиме малого газа, на котором возможна продолжительная работа двигателя без перегрева при пониженной температуре газа перед турбиной. Следовательно, запуск газотурбинного дви・ гателя требует первоначальной его раскрутки от постороннего источника мощности (пускового устройства или стартера).
Процесс запуска газотурбинного двигателя состоит из трех этапов.
Раскрутки ротора пусковым устройством без подачи топлива в двигатель (до некоторой частоты вращения пх с nmin).
Совместной работы пускового устройства и турбины двигателя после подачи топлива в камеры сгорания и его воспламенения.
Самостоятельной раскрутки двигателя от частоты вращения, при которой отключается стартер, &〉nfflin, до режима малого газа — пм.г.
Характер кривых крутящих моментов в процессе запуска одновального ТРД показан на рис. 13.13. Крутящий момент и частота вращения стартера на графике приведены к частоте вращения ротора двигателя с учетом передаточного числа редуктора. Величины всех моментов отнесены к моменту турбины на режиме
Рис. 13.13. Диаграмма крутящих моментов при запуске ТРД ,Рис. 13.13. Диаграмма крутящих моментов при запуске ТРД ,малого газа. На первом этапе пусковое устройство преодолевает момент сопротивления ротора (Мп,у > Afconp)- При частоте вращения п, в камеры сгорания двигателя подается топливо, которое воспламеняется специальными пусковыми воспламенителями. Мощность пускового устройства и частоту вращения пъ при которой подается топливо, выбирают так, чтобы выполнялось условие 九1 V 九х (九х ― конечная частота вращения при «холодной» прокрутке двигателя от пускового устройства), иначе запуск станет невозможным. Обычно «j = =(0,5 ... 0,85) пх. После подачи топлива мощность турбины начинает возрастать и при некоторой частоте вращения (на рис. 13.13 при п > 0,18) на валу двигателя появляется положительный избыточный момент турбины АМт. Однако для ускорения запуска пусковое устройство отключают при зна
Рис. 13.13. Диаграмма крутящих моментов при запуске ТРД ,
Рис. 13.13. Диаграмма крутящих моментов при запуске ТРД ,
чительно большей частоте вращения л2, когда избыточный момент турбины достигает заметной величины, сравнимой с моментом стартера в начальный момент запуска. Заштрихованная область на рис. 13.13 соответствует моментам, идущим не
посредственно на ускорение вращения ротора двигателя на разных этапах его запуска. В двухвальных одноконтурных и двухконтурных двигателях с помощью пускового устройства раскручивают один из роторов, как правило, ротор высокого давления.
Характерные частоты вращения при запуске имеют у выполненных ТРД и ТРДД примерно следующие значения (по отношению к максимальной частоте вращения):
подача топлива пг = 0,08 ... 0,15;
отключение пускового устройства п2 = 0,25 ... 0,4.
Большие значения здесь относятся к двухвальным двигателям,
имеющим повышенные частоты вращения ротора высокого дав* ления на режиме малого газа. Характерные частоты вращения при запуске изменяются в более узких пределах, если их отнести к соответствующим частотам вращения на режиме малого газа:
亢i =小/九м. г = 0,2.. .0,25; П2 = ns/«M.г = 0,6.. .0,8.
Рис. 13.14. Характерное протекание крутящего момента пусковых устройств по частоте вращения： турбостартер топлнво-воздуш- ный или твердотопливный；тур
бокомпрессорный стартер со свободной силовой турбиной;воздушный турбостартер;элек
трический стартер
Существует несколько видов пусковых устройств, используемых для раскрутки газотурбинных двигателей. Различают автономные пусковые системы (источник энергии для питания пускового устройства находится на борту самолета) и неавтономные системы, требующие подвода энергии от постороннего аэродром* кого источника.
Для запуска малоразмерных двигателей используются электрические стартеры. Большую мощность при сравнительно низком удельном весе могут иметь турбокомпрессорные стартеры, представляющие собой небольшие ГТД со свободной турбиной, вращающей через редуктор ротор двигателя. Дополнительное преимущество такого стартера заключается в том, что он может быть соединен с электрогенератором и использован в качестве автономного бортового источника энергии, необходимой, например, для подготовки самолета к вылету. Наименьший удельный вес при достаточно высоких мощностях имеют воздушные турбостартеры, однако для их работы необходим источник сжатого воздуха (350 ... 450 кПа) на борту самолета или на аэродроме. Для ускоренного автономного запуска могут быть использованы легкие, малогабаритные и мощные топливо-воздушные или твердотопливные турбостартеры у которые работают на жидком горючем и сжатом воздухе в качестве окислителя или шашки твердого топлива, включающего компоненты горючего и окислителя.
Характерной особенностью всех рассмотренных типов турбостартеров является практически прямолинейная зависимость крутящего момента от частоты вращения ротора двигателя (рис. 13.14). У топливо-воздушного и твердотопливного турбостартеров момент слабо изменяется по частоте вращения, а у пусковых устройств других типов — заметно уменьшается. В общем случае крутящий момент пускового устройства может быть выражен простой зависимостью:
Мц. у = Мц. уо 〃九’ (13.14)
где Мц.” 一 крутящий момент стартера при 九 = 0;九 —— частота вращения ротора двигателя; а ——коэффициент, зависящий от типа применяемого пускового устройства.
Расчет времени запуска ТРД
Рассмотрим расчет процесса запуска на наиболее простом примере одновального одноконтурного ТРД.
Предварительно должны быть выбраны в соответствии с изложенными выше рекомендациями частоты вращения ротора на режиме малого газа пм.г, в начале подачи топлива 九工 и при отключении пускового устройства п2.
Уравнение движения ротора ТРД при запуске по аналогии с (13.1) может быть записано в виде
Мьу + ^т — ^к — =厶厶)/成， (13.15) где Мт ——Мк ——Мт = Мт ——Мк!х\т ——момент сопротивления при холодной прокрутке двигателя (Afconp), или избыточный момент турбины при работающем двигателе (АМт), для определения которых существуют различные приближенные методы. Отсюда время раскрутки до частоты вращения пм.г равно:
'зан = 2%[ 乂“ + 谭―МкЛЬ • ОЗ」》 Это выражение интегрируется последовательно для всех трех этапов запуска.
При выбранных частотах вращения в начале подачи топлива (л» и при отключении пускового устройства (九纟)время запуска может быть сокращено при увеличении крутящего момента (мощности) пускового устройства (первый и второй этапы) и увеличении избыточного момента турбины ДЛГТ (третий и отчасти второй этапы). Увеличение AAfT достигается повышением относительной температуры газа перед турбиной в процессе запуска по сравнению с установившимися режимами при тех же частотах вращения ротора Тг = Т*. зап/Т汇 уст・
На рис. 13.15 показаны результаты расчета раскрутки ротора одновального ТРД в процессе запуска при разных удельных мощностях пускового устройства, определяемых как отношение мощности стартера к максимальной нефорсированной тяге дви- ГЭТеЛ Я №口. у/Р()щах •
Основную часть времени запуска составляют первый и второй этапы, в которых ускорение двигателя зависит, главным образом, от крутящего момента пускового устройства. Поэтому главным резервом ускорения запуска является уменьшение времени этих двух этапов.
Как правило, время запуска газотурбинных двигателей не должно превышать одной минуты. Двигатели средних размеров обычно имеют пусковое устройство с удельной мощностью 5 ... ...10 кВт на каждый 1000 даН максимальной тяги (ТРД и ТРДД) или 15 кВт на каждые 1000 кВт взлетной мощности (ТВД). В ряде случаев необходим ускоренный запуск, время которого должно быть меньше 20 ... 30 с.
Рис. 13.15. Изменение частоты вращения ротора одиовальиого ТРД в процессе запуска при различных удельных мощностях пускового устройства (厶/喻=3,9 X X 10-3 м2*с2/кг; Тг.ср= 12 Мп. у = —const) / — Лгп< y/Pomax = 22,5 Вт/даН; 2 — NJР、щах = 7,6 Вт/даНРис. 13.15. Изменение частоты вращения ротора одиовальиого ТРД в процессе запуска при различных удельных мощностях пускового устройства (厶/喻=3,9 X X 10-3 м2*с2/кг; Тг.ср= 12 Мп. у = —const) / — Лгп< y/Pomax = 22,5 Вт/даН; 2 — NJР、щах = 7,6 Вт/даН土 ％〃5土 ％〃5417417
Рис. 13.15. Изменение частоты вращения ротора одиовальиого ТРД в процессе запуска при различных удельных мощностях пускового устройства (厶/喻=3,9 X X 10-3 м2*с2/кг; Тг.ср= 12 Мп. у = —const) / — Лгп< y/Pomax = 22,5 Вт/даН; 2 — NJР、щах = 7,6 Вт/даН
Рис. 13.15. Изменение частоты вращения ротора одиовальиого ТРД в процессе запуска при различных удельных мощностях пускового устройства (厶/喻=3,9 X X 10-3 м2*с2/кг; Тг.ср= 12 Мп. у = —const) / — Лгп< y/Pomax = 22,5 Вт/даН; 2 — NJР、щах = 7,6 Вт/даН
土 ％〃5
土 ％〃5
417
417
Рис. 13.16. Влияние удельной мощности пускового устройства и средней степени увеличения температуры газа перед турбиной иа время запуска одиовальиого ТРД (^z/^bo=3,9• 10-V • с2/кг; Мп y«const)
Повышение температуры газа перед турбиной при запуске сравнительно мало сокращает его время, так как этот фактор сказывается на коротком третьем этапе и лишь частично — на втором. Повышение температуры ограничивается возможным перегревом турбины и опасностью появления срывных, неустойчивых режимов работы компрессора.
Наиболее радиальным средством сокращения времени запуска может служить повышение мощности пусковых устройств, применение мощных, легких и малогабаритных пусковых устройств. На рис. 13.16 показано влияние удельной мощности пускового устройства на время запуска ТРД при различной средней степени увеличения температуры газов перед турбиной. Ускоренный запуск со временем, меньшим 20 ... 25 с, может быть получен при удельной мощности стартера ^.У/Роmax ^ (20 ... 25) Вт/даН.
ЗАПУСК ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ПОЛЕТЕ
В ряде случаев двигатель может оказаться выключенным в полете. Возникает задача его повторного запуска за короткое время, чтобы самолет (в особенности одномоторный) смог продолжать устойчивый безопасиый полет без существенной потери высоты.
В отлнчие от стартовых условий, в полете роторы выключенных газотурбинных двигателей (ТРД и ТРДД) под действием скоростного напора набегающего потока воздуха вращаются. Это так называемые режимы авторотации двигателя. Авторотация — одна из разновидностей установившихся режимов двигателя —— характеризуется отсутствием подогрева газа в камере сгорания, т. е. условием Г = Т*. В отличие от режима работающего турбореактивного двига-
Рис. 13.17. Зависимость параметров одновальиого ТРД от числа Мп при авторотации. Частоты вращения отнесены к 几max
Рис. 13.18. Пределы воспламенения топливо-воздушной смеси при запуске ТРД в зависимости от скорости и высоты полета
тели, который в полете определяется двумя параметрами — числом М и приведенным расходом топлива (или величиной ппр), режим авторотации ТРД (или ТРДД) при GT. 11P = 0 определяется только числом Мп. Это означает, что все характерные параметры ТРД (приведенная частота вращения па. пр» степень повышения давлении в компрессоре, приведенная скорость на входе в камеру сгорании и т. д.) будут зависеть только от числа Мп. Это положение справедливо в области умеренных высот полета, где число Рейнольдса не сказывается заметно на характеристиках элементов двигателя, а мощность, затрачиваемая на привод агрегатов и трение, относительно невелика и не влияет на зависимость па. пр — / (М)
Пример изменения параметров одновального ТРД на режимах авторотации показан на рис. 13.17. При увеличении Мп частота вращения при авторотации па растет, увеличивается также приведенный расход воздуха через двигатель (почти прямо пропорционально числу Мд). Рост па является следствием увеличения перепада давления, срабатываемого на турбине, главным образом, из-за увеличения скоростного сжатия воздуха 冗/. При достижении критического перепада в реактивном сопле (его запирании) приведенная частота вращения при авторотации перестает расти и при дальнейшем увеличении скорости полета остается постоянной.
Также не меняются и все остальные приведенные и относительные параметры двигателя. Физическая частота вращения продолжает расти в связи с ростом температуры торможения воздуха Т* при п& пр — const. Этим режимам соответствует одна единственная точка совместной работы турбины и компрессора на его характеристике. Обычно критический режим запирания реактивного сопла достигается при Мкр _ 1,2 ... 1,7, т. е. при сверхзвуковых скоростях полета. 418
Рис. 13.19. Характер изменения частоты вращения при авторотации и на режиме малого газа ТРД по Мп на разных высотах (Н8 > >"2>Н1)：
частота вращения иа режиме малого газа при Я = const (Gr м# г = const); ограииченне пм 「 центробежным регулятором (% а р = const)"； — частота вращения прн авторотации (% = 0)
Максимальная привел ей наи частота вращения при авторотации в этом случае достигает 50 ... 70 % от максимальной расчетной частоты вращения ротора двигателя.
Таким образом, частоты вращения при авторотации ТРД достаточно велики, и предварительно раскручивать ротор для запуска двигателя в полете требуется лишь при низ
ких скоростях полета.
При запуске в стартовых условиях у земли обычно нетрудно воспламенить топливо в камере сгорания. В полете условия воспламенения топлива в камере существенно осложняются. Из теории камер сгорания ТРД (см. гл. 5) известно, что пределы устойчивого горения по возможным отношениям расходов воздуха и топлива (а) сужаются при увелнчении объемного расхода воздуха, при снижении его температуры н, особенно, давления. Все эти отрицательные факторы проявляются при запуске газотурбинных двигателей в полете на больших высотах.
Пределы воспламенения по составу топливо-воздушной смеси сильно сужаются при увеличении высоты полета (рис. 13.18), что предъявляет жесткие требования к точности дозировки топлива при запуске. При очень больших скоростях и высотах полета запуск двигателя становится невозможным. Поэтому в ряде случаев для повторного запуска двигателя необходимо снижать скорость и высоту полета самолета. Максимальная высота запуска может быть сутеувенно увеличена применением специальных высокоэффективных воспламенителей в ка
мерах сгорания.
Рассматривая процесс самостоятельной раскрутки двигателя после воспламенения топлива до полетного малого газа, надо учитывать, что в высотных условиях повышение темпертуры в ряде случаев приходится ограничивать из-за опасности срыва пламени в камере сгорания в результате переобогащения топливо-воздушной смеси. Конечная частота вращения при высотном запуске пм. г зависит от скорости и высоты полета. На рис. 13.19 показан пример такой зависимости для простейшего случая GT. м. г = const (ср. с рис. 13.7). С подъемом на большую высоту частота вращения на режиме малого газа сильно возрастает, а частота вращения на режиме авторотации при Мп — const от высоты зависит мало, в результате чего диапазон изменения частоты вращения при запуске растет. Время запуска на больших высотах увеличивается еще и потому, что уменьшается плотность атмосферного воздуха, а вследствие этого——и избыточный крутящий момент турбины.
Из сказанного выше следует, что повторный запуск ТРД на низких и средних высотах не связан с особыми затруднениями. Однако запуск ТРД на больших высотах представляет сложную проблему.
ГЛАВА 14. ШУМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Интенсивность воздушного движения и частота рейсов непрерывно увеличиваются. Поэтому проблема снижения шума авиационных двигателей, который оказывает вредное физиологи-
14*14*419
14*
14*
ческое и психологическое воздействие на пассажиров, аэродромный обслуживающий персонал и население близко расположенных к аэродромам районов, стала одной из важнейших в авиадви- гателестроении.
ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ И НОРМЫ НА ДОПУСТИМЫЙ УРОВЕНЬ ШУМА
Шум, издаваемый двигателем, представляет собой беспорядочные колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых колебаний различной интенсивности и частоты. Рассмотрим вначале основные определения акустики, относящиеся к так называемым монозвукам, т. е. простым звукам одной частоты.
Акустическая мощность источников звука W характеризуется полной звуковой энергией, излучаемой в окружающее пространство в единицу времени. Уровень звуковой мощности L^ измеряется в децибелах (дБ) и определяется выражением
Lw = Ю :g (F/Fo),
где F ——измеряемая акустическая мощность, Вт; WQ = 10-1^ Вт —— величина звуковой мощности, принимаемая за наименьшее пороговое значение.
И я тен сиен ост ь (сила) звука J определяется количеством энергии, переносимой звуковой волной за 1 с через площадку в 1 м2, перпендикулярную направлению движения волны.
Звуковым давлением рзв называется избыточное по отношению к атмосферному среднеквадратичное давление, порождаемое звуковыми волнами. Интенсивность звука и звуковое давление связаны соотношением J = р1в/(рн^н)» где рн, % — плотность атмосферного воздуха и скорость звука в нем.
Уровень силы звука L измеряется в децибелах:
L = 10 1g (J/JJ = 20 1g(Рзв/〃зв()), (14.1)
где 〃зво = 2・10~5Н/м2 и Jo = 10"12 Вт/м2 — условные пороговые значения давления и силы звука («порог слышимости»). Верхний болевой порог восприятия звука человеческим ухом соответствует J ^ 100 Вт/м2. Таким образом, диапазон силы звука, нормально воспринимаемый человеком, весьма широк и определяется величинами L = 0 …140 дБ, что соответствует изменению интенсивности звука 1014 раз.
Рис. 14.1. Типичный 1/3-октавный спектр шума ТРДД:/ — шум реактивной струи; 2 — шум вентилятора; 3 — широкополосный (белый) шум; 4 ——дискретные составляющиеРис. 14.1. Типичный 1/3-октавный спектр шума ТРДД:/ — шум реактивной струи; 2 — шум вентилятора; 3 — широкополосный (белый) шум; 4 ——дискретные составляющиеНа достаточном удалении от источника звука (в так называемом дальнем звуковом поле) сила звука J уменьшается обратно пропорционально квадрату расстояния до источника (без учета поглощения звуковой энергии в атмосфере) • Уменьшение силы звука J в два раза соответствует, согласно (14.1), снижению уровня звукового давления L на 3 децибела. При удвоении расстояния до источника звука звуковое давление снижается на 6 децибел.
Рис. 14.1. Типичный 1/3-октавный спектр шума ТРДД:
/ — шум реактивной струи; 2 — шум вентилятора; 3 — широкополосный (белый) шум; 4 ——дискретные составляющие
Рис. 14.1. Типичный 1/3-октавный спектр шума ТРДД:
/ — шум реактивной струи; 2 — шум вентилятора; 3 — широкополосный (белый) шум; 4 ——дискретные составляющие
спектр шума. Для этого весьспектр шума. Для этого весьПри экспериментальных исследованиях и анализе шума авиадвигателей определяют частотный интересующий нас диапазон частот разбивают на отдельные полосы, соответствующие октаве или ее долям ——1/3, 1/10 и т. д. (октавой называется диапазон частот, у которого верхняя и нижняя граничные частоты отличаются в два раза). Затем с помощью полосовых фильтров измеряют средние уровни звукового давления в каждой полосе. На рис. 14.1 показан полученный таким образом типичный спектр шума двухконтурного двигателя. Область частот, воспринимаемых человеческим ухом, распространяется от ^20 до «20 000 Гц, что соответствует примерно десяти октавам. Обычно при практических анализах ограничиваются более узким диапазоном частот, например, ^45 ... 11 200 Гц (восемь октав или 24 1/3-октавных полосы). Общий уровень звукового давления 厶 при известном спектре шума определяют сложением относительных величин силы звука на каждой из п рассматриваемых частотных полос. С учетом (14.1) получаем
спектр шума. Для этого весь
спектр шума. Для этого весь
厶1q4/i0.
Откуда 。и』
101g-^- = 101g^l0L»/10.(14.2)
Для интерпретации полученного выражения рассмотрим простейший пример определения общего уровня звукового давления в заданной точке звукового поля от п источников звука разной частоты, но одинаковой интенсивности (厶—idem). В этом случае зависимость (14.2) превращается в простую формулу G = 厶 + + 10 1g п, дающую следующие результаты (при L» = 100 дБ): Число составляющихобщего шума (л)12481632
Общий уровень звукового давления (£工, дБ) 100103106109112115
4"4"Рис. 14.2. Линия равной шумности (PNL = 100PN дБ)Рис. 14.2. Линия равной шумности (PNL = 100PN дБ)4"4"125 250 50010002000 弓必125 250 50010002000 弓必Рис. 14.3. Спектры, имеющие одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шумаРис. 14.3. Спектры, имеющие одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шума
4"
4"
Рис. 14.2. Линия равной шумности (PNL = 100PN дБ)
Рис. 14.2. Линия равной шумности (PNL = 100PN дБ)
4"
4"
125 250 50010002000 弓必
125 250 50010002000 弓必
Рис. 14.3. Спектры, имеющие одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шума
Рис. 14.3. Спектры, имеющие одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шума
Итак, удвоение числа составляющих общего шума при их одинаковой интенсивности добавляет 3 дБ к общему уровню звукового давления.
шума.422шума.422Уровень воспринимаемого человеком шума оказывается понятием субъективным, отличным от рассмотренных выше объективных характеристик шума. Это связано с тем, что ухо человека обладает разной чувствительностью к звукам разной частоты. На рис. 14.2 показана типичная кривая равной шумности. Наиболее чувствительно ухо человека к частотам 3000 …5000 Гц. Одинаково неприятными воспринимаются звук с / = 100 Гц и 厶=108 дБ и звук с / = 4000 Гц, L = 89 дБ, несмотря на то, что их интенсивности отличаются ^ в 80 раз. Поэтому потребовалась разработка специальных методов оценки уровня воспринимаемого шума для правильного сравнения различных авиадвигателей по этому показателю. Для оценки уровня воспринимаемого шума PNL используется единица PN дБ. Общий уровень шума в эти единицы пересчитывают по специальным таблицам для отдельных участков частотного спектра шума. В основу этих таблиц положены кривые равной шумности (типа кривой, показанной на рис. 14.2), полученные в результате многочисленных испытаний, в процессе которых сравнивалось раздражающее действие • шумов при различных частотах с воздействием «шума сравнения» -в 1/3-октавной полосе при 九目=1000 Гц (здесь уровень шума L в дБ численно совпадает с уровнем PNL в PN дБ). Пример спектров шума, имеющих различную форму, но одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шума в PN дБ, показан на рис. 14.3. Характерно, что спектр, содержащий сильные компоненты шума на высоких частотах, дает такое же значение PNL в PN дБ, как и спектр с усиленными компонентами низкой частоты, несмотря на то, что общий уровень звукового давления Ls в децибелах у первого спектра существенно ниже. Следует иметь в виду, что спектры шума авиационных реактивных двигателей (особенно
шума.
422
шума.
422
ТРДД) содержат сильные компоненты на высоких частотах (рис. 14.1), в связи с чем уровень воспринимаемого шума у них существенно выше уровня, непосредственно измеряемого физическими приборами (шумомерами). Эта разница достигает величин 9 ... 15 PN дБ и зависит от типа двигателя и режима его работы.
Дальнейшие исследования показали, что наличие дискретных тонов в спектре шума (см. рис. 14.1) оказывает дополнительное раздражающее действие по сравнению с широкополосным шумом при одинаковом уровне воспринимаемого шума в PN дБ. Аналогичное дополнительное воздействие оказывает 1иум большой продолжительности по сравнению с кратковременным. Для оценки этих факторов предложена новая единица оценки шума ——эффективные PN дБ (EPN дБ), в основу которой положена единица PN дБ с поправками на продолжительность воздействия шума и наличие дискретных тонов в спектре.
Нормы на допустимый уровень шума самолетов на местности
Несмотря на то, что в настоящее время двигатели являются основным источником шума от самолетов на местности, нормируется не шум двигателей, а шум самолетов. Это связано с тем, что шум, прослушиваемый на местности, зависит от условий конкретного применения двигателя на самолетах при взлете и посадке, от таких факторов, как взлетная тяговооруженность или число двигателей, режимы использования двигателя, траектория набора высоты, расположение двигателей на самолете и др. Воздействию шума от самолетов при взлете и посадке подвергаются значительные районы в окрестности взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома. На рис. 14.4 показаны области, захватываемые шумом более 90 PN дБ при взлете и посадке пассажирских самолетов ближних магистральных линий взлетной массой 45 ... 50 т и дальних— взлетной массой 141,5 т. Двигатели этих самолетов не имеют специальных шумоглушащих устройств (см. ниже). Зоны действия шума зависят от типа и взлетной массы самолетов, степени двухконтурности применяемых двигателей и других факторов. Зона действия шума осо-
а Посадка—Вз/iem
-J方J J 5 才 ^20253035州/W
Рис. 14.4. Звуковой след -от дозвуковых пассажирских самолетов при взлете и посадке с PNL 90PN дБ:
/ — взлетно-посадочная полоса (ВПП); 2 — самолет взлетной массой 50 т с тремя ТРДД, m = 6; 3 — самолет взлетной массой 45 т с двумя ТРДД, m = 0,7; 4 — самолет взлетной массой 141,5 т с четырьмя ТРДД, m = 0,6
Рис. 14.5. Траектория взлета——посадки самолета и контрольные точки для определения уровня шума (ГОСТ 17228—78 и 17229—78). //“ >210 м при числе двигателей четыре и более; Иц》300 м при числе двигателей три и менее
бенно велика у тяжелого самолета с устаревшими ТРДД с низкой степенью двухконтурности. Она занимает площадь примерно 73 км2 и распространяется вдоль оси ВПП на длину до 55 км.
Для контроля уровня шума выделяют три контрольные точки (рис. 14.5):
При разбеге — на расстоянии 0,45 км в стороны от оси ВПП.
При наборе высоты —— в 6,5 км от начала разбега.
При снижении на посадку —— в 2 км до посадочного торца ВПП.
Существуют нормы допустимого уровня шума пассажирских и транспортных самолетов в этих контрольных точках, установ-
Рис. 14.6. Допустимые уровни шума в зависимости от взлетной массы самолетов с реактивными двигателями (ГОСТ 17228—78)Рис. 14.6. Допустимые уровни шума в зависимости от взлетной массы самолетов с реактивными двигателями (ГОСТ 17228—78)
Рис. 14.6. Допустимые уровни шума в зависимости от взлетной массы самолетов с реактивными двигателями (ГОСТ 17228—78)
Рис. 14.6. Допустимые уровни шума в зависимости от взлетной массы самолетов с реактивными двигателями (ГОСТ 17228—78)
ленные в СССР. Эти нормы соответствуют нормам ICAO (Международной Организации по гражданской авиации). Допустимый уровень шума зависит от взлетной массы самолета и снижается при ее уменьшении, что связано с меньшими размерами двигателей и более частыми полетами самолетов небольшого размера (рис. 14.6).
Нормы учитывают, что трех- и двухдвигательные самолеты по условиям безопасности полетов имеют большую тяговооружен- ность, чем четырехдвигательные, т. е. могут набирать высоту по более крутой траектории. Вследствие этого допустимый уровень шума во второй контрольной точке при наборе высоты у них несколько снижен.
Все новые и строящиеся самолеты и двигатели по уровню шума должны отвечать приведенным выше нормам.
Приведем для сравнения обычные уровни городского шума:
Промышленные районы с интенсивным движением^ PN дБ . . . . 75 ... 85
Жилые районы днем, PN дБ .. 55 ... 65
ИСТОЧНИКИ ШУМА В ВРД
Шум в авиадвигателях порождается следующими четырьмя главными источниками: 1) вентилятором (в ТРДД); 2) компрессором; 3) турбиной; 4) реактивной струей.
Составляющие общего шума двигателя от каждого из этих источников сильно различаются у двигателей разных типов и зависят от положения наблюдателя относительно двигателя, так как излучение шума характеризуется ярко выраженной направленностью. На рис. 14.7 показаны типичные диаграммы интенсивности и направленности излучения шума элементами двига
телей двух типов: ТРДД с большой степенью двухконтурности и ТРД.
Рис. 14.7. Источники шума в авиационных двигателях：Рис. 14.7. Источники шума в авиационных двигателях：а — ТРДД с большой степенью двухкои- туриости; 6 — ТРД. J — вентилятор; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — реактивная струяа — ТРДД с большой степенью двухкои- туриости; 6 — ТРД. J — вентилятор; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — реактивная струяНа рис. 14.8 показаны общие уровни и их составляющие от отдельных элементов у одноконтурных ТРД и двухконтурных двигателей с разной степенью двухконтурности (по данным фирмы Роллс-Ройс). Как следует из рис. 14.7 и 14.8, главным источником шума в одноконтурном ТРД является реактивная струя, а на режимах пониженной тяги — турбина. Шум от компрессора играет несущественную роль. У ТРДД с малой степенью двухконтурности
Рис. 14.7. Источники шума в авиационных двигателях：
Рис. 14.7. Источники шума в авиационных двигателях：
а — ТРДД с большой степенью двухкои- туриости; 6 — ТРД. J — вентилятор; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — реактивная струя
а — ТРДД с большой степенью двухкои- туриости; 6 — ТРД. J — вентилятор; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — реактивная струя
Рис. 14.8. Уровни шума от элементов турбореактивных двигателей одинаковой максимальной тягн (пролет на высоте 300 м со скоростью 100 м/с): а — ТРД; б — ТРДД, m = 1 ... 2; в — ТРДД, т ~ 4 ... 6 (одноступенчатый вентилятор без входного направляющего аппарата): —общий уровень шума; шум от реактивной струи;шум от турбины： шум
от вентилятора/
(m = 1 ...2) основным источником шума становится компрессор низкого давления (вентилятор). Шум от реактивной струи и турбины у них ниже. У ТРДД с большой степенью двухконтурности главные источники шума — вентилятор (на максимальном режиме) и турбина (на дроссельных режимах). Шум реактивной струи становится незначительным. Общий уровень шума заметно снижается в ТРДД по мере увеличения степени двухконтурности, особенно на режимах максимальной тяги при взлете.
У форсированных ТРД и ТРДД при включенной форсажной камере основной источник шума — реактивная струя.
Ниже рассмотрены физические причины образования шума в двух главных источниках, определяющих максимальный уровень шума ТРД и ТРДД: в реактивной струе и в вентиляторе или компрессоре (физические причины образования шума в этих элементах типичны и для других лопаточных машин, например, турбины).
Шум реактивной струи
Шум при истечении струи газа из реактивного сопла возникает в процессе ее смешения с окружающим воздухом. Наличие большого градиента скорости на границе струи и сил вязкости приводит к эжекции воздуха из окружающего пространства, завихрению и образованию струйного турбулентного пограничного слоя. Возникновение вихрей в зоне смешения и порождает шум (рис. 14.9). По мере удаления от сопла и расширения зоны смешения масштаб турбулентности растет, что приводит к уменьшению общей частоты излучаемого шума по длине струи. Однако интенсивность шума, образующегося на единице длины струи на ее начальном участке, оказывается примерно одинаковой, что
Рис. 14.9. К образованию шума реактивной струи:
/ — реактивное сопло; 2 — потенциальное ядро; 3 — зоны смешения; 4 — начальный участок; 5 — основной участок
объясняется неизменностью на этом участке максимальной разности скоростей в потенциальном ядре струи (здесь с = % = =const) и в окружающем воздухе, определяющей суммарную максимальную величину пульсации скорости в зоне смешения. На основном участке, где зоны смешения соприкасаются и скорость на оси струи начинает падать, излучение шума очень быстро снижается с увеличением расстояния от сопла. На расстоянии, большем 10 ... 15 диаметров сопла, реактивная струя почти не шумит. Таким образом, наибольший вклад в общий шум струи дает ее начальный участок (см. рис. 14.9). Длина начального участка реактивных струй ВРД при истечении в неподвижный воздух может изменяться в пределах 3 ... 8 диаметров среза сопла в зависимости от температуры выхлопных газов и режима истечения.
На основании теории, разработанной Лайтхиллом, получена формула для определения акустической мощности струй, вытекающих в неподвижный воздух из расчетных сопел (Мс = =0,5 …1,5):
呼=Rp 就 %旣г尸 e,(14.3)
где k ——экспериментальный коэффициент.
Для перехода к уровню силы звука в дальнем звуковом поле воспользуемся выражением (14.1) и связью J = W^lF\
L = 10№(呼亿f)+ 10 1g①，
где F ——поверхность, в которую происходит излучение шума (прн излучении в сферу К = 4几R?); Ю 1^Ф — фактор направленности излучения шума, представляющий собой разность в децибелах между измеренным уровнем шума в данной точке и расчетным уровнем от фиктивного ненаправленного источника шума той же мощности, излучающего шум в сферу равномерно во всех направлениях.
Рис. 14.10. Снижение уровня шума реактивной струи ТРДД в зависимости от степени двухконтурности (Р = idem)
Из рассмотрения (14.3) следует, что на акустическую мощность струи влияют размеры двигателя, плотность выхлопных газов и скорость их истечения. У двигателей одного типа с одинаковым
уровнем параметров цикла(Лк> Т^) тяга пропорциональна расходу воздуха, т. е. площади среза сопла. В этом случае акустическая мощность реактивной струи двигателя прямо пропорциональна его тяге. Уменьшение плотности выхлопных газов (увеличение температуры) при прочих равных условиях уменьшает шум. Наибольшее влияние иа шум оказывает скорость истечения газов (〜或).В частности, переход в дозвуковой авиации к использованию ТРДД вместо ТРД и повышение степени двухконтурности в них привело к уменьшению удельной тяги (скорости истечения газов) и существенному снижению общего шума при эксплуатации самолетов (см. рис. 14.10, 14.8, а также кривые 2 и 3 на рис. 14.4).
Шум вентилятора и компрессора
Шум вентилятора и компрессора складывается из широкополосного (так называемого «белого») шума и пиков шума на дискретных частотах (см. правую часть спектра шума на рис. 14.1). Вентилятор и компрессор производят шум в области средних и высоких частот, что, как указывалось, является весьма неблагоприятным фактором. Наиболее неприятны для восприятия дискретные составляющие шума.
Источником белого шума служит турбулентность потока, проходящего через лопаточные венцы компрессора. Турбулентные пульсации вызывают местные пики давления на стенках лопаток, которые порождают акустические волны. Другим источником широкополосного шума являются вихри, срывающиеся с задних кромок лопаток.
Причин возникновения дискретного шума несколько. Во-первых, это взаимодействие неравномерных полей давления, скорости и следов от лопаток предшествующего венца с лопатками последующего венца. Частота шума взаимодействия равна частоте следования лопаток относительного соседнего венца /сд и кратным ей частотам 2/сл, 3/сд и т. д. В частности от каждой лопатки направляющего аппарата звук излучается с частотой /сд = пгд.р(к, где п — частота вращения, 1/с; гд. р. к — число лопаток предшествующего рабочего колеса. Другой причиной появления дискретного шума на тех же частотах является взаимодействие вращающегося рабочего колеса с крупномасштабной турбулентностью или со стационарной неравномерностью и пульсациями потока во входном канале. Шум взаимодействия распространяется от вентилятора и вверх и вниз по потоку.
При сверхзвуковых окружных скоростях, характерных для современных вентиляторов, проявляется шум вращения, вызываемый ударными волнами и сильно неравномерными полями давления у лопаток вращающегося рабочего колеса. Частота шума вращения также равна или кратна /сд.
Дискретный шум на частоте следования 九口 является доминирующим в общем шуме вентилятора ТРДД.
Технологические отличия в геометрических размерах и установке лопаток рабочего колеса вентилятора приводят при сверхзвуковой скорости вращения на периферии к тому, что эпюры давления, интенсивность и положение скачков уплотнения у отдельных лопаток сильно различаются и дополнительно появляется интенсивный дискретный шум в области пониженных частот f < /сл, равных и кратных частоте вращения ротора.
При работе компрессора (или вентилятора) наблюдается снос акустической энергии шума, возникающего в компрессоре, вниз по потоку воздуха. В результате, например, шум со стороны выхода из одноступенчатого вентилятора ТРДД с раздельными контурами оказывается большим, чем со стороны всасывания. Эта разница зависит от числа М потока в межлопаточных каналах рабочих колес и направляющих аппаратов. Теоретически при М = 1 звук вообще не должен распространяться вверх по потоку.
В многоступенчатом компрессоре шум от ступени заметно уменьшается при прохождении вперед через предшествующую ступень. Первая ступень дает примерно половину общей мощности шума компрессора, столько же, сколько все остальные.
Широкополосный и дискретный шум турбины вызывается аналогичными причинами.
СПОСОБЫ СНИЖЕНИЯ ШУМА ВРД
Снижение шума реактивной струи
Как следует из сказанного выше, задача снижения шума реактивной струи может относиться к двигателям следующих типов: ТРДФ, ТРДДФ, ТРД и ТРДД с малой или умеренной степенью двухконтурности. ТРДД с /и = 4 ... 6 не нуждаются в специальных средствах шумоглушения реактивной струи.
Рис. 14.11. Шумоглушащее сопло турбореактивного двигателя РД-ЗМ на самолете Ту-104Рис. 14.11. Шумоглушащее сопло турбореактивного двигателя РД-ЗМ на самолете Ту-104
Рис. 14.11. Шумоглушащее сопло турбореактивного двигателя РД-ЗМ на самолете Ту-104
Рис. 14.11. Шумоглушащее сопло турбореактивного двигателя РД-ЗМ на самолете Ту-104
Рис. 14.12. Снижение уровня шума в многотрубчатом сопле (по данным фирмы Боинг):'
Ng — число патрубков (А% — 1 — исходное круглое сопло); nJ = 2,2; Г* — 883 К； • измерение под углом 45° к осн сопла
В предыдущем разделе было показано, что основным источником шума является начальный участок реактивной струи, содержащий потенциальное ядро. Поэтому главный принцип шумоглушения реак- в] максимальном сокращении
длины этого начального участка, в организации быстрого перемешивания выхлопных газов с воздухом. Для этой цели предложены многочисленные устройства. В первую очередь следует остановиться на специальных шумоглушащих соплах с выходным Течением сложной формы: гофрированных, лепестковых, много- трубчатых и др. (рис. 14.11). Общий принцип построения таких сопел заключается в преобразовании исходной круглого сечения струи в струю с поперечным сечением сложной формы, с развитой поверхностью смешения или в систему струй меньшего диаметра, которое определяется сложным механизмом взаимодействия струй друг с другом и с воздухом, эжектируемым в зону между струями. В частности, средняя скорость течения газа относительно эжек- тируемого воздуха, движущегося между струями, снижается, что согласно (14.3) уменьшает акустическую мощность струй. Наряду со снижением общего уровня шума его спектр смещается в сторону высоких частот в связи с уменьшением размеров зон смешения в отдельных струях (рис. 14.12), что приводит к большему поглощению акустической энергии при распространении шума в атмосфере.
Если шумоглушащее сопло и начальный участок смешения окружить кольцевым эжекторным насадком, то степень шумоглушения еще больше возрастает, в частности, из-за экранирующего действия стенок эжектора. Однако, масса и габаритные размеры такого сопла заметно возрастут.
Применение шумоглушащих сопел сложной формы с увеличением массы приводит и к другим отрицательным последствиям, в частности, к дополнительному гидравлическому сопротивлению сопла и потере взлетной тяги двигателя в 1 ... 3 %. В полете влияние фс на тягу возрастает, и потери тяги увеличиваются (см. гл. 7). Поэтому наблюдается стремление к разработке шумоглушителей, действующих только при взлете самолета и не вносящих дополнительных сопротивлений в длительном крейсерском полете. К такому типу относится, например, шумоглушитель ТРДФ «Олимп» 593 СПС «Конкорд». Шумоглушитель выполнен в виде десяти поворотных полых обтекаемых лопаток, расположенных внутри сопла в рабочем положении радиально, через которые в поток газа эжектируется атмосферный воздух. На крейсерском режиме лопатки убираются заподлицо со стенкой сопла и не вызывают потерь тяги.
Снижение шума вентилятора, компрессора и турбины
Эта проблема относится только к двухконтурным нефорсированным двигателям, у которых шум реактивной струи снижен или малосущественен (при 加 А 4 ... 5) и проблема даль- нейшего снижения шума связана с вентилятором и компрессором.
Уменьшить шум, исходящий от лопаточных машин, можно двумя путями: снижением шума в месте его зарождения (в источнике) и снижением шума при его распространении путем применения внешних шумоглушащих устройств.
Снижение шума в источнике. Это направление касавсея главным образом уменьшения дискретных составляющих шума и решается несколькими путями.
Применение ТРДД с большой степенью двухконтурности (т > 4 ... 5), в которых становится возможным устройство одноступенчатого вентилятора^ исключающего следовое взаимодействие многих лопаточных венцов, характерное для многоступенчатых вентиляторов ТРДД с умеренной степенью двухконтурности (т 工 1 ... 2).
Проектирование первой ступени вентилятора ТРДД без входного направляющего аппарата (ВНА) позволяет устранить сильный шум взаимодействия в месте, наиболее близко расположенном к входу в двигатель. По оценке это дает снижение уровня шума на 4 ... 6 дБ, кроме того, уменьшает массу вентилятора. Однако КПД вентилятора без ВНА несколько снижается. В настоящее время одноступенчатые вентиляторы всех ТРДД с большой степенью двухконтурности выполняются без ВНА.
Увеличение осевого зазора между лопаточными венцами рабочего колеса и направляющего аппарата также позволяет уменьшить шум взаимодействия и снизить общий уровень шума двигателя (рис. 14.13). В современных ТРДД направляющие аппараты вентилятора и первых ступеней компрессора отодвигают от соответствуютх рабочих колес на 1 ... 2 хорды лопатки рабочего колеса.
Снижение интенсивности дискретного шума на частоте следования может быть достигнуто подбором разного числа лопаток рабочего колеса и направляющего аппарата, установкой лопаток направляющего аппарата под углом к радиусу и другими подобными средствами. Например, выгодно, чтобы число лопаток направляющего аппарата было в два раза большим числа лопаток рабочего колеса вентилятора.
Аналогичные мероприятия выполняют и в турбинах.
Выбор окружной скорости оказывается эффективным средством для снижения общего шума. Рассмотрим влияние окружной скорости на примере одноступенчатого вентилятора ТРДД, степень повышения давления в котором сохраняется при изменении расчетного значения окружной скорости ив (мощность вентилятора неизменна). Уменьшение ив приводит к уменьшению относи* Тельной скорости воздуха между лопатками, но увеличивает нагрузку (подъем-
Рис. 14.13. Зависимость максимального уровня воспринимаемого шума ТРДД при пролете самолета иа высоте 150 м от величины осевого зазора между рабочими колесами и направляющим аппаратом одноступенчатого вентилятора (по данным фирмы Пратт-Уитни)
ную силу) лопаток, т. е. приводит к усилению неравномерности полей давления вокруг лопаток. Противоположное действие этих двух факторов приводит к тому, что уровень дискретного шума взаимодействия у дозвуковых вентиляторов ТРДД при. 几;=idem практически не зависит от окружнрй
Рис. 14.14. Основные типы звукопоглощающих облицовок и спектры поглощения ими звуков:Рис. 14.14. Основные типы звукопоглощающих облицовок и спектры поглощения ими звуков:а — узкополосная облицовка резонансного типа; 6 — комбинированная широкополосная с активным звукопоглощающим пористым покрытием; 1 — перфорированная пластина; 2 ——сотовый слой； 3 ——пористое покрытие; 4 ——стенка каналаа — узкополосная облицовка резонансного типа; 6 — комбинированная широкополосная с активным звукопоглощающим пористым покрытием; 1 — перфорированная пластина; 2 ——сотовый слой； 3 ——пористое покрытие; 4 ——стенка каналаскорости. В сверхзвуковых вентиляторах увеличение расчетной окружной скорости при лв — idem очень сильно увеличивает дискретные шумы взаимодействия и вращения； С другой стороны, при меньших 佝 растет уровень широкополосного «белого» шума. В целом уменьшение окружной скорости вентилятора снижает шум. Однако уменьшение расчетной окружной скорости одноступенчатого вентилятора приводит к увеличению массы двигателя из-за утяжеления вентилятора и его турбины, котррая при той же мощности, но при меньшей частоте вращения должна иметь больше ступеней. Следует иметь в виду, что дискретный шум, преобладающий в области высоких 辽^，может быть эффективно заглушен с помощью звукопоглощающих устройств, настроенных на определенные частоты (см. ниже). Поэтому выбор окружной скорости вентилятора является вопросом компромиссным, так как при этом кроме акустических характеристик следует учитывать изменение КПД вентилятора» массы, габаритных размеров, конструкции двигателя и силовой установки в целом (с учетом устройства звукопоглощения) и ряд других факторов. Величину ив выбирают в пределах 400 ... 500 м/с.
Рис. 14.14. Основные типы звукопоглощающих облицовок и спектры поглощения ими звуков:
Рис. 14.14. Основные типы звукопоглощающих облицовок и спектры поглощения ими звуков:
а — узкополосная облицовка резонансного типа; 6 — комбинированная широкополосная с активным звукопоглощающим пористым покрытием; 1 — перфорированная пластина; 2 ——сотовый слой； 3 ——пористое покрытие; 4 ——стенка канала
а — узкополосная облицовка резонансного типа; 6 — комбинированная широкополосная с активным звукопоглощающим пористым покрытием; 1 — перфорированная пластина; 2 ——сотовый слой； 3 ——пористое покрытие; 4 ——стенка канала
Рис. 14.15. Устройство гондолы ТРДД со звукопоглощающей облицовкой (акустическое покрытие выделено жирными линиями):
/ — воздухозаборник; 2 — вентилятор без ВНА; 3 — направляющий аппарат;
4 — внутренний контур; 5 — выходной канал внутреннего к^тура; 6 — общее реактивное сопло 、
Конструкция современных малошумных ТРДД должна включать указанные выше меры по снижению шума во всех его источниках внутри двигателя. Однако, как показывает опыт и расчеты, шум двигателя на самолетах при этом все же заметно превышает установленные нормы. Поэтому даже в ТРДД с большой степенью двухконтурности необходимо применять эффективное шу- моглушение.
Внешнее глушение шума лопаточных ма- ш и н. В настоящее время для глушения шума вентилятора, компрессора (а также турбины) внутренние поверхности воздухозаборника и выходных каналов гондолы всех новых гражданских ТРДД снабжаются звукопоглощающей (акустической} облицовкой. Условия работы облицовки в каналах ТРДД достаточно тяжелы (большие скорости воздуха и газа, высокий уровень звукового давления). Поэтому обычные звукопоглощающие материалы волокнистого типа (стекловата и т. п.) оказываются непригодными из-за низкой прочности. Разработаны многочисленные образцы специальных прочных звукопоглощающих облицовок для авиадвигателей, которые в основном используют резонансный принцип поглощения звука и состоят из сотового заполнителя и перфорированной или пористой облицовки со стороны потока воздуха или газа (рис. 14.14). В холодной части применяют облицовку из алюминия, пластиков и титана, в горячей ——из стали. Изменяя объем и конструкцию сот, можно настроить облицовку на максимальное поглощение звука одной главной частоты с меньшей или большей эффективностью поглощения звука в смежном диапазоне частот, получая узкополосные и широкополосные облицовки [см. рис. 14.14, соответственно а и б].
Для существенного снижения шума при использовании звукопоглощающих облицовок необходимо выдержать определенное соотношение между высотой канала и длиной облицовки. В целом потребная площадь звукопоглощающей облицовки оказывается достаточно большой, например, в ТРДД при 加=4 ... 8 она может достигать 15 ... 5-кратной величины от площади входа в двигатель FBX.
Устройство звукопоглощающей облицовки в гондоле ТРДД приводит к увеличению ее массы и потерь в каналах, т. е. к росту удельного расхода топлива, что должно учитываться при анализе э(}х|)ективности снлов。访 установки, '433
На рис. 14.15 показана схема типичной гоидолы современного ТРДД с большой степенью двухкоитуриости (т = 6), форма которой и акустическая обработка стенок воплощают рассмотренные принципы шумоглушения. Для увеличения возможной площади акустической облицовки и большего снижения шума внутренних источников и реактивных струй применена схема с общим реактивным соплом (которая дает также некоторое уменьшение удельного расхода топлива —— см. гл. 9.) Относительная площадь звукопоглощающей облицовки (ЗПО)5зпо^вх равна «12,5, из которой 60% размещено в выходном канале внешнего контура, около 26% ——в воздухозаборнике и примерно по 7% ——в корпусе вентилятора и в затурбинном канале внутреннего контура.
Применение ТРДД с большой степенью двухконтурности (加 ^： 4 ... 6), рациональных методов их конструирования и использование звукопоглощающей облицовки в гондолах позволяет современным пассажирским самолетам полностью выполнить нормативные требования к уровню шума на местности.
часть V
ПРЯМОТОЧНЫЕ И КОМБИНИРОВАННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
ГЛАВА 15, ПРЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Увеличение скорости полета приводит к непрерывному повышению температуры и давления воздуха во входном устройстве и уменьшению прироста давления в турбокомпрессоре ГТД.
При определенных значениях скорости, зависящих от параметров рабочего процесса и КПД основных элементов, турбокомпрессор, обеспечивающий в условиях дозвуковых и относительно невысоких сверхзвуковых скоростей полета повышение давления за турбиной по сравнению с давлением перед компрессором, начинает вносить сопротивление, приводящее к уменьшению давления за турбиной по сравнению с давлением перед компрессором, и тем самым ——к ухудшению эффективности газотурбинных ВРД (ТРД или ТРДФ) по сравнению с ПВРД.
Одновременно с ухудшением удельных параметров ТРД из-за повышения температуры воздуха перед компрессором при увеличении скорости полета, как было показано ранее, существенно уменьшается приведенный расход воздуха, вследствие чего, начиная с определенных значений Мп, абсолютная тяга ТРД будет уменьшаться. Все это определяет необходимость отказа от использования турбокомпрессора при скоростях полета, превышающих значения, соответствующие Мп = 3,5 ... 4,0, и применения ПВРД.
Сила тяги ПВРД непосредственным образом связана со степенью повышения давления от скоростного напора. Чем выше степень повышения давления вследствие динамического сжатия набегающего воздушного потока при торможении его во' входном устройстве kps, т. е. чем больше скорость полета, тем больше абсолютное давление в камере и выше эффективность теплоподвода к воздуху. При малых скоростях полета из-за низкой величины Лу§ ПВРД малоэффективен. Но с увеличением скорости полета сила тяги и тяговая мощность этого двигателя возрастают сильнее, чем в ТРД, а максимальные значения тяги и тяговой мощности ПВРД достигаются при существенно больших, чем в ТРД, скоростях полета. При этом простота конструкции, малая лобовая масса и отсутствие турбокомпрессорной группы позволяют рассматривать ПВРД в качестве целесообразного типа
двигателя летательных аппаратов определенных классов даже в области меньших скоростей полета, при которых ТРД имеют существенно лучшие характеристики. Вследствие того, что ПВРД не развивает тягу на старте при нулевой скорости полета, а при малых скоростях полета он малоэффективен, летательные аппараты с ПВРД различных типов должны быть снабжены двигателями для создания тяги на старте и при разгоне до тех скоростей полета, при которых использование ПВРД окажется целесообразным.
ОСОБЕННОСТИ ОСНОВНЫХ ТИПОВ ПВРД
В соответствии с областью применения прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть разделены на три основных типа: дозвуковые, сверхзвуковые (СПВРД) и гиперзвуковые (ГПВРД).
На рис. 15.1, а приведена схема дозвукового ПВРД, на которой обозначены характерные сечёния и изображены закономерности изменения параметров потока (давления р, скорости с и температуры Т) по проточной части. Схема сверхзвукового ПВРД и характер изменения основных параметров потока по его тракту приведены на рис. 15.1, 6.
При увеличении сверхзвуковых скоростей полета до значений, соответствующих числам Мп = 6 ... 12, резко возрастает температура сжатия потока, и даже воздушная часть тракта СПВРД становится «горячей». Действительно, равновесное значение температуры воздушного потока на выходе из воздухозаборника при скорости в камере, соответствующей 統=0,2, составляет ^1600 К при скорости полета, соответствующей Мп = 6, а при Мц = 10 уже достигает 3600 К. Соответственно этому росту температуры потока возрастают удельные тепловые потоки в стенки.
6丿6丿Рис. 15.1. Схемы ПВРД и измерение параметров по проточной части: а — дозвуковой ПВРД; б — СПВРД; 8 — ГПВРДРис. 15.1. Схемы ПВРД и измерение параметров по проточной части: а — дозвуковой ПВРД; б — СПВРД; 8 — ГПВРД
6丿
6丿
Рис. 15.1. Схемы ПВРД и измерение параметров по проточной части: а — дозвуковой ПВРД; б — СПВРД; 8 — ГПВРД
Рис. 15.1. Схемы ПВРД и измерение параметров по проточной части: а — дозвуковой ПВРД; б — СПВРД; 8 — ГПВРД
Поэтому при гиперзвуковых скоростях полета крайне сложно обеспечить работоспособность СПВРД и в особенности СПВРД с регулируемыми воздухозаборником и реактивным соплом. При гиперзвуковых скоростях существенно увеличиваются потери при сжатии воздуха в воздухозаборнике и расширении продуктов сгорания в реактивном сопле в результате увеличения степени повышения давления воздуха и степени понижения давления продуктов сгорания в процессе истечения, а также вследствие увеличения потерь, обусловленных вероятностью неравновесного протекания процесса расширения L Все это приводит к заметному ухудшению эффективности СПВРД по мере увеличения значений Мп свыше 6 ... 8. При существенном уменьшении степени сжатия воздушного потока с сохранением сверхзвуковой скорости на выходе из воздухозаборника можно рассчитывать на уменьшение удельных тепловых потоков в стенки (из-за снижения уровня статических температур потока) при одновременном улучшении эффективности цикла из-за значительного уменьшения потерь в воздухо-забор- нике и реактивном сопле. Поэтому при гиперзвуковых скоростях полета (Мп ^ 6 ... 8) наиболее вероятным типом воздушно-реактивного двигателя следует считать ПВРД со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания (ГПВРД).
Принципиальная схема ГПВРД с обозначением характерных сечений и изображением закономерностей измерения pt Т и с по проточной части приведена на рис. 15.1, в. Основные элементы ГПВРД (входное устройство, камера сгорания и сопло), выполняя те же функции, что и соответствующие элементы СПВРД, имеют ряд особенностей, связанных со спецификой организации рабочего процесса двигателя этого типа: воздухозаборник ГПВРД, в котором воздушный поток сжимается до сверхзвуковой скорости, непосредственно переходит в совмещенную камеру смешения и горения, на начальном участке которой осуществляется впрыск топлива. В камере постоянного сечения при теплоподводе к сверхзвуковому потоку происходит сжатие потока, и для увеличения степени теплоподвода в ряде случаев оказывается необходимым увеличить площадь сечения канала (участок КС'—КС на рис. 15.1, 8). Вследствие того, что продукты сгорания топливо-воздушной смеси в ГПВРД уже имеют сверхзвуковую скорость, увеличить ее при расширении можно, придавая соплу расширяющуюся форму. Гиперзвуковые ПВРД в настоящее время могут рассматриваться в качестве возможных типов силовых установок для гиперзвуко-
工 При высоких температурах воздушного потока значительная часть тепла, подведенного в камеру сгорания с топливом, будет расходоваться на. диссоциацию образовавшихся продуктов, а при достаточно низких величинах абсолютного давления и температуры на выходе из сопел СПВРД при больших степенях понижения давления время пребывания продуктов сгорания в сопле может оказаться меньше времени, необходимого для воссоединения диссоциированных продуктов сгорания в более сложные молекулы с возвратом тепла в цикл, т/е. к неравновесному протеканию процесса расширения, что неизбежно приведет к снижению эффективности использования тепловой энергии топлива.
вых аппаратов различного назначения, в частности, маршевых гиперзвуковых самолетов с Мп ^ 6 ... 8 и в качестве составных элементов силовых установок разгоняющих устройств орбитальных самолетов и космических аппаратов многократного применения при работе ГПВРД в широком диапазоне режимов полета (Мп от 6 ... 7 до 14 ... 16), гиперзвуковых ракет различного класса И т. д.
ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПВРД
Эффективность цикла ПВРД, как и любого из рассмотренных выше типов ВРД, определяется двумя основными параметрами: величиной работы цикла р = const (L± в идеальном цикле и эффективной работы Le в действительном цикле) и коэффициентом полезного действия, характер изующим степень использования подведенного с топливом тепла в работу (термическим КПД п± в идеальном цикле и эффективным КПД т]е в действительном цикле). На рис. 15.2 в i—S-диаграмме показано изменение параметров состояния воздуха в идеальном (штриховые линии) и действительном циклах (сплошные линии). В идеальном цикле
% = L/Q= 1 — l/^Vs% = L/Q= 1 — l/^Vs
% = L/Q= 1 — l/^Vs
% = L/Q= 1 — l/^Vs
где A%s= A#s =汇匕丁Rb^h ynvs 一 】)—работа сжатия воздуха в воздухозаборнике, n17s = 〃bs/〃h = 〃；/〃н = (1 + ^^М^) — степень повышения давления воздуха при изоэнтропическом сжатии потока до нулевой скорости, 0 = 777TH = Т；1Т\ х X (1 +，彳 L М, — степень повышения температуры цикла (см. гл. 1).
Выражая nvs и 0 через Мп и степень теплоподвода 0* = =窑/爲，получаем
厶пр厶прК——1К——1” 1 ~2~” 1 ~2~飞飞еем^м^1] = "^m式8* _ 1)1] = "^m式8* _ 1)Az~1 м2 2 п丁 2 nAz~1 м2 2 п丁 2 n
厶пр
厶пр
К——1
К——1
” 1 ~2~
” 1 ~2~
飞
飞
е
е
м^
м^
1] = "^m式8* _ 1)
1] = "^m式8* _ 1)
Az~1 м2 2 п
丁 2 n
Az~1 м2 2 п
丁 2 n
Для представления Le и % ПВРД в форме, аналогичной соответствующим выражениям работы и КПД действительного цикла ГТД, несовершенство процессов движения рабочего тела
Рис. 15.2. Изображение цикла ПВРД в i—s-диаграмме, н—в—к.с*—с—н — действительный цикл, н——в—к.с$——cs——н — идеальный циклРис. 15.2. Изображение цикла ПВРД в i—s-диаграмме, н—в—к.с*—с—н — действительный цикл, н——в—к.с$——cs——н — идеальный цикл
Рис. 15.2. Изображение цикла ПВРД в i—s-диаграмме, н—в—к.с*—с—н — действительный цикл, н——в—к.с$——cs——н — идеальный цикл
Рис. 15.2. Изображение цикла ПВРД в i—s-диаграмме, н—в—к.с*—с—н — действительный цикл, н——в—к.с$——cs——н — идеальный цикл
по проточной части удобно оценивать по КПД отдельных элементов: т]с — КПД повышения давления, характеризующий степень совершенства процесса сжатия воздуха в воздухозаборнике, 11K. с ——КПД процесса сжатия рабочего тела в камере сгорания н Пр — КПД процесса расширения продуктов сгорания в реактивном сопле.
Связь между этими КПД, коэффициентами полного давления в элементах и Мп может быть описана с помощью уравнений
_ % -% _ 一 1叫S%/-1囁一1_ % -% _ 一 1叫S%/-1囁一11Lc — %s 一 A%s —（叫$%х*.с）к—1^K.C — ‘CBS A'p.CS左r LWsGrx）备—11Lc — %s 一 A%s —（叫$%х*.с）к—1^K.C — ‘CBS A'p.CS左r LWsGrx）备—111
_ % -% _ 一 1叫S%/-1
囁一1
_ % -% _ 一 1叫S%/-1
囁一1
1
Lc — %s 一 A%s —（叫$%х*.с）к—1
^K.C — ‘CBS A'p.CS左r L
WsGrx）备—1
1
Lc — %s 一 A%s —（叫$%х*.с）к—1
^K.C — ‘CBS A'p.CS左r L
WsGrx）备—1
1
1
Пр =Пр =А(рА(р(叫据(叫据qqвх к.свх к.с1 +1 +万一1万一1fer-lfer-lА]—1А]—122(1+一与丄m力(1+一与丄m力在r7 也在r7 也fep—1fep—1Эффективная работа, циклаЭффективная работа, циклаLe = A'p —毋Le = A'p —毋fy凡7电7 - 1fy凡7电7 - 1е8"сПн.сПре8"сПн.сПрk-\k-\11Пс + 1Пс + 1
Пр =
Пр =
А(р
А(р
(叫据
(叫据
q
q
вх к.с
вх к.с
1 +
1 +
万一1
万一1
fer-l
fer-l
А]—1
А]—1
2
2
(1+一与丄m力
(1+一与丄m力
在r7 也
在r7 也
fep—1
fep—1
Эффективная работа, цикла
Эффективная работа, цикла
Le = A'p —毋
Le = A'p —毋
fy凡7电7 - 1
fy凡7电7 - 1
е8"сПн.сПр
е8"сПн.сПр
k-\
k-\
1
1
Пс + 1
Пс + 1
Приведенная эффективная работа цикла
&&k-ik-iеМПксПреМПксПр11一 1一 1—]RbTr—]RbTr% =% =-1)% + 1-1)% + 1l)xl)x
&
&
k-i
k-i
еМПксПр
еМПксПр
1
1
一 1
一 1
—]RbTr
—]RbTr
% =
% =
-1)% + 1
-1)% + 1
l)x
l)x
Напомним,Напомним,хн/ и^ ихн/ и^ ичто eu^^RrQ —1/片)1 占 RbQ 一 коэффициент, учитывающий различие между ^г, соответственночто eu^^RrQ —1/片)1 占 RbQ 一 коэффициент, учитывающий различие между ^г, соответственно
Напомним,
Напомним,
хн/ и
^ и
хн/ и
^ и
что eu^^RrQ —1/片)1 占 RbQ 一 коэффициент, учитывающий различие между ^г, соответственно
что eu^^RrQ —1/片)1 占 RbQ 一 коэффициент, учитывающий различие между ^г, соответственно
8s=^^ = 88s=^^ = 81 +員 宀瓦%。-1?1^1 +員 宀瓦%。-1?1^
8s=^^ = 8
8s=^^ = 8
1 +員 宀瓦%。-1?1^
1 +員 宀瓦%。-1?1^
——идеальная величина степени повышения температуры цикла при коэффициенте полноты сгорания 叮尸=1,0 н коэффициенте избытка топлива а > 1,0 или
при а<1,0,при а<1,0,
при а<1,0,
при а<1,0,
Hu = Н/срТн —— приведенная величина низшей удельной теплоты сгорания топлива,不"=万—отношение приведенной низшей удельной теплоты сгорания топлива к теоретически потребному количеству воздуха для сгорания 1 кг топлива, ср эф = =° +「6*队.匸＞ % 117Hэффективное значение удельной теп- лоемкости рабочего тела в процессе теплоподвода в камере
сгорания.
Если определять эффективные работу цикла Ае и КПД це в зависимости от действительной степени повышения давления воздуха в воздухозаборнике ПВРД
Пу = Рв/"н = (1 +■—2-Пу = Рв/"н = (1 +■—2-M^y/j,M^y/j,
Пу = Рв/"н = (1 +■—2-
Пу = Рв/"н = (1 +■—2-
M^y/j,
M^y/j,
то уравнения для определения L. и ”. будут идентичны соответствующим уравнениям эффективных работы и КПД действительного цикла ВРД, представленных в гл. 1.
Из приведенных выше уравнений следует, что при заданных величине начального теплосодержания воздуха и уровне потерь в проточной части эффективность цикла ПВРД зависит от двух основных параметров: степени повышения давления воздуха вследствие динамического сжатия nvs, однозначно определяемой скоростью полета, и степени повышения температуры цикла 0, также зависящей от скорости полета и степени подогрева воздуха в процессе сгорания введенного топлива 0* =g“r； или от скорости полета и относительного подогрева АГ* = (Т；——Т：)/「н, определяемого при заданной высоте полета коэффициентом избытка воздуха a L Параметр 0 целесообразно использовать при ограничении максимальной температуры цикла, параметр а можно применять при отсутствии подобных ограничений и задании относительного количества вводимого в цикл топлива.
Наибольший интерес представляет анализ эффективности цикла. ПВРД при задании параметра а вследствие его независимости от скорости полета. В этом случае эффективность цикла ПВРД можно оценивать по двум независимым параметрам: числу Мп и значению ДТ* =「「у-7H = 々丁 灰挚纟妄_ , пропорциональному отношению т]г/а, характеризующему степень теплоподвода к двигателю (чем больше коэффициент полноты сгорания и меньше коэффициент избытка воздуха а при а ^ 1,0, тем больше степень теплоподвода к воздуху).
1 Исключение составляет термический КПД п±, величина которого зависит только от степени повышения давления в цикле и, следовательно, определяется скоростью полета.
Рнс. 15.3. Зависимость приведенной работы термического и эффективного КПД циклов ПВРД от числа Мп:
° — работа; ….厶,nD — 4/% %пп = X/Q； а — коэффициент избытка
воздуха; б — КПД'
Выражая nV8 через Мп в уравнениях для определения “^ и Le пр, получаем:
壮TS卜+与^ 丿壮TS卜+与^ 丿ее^сПн.сПр — (i + 且 2 1 M^%) 1 + “З】М^ее^сПн.сПр — (i + 且 2 1 M^%) 1 + “З】М^
壮TS卜+与^ 丿
壮TS卜+与^ 丿
ее^сПн.сПр — (i + 且 2 1 M^%) 1 + “З】М^
ее^сПн.сПр — (i + 且 2 1 M^%) 1 + “З】М^
На рис. 15.3, а даны зависимости приведенной работы цикла ОТ значения Мп и а. Видно, что с увеличением числа Мп Л,пр растет тем значительнее, чем выше степень подогрева в цикле (больше величина т]г/а). Термический КПД идеального цикла ПВРД увеличивается с ростом числа Мп (рис. 15.3, б).
При постоянной температуре газа (0 = const) работа идеального цикла обращается в нуль как при нулевой скорости полета (Мп = 0), так и при отсутствии теплоподвода к воздуху, т. е. при 8 = Тг/Тц ™ 1 ^ 2~ М£ и увеличивается с ростом степени теплоподвода. При этом максимальная работа цикла реализуется при значении Мп тем большем, чем выше 9. Это оптимальное число 442
dLt 八
Mu, определенное по общему правилу, т. е. при 丽丁 = 0 н 加2 <
V 0, равно
Mm max = М告(/百一口 •(15.1)
Необратимые потери энергии при сжатии потока в воздухозаборнике, теплоподводе в камере сгорания и расширении в реактивном сопле уменьшают эффективную работу цикла по сравнению с идеальной и эффективный КГЩ в действительном цикле по сравнению с термическим КПД тем значительнее, чем меньше степень повышения температуры цикла 0 или больше величина а. Оптимальное число Мп, при котором эффективная работа цикла достигает максимальной величины, определяется уравнением
Мп/_ешах=卜 不- [(/с%ПксПр8 — О
Мп/л maxМп/л max]f ^013ст]к-ст1р —(MDnc •]f ^013ст]к-ст1р —(MDnc •(15.2)(15.2)
Мп/л max
Мп/л max
]f ^013ст]к-ст1р —
(MDnc •
]f ^013ст]к-ст1р —
(MDnc •
(15.2)
(15.2)
Аналогичен характер изменения т)е в зависимости от чисел Мп, так как т)е = Ц/Н^, т. е. т)е достигает максимального значения при значениях Мп, определенных уравнением (15.2).
Располагаемая работа цикла ПВРД реализуется в кинетическую энергию газового потока. Величина этой энергии может быть определена из условия равенства работы цикла приращению кинетической энергии рабочего тела.
Эффективность ПВРД как движителя оценивается полетным КПД, представляющим собой степень совершенства преобразования прироста кинетической энергии в двигателе в тяговую мощность. В пренебрежении добавки массы из-за введения топлива для всех ВРД т|п =• В идеальном цикле при к =
1+等
Rb = R「н отсутствии потерь по проточной части (%х = %, с = =% = 1，0 нлн % = %. С =收=1)
КПД идеального ПВРД, характеризующий степень преобразования подведенного тепла в тяговую мощность движителя, определяется уравнением
论［nvs (1 + /°s)论［nvs (1 + /°s)2(击一)(1) M^2(击一)(1) M^
论［nvs (1 + /°s)
论［nvs (1 + /°s)
2(击一)(1) M^
2(击一)(1) M^
Анализ приведенных уравнений показывает, что при постоянной температуре газа, т. е. при 0 = const, полетный КПД, так же как и термический КПД цикла, зависит от Мп, непрерывно увеличиваясь с ростом скорости полета, а при постоянном значении а величина т)о также растет, хотя и в меньшей степени (рис. 15.4). Соответственно такому характеру изменения полетного КПД и росту термического КПД с увеличением Мп увеличивается и общий КПД идеального ПВРД тем значительнее, чем меньше степень теплоподвода (выше а и ниже 71*) в обоих случаях (при а = const и при 0 = const).
В действительном цикле из-за необратимых потерь энергии по проточной части относительная скорость истечения
еПсПк.сПрВ+与上MScеПсПк.сПрВ+与上MSc
еПсПк.сПрВ
+与上MSc
еПсПк.сПрВ
+与上MSc
уменьшается по сравнению с идеальным циклом и поэтому полетный КПД действительного цикла т)е будет больше т)п& ——полетного КПД идеального цикла.
Вследствие того, что эффективный КПД меньше термического, общий КПД действительного цикла и, следовательно, реального ПВРД будет меньше общего КПД идеального ПВРД (рис. 15.5). В реальном ПВРД увеличение степени теплоподвода, приводящее
к уменьшению полетного КПД из-за роста скорости истечения, вызывает увеличение эффективного КПД.
В зависимости от условий полета решающее влияние на зако-
Рис. 15.4. Зависимость общего т)0, полетного 刀口 и термического v\i КПД идеального цикла ПВРД от числа Мп и степени теплоподвода 0 = Тк. s/Тн. а— коэффициент избытка воздуха, т)о；
%； —.—.— %
Рис. 15.5. Зависимость общего КПД идеального и действительного циклов ПВРД от числа Мп:Рис. 15.5. Зависимость общего КПД идеального и действительного циклов ПВРД от числа Мп:Рис. 15.6. Зависимость полетного т)п, эффективного т)е и общего % КПД циклов ПВРД от степени подогрева 6Рис. 15.6. Зависимость полетного т)п, эффективного т)е и общего % КПД циклов ПВРД от степени подогрева 6%е‘%S%е‘%S
Рис. 15.5. Зависимость общего КПД идеального и действительного циклов ПВРД от числа Мп:
Рис. 15.5. Зависимость общего КПД идеального и действительного циклов ПВРД от числа Мп:
Рис. 15.6. Зависимость полетного т)п, эффективного т)е и общего % КПД циклов ПВРД от степени подогрева 6
Рис. 15.6. Зависимость полетного т)п, эффективного т)е и общего % КПД циклов ПВРД от степени подогрева 6
%е‘%S
%е‘%S
номерность изменения общего КПД с изменением 0 или т|г/а будет иметь полетный или эффективный КПД: при умеренных скоростях полета, когда увеличение степени теплоподвода (увеличение 0 или 小/а) приводит к существенному изменению относи
тельнойтельнойскоростискоростиистечения cc/Vn / - = 1 /——戰仙：1^_
тельной
тельной
скорости
скорости
при задании 0 или п「/а), определяющее влияние будет оказывать изменение полетного КПД Пп, а при больших скоростях полета,
когда относительная скорость полета меняется мало, определяющее значение будет иметь изменение эффективного КПД. Общий КПД реального ПВРД
М1；£|2^7 — 1) ИЛИ
Зависимости общего %?, полетного т)пе и эффективного % КПД от 0 приведены на рис. 15.6. Видно, что с увеличением 0 полетный КПД падает, эффективный увеличивается, а общий КПД ПВРД имеет максимум при определенном значении степени подогрева 0, величина которой может быть определена по общему правилу, т. е. из условия 額’=° при ■^F^〉。*
МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях
полета методы расчета процессов сжатия воздуха в воздухозаборнике, сгорания в камере и расширения в реактивном сопле ПВРД практически не отличаются от соответствующих методов расчета ГТД, базирующихся на изложенных в гл. 1 принципах: в первом приближении —— расчет при постоянных и характерных
для воздуха и газа значениях теплоемкости с использованием газодинамических функций, во втором приближении ——расчет при учете изменения теплоемкости рабочего тела от температуры и состава рабочего тела (^т = 1/аЛ0).
При составлении методов расчета высокоскоростных ПВРД необходимо учитывать особенности протекания термодинамических
процессов в газах в широком диапазоне изменения параметров состояния (давления и температуры), свойственного всем тепловым двигателям, предназначенным для работы в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета. При большом диапазоне изменения температур по проточной части и их высоких абсолютных значениях термодинамическое состояние рабочего тела зависит от теплоемкости и состава, меняющихся как вследствие процессов диссоциации и рекомбинации, сопровождающих сжатие и расширение рабочего тела, так и в результате химических реакций между составляющими рабочее тело веществами.
Приведенное на рис. 15.7, а сравнение параметров про-
":""；/7a":""；/7aРис. 15.7. Параметры процессов сжатия и расширения:Рис. 15.7. Параметры процессов сжатия и расширения:расчет по уравнениям химического равновесия, расчет при k = const; а — зависимость давления и температуры заторможенного потока воздуха на выходе из воздухозаборника от числа М ,々 = 1,4; 6 — зависимость температуры конца расшире
":""；/7a
":""；/7a
Рис. 15.7. Параметры процессов сжатия и расширения:
Рис. 15.7. Параметры процессов сжатия и расширения:
ния от перепада давления в реактивном сопле 冗^, топливо—водород + воздух, а — 0>6( Л — 1.25, Н = 25 км. р = 1962 кПа
цесса изоэнтропического сжатия воздуха, определенных по уравнениям равновесия, с соответствующими значениями параметров, рассчитанных в предположении неизменности теплоемкости и состава 伍=1,4), показывает, что в области Мп > 6 расхождение параметров становится значительным. Из кривых рис. 15.7, 6 видно также, что при изоэнтропическом расширении высокотемпературного рабочего тела температура конца процесса, определенная в предположении постоянства ^ = ^сг и р = р^г (так называемого «замороженного» расширения), заметно ниже значений, рассчитанных с использованием уравнений равновесия. Поэтому основная особенность расчета термодинамических процессов в условиях больших чисел Мп и высоких температур рабочего процесса состоит прежде всего в необходимости учета изменения теплоемкости и химического состава рабочего тела. Для учета этих особенностей расчет процессов сжатия воздуха во входном устройстве, сгорания топливо-воздушной смеси в камере сгорания и расширения продуктов сгорания в реактивном сопле необходимо проводить с использованием уравнений химического, равновесия и материального баланса, определяющих состав и теплоемкость рабочего тела при заданном уровне параметров состояния (р и Т). Подробно методы расчета параметров рабочего тела с использованием уравнений равновесия и материального баланса приводятся в курсах химической термодинамики, ЖРД и др. (см., например, [6, 10, 13]). Для расчета термодинамических процессов, составляющих циклы прямоточных ВРД, используются основные уравнения газовой динамики (сохранения массы ——расходов, количества движения —— импульсов и энергии). При этом уравнение сохранения массы при расчете трансформируется в условие материального баланса реагирующих веществ, т. е. в условие равенства массового количества элементов исходного вещества массовому количеству элементов в продуктах реакции.
Методически расчет параметров и основных данных ПВРД с использованием уравнений равновесия и материального баланса сводится к последовательному определению параметров и состава рабочего тела в характерных сечениях тракта на выходе из воздухозаборника, на выходе из камеры сгорания, в критическом и выходном сечениях реактивного сопла по заданным внешним условиям (числам Мп и высоты Н) и выполняется с использованием ЭВМ. Основные уравнения для расчета ПВРД с использованием констант равновесия и условий материального баланса имеют вид [16] для расчета сжатия:
I； =(п.в + 0,5理=Нн + 0,5吟；Sh = Sb； для расчета сгорания:
(Gb + GJ% + prFг = Gb^b + РвЗ + ОТСТ 十 P^Fт +"к.с^К.С бок
+ j pdF + ] с*。,5c2 d尸б°к；%+尸T0
или для цилиндрической камера постоянного сечений в пренебрежении трением
丄評"& 十 ^-仄耳=& + -^- "bFb + %J + -^- "t戶T；
讲=语Г=&。广：%=三+ (f 标｝%) % при а^],0
или 讨=，丁 =」при а<1,0;
1十
для расчета расширения:
Hr = Qr+0,5d = G.c + 0,5 唸 S；=Sc.
Здесь /в» in.T, 'п.г, in. гор» in. ок> ^п.г» ，п.в, ，п.н, in.с 一 полные теплосодержания заторможенного потока воздуха при сжатии, топлива, продуктов сгорания, горючего, окислителя, полные теплосодержания продуктов сгорания воздуха на выходе из воздухозаборника, в атмосфере и продуктов сгорания на выходе из сопла, соответственно; ст и FT — осевая скорость иг площадь выходного сечения топливной струи, соответственно, cf —— коэффициент трения газового потока о стенку камеры, F6oH — площадь боковой поверхности камеры сгорания.
Несовершенство процессов сжатия, сгорания и расширения оценивается соответствующими коэффициентами необратимых потерь энергии при определении параметров ПВРД. Необходимо обратить внимание на то, что расчет параметров рабочего процесса с использованием физических параметров потока (р, Г и с) по проточной части, определенных с использованием уравнений равновесия и материального баланса по приведенной схеме, пригоден для расчета ПВРД всех типов, в том числе и ГПВРД, где точный учет изменения параметров и состава газа по проточной части становится необходимым.
УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ПВРД
К удельным параметрам ПВРД относятся: удельный импульс тяги /уд == ~-, коэффициент тяги Ср =…』2 тР0nsmid
отношение тяги с единицы площади характерного сечения, например, миделя двигателя, к величине скоростного напора и удельная масса у” = Наряду с этими параметрами, иногда, подобно ТРД, тяговые характеристики оцениваются величиной удельной тяги Руд , а экономичность величиной удельного расхода топлива СуД = 3600 ~^~ • В зависимости от того,
каким образом определяется тяга двигателя (с учетом внешнего сопротивления аппарата, воздухозаборника и сопла или без учета внешнего сопротивления), различают эффективные и внутренние удельные параметры и основные данные. Вследствие того, что в общем случае ПВРД могут устанавливаться на аппарате в изолированной гондоле, или входить в состав силовой установки, органически связанной с аппаратом, в дальнейшем будем рассматривать только внутренние удельные параметры и основные данные ПВРД.
Расчет параметров рабочего процесса дозвуковых ПВРД и СПВРД для аппаратов с максимальной скоростью полета, не превышающей значений, соответствующих числам Мпшах = 3 ... 4, можно проводить на базе изложенных ранее принципов, основанных на предположении сохранения неизменными состава воздуха при сжатии в воздухозаборнике и постоянстве состава газа при расширении в реактивном сопле. При использовании определенных на основе точного расчета значений теплоемкости и состава рабочего тела уравнения для удельных параметров могут быть применены для оценки тенденции изменения параметров ПВРД и при числах Мп > 4,0.
Имея в виду приведенные соображения, проведем анализ влияния основных параметров рабочего процесса на удельные параметры ПВРД. Выражая значения ©с и Уп через отношение давлений в сопле и величину физического теплосодержания на выходе из камеры сгорания i^ (для определения сс) и в заторможенном потоке воздуха i； (для определения Vn)> получаем
Подставляя значения сс и Уп в уравнение для определения удельной тяги при полном расширении, находим:
РуД н=РуД н=^― = (1 + ,Т)Сс — Vn = Vn[(l + %) /0f X
РуД н=
РуД н=
где агде ахМхМ右Г - 1右Г - 1Ар—!(UbxUk.cUc)论гАр—!(UbxUk.cUc)论гk - 1 1 - ат (入日)rk - 1 1 - ат (入日)r1 ——Т (Лн)в1 ——Т (Лн)в—1,—1,(15.3)(15.3)
где а
где а
хМ
хМ
右Г - 1
右Г - 1
Ар—!
(UbxUk.cUc)论г
Ар—!
(UbxUk.cUc)论г
k - 1 1 - ат (入日)r
k - 1 1 - ат (入日)r
1 ——Т (Лн)в
1 ——Т (Лн)в
—1,
—1,
(15.3)
(15.3)
449449
449
449
15 В. M. Акнмов
"儀严 кции приведенной соответствен но."儀严 кции приведенной соответствен но.й-1й-1
"儀严 кции приведенной соответствен но.
"儀严 кции приведенной соответствен но.
й-1
й-1
丁仏н)в=(£^)论 一 газодинамические фун- скорости набегающего потока по ^, и по 財
Обозначая 卢〔女;【:—?„「 =屮 и подставляя это зна- «г — 1 Й1 一 Т (人н)вт
чение в уравнение (15.3), получаем окончательное выражение для определения тяги PyH 一
Руд = Vn[(l -卜力)屮/6； — 1].(15.4)
Удельный импульс ПВРД
」уа =号=警* = 口 + 分)^^-^(15・5)
Коэффициент тяги, отнесенной к площади миделя двигателя:
Cpf mid = -р 丫義:七=2 "^^ 屮1 = 2ф1 [(1 + %)屮 М6* — 1]，
(15.6) где % = FH/Fmid.
Удельная масса двигателя
Yp = Мв =纱 ДВ = (15 7)
P‘PF* 抄唄尸mid2g[(l+n)W/5—l]'(')
где M^b/Fh = М 尸—лобовая масса двигателя, q = —^ — скоростной напор.
Из рассмотрения приведенных уравнений нетрудно видеть, что между удельными параметрами существует взаимосвязь. Так, совместное решение уравнений (15.5) и (15.6) позволяет установить однозначную зависимость между удельным импульсом и коэффициентом тяги Jy寓= 丫^丁川・ Решение уравнений (15.5) и (15.7) устанавливает взаимосвязь удельной массы и коэффициента ТЯГИ； Тр = Mg屮JqCpFmid.
Из уравнений (15.4)—(15.7) видно, что все удельные параметры ПВРД (удельная тяга, удельный импульс, удельный расход топлива и удельная масса) зависят от комплекса (1 + %)屮 /6；, определяемого приращением работоспособности газа 工,характе-
1 Анализ удельных параметров ПВРД целесообразно проводить, используя в качестве меры работоспособности газа прн теплоподводе параметр 0* = =^г^*/(^в^н)» так как в отличие от применявшегося ранее параметра 0* ~ =Т*/Т* он позволяет учитывать изменение физических свойств газа, что особенно важно при работе ПВРД на форсированных режимах при а V 1,0 и использовании в качестве топлива двухкомпонентной смеси горючего и окислителя.
ризуемой отношением 0*ризуемой отношением 0*связанной с величиной 夕口связанной с величиной 夕口-ад"*-ад"*4 一 aL。 Е耳一1 /11 — 1 + aL0 k — 1 及 у6 - 1 +aL。 左一1 后 V4 一 aL。 Е耳一1 /11 — 1 + aL0 k — 1 及 у6 - 1 +aL。 左一1 后 Vпри а >1,. 0;при а >1,. 0;胃為2）咿I,。，胃為2）咿I,。，
ризуемой отношением 0*
ризуемой отношением 0*
связанной с величиной 夕口
связанной с величиной 夕口
-ад"*
-ад"*
4 一 aL。 Е耳一1 /1
1 — 1 + aL0 k — 1 及 у
6 - 1 +aL。 左一1 后 V
4 一 aL。 Е耳一1 /1
1 — 1 + aL0 k — 1 及 у
6 - 1 +aL。 左一1 后 V
при а >1,. 0;
при а >1,. 0;
胃為2）咿I,。，
胃為2）咿I,。，
режимом полета и уровнем потерь энергии по проточной части. При заданных типе топлива, степени теплоподвода и режиме полета удельный импульс (удельный расход топлива) и коэффициент тяги определяются исключительно уровнем потерь давления по тракту, а удельная масса двигателя зависит от его лобовой массы. Степень теплоподвода 0* в общем случае не может рассма
триваться как независимый параметр, так как она изменяется с изменением скорости полета, даже если суммарный коэффициент
избытка воздуха остается неизменным.
Действительно, из уравнения энергии при использовании в качестве топлива ПВРД только горючего, можно получить следующее уравнение для определения 0*:
АТ** = 0* =煮=1+巻，e = ^ = P +彩。+*Ц^м。АТ** = 0* =煮=1+巻，e = ^ = P +彩。+*Ц^м。ааЕсли пренебречь добавкой массы топлива по сравнению с массой воздуха и разницей в теплоемкостях продуктов сгорания и воздуха, то параметр 0* приближенно характеризует степень подогрева
АТ*
* = 0* =煮=1+巻，e = ^ = P +彩。+*Ц^м。
АТ*
* = 0* =煮=1+巻，e = ^ = P +彩。+*Ц^м。
а
а
С увеличением чисел Мп степень теплоподвода непрерывно уменьшается, как при а = const, так и, в особенности, при 6 = =const, так как при постоянном значении Г^ с увеличением скорости полета увеличивается температура воздуха на входе, что определяет более интенсивное уменьшение степени теплоподвода вплоть до его полного прекращения при Г； = Г；.
Наряду с 0* удельные параметры ПВРД зависят от коэффи- инента 屮=屮‘, где 屮’=]/ :二":跳,。叩4 деляемого уровнем потерь по тракту. Напомним, что величина
1/ОтрГ = 1/9вхОк. 2с) г зависит от потерь полного давления рабочего тела.
Для рабочих диапазонов значений приведенной скорости воздуха на входе в камеру (h = 0,05 ... 0,2) и 小/а = 0,25 ... 0,95, т. е. при коэффициенте полного давления камеры СПВРД ак. с = =0,92 ... 0,96 при оптимально подобранных для расчетного * 15* 451
JyQjKHc/KZJyQjKHc/KZрежима сечениях тракта СПВРД, т. е. при регулировании воздухозаборника, обеспечивающего типичный закон изменения ав1 шах = о (Мп), и реактивного сопла, величина 屮‘ несколько возрастает с увеличением скорости полета.
JyQjKHc/KZ
JyQjKHc/KZ
Удельные параметры ПВРД при постоянной высоте полета представлены в виде сетки зна
эффициента тяги при 屮工=1,0 н числах Мп, а и 0 на рис. 15.8.эффициента тяги при 屮工=1,0 н числах Мп, а и 0 на рис. 15.8.чении удельного импульса и ко- 尸вх/Fmid = const при различных Видно, что при фиксированных значениях Мп удельные параметры ПВРД достигают оптимальных значений при определенных режимах ПВРД, зависящих от уровня потерь энергии по проточной части. В частности, оптимальное по удельному импульсу значение коэффициента избытка воздуха а в зависимости от 屮 может быть определено из уравнения
эффициента тяги при 屮工=1,0 н числах Мп, а и 0 на рис. 15.8.
эффициента тяги при 屮工=1,0 н числах Мп, а и 0 на рис. 15.8.
где2 J 咁 +
1 + /nЙЙ 也一也瓦一1右_2(1-屮彳+ /7^)'中1—W右一[及.
СоответствующийУэтой сетке характер изменения удельных параметров по числу Мп для фиксированных режимов работы приведен на рис. 15.9. Видно, что как при постоянной степени теплоподвода (а = const), так и при неизменной температуре подогрева (0 = const) удельные импульс и тяга достигают максимальных значений при определенных числах Мп, зависящих от исходных значений а (или*0): чем'больше степень теплоподвода (меньше а или 小/а или выше 0), тем при большем числе Мп реализуются Ууд шах и Руд тах. Подобный характер изменения /уд тах и Руд шах объясняется отмеченным выше характером изменения полетного и эффективного КПД процесса, определяющим протекание общего КПД ПВРД: при умеренных числах Мп, когда определяющее значение имеет^полетный КПД,」уД и^уд увеличиваются с ростом а, а при больших значениях Мп (Мп > 4 ... 5), когда определяющую роль оказывает величина q幻 Jy寓 и [Руд растут с уменьшением а и^поэтому, например, экстремальные значения а при Мп А 6,0 достигаются при а, близких к единице, уменьшаясь с увеличением*Мп. Коэффициент* тяги"из-за уменьшен ния степени теплоподвода как при а = const, так и, в особенности, из-за роста степени подогрева воздуха при торможении с увеличением скорости полета при 0 = const, непрерывно уменьшается с ростом Мп и увеличивается с уменьшением а или увеличением 0. При неизменных Мп и коэффициенте избытка воздуха удельные
Рис. 15.9. Зависимость удельных параметров ПВРД от числа Мп： а — а = const; б — 9 = constРис. 15.9. Зависимость удельных параметров ПВРД от числа Мп： а — а = const; б — 9 = const
Рис. 15.9. Зависимость удельных параметров ПВРД от числа Мп： а — а = const; б — 9 = const
Рис. 15.9. Зависимость удельных параметров ПВРД от числа Мп： а — а = const; б — 9 = const
параметры ПВРД при изменении высоты полета будут зависеть только от степени подогрева, однозначно определяемой на рис. 8.2 закономерностью изменения Тн по высоте полета. В соответствии с этим удельные импульс /уд и тяга РуД с увеличением высоты полета при Мп = const и а = const увеличиваются из-за роста степени подогрева при уменьшении Тн до высоты 11 км, остаются неизменными при Н = 11 ... 20 км и уменьшаются при дальнейшем увеличении высоты по той же причине. Аналогичный, но еще более резко выраженный характер имеет закономерность увеличения коэффициента тяги сР в диапазоне высот Я = 0 ... 11 км и падения сР на высотах более 20 км.
Необходимо подчеркнуть, что при постоянном значении 0 (неизменной температуре газа перед турбиной) увеличение /уд, Руд и сР в диапазоне ТУ = 0 ... 11 км и ухудшение удельных параметров на высотах, больших 20 км, проявляется еще более существенно, чем при а = const из-за более значительного изменения степени подогрева вследствие увеличения а с уменьшением Тн
儿 П「 1 1 1а —亏^不Г 8т(М) к
Рис. 15.10. Зависимость лобовой тяги ПВРД от высоты полета Н. Мп — 4, топливо — керосинРис. 15.10. Зависимость лобовой тяги ПВРД от высоты полета Н. Мп — 4, топливо — керосин
Рис. 15.10. Зависимость лобовой тяги ПВРД от высоты полета Н. Мп — 4, топливо — керосин
Рис. 15.10. Зависимость лобовой тяги ПВРД от высоты полета Н. Мп — 4, топливо — керосин
Действительно, при 0 = =const, М — const и Яц = = const а ~ 1/Тн увеличивается с уменьшением Тн.
Закономерность изменения лобовой тяги, отнесенной к площади входа в двигатель в зависимости от условий полета (высоты Н, км) при различных значениях степени тепло- подвода (а и 0) приведена на рис. 15.10. Видно, что с увеличением Н лобовая тяга падает тем значительнее, чем меньше а и больше 0.
С увеличением высоты полета из-за снижения р^ удельная масса непрерывно увеличивается.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПВРД
Характеристики прямоточного ВРД представляют собой зависимости основных данных двигателя (в первую очередь, тяги и удельного импульса) от режима полета (Мп и //) и параметров топливо-воздушной смеси (типа топлива, коэффициента избытка воздуха а и др.). В общем случае в зависимости от требований, предъявляемых к аппарату, характеристики ПВРД так же, как и других ВРД, принято рассматривать при различных способах регулирования: законах регулирования но М н 〃 и программе дросселирования в заданных условиях полета. В качестве регулирующих факторов, определяющих режим работы ПВРД при изменении внешних условий (Мп и 〃)， могут быть использованы либо коэффициент избытка воздуха а, либо величина 0 (Г*), определяющие закон изменения расхода то- ,плива GT при неизменных значениях площадей сечения проточной части, либо площади сечений проточной части, либо коэффициент избытка окислителя при условии применения в качестве топлива ПВРД двухкомпонентного ракетного топлива, либо а2 и °Ьпг н т. п. Напомним, что число параметров должно соответствовать числу степеней свободы, определяемых возможностями регулирования площадей проходных сечений входного устройства и реактивного сопла ПВРД.
Расчетный режим работы ПВРД
Закономерности изменения удельных параметров ПВРД в зависимости от высоты и скорости полета определяются возможностями регулирования геометрических параметров 454
Рив. 15.11. Зависимости потребных значений относительной площади камеры сгорания /к, с = = 户к. "Ен и площади критического сечения реактивного сопла /кр = =尸кр// от числа Мп, % с=0,95, ^=1,4,耳=1,3. Топливо—керосин.
九 в = 0,15九 в = 0,15Хв = 0,1Хв = 0,1и степени теплоподвода с изменением условий полета для реализации заданных характеристик элементов двигателя. Потребные относительные геометрические размеры площадей поперечного сечения двигателя на
九 в = 0,15
九 в = 0,15
Хв = 0,1
Хв = 0,1
расчетном режиме могут 弘 4〃 孑〃 мп
быть определены из уравне
ния расхода, связывающего^различные сечения^проточной части.
Относительная площадь камеры сго
рания определяется из уравнения расхода, связывающего сечение невозмущенного потока воздуха и площадь камеры сгорания /?詢(％口)尸н = рнПвх^к. с7 (入в), откуда
(15.8)(15.8)尸Н. c __ g (茹)一 [
(15.8)
(15.8)
尸нОвх g (入в)'
где Овх = Овх (Мп) определяется по характеристике воздухозаборника, а Хв задается из условия: Хв < Хв тах н 0,2 в рабочем диапазоне чисел Мп. Видно, что потребное значение относительной площади камеры сгорания /к. с определяется числом Мп и заданной величиной Хв. Соответствующие значения fK. с при двух значениях Хв (0,1 и 0,15) приведены на рис. 15.11. С увеличением чисел Мп потребная площадь камеры сгорания при фиксированной величине Хв уменьшается из-за увеличения плотности тока воздуха на входе в камеру сгорания при типичной закономерности изменения потерь полного давления при сжатии воздуха на входе,
Относительная площадь критического сечения реактивного сопла, приведенная на том же рис. 15.11 в виде зависимости fKP = f (Мп), выражается уравнением
储=^£■二(1 4--9&)Мкр, в/任 二腐.
/кр Fh ' 丁Овх°к. с Мкр. г0K.e Мкр. г
(15.9)
Видно, что при постоянных значениях Хв и ак. с потребное значение относительной площади критического сечения реактивного сопла с ростом числа Мн уменьшается еще в большей степени, '455
чем относительная площадь камеры сгорания /н. с из-за уменьшения степени подогрева 0* как при а = const, так и, в особенности, при 0 (Г*) = const.
Относительная площадь реактивного сопла
/с =备=(1 + ^)^^^/91 = ^^)-
(15.10)1
Так как с увеличением чисел Мп приведенный расход воздуха через выходное сечение сопла q (Хс) уменьшается из-за роста лс = =冗伪)• = л/5атр, то потребная площадь среза реактивного сопла при Мп > 4,0 растет. Заметим, что уравнения (15.9) и (15.10) определяются из уравнений расхода, связывающих сечения невозмущенного потока воздуха и соответствующие сечения тракта (尸кр» Fr. e н 尸Р).
Потребная относительная площадь «горл а» воздухозаборника, как уже отмечалось (гл. 3), с ростом чисел Мп уменьшается из-за увеличения комплекса ejq (Ю，так как % = FJFh = 7 仇口)历叭，где авх — коэффициент полного давления при сжатии от Мп до Мг = 1,0. Таким образом, потребные площади поперечных сечений элементов ПВРД в основном уменьшаются с увеличением чисел Мп. Располагаемые же площади этих сечений тракта зависят от возможностей регулирования отдельных элементов двигателя и принятой закономерности изменения степени тепло подвода. Неизменными при всех законах регулирования площадей сечений и степени теплоподвода предполагаются геометрические размеры камеры сгорания.
Законы регулирования и высотно-скоростные характеристики
Скоростные характеристики
Они представляют собой зависимости тяги и удельного импульса двигателя от скорости (или числа Мп) при заданных высоте полета и законе регулирования двигателя.
Для анализа закономерностей изменения параметров и характеристик двигателя при различных законах регулирования необходимо установить взаимосвязь параметров рабочего процесса ПВРД с расходными характеристиками тракта ПВРД (см. рис. 15.1).
Из уравнения расхода, записанного через сечения на входе и в критическом сечении реактивного сопла, GHp = GH (1 + 7т)-
丄 Пр едпо л ага ется, что и© а ^сверхзв. частн сопла.
456
Из уравнения теплового баланса камеры сгорания cPBTi (0Г — —1) ^ q^H^. Совместное решение этих уравнений приводит к уравнению для определения коэффициента расхода воздуха через двигатель
■鳥飞』…(15.11)
ГДе фн =尸J尸н* р； /кр =尸кр/Fк. с； fa, с ~ Fк. с/&х； f = f/fp； d = и/(Ур； 1 + % = (1 +，т)'(1 + 9тр)； А = 6ц.疝& козвун； ин' деке р относится к расчетным условиям.
Очевидно, что при заданных характеристиках воздухозаборника Овх = Gbx max = /х (Мп) и степени теплоподвода е； (Мп), обычно определяемой условием а = const или 0 = const, заданный закон изменения q)H = q)H (Mn)w=const может быть реализован путем изменения значений f；p,殷.с и А. Для идеального ПВРД фн = 1,0 = invar (Мп) при %х = 1,0, А = 1,0 и оптимизации /кр И /к. с
На примере идеального ПВРД можно наиболее отчетливо проследить основные тенденции изменения тяги и удельного импульса от скорости полета. Представляя тягу ПВРД в виде суммы тяг, создаваемых воздухом, к которому подводится тепло, и подогретым топливом так, как это было сделано ранее при анализе удельных параметров, получаем: Р = бвРуД = бвРуд.в + 4- 6寸皿.丁 При полете на постоянной высоте в условиях, когда площадь сечения струи набегающего воздушного потока Fh остается неизменной (при 屮=1,0), в пренебрежении влиянием добавки топлива на увеличение /*寓 и Р^, т. е. при ^т = 0, расход воздуха пропорционален числу Мп, а так как удельная тяга, как было показано выше, при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета пропорциональна Мп, то абсолютная тяга двигателя Р = бвРуд ~ М^. При больших сверхзвуковых скоростях полета на постоянной высоте РуД ~ 1/Мп, а Р = 0вРуд 冬 1,0. Это означает,"что в первом приближении тяга идеального ПВРД а дозвуковых режимах возрастает примерно пропорционально М„, а в сверхзвуковых ПВРД тяга двигателя, начиная с М^ = =2,5 ... 3,0, мало меняется с изменением скорости полета. Аналогичные выводы получаются и при рассмотрении изменения тяговых характеристик ПВРД, регулируемых по закону Т* = =const, так как основные Закономерности влияния числа Мп на характер изменения удельной тяги, как это было показано выше, сохраняются и в этом случае; однако из-за более интенсивного падения удельной тяги в области больших чисел Мп даже в идеальном ПВРД абсолютная тяга, начиная с определенных чисел Мп, будет уменьшаться.
Качественно иллюстрируют эти соображения приведенные на рис. 15.12 характеристики идеальных ПВРД, рассчитанные в диапазоне чисел Мп от 0,8 до 5,0 при различных"* значениях температуры в камере сгорания Т；. Характеристики рассчитаны
при 々в =岛 в пренебрежении влиянием добавки топлива на Jy寓 и PF.
Для реальных ПВРД скоростные характеристики будут существенно отличаться от приведенных из-за ухудшения характеристик воздухозаборника (уменьшения авх и 屮)
Рис. 15.12. Зависимость лобовой тяги Р尸 и удельного импульса /уд от числа Мп идеального ПВРД. Топливо — керосинРис. 15.12. Зависимость лобовой тяги Р尸 и удельного импульса /уд от числа Мп идеального ПВРД. Топливо — керосинвследствие изменения пропускной способности элементов по сравнению с потребными значениями и использования действительных КПД элементов, ухудшения характеристик реактивного сопла, главным образом, из-за нерасчетное™ режима расширения, и уменьшения степени теплоподвода 8f из-за необходимости предотвращения «запирания» тракта ПВРД.
Рис. 15.12. Зависимость лобовой тяги Р尸 и удельного импульса /уд от числа Мп идеального ПВРД. Топливо — керосин
Рис. 15.12. Зависимость лобовой тяги Р尸 и удельного импульса /уд от числа Мп идеального ПВРД. Топливо — керосин
В соответствии с этими соображениями реальные характеристики будут отличаться от характеристик идеального ПВРД во всем диапазоне чисел Мп для всех законов регулирования.
Регулирование поддержанием степени теплоподвода в ПВРД с нерегулируемыми сечениями проточной части: 併 = =const (а = const или 0 = const),厶=const, /вх = const,拉p = =const, /к. с = const. Характер изменения и численные величины отличия реального нерегулируемого ПВРД от идеального будут зависеть от расчетного числа Мп, при котором реализуется коэффициент расхода 屮=1,0 и потребные расчетные значения /кр = /кр. р, /к. с = /к. с. р, 'вх = /вх. р* Для ПВРД с нерегулируемыми сечениями тракта уравнение (15.11) приобретает
Фн =Фн =бвхбвхА.А.ВИД
Фн =
Фн =
бвх
бвх
А.
А.
В диапазоне чисел Мп от Мпр до Мп min с уменьшением Мп для поддержания постоянной степени теплоподвода необходимо уменьшать расход воздуха через двигатель по сравнению с расчетным режимом и поэтому 屮 < 1,0,*а потер неполного давления также увеличиваются из-за необходимостиJ уменьшать степень подогрева АТг = 77 — Т； или 0 = Тг/Тн с уменьшением ско- 458
рис. 15.13. Характер изменения лобовой тяги Р尸，коэффициента тяги сР и удельного импульса ПВРД по числу Мп при различных законах, регулирования. идеальный ПВРД, регулирование сечений воздухозаборника и сопла,регулирование сечений сопла, жирная линия—нерегулируемый ПВРД:
а — а = const, 6 — 6 = const
роста полета из-за снижения Тн для поддержания (1 十分)/б；= =const. Все эти факторы (снижение(рн, /х и Рс) приводят к уменьшению коэффициента тяги и лобовой тяги при Мп min < <МП<МП.Р. При Мп >Мц.р величина(рн= U0, аавх при постоянной величине (1 + 7Т) / 0F будет уменьшаться пропорционально уменьшению q (Хп) по сравнению с q ^.^- При ограничении максимального значения температуры газа в камере предельной величиной, определяемой условиями жаропрочности, в области Мп.р < Мп < Мп max комплекс (1 + 收)/夕 будет уменьшаться^ ЧТо неизменно приведет к падению полного давления по проточной
части, так как сгКе со>Се ДОзвук =< 】'°，Вместе с тем
в этой области из-за недорасширения и других органических потерь в реактивном сопле Рс не только меньше единицы, но 459
Й меньше Рс.расч. Поэтому и. в. области Мп.р < Мп < Мп тахсР и PF реального ПВРД будут ниже, чем у идеального ПВРД (рис. 15.13). При сохранении 0 = const из-за более значительного уменьшения величины 0Г = &窘/区北 с ростом числа Мп при Мд тах < Мп < Мп, р уменьшение сР и PF по сравнению с идеальным ПВРД будет менее значительным, а при Мп. р < Мп < < Мп тах более существенным (рис. 15.13, а)•
Одновременно с уменьшением PF и сР по сравнению с соответствующими значениями Рр тах и сР тах в области Мп < Мп.р из-за уменьшения авх и 几 при неизменном значении а уменьшается удельный импульс двигателя /уд.
При Мп = Мп.р значения「切 Срр и </Уд.р также будут несколько ниже, чем 尸尸 max, сР max и /уд тах, соответственно, из-за отличия реальных значений а2Х> 户с и других от единицы, но будут совпадать со значениями Р尸,ср и /уд ПВРД с регулируемыми сечениями по проточной части. При Мп > Мп. р величина Фн = 1,0, однако авх и Рс будут тем значительнее отличаться от единицы, чем выше число Мп, и поэтому значения Рг, еР и /уд также будут ниже соответствующих значений Р^ тах, еР 皿 и /уд max, причем это различие будет увеличиваться с ростом чисел Мп.
Закономерности изменения (рн, авх и Рс, соответствующие рассматриваемому способу регулирования, приведены на рис. 15.14. Характер изменения Р^ и сР при постоянной температуре подогрева (0 = Т；/Тн = const) аналогичен приведенным аакономерностям изменения этих параметров при а = const. Однако закономерность изменения удельного импульса по числу Мп будет отличаться. При постоянном значении 0 (7? на заданной высоте) а будет увеличиваться с ростом скорости полета и поэтому при каком-то значении Мп = Мп7 уд тах реализуется такое а, при котором удельный импульс будет достигать максимальной величины. Поэтому в зависимости от выбранной величины Мп. р и 0 при 0 (77) = const /Уд max будет реализовываться при различных значениях Мпр.
Регулирование СПВРД поддержанием степени теплоподвода и изменением площади проходных сечений реактивного сопла: 0*== const (а = const) или 0 = const, 崎=var, /с = var, /г = const, /вх = const, /к. с = const. В этом случае уравнение (15.11) принимает вид
“цу視
Регулирование площади критического сечения реактивного сопла при этом при отсутствии ограничений по диапазону его регулирования позволило бы сохранить минимальный приведенный расход воздуха, т. е.(рн = 1,° во всем диапазоне чисел М^. 460
Рис. 15.14. Закономерности изменения управляющих параметров регулирования ПВРД (&； fnp, 9i) и коэффициентов фн, овх и Р, при различных законах регулирования, а = const. Обозначения те же, что и на рис. 15.13.
Но так как(рн зависит от приведенной скорости на входе в камеру Хх, то для сохранения(рн = const потребовалось бы существенно уменьшить h с ростом числа Мп, что привело бы к переразмери- ванию двигателя при Мд тах. Это объясняется тем, что для поддержания 屮豆*-^?^^ = const = 1, 0 при постоянных гео- q_
метрических размерах камеры из-за роста 喉历 ％) величина q &) должна резко уменьшиться и при выборе Хх тах = 0,2 при Мп = 2 коэффициент приведенной скорости воздуха Хх составляет несколько сотых при Мп = 6, т. е. для этих условий двигатель переразмерен по камере сгорания. При принятии условия £ = —const в диапазоне Мп < Мп. р с увеличением числа Мп(рн увеличивается, достигая единицы при Мп = МПф р, оставаясь во всем диапазоне выше, чем(рн в двигателе с нерегулируемыми сечениями. В то же время при Мп > Мп, р значения авх (из-за роста (рн) будут ниже соответствующих значений авх двигателя с нерегулируемыми сечениями проточной части, т. е. с увеличением /кр увеличение (рн достигается ценою уменьшения а2х. При Мп >
> мп. р фн = 1,0 и для поддержания ствх = аъх max необходимо уменьшать 隔 (см. рис. 15.14).
Соответствующие приведенным закономерностям изменения(рн и овх скоростные характеристики ПВРД, регулируемого изме- ненйем площадей критического сечения и среза реактивного сопла, при а = const приведены на рис. 15.13. Видно, что во всем диапазоне чисел Мп значения cPp^ar > сРр =const, Pf =va「> крКр
> Р尸к =const из-за большего значения д)н, а значения /网尸 ^Var V V J УД 尸 Kp=const при Мп < Мпр из-за уменьшения авх и JУД尸Kp=var > JУД尸Rp=const при Мп > Мпр в результате регулирования критического сечения реактивного сопла, обеспечивающего ЗДеСЬ (Твх尸Rp=var > Gbx尸叩=811筑•
Регулирование изменением площади сечений входного воздухозаборника и реактивного сопла: % = const (а = const или 0 = =const),介 = var, /вх = var, /кр = var, % = var. В этом случае уравнение для определения(рн приобретает вид уравнения (15.11).
При этом задача регулирования площади проходного сечения горла воздухозаборника двигателя при любом законе тепло- подвода (при 0Г = var) состоит в том, чтобы обеспечить максимальное значение(рн (<рн =二 丁 fr = 1, 0)・ Регулирование пло- щади критического сечения реактивного сопла должно позволить обеспечить сохранение авх = авх тах по характеристике воздухозаборника, а регулирование площади среза_реактивного сопла должно обеспечить минимальное значение ДРС. Характер изменения. управляющих параметров регулирования 伉 &р и /所)， а также(рн, авх и Рс приведен на рис. 15.14, а соответствующие им скоростные характеристики при этом законе регулирования и а = const ― на рис. 15.13. Видно, что тяговые параметры ПВРД (Р尸 И CpF При 尸пр.части = var) приближаются к параметрам идеального ПВРД, а </уд Fvar остается меньше </уд тах из-за более НИЗКИХ Значений (Твх max, чем в идеальном ПВРД.
Высотные характер ист аки. На рис. 15.15 приведены высотные характеристики ПВРД, рассчитанные в диапазоне изменения Н от 0 до 25 км при числе Мп = 4 (при 7； = const). Удельный импульс и коэффициент тяги ПВРД непрерывно увеличиваются, а относительная тяга уменьшается с увеличением высоты полета вплоть до Я = 11 км в результате увеличения относительной работоспособности газа 0*, обусловленной увеличением относительной степени подогрева 0* из-за уменьшения статической температуры воздуха на входе. В области 7/ от 11 до 20 км величины </Уд, Ср н А остаются неизменными из-за сохранения постоянной величины Тн (Тн = 216,5 К).
В то же время расход воздуха при 尸н = const уменьшается с увеличением высоты полета до ТУ = 11 км несколько медленнее, 462
Рис. 15.15. Зависимость удельного импульса тяги」уд, коэффициеита_тя- ги Ср и относительной тяги 戸= = Р/Рн=о от высоты полета. Топливо—керосин, Мц = 4,0
чем в области 〃=11 ... 20 км, в которой расход воздуха изменяется прямо пропорционально статическому давлению. В области высот полета ТУ > 20 км удельный импульс, коэффициент тяги и относительная тяга уменьшаются с увеличением высоты вследствие уменьшения плотности и возрастания статической температуры атмосферного воздуха, приводящих к уменьшению расхода и относительной степени подогрева воздуха в ПВРД.
Дроссельные характеристики ПВРД. Они представляют собой
зависимости основных данных двигателя (тяги и удельного импульса) при заданных режимах полета (скорости или числа Мп и высоты Н) и способе регулирования двигателя от степени подогрева воздуха в двигателе. При работе на нефорсированных режимах, т. е. при использовании в качестве топлива горючего, в ПВРД с нерегулируемыми сененнямн^нроточноЛ части и при
Рис. 15.16. Зависимость лобовой тяги Pf и удельного импульса тяги」师 от коэффициента избытка воздуха а. Топливо — керосин, 〃」=11 км, Мп = 4,0,—-—■— Mjj 6,0Рис. 15.16. Зависимость лобовой тяги Pf и удельного импульса тяги」师 от коэффициента избытка воздуха а. Топливо — керосин, 〃」=11 км, Мп = 4,0,—-—■— Mjj 6,0Pf
Рис. 15.16. Зависимость лобовой тяги Pf и удельного импульса тяги」师 от коэффициента избытка воздуха а. Топливо — керосин, 〃」=11 км, Мп = 4,0,
—-—■— Mjj 6,0
Рис. 15.16. Зависимость лобовой тяги Pf и удельного импульса тяги」师 от коэффициента избытка воздуха а. Топливо — керосин, 〃」=11 км, Мп = 4,0,
—-—■— Mjj 6,0
регулировании входного устройства и сопла простейшим способом воздействия на характеристики является подача горючего, определяющая коэффициент избытка воздуха а.
Из уравнений для определения удельных параметров ПВРД видно, что относительная тяга непрерывно уменьшается с умень» шением расхода топлива (увеличение а), а удельный импульс тяги имеет экстремум, зависящий от уровня потерь и режима полета. Сила тяги ПВРД зависит от закономерностей изменения GB и Руд по а, которые в свою очередь определяются законом регулирования площади проходных сечений двигателя. Типичные закономерности изменения лобовой тяги и удельного импульса СПВРД, использующего в качестве топлива керосин, в зависимости от а приведены на рис. 15.16 для Мп = 4,0 и Мп = 6,0 при 〃= 11 км. Видно, что максимальная величина удельного импульса СПВРД с увеличением Мп сдвигается в сторону меньших значений а. Этот результат является закономерным следствием увеличения потребной степени подогрева с увеличением степени повышения давления в цикле, определяемой ростом скорости полета.
ГИПЕРЗВУКОВЫЕ ПРЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО- РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Ухудшение характеристик СПВРД и возрастание тепло- напряженности элементов конструкции двигателя с увеличением скорости полета до значений, превышающих 4000 ... 5000 км/ч, как уже отмечалось, объясняет целесообразность перехода к гиперзвуковым ПВРД, т. е. к прямоточным воздушно- реактивным двигателям со сверхзвуковой скоростью по проточной части (ГПВРД), в которых путем уменьшения степени сжатия воздуха во входном устройстве до определенной сверхзвуковой скорости удается одновременно с улучшением эффективности цикла (в результате уменьшения потерь в воздухозаборнике и сопле) заметно снизить температуру и давление воздуха на входе в камеру и уменьшить теплонапряженность конструкции, обеспечив тем самым работоспособность двигателя. Схема ГПВРД с соответствующими обозначениями по тракту приведена выше на рис. 15.1, в.
Особенности цикла ГПВРД
В отличие от ПВРД других типов из-за органических потерь при теплоподводе к движущемуся с большой скоростью воздуху в камере сгорания максимальная работа и КПД термодинамического цикла гиперзвукового ПВРД будут ниже теоретической работы и термического КПД идеального цикла ПВРД, реализуемого при отсутствии необратимых потерь энергии при сжатии воздушного потока (т)с — 1,0), расширении продуктов
Рис. 15.18. Влияние коэффициен-Рис. 15.18. Влияние коэффициен-в камере сго-в камере сго-та полного давленията полного давлениярания ГПВРД иа изм мнение относительной теоретической работы Zf = ^^гпВГд/^^Брайтона и КПД цикла % = ^гпвРД : П/Вра^она" % = 6. с“н=10，^ = 1，4рания ГПВРД иа изм мнение относительной теоретической работы Zf = ^^гпВГд/^^Брайтона и КПД цикла % = ^гпвРД : П/Вра^она" % = 6. с“н=10，^ = 1，4Рис. 15.17. Изображение циклов ПВРД в I—S-диаграмме н—н0—г0—с—н — идеальный цикл Брайтона, н——в--r--е——h - теоретический цикл ПВРД при теплопод- воде в камере постоянного сечения
Рис. 15.18. Влияние коэффициен-
Рис. 15.18. Влияние коэффициен-
в камере сго-
в камере сго-
та полного давления
та полного давления
рания ГПВРД иа изм мнение относительной теоретической работы Zf = ^^гпВГд/^^Брайтона и КПД цикла % = ^гпвРД : П/Вра^она" % = 6. с“н=10，^ = 1，4
рания ГПВРД иа изм мнение относительной теоретической работы Zf = ^^гпВГд/^^Брайтона и КПД цикла % = ^гпвРД : П/Вра^она" % = 6. с“н=10，^ = 1，4
сгорания в камере (т)р = 1,0)
и отсутствии скорости в камере
("кс = 1,0 при Мв -> 0). Это означает, что теоретические работа и термический КПД цикла ГПВРД будут всегда ниже соответствующих значений теоретической работы и термического КПД идеального цикла Брайтона, характеризующих работу & и КПД 巾идеального ПВРД. На рис. 15.17 приведено изображение идеального цикла ПВРД и теоретического цикла ГПВРД. Напомним, что теоретическая работа идеального ПВРД
〃 =Lps —厶=% (口忠 一 Jа термический КПД
左1
巾=1 — 1/冗 v^s'
Теоретическая работа ГПВРД
;(仃k 1lH\^Vos — 1а термический КПД;(仃k 1lH\^Vos — 1а термический КПДBq 1 — "(ОксПуоз) Г^J1n丿一1V OS「厶L 1Во 1 — 1/(ОвхПу05)「Bq 1 — "(ОксПуоз) Г^J1n丿一1V OS「厶L 1Во 1 — 1/(ОвхПу05)「(15.12)(15.12)• (15.13)• (15.13)о。一畸$о。一畸$厶如=LpSr — bcsr = 'г — »с ^ 瓦—('в — ^н)2
;(仃k 1
lH\^Vos — 1
а термический КПД
;(仃k 1
lH\^Vos — 1
а термический КПД
Bq 1 — "(ОксПуоз) Г
^J1
n丿一1
V OS
「厶L 1
Во 1 — 1/(ОвхПу05)「
Bq 1 — "(ОксПуоз) Г
^J1
n丿一1
V OS
「厶L 1
Во 1 — 1/(ОвхПу05)「
(15.12)
(15.12)
• (15.13)
• (15.13)
о。一畸$
о。一畸$
Видно, что теоретические работа и термический КПД идеального ГПВРД ниже соответствующих значений L/r и 刀加 идеального цикла Брайтона из-за органических потерь в камере сгорания, обусловленных теплоподводом к сверхзвуковому потоку. При отсутствии потерь, т. е. при ак. с f 1,0 и kT -> k, как и следовало ожидать, уравнения (15.12) и (15.13) обращаются в уравнения для определения работы Lt и КПД % идеального ПВРД, соответственно.
Чем больше число Мв на входе в камеру сгорания ГПВРД, тем меньше при заданной степени теплоподвода (0* или 0) величина Ок. с и больше отличие Lzr от Lf и 刀伊 от 刀广 С увеличением скорости полета из-за роста 兀卩。влияние ак. с уменьшается (рис. 15.18).
В реальном ГПВРД потерй^ полного давления на входе из-за меньшей степени сжатия воздуха в воздухозаборнике будут ниже, а коэффициент полного давления в сопле ас из-за меньшей степени расширения газа в реактивном сопле будет выше, чем соответствующие параметры реальных ПВРД с дозвуковой скоростью в камере (реальных дозвукового ПВРД и СПВРД). В то же время коэффициент полного давления в камере ГПВРД ак. с из-за подвода тепла к сверхзвуковому потоку в ГПВРД будет ниже, чем в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере. С увеличением скорости полета из-за увеличения степени сжатия воздуха в воздухозаборнике и степени расширения газа в реактивном сопле потери полного давления на входе и при расширении газа начинают возрастать и составлять основную долю потерь полного давления по тракту ПВРД.
При определенной скорости полета отношение а2 ГПВРД = =。工 гпврд/0r名 пврд ~ (огвх°гк.с°'с)гпврд/(огвхогк.согс)пврд станет больше единицы, т. е. несмотря на возрастание потерь из- за теплоподвода в камере сгорания (уменьшение ак. с) относительное увеличение огвх「пврд/0rвх пврд и 0rс гпврд/^с пврд приведет к росту а2 ГПРВД и перепад давления в реактивном сопле реального ГПВРД станет выше перепада давления в реальных ПВРД с дозвуковой скоростью в камере. Величина скорости полета, при которой ГПВРД становится эффективнее ПВРД с дозвуковой скоростью в камере, зависит от уровня потерь в элементах сравниваемых двигателей, степени их регулирования и закономерностей изменения коэффициентов восстановления с увеличением степени сжатия воздуха и степени расширения газа в реактивных соплах: с увеличением значений авх пврд, ак. с пврд и пс пврд число Мп, при котором термодинамическая эффективность ГПВРД и СПВРД становятся одинаковыми, сдвигается в сторону больших чисел Мп, т. е. реальный СПВРД по термодинамическим параметрам становится выгоднее ГПВРД в более широкой области режимов полета.
『Уравнение для определения эффективной работы ГПВРД имеет вид: ,
Если заменить = ir0 и = fH0 и подставить в уравнения (15.14) и (15.15), то нетрудно видеть, что уравнения для определения Лег и t]er совпадают с соответствующими уравнениями для определения Le и % ПВРД в дозвуковой камере. Различие состоит только в значениях КПД (или а), определяющих потери в элементах двигателя: чем выше совершенство процессов сжатия воздуха при сжатии воздуха в воздухозаборнике, расширения газа в реактивном сопле и теплоподвода в камере, тем больше эффективные работы и КПД ГПВРД. При одинаковом уровне потерь полного давления на входе и эффективности процесса расширения газа в реактивном сопле реализуемые значения Ler и г]% зависят от уровня потерь при теплоподводе к сверхзвуковому потоку в камере. На рис. 15.19 изображены циклы ГПВРД при одинаковой степени сжатия потока в воздухозаборнике и при одинаковой степени теплоподвода, реализуемого в камерах трех различных геометрических форм: в камере постоянного сечения, в камере при р = const и сужающейся (/г< 1,0).
Видно, что при заданных степени теплоподвода и условиях на входе максимальные величины статического давления и работы расширения могут быть реализованы в сужающейся камере, несколько меньше в цилиндрической камере и минимальные в камере с р = const (А»ру2 > Aipy > AfPsl). Полученный результат закономерен, так как при одинаковом уровне потерь в «холодной» части тракта уровень тепловых потерь, обусловленных тепло- подводом к движущемуся, потоку, будет наибольшим в изобари-
Рис. 15.19. Изображение циклов ГПВРД при различных законах теплоподвода в t—S-диаграмме:
теплоподвод в камере при f〕=尸【/^в ^ 八。；теплоподвод в камере р = const (р = % = Рг)» — теплоподвод в сужающейся камере при fr V 1,0. "к С — скорость потока в камере, н—в—к. с—с—н — цикл в камере с } = 1,0； н—в—к. Cg—Cg—н — цикл в камере при 厶 < 1,0; н—в—к. с「с「н — цикл с тепло- подводом в камере р = const
ческой камере, в которой скорость потока при теплоподводе практически не снижается, и наименьшим в сужающейся камере, скорость сверхзвукового потока в которой уменьшается из-за теплоподвода и сужения канала L
Предельная величина степени теплоподвода к сверхзвуковому потоку, при которой поток тормозится до скорости звука в выходном сечении камеры, также зависит от типа камеры: она достигает наибольшей величины в изобарической камере и минимальна в сужающейся (рис. 15.20). Для расширения диапазона работы реального ГПВРД по а и, в особенности, при умеренных гиперзвуковых скоростях полета, целесообразно использовать камеру переменного сечения; на начальном участке 尸 = const до достижения % = 1,0, а затем камера должна быть расширяющейся и удовлетворять условию М == 1,0 = invar (х) для минимизации потерь полного давления при теплоподводе. В камерах теплоподвод по зонам должен изменяться с изменением а.
ПВРД всех рассмотренных схем, несмотря на отмеченные различия в закономерностях теплоподвода, обладают следующим общим свойством: в заданных полетных условиях (Мп и Н) эффективные работа и КПД цикла, а следовательно, и удельные парамет-
Для изобарической камеры с「= Св (1 + 9т)，а для сужающейся камеры сверхзвуковая скорость с увеличением степени теплоподвода будет уменьшаться в большей степени, чем в камере с F. = const.
Рис. 15.20, Зависимость предельной степени теплоподвода В = (1 + ,т) "/^i от приведенной скорости потока Ав на входе в камеры сгорания ГПВРД трех геометрических форм: F = const, р = const и в сужающейся (f?= =Fr/FB V 1)・ / — f = Ь0; 2 — р = const; 3 —
f < 1,0 при а > 0,9; а =宀 J Р d尸一 относи- тельная величина снижения импульса потока в камере с& <1,0 (в долях входного импульса /х)
ры двигателей будут достигать максимального значения при определенной степени торможения потока
на кна к6 = cB/Vn (отношении скорости выходе из воздухозаборника св щей от совершенства процессов и закономерностей теплоподвода
на к
на к
P=(i+qT)^iP=(i+qT)^iскорости полета), завися-скорости полета), завися-сжатия и расширения (加，Лр)сжатия и расширения (加，Лр)(формы камеры сгорания), изобарического теплоподвода(формы камеры сгорания), изобарического теплоподводаДля наиболее простого случая _ в ГПВРД приближенный метод расчета основных данных (при
P=(i+qT)^i
P=(i+qT)^i
скорости полета), завися-
скорости полета), завися-
сжатия и расширения (加，Лр)
сжатия и расширения (加，Лр)
(формы камеры сгорания), изобарического теплоподвода
(формы камеры сгорания), изобарического теплоподвода
использовании условий одномерности, инвариантности тепло
емкости воздуха и газа при изменении скорости и температуры и в пренебрежении трением рабочего тела в камере) может быть предельно упрощен и доведен до формул, выражающих удельный импульс и коэффициент тяги в зависимости от основных управляющих параметров рабочего процесса ГПВРД. При изобарическом теплоподводе, как уже указывалось, совместное решение уравнений расхода и импульсов позволяет определить скорость в конце камеры сгорания по известной скорости на входе в камеру и относительному расходу топлива. Выражая параметры конца
процесса тепловыделения через параметры воздуха на входе, используя эту связь и уравнение энергии, получаем уравнения для определения удельных параметров ГПВРД:
или в предположении, что 心 = 々 = const,
J#；*]丿 6?+(1+дт) [1 +宁 M£1 — б?)十力(％ +,・?码£ +
'十写2 Mi； 14rH'十写2 Mi； 14rH1 —У1 + Ц^м“1 —21 —У1 + Ц^м“1 —2+"р - 1+"р - 1
'十写2 Mi； 14rH
'十写2 Mi； 14rH
1 —У
1 + Ц^м“1 —2
1 —У
1 + Ц^м“1 —2
+"р - 1
+"р - 1
Видно, что удельные параметры ГПВРД существенно зависят не только от режима (Мп, Я), типа и относительного расхода топлива (儿 и qj, но и от степени торможения воздушного потока в воздухозаборнике 6 и совершенства процессов сжатия и расширения, т. е. Т1С и т)р. При постоянном уровне потерь на элементарных участках процессов сжатия и расширения КПД процессов сжатия и расширения не зависят от геометрических размеров возду хоз абор ника и сопла и от степени торможения потока 6 и каждому заданному значению т)с и tip будет отвечать оптимальное значение 6, обеспечивающее максимальный уровень /уд и сР. Физический смысл существования оптимума по 6 прост. При заданных и неизменных значениях % и Нр уменьшение степени торможения потока в воздухозаборнике (увеличение 6) приводит к уменьшению абсолютного уровня входных потерь полного давления в воздухозаборнике и в реактивном сопле (в результате уменьшения перепадов давлений) при одновременном увеличении потерь в камере из-за теплоподвода к воздушному потоку большей скорости. При каком-то значеяии 6, определяемом режимом полета, совершенством основных элементов и т. д., суммарные потери по проточной части (в воздухозаборнике, камере сгорания и сопле) достигают минимального значения, при котором % — f 小 max, a CpfCp max. Это отчетливо видно из кривых (рис. 15.21), где приведены зависимости удельного импульса и коэффициента тяги ГПВРД при числе Мп = 10 и Я ^： 11 км от отношения 6.
При 6 -> 1,0 все кривые должны сходиться в точке </уд — =Ср = 0, т. е. при изобарическом теплоподводе без торможения потока в воздухозаборнике ГПВРД не может создать внутренней тяги, так как в этом случае перепад давлений отсутствует и при всех режимах полета и любой степени совершенства элементов выходной импульс не может отличаться от входного.
При отсутствии потерь в воздухозаборнике и сопле (%= 1,0 и rip = 1,0) наивыгоднейший режим реализуется при максимальном торможении потока на входе в камеру, т. е. при 6 0, так как в этом случае будут отсутствовать и потери при теплоподводе к потоку. В этом случае при св -> 0 уравнения (15.16) и (15.17) обращаются в приближенные уравнения для определения параметров ПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания. С уменьшением % оптимальная степень торможения воздушного потока
l/r嚟Г(А—)-4(518)l/r嚟Г(А—)-4(518)
l/r嚟Г(А—)-4(518)
l/r嚟Г(А—)-4(518)
Рис. 15,21. Зависимость удельных параметров ГПВРД с камерой р = const от степени торможения воздушного потока в воздухозаборнике 6 = cB/Vn (М“= 10,方=11 км, сс = 1,0. Топливо —водород), т]р — КПД процесса расширения, т]с —— КПД процесса сжатия
на входе уменьшается (6 растет), что объясняется возрастанием относительной доли потерь в воздухозаборнике в суммарных потерях по проточной части ПВРД и поэтому для уменьшения абсолютных потерь необходимо уменьшать степени торможения потока. Аналогичную роль играют и потери при расширении потока в сопле: увеличение т]р, приводящее к уменьшению ее относительной доли в суммарных потерях по проточной части, обусловливает сдвиг оптимума в сторону большей степени торможения потока (меньших 6) и, наоборот, уменьшение rip приводит к увеличению оптимальных значений 6.
Оптимальные значения /уд и сР ГПВРД с изобарической камерой, определенные по общему правилу, имеют вид
где
А。= (1 十 *) (1 + % 壊“叫力)+ 外 /^ Мн при а 2 1, 0 и
Ао = (1 + gj(l +^i^■亜％) +дт^^М^ при а< 1, 0.
В ГПВРД с камерами clop ан ия других геометрических форм также могут быть найдены оптимальные значения степени торможения потока, обеспечивающие /уд тах и 2P тах. Оценка 6opt по уравнению (15.18) для изобарической камеры может явиться
471
основанием для выбора примерной величины потребной степени торможения воздушного потока при определении оптимальных по термодинамическим параметрам характеристик двигателя.
Основные принципы термогазодинамического расчета и параметры основных элементов ГПВРД
Особенности работы ВРД в условиях больших скоростей рабочего тела по проточной части и высоких температур и давлений торможения определяют необходимость использования для расчета основных данных и параметров ГПВРД приведенных выше методов, основанных на применении основных уравнений сохранения и уравнений химического равновесия. Более того, в ряде случаев оказывается необходимым, учитывая конечность времени пребывания рабочего тела в пределах проточной части, использовать уравнения химической кинетики, позволяющие оценить потери, обусловленные^неравновесностью протекания процессов. При детальном анализе работы двигателя в системе аппарата может оказаться необходимым использование методов расчета, учитывающих особенности пр остр а нственного течения (двумерного или трехмерного), а при анализе параметров ГПВРД в условиях больших гиперзвуковых скоростей полета необходимо учитывать потери, обусловленные трением рабочего тела о стенки камеры сгорания двигателя.
В отличие от ПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания, в которых статические параметры и параметры заторможенного потока воздуха различаются незначительно, в гиперзвуковых ПВРД это различие существенно, и поэтому для анализа рабочего процесса ГПВРД необходимо, использовать статические (термодинамические) значения основных параметров рабочего тела и термодинамических функций.
Выбору геометрических параметров ГПВРД -целесообразно предпослать рассмотрение влияния основных параметров рабочего процесса, режима полета и степени совершенства основных элементов двигателя на потребные параметры этих элементов.
При приближенной оценке относительных геометрических параметров проточной части ГПВРД могут быть использованы одномерные уравнения и условия постоянства средних значений показателя адиабаты k и теплоемкости рабочего тела ср на отдельных участках проточной части двигателя.
В ходно'е устройство (воздухозаборник). В отличие от воздухозаборников ПВРД с дозвуковой скоростью на входе в камеру сгорания в воздухозаборнике ПВРД воздушный поток тормозится до заданной сверхзвуковой скорости, и поэтому относительная площадь выходного сечения воздухозаборника при заданной скорости полета будет зависеть не от одного параметра, характеризующего эффективность процесса сжатия, а от двух — эффективности процесса сжатия и степени торможения
потока 6 = св/Ип. Эта зависимость может быть получена из совместного решения уравнения расхода, записанного для сечений невозмущенного потока и на выходе из входного устройства.
В зависимости от способа задания потерь относительная площадь выходного сечения из воздухозаборника приближенно может быть определена из уравнений: при задании авх:
尸 в = q (Ю 1Fr q 仇в) Jbx尸 в = q (Ю 1Fr q 仇в) Jbx=/1 (^ВЭ=/1 (^ВЭсгвх)мп»сгвх)мп»
尸 в = q (Ю 1
Fr q 仇в) Jbx
尸 в = q (Ю 1
Fr q 仇в) Jbx
=/1 (^ВЭ
=/1 (^ВЭ
сгвх)мп»
сгвх)мп»
а при задании 兀 =(厶 — %)/©； — %)
(15.19)(15.19)式 1一62)
(15.19)
(15.19)
4备二+互
[1+宁m乳1-62)%『1
Статическая температура воздуха на выходе из воздухозаборника, определяемая степенью торможения потока при заданном
Vс2
числе Мп из уравнения %淄=срТп + 吋^ =ср7в + 导，имеет вид
Тв = [1 + 宁МП1-62)]Тн.(15.20)
Зависимости /в = / (6) и 7В = Тв (6), определенные из уравнений (15.19) и (15.20) для Мп = 10 и 16, ^в = 1,3 и различных значений т]с, приведены на рис. 15.22. Здесь же штриховой линией нанесены зависимости оптимальной для каждого значения т]с величины /в opt, определенной из условия достижения максимального удельного импульса J務 max при сгорании водорода в воздухе с а = 1,0 при &. & вых == 1>0. На этом же рисунке штрих- пунктирной линией показаны зависимости величины статической температуры на выходе из воздухозаборника. Видно, что потребная площадь выходного сечения воздухозаборника /в непрерывно увеличивается с увеличением бис уменьшением 九 (ухудшением эффективности воздухозаборника), а статическая температура воздуха на выходе непрерывно уменьшается. С увеличением чисел Мп наряду с уменьшением относительной площади /в непрерывно повышается уровень статической температуры на выходе из воздухозаборника.
Ofid/4％ 4攵.4夕夕 a% 4例 小Ofid/4％ 4攵.4夕夕 a% 4例 小Рис. 15.22. Зависимость относительной площади «горла» воздухозаборника /в и статической температуры на входе в камеру Гв от степени торможения воздушного потока 6：
Ofid/4％ 4攵.4夕夕 a% 4例 小
Ofid/4％ 4攵.4夕夕 a% 4例 小
=(FB/FH)Jyfl 3貝用ВРД c F — const при a — J,О,
^в'в'
Лс — КПД процесса сжатия
Аналогичные приведенным на рис. 15.22 зависимости могут быть получены и при задании авх = авх (Мп) характеристикой воздухозаборника/ а Хв — выбранной степенью торможения потока 6 (рис. 15.23). Видно, что с увеличением авх и уменьшением %в величина 九 уменьшается тем значительнее, чем больше число Мп.
Относительная длина воздухозаборника /в =厶/& зависит от типа входного устройства, его совершенства и режима работы двигателя и выбирается на основе комплексного анализа эффективности. С увеличением чисел Мп наряду с ростом потребной площади входа (уменьшением 厶)увеличивается его длина и масса, а также растут тепловые потоки в стенки. С целью уменьшения габаритных размеров воздухозаборника и повышения его эффективности становится целесообразным интеграция воздухозаборника с носовой частью летательного аппарата, т. е. использование носовой части ЛА в качестве поверхности сжатия потока в воздухозаборнике. Высокое совершенство сжатия потока (большая величина т]с) при больших значениях Мп может быть достигнуто путем 474
Рис. 15.23. Зависимость погребной отно' сительной площади «горла» воздухозабор- ника ГПВРД от коэффициента полного давления овх. Мп ~ 10, М 口 = 16,0Рис. 15.23. Зависимость погребной отно' сительной площади «горла» воздухозабор- ника ГПВРД от коэффициента полного давления овх. Мп ~ 10, М 口 = 16,0
Рис. 15.23. Зависимость погребной отно' сительной площади «горла» воздухозабор- ника ГПВРД от коэффициента полного давления овх. Мп ~ 10, М 口 = 16,0
Рис. 15.23. Зависимость погребной отно' сительной площади «горла» воздухозабор- ника ГПВРД от коэффициента полного давления овх. Мп ~ 10, М 口 = 16,0
увеличения числа скачков, охлаждения пограничного слоя и организации течения в пространственном канале, что позволяет уменьшить потери, обусловленные трением потока по сравнению с течением на клине, где эти потери становятся весьма значительными из-за нарастания пограничного слоя.
Камера сгорания. Относительные поперечные размеры fкамеры сгорания определяются выбранной относительной площадью выхода из воздухозаборника, потребной величиной теплоподвода и циклом двигателя.
Формулу, связывающую раз
меры выходной площади из камеры сгорания с величиной теплоподвода и параметрами на выходе, можно получить из уравнения расхода, связывающего параметры в выходном и входном сечениях камеры сгорания (с точностью до 々=invar (М, Н) и возможности применения газодинамических функций):
f — f —( 1 + 9т)/货 g 仇 в) _ f Вд 仇 в) 门彳 ni\ — вых - —с. вх % с (筛)'卩“ U
где 0K.e = Рг/Рв? /к. С = Fk. с. вых/尸н； /к. С. ВХ ~ ^К. С. вх/Fн.
Площадь входа в камеру сгорания обычно выбирается равной площади выходного сечения воздухозаборника, т. е. FKt Сф вх = =%• Видно, что при фиксированных значениях Лв на режимах «запирания» камеры, т. е. при Мг = 1,0, увеличение степени подогрева при 。乩 с — const обусловливает рост потребной площади выходного сечения камеры сгорания тем значительнее, чем меньше величина ак. с.
В общем случае потери полного давления при теплоподводе зависят от цикла ГПВРД, параметров воздуха на входе в камеру и закономерностей теплоподвода: для камеры 尸 = const уравнение (15.20) имеет смысл только для определения ак. с ; при 尸 = =var для определения " с важно знать не только параметры воздушного потока на входе в камеру, но и распределение теплоподвода по длине камеры сгорания. Для турбулизации воздушного потока с целью стабилизации пламени за скачком сечения во входном или промежуточном сечении камеры могут использоваться уступы (скачки сечения) или устанавливаться стабилизаторы.
В ПВРД со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания установка стабилизаторов может привести к большим сопротивлениям, приводящим к необратимым потерям и резкому ухудшению эффективности двигателя, особенно в условиях больших гиперзвуковых скоростей полета. Особенно значительно эти потери влияют на удельные параметры ГПВРД при больших скоростях полета из-за существенного увеличения роли потерь по проточной части с увеличением скорости полета. Расчеты, выполненные для водородно-воздушного ГПВРД, показывают, что при работе ГПВРД на переобогащенных горючих составах, целесообразных для больших чисел МП, изменение выходного импульса на 1% при а = 0,6 определяет уменьшение Руд на 5 % при Мп = 5, на 15 % при МП = 15 и на 40 % при МП = 24. Тем не менее, в ряде случаев использование таких устройств желательно; так, например, применение уступов на выходе из воздухозаборника с подачей в зону за уступом топлива, не приводя к существенному увеличению суммарных потерь, обусловливает хорошую подготовку смеси и стабилизацию фронта горения.
На стабилизацию и устойчивое горение смеси в камере большое влияние оказывают процессы подготовки смеси, играющие определяющую роль при больших давлениях потока.
Одним из основных направлений для создания условий, обеспечивающих стабилизацию фронта горения на стейках, следует рассматривать газодинамические воздействия на поток, приводящие к возникновению местных скачков уплотнения с отрывом пограничного слоя перед фронтом горения и, следовательно,— к повышению температуры за скачком. К числу таких воздействий могут быть отнесены условия, благоприятствующие распространению сильных возмущений навстречу потоку (например, положительный градиент давления вдоль камеры, вдув топлива перпендикулярно потоку и др.).
Заметим, что самовоспламенение и устойчивое горение смеси при низких давлениях и температурах потока будут зависеть от кинетических характеристик смеси. Из кинетики химических реакций известно, что на время реакции гомогенной смеси, определяемое периодом задержки воспламенения и временем собственно реакции, большое влияние оказывают давление и температура смеси: при понижении /? н Т до очень низких значений можно ожидать резкого ухудшения условий воспламенения и сжигания смеси даже при идеальном смешении топлива и воздуха. Определение этих значений р н Т, также как и анализ одновременного учета диффузионных и кинетических факторов на воспламенение и сгорание смеси выходят за рамки курса, так как еще недостаточно изучены и в настоящее время составляют предмет пристального внимания исследователей. Для практических целей определения габаритных размеров камеры и анализа коэффи* циента полноты сгорания в этих условиях необходимо использовать конкретные экспериментальные данные.
Реактивное сопло. Относительная площадь выход
величиной относи- сгорания, параме- процесса расшире-расширении при-величиной относи- сгорания, параме- процесса расшире-расширении при-ного сечения реактивного сопла определяется тельной площади выходного сечения камеры трами на выходе, степенью и эффективностью ния. При kr = k = invar〈扌丿 и полном
величиной относи- сгорания, параме- процесса расшире-
расширении при-
величиной относи- сгорания, параме- процесса расшире-
расширении при-
fc = % сfc = % сРн У 仇с)Рн У 仇с)Рг У(М) 0%) 1Рг У(М) 0%) 1ближенное уравнение для определения /с = -^- имеет вид
fc = % с
fc = % с
Рн У 仇с)
Рн У 仇с)
Рг У(М) 0%) 1
Рг У(М) 0%) 1
При задании потерь в реактивном сопле ГПВРД другими коэффициентами следует воспользоваться уравнениями связи: между Ос и КПД процесса расширения 刀卩 —— уравнениями из разд. 15.2, между ас и коэффициентом скорости истечения(рс — системой уравнений:
入 с = Фс^с.ад»入 с = Фс^с.ад»__ Л； (%cS)__ 冗(入CS)
入 с = Фс^с.ад»
入 с = Фс^с.ад»
°Л (入с)兀(фс^сЗ)
冗(冗S)= рн/рк. с И Т* Д.
В соответствии с уравнением для определения fc относительная площадь выходного сечения реактивного сопла может быть определена по заданным^значениям fK.c, Лг, ас^и определенному по заданным значениякГ чисел Мп, %工 и о二 перепаду давления в реактивном сопле
fe
"с = П (::s) = 0rBхОк. сОс ( 1 +，^ М,'.
При полном расширении продуктов сгорания потребная относительная площадь реактивного сопла будет тем больше, чем меньше его эффективность и больше число МП. Потребная относительная площадь выходного сечения реактивного сопла достигает значительных величин уже при МП = Ю и достаточно высоких значениях 班.Вместе с тем с увеличением fG растет мидель двигателя и суммарное сопротивление аппарата, что сказывается на ухудшении эффективных параметров ГПВРД. Относительная длина реактивного сопла /с = LJFn в общем случае зависит от типа сопла и выбранной степени геометр ического расширения /с: для данного типа с увеличением fG значение /с, как правило, увеличивается.
В общем случае определение потребных геометрических размеров реактивного сопла (fc и /с) требует проведения детального анализа системы аппарат — ГПВРД и определения коэффициента потерь тяги сопла (в осевом направлении) с учетом потерь на трение, неравномерность и нёравновесность (что особенно важно в условиях больших степеней теплоподвода, чисел Мп и высот полета)* а также изменения коэффициента подъемной силы в зависимости от угла отклонения струи с учетом внешнего сопротивления аппарата.
Результаты оценки влияния основных параметров процесса на геометрические размеры двигателя могут служить базой для определения основных геометрических размеров ГПВРД в различных условиях полета и подхода к методу выбора типа двигателя для аппаратов различного назначения.
Характеристики ГП ВРД
Характеристики ГПВРД при различных законах регулирования по Мп и ТУ и программам дросселирования целесообразно так же, как и в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере, рассматривать при вполне определенных способах регулирования геометрических размеров его проходных сечений. Рассмотрим два предельных случая.
Регулирование проходных сечений двигателя на расчетный режим, т. е. выбор оптимальных по импульсу значений /в (или 6) и /с при различных значениях Мп, Н на всех режимах работы двигателя.
Двигатель с нерегулируемыми проходными сечениями.
В первом случае фиксируется площадь входного сечения камеры сгорания. Оптимальные размеры непрерывно изменяются с изменением режима работы двигателя или режима полета. Расход воздуха через двигатель не зависит от способов регулирования двигателя, а определяется только площадью входа, заданными режимом полета и углом^ атаки.
Удельные параметры идеально регулируемого ПВРД рассчитываются по значениям удельного импульса </уд и коэффициента тяги Ср в расчетной точке, т. е. при оптимально подобранных значениях /в и /с для заданных Мп, Я и а, а удельные параметры нерегулируемого двигателя определяются по располагаемым характеристикам элементов ГПВРД с помощью приведенной в предыдущем параграфе методики.
С изменением высоты полета из-за изменения температурbf Тн и давления рн меняются: степень подогрева воздуха при фиксированной температуре конца сгорания 厶 или заданном значении а; степень диссоциации продуктов сгорания, а следовательно, и состав смеси; вязкостные характеристики воздуха и продуктов сгорания топлива в воздухе. В ГПВРД влияние степени диссоциации и вязкостных характеристик рабочего тела на удельные лараметры двигателя будет более значительным, чем в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания, из-за возрастания уровня температур и скоростей в проточной части двигателя.
Рабочий диапазон высот полета при каждом числе Мп ограничен сравнительно узкой областью: верхний предел высотности аппарата определяется потребными тяговыми характеристиками, а% нижний — максимально допустимой величиной ^аэродинамического нагрева конструкции аппарата. Типичный «коридор» рабочих режимов полета аппарата с ВРД приведен на рис. 15.24. Видно, что рабочий диапазон высот в широком интервале изме-
仞仞2夕2夕01000200030004 0勿5000S000 窃“01000200030004 0勿5000S000 窃“Рис. 15.24. План полета крылатых аппаратов. Заштрихован типичный «коридор» полета:вероятный план полета аппаратов с ГПВРДРис. 15.24. План полета крылатых аппаратов. Заштрихован типичный «коридор» полета:вероятный план полета аппаратов с ГПВРД
仞
仞
2夕
2夕
01000200030004 0勿5000S000 窃“
01000200030004 0勿5000S000 窃“
Рис. 15.24. План полета крылатых аппаратов. Заштрихован типичный «коридор» полета:вероятный план полета аппаратов с ГПВРД
Рис. 15.24. План полета крылатых аппаратов. Заштрихован типичный «коридор» полета:вероятный план полета аппаратов с ГПВРД
нения чисел Мп, характерных для ГПВРД, составляет Ю …£20 км. В этом интервале высот полета изменение удельных параметров двигателя при Мп = const в широком диапазоне изменения параметров процесса (а = 0,4 …1,0) не превышает 6 % от исходных данных. Поэтому высотно-скоростные характеристики, построенные в виде зависимостей </уд, сР и Руд от числа Мп вдоль траектории, пр ед ста вл я юще й собой геометрическое место точек средних значений высоты в приведенном интервале для заданных значений скорости и примерно соответствующей траектории гиперзвукового самолета, в значительной степени будут характеризовать скоростные характеристики двигателя.
Высотно-скоростные характеристики идеально регулируемого водородного ГПВРД без учета потерь при сжатии воздушного потока в воздухозаборнике (ASB = 0) в виде зависимости удельного импульса тяги /уд от числа Мп для приведенной на рис. 15.24 зависимости ТУ = / (М) построены на рис. 15.25. Характеристики рассчитаны в предположении, что Мв = 0,5 Мп> 7\ = 20 К.
Там же приведены высотно-скоростные характеристики ГПВРД неизменной геометрии при использовании плоского одно- ск ачкового воздухозаборника с ASBmax = 0,4. Видно, что увеличение числа Мп приводит к монотонному уменьшению удельного импульса. При этом удельный импульс тяги идеального ГПВРД, использующего водородное горючее, при а = 1,0 умень户 шается от 27,5 кН-с/кг при Мп = 10 до 16,2 кН-с/кг при Мп — =22, т. е. во всем диапазоне чисел Мп </уд ГПВРД существенно выше импульса ЖРД, работающего на высококалорийном ракетном топливе (например, водородно-кислородного ЖРД с = =4,65 кН-с/кг). Удельный импульс тяги реального ГПВРД при достаточно высоких значениях а (а ? 0,8) с увеличением
Рис. 15.25. Высотно-скоростные характерисРис. 15.25. Высотно-скоростные характеристики ГПВРД. План полета по «коридору»,тики ГПВРД. План полета по «коридору»,рис. 15.24 (Мв = 0,5 Мп, топливо—водород, 7敗=20 К),идеальный ГПВРД ASB = =0,ГПВРД нерегулируемый, Ь= 10, диффузор плоский, односкачко-ASr max = 0,4рис. 15.24 (Мв = 0,5 Мп, топливо—водород, 7敗=20 К),идеальный ГПВРД ASB = =0,ГПВРД нерегулируемый, Ь= 10, диффузор плоский, односкачко-ASr max = 0,4Рис. 15.26. Дроссельные характеристики ГПВРД (топливо— водород, 丁必=2° К),———— идеяльныи ГПВРД) нерегулируемый ГПВРД,Мир =10Рис. 15.26. Дроссельные характеристики ГПВРД (топливо— водород, 丁必=2° К),———— идеяльныи ГПВРД) нерегулируемый ГПВРД,Мир =10
Рис. 15.25. Высотно-скоростные характерис
Рис. 15.25. Высотно-скоростные характерис
тики ГПВРД. План полета по «коридору»,
тики ГПВРД. План полета по «коридору»,
рис. 15.24 (Мв = 0,5 Мп, топливо—водород, 7敗=20 К),идеальный ГПВРД ASB = =0,ГПВРД нерегулируемый, Ь= 10, диффузор плоский, односкачко-
ASr max = 0,4
рис. 15.24 (Мв = 0,5 Мп, топливо—водород, 7敗=20 К),идеальный ГПВРД ASB = =0,ГПВРД нерегулируемый, Ь= 10, диффузор плоский, односкачко-
ASr max = 0,4
Рис. 15.26. Дроссельные характеристики ГПВРД (топливо— водород, 丁必=2° К),
———— идеяльныи ГПВРД) нерегулируемый ГПВРД,
Мир =10
Рис. 15.26. Дроссельные характеристики ГПВРД (топливо— водород, 丁必=2° К),
———— идеяльныи ГПВРД) нерегулируемый ГПВРД,
Мир =10
чисел Мп ухудшается быстрее, чем удельный^импульс тяги идеального двигателя, а при работе на богатых смесях (а = 0,2 ...04) темп снижения удельного импульсами коэффициента тяги с ростом чисел Мп существенно замедляется, что объясняется возрастанием роли^ракетной составляющей силы тяги из-за массоподвода при глубоком переобогзщении смеси в условиях значительного снижения абсолютной тяги.
Дроссельные характеристики идеального и реального ГПВРД,. использующих в качестве горючего водород, приведены на рис. 15,26. Видно, что закономерности изменения /уд от коэффициента тяги существенно зависят от уровня потерь в проточной части. Так, из сопоставления дроссельных характеристик идеального ГПВРД с соответствующими характеристиками реального ГПВРД (при ASB max = 0,4) видно, что увеличение потерь в проточной части, обусловливающее уменьшение значений импульса тяги, одновременно приводит к уменьшению оптимальных значений а тем более значительному, чем выше Мп. Так, если в идеальном ГПВРД оптимальные значения а существенно больше 1,0, то в реальном ГПВРД aopt от 1,4 ... 1,6 при Мп = 8 ... 10 снижается до aopt < 0,2 при Мп = 24.
ГЛАВА 16. КОМБИНИРОВАННЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Силовые установки летательных аппаратов с автономным стартом, работающие в широком диапазоне скоростей полета, должны обладать известной адаптивностью к режимам полета, т. е. иметь приемлемые массовые показатели и достаточно невысокие удельные расходы топлива на малых высотах и скоростях полета и при полете аппарата с большой скоростью в условиях малой плотности атмосферного воздуха. ,
Этим требованиям могут удовлетворять, в первую очередь, составные силовые установки, представляющие собой механическую комбинацию устанавливаемых на летательный аппарат двигателей различных типов, каждый из которых обладает удовлетворительными характеристиками в ограниченной области режимов полета. Однако такие силовые установки обладают некоторыми органическими недостатками. При одновременной работе двигателей, образующих составную силовую установку, невозможно обеспечить оптимальные условия работы каждого из них на всех режимах работы. Так, например, при использовании составной силовой установки, состоящей из ТРД и ЖРД, нельзя достичь высокой эффективности двигателей обоих типов в широком диапазоне режимов полета (на умеренных скоростях йз-за низкой эффективности ЖРД, а при числах Мп > 4,0 — из-за низкой э(Й)ективности ТРД). При последовательной работе двигателей, образующих составную силовую установку, ухудшаются ее массовые показатели, так как на различных участках полета вместе с полезным грузом транспортируется неработающий двигатель.
Отмеченных недостатков составных силовых установок в известной степени лишены так. называемые комбинированные двигатели, представляющие собой органическое соединение отдельных агрегатов реактивных двигателей различных типов в одном сложном реактивном двигателе.
ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ И ПРИНЦИПЫ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ КОМБИНИРОВАННЫX РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Комбинированными называются двигатели, представляющие собой органическое сочетание реактивных двигателей (воздушно-реактивных или ракетных) в общей двигательной установке. Можно выделить две основные группы комбинированных двигателей:
двигатели комбинированных циклов, органически сочетающие циклы различных исходных двигателей в пределах тракта с обменом энергией между составляющими циклы процессами;
16 В. М. Акимов 481
Рис. 16.1. ТРДП эжекционного типа:
I — компрессор; 2 — канал.; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — камера смешения; 6 一 блок форсунок; 7 — стабилизаторы; 8 — затурбинная камера сгорания; 9 — регулируемое сопло
комбинированные двигатели, использующие общие элементы для реализации различных процессов в разных условиях (режимах полета и режимах работы).
Исходными базовыми двигателями для комбинированных РД обеих групп могут служить либо только воздушно-реактивные двигатели, либо только ракетные двигатели, либо воздушно- реактивные и РД. В качестве примеров двигателей первой группы можно назвать турбопрямоточные двигатели эжекторного типа (ТРДП), в которых ТРД используется в качестве эжектора прямоточного ВРД (рис. 16.1). К ним также могут быть отнесены даже обычные ТРДД, в которых свободная энергия контура высокого давления передается вентилятору.
Примером комбинированных двигателей, органически сочетающих свойства ВРД и РД, может служить ракетно-турбинный двигатель (РТД), в котором энергия продуктов сгорания топлива РД передается атмосферному воздуху, сжимаемому в компрессоре и сгорающему затем в смеси с продуктами сгорания РД в общей камере сгорания за турбиной ——РТД со смешением потоков (рис. 16.2) или в самостоятельной камере сгорания ——РТД без
/ — компрессор： 2 — редуктор; 3 — насос горючего; 4 一 насос окислителя; 5 — газогенератор; 6 — турбниа： 7 — стабилизаторы; 8 — камера сгорания; 9 — реактивное сопло
Рис. 16.3. Ракетно-турбинный двигатель с раздельными контурами:
I — компрессор; 2 — редуктор; 3 — насос окислителя; 4 — газогенератор; 5 — насос горючего; 6 — турбина; 7 — камера сгорания воздушного контура; 8 — камера сгорания ракетного контура; 9 — реактивное сопло ракетного контура; 10 — реактивное сопло воздушного контура
смешения потоков (рис. 16.3). К двигателям этого типа также относятся ракетно-прямоточные двигатели, в которых роль струйного эжектора прямоточного ВРД играет ракетный двигатель, продукты сгорания которого сжимают атмосферный воздух ПВРД, и смешиваются с этим воздухом (РПД со смешением) или догорают затем в смеси с воздухом в камере (РПД с догоранием) (рис. 16.4). В зависимости от типа ракетного двигателя в РТД или РПД могут использоваться жидкие, твердые и гибридные топлива.
К двигателям второй группы могут быть отнесены такие, как, например, ракетный двигатель твердого топлива, камера сгорания которого после выгорания заряда твердого топлива используется в качестве камеры сгорания прямоточного ВРД или, например,
0
Рис. 16.4. Ракетно-прямоточные двигагети:
а — РД с воздушным форсированием (РПД^ и РД с дожиганием); б — ракетно-прямо' точный двигатель жидкого топлива (РПДЖ)； в — ракетно-прямоточный двигатель с раздельными камерами смешения н сгорания： / — воздухозаборник; 2 — газогенератор; 3 — сопло газогенератора; 4 — камера смешения (и сгорания); 4' — камера смешзння; 4"— камера сгорания; 5 — корпус прямоточного контура} 6 = реактивное сопло
безэжекторный турбопрямоточный двигатель (ТРДП), в котором камера сгорания ТРД① по достижении определенной скорости полета используется в качестве камеры сгорания прямоточного ВРД (при отключении турбокомпрессора или переводе его на режим авторотации).
Основные процессы, составляющее циклы любых двигателей, использующих химическое топливо,——процессы горения и исте- ченн兄——не зависят от тапа двигателя, а определяются параметрами и составом газа в камере сгорания и перепадом давлений в реактивном сопле. Параметры процесса сжатия определяются схемой двигателя, так как сжатие воздуха в ПВРД осуществляется в воздухозаборнике, а в комбинированных двигателях — в воздухозаборнике и дополнительном устройстве, энергия к которому подводите兄 от агрегатов, работающих по круговому процессу и играющих роль генераторов мощности.
В качестве устройства для дополнительного сжатия воздуха служат: струйный нагнетатель (эжектор) в ракетно-прямотоиных двигателях, турбореактивный двигатель в турбопрямотоадпях ВРД, компрессор в ракетнотурбинном двигателе и т. д. Степень повышения давления в этом дополнительном устройстве опреде- ляется в процессе термогазодинамического расчета двигателя конкретной схемы. В ТРДП величина лдоп = Лс/^v рассчиты- ваетс兄 на основе определения параметров газа за турбиной путем совместного решения уравнений расхода и баланса работ компрессора и турбины. В РПД значение 冗叉口口 =冗；=夕工//^ ——степень повнтенн兄 давления воздуха в струйном компрессоре (эжекторе) —— определяете兄 на основе решения системы основных уравнений сохранения (массн, энергии и движения), связывающих параметры на входе в эжектор (выходе из воздухозаборника) и выходе из камеры смещения (на входе в камеру сгорания). В РТД величина лдоп = 瞬 =Р£Р\ — степень повышения давления в компрессоре ——либо задается, либо определяете兄 по заданной характеристике компрессора для соответствующих значений приведенной частоты вращения ротора компрессора, либо (при отсутствии характеристики компрессора) . оцениваете兄 из уравнения баланса работ компрессора и турбины по заданным значениям работ турбины и политропического КПД компрессора.
Расчет удельных параметров комбинированных двигателей различных схем д』兄 заданных режимов полета (Мп, Н) и работы двигателя, определяемых сортом топлива, коэффициентами избытка окислителя ап<г и а2, производите兄 в следующей последовательности.
Определяется отношение давлений в реактивном сопле по уравнению 冗^ = ствх ПудЛу^зТдоп•
По методике расчета параметров потока в процессе сгорания (гл. 15) определяете兄 теплосодержание продуктов сгорания на выходе из комбинированного двигателя t；.
По заданным знаиенням л； и г； определяются скорость нстеиенк兄,удельные тяга и импульс тяги. Уравнения для опре- “елення удельной тяги и удельного импульса комбинированного двигателя любой схемы имеют точно такой же вид, что и уравне- ння для расчета удельных параметров ПВРД
Руд = (1 + 9т) & —丿口；
7_ (1 十 9Т) % 一 Y口
ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
К комбинированным двигателям, рассчитанным на работу в широком диапазоне режимов полета, относятся турбопрямо- точные двигатели, сочетающие высокую термодинамическую эффективность ТРД и ТРДФ в условиях Мп от 0 до 2,0 ... 3,0 с удо- влетворительными параметрами и работоспособностью элементов конструкции ПВРД при числах Мп 3,5 ... 4,0.
Схема турбопрямоточного двигателя на базе одноконтурного ТРДФ представлена на рис. 16.5, а на базе двухконтурного ТРД — на рис. 16.6. В этих двигателях форсажная камера ТРДФ (см. рис. 16.5) или ТРДДФ (см. рис. 16.6) представляет собой одновременно и камеру сгорания прямоточного двигателя, образуемого путем отключения турбокомпрессорного контура с помощью специального механизма перекрытия, соединения канала прямоточного контура с входным воздухозаборником и подачи топлива непосредственно в камеру сгорания. В ряде случаев (особенно при использовании турбопрямотоиного двигателя на базе ТРДД — ТРДДП) существует возможность отказа от исполь- зовання механизма перекрытия контуров путем перевода турбокомпрессора на режим авторотации.
Турбопрямотоиннй двигатель на базе двух контур но го двига- теля может иметь меньшую длину, чем турбопрямоточный двигатель на основе ТРД (ТРДП), так как камера сгорания ТРДДП
Рис. 16.5. Турбопрямоточный двигатель с форсажно-прямоточной камерой на основе ТРДФ:
I — компрессор; 2 — канал прямоточного контура; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — механизм перекрытия прямоточного контура; 6 — топливный коллектор; 7 — стабилизаторы; 8 — камера сгорания; 9 — реактивное сопло
Рис. 16.6. Турбопрямоточный двигатель с форсажно-прямоточной камерой на основе ТРДДФ:
/ — вентилятор； 2 — канал прямоточного контура; 3 — компрессор высокого давления； 4 — канал вентиляторного контура; 5 — камера сгорания ТРДД; 6 — турбина; 7 — механизм перекрытия контуров; 8 — топливный коллектор; 9 — стабилизаторы; 10 — камера сгорания ТРДДП; 11 — реактивное сопло
вписывается в мидель двигателя из-за большего размера вентиляторного контура. Это создает благоприятные условия для уменьшения массы такого двигателя по сравнению с ТРДП, имеющего такую же тягу в условиях расчетного режима при большой скорости полета. К числу основных достоинств ТРДДП также следует отнести: высокую эффективность в широком диапазоне режимов работы, более низкий уровень шума в условиях старта и малых скоростей полета, чем в ТРД и ТРДП, широкий диапазон изменения тяги при постоянном расходе воздуха через двигатель.
Целесообразность применения турбопрямоточного двигателя на базе одноконтурного или двухконтурного ТРД определяется назначением аппарата: если преследуются цели достижения максимальной экономичности в условиях малых (дозвуковых) скоростей полета и высокой эффективности в условиях крейсерского полета на больших скоростях (М = 4,5 ... 5,0) или больших избытков тяги на разгонных режимах при малой удельной массе двигателя, то наиболее подходящий тип двигателя ——ТРДДП. Если же ， решающую роль имеет высокая эффективность двигателя в условиях больших скоростей полета, то наряду с ТРДДП может рассматриваться и ТРДП (турбопрямоточнм济 двигатель на базе одноконтурного ТРД).
Характеристики рассмотренных типов турбопрямоточных двигателей, работающих в области умеренных скоростей полета на турбокомпрессорном, а в области больших скоростей полета на прямоточном режиме, не отличаются по существу с точностью до уровня потерь в элементах от характеристик ТРД (или ТРДД) и ПВРД в соответствующих условиях полета. Характеристики упомянутого выше ТРДП эжекционного типа из-за больших потерь при смешении потоков и большой массы уступают характеристикам ТРДП и ТРДДП и поэтому ТРДП этого типа не нашел применения.
ракетно-турбинные двигатели
Основные типы и особенности ци- к л а. Многочисленные разновидности схем РТД, содержащиеся в различных литературных источниках и реализованные в ряде выполненных конструкций, могут быть сведены к упомянутым выше РТД со смешением парогазового и воздушного потоков и РТД без смешения потоков (см. рис. 16.2 и 16.3).
По конструктивным особенностям РТД могут быть разделены на две основные группы: РТД без редукторной связи роторов компрессора и турбины и РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с ротором турбины, что позволяет при больших значениях л*.о и малых относительных расходах рабочего тела в турбине избежать чрезвычайного увеличения числа ступеней, габаритных размеров и массы турбины.
По типу используемого топлива РТД можно разделить на двигатели, использующие компоненты ракетного топлива и на двигатели, использующие горючее (воздушно-реактивные РТД). Рабочий процесс ракетно-турбинного двигателя целесообразно представить состоящим из двух самостоятельных циклов：
ракетного цикла, т. е. кругового процесса изменения состояния топлива, служащего для вырабатывания энергии, передаваемой основному циклу.
основного цикла, представляющего собой круговой про- цесс изменения параметров воздуха, поступающего в двигатель.
Ракетный цикл РТД состоит из процессов повышения давления в камере газогенератора н—кг, теплоподвода в газогенераторе кг—nr, расширения на турбине пг——к, процесса смешения с воздухом при примерно постоянном давлении к—嶼(в двигателе со смешением потоков), теплоподвода в камере сгорания Ki—г (в двигателе со смешением потоков) или к—г (в двигателе без смешения) и расширения продуктов сгорания в реактивном сопле г—с (рис. 16.7).
Воздушный цикл РТД состоит из тех же самых процессов, что и воздушный цикл обычного турбореактивного двигателя. Различие состоит только в том, что повышение давления воздуха в компрессоре осуществляется в результате подвода энергии от ракетного цикла путем привода компрессора от турбины, работающей на ракетном топливе. Поэтому при равных значениях степени повы- тення давления в компрессоре обычного турбореактивного двнга・ теля и РТД степень повышения давления газа в сопле последнего в 仁 раз выше, чем в сопле ТРД.
Вследствие того, что температура газа в камере сгорания ТРД ограничивается жаропрочностью турбинных лопаток, а темпера- тура газа в камере сгорания РТД — условиями охлаждения ка- мерн и сопла, то допустимая температура цикла РТД может быть выбрана заметно выше, чем 77 в ТРД. Иначе, располагаемая ра-
Рис. 16.7. Изображение ракетного цикла РТД в (——S-диаграмме (夕» —— давление в характерных точках цикла)Рис. 16.7. Изображение ракетного цикла РТД в (——S-диаграмме (夕» —— давление в характерных точках цикла)бота цикла РТД выше работы цикла ТРД из-за более высокого отношения давления в сопле и температуры газа в камере сгорания РТД по сравнению с отношением давления Яс и температурой газа перед турбиной ТРД.
Рис. 16.7. Изображение ракетного цикла РТД в (——S-диаграмме (夕» —— давление в характерных точках цикла)
Рис. 16.7. Изображение ракетного цикла РТД в (——S-диаграмме (夕» —— давление в характерных точках цикла)
При дополнительном тепло- подводе за турбиной ТРД и выборе.одного и того же сорта'то- плива для ТРДФ и РТД температура и работоспособность газа для обоих сравниваемых двигателей не будут отличаться. Поэтому различие располагаемых
работ циклов РТД и ТРДФ будет определяться различным уровнем давления перед соплами обоих типов двигателей. Отношение этих работ при л*ртд л*трДф всегда больше единицы. Поэтому увеличение работы идеального цикла РТД по сравнению с ТРДФ определяется исключительно увеличением отношения давления в реактивном сопле РТД в л； раз, если использовать двигатели с одним и тем же значением К.
всегдавсегдаВыражение для термического КПД цикла РТД имеет такой же вид, что и КПД цикла ТРДФ. Отличие количественное и заключается в том, что если в идеальном РТД степень повышения давления в цикле при Мп — 0, // = 0 лдоп = л*, то в идеальном ТРДФ Лдоп = л；с- Поэтому отношение термического КПД идеального цикла РТД к КПД идеального цикла ТРДФ при одинаковой степени теплоподвода и одинаковом сорте топлива, т. е. при 7； = Т^ртд/Г!<трдф =(1- 1/崂丁)/(1 - 1依丁 больше единицы.
всегда
всегда
Предельные возможности двигателей обоих типов можно установить при сопоставлении работ РТД и ТРД при равных значениях "н 9т，н при максимальных величинах работ расширения двигателей обоих типов, соответствующих л^т 8. Результаты такого сопоставления свидетельствуют о том, что работа РТД тем значительнее превышает работу ТРД, чем ниже исходные значения nJ и выше температура цикла в сравниваемых двигателях при Т；трд =Т；・гртд・ 口 РН определенных значениях л*, зависящих от величины температуры газа в цикле, предельная работа ТРД начинает превышать предельную работу ракетнотурбинного двигателя.
Увеличение удельной теплоты сгорания топлива, например, при переходе от керосина к водороду расширяет область, в которой РТД имеет преимущества перед ТРД. Сравнение РТД с ТРДФ
показывает, что при Т； = Т；г > 1400 К при Тфртд = =Т&р“ф = 1600 К во всей области рабочих значений 風 РТД превосходят ТРДФ, т. е. что при переходе к форсированным режимам преимущества РТД возрастают. Физический смысл такого улучшения характеристик заключается в том, что если в РТД при увеличении относительного расхода топлива наряду с ростом физического теплосодержания на выходе из двигателя одновременно возрастает и работа турбины, приводящая к росту значений 冗3 то при форсировании ТРД увеличение % при 77 = =const определяет увеличение работы, главным образом, вслед- ствие повышения физического теплосодержания рабочего тела на выходе из двигателя без увеличения
Удельные параметры и основные данные РТД
Удельные параметры РТД (удельный расход топлива Сун и удельная тяга Руд) в общем случае определяются:
сортом и составом газогенераторного топлива (% и апг) и степенью расширения его на турбине л；, однозначно определяющими температуру газа перед турбиной ТЗ, мощность турбины ^т и реализуемые значения степени повышения давления воздуха в компрессоре 風；
теплосодержанием газа на выходе из двигателя i；, зависящим от суммарного коэффициента избытка окислителя а2 и определяющим температуру Тф и работоспособность RTj продуктов его- рания топливо-воздушной смеси в камере.
При использовании топлива определенного сорта в качестве основных параметров поэтому могут рассматриваться: температура перед турбиной Т；「и в форсажной камере Т$, степень повышения давления в компрессоре 冗\ и величина работы турбины 厶丁.
Увеличение температуры газа перед турбиной при 冗玄=const и as = const приводит к росту удельной тяги в условиях старта ценою некоторого ухудшения экономичности двигателя. Увеличение степени повышения давления в компрессоре л；。при заданной тяге в расчетных условиях полета (заданном миделевом сечении входного воздухозаборника) наряду с увеличением удельной тяги как в расчетных, так и в нерасчетных условиях полета приводит к росту абсолютной тяги не только вследствие роста удельной тяги, но и увеличения расхода воздуха на всех нерасчетных режимах полета, обусловленных расширением диапазона изменения производительности компрессора с ростом Лк0- Одновременно с этим при повышении Лк0 растет и масса двигателя, главным образом, вследствие утяжеления турбокомпрессора. Удельная масса двигателя при этом в стартовых условиях (” — 0, М = 0) достигает минимальных значений при определенных значениях Лко, зависящих от сорта топлива и параметров рабочего процесса.
Результаты расчетов влияния степени повышения давления в компрессоре 眩。на закономерности изменения удельного расхода топлива, относительной удельной массы двигателя, отно-
Рис. 16.8. Влияние степени повышения давления воздуха в компрессоре на основные данные РТД (Топливо— керосин 十 азотная кислота, М = О, "=0, Мр = 4,0,"》11 км, «2 = =idem, 仪口. г — idem). / — расчетный режим — РТД; 2 — расчетный ре- ЖиМ - nВРД (% =方0仇叫0=6)- отношение удельной массы РТД к удельной массе РТД при 冗出=6, % — 1170 кДж/кг
сительной тяги двигателя при М = 0, " = 0 (отношения тяги двигателя к тяге в расчетных условиях), выполненные в предположении сохранения одинаковых масс и абсолютных внутренних тяг РТД, в которых в качестве топлива используют керосин и азотную кислоту, приведены на рис. 16.8. Видно, что при любых условиях выбора расчетного режима работы двигателя (на турбора- кетном или прямоточном режимах) целесообразные значения =3,0 ... 6,0; как в области мень
ших значений л^о (яко < 3,0), так и в области 冗；()> 6 ... 7 од
новременно с увеличением удельного расхода топлива увеличивается удельная масса и падает относительная тяга двигателя. Увеличение работы турбины при неизменных значениях а2, Т5г и л；0, приводя к уменьшению доли жидкого окислителя в ракетном топливе, определяет уменьшение удельных расходов топлива при незначительном снижении удельной тяги двигателя. Одновременно с этим увеличение LT приводит к утяжелению двигателя и к возрастанию удельной массы РТД. Максимальная величина LT ограничивается допустимой условиями жаростойкости и жаропрочности турбинных лопаток температурой газа, перед турбиной, максимально допустимыми давлением в камере газогенератора и массой двигателя. При максимально допустимых значениях р；「= 30000 кПа и Т；「= 1400 К в РТД с азотно-керосиновым газогенератором при а2 =1,0 целесообразные значения Lt находятся в диапазоне LT = 900 ... 1500 кДж/кг.
Характеристики РТД
Высотно-скоростные характеристики РТД, рассчитанные в соответствии с выявленными общими принципами регулирования двигателя на режимах максимальных тяг приведены на
рис. 16.9. Скоростные характеристики РТД: Н= 11 км, М11P = 4,0 (Топливо—керосин + + азотная кислота, а^ = 1,0).n*Q 弋 6,0; 一，，|- . •.冗^0 = 3»0； — — "~ 冗k0=2，°0 _ h -1
=0, м = о
рис. 16.9. Видно, что в РТД так же, как и в ТРДФ, увеличение 昨 при % = const приводит к значительному повышению тяги на всех нерасчетных режимах полета и взлете ценою ухудшения экономичности РТД вследствие роста доли окисли' теля в газогенераторном топливе с увеличением Лко- Сравнение характеристик РТД с регулируемыми и неизменными сечениями проточной части показывает, что при выборе одних и тех же значений 冗出，Z/T и а2 в РТД с нерегулируемыми сечениями наряду с увеличением Суд обеспечивается более высокая взлетная тяга при более медленном нарастании ее по скорости полета. Этот результат объясняется, с одной
стороны, переразмериванием компрессора для обеспечения потребного расхода воздуха в расчетных условиях полета из-за больших входных потерь и, следовательно, увеличением расхода воздуха в условиях старта, а с другой стороны,
уменьшением относительного прироста расхода воздуха с увеличе
нием скорости полета.
ВРД С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ХЛАДОРЕСУРСА
И ВЫСОКОЙ РАБОТОСПОСОБНОСТИ
КРИОГЕННЫХ ТОПЛИВ
Улучшение эффективности цикла ВРД может быть достигнуто благодаря использованию . хладоресурса криогенных топлив для уменьшения относительной работы сжатия, работоспособности топлива для увеличения относительной работы расширения и регенерации тепла с топливом для увеличения располагаемой работы при одновременном повышении термического КПД цикла. Эти пути использования хладоресурса и высокой работоспособности топлива для увеличения работы и КПД цикла двигателя явились основой для рассмотрения газотурбинных двигателей ряда новых схем.
В качестве примеров для выявления особенностей подобных двигателей целесообразно рассмотреть два наиболее характерных представителя: «пароводородный» ракетно-турбинный двигатель
1 — насос жидкого водорода; 2 — теплообменник подогрева водорода; 3 — компрессор; 4 — редуктор; 5 — турбина; 6 — стабилизаторы： 7 — камера сгорания； 8 — реактивное сопло
(рис. 16.10) и ракетно-турбинный двигатель с системой сжижения (рис. 16.11). В «пароводородном» двигателе рабочим телом турбины, приводящей вЬ вращение компрессор, служит газифицированный и подогретый в газоводородном теплообменнике водород. После расширения в турбине водород смешивается с воздухом, поступающим из компрессора, и сгорает в камере сгорания. Демонстрационный вариант двигателя такой схемы был создан й испытан фирмой Пратт-Уитни.
В «пароводородном» двигателе используется чрезвычайно высокая энергоемкость подогретого водорода (газовая постоянная водорода R =4,12 кДж/кг-К? а его теплоемкость ср — =14,63 кДж/кг-К), но не используется большой хладоресурс водородного горючего. При реальных значениях суммарного kq- эффициента избытка воздуха (血 ^ 1,1) из-за малого относительного расхода рабочего тела через турбину, составляющего 1/38 расхода воздуха через компрессор, максимальная величина достижимой степени повышения давления воздуха в компрессоре такого типа двигателя даже при температуре THg = 1200 К со- составляет при М = 0, " =0, Лк0 max = 5,0, что ограничивает термический КПД и основные данные двигателя этой схемы на режиме максимальной тяги L
В ракетно-турбинном двигателе с сжижением воздуха (см. рис. 16.11) относительный расход рабочего тела через турбину в три—пять раз превышает расход рабочего тела через турбину двигателя «пароводородной» схемы. Использование хладоресурса и работоспособности водорода в двигателе этой схемы позволяет получить большие степени повышения давления в компрессоре и более высокий термический КПД, чем в двигателе «пароводородной» схемы. '
1 Максимальная величина температуры ТНг ограничивается жаростойкостью стенок теплообменника подогрева водорода.
XXmm676777
X
X
m
m
67
67
7
7
рис. 16.11. Ракетио-турбинный двигатель с сжижением воздуха:
7 — компрессор; 2 — отбор воздуха; 3 — теплообменник-конденсатор; 4 — насос сжн< женного воздуха; 5 — насос жидкого водорода； 6 — редуктор; 7 — водородно-воздушный генератор; 8 — турбина; 9 — стабилизатор; 10 — камера сгорания; /] — реактивное сопло
Более низкая, чем в ТРДФ, лобовая масса и высокие значения удельной тяги воздушно-реактивных двигателей, в которых используются хладоресурс и высокая1 работоспособность криогенного топлива, определяют вероятные преимущества этих двигателей перед ТРДФ по удельной массе, что в сочетании с высокими удельными параметрами на режимах максимального форсирования содержит потенциальные возможности, и перспективы их широкого применения.
РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (РПД)
В зависимости от условий смешения и горения различают РПД с совмещенной камерой смешения и горения (см. рис. 16.4, б) и РПД с раздельными камерами смешения и горения (см. рис. 16.4, б), в котором за камерой смешения расположен диффузор, тормозящий поток перед поступлением в камеру сгорания. В этом двигателе рабочий процесс может быть организован более эффективно в результате улучшения условий сжатия воздушного потока и теплоподвода. Но такой двигатель имеет большие габаритные размеры, более низкую лобовую тягу и большую массу, чем РПД с совмещенными камерами смешения и горения.
Принципы организации рабочего процесса в двигателе такого типа с успехом могут быть использованы при создании так называемых ракетных двигателей с воздушным форсированием, т. е. обычных ракетных двигателей, вокруг кормовой части которых устанавливается эжекторный сопловой насадок, в котором дополнительно сжимается атмосферный воздух и частично дожигаются продукты неполного сгорания ракетного топлива.
Термодинамические процессы в ракетно-прямоточном двигателе, подобно рабочему процессу РТД, удобно представлять состоящими из ракетного и воздушного циклов. Эффективность РПД, как любого комбинированного реактивного двигателя, будет определя-
ться, с одной стороны, степенью завершенности процесса тепловы- делення в пределах тракта двигателя, характеризуемого значением теплосодержания рабочего тела на выходе из камеры сгорания, а с другой стороны, — совершенством составляющих ракет： ннй цикл процессов сжатия, расширения и энергообмена между рабочим телом газогенератора и воздухом. В качестве топлива РПД так же, как и в РТД, могут использоваться как однокомпонентные жидкие ракетные топлива с избытком горючего, так и твердые топлива с отрицательным балансом кислорода и, следо- вательно, с содержанием горючих компонентов в продуктах сгорания газогенераторного топлива.
В соответствии с этим в качестве жидких топлив могут использоваться окись этилена, гидразин, нитропарафиновые со- единения и др. (однокомпонентные топлива), кислород + керосин, кислород + горючее на основе гидразина или нитроуглеводородных соединении, азотная кислота + керосин и другие двухкомпонент- нне топлива. Твердыми топливами РПДТ могут служить баллис- титные пороха с основой на базе нитроклетчатки и использованием нитроглицерина и других нитросоединений в качестве растворителя, обеспечивающего пластичность всей массы, и смеси топлив, представляющие собой механическую смесь минерального окисли- теля (например, перхлората аммония, содержащего высокий процент свободного кислорода) с высокомолекулярным органическим соединением на основе углеводорода, играющего роль связки. Однако в отличие от РТД в ракетно-прямоточных двигателях могут быть сняты ограничения связанные с максимально допустимым значением Т^г, а также ограничения, которые определяют целесообразность использования в РТД топлив, в продуктах сгорания которых содержится минимальное количество частиц из-за возможности резкого ухудшения характеристик турбины. Поэтому характеристики упомянутых выше топлив (жидких, гибридных и, главным образом, твердых) могут быть заметно улучшены путем введения^ в эти топлива добавок металлов или их водородных соединений. Эти добавки увеличивают либо удельную ,теплоту сгорания топлива (например, бор, бериллий), либо его теплопроизводительность при относительно невысокой удельной теплоте сгорания.
Удельные параметры, основные данные и характеристики РПД
Удельный импульс Ууд, коэффициент тяги сР и удельная масса ракетно-прямоточных двигателей так же, как и других типов комбинированных ракетных двигателей, определяются сортом топлива, основными параметрами рабочего процесса и режимом полета.
К числу основных параметров рабочего процесса РПД можно отнести: m = ^- = -^ коэффициент эжекции или отно- 494
шение массового расхода воздуха к расходу газогенераторного топлива; Р =衣отношение давления в камере газогенератора к полному давлению воздуха на входе в камеру РПД и осдг — коэффициент избытка окислителя в камере газогенератора. Последние два параметра — отношение р и апг в общем случае определяют импульс газогенератора Jy^nr, который часто рассматривается в качестве основного параметра РПД (особенно в РПДТ, где величина Ууд при /л =0, равная импульсу газогенератора, определяется рецептурой топлива и перепадом давлений в реактивном сопле). Удельные параметры РПД при различных режимах работы Qnr,加 н 0) н полета (Мп и Я) могут быть определены как из условия выбора оптимальных по удельному импульсу значений апг, /пир, что соответствует условиям идеального регулирования состава рабочего тела и основных элементов РПД на всех режимах полета и работы, так и из условия выбора фиксированных геометрических размеров двигателя. Первое условие соответствует как бы идеально регулируемому РПД, а второе — работе реального РПД с нерегулируемыми сечениями по проточной части.
В РПД без дожигания топлива в воздушном потоке присоединение воздушной массы к струе продуктов горения и последующее смешение их с воздухом приводит к увеличению удельного импульса исходного ракетного двигателя тем более значительному, чем меньше потери в проточной части РПД и больше отношение температур смешиваемых потоков Т爺/Т】В РПД с дожиганием топлива (рис. 16.4. а, б) в воздушном потоке прирост 7уд и соответственно увеличение коэффициента тяги возрастают из-за утилизации тепловой энергии топлива.
На рис. 16.12 приведена скоростная характеристика РПД, в котором в качестве топлива используют азотную кислоту и керосин при апг =0,8, а2 = 1,25, коэффициенте полноты сгорания т)к.с = 0,9 и отношении давлений 户 =50 при tn = const, регулировании проходных сечений проточной части на расчетный режим и потерях полного давления в воздухозаборнике, равных потерям в оптимальной системе сжатия при двух косых и одном прямом скачках. Скоростные характеристики идеально регулируемого РПД при использовании твердого топлива с теплопроиз- водительностью Qmax = 17000 кДж/кг и р£ = 1961 кПа на высоте Н = 12 км и регулировании по закону т = const приведены на рис. 16.13. Удельные параметры РПДТ в обоих случаях имеют экстремальные значения при определенных значениях чисел Мп> зависящих от коэффициента эжекции и высоты полета Н.
Сопоставление характеристик ракетно-прямоточных и ракетных двигателей показывает, что РПД имеют более высокие удельные импульсы, чем РД, что, однако, достигается ценой увеличения его удельной массы по сравнению с РД. Сравнение характеристик ракетно-прямоточного и прямоточного двигателей показывает,
口9出慨/R%口9出慨/R%Рис. 16.12. Скоростные характеристики РПД с регулируемыми сечениями тракта. Воздухозаборник — двухскач- ковый с оптимальной системой торможения:Топливо—керосин + азотная кислота, Q = 6680 кДж/кг, а = 0>8> а = maxпгX=1,25, Пг = 0,9, р = 50). РПД с дожиганием, — РПД без дожиганияРис. 16.12. Скоростные характеристики РПД с регулируемыми сечениями тракта. Воздухозаборник — двухскач- ковый с оптимальной системой торможения:Топливо—керосин + азотная кислота, Q = 6680 кДж/кг, а = 0>8> а = maxпгX=1,25, Пг = 0,9, р = 50). РПД с дожиганием, — РПД без дожигания4办"生7從4办"生7從Рис. 16.13. Скоростные характеристики идеально-регулируемого РПД (твердое топливо с Q* = ("u—Qur) X 乂“£ + Qnr= "ООО кДж/кг, рпг = =1961 кПа, " = 12 км).」уд；СрРис. 16.13. Скоростные характеристики идеально-регулируемого РПД (твердое топливо с Q* = ("u—Qur) X 乂“£ + Qnr= "ООО кДж/кг, рпг = =1961 кПа, " = 12 км).」уд；Срчто РПД превосходит ПВРД по величине лобовой тяги, что объясняется увеличением давления в камере РПД по сравнению с
口9出慨/R%
口9出慨/R%
Рис. 16.12. Скоростные характеристики РПД с регулируемыми сечениями тракта. Воздухозаборник — двухскач- ковый с оптимальной системой торможения:
Топливо—керосин + азотная кислота, Q = 6680 кДж/кг, а = 0>8> а = maxпгX
=1,25, Пг = 0,9, р = 50). РПД с дожиганием, — РПД без дожигания
Рис. 16.12. Скоростные характеристики РПД с регулируемыми сечениями тракта. Воздухозаборник — двухскач- ковый с оптимальной системой торможения:
Топливо—керосин + азотная кислота, Q = 6680 кДж/кг, а = 0>8> а = maxпгX
=1,25, Пг = 0,9, р = 50). РПД с дожиганием, — РПД без дожигания
4办"生7從
4办"生7從
Рис. 16.13. Скоростные характеристики идеально-регулируемого РПД (твердое топливо с Q* = ("u—Qur) X 乂“£ + Qnr= "ООО кДж/кг, рпг = =1961 кПа, " = 12 км).
」уд；Ср
Рис. 16.13. Скоростные характеристики идеально-регулируемого РПД (твердое топливо с Q* = ("u—Qur) X 乂“£ + Qnr= "ООО кДж/кг, рпг = =1961 кПа, " = 12 км).
」уд；Ср
ПВРД из-за дополнительного сжатия воздуха продуктами сгорания газогенератора. При этом, если в ПВРД и РПД используется одно и то же топливо, то последний превосходит ПВРД и в экономичности. С увеличением скорости полета эти преимущества
уменьшаются вследствие возрастания влияния сжатия воздуха продуктами сгорания газогенератора на суммарную степень повышения давления воздуха в двигателе. В наиболее распростра
ненных случаях при использовании кислородсодержащего газогенераторного топлива РПД и горючего в ПВРД (т. е. при существенно большей удельной теплоте сгорания топлива ПВРД) ракетно-прямоточный двигатель, сохраняя преимущества в лобовой тяге, может уступать ПВРД в величине удельного импульса. Каждому из упомянутых типов РПД (РПДЖ, РПДТ и РПДГТ) присущи определенные достоинства и недостатки. В РПД жидкого топлива удается осуществить оптимальное регулирование состава смеси (относительное содержание горючего, окислителя и воздуха) по траектории полета, обеспечивающее возможность достижения максимальных значений удельного импульса на всех участках траектории. В то же время необходимость создания специальной системы топливоподачи, усложняющей конструкцию двигателя,
эксплуатационные трудности использования токсичных и криогенных компонентов жидкого топлива так же, как и ограниченность сроков хранения изделия с РПДЖ в подготовленном (за-
правленном) состоянии, значительно усложняют использование этого двигателя на аппаратах различного назначения. В РПД гибридного топлива и в особенности в РПД твердого топлива достигаемые величины удельного импульса ниже, а желательное изменение состава топлива по траектории для оптимизации характеристик необходимо обеспечить путем специального проектирования конструкции заряда, при котором расход и состав топлива программируются для определенной расчетной траектории полета аппарата. Поэтому отклонение траектории аппаратов с РПДГТ или РПДТ от расчетной может привести к ухудшению характеристик двигателей. Ракетно-прямоточные двигатели твердого топлива конструктивно более просты, чем РПДЖ, так как не требуют специальной системы топливоподачи, и так же, как ракетные двигатели твердого топлива, допускают возможность длительного хранения изделия.
ЧАСТЬ VI
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Разработка конструкции нового двигателя, предназначенного для будущего самолета определенного назначения, начинается со стадии теоретического проектирования. Эта стадия включает в себя:
выбор потребного уровня основных параметров термодинамического цикла и показателей совершенства будущего двигателя;
расчетно-теоретическую оценку массы двигателя;
согласование двигателя с самолетом, при котором определяются наивыгоднейшие тип двигателя, его тяга и основные параметры, дающие оптимальные характеристики системы «летательный аппарат—двигатель»;
определение «облика» двигателя, включающее рациональное формирование проточной части ГТД, согласование компрессоров и турбин, выбор числа их ступеней, определение общих габаритных размеров двигателя и размеров сечений тракта.
Таким образом, в результате теоретического проект«рования ГТД получают исходные представления об общей схеме, параметрах, размерах, массе двигателя и основных его элементов. Эти данные в дальнейшем положены в основу детальных расчетов характеристик двигателя и разработки его конструкции в процессе детального проектирования.
На стадии теоретического проектирования ГТД широко используются методы автоматизированных расчетных и проектных исследований с помощью ЭВМ ——так называемые системы автомат изированного проектирования двигателей (САПРД).
Первые две задачи теоретического проектирования рассмотрены в предыдущих главах учебника, а две другие рассматриваются в гл. 17 и 18.
ГЛАВА 17. ВЫБОР РАЗМЕРА, ПАРАМЕТРОВ
И ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ, ОПТИМАЛЬНЫХ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
ДВИГАТЕЛЬ КАК ЭЛЕМЕНТ СИСТЕМЫ «ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ» ・ ЗАДАЧИ СОГЛАСОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ С САМОЛЕТОМ
Проблема согласования характеристик самолета и двигателя встает перед конструктором самолета, начиная с самых ранних этапов проектирования. Важнейшими задачами при решении этой проблемы являются выбор двигателя для проектируемого самолета и формирование программ управления режимами работы двигателя с учетом особенностей его функционирования в системе двигательной установки самолета. Эти задачи тесно связаны друг с другом и должны решаться одновременно в процессе проектирования самолета и двигателя.
Выбор двигателя. Современные воздушно-реактивные двигатели отличаются друг от друга по ряду признаков, основными из которых при формировании облика самолета и его двигательной установки являются: тип и схема двигателя, параметры рабочего процесса, размер двигателя.
Основными характеристиками двигателя, которые представляют интерес при проектировании самолета, являются тяга, удельный расход топлива, массовые и геометрические характеристики двигателя. Эти характеристики существенно зависят от типа двигателя, его параметров и размеров. Из этого многообразия двигателей конструктор самолета должен остановить свой выбор на одном двигателе, который способен обеспечить наилучшие данные проектируемому самолету.
В силовых установках современных самолетов применяются следующие типы двигателей.
Дозвуковые самолеты. Основными типами двигателей, применяющихся в настоящее время для дозвуковых самолетов, являются двухконтурные турбореактивные и турбовинтовые двигатели.
Оптимальные параметры двигателей в существенной мере зависят от назначения самолета, протяженности маршрута, скорости и высоты полета. Так, для магистральных пассажирских самолетов большой дальности целесообразным является применение двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности (/л = 5 ... 8). Для самолетов воздушных линий и магистральных самолетов малой дальности, т. е. для самолетов, имеющих крейсерский участок полета небольшой протяженности и значительное число взлетов, оптимальными становятся двигатели умеренной степени двухконтурности (/л = 2 …3).
Сверхзвуковые самолеты. На сверхзвуковых самолетах с максимальной скоростью полета, соответствующей числам М = 2 ...
...3, применяются одноконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой и без нее и двухконтурные двигатели с форсажной камерой. Выбор типа двигателя и ■ оптимальных значений параметров рабочего процесса двигателя в существенной мере зависит от назначения самолета и соотношения протяженности участков полета с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью. Для многор^жимного самолета, у которого значительная часть полета происходит на дозвуковых скоростях, целесообразным является применение ТРДДФ со степенью двухконтурности /л = 2,0 … ... 2,5. Уменьшение доли дозвуковых участков в типовых профилях полета самолета снижает оптимальное значение степени двухконтурности до m — 0,5 ... 1,0. И наконец, если превалирующими требованиями к самолету являются требования, выдвигаемые участком длительного полета вблизи поверхности земли со свер- звуковой скоростью, то целесообразным может оказаться применение ТРДДФ с весьма малыми значениями степени двухконтурности m = 0,2 …0,3 или даже переход к одноконтурному двигателю с форсажной камерой. Впрочем, при высоких значениях параметров процесса 77 и 嘘 целесообразным в этом случае может оказаться применение двигателей без форсажных камер.
Задача выбора оптимальной степени двухконтурности, казалось бы, решается просто. Чем выше степень двухконтурности двигателя т, тем меньше удельный расход его топлива суд и тем больше дальность полета L самолета при заданной взлетной массе Мвзл или меньше взлетная масса самолета при заданной дальности полета. Однако увеличение степени двухконтурности двигателя сопровождается уменьшением тяги РУД} т. е. тяги, приходящейся на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель, или, что практически одно и то же, тяги, приходящейся на единицу площади входа в двигатель^ Это значит, что для обеспечения потребной в полете тяги с ростом степени двухконтурности необходимо увеличивать размер двигателя F^、что приводит к увеличению его массы Мдв и габаритных размеров, а также ухудшению аэродинамических характеристик самолета (таких, как аэродинамиче* ское качество К самолета).
Таким образом, задача выбора оптимальной степени двухконтурности, как и других параметров, а также размера двигателя является компромиссной и не может быть решена путем исследования двигателя в отрыве от самолета (рис. 17.1). Эта задача является довольно сложной и требует от исследователя знания самолета и двигателя, математики (в частности, математических методов оптимизации), умения владеть современными электронными вычислительными машинами, без применения которых невозможно выполнение таких работ.
Формирование оптимальных программ управления двигательной установкой. Эффективность применения двигателя на самолете в существенной мере зависит от эффективной работы других элементов двигательной установки (входного устройства, реактив-
用小力 勿
Рис. 17.1. Схема процедуры согласования двигателя с самолетом
ного сопла), от степени согласования режимов их совместной работы, от способности системы регулирования двигательной установки оптимальным образом реагировать на изменяющиеся условия полета (скорость полета, температуру наружного воздуха ИхТ. д.). Величина потерь тяги двигателей, работающих в системе двигательной установки сверхзвукового самолета, составляет в настоящее время 10 ... 15 % и в отдельных случаях, в частности, в области трансзвуковых скоростей полета на участке разгона —— набора высоты самолета может достигать 25 ... 30 %.
Поэтому важнейшей задачей в проблеме согласования двигателя с самолетом является задача формирования оптимальных программ управления двигательной установкой, включая все ее элементы, с использованием критериев оценки эффективности, построенных на базе летно-технических и экономических показателей самолета.
Двигательная установка самолета, представляющая собой сложную систему, настроенную на определенный расчетный режим полета, работает зачастую в условиях, далеких от расчетных. Правильно спроектированная двигательная установка, характеристики которой хорошо согласуются с характеристиками самолета, в расчетных условиях обеспечивает максимальную эффективность самолета.
Изменение. условий работы двигательной установки, вызванное, например, отклонением атмосферных условий или скорости полета от расчетных величин, приводит к ухудшению эффективности самолета вследствие рассогласования, во-первых, характеристик самолета и двигательной установки и, во-вторых, характеристик элементов самой двигательной установки. Основ-
ная задача системы автоматического управления двигательной установкой заключается в том, чтобы в максимальной степени устранить это рассогласование.
Для того чтобы самолет выполнил наилучшим образом поставленную задачу, необходимо в соответствии с фактическими условиями полета задавать определенные положения регулирующих органов двигательной установки. В качестве регулируемых параметров двигательной установки могут быть названы, например, угол поворота панели клина плоского воздухозаборника 9Кл (или величина перемещения центрального тела осесимметричного воздухозаборника), частота вращения ротора п (или одного из роторов) двигателя, температура газа в форсажной камере Т$ (или другой параметр, характеризующий степень форсирования), площадь критического сечения внутренних створок реактивного сопла 户кр, площадь выходного сечения реактивного сопла 尸&р и др. Оптимальная программа управления двигательной установкой самолета представляет собой программу изменения регулируемых параметров двигательной установки (воздухозаборника, двигателя, реактивного сопла), при которой выбранный критерий оптимальности достигает экстремального значения.
Применение в системе управления двигательной установки комплексных программ, учитывающих влияние таких факторов, как угол атаки самолета, температура наружного воздуха и других, позволяет повысить эффективность самолета. Особенно значительный выигрыш может быть получен при полете в нерасчетных атмосферных условиях.
Оптимальные программы комплексной системы управления двигательной установкой самолета имеют довольно сложный вид, требуют использования входной информации большого объема, должны быть выдержаны с высокой точностью. Поэтому реализация этих программ возможна лишь при условий применения электронных систем управления, включающих бортовые цифровые управляющие машины.
КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ
Источником энергии для установленных на самолете двигателей служит авиационное топливо. Поэтому одним из основных показателей, характеризующих топливную экономичность собственно двигателя, может быть удельный расход топлива.
Этот показатель, представляющий собой часовые затраты на создание единицы силы тяги, не дает, к сожалению, полного представления об эффективности двигателя как составной части самолета. Для того чтобы более полно охарактеризовать эффективность применения того или иного двигателя на самолете, необходимо согласовать характеристики двигателя с характеристиками самолета, приняв во внимание величину потребной тяги, массо-
вые, геометрические и аэродинамические данные двигательной установки.
РсупРсупМерой топливной экономичности самолета в целом может служить величина километрового расхода топлива (д^), представляющая собой затраты топлива при перемещении самолета на один километр (кг/км)
Рсуп
Рсуп
(17.1)
где РСуД ——часовой расход топлива (кг топл./ч); Уп ——скорость полета (км/ч).
PCynPCynНа практике обычно используется относительная величина километрового расхода топлива, приходящаяся на один килограмм полетной массы самолета (1/км):
PCyn
PCyn
(17.2)
Для установившегося крейсерского полета должно быть выполнено условие равенства тяги двигателей Р и лобового аэродинамического сопротивления самолета X, с одной стороны, а также подъемной силы крыла У и силы веса самолета G = Mcgt с другой стороны,
Р = X; У = G.
(17.3)(17.3)Используя аэродинамическое качество самолета К = У/Х, преобразуем уравнение (17.2) следующим образом:
(17.3)
(17.3)
Относительный километровый расход топлива имеет размерность 1/км. При анализе эффективности применения двигателей на самолете обычно используют величину, обратную относительному километровому расходу, называемую условной дальностью (км)
(17.4)(17.4)l _K%
(17.4)
(17.4)
Условная дальность, являющаяся функцией аэродинамического качества самолета и удельного расхода топлива, может быть использована в качестве критерия при исследовании эффективности применения двигателей на самолете.
Однако этот критерий не учитывает ряд весьма важных взаимосвязей, в том числе таких, как влияние параметров рабочего процесса и размёра двигателя на его массу. Большинство же за・ Дач, решаемых при исследовании эффективности применения двигателей на самолете, связано с необходимостью изменения массы двигателя и его узлов. Поэтому при решении задач такого рода следует принять во внимание уравнение баланса масс самолета
(17.5)503(17.5)503Мс = МцЛ + Мд. У + Мцол. нагр + Мтопл
(17.5)
503
(17.5)
503
или после деления на массу самолета
1 = Мп^ + М”. у + Мпол. нагр + Мтопл・(17.6)
Тогда в качестве критерия оценки эффективности двигателя на начальном этапе проектирования можно использовать величину теоретической дальности, определяемую по известной формуле:
GIn -二匹 r—.gCyn 1 — Мтсшл g'yn Мпл + у + ^пол. нагр
(17.7)
Необходимо отметить, что эта формула позволяет вычислить только дальность крейсерского полета самолета при использовании всего имеющегося на борту топлива. Поэтому для получения более точного результата при формировании облика двигателя в процессе его проектирования следует учесть аэронавигационный запас топлива, а также затраты топлива на других участках траектории полета самолета (разгон—набор высоты, снижение — торможение, ожидание посадки в зоне аэродрома и т. д.), т. е. использовать в качестве критерия практическую дальность полета £практ. Взлетная масса самолета при этом принимается постоянной. Изменение массы двигательной установки Мд, у приводит в этом случае к изменению запаса топлива Л1ТОпл и, следовательно, к изменению дальности полета £Практ- Масса полезной нагрузки Мпол. нагр считается заданной.
В тех случаях, когда дальность полета и масса полезной нагрузки заданы и превышение их нецелесообразно (например, увеличение дальности полета самолета, предназначенного для эксплуатации на линии определенной протяженности) или невозможно (например, увеличение массы полезной нагрузки при недостаточном объеме отсеков), критерием оптимальности может быть взлетная масса самолета Л1ВзЛ. Очевидно, что при прочих равных условиях производство самолета меньшей массы будет дешевле. Такой самолет будет расходовать меньше топлива и обладать рядом других преимуществ.
Более совершенными критериями оценки эффективности применения двигателей на самолете являются функции, составленные из различных летно-технических данных самолета. Из критериев такого вида при проектировании транспортных самолетов применяется величина относительной часовой производительности:
п ^практ^пол. нагр — I/ 斫/17 只、
丄丄— 1 ейс^взлУ рейс2Ппол. нагр*.О丿
Этот критерий связывает такие важные характеристики, как взлетная масса самолета, масса полезной нагрузки, дальность и продолжительность полета (Урейс ― среднерейсовая скорость).
Широко употребляемым в настоящее время критерием оценки эффективности двигателей на самолете, составленным из летно-
технических данных самолета, является приведенный ра-сход топлива, приходящийся на 1 тонно-километр перевозимой полезной нагрузки (г/т-км):
Стоил, прСтоил, прЧтопл.расхЧтопл.расхМпол. нагр^практ 'Мпол. нагр^практ '(17.9)(17.9)
Стоил, пр
Стоил, пр
Чтопл.расх
Чтопл.расх
Мпол. нагр^практ '
Мпол. нагр^практ '
(17.9)
(17.9)
где (2Топл. расх —количество топлива, расходуемого самолетом за один полет.
Наиболее обоснованное суждение об эффективности применения двигателей на самолете можно сделать с помощью критериев, основанных на экономических показателях. Эти критерии учитывают как эффект от использования данного самолета, так и сумму затрат на его проектирование, производство и эксплуатацию. В качестве такого критерия для пассажирских самолетов может быть использована себестоимость перевозок, вычисляемая по следующей формуле (коп/т • км):
Кзагр^пол. нагр^рейс 'Кзагр^пол. нагр^рейс '(17.10)(17.10)
Кзагр^пол. нагр^рейс '
Кзагр^пол. нагр^рейс '
(17.10)
(17.10)
где Л — стоимость эксплуатации самолета в течение одного летного часа, руб/самолето-ч; /Сзагр — коэффициент загрузки самолета, пред ста вл яющи й собой отношение фактической загрузки к /1ОЛНОЙ.
ВЫБОР РАЗМЕРА И ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДВИГАТЕЛЯ
Для пассажирских и транспортных самолетов основными участками траектории полета, требования которых необходимо учитывать в первую очередь при выборе двигателей, являются участки взлета и крейсерского полета. В качестве критериев оценки эффективности применения двигателей на этих самолетах могут быть использованы экономические показатели самолета либо его летно-технические характеристики. Применение экономических показателей в качестве критериев оценки эффективности существенно усложняет процедуру выбора двигателя, в связи с тем что требует учета таких факторов, как стоимость амортизации и текущего ремонта самолета и двигателей, заработная плата экипажа, аэропортовые расходы и т. д. Поэтому проиллюстрируем ход решения задачи выбора двигателя с использованием простого критерия, а именно дальности полета самолета с проверкой удовлетворения требованиям, предъявляемым к двигательной установке самолета на взлетном участке траектории полета.
Для того чтобы только продемонстрировать основные принципы выбора двигателей, остановимся на простейшей задаче определения оптимального размера двигателя из условия получения максимальной дальности крейсерского полета.
Определение оптимального размера двигателя. Получим аналитические выражения для составляющих баланса масс самолета, входящих в уравнение дальности полета (17.7). Рассмотрим наиболее простые выражения для составляющих баланса масс, с тем чтобы наглядно показать процедуру выбора оптимальной размерности двигателя. Практически используемые выражения имеют гораздо более сложный вид и учитывают влияние большого числа факторов на массу частей самолета.
Масса конструкции планера 44口兀 зависит от ряда факторов, таких как назначение самолета, геометрические размеры и конструктивная схема частей планера, механические характеристики применяемых конструкционных материалов, расчетная перегрузка и т. д. Поскольку в техническом задании на разработку пассажирского самолета среди других исходных данных обычно задается число перевозимых самолетом пассажиров, примем форму и размер фюзеляжа, а следовательно, и массу его конструкции заданными. В этом случае масса конструкции планера 府njI будет зависеть, в основном, от площади крыла S. Так как проектирование самолета и двигателя целесообразно осуществлять параллельно, оптимальное значение площади крыла самолета (или удельной нагрузки на крыло G/S) должно определяться одновременно с выбором оптимальной размерности двигателя.
Расчеты показывают, что зависимость изменения массы конструкции планета МПл от величины взлетной массы самолета Мс (а следовательно, от силы веса G) и площади крыла S может быть принята линейной в диапазоне изменения последних, достаточном для анализа результатов исследований по выбору двигателя, и аппроксимирована уравнением
Мпл = aG+ bS (17.11) или
加П" =a+ 壶・ (17：12)
Масса двигательной установки самолета Мд. у, состоящей из ьдвигателей, гондолы, агрегатов, систем и т. д., зависит от большого числа факторов, таких, как размер двигателей, тип, схема и их назначение, параметры рабочего процесса, форма и размеры входного и выходного устройства, и т. д.,и может быть вычислена по следующей формуле:
Мд. у = К% уМ；в £ &• (17.13)
В формулу (17.13) входят величина лобовой массы двигателя ТИдв, т. е. масса, приходящаяся на 1 м2 площади входа в двигатель, и величина £Fb = 尸：Gb, представляющая собой суммарную площадь входа (в данном случае, площадь вентилятора) всех двигателей самолета. Произведение м£ £Fb ——это суммарная масса
всех двигателей, установленных на самолете. Вопрос выбора рационального числа двигателей на самолете здесь не рассматривается. Количество двигателей /дв на самолете принимается заданным.
Коэффициент массы двигательной установки Кд. у показывает, во сколько раз масса двигательной установки больше массы всех двигателей, установленных на самолете. Величина Кд. у является сложной функцией многих факторов. Здесь для упрощения принимаем ее заданной. Для дозвуковых самолетов величина коэффициента Кп у может быть принята равной 1,4 ... 1,6, для сверхзвуковых — 1,6 ... 2,0.
После преобразования уравнения (17.13) получим
Мд. у = Кд.Мд. у = Кд.G/SG/S(17.14)(17.14)
Мд. у = Кд.
Мд. у = Кд.
G/S
G/S
(17.14)
(17.14)
Величина полезной нагрузки самолета обычно задается техническим заданием на самолет и принимается в процессе исследований по выбору двигателя постоянной МПОЛн.нагр = const.
Уравнение дальности (17.7) с учетом выражений (17.12) и (17.14) получит следующий вид:
гKVn Ja±G/S^гKVn Ja±G/S^b£”/S丄而 十 /W пол. нагрb£”/S丄而 十 /W пол. нагр(17.15)(17.15)
гKVn J
a±G/S^
гKVn J
a±G/S^
b£”/S丄而
十 /W пол. нагр
b£”/S丄而
十 /W пол. нагр
(17.15)
(17.15)
Удельная нагрузка на крыло G/S и относительный размер двигательной установки £F§S входящие в уравнение (17.15) и в другие уравнения, являются основными параметрами, используемыми при согласовании размеров самолета и двигательной установки и называются параметрами согласования.
Изменение параметров согласования G/S и ^FB/S оказывает существенное влияние на характеристики самолета. Поэтому для получения наилучшего результата при формировании облика самолета необходимо определить оптимальные значения обоих параметров согласования. Однако возможна и иная постановка задачи, а именно выбор оптимальной величины относительного размера двигательной установки при фиксированном значении удельной нагрузки на крыло G/S.
Из уравнения (17.15) следует, что по мере уменьшения размера двигательной установки £& дальность полета увеличивается, стремясь к своему наибольшему значению при £& = 0. Такой неверный вывод обусловлен тем, что изменение величины Х& под знаком логарифма сказывается лишь на балансе самолета. При этом уменьшение размера и, следовательно, массы двигательной установки при фиксированном значении взлетной массы приводит к увеличению относительного запаса топлива с соответствующим ростом дальности полета.
Рис. 17.2. Характер зависимости полетного аэродинамического качества самолета К, удельного расхода топлива суд и условной дальности полета £уСЛ от суммарной тяги двигательной установки Рд у пр = Р^р 工尸в：Рис. 17.2. Характер зависимости полетного аэродинамического качества самолета К, удельного расхода топлива суд и условной дальности полета £уСЛ от суммарной тяги двигательной установки Рд у пр = Р^р 工尸в：(2 fB)i < (2 п)2<(£ 尸談
Рис. 17.2. Характер зависимости полетного аэродинамического качества самолета К, удельного расхода топлива суд и условной дальности полета £уСЛ от суммарной тяги двигательной установки Рд у пр = Р^р 工尸в：
Рис. 17.2. Характер зависимости полетного аэродинамического качества самолета К, удельного расхода топлива суд и условной дальности полета £уСЛ от суммарной тяги двигательной установки Рд у пр = Р^р 工尸в：
Однако следует учесть, что изменение размера двигательной установки 工尸в, наряду с влиянием на баланс масс самолета приведет к изменению величины полетного аэродинамического качества самолета ^. Покажем, что аэродинамическое качество самолета при заданной удельной нагрузке на крыло G/S зависит от режима работы двигателя и величины 2 FJS. Величина коэффициента лобового сопротивления сх обычно определяется из уравнения
(17.16)
В крейсерском полете суммарная тяга двигательной установки 4. у = £ 尸 в равна лобовому сопротивлению самолета X = =cxqS = % = 0,7М2P& Следовательно, величина коэффициента лобового сопротивления самолета может быть вычислена следующим образом:
「— Pfp£ Fb/Sх ~ ——，
где Р^р =尸尸/〃н — приведенная (отнесенная к атмосферному давлению) лобовая тяга двигателя, величина которой зависит от режима работы двигателя, задаваемого системой управления.
Аэродинамическое качество с учетом выражений (17.16) и (17.17) будет равно
1/&p£fJS 0,7М2
0,7M2 P 左
Характер зависимости полетного аэродинамического качества К самолета от суммарной тяги двигательной установки Рд. у. Пр) равной произведению лобовой тяги двигателя Рпр (показывающей в данном случае также степень дросселирования двигателя) и размера двигательной установки X 尸в, иллюстрируется на рис. 17.2, а.
Рис. 17.3. Характер зависимости теоретической дальности и ее составляющих £усл щах и Inот суммарного размера силовой установки £ FB
1 — %
При малом размере двигательной установки £& = (工尸в)1, полетное аэродинамическое качество самолета даже на максимальных режимах работы двигателя не достигает максимального значения (см. рис. 17.2, о и 17.2, 6). Это обусловлено тем, что величина суммарной тяги двигательной установки 尸口. у. пр ^^пр 工尸в недостаточна для преодоления лобового сопротивления самолета на углах атаки, близких к углам атаки, на которых реализуется максимальное аэродинамическое качество. В результате этого полет самолета совершается на меньшей высоте с меньшими углами атаки.
У силовой установки большого размера с суммарной площадью входа 工尸в = (2^в)з тяга, соответствующая точке минимального удельного расхода топлива (так называемая «ложка» на дроссельной характеристике двигателя), существенно больше тяги, при которой достигается максимальное значение аэродинамического качества самолета. Установившийся полет самолета (т. е. полет cY—GnX — Р) происходит при этом на большей высоте с углом атаки, превышающим угол атаки максимального аэродинамического качества. Таким образом, переразмеривание двигательной установки приводит не только к ее утяжелению и ухудшению массовых характеристик самолета в целом, но и к уменьшению полетного аэродинамического качества.
Наиболее высокая топливная экономичность самолета соответствует максимуму условной дальности полета и достигается при использовании на самолете двигательной установки с суммарной площадью входа ，尸в =(工尸 в)2 (рис. 17.2, 8 и рис. 17.3, о).
Принимая во внимание, что в соответствии с балансом масс самолета изменение размера 工尸в, а следовательно и массы двигательной установки Мд. у, приводит и к изменению запаса топлива на самолете, перейдем от условной дальности к более полному критерию оценки эффективности двигателя на самолете, к теоретической дальности полета (уравнение 17.15). Выражение под логарифмом в уравнении дальности монотонно увеличивается при уменьшении размера двигательной установки (рис. 17.3, б). Поэтому оптимальная площадь входа (工尸B)opt, при которой те-
Рис. 17.4. Дроссельные характеристики двигателя на участке взлета и крейсерского полета:——一 一 двигатель исходного размера; двигатель увеличенного размераРис. 17.4. Дроссельные характеристики двигателя на участке взлета и крейсерского полета:——一 一 двигатель исходного размера; двигатель увеличенного размераоретическая дальность полета достигает максимального значения, меньше пл о- Щади (£Fb)2，дающей максимум условной дальности (см. рис. 17.3, а и 17.3, 8). Интересно отметить, что величина полетного аэродинамического качества самолета при оптимальном размере двигательной установки будет меньше своего максимального значения. Однако некоторое ухудшение аэро
Рис. 17.4. Дроссельные характеристики двигателя на участке взлета и крейсерского полета:
——一 一 двигатель исходного размера; двигатель увеличенного размера
Рис. 17.4. Дроссельные характеристики двигателя на участке взлета и крейсерского полета:
——一 一 двигатель исходного размера; двигатель увеличенного размера
динамических характеристик
самолета в этом случае оправдано, так как выигрыш в дальности полета вследствие уменьшения массы двигательной установки получается более значительным.
Выбор расчетного режима двигателя и параметров согласования самолета и двигателя. Необходимо учитывать, что в некоторых случаях двигательная установка, размер которой выбран из соображений получения наибольшей дальности, не удовлетворяет требованиям, предъявляемым другими участками полета. Такими участками могут быть, в частности, взлет самолета с заданной длиной разбега, участок полета в области трансзвуковых скоростей при разгоне—наборе высоты сверхзвукового самолета.
Одним из возможных путей удовлетворения этих требований является выбор соответствующих значений параметров согласования самолета £ 尸в/S и G/S. Так, например, уменьшение длины разбега самолета
小二——户 f (17.19)
'уотрА/ст F 2j 尸b/S
尸 G/S К，opKt P — /
для обеспечения взлета самолета с взлетно-посадочных полос заданной длины может быть достигнуто при фиксированной удельной нагрузке на крыло самолета путем увеличения относительного размера и, следовательно, массы двигательной установки с соответствующим уменьшением дальности полета на величину Д£х (см. рис. 17.3, 8)за счет уменьшения относительного запаса топлива на самолете и увеличения силы лобового сопротивления двигательной установки.
Еще одним отрицательным фактором такого увеличения размера двигательной установки может быть то, что двигатель на участке крейсерского полета окажется переразмеренным и поэтому будет работать на режимах, соответствующих левой ветви дроссельной характеристики, с худшей топливной экономичностью (рис. 17.4).
Рис. 17.5. Линии постоянных значений дзль^осги полета L на плоскости координат параметров согласования £ &/S и G/S (Lx< 12< ... < Ll0< 厶)：линия со штриховкой ——ограничение на параметры согласования, накладываемое требованиями взлета
Однако потери дальности NL* можно существенно сократить, если для удовлетворения требований взлета изменить одновременно оба параметра согласования — и относительный размер двигательной установки £ 尸в/S, и удельную нагрузку на крыло G/S. Это иллюстрируется графиком на рис. 17.5. Самолет с параметрами согласования (2FB/5)i и (G/S)i имеет максимальную возможную дальность полета на крейсерском участке, но не выполняет требования, которые необходимо выполнять на участке взлета. Если удовлетворить эти требования только путем увеличения относительного размера двигательной установки (вариант самолета с параметрами (X 尸b/S)sH (G/S)J, то это приведет к уменьшению дальности полета на величину А". При одновременном изменении параметров согласования £ FJS и G/S (вариант самолета с (£ 尸b/S?) и (G/S)2) потери дальности относительно максимально возможной величины составляют Д£2, при этом Д£2 < ALV
Другой путь согласования характеристик двигателя на участках взлета и крейсерского полета связан с выбором расчетного режима двигателя и применением комбинированных программ регулирования. Расчетным режимом двигателя принято называть условия полета (высота, число Мп), для которых определяются площади поперечных сечений проточной части двигателя.
Выбор расчетного режима двигателя зависит от ряда обстоятельств, таких, как условия взлета (длина взлетно-посадочной полосы, покрытие аэродрома и т. д,), скорость полета на крейсерском участке, протяженность маршрута и др.
Рассмотрим сверхзвуковой самолет с одноконтурным турбореактивным двигателем без форсажной камеры, предназначенный для полета на большую дальность. Двигатели такого самолета должны иметь высокую топливную экономичность в крей-
Рис. 17.6. Выбор расчетной точкн и программы регулирования компрессора для удов летворения требований, предъявляемых к двигательной установке участками взлета и крейсерского полетаРис. 17.6. Выбор расчетной точкн и программы регулирования компрессора для удов летворения требований, предъявляемых к двигательной установке участками взлета и крейсерского полета
Рис. 17.6. Выбор расчетной точкн и программы регулирования компрессора для удов летворения требований, предъявляемых к двигательной установке участками взлета и крейсерского полета
Рис. 17.6. Выбор расчетной точкн и программы регулирования компрессора для удов летворения требований, предъявляемых к двигательной установке участками взлета и крейсерского полета
серском полете. Следовательно, точка на характеристике компрессора, соответствующая условиям крейсерского полета (высота и скорость полета, величина потребной тяги), должна располагаться в области максимальных значений коэффициента полезного действия компрессора (точка / на рис. 17.6). Исходя именно из таких требований и целесообразно в этом случае выбирать размеры проточной части двигателя самолета.
Однако, точка на характеристике компрессора, соответствующая взлетному режиму, может оказаться при этом в области очень малых значений коэффициента полезного действия компрессора (точка 2 на рис. 17.6). Это приведет к ухудшению характеристик двигателя по тяге и топливной экономичности на участках взлета и разгона — набора высоты.
Взаимное расположение этих точек на характеристике компрессора существенно зависит от принятой программы регулирования двигателя. Так, при использовании программы регулирования с постоянной частотой вращения двигателя n = const точки будут расположены на значительном удалении друг от друга (точки / и 2 на рис. 17.6).
При применении программы регулирования двигателя с по
стоянной приведенной частотой вращения тгпр = п /~^^ точки
на характеристике компрессора совпадают (точки 1 на рис. 17.6). Однако поддержание постоянного значения 几口卩=const приводит
к изменению частоты вращения ротора п и температуры газа перед турбиной 7"； в широком диапазоне. Так, в частности, на участках взлета и разгона ——набора высоты величины п и Тг будут существенно ниже, чем в сверхзвуковом крейсерском полете. Это приведет к заметному ухудшению характеристик двигателя, и в первую очередь, его тяги.
В этом случае рациональным может оказаться применение комбинированной программы регулирования двигателя, включающей в себя программу 几口卩=const на дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета (участки взлета и разгона — набора высоты) и программу л — const на сверхзвуковых скоростях полета. Это позволит,переместив на характеристике компрессора точку, соответствующую участкам взлета и разгона — набора высоты, в область более высоких значений КПД компрессора (точка 3 на рис. 17.6), улучшить характеристики двигателя на этих участках полета.
Если применение комбинированных программ регулирования не даст удовлетворительного результата, целесообразным может оказаться повторный выбор площадей проходных сечений двига* теляЛ Можно, например, несколько сместить расчетную точку на характеристике компрессора влево из области максимальных КПД (перенести точку / в положение Г на рис. 17.6), ухудшив при этом экономичность двигателя на крейсерском участке полета. Однако рабочая точка на характеристике компрессора, соответствующая дозвуковым и трансзвуковым скоростям посета, переместится в область с более высокими значениями коэффициента полезного действия компрессора. Это позволит улучшить характеристики двигателя на участках взлета и разгона—набора высоты. Для сравнения различных вариантов изменения характеристик двигателя и оценки оптимальной величины перемещения рабочей точки на характеристике компрессора необходимо выполнить анализ работы двигателя в системе самолета, согласовав оптимальным образом характеристики самолета и двигателя. /
Практика показывает, что для дозвуковых пассажирских самолетов в качестве расчетного режима двигателя принимают в большинстве случаев условия крейсерского полета. Поэтому определение площадей поперечных сечений проточной части двигателей пассажирского самолета выполняется обычно для условий крейсерского полета при заданных значениях параметров рабочего процесса 77, Лк,加 и выбранных схеме и размере двигателя.
Исключение могут составлять самолеты, к которым предъявляются жесткие требования по взлету (например, эксплуатация с грунтовых аэродромов, взлет при повышенных значениях температуры наружного воздуха), или самолеты, эксплуатируемые на трассах небольшой протяженности. В этом случае при выборе проходных сечений двигателя в качестве расчетного принимается ре* жим работы на участке взлета.
513513“2 17 В. М. Акимов
513
513
■Рис. 17.7. Линии постоянных значений взлетной массы самолета Мвзл на плоскости координат: степень двухконтурности т и степень повышения давления в компрессоре "к ("взл1 > Мвзл2 > М взлЗ >Мвзл4)
Выбор оптимальных значений параметров рабочего процесса ГТД. Одной из важнейших задач, решаемых при формировании облика двигателя является задача выбора оптимальных значе- двигателя, таких, как степень
двухконтурности т, суммарная степень повышения давления л；2, температура газа перед турбиной Т；, степень повышения давления б вентиляторе Лв. Это многопараметрическая задача определения экстремума функции нескольких переменных, в которой в качестве критериев оптимизации используются критерии оценки эффективности применения двигателей на самолете, указанные б разд. 17.2.
Рассмотрим дозвуковой пассажирский самолет с двухконтурными турбореактивными двигателями. Наряду с перечисленными выше параметрами рабочего процесса двигателя т、Лк2, 7г, л；, а также размером двигателя, оптимизации подлежат и
самолетные параметры, такие как удельная нагрузка на крыло С/S, удлинение 九 и сужение я крыла и т. д. Дальность и скорость полета самолета, масса коммерческой нагрузки считаются заданными в техническом задании на самолет. На рис. 17.7 показано сечение многомерного пространства оптимизируемых параметров плоскостью координат m и 喊у при фиксированных значениях других параметров самолета и двигателя. Оптимальными значениями степени повышения давления являются те, при которых величина взлетной массы, принятая здесь в качестве критерия оптимизации, 、достигает наименьшего значения. Линии постоянных значений других критериев оптимизации носят аналогичный характер. Однако оптимальные значения исследуемых параметров самолета и двигателя при использовании других критериев оптимизации в общем случае будут иными. Здесь целесообразным может оказаться рассмотрение многокритериальной задачи, когда ищется компромиссное решение, позволяющее определить такие значения оптимизируемых параметров, при которых несколько критериев оптимизации достигают одновременно своего экстремального или почти экстремального значения.
гл AB A 18. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ
ТУРБОКОМПРЕССОРОВ ГТД
ОСНОВНЫЕ ЦЕЛИ И ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
Формирование турбокомпрессорной части ГТД является центральной задачей начального проектирования двигателя, так как при этом создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: получение необходимых параметров, сокращение габаритных размеров и массы двигателя, уменьшение числа ступеней лопаточных машин, т. е. сокращение трудоемкости их производства и т. д. Проектирование турбокомпрессорной части ГТД ——наиболее сложная часть общего процесса проектирования.
Особенности формирования облика турбокомпрессоров будут рассматриваться в наиболее типичной форме, а именно для схемы двухконтурных двигателей ——ТРДД и ТРДДФ. Схемы ТРД и ТВД оказываются в целом частным случаем этой задачи. Рассматривается двухвальный турбокомпрессор двухконтурного двигателя, как наиболее типичный.
Турбокомпрессорная часть ТРДД или ТРДДФ включает в себя турбовентиляторный ротор (турбовентилятор: вентилятор + турбина вентилятора) и газогенераторный ротор (газогенератор: компрессор высокого давления + турбина) (рис. 18.1). Турбовентилятор может включать так называемые «подпорные» компрессорные ступени, сжимающие воздух внутреннего контура/ но жестко связанные с валом вентилятора.
Газогенератор является наиболее ответственной и напряженной частью двухконтурного двигателя, так как он включает элементы, работающие при наибольших температурах и давлении в проточной части двигателя. Наиболее сложные проблемы возникают при формировании проточной части газогенератора и согласовании его компрессора и турбины. Поэтому в дальнейшем примем такой порядок рассмотрения: турбокомпрессор газогенератора; турбовентилятор; общая схема формирования проточной части ТРДД.
При проектировании проточной части ГТД используются основные положения теории лопаточных машин.
Расчетный режим и исходные данные. В качестве расчетного режима для выбора размеров проточной части двигателя и согласования компрессоров и турбин ТРДД и ТРДДФ будем принимать взлетный режим с максимальной тягой (〃 = О, М = 0, Ртах)* У ТРДД дозвуковых самолетов на этом режиме частота вращения роторов и температура газов перед турбиной имеют максимальное значение и определяют ограничения по прочности турбины: У некоторых ТРДДФ сверхзвуковых самолетов максимальные значения частот вращения и температуры газов достигаются
•% 17•% 17515
•% 17
•% 17
Рис. 18.1. Схемы турбокомпрессоров ТРДД：
а — двухвальный ступеней на валу вальный ТРДД с а — трехвальный ратора — двухвальный ступеней на валу вальный ТРДД с а — трехвальный раторТРДД без подпорных вентилятора; 6 — двухподпорными ступенями; ТРДД; I — газогене-
а — двухвальный ступеней на валу вальный ТРДД с а — трехвальный ратор
а — двухвальный ступеней на валу вальный ТРДД с а — трехвальный ратор
в сверхзвуковом полете (при так называемой «раскрутке»). В этом случае формирование проточной части производится на взлетном режиме, но должны быть предусмотрены запасы
прочности и глубины охлаждения лопаток турбин для обеспече
ния их работоспособности в условиях сверхзвукового полета.
В качестве исходных данных для формирования проточной части должны быть известны:
основные параметры двигателя (R GB, m);
параметры термодинамического цикла (Т；,冗К,冗勖； схема турбокомпрессора (число валов, наличие или отсутствие
«подпорных» ступеней на валу вентилятора) и степень повышения
давления в компрессоре газогенератора;
КПД и коэффициенты потерь в элементах проточной части двигателя.
Должен быть выполнен термогазодинамический расчет с определением параметров потока во всех характерных сечениях проточной части двигателя.
СВЯЗЬ КОНСТРУКТИВНО-ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ТРДДФ
Конфигурация проточной части газогенератора в целом характеризуется основными конструктивно-геометрическими показателями: средними диаметрами компрессора Z)K. ср и турбины Отк. ср, числами ступеней компрессора и турбины —— 2K и zTK. Так как проточные части могут иметь различный наклон, под средним диаметром понимается полусумма средних диаметров на входе и на выходе компрессора или турбины:
Ввиду использования в тексте главы большого числа геометрических параметров, для их обозначения наряду с общепринятыми применяют дополнительные индексы, характеризующие основные элементы турбокомпрессоров ГТД — вентилятор, компрессор и их турбины (в, к, тв, тк), диаметры проточной части — наружный (без индекса), средний (ср), втулочный (вт), сечения на входе в элементы (вх) и на выходе из них (вых) .Схема обозначений приведена на рис. 18.2.
тббх r^to
I I
^3—
Рис. 18.2. Схемы турбовентилятора (а) и газогенератора (б) с принятыми обозначениями
Соотношение конструктивно-геометрических показателей компрессора и турбины определяется следующими условиями:
равенством частот вращения 几^ = 〃тк；
соотношением средних окружных скоростей
(18.1)(18.2)(18.1)(18.2)辽тк. ср/^к. ср = Dtk. ср/^к. ср；
(18.1)
(18.2)
(18.1)
(18.2)
равенством работ компрессора и турбины:
Lk — (1 + 9т) (1 — Got6)Л/лЛтк^ТК.З
Выразим работу компрессора через средний коэффициент напора на среднем диаметре 儿р】：
& = "ср%к 吟 ср・(18.3)
Аналогичная связь для турбины может быть записана через средний параметр нагруженное™ турбины久к. ср =
Wtk. ср Тк^%тк/ 0TК* S
г *СТК. S "тк.ср'тк/1 Q 八
厶тк S =9~ Л * 2♦(164)
22%：ср
Подставив в (18.2) выражения (18.1), (18.3), (18.4) и обозначив (1 + ^г) (1 — ©отб) ПтП^к = "а?, получим соотношение диаметров и чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора:
沪=ау；к. срМ萌ср = Ктк. (18.5)
В правой части этого выражения величины параметров у разных двигателей с высокотемпературными охлаждаемыми турбинами меняются относительно мало: у^к. ср — 0,5 ... 0,6, "ср = = 0,3 ... 0,4, а = 1,06 ... 1,12, вследствие чего правая часть выражения (18.5), обозначенная Ктк, изменяется в относительно
В теории компрессоров коэффициент напора часто определяют по окружной скорости на наружном диаметре (Яг).
Dtk<p/Dk<pDtk<p/Dk<pP ис. 18.3. Связь чисел ступеней компрессора и его турбины с отношением их средних диаметров (Ктк = 0,45)P ис. 18.3. Связь чисел ступеней компрессора и его турбины с отношением их средних диаметров (Ктк = 0,45)узком диапазоне: /(тк=0,4 ...0,5 (р ассм атр ив аются маршевые двигатели большого ресурса)上 Назовем безр азмер н ый пок а- затель /(тк параметром согла- сования компрессора и турбины газогенератора, позволяющим найти связь между средними диаметрами компрессора и турбины при различном числе их ступеней. Зависимость (18.5), основанная на относительно
Dtk<p/Dk<p
Dtk<p/Dk<p
P ис. 18.3. Связь чисел ступеней компрессора и его турбины с отношением их средних диаметров (Ктк = 0,45)
P ис. 18.3. Связь чисел ступеней компрессора и его турбины с отношением их средних диаметров (Ктк = 0,45)
мало меняющихся значениях коэффициента напора //ср> параметра нагруженности турбины у^к, ср и других параметрах, является универсальной, но ее нужно применять с учетом ряда ограничений, рассматриваемых ниже.
Приняв величину /(тк = 0,45, по лучим связь чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора с их средними диаметрами (рис. 18.3). Как видно, при заданном числе ступеней турбины (в газогенераторах ТРДД zTK = 1 ... 2) число ступеней компрессора 乙 зависит от соотношения диаметров турбины и компрессора. Обычно Ак. “5. ср N 1, т. е. турбина имеет больший диаметр и определяет диаметральный габаритный размер газогенератора. Для уменьшения общего числа ступеней (за счет “)целесообразно при заданном диаметре турбины, определяемом ее работой и прочностью лопаток, увеличивать средний диаметр ступеней компрессора, т. е. уменьшать отношение
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ |ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИН ^ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ТРДДФ
Турбина газогенератора ТРДД является критическим узлом двигателя, определяющим возможность реализации таких важнейших факторов «завязки» двигателя, как высокие значения температуры газов, частоты вращения ротора, увеличение удельной работы турбины и др.
Облик турбины газогенератора ТРДД определяется следующими требованиями:
обеспечение заданной работы для привода КВД；
обеспечение прочности при заданной температуре газов;
максимальное увеличение окружной скорости для сокращения числа ступеней турбины;
возможно большее увеличение частоты вращения для сокращения числа ступеней компрессора.
Выражение (18.5) получено В. Д. Коровкиным.
Рис. 18.4. Связь средней удельной работы ступени турбины газогенератора с окружной скоростью на среднем диаметре и параметром нагруженностн турбины 涼к. ср：
/ (△) — двухступенчатые турбины; 2 (О) 一 одноступенчатые турбины
Эти требования могут быть противоречивыми и должны в детальном проектировании учи
тывать изменение массы турбокомпрессора и величины КПД турбины.
Работа турбины. В компрессорах нефорсированных и
двигателей четвертого поколения реализуются следующие значения степени повышения давления и удельной работы сжатия в компрессорах газогенератора, определяющих потребную работу турбины:
ТРДДФ (/п = 0,4 ... 2,0) Лк.гг = 5 ... 11, £к = 350 … 450 кДж/кг; ТРДД (/и = 4 ... 8)嘘.门=Ю ... 18, £к ~ 430 ... 530 кДж/кг.-
Из выражения (18.4) следует, что удельная работа, которую может совершить турбина, зависит от окружной скорости и числа ступеней, причем uTK.cp ~ 1//%k, а также от параметра 妳к.ср, изменяющегося в узких пределах при некоторой тенденции к уменьшению (с величины 0,55 ... 0,6 до 0,5 ... 0,55). Как следует из рис. 18.4, уровни работы ступеней турбины, необходимые для привода компрессоров газогенераторов ТРДД, обеспечиваются в одноступенчатых турбинах при итк. ср = 400 ... 550 м/с и выше, а в двухступенчатых — при итк.ср = 350 ... 450 м/с.
При получении такой работы в одноступенчатой турбине при Т* = 1600 ... 1650 К степень понижения давления в ней возрастает до величин л^к = 3 и более (по сравнению с л；. ст = =1,7 ... 2,2 в степенях двухступенчатой турбины), что приводит к появлению сверхзвуковых скоростей в проточной части, возможному некоторому снижению КПД турбины и требует принятия специальных мер по профилированию проточной части.
В перспективе будут увеличиваться величины 崂.гг (см. разд. 18.4), что вызовет рост потребной работы турбины. Эта тенденция сопровождается увеличением температуры газов перед турбиной 77, поэтому рост работы турбины, по-видимому, будет сопровождаться относительно замедленным увеличением степени понижения давления в ее ступенях сверх указанных величин. Однако увеличение работы турбины газогенератора при сохранении /к = 1 ... 2 должно сопровождаться дальнейшим ростом окружных скоростей итк. ср для сохранения оптимальных значений параметра нагруженности
17*17*519
17*
17*
行惠广圖%"%" (€~CO/JSl)行惠广圖%"%" (€~CO/JSl)勿,—Г^ материдли) у j (новые Ma^epuwi)勿,—Г^ материдли) у j (новые Ma^epuwi)Рис. 18.5. Возможные пути увеличения частоты вращения ротора газогенератораРис. 18.5. Возможные пути увеличения частоты вращения ротора газогенератораИз сказанного выше следует, что возможны варианты выбора числа ступеней тур- ^ины газогенератора (одна или две) в зависимости от потребной работы (лк. гт), уровня КПД и других факторов, рассматриваемых ниже. Однако тенденция сокращения числа ступеней турбины до Ztr = 1 явно про
行惠广圖%"%" (€~CO/JSl)
行惠广圖%"%" (€~CO/JSl)
勿,—Г^ материдли) у j (новые Ma^epuwi)
勿,—Г^ материдли) у j (новые Ma^epuwi)
Рис. 18.5. Возможные пути увеличения частоты вращения ротора газогенератора
Рис. 18.5. Возможные пути увеличения частоты вращения ротора газогенератора
является в двигателях четвертого и пятого поколений: в ТРДДФ с умеренными величинами nJ, гг, а также и в некоторых схемах ТРДД с «подпорными» ступенями на валу вентилятора (и сниженными величинами Гг).
В результате для заданной работы турбины £%. § согласно (18,4) определяется окружная скорость турбины итк. ср.
Прочность лопаток турбины и выбор частоты вращения ротора. Для характеристики напряженного состояния рабочих лопаток турбин ——наиболее ответственных по прочности деталей ——в предварительных оценках обычно рассматривают напряжения растяжения от центробежных сил, являющиеся главными составляющими в общем напряженном состоянии лопаток. Для оценки напряжения от растяжения вводят параметр напряжения (ма/с2) £ =力(2叫)，(18.6)
где Up ——напряжение растяжения от центробежных сил в корневом сечении лопаток; р — плотность материала лопаток (для обычных жаропрочных сплавов — 8 ... 8,5 г/см3); Кф — безразмерный коэффициент формы лопатки (обычно — 0,5 ... 0,7).
Как показывается в теории лопаточных машин, параметр напряжения зависит от площади выхода из лопаточного венца турбины 尸тк. вых и квадрата частоты вращения ее ротора птк：
£ = IlFТк, вых^тк*(18-7)
Отсюда
九 ТК = / 8/(jlF ТК.ВЫХ)*(18.8)
Частота вращения ротора газогенератора зависит от допустимого напряжения в рабочих лопатках и площади выхода нз лопаточного венца. Повышение частоты вращения ротора, целесообразное для уменьшения числа ступеней компрессора, возможно двумя путями: уменьшением площади лопаточного венца 尸тн.вых или увеличением напряжения в лопатках турбины 8 (рис. 18.5).“
Первый путь (при условии е = const) реализуется при увеличении температуры газа 77 (в этом случае, например, при 几；・ гг = const 冗九 уменьшается и рТК растет, а 尸^ уменьшается).
Таким образом, основная тенденция развития ТРДД — рост температуры газа в двигателе — способствует при прочих равных условиях относительному росту частот вращения роторов газогенератора. Разумеется, при повышении температуры газа Т； при е = const предполагается использование более совершенных систем охлаждения турбины с тем, чтобы температура материала лопаток и запасы прочности остались на прежнем уровне.
Второй путь ——повышение параметра напряжения 8 ——возможен при росте допустимых напряжений пр в случае применения новых материалов или существенно более совершенных систем охлаждения лопаток с увеличенным 0, при уменьшении плотности материала лопатки р и облегчения ее конструкции для снижения Хф. Этот путь также реализуется и имеет значительные перспективы.
Из указанных соображений (п. 18.8 и 18.6) выбирается частота вращения ротора птк.
Выбор диаметра Турбины. При заданной работе турбины и выбранном числе ее ступеней согласно (18.4) известна ее средняя окружная скорость итк. ср. Оиа^связана со средним диаметром турбины DTK. ср зависимостью
〃ТН. ср и KDtk. с“тн・ (18.9) Площадь лопаточного веица на выходе из турбины связаннее ее средним диаметром приближенной зависимостью (как правило, форма проточной части турбины близка к закону DTK.cp = =const):
尸тк.внх 七几Dtk. ср (力/Dtr. ср)， [(18.10)
где Л ——высота лопатки турбины.
Так как площадь /.вых при заданных параметрах Двигателя и газогенератора (Hks, n^rr, Т；) величина неизменная, существует принципиальная возможность вариации диаметра турбины и высоты ее лопаток согласно (18.10), при определенных ограничениях по прочности лопаток.
Из (18.8) с учетом (18.9), (18.10) получим связь отношения диаметра турбины к высоте лопатки DTKtCp/h с окружной скоростью и параметром напряжения в лопатках
Так как при выбранных значениях Лк. гг и 77 частота вращения ротора или параметр напряжения е заданы, отношение Отк.ср/力 турбины выбирается по (18.11) для получения необходимой окружной скорости и работы турбины [(18.4) и рис. 18.4].
На рис. 18.6 показана зависимость (18.11) и точки, соответствующие двигателям разных типов и поколений.
Наибольшие напряжения в рабочих лопатках наблюдаются в одноступенчатых турбинах и вторых ступенях двухступенча-
* 521
Рис. 18.6. Зависимость окружной скорости турбины от ее относительного диаметра при разных значениях параметра напряжения: • — одноступенчатые турбины и вторые ступени турбины газогенератора; О — первые ступени двухступенчатых турбин; / — ТРДФ; 2 — ТРДДФ третьего поколения; 3 — ТРДДФ четвертого поколения
тых турбин. Характерно, что в двигателях второго,третьего и четвертого поколений эти напряжения сохранялись примерно на одном уровне — £ = (1,5 ... 2)104 м2/с2, что связано было с применением традиционных жаропрочных материалов наряду с интенсивным развитием систем охлаждения лопаток турбины. Однако все же наблюдалась некоторая тенденция уменьшения е в двигателях 3-го и 4-го поколений, связанная, по-видимому, с трудностями освоения высоких значений температуры газа.
Потребности увеличения роста работы турбины и ее окружной скорости из-за роста n^s и 冗L гГ приводят к увеличению диаметра турбины газогенератора, особенно в ТРДДФ, где этот диаметр не определяет общий диаметральный габаритный размер двигателя:
ТРДФ —От&ср/% = 5 ... 8;
ТРДДФ третьего поколения —Зтк.ср/九=7 ... 10;
ТРДДФ четвертого поколения —DTKt Gp/h — 10 ... 16 (большие значения относятся к одноступенчатым турбинам, меньшие —— ко вторым ступеням двухступенчатых турбин высокого давления).
Лопатки первых ступеней двухступенчатых турбин вследствие ограничения частоты вращения прочностью второй ступени имеют существенно более низкий уровень напряжений (е ^ ^ 104 м2/с2, см. рис. 18.6), больший диаметр турбины и более короткие рабочие лопатки (у двигателей четвертого поколения Ак.ср/% = 14 18).
Возможность увеличения диаметра турбины газогенератора в ТРДД третьего и четвертого поколения способствовало получению необходимой работы турбины при росте 冗^工 и увеличению температуры газа. Однако это привело к уменьшению высоты лопатки первой ступени турбины и возникновению трудностей получения высокого КПД. -
Сохранение параметра напряжения лопаток турбины 8 на прежнем уровне ограничивает увеличение частоты вращения ротора газогенератора, т. е. возможности сокращения числа ступеней компрессора. Можно ожидать, что применение новых материалов рабочих лопаток (монокристаллы, естественные и искусственные композиты и др.), а также более эффективных систем их охлаждения позволит при сохранении окружной скорости (т. е. работы) турбины уменьшить ее относительный диа- 522
метр и увеличить частоту вращения ротора. Высота лопаток турбины Л при этом увеличится, что будет способствовать увеличению КПД турбины. Как показывают исследования, при этом уменьшается также и масса турбины.
184 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ
КОМПРЕССОРА ГАЗОГЕНЕРАТОРА ТРДДФ
Компрессоры газогенераторов ТРДДФ должны со- здавать степень повышения давления nJ. гг, величина которой зависит от типа двигателя и, как правило, в перспективе будет увеличиваться (табл. 18.1).
Прогнозы дальнейшего развития ТРДД с большой степенью двухконтурности предсказывают дальнейшее увеличение степени двухконтурности до 10 ... 20, общей степени повышения давле- ния в двигателе до Лкх = 50 ... 60 и степени повышения давления в газогенераторе до 就.^ = 20 …25.
Выбор диаметра компрессора, формы его проточной части, а тем самым и числа его ступеней определяется рядом требований и ограничений. Перечислим главные из них.
Обеспечение требуемой степени повышения давления.
Максимальное сокращение числа ступеней (при этом достигается уменьшение длины компрессора, а также достигаются производственные преимущества — уменьшение числа деталей и их типоразмеров).
Согласование формы протонной части компрессора газогенератора с выходной частью проточной части вентилятора ТРДД Ф, с целью избежать длинных изогнутых каналов между ними.
Обеспечение высокого КПД компрессора.
Уменьшение массы компрессора.
В результате предварительного выбора параметров турбины для заданных значений параметров газогенератора 冗£ гг, Т* определяется частота вращения ротора» число ступеней и диаметр турбины. Соотношение среднего диаметра компрессора DKt ср и числа его ступеней z^ при этом согласно (18.5) ^определяется однозначно:
причем, если принять Ктн = const, то
l/D^cpF(18.13)
Для сокращения числа ступеней компрессора при определяемой турбиной частоте вращения ротора согласно этим зависимостям нужно максимально увеличить диаметр проточной части компрессора.
Тип двигателя
Двигатели четвертого поколения
ТРДДФ с малой степенью двухконтур ности
ТРДД с большой степенью двух- контурностн
л* гг = 511
(/и = 0,42,0)
嚓 rr = 10 …18
(m — 4 ... 8)
Условие Ктн = const, принимаемое нами для дальнейшего анализа и означающее примерное постоянство коэффициентов напора ступеней компрессора на среднем диаметре Яср при изменении расчетной окружной скорости ик.ср)подтвер ж да ется тенденцией развития компрессоров газотурбинных двигателей (см. разд. 18.2). Анализ показывает, что сохранение Яср ^ const при росте % ср достигается соответствующим профилированием лопаточных венцов и выбором их параметров (густоты, относительного удлинения лопаток, величины осевых скоростей и др.).
Выбор диаметра и формы проточной части компрессора. В ТРД (ТРДФ) диаметр входа и всей проточной части компрессора определяет в значительной степени диаметральный габаритный размер двигателя. Поэтому в двигателях второго и третьего поколений такого типа выбирали максимальную производительность 吗 входу, т. е. минимальный относительный диаметр втулки dKt вх = 0,35 ... 0,45, максимальную осевую скорость воздуха са вх до 200 м/с (сверхзвуковые ступени), что определяло минимально возможный диаметр компрессора Ок, вх. Для увеличения при этом среднего диаметра компрессора часто выбиралась форма проточной части DK = const. Умеренные степени повышения давления в компрессорах ТРД (л^ = 10 ... 15) приводили к тому, что относительный диаметр втулки при выходе из компрессора возрастал до умеренных величин 呢 вЫХ = =0,84 ... 0,87.
Компрессоры газогенераторов ТРДДФ не имеют таких жестких ограничений по диаметру, поскольку газогенератор находится внутри наружного контура и его диаметр в меньшей степени влияет на внешние габаритные размеры двигателя. Поэтому задача выбора формы и размеров проточной части компрессора высокого давления в системе ТРДД допускает ряд вариантов. Рассмотрим некоторые из них.
Вначале рассмотрим наиболее простую форму проточной части Рк. ср = const. Поскольку, как мы увидим в дальнейшем, выходное сечение компрессора оказывается в значительной степени определяющим, будем рассматривать геометрические показатели компрессора, начиная с этого сечения. Введем некоторые общие соотношения для этого сечения (справедливые, естественно, при любой форме проточной части компрессора):
площадь кольцевого венца при выходе из компрессора
尸к. вых ~ 冗九к. вых^к. ср>(18« 14}
где Лк. вых ——высота лопатки выходного венца;
связь высоты лопатки с относительным диаметром втулки последней ступени dK, вых (-Ок. вт/1>к)вых
九к. вых — [ +，： ^^ D& ср(18.15>
или
"к. вых"к. вых1 + 限 ВЫХ1 一 也 вых1 + 限 ВЫХ1 一 也 вых[(18.15а}[(18.15а}
"к. вых
"к. вых
1 + 限 ВЫХ
1 一 也 вых
1 + 限 ВЫХ
1 一 也 вых
[(18.15а}
[(18.15а}
(для сравнения с аналогичным параметром относительного диаметра, используемым в теории газовых турбин, см. разд. 18.3);
средний диаметр выходного сечения компрессора.
ср =|/^1?&【(18.16}
Применяя эти соотношения к компрессору с постоянным средним диаметром, из (18.13) и (18.16) получим выражение для относительного числа ступене访 заданного компрессора (FK, вых = =const) при изменении относительного диаметра втулки при выходе, характеризующего изменение среднего диаметра компрессора, а следовательно, и его среднюю окружную скорость при птк = consf
-—втK 1 + 盡 ВЕЯХ
На рис. 18.7 показано относительное увеличение среднего диаметра компрессора 瓦.ср, средней работы ступени，. ст (пропорциональной квадрату средней окружной скорости G工 ср 〜 〜 Dk. ср при Яёр = const) и относительное уменьшение числа ступеней 2K при увеличении диаметра втулки выходного сечения компрессора (nTK = const). В качестве базового значения принята величина <?к.вых = 0,85, характерная для компрессоров ТРДФ, имеющих ограничения по габаритным размерам. Как видно, увеличение dK. вых до величины 0,92, характерной для ТРДДФ четвертого поколения, позволяет увеличить средний диаметр компрессора (DK,ср = const) на 40 %, а работу ступени в среднем — в два раза и при заданном nJ. гг сократить число ступеней в два раза. Характерно, что отношение диаметра последней ступени компрессора к высоте лопатки (DK. ф/Л)вых при этом возрастает до 〜24 (сравните с аналогичным параметром турбины,, см. разд. 18.3).
Дальнейшее увеличение dK. вых связано с конструктивными и другими ограничениями, которые рассматриваются ниже.
'525
величинам среднего диаметра числу ступеней (при Н = idem ивеличинам среднего диаметра числу ступеней (при Н = idem иРис. 187 Зависимость относительного диаметра выходной ступени, средней работы ступеней, среднего диаметра и окружной скорости, потребного числа ступеней (при Яср = const) от относительного диаметра втулки прн выходе из компрессора DK. ср = const (лтк = const)Примем величину 盡 внх=0,92 как предельную для дальнейшего анализа и рассмотрим проточные части компрессора других форм. Сравнение произведем при условиях птк = =const, 呢・ вых = 0,92 по компрессора, потребному Лк. гг = idem) и величинеРис. 187 Зависимость относительного диаметра выходной ступени, средней работы ступеней, среднего диаметра и окружной скорости, потребного числа ступеней (при Яср = const) от относительного диаметра втулки прн выходе из компрессора DK. ср = const (лтк = const)Примем величину 盡 внх=0,92 как предельную для дальнейшего анализа и рассмотрим проточные части компрессора других форм. Сравнение произведем при условиях птк = =const, 呢・ вых = 0,92 по компрессора, потребному Лк. гг = idem) и величинеотносительного диаметра втулки наотносительного диаметра втулки навходе в компрессор.входе в компрессор.Представим некоторыеПредставим некоторыеотносительнаяотносительнаягеометрические соотношения:геометрические соотношения:площадь входа в компрессорплощадь входа в компрессор丿 1T Q (入к. вых)% (%к. вх)]К<. гг丿 1T Q (入к. вых)% (%к. вх)]К<. ггA十1“к；7г [q (М внх)/д (入к. вх)1，A十1“к；7г [q (М внх)/д (入к. вх)1，(18.18)(18.18)где п — показатель политропы сжатия.Принимая характерные значения 九 а 1,5, g (%氏 вых)^ (^к. вх) * 0,6, получим戸 вобл；”；"(18.18а)где п — показатель политропы сжатия.Принимая характерные значения 九 а 1,5, g (%氏 вых)^ (^к. вх) * 0,6, получим戸 вобл；”；"(18.18а)изменение среднего диаметра компрессора по сравнению »с диаметром проточной части компрессора DK. ср = const (определенным по выражению (18.16)):для проточной части с постоянным наружным диаметром DK — constизменение среднего диаметра компрессора по сравнению »с диаметром проточной части компрессора DK. ср = const (определенным по выражению (18.16)):для проточной части с постоянным наружным диаметром DK — constDr. ср =Dr. ср =t+小二学业+6t+小二学业+6
величинам среднего диаметра числу ступеней (при Н = idem и
величинам среднего диаметра числу ступеней (при Н = idem и
Рис. 187 Зависимость относительного диаметра выходной ступени, средней работы ступеней, среднего диаметра и окружной скорости, потребного числа ступеней (при Яср = const) от относительного диаметра втулки прн выходе из компрессора DK. ср = const (лтк = const)
Примем величину 盡 внх=0,92 как предельную для дальнейшего анализа и рассмотрим проточные части компрессора других форм. Сравнение произведем при условиях птк = =const, 呢・ вых = 0,92 по компрессора, потребному Лк. гг = idem) и величине
Рис. 187 Зависимость относительного диаметра выходной ступени, средней работы ступеней, среднего диаметра и окружной скорости, потребного числа ступеней (при Яср = const) от относительного диаметра втулки прн выходе из компрессора DK. ср = const (лтк = const)
Примем величину 盡 внх=0,92 как предельную для дальнейшего анализа и рассмотрим проточные части компрессора других форм. Сравнение произведем при условиях птк = =const, 呢・ вых = 0,92 по компрессора, потребному Лк. гг = idem) и величине
относительного диаметра втулки на
относительного диаметра втулки на
входе в компрессор.
входе в компрессор.
Представим некоторые
Представим некоторые
относительная
относительная
геометрические соотношения:
геометрические соотношения:
площадь входа в компрессор
площадь входа в компрессор
丿 1T Q (入к. вых)% (%к. вх)]
К<. гг
丿 1T Q (入к. вых)% (%к. вх)]
К<. гг
A十1
“к；7г [q (М внх)/д (入к. вх)1，
A十1
“к；7г [q (М внх)/д (入к. вх)1，
(18.18)
(18.18)
где п — показатель политропы сжатия.
Принимая характерные значения 九 а 1,5, g (%氏 вых)^ (^к. вх) * 0,6, получим
戸 вобл；”；"(18.18а)
где п — показатель политропы сжатия.
Принимая характерные значения 九 а 1,5, g (%氏 вых)^ (^к. вх) * 0,6, получим
戸 вобл；”；"(18.18а)
изменение среднего диаметра компрессора по сравнению »с диаметром проточной части компрессора DK. ср = const (определенным по выражению (18.16)):
для проточной части с постоянным наружным диаметром DK — const
изменение среднего диаметра компрессора по сравнению »с диаметром проточной части компрессора DK. ср = const (определенным по выражению (18.16)):
для проточной части с постоянным наружным диаметром DK — const
Dr. ср =
Dr. ср =
t+小二学业+6
t+小二学业+6
для проточной части с постоянным внутренним диаметром Dr, вт = const
-1Dr. ср = ~2-1Dr. ср = ~2% внх + ]/"碓.внх + 戸(1 - 4. вых) 120)
-1
Dr. ср = ~2
-1
Dr. ср = ~2
KF+ 1J' (1820)
относительный диаметр втулки при входе в компрес-
С0Р ^к. вх: 526
для постоянного
среднего диаметра Рк. ср = const
11 1 J…，
尸 1 ― ^R. внх
(18.21)
ДЛЯ ПОСТОЯННОГО
наружного диаметра DK = const ^.bx = /i-f(i-4.вых) *
(18.22)
для постоянного
внутреннего диаметра %. вт = const
]<1+(F— 1)(1一滥 внх)
(18,23)
На рис. 18.8 в соответствии с зависимостями (18.18а)—(18.23) показано изменение DKt dK> вх, F и относительного числа ступеней гк (18.13) в зависимости от степени повышения давления в компрессоре газогенератора nJ. гг. Как видно, формы проточной части DKr ср — const и DKt вг = const близки друг к другу, но в компрессоре с постоянным диаметром втулки может быть реализован несколько больший средний диаметр проточной части и меньшее число ступеней (например, при nJ. гг = 15 на +8 % и —15 %, соответственно). Относительные диаметры втулок на входе 源 вх оказываются приемлемыми по конструктивным соображениям до высоких значений Лк, Гг.
Проточная часть А = const может быть применена лишь до умеренных величин nJ, Гг (^12), так как при этом уже достигается величина относительного диаметра втулки на входе dK> вх ^ 0,5, которая ориентировочно может считаться минимальной по конструктивным соображениям (размещение валов, опор л т. п.). При этом (л^, гг = 12) средний диаметр компрессора по сравнению с проточной частью 力& ср = const уменьшается на 11 %, а число ступеней возрастает на 25 %, соответственно возрастает и длина компрессора.
На рис. 18.9 показано сравнение формы и длины проточных частей трех компрессоров с £>к. ср = const, Z>K, вт = const и £>к = const при Лк. гг — 15 и dK, вых = 0,92. Частота вращения ротора и средний коэффициент напора в ступенях выбраны так, итобн в компрессоре 力& ср = const такая степень повышения давления реализовалась в 12 ступенях. При форме проточной яасти Ок, вт = const компрессор может быть выполнен с 10 ступенями и оказывается короче. При проточной части с DK = const потребовалось бы 17 .ступеней и существенно большая длина компрессора, но он вообще не мог бы быть выполнен по конструктивным соображениям, так как относительный диаметр втулки на входе получается слишком малым 00,36).
Однако выбор форм проточных частей с уменьшающимся наружным диаметром, несмотря на их преимущества, должен производиться с учетом ряда возможных ограничений. Одно из
Рис. 18.9. Сравнение различных форм проточной части компрессора с лк. гг = 15 (戸=5,68), &. вык = =0,92:Рис. 18.9. Сравнение различных форм проточной части компрессора с лк. гг = 15 (戸=5,68), &. вык = =0,92:/ — Пк. ВТ = с°"*% = 9；' 一DK °п 員 const, z и 10; 3 J D =a。"，Zk = 14 (% BX = 0,357)/ — Пк. ВТ = с°"*% = 9；' 一DK °п 員 const, z и 10; 3 J D =a。"，Zk = 14 (% BX = 0,357)
Рис. 18.9. Сравнение различных форм проточной части компрессора с лк. гг = 15 (戸=5,68), &. вык = =0,92:
Рис. 18.9. Сравнение различных форм проточной части компрессора с лк. гг = 15 (戸=5,68), &. вык = =0,92:
/ — Пк. ВТ = с°"*% = 9；' 一
DK °п 員 const, z и 10; 3 J D =a。"，Zk = 14 (% BX = 0,357)
/ — Пк. ВТ = с°"*% = 9；' 一
DK °п 員 const, z и 10; 3 J D =a。"，Zk = 14 (% BX = 0,357)
Рис. 18.8. Зависимость относительных величин среднего диаметра проточной части компрессора, числа ступеней (Яср = const), диаметра втулки и площади на входе в компрессор в зависимости от степени повышения давления в нем. При* нято dK, вых = 0,92, g (入к. внх)/д (%(. вх) = °，б
них в компрессорах с высоким 冗，「「связано с высокой окружной скоростью первых ступеней. Так, по сравнению с компрессором DK = const при nJ, гг = 15 (см. рис. 18.9) окружная скорость на периферии лопаток первой ступени у компрессора с DK. Ср = =const больше на 19 %, а у компрессора с DK.вт = const — на 30 %. Это может привести к необходимости использования сверхзвуковых ступеней. Таким образом, при осуществлении проточных частей типа DK. ср = const и DK, вт = const основной трудностью оказывается необходимость получения высоких КПД» что связано с ростом уровня окружных скоростей и малым или отсутствующим подъемом диаметра у втулки.
Реализация подобных форм проточной части связана также с определенными конструктивными трудностями, так как наружный корпус компрессора должен иметь переменный диаметр.
Несмотря на эти ограничения формы проточной части с уменьшающимся наружным диаметром DK, ср = const, DK. вт = const, а также возможные промежуточные варианты или комбинации этих форм, такие, как (DK. ср = const) + (DK = const), (Dr.bt = =const) + (DK. Cp = const) и другие с уменьшающимся в целом средним диаметром, являются перспективными и предпочтительными для двухконтурных двигателей, так как в этом случае компрессоры получаются более компактными с меньшими числами ступеней и длиной. _ 一
Следует отметить, что при низких степенях повышения давления (л；.гг < 5 7, т. е. у ТРДДФ) различия между рассма- 528
「伊 4^ 纱 &кмых「伊 4^ 纱 &кмыхРис. 18.10. Зависимость относительной высоты лопатки последней ступени компрессора йк. вых от относительного диаметра ее втулки dK> вых при одинаковых значениях FK. вых (за единицу принята величина 限 вых при dK. вых — 0,85, характерном ДЛЯ ТРД)
「伊 4^ 纱 &кмых
「伊 4^ 纱 &кмых
триваемыми формами проточной части компрессоров становятся несущественными (см. рис. 18.8), и форма проточной части может выбираться из чисто конструктивных соображений.
Ограничения по минимальному размеру лопаток последней ступени компрессора. Параметр размерности газогенератора. Высота лопаток последней ступени газогенераторов ТРДД (особенно у нефорсированных двигателей) уменьшается в связи со следующими тенденциями:
увеличение степени двухконтурности ТРДД для дозвуковых самолетов и соответствующее уменьшение расхода воздуха через внутренний контур GB1;
увеличение температуры газа перед турбиной ТРДДФ и, как следствие, увеличение удельной тяги и снижение общего расхода воздуха через двигатель (при Рф = idem);
увеличение общей степени повышения давления в двигателях 冗1工,приводящее при том же массовом расходе воздуха через внутренний контур к уменьшению объемного расхода на выходе из компрессора;
увеличение относительного диаметра компрессора газогенератора ТРДД за счет увеличения относительного диаметра втулки на выходе из него dK. вых.
Высота лопатки последней ступени компрессора геометрически связана с площадью выхода из компрессора и относительным диаметром втулки зависимостью, полученной из (18.14) и (18.16):
(18.24)(18.24)[/ 尸К. ВЫХ 1 ~•盡.ВЫХ
(18.24)
(18.24)
У Л 1 + ^к. внх
Сильное влияние на высоту лопатки Лк. вых оказывает относительный диаметр втулки, т. е. диаметр проточной части при 尸к・вых = const (рис. 18.10). При переходе от диаметра втулки &к. вых = 0,85, характерного для ТРДФ, к величине dK. вых = — 0,92, типичной для компрессоров газогенераторов ТРДД, высота лопатки на выходе из компрессора уменьшается на 28 %.
Площадь выхода из компрессора газогенератора связана с приведенным расходом воздуха через внутренний контур ТРДД 仇工 уравнением расхода:
К ВЫХ ткр. в pH。 п；£ 0 вых)'
(18.25а)(18.25а)или с общим расходом воздуха через степень двухконтурности ^в пр = (т + l)GBinp:
(18.25а)
(18.25а)
ткр. в Phq Л*£ (т + 1) ^ (^-к. вых)
Здесь Тке = Т；/Т瓦 ——степень повышения температуры воздуха при сжатии во внутреннем контуре ТРДД, связанная с суммарной степенью повышения давления в нем через средний показа- 1
тель политропы сжатия п зависимостью 七；工=冗^工"• Подставляя значения рн0, ТЯо, /пкр. в (для 力=1,4) и принимая, как и ранее, 孔 № 1,5, получим
F к. вых 力 0,00415F к. вых 力 0,004155+1) “；”<?(%. вых)5+1) “；”<?(%. вых)(18.26>(18.26>
F к. вых 力 0,00415
F к. вых 力 0,00415
5+1) “；”<?(%. вых)
5+1) “；”<?(%. вых)
(18.26>
(18.26>
Величина g (М. вых) изменяется в узких пределах, так как у современных компрессоров 入状.вых = 0,25 ... 0,35.
Полученная зависимость позволяет проанализировать влияние степени двухконтур ности и общей степени повышения давления в двигателе на площадь сечения на выходе из компрессора высокого давления 尸к.вых и высоту лопатки последней ступени Лк. вых (18.24) при одинаковом общем расходе воздуха через； двигатель (GB = idem) (рис. 18.11). Сравнение проводится с ТРДГ имеющим Як = 10 41 величину втулки на выходе из компрессора JK. вЫХ = 0,85, т. е. с характерным двигателем второго поколения. В двухконтурных двигателях с параметрамиг характерными для четвертого поколения, /п = 4 …6> 冗力=25 ... 30, £?к. вых=0,92> при GB = idem,—Площадь на выходе из КВД FK. вых уменьшается по сравнению с указанным ТРД в 1117 раза
а высота лопатки последней ступени — в 4,5 ... 6 раз. Мьг видим, что решающими факторами, приводящими к уменьшению FK. вых и Лк, вЫХ оказываются увеличение сте-
Рйс. 18.11. Изменение относительных величин выходной площади 城 высоты лопатки последней ступени КВД ТРД и ТРДД в зависимости от суммарной степени повышения давления и степени двухкоитурно- сти 仇=idem}. ТРД — dK, вых = —0,85, ТРДД — ^к. вых = 0,92
пени двухконтурности в ТРДД (т. е. уменьшение расхода воздуха через внутренний контур) и увеличение 冗；工(уменьшение объемного расхода воздуха через последнюю ступень), т. е. факторы, связанные с основной тенденцией развития турбореактивных двигателей.
На абсолютную величину площади выхода из компрессора и высоту лопатки последней ступени помимо указанных факторов оказывает влияние величина тяги двигателя, его тип, определяющие удельную тягу и расход воздуха через двигатель.
Площадь выхода из компрессора FK. вых пропорциональна при заданной приведенной осевой скорости воздуха ^ вЫХ величине приведенного расхода воздуха на выходе из компрессора
(^в!)пр. вых(^в!)пр. вых=1,67・10“一^=,=1,67・10“一^=,
(^в!)пр. вых
(^в!)пр. вых
=1,67・10“一^=,
=1,67・10“一^=,
которая характеризует объемный расход воздуха в этом сечении. Величины 尸к. вых и (GBi)np. вых прямо связаны друг с другом уравнением расхода (числовой коэффициент соответствует k = 1,4):
尸 К. внх = 0,00415-霊^胃.(18.27>
При 入乩 вых = 0,27 получаем легко запоминающуюся зависимость个
вых = 0>01 (^ы)пр. вых*[(18.27а)
Здесь 尸к. вых выражено в м2, a (GBj)nft вых в кг/с.
Сравнивая выражения (18.26) и (18.27), получим связь приведенного (объемного) расхода на выходе из КВД с приведенным массовым расходом воздуха через внутренний контур ТРДД и общим расходом в стартовых условиях:
(GbI )прЛвых^ GbI ир/%£ = р^—+ 1) ：*/б *〕(18.28)
Назовем параметры FK. вых и (GBi)nP. вых параметрами размерности газогенератора ТРДД (или турбокомпрессора ТРД), так как они определяют величину выходного сечения, средний диаметр выходного лопаточного венца (по 18.16), минимальную высоту проточной части Лк, вых на выходе из компрессора. Эти параметры удобны тем, что не зависят от того, в каком двигателе используется данный газогенератор, так как изменение параметров на входе в него не влияет на объемный расход воздуха на выходе (т. е. на (GBi)np. вых) при фиксированном значении
Действительно, если при неизменном газогенераторе увеличивать общую степень повышения давления в двигателе 冗：工(например, добавлением «подпорных» ступеней за вентилятором
1 II 111I 1 I . I]」屮2，3 * 610乃(2jИ加部％侬1 II 111I 1 I . I]」屮2，3 * 610乃(2jИ加部％侬Рис. 18.12. Тенденция изменения параметров размерности газогенераторов (турбокомпрессоров), относительного диаметра втулки при выходе из компрессора и высоты лопатки последней его ступени (принято %к. вых ^ 0,3):
1 II 111I 1 I . I]
」屮2，3 * 610乃(2jИ加部％侬
1 II 111I 1 I . I]
」屮2，3 * 610乃(2jИ加部％侬
н 375 кг/с, т = 6, Л^£ = 26)； 6 — TF-34 /в = 1 53 кг/с, m = 6,2,冗^工=21)н 375 кг/с, т = 6, Л^£ = 26)； 6 — TF-34 /в = 1 53 кг/с, m = 6,2,冗^工=21)△ — ТРД (ТРДФ) второго и третьего поколений; / ——«Олимп 593» (G^ = =197 кг/с. Л* = 16)： 2 — J-79 & = =77 кг/с. Л* = 13,5); 3 ——J-85 (Gp = =23,8 кг/с. Л* = 8,1)： О — ТРДД (ТРДДФ) третьего н четвертого поколений; 4 — RB.211-22 /в = 580 кг/с, т = 5, Л*2 = 25); 5 一 CFM.56-2 (t?B =
н 375 кг/с, т = 6, Л^£ = 26)； 6 — TF-34 /в = 1 53 кг/с, m = 6,2,冗^工=21)
н 375 кг/с, т = 6, Л^£ = 26)； 6 — TF-34 /в = 1 53 кг/с, m = 6,2,冗^工=21)
ТРДД), то в соответствии с (18.26) увеличится расход воздуха через внутренний контур GBinp (пропорционально. Лкх), а приведенный расход на выходе (GBi)np. вых останется неизменным, так как газогенератор не изменил своих размеров.
Полученные зависимости (18.25) ... (18.28) позволяют проанализировать статистическую тенденцию изменения параметров размерности и других параметров турбокомпрессоров ТРДФ и газогенераторов ТРДДФ (рис. 18.12).
При переходе от ТРДФ второго и третьего поколений к двухконтурным ТРДДФ третьего и четвертого поколений вследствие роста степени двухконтурности и 冗晟 сильно уменьшилась размерность газогенераторов — от (GBi)np.вых = 4 ... 20 кг/с до 2 ... 12 кг/с (или в величинах FK.вых от 0,035 ... 0,18 м2 до 0,018 ... 0,11 м2). Относительный диаметр втулки на выходе из компрессора имеет отмеченную выше тенденцию увеличения с йк. вых = 0,84 ... 0,88 в ТРД до йк. вых - 0,9 …0,92 в ТРДД. Эти тенденции привели к уменьшению высоты лопатки на выходе из компрессора в двигателях четвертого поколения до 17 ... 25 мм при среднем диаметре ступени, соответственно, ”300 600 мм.
Такое уменьшение размера лопаток приводит к значительным трудностям получения высоких значений КПД компрессора из-за двух главных факторов: увеличивающегося влияния радиального зазора между лопатками и корпусами (или ротором, если применяются консольные спрямляющие аппараты) и влияния уменьшающегося числа Рейнольдса на рост потерь при обтекании лопаток малого размера (этот фактор сказывается особенно в двигателях, предназначенных для высотных полетов).
Влияние радиального зазора в двигателях современной конструкции парируется устройством жестких корпусов с разгруженной оболочкой, образующей наружную поверхность воздушного тракта, а также специальных систем регулирования ради- 532
Рис. 18.13. Газогенератор перспективного ТРДД с «замыкающей» центр обежной ступ ен ью компрессораРис. 18.13. Газогенератор перспективного ТРДД с «замыкающей» центр обежной ступ ен ью компрессора
Рис. 18.13. Газогенератор перспективного ТРДД с «замыкающей» центр обежной ступ ен ью компрессора
Рис. 18.13. Газогенератор перспективного ТРДД с «замыкающей» центр обежной ступ ен ью компрессора
ального зазора, учитывающих фактическую термическую и механическую деформацию деталей ротора и статора компрессора. Это позволяет устанавливать минимальные монтажные радиальные зазоры при сборке и поддерживать их необходимую величину в различных условиях эксплуатации двигателя. Однако высоту лопатки 15 ... 20 мм следует считать минимально допустимой.
Как указывалось, дальнейшее развитие ТРДД для дозвуковых самолетов приведет к увеличению суммарной степени повышения давления и степени двухконтурности. В таких двигателях использование осевого компрессора газогенератора из-за слишком малых размеров лопаток последних ступеней окажется невозможным, и необходимо будет применение замыкающей центробежной ступени вместо нескольких осевых. Пример газогенератора перспективного ТРДД для дозвуковых полетов с комбинированным компрессором показан на； рис. 18.13. Параметры такого гипотетического двигателя и его газогенератора выбраны следующими [10]:時工 ^ 60, 77 Q 1800 К,統 м 12, степень повышения давления в КВД газогенератора л,*. гг ^; 25.
Известно, что центробежные ступени в настоящее время широко применяются в компрессорах малоразмерных ГТД для вертолетов, ТВД и вспомогательных ГТУ.
В перспективных двигателях с меньшими значениями степени двухконтурности и суммарной степени повышения давления (например, в форсированных ТРДДФ для сверхзвуковых самолетов) применение последней центробежной ступени может оказаться и не обязательным в связи с большей общей размерностью газогенератора.
Сокращение числа деталей ротора компрессора. Рассмотрим тенденцию относительного изменения числа деталей ротора компрессора газогенератора при различном формировании его проточной части. Этот фактор является важным в производственном отношении (а также при ремонте), так как трудоемкость изготовления компрессора занимает существенную долю в общей трудоемкости нзготовленяя двигателя. Рассмотрим главные элементы конструкции компрессора: число ступеней (дисков)之代，число лопаток 2Л, а также число типоразмеров этих элементов гт#р, которое в первом приближении пропорционально числу ступеней р 之代).
При заданных работе, частоте вращения и диаметре турбины возможность сокращения числа ступеней компрессора, как это было показано выше, в соответствии с зависимостью (18.13) связано с увеличением среднего диаметра проточной части компрессора Рк, ср, т. е. с ростом окружных скоростей в ступенях (см. рис. 18.7 —18.9).
Число лопаток рабочего колеса со средним диаметром Dcp и шагом лопаток f равно гл = nDcp/Z. Введем сюда величины относительного шага лопаток tie (б ——хорда лопаток) и относительного их удлинения 力/б：
(如)(W(如)(W冗Dcp冗Dcp
(如)
(W
(如)
(W
冗Dcp
冗Dcp
Высота лопатки h связана с кольцевой площадью лопаточного венца зави
симостью 尸=九/iDcd，причем можно принять 尸 冗 const при вариациях среднего -/8)(лрСо)2
диаметра ступени Dcp. Тогда число лопаток будет равно гл ；；、• а относительное его изменение при изменении диаметра ступени Dcp выразится
зависимостью
(18.29)(18.29)=~ ®8)万2
(18.29)
(18.29)
т. е. число лопаток на каждой ступени растет при увеличении Dcp пропорционально его квадрату, если удлинение и шаг лопаток прн этом не изменяются.
Аналогичная зависимость может быть получена и для лопаток направляющих и спрямляющих аппаратов.
Относительное изменение общего числа лопаток во всех ступенях компрессора 2皿 рассмотрим на примере компрессора с D^ ср = const. В этом случае из (18.13) и (18.29) получим для / ступеней компрессора:
(18.30)(18.30)
(18.30)
(18.30)
Эта зависимость справедлива при заданной частоте вращения ротора 〃丁^ = const.
Если относительные удлинения и шаги лопаток при увеличении Рк> Ср и средней окружной скорости ик. ср сохраняются, то общее число лопаток, несмотря на уменьшение числа ступеней, останется прежним (вследствие их абсолютного измельчения). Однако зависимости (18.13), (18.29), (18.30) получены при постоянных средних коэффициентах напора Йср в ступенях. В этих условиях рост ик, ср позволяет увеличить относительный шаг лопаток 〃仇 Кроме того, в практике наблюдается тенденция снижения удлинения лопаток, в частности, в целях увеличения КПД. Все это приводит к снижению общего числа лопаток по выражению (18.30) при росте DK# ср и уменьшении числа ступеней 〃
В перспективе применение в турбине новых материалов или более эффективных систем охлаждения позволит увеличить параметр напряженности лопаток турбины е и, согласно (18.8) н (18.11), увеличить частоту ее вращения и умень* шнть диаметр; соответственно (18.12) уменьшится диаметр компрессора н пропорционально квадрату диаметра — общее число лопаток Даже при zK = const. Может быть, согласно (18.12) н (18,13), еще более уменьшено число ступеней Nr, но при некотором увеличении диаметра Dr. ср н примерном сокращении общего (уменьшенного) числа лопаток гл2 (см. 18.30). Уменьшение относительного диаметра турбины и компрессора в перспективе целесообразно также и потому, что при этом увеличивается высота лопаток последних ступеней компрессора и первой ступени турбины, что способствует увеличению их КПД.
В результатые проведенного анализа можно сделать следующие выводы:
При заданной прочностью турбины частоте вращения ротора газогенератора целесообразно увеличивать диаметр проточной части компрессора; при этом: уменьшается число его ступеней;
уменьшается число типоразмеров дисков и лопаток;
общее число лопаток сохраняется примерно одинаковым или уменьшается при использовании лопаток малого удлинения и расстановке их с увеличенным шагом.
При увеличении в перспективе частот вращения роторов (новые материалы н более эффективные системы охлаждения в турбине) возможны следующие варианты использования этого преимущества:
уменьшение среднего диаметра простояной части компрессора до получения ик ср — idem (по сравнению с п. 1); при этом:
сохраняется число его ступеней и число типоразмеров дисков и лопаток; существенно сокращается общее число лопаток (см. 18.29);
увеличивается абсолютная высота лопаток (увеличение КПД);
сохранение среднего диаметра проточной части компрессора (в соответствии с п. 1); при этом:
дополнительно снижается число его ступеней и типоразмеров дисков и лопаток;
сокращается общее число лопаток;
промежуточный вариант между пп. а) и б).
Вариант по п. 1 широко используется в газогенераторах ТРДД и ТРДДФ четвертого поколения.
По общему эффекту сокращения чисел ступеней, типоразмеров деталей и лопаток перспективные варианты 2, б и 2, в являются предпочтительными. При необходимости получения высоких КПД целесообразно рассматривать вариант 2,а Более детально эти вопросы рассматриваются в следующем разд. 18.5.
18.5. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ДВУХКОНТУРНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
.Полученные в разд. 18.2 ... 18.4 закономерности позволяют выбрать и согласовать конструктивно-геометрические параметры компрессора и турбины газогенератора ТРДД, т. е. сформировать его проточную часть с учетом главных ограничений. По-прежнему, рассматриваем наиболее простой случай —— одновальный газогенератор двухвального ТРДДФ. Все приведенные в этом разделе и ранее соотношения и порядок их применения справедливы также и для одновальных ТРДФ с учетом специфических ограничений (по максимально допустимым диаметрам компрессора и турбины и др.), а также для ротора высокого давления трехвального ТРДДФ.
Исходные данные ТРДДФ для формирования проточной части газогенератора
Основные данные и параметры термодинамического цикла на расчетном по прочности режиме работы (например, взлетном): GB, m, лк2, 77,冗之，Лк. гг.
Вопрос о рациональном выборе л* гг при заданном л*2 требует анализа многих факторов, в том числе чисто конструктивных, габаритных и компоновочных. Величина- nJ гг связана в значительной степени с выбором односту- ленчатой или Двухступенчатой турбины газогенератора. В простейшем случае, когда ротор вентилятора не имеет подпорных ступеней во внутреннем контуре л* гг == л*Е/л*, при наличии подпорных ступеней с nJ : л* 「「= n*s/njn*.
При высоких значениях 冗^工 >25 ... 30 в двухвальных ТРДД с большой степенью двухконтурности (т ^ 5 ... 6) из-за низких значений 冗;=1,6 ... 1,8 обойтись без подпорных ступеней в роторе вентилятора не удается.
Могут быть рассмотрены гезогенераторы с несколькими вариантами зада- иня稣х
КПД, коэффициенты потерь в элементах проточной части, относительные величины отборов воздуха.
Результаты термогазодинамического расчета двигателя (давления и температуры воздуха во всех характерных сечениях газогенераторов).
Последовательность формирования проточной части
Определяем размерность газогенератора (площадь выхода из компрессора FK> ВЫх) (по (18.25а) или приближенно по (18.26).
Турбина газогенератора
(1+先)(1一叫 тв) -(1+先)(1一叫 тв) -%£ 4 "• в© .(18.31)Т； g (九ТК. вых)%£ 4 "• в© .(18.31)Т； g (九ТК. вых)Определяем отношение площадей на выходе из турбины и нз компрессора, полагая, что направление потока за турбиной близко к осевому:
(1+先)(1一叫 тв) -
(1+先)(1一叫 тв) -
%£ 4 "• в© .(18.31)
Т； g (九ТК. вых)
%£ 4 "• в© .(18.31)
Т； g (九ТК. вых)
尸ТК. ВЫХ 〜Мкр, в 尸К ВЫХ Нкр. г
Здесь величины приведенных скоростей находятся обычно в узких пределах: 九к. вых =。，25 • ■ •。匕35, ^тк. вых — 0,4 •• ■ 0,5, СохЛ. тв -—■ относительный расход воздуха, отбираемый на охлаждение турбины вентилятора.
В целях упрощения принимаем проточную часть турбины с DTK. ср = =const, что мало влияет на конечный результат по сравнению с Другими вариантами.
Определяем из (18.4) окружную скорость турбины на среднем диаметре 〃тк. ср =犧.ср 1/^■ тк S '
где L*KS определяется из (18.2), у^. ср а 0,55 (см. рис. 18.4 и разд. 18.3).
Число ступеней турбины с целью сокращения деталей конструкции желательно иметь минимальным (гтк — 1), однако это может привести при высоких значениях л* гг и умеренных Т* к слишком большим отношениям DTK ср/Л (см. п. 5) и перепадам л*к, что приведет к снижению КПД и трудностям конструктивного характера (см. разд. 18.3). В этом случае необходимо применить двухступенчатую турбину.
Определяем отношение Ртк. Ср/Д в турбине [(18.11) и рис. 18.6].
Для реализации параметра напряжения е = (1,5 ... 2)-104 м2/с2, связанного с напряжением растяжения лопаток <тр по (18.6), необходимо осуществить эффективное охлаждение лопаток, чтобы получить нужные уровни температуры металла лопаток и запасы прочности, достаточные для получения заданного ресурса работы. Порядок оценки теплового состояния и прочности лопаток дан ниже в разд. 18.6 [см. выражения (18,45)—(18.49)]. В настоящее время для лопаток турбин применяют различные модификации сплава типа *С-6. В перспективе возможно появление более жаропрочных материалов, которые позволят увеличить параметр напряжения е.
Величина DTK> ср/Д одноступенчатой турбины не должна быть выше 14 …16 (см. разд. 18.3 и рис. 18.6). В противном случае следует перейти к двухступенчатой турбине (п. 4).
Определяем частоту вращения ротора газогенератора из (18.8) лтк = =/&/(冗尸ТК вых)> где 尸тк. вых находим по п. 2.
Определяем средний диаметр турбины (18.10) и высоту лопатки на выходе:
где (DTK. ср/九)находим по п. 5,尸丁& вых ——по п. 2.где (DTK. ср/九)находим по п. 5,尸丁& вых ——по п. 2.
где (DTK. ср/九)находим по п. 5,尸丁& вых ——по п. 2.
где (DTK. ср/九)находим по п. 5,尸丁& вых ——по п. 2.
Компрессор газогенератора
Задаемся относительной величиной втулки на выходе dK, вых《0,92 (см. разд. 18.4)..
Определяем высоту лопатки последней ступени Лк.вых 口。(18.24), где Fk. вых п° п. 1. dKt вых— по п- 8・ В случае, если 力к. вых & 也...20 мм (см. разд. 18.4), следует уменьшить величину dKt вых (п. 8).__
Определяем площадь входа в компрессор FK. вх = Г FK. вых» где F — по (18.18) или приближенно—по (18.18а),尸к. вых—по п- L
Выбираем форму тракта компрессора Рк. ср = const, Рк. вт = const. Dr = const (или промежуточную, или комбинированную из этих форм в соответствии с рекомендациями разд. 18.4).
Определяем относительный диаметр втулки на входе d^ вх по (18.21)—— (18.23), где ^н. вых — по п. 8. Если получилась слишком малая величина d^ вх (V0,5), то выбираем более «высокую» проточную часть. В частности, можно задать величину 盡.вх из конструктивных соображений и выбрать соответствующую проточную часть при заданном dK, ВЫх-
Определяем наружный диаметр компрессора на входе
Определяем периферийную окружную скорость на входе в компрессор 〃к. вх = итк. ср (Dk. Bx/Dtk, ср)，「“е итк, ср 口。п- 4’ ^тк. ср — по п- J- "°*ет быть получена слишком большая окружная скорость, которая потребует применения специальных сверхзвуковых ступеней (см. разд. 18.4). Возможна коррекция ик. вх с уменьшением 几 Вх в п-"…14.
Определяем средний диаметр выходной ступени (DK. ср)вых по (18.16).
Определяем средний диаметр компрессора Dr. ср* При формах проточной части Рк. Ср — const, DK, ср = (^к. ср)вых по п- 15; DK = const и_Рк. Вт = =const — DK. Ср определяется по (18.19) и (18.20) с использованием F по п. 10.
Определяем число ступеней компрессора (см. разд. 18,2 и рис. 18.3)
/ Dtk. ср 丫
/ =年也.ерктП，
где параметр согласования Ктк = 0,4 ... 0,5 (18.5), DTK, ср по п. 7> DK ср — по п. 16.
Построение меридионального сечения проточной части газогенератора
Полученные выше данные касались выбора диаметральных размеров, формы проточной части и чисел ступеней компрессора и турбины. Для получения геометр и ческо го облика проточной части компрессора и турбины необходимы данные об относительных продольных размерах их ступеней и осевых зазорах между ними. Для определения продольных размеров ступеней в первом приближении могут быть использованы обобщенные статистические данные или сведения, имеющиеся в курсе лопаточных машин.
537537Размеры и форма камеры сгорания газогенератора могут быть определены с использованием данных гл. 5 по известным параметрам и диаметральным размерам в выходном сечении компрессора и на входе в турбину.
537
537
18 В. М・ Акимов
Рассмотренная методика формирования проточной часта может быт1г использована для вариантных расчетов облика газогенератора (л；к. гг = var, Ztk = var, е = var, @к.вых = var, различная форма проточной части компрессора и т. п.) с целью поиска оптимальных решений в системе автоматизированного проектирования на ЭВМ (САПР).
Примеры формирования облика газогенераторов ТРДД и тенденции" его развития
Рассматриваются три газогенератора, отличающиеся величиной температуры газа Т；, уровнем напряжений растяжения в лопатках турбин, формой проточной части компрессора. Все газогенераторы имеют одинаковую размерность FK, вых = =idem и одинаковую степень повышения давления л*. гг = 15, характерную для ТРДД с большой степенью двухконтурности дозвуковых самолетов. Результаты расчетов по формированию проточной части газогенераторов приведены в табл. 18.2 L
Газогенератор № / (гг-1) имеет максимальную температуру газа Тг — 1600 К, максимально допустимый диаметр втулки на выходе из компрессора dK. вых = 0,92 (п, 14), проточную часть с возрастающим средним диаметром (п, 15), предельно низкий диаметр втулки на входе в компрессор dK, вх = 0,5 (п. 16). Параметр напряжения в лопатках двухступенчатой турбины принят на характерном современном уровне & = 1,75-104 ма/с2 (п. 10). Указанные особенности определили умеренные окружные скорости в компрессоре (п. 18) и турбине (п. 9) и достаточно большое число ступеней компрессора (z^ = 15, п. 22). Общее число ступеней в гг-1 равно 17 (п. 23), Длина газогенератора достаточна велика (рис, 18.14). Для его реализации, видимо, потребуется конструкция ротора с тремя подшипниковыми опорами. В целом облик этого газогенератора типичен для некоторых ТРДД четвертого поколения (например, ТРДД типа CF-6 фирмы Дже- нерал Электрик).
Газогенератор № 2 (гг-2) отличается высокой максимальной температурой газа Т\ = 1800 К. Параметр напряжения в лопатках турбины е такой же, как у гг-1 (п. 10). Необходимый запас прочности турбинных лопаток обеспечивается применением соответствующих систем охлаждения и материалами. Высокая темпер атура газа позволяет получить примерно такую же работу турбины, что и в гг-1 (п. 5), при меньшей степени расширения в турбине (п. 6). Поэтому давление за турбиной у гг-2 увеличивается, а площадь выхода из турбины уменьшается на 7 % (п„ 7). Это, согласно (18.8), позволяет при том же уровне напряжений в лопатках е увеличить частоту вращения ротора на 3,5 %
Далее в тексте в скобках даются ссылки на позиции этой таблицы (иапрн- мер, п. 1, п. 10 н т. п.).
Таблица 18.2
№ по пор.
Номер газогенератора
1
2
3
1
Г；, К
1600
1800
2
唯
30
35
3
4
戚.гг
4 = 6/%
15
4,44
15
4,72
5
LTK, кДж/кг
523,4
553,9
6
/
4,713
4,22
7
尸ТК вых/尸к. вых
3,6
3,36
8
Zrp
2
2(1)
1
9
〃ТК. ср' м/с
424
436 (617)
617
10
е-104, м2/с2
1,75
1,75
2,625
11
°тк・ ср/九
10,27
10,88 (21,75)
14,5
12
Dtk・ ср
1
0,995 (1,41)
1,15
13
方тк
1
1,035
1,267
14
"(к. вых)
0,92
0,92
0,91
15
Проточная часть
рк ср= const) + + (Z)K — const)
^К. ВТ = const
^к. ср — =const
16
17
^К. RX
Dr. вх
0,5
1
0J
1,212
0,61
1,093
18
19
WK RX' м/с ^к. ср
384
1
481
1,17
536
1,08
20
^ТК. Cp/Dx. ср
1,35
1,145 (1,62)
1,44
21
Ктк
0,49
0,49
0,49
22
гк
15
11
8
23
Мгг
15+2=17
11+2=13
8+1=9
24
£гг (длина)
1
*0,8
«0,65
18*
39
炉=1600K炉=1600Kzl15+2 = "zl15+2 = "Г/= 1800KГ/= 1800K8ИСХ (пуИКТИр —8ИСХ (пуИКТИр —〃="，=夕〃="，=夕z^rr =13, e ^ турбина); гг-3 — =9, е = l,5gHCXz^rr =13, e ^ турбина); гг-3 — =9, е = l,5gHCX15. Тг = 1800 К, одноступенчатая15. Тг = 1800 К, одноступенчатая1.75-Ю4 м2/с2; гг-2 — n*t гг1.75-Ю4 м2/с2; гг-2 — n*t ггяк. гг = 15, Г* = 1800 К* 2Хгг^(другие параметры см. в табл. 18.2). Треугольниками (> <) обозначеныяк. гг = 15, Г* = 1800 К* 2Хгг^(другие параметры см. в табл. 18.2). Треугольниками (> <) обозначеныРис. 18.14. Схемы проточных частей газогенераторов ТРДД (размерность FK. вых — idem): гг*1 П；. рр = 15» Ур = 1600 К, Z£rp ^^ 17, ®исх ~Рис. 18.14. Схемы проточных частей газогенераторов ТРДД (размерность FK. вых — idem): гг*1 П；. рр = 15» Ур = 1600 К, Z£rp ^^ 17, ®исх ~
炉=1600K
炉=1600K
zl15+2 = "
zl15+2 = "
Г/= 1800K
Г/= 1800K
8ИСХ (пуИКТИр —
8ИСХ (пуИКТИр —
〃="，=夕
〃="，=夕
z^rr =13, e ^ турбина); гг-3 — =9, е = l,5gHCX
z^rr =13, e ^ турбина); гг-3 — =9, е = l,5gHCX
15. Тг = 1800 К, одноступенчатая
15. Тг = 1800 К, одноступенчатая
1.75-Ю4 м2/с2; гг-2 — n*t гг
1.75-Ю4 м2/с2; гг-2 — n*t гг
як. гг = 15, Г* = 1800 К* 2Хгг^
(другие параметры см. в табл. 18.2). Треугольниками (> <) обозначены
як. гг = 15, Г* = 1800 К* 2Хгг^
(другие параметры см. в табл. 18.2). Треугольниками (> <) обозначены
Рис. 18.14. Схемы проточных частей газогенераторов ТРДД (размерность FK. вых — idem): гг*1 П；. рр = 15» Ур = 1600 К, Z£rp ^^ 17, ®исх ~
Рис. 18.14. Схемы проточных частей газогенераторов ТРДД (размерность FK. вых — idem): гг*1 П；. рр = 15» Ур = 1600 К, Z£rp ^^ 17, ®исх ~
величины наружных диаметров на входе в компрессор и на выходе из турбины у первого газогенератора
(п. 13). Кроме того, в компрессоре применена проточная часть 力к. вт = const (п. 15) с падающим средним диаметром, что позволило заметно увеличить dKt вх, входной наружный диаметр (п. 16, 17) и на 17 % —— средний диаметр компрессора (п. 19). В результате увеличения частоты вращения и среднего диаметра Рк, ср сильно возрос уровень окружных скоростей в компрессоре (п. 18) и число его ступеней сократилось с 15 до 11 (п. 22). Общее число ступеней в гг-2 при двухступенчатой турбине равно 13 вместо 17 у гг-1 (п. 23). Длина гг-2 £司 примерно на 20 % меньше длины гг-1 (см. рис. 18.14). В этом генераторе, по-види- мому, уже можно применить двухопорную конструкцию ротора.
В качестве варианта рассмотрена возможность применения в гг-2 одноступенчатой турбины (см. рис. 18.14 и цифры в скобках в табл. 18.2). Этот вариант оказывается неприемлемым из-за слишком большого диаметра турбины, Ртк. Ср/Л = 21,75 (п. 11).
Газогенератор № 5 (гг-3) имеет такую же температуру газа, как и гг-2 (1800 К), но отличается на 50 % большим уровнем напряжения в лопатках турбины в = 1,5 висх = 2,625-104 м2/с2 (п. 10), что должно быть обеспечено применением более совершенных материалов рабочих лопаток с повышенной удельной жаропрочностью, улучшенных систем их охлаждения, облегченных конструкций охлаждаемых лопаток и т. п. Повышение уровней 7； и в позволяет увеличить частоту вращения ротора 佐改 на 27 % по сравнению с гг-1 (п. 13). Это делает возможным применить одноступенчатую турбину с высокой окружной скоростью 〃тк. ср = 617 м/с (п. 9) при допустимой величине отношения °тк.ср/^= 14,5 (п. 11). Создаются предпосылки также для существенного уменьшения числа ступеней компрессора. Например, при сохранении проточной его части с "皿=const (как в гг-2) число ступеней компрессора уменьшается до z^ = 7, но окруж- 540
ная скорость на выходе в него возрастает до чрезмерно большой величины 况н. вх ^ 600 м/с. Поэтому целесообразно несколько «понизить» проточную часть компрессора. Выбираем dK. вых = = 0,91 и проточную часть Z>K. Ср = const, при этом несколько возрастает высота лопаток последних ступеней и снижается окружная скорость на входе до величины ик. вх = 536 м/с (п. 18), что облегчает задачу получения высоких КПД компрессора. В компрессоре добавляется одна ступень (2招=8). Общее число ступеней в гг-3 г2гг = 9, т. е. почти в два раза меньше, чем в гг-1, а длина сократилась в 1,5 раза (пп. 23 и 24) при несколько больших диаметральных габаритных размерах. При этом может быть получена конструкция короткого жесткого двухопорного ротора газогенератора.
Приведенные примеры и материалы разд. 18.2 ... 18.4 позволяют выделить следующие основные факторы, определяющие тенденцию развития облика газогенераторов ТРДД в направлении сокращения числа ступеней, типоразмеров элементов турбокомпрессора и числа деталей, а также уменьшения продольных габаритных размеров газогенератора:
Повышение температуры газа 7；, способствующее увеличению частоты вращения ротора.
Применение новых турбинных материалов с высокой удельной жаропрочностью, высокоэффективных систем охлаждения и облегченных конструкций охлаждаемых лопаток, позволяющих повысить уровень параметра напряжения в рабочих лопатках турбин.
Применение при 娱.「「> 7 ... 8 форм проточной части компрессора с понижающимся или постоянным средним диаметром (Рк.вт = const, £>к.ср = const и др.).
Увеличение диаметра компрессора вплоть до dK, ВЬ1Х = 0,92 (с ограничением по йк. вых mtn). При возможности значительного сокращения числа ступеней за счет других факторов [например, за счет увеличения частоты вращения (см. гг-3)] или при очень малых 力& вых целесообразно наоборот уменьшить средний диаметр проточной части компрессора и перейти к меньшим значениям 2н. вых для получения более высоких КПД ценой некоторого увеличения числа ступеней.
Применение в перспективе при высоких значениях nJ. Гг и малых размерах газогенератора осевых компрессоров с «замыкающей» центробежной ступенью,
18.6. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРА ТРДДФ
Общие принципы выбора конструктивно-геометрических параметров турбо вентилятора и газогенератора близки, однако должны быть учтены специфические особенности работы вентилятора и его турбины и соответствующие ограничения.
Определения (средних диаметров, коэффициентов напора //ср, параметров нагруженности //ср и напряжения е и др.) остаются прежними. Обозначения соответствуют рис. 18.2.
Связь конструктивно-геометрических параметров вентилятора и турбины вентилятора
Рассмотрим общий случай турбовентилятора с подпорными ступенями во внутреннем контуре, в которых реализуется степень повышения давления л^, а во всем компрессоре низкого давления (вентилятор + подпорные ступени) —— л^нд = 几；几；.
Так же, как и в газогенераторе, согласование компрессоров и турбин турбовентилятора определяется тремя условиями:
равенством частот вращения м^ = птв;
соотношением средних окружных скоростей
〃тв. ср/〃в. ср ~ DtB. ср/^в. ср>
^тв. ср/^п. ср = DtB. ср/^п. ср» (18.32) где DTB. ср, £>в.ср, Dm ср — Средние диаметры турбины вентилятора, вентилятора и подпорных ступеней по определению, данному в разд. 18.2;
равенством работ компрессоров и турбины
(加 + 1) Lb + Ln = (1 + %) (1 一 Сохл, тв) Л^Лтв^тв s (18.33) или (m + 1) Lb + £口 = Ltbs/。?， где 1/炉=(1 + 的)(1 — —Сохл, тв) ПтПтв； бохл. ТВ — расход воздух а на охлаждение турбины вентилятора.
Выражая по аналогии с (18.3) и (18.4) работы через окружные скорости:
L口.= "口. cpZП吟 ерL口.= "口. cpZП吟 ер*.ер4в*.ер4в2(矶.ср)22(矶.ср)2
L口.= "口. cpZП吟 ер
L口.= "口. cpZП吟 ер
*.ер4в
*.ер4в
2(矶.ср)2
2(矶.ср)2
и полагая приближенно 〃в. ср ^ 〃п. ср = ^ср, получим уравнение согласования компрессоров и турбины турбовентилятора с подпорными ступенями:
/ Zb (/п + 1)十 z：：%.cpg. cp)2 = a&B cpj2瓦p = Ktb
(18.34) и без подпорных ступеней:
廟…pМ画=ктв (234a)
〃в.ер у 方(加十Г
(сравните с выражением 18,5).
542
Рис. 18.15. Параметр согласования турбовентнляторов зарубежных ТРДДРис. 18.15. Параметр согласования турбовентнляторов зарубежных ТРДДн ТРДДФ:О — турбовентнляторы без подпорных ступеней; □ ― турбовентнляторы с подпорными ступенямин ТРДДФ:О — турбовентнляторы без подпорных ступеней; □ ― турбовентнляторы с подпорными ступенямиПоказатель Лтв> как и ранее, назовем параметром согласования г. Поскольку входящие в этот показатель величины изменяются в относительно узких пределах: а = 1,03 ... 1,06 (для неохлаждаемых или слабо охлаждаемых турбин вентиляторов), д%. ср = 0,55 .. •
Рис. 18.15. Параметр согласования турбовентнляторов зарубежных ТРДД
Рис. 18.15. Параметр согласования турбовентнляторов зарубежных ТРДД
н ТРДДФ:
О — турбовентнляторы без подпорных ступеней; □ ― турбовентнляторы с подпорными ступенями
н ТРДДФ:
О — турбовентнляторы без подпорных ступеней; □ ― турбовентнляторы с подпорными ступенями
0,6,方ср — 0,35 ... 0,55, параметр согласования имеет стабильные значения в пределах
Лтв = 0,48 ... 0,58, что под
тверждается статистическими данными турбовентиляторов двигателей различного назначения со степенью двухконтурности, изменяющейся в широких пределах, как с подпорными ступенями,
так и без них (рис. 18.15).
Вентилятор. При формировании проточной части турбо вентилятора определяющим узлом оказывается не турбина, а вентилятор, поскольку он при заданном общем расходе воздуха определяет лобовой габаритный размер двигателя. Выбранные размеры и параметры вентилятора в дальнейшем могут корректироваться, если не обеспечивается прочность турбины.
Наружный диаметр вентилятора определяется из уравнения расхода воздуха через ометаемую лопатками первой ступени кольцевую площадь вХ:
2Gb.亚 /%。.
b 几加3. вРНо (1 —°上 вх) 9 0В, вх)
(18.35)
Желательно, в целях сокращения габаритного размера иметь наименьший диаметр втулки dB. вХ и наибольшую осевую скорость на входе Хв. вх, однако эти параметры ограничиваются по конструктивным и газодинамическим соображениям и изменяются в относительно узких пределах. Обычно dB.вх = 0,3 ... 0,4, а 九в.вх = 0,6 ... 0,7. При этом лобовая производительность вентилятора GB/FBX = 170 195 кг/(м2-с), где FBX = вх/4 — полная лобовая площадь вентилятора.
Окружная скорость на периферии рабочего колеса первой ступени вентиляторов современных ТРДДФ находится в пределах 〃в. вх = 400 ... 500 м/с и имеет тенденцию к возрастанию. У ТРДД с большой степенью двухконтурности (т^ 4 ... 5) для дозвуковых самолетов, имеющих одноступенчатые вентиляторы, 〃в. вх по условию минимального шума, очевидно, не будет
1 Выражение (18.34) получено В. Д. Коровкиным.
возрастать сверх указанных пределов. Такие значения «в. вх предполагают использование транс- и сверхзвуковых ступеней вентилятора.
Обычно вентиляторы ТРДДФ имеют форму проточной части, близкую к £>в. ср = const, проточные части с £>в = const встречаются реже, а с DBt вт = const практически не используются. Возможны комбинации форм проточной части, например, (4 = =const) + (£>в. ср = const). Следует иметь в виду, что из-за относительно низких значений 冗；(по сравнению с / газогенераторов) форма проточной части практически не влияет на величину среднего диаметра и число ступеней вентилятора. Поэтому в дальнейшем будем рассматривать проточную часть с DB, ср = =const.
Приведем некоторые геометрические соотношения для проточной части такой формы, имея в виду, что для входного сечения определены и выбраны величины dB, вх, F^t вх, £)в. вх (18.35):
Средний диаметр вентилятора
0в.ср = °в.вх 廿紀・вх . (18.36)
Отношение площадей входа и выхода вентилятора F = =尸в. вх/尸в.вых определяется по выражениям (18.18) или (18.18а), в которых вместо л^. гг используется 冗：вентилятора.
Относительный диаметр втулки на выходе
<?в. вых ~ ^"(冗。之.ср ~■ Fb. внх)/(几D^. ср + Fb. внх), (18.37)
『Де 尸в. вых = F& вх/戸.、
Окружная скорость на среднем диаметре вентилятора определяется выражением
1 + dp. вх/1 О ОО\
〃В. ср — “В. ВХ Db вх — "в. ВХ 2•(lo.oo)
Теперь по известным значениям 冗：и £в вентилятора, выбирая средний коэффициент напора ЯСр в указанных выше пределах 80,35 ... 0,55), мы можем оценить потребное число ступеней вентилятора：
Zb = "/(瓦р& ср)・(18.39)
Определение числа ступеней вентилятора по приведенным зависимостям производится для ТРДДФ с пониженными степенями двухконтурности /и < 2 ... 3, имеющих двух- и многоступенчатые вентиляторы. ТРДД с большой степенью двухконтурности (m N 4 ・.• 5), предназначенные для дозвуковых самолетов с Мп ^ 0,8, имеют примерно одинаковые значения 冗之— =*= 1,6 ... 1,75 и на них установлены одноступенчатые вентиляторы, т. е. Zb = 1 в зависимости (18.39). Для ориентировки при выборе числа ступеней вентилятора на рис. 18.16 показаны данные ТРДДФ четвертого поколения. При m = 0,15 ... 1 исполь-
z历 Zb+Z/754Jz历 Zb+Z/754Jnil >пlllj ||I нН иnil >пlllj ||I нН иIIРис. 18.16. Число ступеней вентилятора и подпорных ступеней у ТРДД Ф четвертого поколения:
z历 Zb+Z/7
5
4
J
z历 Zb+Z/7
5
4
J
nil >пlllj ||I нН и
nil >пlllj ||I нН и
I
I
.—число ступеней вентиляторов без подпорных ступеней zB； △ — общее число ступеней вентиляторов с подпорными ступенями Ср + zn); X —X — перспективный разработки по программе EFA (XG-40); j — одноступенчатые вентиляторы ТРДД
зуются трехступенчатые вентиляторы, при m а 2 ——двухступенчатые. Одноступенчатые вентиляторы ТРДД с большой степенью двухконтурности (/и〉4) часто имеют подпорные ступени в тракте внутреннего контура (zn = 1 ... 4). 。
Отмеченная выше тенденция роста окружной скорости 〃в у двигателей с небольшой степенью двухконтурности должна приводить к сокращению числа ступеней вентилятора, в частности, к применению двухступенчатых вентиляторов ^при /п < 1, о чем свидетельствуют разработки некоторых европейских и американских фирм (см. рис. 18.16).
Турбина вентилятора. Частота вращения ротора турбо вентилятора птв в отличие от газогенератора определяется не турбиной, а вентилятором, диаметр которого определяется зависимостью (18.35), а окружная скорость выбирается в указанных выше пределах. Тогда
%В = 〃В. Bx/nDp. ВХ* (18.40)
Необходимо убедиться в том, что прочность турбины при этом обеспечивается. Поскольку турбина вентилятора ТРДДФ или имеет небольшое воздушное охлаждение, или не охлаждается, ее прочность ограничивается допустимыми напряжениями последней ступени. Для оценки уровня напряжений в рабочих лопатках последней ступени согласно (18.7) необходимо знать площадь выхода и з турбины 尸牙挤 вых- Из уравнений расхода на входе в вентилятор и на выходе из турбины имеем
Егв. вых = Wp в (1 + 9т) % ]/ % 9 вх) . (1&41) 尸в. вх Нкр.「加 + 1 %. cKw У %。9 Qtb・ в*х)
Здесь Fb.bx по (18.35); л； — общая степень понижения в турбинах ТРДД; Тг — температура за ними — параметры, определяемые термогазодинамическим расчетом двигателя; ХгВ. Вых —— выбирается в пределах 〜0,35 ... 0,5. 。
По выражению, аналогичному (18.7), найдем параметр напряжения:
8 =冗尸тв. вы：8 =冗尸тв. вы：(18.42)
8 =冗尸тв. вы：
8 =冗尸тв. вы：
545
〃〃叮/”40〃〃叮/”40Рис. 18.17. Отношение средних диаметров t\t6i:fh вентилятора и венти-Рис. 18.17. Отношение средних диаметров t\t6i:fh вентилятора и венти-лятора в завксимосги от степени двух- контурност и:/ — ТРДДФ; 2 — ТРДФ (одиовальные двигатели или каскады низкого давления с одноступенчатыми турбинами)лятора в завксимосги от степени двух- контурност и:/ — ТРДДФ; 2 — ТРДФ (одиовальные двигатели или каскады низкого давления с одноступенчатыми турбинами)Рис, 18.18. Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентилятораРис, 18.18. Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентиляторав зависимости от степени двухконтурности у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения без подпорных ступеней:X — X перспективные разработки по программе EFA (XG-40)в зависимости от степени двухконтурности у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения без подпорных ступеней:X — X перспективные разработки по программе EFA (XG-40)
〃〃叮/”40
〃〃叮/”40
Рис. 18.17. Отношение средних диаметров t\t6i:fh вентилятора и венти-
Рис. 18.17. Отношение средних диаметров t\t6i:fh вентилятора и венти-
лятора в завксимосги от степени двух- контурност и:
/ — ТРДДФ; 2 — ТРДФ (одиовальные двигатели или каскады низкого давления с одноступенчатыми турбинами)
лятора в завксимосги от степени двух- контурност и:
/ — ТРДДФ; 2 — ТРДФ (одиовальные двигатели или каскады низкого давления с одноступенчатыми турбинами)
Рис, 18.18. Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентилятора
Рис, 18.18. Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентилятора
в зависимости от степени двухконтурности у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения без подпорных ступеней:
X — X перспективные разработки по программе EFA (XG-40)
в зависимости от степени двухконтурности у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения без подпорных ступеней:
X — X перспективные разработки по программе EFA (XG-40)
Параметр напряжения е в рабочих лопатках последней ступени турбины вентилятора уменьшается по мере роста степени двухконтурности, что в основном связано с уменьшением частоты вращения (18.42). Систематические расчетные оценки рациональных компоновок турбо вентиляторов и статистические данные дают некоторые характерные уровни параметра напряжения е для ТРДД (Ф) четвертого поколения с различной степенью двухконтурности:
т — 1 ... 2 (двухступенчатая турбина вентилятора с неохла- ждаемой второй ступенью)——е л; (2 ... 1,5)-104 м2/с2;
т = 0,25 ... 0,5 (одноступенчатые охлаждаемые турбины)—— е на 30 20 % выше;
/?2 = 5 ... 8 (многоступенчатые турбины с неохлаждаемой последней ступенью) —— е в 〜2 раза ниже, чем при m = 1 ... 2. Здесь большие значения е относятся к меньшим величинам т. 'Следовательно, наиболее напряженными получаются турбины ТРДДФ с малыми степенями двухконтурности. Эти данные могут быть использованы для предварительной ориентировочной оценки прочностного состояния проектируемой турбины путем сопоставления с ними получаемой по (18.42) величины е. Если полученная величина е заметно выше приведенного уровня, нужно провести уточненную оценку прочности и в случае необходимости произвести корректировку проточной части. Уточненная оценка теплового состояния и прочности лопаток производится уже после формирования проточной части и выбора числа ступеней турбины (см. стр. 549).
Диаметр турбины вентилятора согласно (18.34) определяет число ее ступеней, причем разница в расходах воздуха и газа через вентилятор и его турбину приводит к воз- 546
Рис. 18.19. Числа ступеней турбин вентиляторов ТРДД:
О — турбовентиляторы без подпорных ступеней; □ — турбовентиляторы с подпорными ступенями
растанию zTB по мере роста степени двухконтурности. Поэтому для сокращения числа ступеней турбины целесообразно максимально увеличить ее диаметр. Увеличение диаметра турбины вентилятора
ограничивается габаритными размерами обводов внутреннего контура, расположенных в канале наружного контура и влияющих тем самым на диаметральные габаритные размеры двигателя в целом. У ТРДД с малой степенью двухконтурности при относительно небольшом диаметре вентилятора эти ограничения особенно жестки, и здесь средний диаметр турбины вентилятора, как правило, не превышает среднего диаметра турбины газогенератора (£>тв. ср л; £)тк. ср). В ТРДД с большой степенью двух контур ности канал наружного контура существенно выше, и диаметр турбины вентилятора может быть увеличен, что, однако, требует конкретной компоновочной проработки.
При начальном проектировании можно воспользоваться статистической зависимостью отношения средних диаметров турбины вентилятора и вентилятора в зависимости от степени двухконтурности (рис. 18.17). Отношение DTB ср/£>в. ср уменьшается при увеличении т вследствие сильного увеличения диаметра вентилятора, несмотря на некоторое увеличение диаметра турбины. В области больших т это отношение изменяется слабо.
Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентилятора zTB/zB при известном отношении £>тв.ср/£)в. ср определяется из (18.34). При отсутствии подпорных ступеней эта зависимость приобретает вид
Ztb_ W+1)YbZB (Отв. Ср/^в. Ср)2
причем отношение чисел ступеней zTB/zB оказывается практически однозначной функцией степени двухконтурности (рис. 18.18).
Числа ступеней турбин вентилятора, используемых в двигателях с различной степенью двухконтурности, показаны на рис. 18.19. Турбины вентиляторов двигателей четвертого поколения без подпорных ступеней выполняются со следующими числами ступеней:
т 0,15 ... 0,5 0,72 455,5 ... 6
гтв 1234
Рис. 18.20. Проточные частиРис. 18.20. Проточные части,，I турбин некоторых зарубежных двухвальныхТРДДФ четвертого поколения с различной степенью двухкоитурности (размеры приведены к одинаковому среднему диаметру вентилятора,力в. ср = idem): а - ТРДДФ F 404, m = 0,34, % = 3,= 1, z = 1. D ID '= 1,07; 6 一?РДДФ F 1°" m = °), Zb = 3, Ztk= 2, zTB = 2, DTB ср/°в：с* °；£ в- ТРДДФ 尸 101'加=2, Zr = 2, zTK = 1, 2ТВ = 2, DTB Cp/DB ср = 0,8,，I турбин некоторых зарубежных двухвальныхТРДДФ четвертого поколения с различной степенью двухкоитурности (размеры приведены к одинаковому среднему диаметру вентилятора,力в. ср = idem): а - ТРДДФ F 404, m = 0,34, % = 3,= 1, z = 1. D ID '= 1,07; 6 一?РДДФ F 1°" m = °), Zb = 3, Ztk= 2, zTB = 2, DTB ср/°в：с* °；£ в- ТРДДФ 尸 101'加=2, Zr = 2, zTK = 1, 2ТВ = 2, DTB Cp/DB ср = 0,8ТК ТВТК ТВ6)6)
Рис. 18.20. Проточные части
Рис. 18.20. Проточные части
,，I турбин некоторых зарубежных двухвальных
ТРДДФ четвертого поколения с различной степенью двухкоитурности (размеры приведены к одинаковому среднему диаметру вентилятора,力в. ср = idem): а - ТРДДФ F 404, m = 0,34, % = 3,= 1, z = 1. D ID '= 1,07; 6 一
?РДДФ F 1°" m = °), Zb = 3, Ztk= 2, zTB = 2, DTB ср/°в：с* °；£ в- ТРДДФ 尸 101'加=2, Zr = 2, zTK = 1, 2ТВ = 2, DTB Cp/DB ср = 0,8
,，I турбин некоторых зарубежных двухвальных
ТРДДФ четвертого поколения с различной степенью двухкоитурности (размеры приведены к одинаковому среднему диаметру вентилятора,力в. ср = idem): а - ТРДДФ F 404, m = 0,34, % = 3,= 1, z = 1. D ID '= 1,07; 6 一
?РДДФ F 1°" m = °), Zb = 3, Ztk= 2, zTB = 2, DTB ср/°в：с* °；£ в- ТРДДФ 尸 101'加=2, Zr = 2, zTK = 1, 2ТВ = 2, DTB Cp/DB ср = 0,8
ТК ТВ
ТК ТВ
6)
6)
ТРДД большой степени двухкоитурности с подпорными ступе* нями имеют обычно на одну ступень турбины вентилятора больше (z*tb = 45).
Форма проточной части турбины вентилятора у двигателей с низкой степенью двухкоитурности (т < 2), как правило, выбирается из условия £>тв_ ср = const, причем средние диаметры турбин компрессора и турбины практически равны, ^тв. ср ^ ^тк. ср (рис. 18.20). Эти условия существенно облегчают формирование проточной части турбин.
У двигателей с большой степенью двухкоитурности исполь* зуются проточные части турбины вентилятора различной формы (рис. 18.21):
с постоянным наружным диаметром £)тв = const;
с постоянным средним диаметром £)тв> ср = const;
с постоянным внутренним диаметром £)тв, вт = const;
с повышающимся внутренним диаметром £)тв вт <;
различные комбинации этих форм (в том числе с криволинейным каналом).
Проточная часть £>тв = const имеет уменьшающийся по ходу проточной части средний диаметр. Большой входной диаметр требует изогнутого переходника от турбины компрессора к турбине вентилятора значительной длины (см. рис. 18.21, а). В результате возрастает общая длина турбины и снижается ее КПД из-за потерь полного давления в переходнике. Такая проточная часть была реализована в нескольких зарубежных ТРДД, но в последних конструкциях двигателей не применяется.
Другие указанные выше формы проточной части турбины вентилятора имеют постоянный или повышающийся средний диаметр, что позволяет лучше согласовать проточные части турбин компрессора и вентилятора, сократить длины переходного канала и потери в нем, а также при одинаковом числе ступеней уменьшить общую длину турбины (см. рис. 18.21, б и в).
Рис. 18.21. Формы проточных частей турбин некоторых зарубежных двухвальных ТРДД с большой степенью двух контур ности (размеры приведены к одинаковому диаметру турбины компрессора, zTK = 2):
а — D == const £ТРДД CF 6-50, m = 4,4, ZTB = 4, (%в・ cp/^JbUX^ 4,2屮 6 — Dtb. ср 总 const 1трДД JT 10 曾一2,加= =5,65, zTB — 4, (°тв. ср/")вых = 3,6];
8 一 DTB.BT н const [ТРДД С尸 6-80,加= =4,66, '々в = 4, (DTB cp/h)Bbix= 37]； а-(%в・ вт<)+(Птв. вт = const) [ТРДД GE 尸，团=7,5, %в=5, (Dtb. ср/Ювых^ =5]
Большинство турбин вентиляторов ТРДД имеют проточную часть £>тв. вт = const или близкую к DTB. ср = const： В конструкциях некоторых новых двигателей с повышенной степенью двухконтурности или с большим числом подпорных ступеней используются проточная часть турбины вентилятора с повышающимся внутренним диаметром, что позволяет при коротком переходнике увеличить выходной и средний диаметр ■ турбины (т. е. среднюю окружную скорость и работу), а также уменьшить относительную высоту лопатки последней ступени, что благоприятно в отношении ее конструкции и КПД (см. рис. 18.21, г). Диаметр турбины при этом несколько возрастает.
При формировании проточной части турбины вентилятора необходимо контролировать максимальное значение относительной высоты лопатки последней ступени. В качестве минимально допустимой величины следует считать (£>тв. ср/А)Вых = 3,5 ... 4, что соответствует относительному диаметру втулки
(@тв. 農噥芸=0,55 0,6. (18.44)
(〃тв. Ср/Л?ВЫХ 十丄
Оценка прочности рабочих лопаток
После выбора диаметра турбины DTBt ср и формирования проточной части турбины вентилятора необходимо уточнить запасы прочности рабочих лопаток последней ступени по растягивающим напряжениям. Эта оценка производится в следующем порядке (для простоты используем проточную часть D^b. ср = =const). Находят:
напряжения растяжения из (18.6)
Ор = 2рКф*(18.45)
где 8 из (18.42), Кф = 0,5 …0,6;
окружную скорость на среднем диаметре
以ТВ. ср = 几°тв. ср^тв；以ТВ. ср = 几°тв. ср^тв；(18.46)(18.46)
以ТВ. ср = 几°тв. ср^тв；
以ТВ. ср = 几°тв. ср^тв；
(18.46)
(18.46)
температуру торможения в относительном движении на выходе из турбины (в предположении осевого выхода потока)
耳=% +唸.ср|(2 宀 ％)，(18.47)
где Т；——температура в сечении за турбиной, известная из термогазодинамического расчета двигателя;
температуру тела лопатки, задаваясь безразмерной глубиной охлаждения 0 (у двигателей с малыми т):
、= % — 9(% — Т°хл)，’ (18.48)
Тохл — температура охлаждающего воздуха, зависящая от места его отбора в компрессоре, промежуточного охлаждения или нагрева и других факторов. Если лопатки не охлаждаются (при больших т), Тл = 丁初；
величину разрушающего напряжения ств (для выбранного материала лопатки, найденной величины 丁叮 и необходимой длительности работы на режимах, эквивалентных максимальному) и запас прочности по растягивающим напряжениям
Ко = Ов/%», (18.49)
который не должен быть ниже нормируемого запаса прочности. В первом приближении можно принять Ко норм 2.
Если напряжение в лопатках превышает допустимый уровень, т. е, Ка V V Ко норм» т。необходимое увеличение Ка может быть достигнуто двумя путями (18.49):
уменыпением температуры лопатки 7叮,т. е. повышением величины разрушающего напряжения ств (в охлаждаемой турбине);
уменьшенном действующего напряжения растяжения стр.
Снижение Тл, согласно (18.48), может быть достигнуто применением конструкции рабочей лопатки с большей глубиной охлаждения 0 или снижением температуры охлаждающего воздуха Тохл.
Уменьшение напряжения растяжения 仃卩,согласно (18.45) и (18.42), может быть достигнуто уменьшением выходной площади турбины FTB_ вых или снижением частоты вращения ротора /гТв.
Площадь выхода из турбины 尸тв* вык (18.41) можно несколько уменьшить, увеличивая скорость выхода газа из нее. Однако выходить за указанный в зависимости (18.41) предел (Хтв BbIX)max * 0,5 не рекомендуется, так как при этом увеличиваются потери в затурбинной части и суживается диапазон характеристик турбины.
Уменыпгние частоты вращения ротора турбовентилятора птъ при выбран- ных диаметрах вентилятора и его турбины связано с уменьшением окружных скоростей вентилятора и турбины «в, ср и «тв. ср и может быть реализовано, если имеются запасы по нагруженности ступеней вентилятора и турбины, т. е. возможность увеличения Яср и уменьшения у*в ср при Ктв * const в выражении (18.34 и 18.34а). Если имеются возможности увеличения только Яср, то согласно (18.34) при Db = const потребуется увеличение диаметра турбины °тв. ср-- Еслн величины Нср и у*ъ ср (т. е. Ктв) изменить нельзя, то для уменьшения итв необходимо увеличить диаметры и вентилятора, и турбины, что нежелательно, так как при этом возрастут диаметральные габаритные размеры двигателя в целом.
Приведенный метод приближенной оценки теплового состояния и прочности по растягивающим цапряжениям может быть использован также и для рабочей лопатки последней ступени турбины газогенератора; при этом в выражениях (18.45) ... (18.49) используются параметры, характерные для этой турбины (см. разд. 18.3 и 18.5).
Построение проточной части турбовентилятора.
В предшествующих разделах рассмотрены особенности выбора диаметральных размеров, формы проточной части, чисел ступеней и согласования вентилятора и его турбины. В курсе лопаточных машин приводятся данные, позволяющие выбрать относительные продольные размеры ступеней. С использованием этих данных 550
могут быть определены не только диаметральные, но и продольные габаритные размеры вентилятора и турбины, т. е. определен их геометрический облик.
Согласование проточных частей турбовентилятора и газогенератора
Выше уже были рассмотрены основные особенности согласования проточных частей турбин вентилятора и компрессора. Они коротко сводятся к следующим положениям. У двигателей с небольшой степенью двухконтурности (/п < 2) средние диаметры обеих турбин примерно равны (£>тк, ср ^ ^тв. ср)» а форма их проточных частей близка к DTt ср = const. У двигателей с большой степенью двух контур ности (т > 4) средний диаметр турбины вентилятора выбирается по компоновочным (габаритным) соображениям и может быть приближенно оценен по статистической зависимости (см. рис. 18.17). Форма проточной части турбины вентилятора должна соответствовать условию £>тв. ср л; const или, что лучше, обеспечивать увеличение среднего диаметра по потоку (Z>TB. вт = const, D* вт). Это позволяет сблизить диаметры выхода из турбины компрессора и входа в турбину вентилятора, сократить длину переходного канала и потери в нем (см. рис. 18.21). Применение одноступенчатой турбины газогенератора с увеличенным относительным диаметром DT^ cp/h облегчает проблему согласования ее проточной части с проточной частью турбины вентилятора.
Рассмотрим условия наилучшего согласования проточных частей вентилятора и компрессора газогенератора.
На рис. 18.22 показано два варианта проточных частей вентилятора и компрессора ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности (ш = 1). В первом варианте и вентилятор, и компрессор имеют проточную часть с постоянным наружным диаметром. Увеличенная втулка на выходе из вентилятора (^в. вых = 0,75) и уменьшенная втулка на входе в компрессор (2兑 вх = 0,65 при JK. вых ^ 0,9) приводят в этом случае к необходимости устройства длинного переходного канала и заметным потерям полного давления в нем. Во втором случае вентилятор и компрессор имеют проточные части с£>с@ — = const. Это уменьшает втулку
Рис. 18.22. Варианты проточных
к,/к,/компрессорD — в. Ср constкомпрессорD — в. Ср constчастей вентиляторов и компрессоров ТРДДФ (加=1, q = 1800 ” Е =25)：
к,/
к,/
компрессор
D — в. Ср const
компрессор
D — в. Ср const
а 一 вентилятор % = const. Dr = const; б — вентилятор —const, компрессор Dк Ср
Рис. 18.23. Варианты проточных частей вентиляторов и компрессоров ТРДД с большой степенью двухконтурности (т — 6, Г*тах = 1600 К, л*2 = 26, 曉.it = 15)：
а — вентилятор D^ = const, компрессор с предельно низкой втулкой на входе (d^ вх = = 0,5, dK вых = 0,92); б — вентилятор % Ср = const, компрессор с %=^ const
(<?к вх = &615, <?к ВЬ1Х = 0,92); 6 — вентилятор % с = const, компрессор g вт — =(%вк=飞7 &н,вык =G・92)'
вентилятора (@в, вых = 0,64) и увеличивает втулку на входе в компрессор (М&вх = 0,725 при dK. вых = 0,9). В результате длина переходного канала уменьшается в 1,8 раза, и снижаются потери в нем. Кроме того, увеличенный средний диаметр компрессора приводит к сокращению его длины, так как число ступеней становится на одну меньше (см. разд. 18.4). Общая длина компрес* сорной группы двигателя сокращается на 15 %. Таким образом# выбор формы проточной части вентилятора с £>в. ср — const и проточной части компрессора с Dv ср — const (или 2?к. вт = = const) оказывается наиболее благоприятным для их взаимного согласования. Как указывалось в разд. 18.4, при выборе проточных частей компрессора с D^ ср = const и DKt вт = const возможно сокращение числа его ступеней по сравнению с проточной частью 力к = const, что дает дополнительные преимущества. Вариации формы проточной части вентилятора, как указывалось, вследствие относительно низких значений 冗彳 практически • не влияют на число его ступеней. Практика создания ТРДДФ четвертого поколения показывает, что формы проточных частей^ близкие к второму варианту (рис. 18.22, б), находят преимущественное применение.
Отмеченные тенденции особенно ярко проявляются в двигателях с большой степенью двухконтурности без подпорных ступеней (рис. 18.23). Здесь понижение относительного диаметра втулки на выходе из вентилятора и его увеличение на входе в компрессор приводит к значительному уменьшению длины и степени изогнутости переходного канала, числа ступеней и длины компрессора. Так, на рис. 18.23 длина всей компрессорной группы (от входа в вентилятор до выхода из компрессора) у варианта s (%. ер = const, DKr вт = const) по сравнению с вариантом а 552
Исходные данныепараметры двигателя и цикла. 尤〃《и коэффициенты потерь о^щая схема турбокомпрессора.расуетнуй ре^имТермагазодинами ческий расчетИсходные данныепараметры двигателя и цикла. 尤〃《и коэффициенты потерь о^щая схема турбокомпрессора.расуетнуй ре^имТермагазодинами ческий расчет口口ГазогенераторГазогенераторТурдодентиляторТурдодентиляторТурбиначисло ступеней окружная скорость диаметр (иТклр/^) прочностьТурбиначисло ступеней окружная скорость диаметр (иТклр/^) прочностьвентилятордиаметр (О8) окружная скорость (рорма проточной части . число ступенейвентилятордиаметр (О8) окружная скорость (рорма проточной части . число ступенейОграничениеОграничениечастотачастотаОграниченияОграниченияВращенияВращениякомпрессор дзорма проточной части.средний диаметр °%纱，〃夕 скорость число ступеней.компрессор дзорма проточной части.средний диаметр °%纱，〃夕 скорость число ступеней.Турбина диаметр (DTS,Cp/^B.cp^ «〃勿о ступеней 尹勿"乙 проточной, части прочностьТурбина диаметр (DTS,Cp/^B.cp^ «〃勿о ступеней 尹勿"乙 проточной, части прочностьОграничения
Исходные данные
параметры двигателя и цикла. 尤〃《и коэффициенты потерь о^щая схема турбокомпрессора.
расуетнуй ре^им
Термагазодинами ческий расчет
Исходные данные
параметры двигателя и цикла. 尤〃《и коэффициенты потерь о^щая схема турбокомпрессора.
расуетнуй ре^им
Термагазодинами ческий расчет
口
口
Газогенератор
Газогенератор
Турдодентилятор
Турдодентилятор
Турбина
число ступеней окружная скорость диаметр (иТклр/^) прочность
Турбина
число ступеней окружная скорость диаметр (иТклр/^) прочность
вентилятор
диаметр (О8) окружная скорость (рорма проточной части . число ступеней
вентилятор
диаметр (О8) окружная скорость (рорма проточной части . число ступеней
Ограничение
Ограничение
частота
частота
Ограничения
Ограничения
Вращения
Вращения
компрессор дзорма проточной части.
средний диаметр °%纱，〃夕 скорость число ступеней.
компрессор дзорма проточной части.
средний диаметр °%纱，〃夕 скорость число ступеней.
Турбина диаметр (DTS,Cp/^B.cp^ «〃勿о ступеней 尹勿"乙 проточной, части прочность
Турбина диаметр (DTS,Cp/^B.cp^ «〃勿о ступеней 尹勿"乙 проточной, части прочность
ОграниченияОграниченияПостроение проточной части.
Ограничения
Ограничения
оседих размеров камеры сгоранияоседих размеров камеры сгорания£；“ осевых размеров
оседих размеров камеры сгорания
оседих размеров камеры сгорания
£皿毗0皿^ трутовга^о^eнер^ори " 磔^协％，例〃у切勿。
Рис. 18.24. Схема формироиания облика турбокомпрессорной группы ТРДД (ТРДДФ)
(£)в = const, dK. BX min = 0,5) получается на 25 % меньше при меньших потерях в переходном канале. Формы проточных частей, близкие к вариантам б и в на рис. 18.23, имеют наибольшее распространение.
18.7. ОБЩАЯ СХЕМА ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА总
ТУРБОКОМПРЕССОРОВ ТРДДФ
На основе материалов, приведенных в разделах 18.2 ... 18.6, может быть построена общая схема формирования облика турбокомпрессорной группы ТРДД и ТРДДФ в процессе начального проектирования двигателей (рис. 18.24). Эта схема включает следующие основные блоки:
блок детального термогазодинамического расчета двигателя по всем узловым сечениям проточной части;
блоки формирования диаметральных размеров и числа ступеней г
турбины и компрессора газогенератора; вентилятора и его турбины;
блоки построения проточной части газогенератора и турбовентилятора (блоки продольных размеров);
блок геометрического согласования проточных частей газо- генератора и турбовентилятора;
блок облика турбокомпрессорной группы ТРДД в целом.
В процессе проектирования должны быть учтены указанные в предыдущих разделах ограничения, вследствие чего может потребоваться коррекция данных, принятых или полученных в верхних блоках, и даже коррекция некоторых задаваемых исходных данных.
Рис. 18.25. Схема двухконтурного двигателя, полученная с помощью ЭВМ и графопостроителя на начальной стадии САПРД (削=6, Т* = 1520 К,冗^工=26)
Следует обратить внимание на то, что формирование облика газогенератора начинается с турбины и заканчивается компрессором, а облик тур бовен тил я тор а формируют в обратном порядке, начиная с вентилятора и кончая его турбиной.
Отдельные блоки и схема в целом обычно программируются и используются для начального проектирования ТРДДф в системе автоматизированного проектирования двигателя на ЭВМ (САПРД). При использовании САПРД возможно рассмотрение большого числа вариантов облика турбокомпрессорной части ТРДД (газогенераторов и турбовентиляторов), что особенно удобно, если программа допускает использование режима диалога и графопостроителей.
На рис. 18.25 показана схема двухконтурного двигателя, полученная на ЭВМ методами САПРД по схеме, приведенной на рис. 18.24.
ПРИЛОЖЕНИЕ
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. 4-е изд. М.: Наука» 1976. 888 с.
Авиационная акустика/Под ред. А. Г. Мунииа и В. Е. Квитки. М.: Машиностроение, 1973. 448 с.
Акимов В. М. Основы надежности газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981. 207 с.
Алемасов В. Е., Дрегалин В. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных дви- гателей/Под ред. акад. В. П. Глушко. 3-е изд. М.: Машиностроение, 1980. 533 с.
Бакулев В. И., Худенко Б. Г. Расчет высотно-скоростных характеристик ТРДФ на ЭВМ. М.: МАИ, 1979, 64 с.
Бакулев В. И.т Ковнер Д. С, Козленко Б. А. Расчет характеристик ТВД на ЭВМ. М.: МАИ, 1984. 41 с.
Бассард Р. В., Де-Лауэр Р. Д. Ядерные двигатели для самолетов и ра* кет. Пер. с англ. М.: Воениздат, 1967. 399 с.
Голубев В. А. Теории и расчет двух контурных ТРД. М.: МАИ, 1983. 83 с.
Ильичев Я. Т. Термодинамический расчет воздушно-реактивных двигателей. Труды ЦИАМ № 677, 1975. 126 с.
Курзинер Р. И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1977. 212 с.
Масленников М. М., Шальман Ю. Н. Авиационные газотурбинные двигатели М.: Машиностроение, 1975. 576 с.
Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Часть L М.: Машиностроение, 1977. 312 с.
Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Часть II. М.: Машиностроение, 1978. 336 с.
Онищик И. И., Христофоров И. Л. Организация рабочего процесса и выбор параметров камер сгорания турбореактивных двигателей. М.: МАИ, 1982. 81 с.
Павленко В. Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1972. 284 с.
Расчет характеристик ТРДД и ТРДДФ на ЭВМ/В. И. Бакулев, В. А. Голубев, Д. С. Ковнер, Б. А. Козленко. М.: МАИ, 1981. 83 с.
Сосунов В. А., Литвинов Ю. А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1975. 216 с.
Талантов А. В. Горение в потоках. М.: Машиностроение, 1978. 160 с.
Теория двух контурных турбореактивных двигателей/В. П. Деменченок, Л. Н. Дружинин, А. Л. Пархомов и др. Под ред. С. М. Шляхтеико н В. А. Сосунова. М.: Машиностроение, 1979. 432 с.
Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД/А. М. Ахмедзянов, В. П. Алаторцев, С. Е. Аксельрод н др. Уфа: УАИ, 1982. 256 с.
Товарные нефтепродукты, свойства и применение/Под ред. В. М. Школьникова. М.: Химия, 1978. 472 с.
Флоров И. Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации. Труды ЦИАМ № 1099, 19 85. 260 с.
Черкасов Б. А. Автоматика и регулирование воздушно-peaктивных двигателей. М.: Машиностроение, 1974 . 376 с.
Черкез А. Я. Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом малых отклонений. М.: Машиностроение, 1975. 380 с.
Югов О. К., Селиванов О. Д. Согласование характеристик самолета н двигателя. М.: Машиностроение, 1975. 204 с.
Янкин В. И. Система программ для расчета характеристик ВРД на ЭВЦМ. М.: Машиностроение, 1976, 168 с.
Muehlbauer J. С., Thompson R. Е. Nuclear aircraft innovation and applications. Jn AJAA very large vehicle conference proc. Arlington, Virginia, April 26—27, 1979, p. 3044.
Fuel Research Spurred by Cruise Missile. Aviation Week and Space Technology, Jan. 26, 1976, Vol. 104, p. Ill ... 113.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
Авиационная ядерная силовая установка 77
Авиационный ядерный реактор 75
Автономная пусковая система 415
Антивибрационный экран 125, 149
Авторотация 417
Акустическая мощность 420
Б
Бор оводородное топливо 61
В
Вентилятор 17, 112, 291, 541
Вибрационное горение 152
Виит 351, 366
В и нтовентил ятор ный двигатель (ТВВД) 351
Внешнее сопротивление входного устройства 47, 81
Внутренний контур ТРДД, 18, 293
Водород 70, 480, 491
Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) 8
Вредные выделения камер сгорания 153
Вспомогательные авиационные ГТД 370
Вторичный воздух 138
Входное устройство (воздухозаборник) 79
—внешнего сжатия 90
—внутреннего сжатия 98
—смешанного сжатия 98
Вырождение ТРД 205
Высотно-скоростные характеристики
—ГПВРД 478
—ПВРД 456
—ТВД 366
—ТРД 217, 261, 266
—ТРДД 323
—ТРДДФ 344
—ТРДФ 268
Выходное устройство ВРД 157
Г
Газовая постоянная 29
Газогенератор 9, 186, 201, 516, 535
Газотурбинный двигатель (ГТД) 9, 354 , 357
Гиперзвуковое входное устройство (воздухозаборник) 472
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
(ГПВРД) 19, 436, 464
Граница газодинамической устойчивости компрессора (граница помпажа) 111, 113, 117, 119
д
Двигатель
—изменяемого рабочего процесса (ТРДИ) 348
——непрямой реакции 7
——прямой реакции 7
—— самолета с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП) 376
Движитель 43, 50
Двухвальный ТРД 185, 242
Двух каскадный компрессор 116
Двух контур ный турбореактивный двигатель (ТРДД) 17, 291
—с форсажной камерой (ТРДДФ) 18, 330
Действительный цикл 27
Дозвуковое входное устройство (воздухозаборник) 82
Дозвуковое (сужающееся) выходное устройство 164
Дониое сопротивление кормовой части 164
Дополнительное сопротивление входного устройства 47, 81, 95
Допустимый уровень шума 420
Дросселирование двигателя 270
Дроссельная характеристика входного устройства 103
Дроссельные характеристики
—ГПВРД 480
一 ПВРД 463
一 ТРД 270
—ТРДД 328
—ТРДДФ 344
—ТРДФ 270, 276
Дымление камеры сгорания 154
Ж
Жаровая труба 123, 146 3
Завихритель 138
Закон регулирования 218, 219, 242,
320, 343, 456
Запас устойчивости компрессора 113, 229, 235
Запуск входного устройства 98
—двигателя 413, 417
Звуковое давление 420
Звукопоглощающая облицовка 433
Зона горения 129, 138 И
Идеальный цикл 22, 37
Интенсивность (сила) звука 420
Источники шума в ВРД 425
Камера сгорания
—основная 123, 137
—форсажная 124, 148
Качество (аэродинамическое) 53, 500, 508
Классификация двигателей 9
Комбинированный реактивный двигатель 14, 481
Компрессор ПО, 116, 119
—высокого давления 243
—низкого давления 246
Коэффициент аэродинамического (внешнего) сопротивления 47, 81, 161 Коэффициент восстановления полного давления
—в камере сгорания 140
—во входном устройстве 81
— в форсажной камере 150
Коэффициент устойчивости компрессора 113
Коэффициент избытка воздуха 125
Коэффициент интенсивности охлаждения турбины 109
Коэффициент полезного действия (КПД)
—вентилятора 112, 307
—винта 355, 366
— компрессора 107
— механический 189, 297
—общий (полный) 52, 206, 300
—полетный (тяговый) 50, 206, 300
—процесса расширения 30
一 процесса сжатия 30
—термический 26, 206
—турбины 108, 109, 297
—эффективный 34, 52, 205, 300
Коэффициент полноты сгорания 127, 143, 151
Коэффициент расхода 159
Коэффициент расхода входного устройства 81
Коэффициент скорости реактивного сопла (выходного устройства) 160 Коэффициент
—реверсирования 181
—тяги 20
—тяги выходного устройства 160
Крейсерский режим 270
Криогенное топливо 491
Критерии оценки эффективности применения двигателя на самолете 502 Критическое отношение (перепад) давлений 157
Критическое сечение рактивного сопла 219, 222
Крутящий момент 395
Л
Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (вентилятора) 113, 225, 244, 248, 271, 275, 280» 317, 338, 364
Лобовая тяга 20
М
Максимальный продолжительный режим 270
Максимальный режим 270
Маршевый двигатель 378, 386
Математическая модель двигателя 186, 190, 198, 286, 288
Минимальный форсированный режим 277
Момент инерции ротора 395, 407 Мощность
—вннта 355, 367
—двигатели 49, 51, 355
—компрессора ПО
—турбины ПО
Н
Напор ность компрессора 112
Наружный (внешний) контур ТРДД 18, 293, 296
Неавтономные системы запуска 415 Неустановившиеся режимы работы авиационных ГТД 394
Неустойчивая работа входного устройства 101
Низшая удельная теплота сгорания топлива 29, 58
Номенклатура режимов работы двигателя 270, 276
Нормальная скорость горения 130
О
Общий (полный) КПД двигателя 52, 206
Объемная тяга 376
Одновальный ТРД 185
Окна перепуска 119
Оптимальная
—— скорость истечения из реактивных сопел ТРДД 298
—— степень повышения давления вентилятора 298, 300, 306
——степень повышения давления ком
прессора 41, 208, 215, 310, 336
—— степень повышения давления цик
ла 25, 32
Относительная тяга 271
Относительное количество охлаждающего воздуха 109, 192
Относительный расход топлива 127, 128
Отрицательная тяга 181
Охлаждаемая турбина 108, 192
П
Параметр размерности газогенератора 529
Параметр регулирования 219
Параметр форсирования камеры сгорания 143
Первичный воздух 138
Поворот вектора тяги 383
Поворотное реактивное сопло 383, 384
Подъемно-маршевый двигатель 383
Подъемный двигатель 379
Показатель адиабаты 23, 30
Поколения авиационных двигателей 11
Полетный КПД 50, 206
Полный форсированный режим 276
Помпаж
,— входного устройства 101
— компрессора 113, 114
Приведенная
—работа цикла 26, 32
—тяга 290
— частота вращения (обороты) 111, 323
Приведенный
—расход воздуха 111
—расход топлива 290
—удельный расход топлива 291
Приемистость двигателя 394, 396, 403
Принцип квазистационарности 396
Программа регулирования 218, 270
Проточная часть двигателя 185, 515
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 19, 435
Р
Работа
——входного устройства иа углах атаки 95
—— выходного устройства в условиях полета (во внешнем потоке) 168, 176 —компрессора 107
—турбины 108
—расширения 24, 31
—сжатия 24, 31
—цикла 23, 31, 36
Ракетно-прямоточиый двигатель
(РПД) 483, 493
Ракетно-турбиииый двигатель (РТД) 482, 487
Ракетный двигатель 7
Располагаемая работа 33, 52 Располагаемое отношение (перепад) давлений 158
Расчетное отношение (перепад) давле* ний 157
Расчетный режим двигателя 184, 510, 515
Реактивное сопло (выходное устройство) 157, 477
Реактивный двигатель 7
Реверс тяги 181
Реверсивное устройство 182, 183
Редуктор 353 , 482
Режим малого газа (земной и полетный) 270
Регенерация тепла 360
Регулируемое
— входное устройство 96, 97
— выходное устройство 172, 179 Регулируемый сопловой аппарат турбины 122
Регулирующий фактор 219
Ротор
—высокого давления (РВД) 242
—двигателя 189, 395
—низкого давления (РНД) 242 Рычаг управления двигателем (РУД) 217, 394
С
Самолет с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП) 376
Сброс газа 396
Сверхзвуковое входное устройство (воз- духозабориик) 87
Сверхзвуковое выходное устройство (реактивное сопло) 173
Сверхзвуковой пассажирский самолет (СПС) 203
Свободная энергия 38, 292
Силовая установка 44
Система автоматизированного проектирования двигателей (САПРД) 332, 498
Система автоматического регулирования (САР) 219
Система «летательный аппарат ——двигатель» 498
Скольжение роторов 251, 285, 325, 329
Скоростной напор набегающего потока 47, 266
Скоростные характеристики
—ГПВРД 478
—ПВРД 456
—ТВД 368
—ТРД 261, 264
—ТРДД 323
—ТРДДФ 344
—ТРДФ 268
Скоростная характеристика входного устройства 104
Скорость горения 130
Скорость истечения из реактивного сопла 193, 197, 201
Смесительное устройство 309 Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины 219, 242 Сопло
—Лаваля 173
— с центральным телом 178
— сужающееся 165, 171
—эжекторное 178
Сопловой аппарат турбины 122, 237
Сопротивление
—входного устройства 47
— кормовой части гондолы 47
— силовой установки 46
Спектр шума 421
Срывиая характеристика камеры сгорания 143
Стабилизатор пламени 135
Стартер 413, 415
Степень
— двухконтурности 18, 291
——повышения давления вентилятора 291
—повышения давления компрессора 41, 107
—повышения давления во входном устройстве 79
——повышения давления в цикле (общая степень повышения давления) 24
— повышения температуры (подогрева) 24
—понижения давления в турбине 108
——форсирования двигателя 213
Стех иометр ический коэффициент 58, 125,
Суммарный
—коэффициент избытка воздуха 260
—относительный расход топлива 260
Т
Теоретическая дальность полета 53 504'
Теоретическая работа цикла 24
Тепловая машина 22
Теплоемкость 28, 30
Теплообменник 354, 360
Термический КПД 26
Термогазодииамический расчет 186, 307, 335, 446 Термодинамический цикл —с подводом тепла при постоянном давлении —идеальный 16, 17, 23, 25, 27, 465 ——действительный 31, 439, 468 — с промежуточным подогревом 37, 40 — с регенерацией тепла 361 Топливо 54 Турбина 120 Турбовеитилятор 386, 541 Турбовальный двигатель 363 Турбовинтовой двигатель (ТВД) 18, 351
—— с бирототивной турбиной 353
—— (турбовальный) со свободной турбиной 352
一 с регенерацией тепла 353, 360
Турбокомпрессор 515, 554
Турбопрямоточный двигатель (ТРДП) 482, 485
Турбореактивный двигатель (ТРД) 15, 184, 217
—с форсажной камерой (ТРДФ) 16, 184, 217
Тяга двигателя 43
Тяга выходного устройства (реактив
ного сопла) 158
Тяга турбовеитилятора 388
Тяговая мощность 49
Тяговооружеииость самолета 376
У
Углеводородное топливо 62
Удельная — весовая тяга 376 ——лобовая тяга 20 —масса двигателя 22, 490 —масса двигателя по мощности 22 一 мощность 20, 357 ——объемная тяга 22, 382 —тяга 19, 48, 203, 212, 294 Удельный
—вес двигателя 22, 313, 357, 381
—импульс тяги 21, 448, 453, 471
—объем двигателя 381
—расход топлива 21, 203, 212, 295
—расход топлива по мощности 21,357
Уровень
—воспринимаемого шума 422
—звукового давления 421
Ф
Форсажная камера 148
Формированный (форсажный) режим
256, 276, 337
Форсирование ГТД впрыскиванием жидкости 374
Форсунка 123, 128
Фронт пламени 130, 131
Фронтовое устройство 123, 137, 138
X
Характеристика
— вентилятора 114
—вивта 366
— входного устройства 103
— выходного устройства 170, 175
— камеры сгорания 142
—компрессора 110, 117, 119
—турбины 120
Цикл двигателя (см. термодинамический цикл)
Ч
Частичный форсированный режим 277 Частота вращения (обороты) НО, 189, 219, 320, 329, 343
Ш
Шум
—вентилятора 425, 428
—двигателя 420
—компрессора 425, 428
— реактивной струи 425, 426
，一-турбины 425, 431
Шумоглушение 429, 431, 433
Э
Эжекторное реактивное сопло 178
Эквивалентная мощность 355
Экономическая степень повышения давления компрессора 209,211,
214
Экран (антивибрационный, теплозащитный) 125, 148, 149
Эксплуатационные характеристики ГТД 394
Этапы запуска ГТД 414
Эффективная работа цикла 31, 205
Эффективная тяга двигателя 43, 44, 47
Эффективный КПД 34, 205
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 3
Основные условные обозначения 4
Введение 7
Часть 1・ Термогазодинамнческне н энергетические основы ВРД.15
Глава 1. Общие вопросы теории ВРД 15
Основные типы н принцип действия ВРД 15
Удельные параметры ВРД 19
ВРД как тепловая машина 22
Работа воздушно-реактивного двигателя как движителя 43
Взаимосвязь коэффициентов полезного действия воздушно-реактивных двигателей 51
Глава 2. Источники энергии ВРД 54
Основные функции топлив и возможные источники энер* гии ВРД 54
Химические топлива и их энергетические характеристики 57
Углеводородные реактивныетоплива 62
Водород какавнациониое топливо 70
Особенностииспользованияядерной энергии в ВРД 74
Часть 11・ Характ^>истики основных узлов ВРД 79
Глава 3. Входные устройства ВРД 79
Требования, предъявляемые к входным устройствам 79
Входные устройства для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета 82
Входные устройства для сверхзвуковых скоростей полета (Мп >1,5) 87
Глава 4. Характеристики компрессоров и турбин 107
Основные уравнения 107
Характеристикиирегулированиекомпрессоров. . .110
Характеристикиирегулированиетурбин 120
Глава 5. Камеры сгорания воздушно-реактивных двигателей....123
5.1. Общие сведения о камерах сгорания . .123
52Характеристика процессов горения 125
Основные камеры сгорания ТРД 137
Форсажные камеры сгорания 148
Вредные выделения камер сгорания и пути их снижения 153
•565
Глава 6. Выходные устройства ВРД
Общие вопросы
Выходные устройства для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета
Выходные устройства для сверхзвуковых скоростей полетй
Использование реактивной струи для создания отрицательной тяги
Часть Ш> Удельные параметры и характеристики ГТД
Глава 7. Термогазодинамический расчет и зависимость удельных параметров ТРД, ТРДФ и газогенераторов ТРДД от параметров рабочего процесса
Термогазодииамический расчет ТРД, ТРДФ н газогенераторов ТРДД иа расчетном режиме
Зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива ТРД от основных параметров рабочего процесса
Зависимости степеней повышения давления и подогрева в газогенераторе ТРДД от параметров рабочего процесса -7.4. Зависимости удельной тяги и удельного расхода топ
лива ТРДФ от параметров рабочего процесса
Глава 8. Характеристики и методы регулирования ТРД и ТРДФ ...
Понятие о характеристиках авиационных двигателей и их связи с регулированием
Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины одиовальных ТРД при различных законах регулирования
Совместная работа компрессоров, камеры сгорания и турбин двухвальных ТРД при различных законах регулирования
Регулирование ТРДФ на форсированных режимах ...
Высотно-скоростные характеристики ТРД и ТРДФ ...
Дроссельные характеристики ТРД и ТРДФ
Расчет характеристик ТРД и ТРДФ
Приведение основных параметров ТРД к стандартным атмосферным условиям
Глава 9. Двухконтурные двигатели для самолетов с дозвуковыми скоростями полета
Общие сведения
Некоторые вопросы теории ТРДД
Параметры, характеризующие эффективность ТРДД
Оптимальное распределение свободной энергии между потоками внутреннего и наружного контуров
Расчет параметров ТРДД
Влияние основных параметров рабочего процесса Н и Мп на удельную тягу и удельный расход топлива ТРДД
Влияние параметров рабочего процесса на удельный вес и диаметр миделевого сечения ТРДД
Методика расчета высотно-скоростных и дроссельных режимов ТРДД
Высотные и скоростные характеристики ТРДД...
Дроссельные характеристики ТРДД
Глава 10. Двухконтурные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ)
576473576473883 1211 112 2 23 1211 112 2 27272727292922 6 10 6 о4 5 6 7 8 92 2 2 2 2 22 6 10 6 о4 5 6 7 8 92 2 2 2 2 21 1 2 49 9 9 921 1 2 49 9 9 922 2 22 2 22 32 39309306 3 8^ ^ ^6 3 8^ ^ ^^^о33о33Область применения, схема
576473
576473
8
8
3 12
11 11
2 2 2
3 12
11 11
2 2 2
7
2
7
2
7
2
7
2
9
2
9
2
2 6 10 6 о
4 5 6 7 8 9
2 2 2 2 2 2
2 6 10 6 о
4 5 6 7 8 9
2 2 2 2 2 2
1 1 2 4
9 9 9 9
2
1 1 2 4
9 9 9 9
2
2 2 2
2 2 2
2 3
2 3
9
30
9
30
6 3 8
^ ^ ^
6 3 8
^ ^ ^
^
^
о
3
3
о
3
3
Оптимальные параметры рабочего процесса ТРДДФ
Алгоритмы расчета удельных параметров и параметров рабочего процесса ТРДДФ
Влияние параметров рабочего процесса ТРДДФ на
Алгоритм расчета высотно-скоростных и дроссельных режимов работы ТРДДФ
Высотно-скоростиые и дроссельные . характеристики ТРДДФ
Двигатели изменяемого рабочего процесса (ТРДИ)
Глава 11. Турбовинтовые, винтовентиляторные, турбовальные двигатели и вспомогательные силовые установки
Турбовинтовые и турбовальные двигатели.
Схемы. Области применения
Параметры, характеризующие эффективность работы ТВД. Некоторые особенности расчета параметров ТВД
Влияние параметров рабочего процесса иа удельную мощность, удельный расход топлива и удельный вес ТВД и турбовальных ГТД
Некоторые особенности ТВД и турбовальных двигателей с регенерацией тепла
Дроссельные характеристики ТВД и турбовальных двигателей ；
Высотные и скоростные характеристики ТВД и турбо- вальных двигателей. Законы их регулирования ...
Вспомогательные авиационные ГТД и их основные особенности
Работа вспомогательной сяловой установки в режиме 、отбора воздуха
Форсирование ТВД и других ГТД впрыскиванием жидкости
Глава 12. Двигатели самолетов с вертикальным взлетом и посадкой
Требования к силовым установкам СВВП и возможные типы двигателей
Подъемные турбореактивные двигатели
Подъемно-маршевые двигатели
Двигатели с подъемными, турбовеитиляторами ,...
Сравнение различных силовых установок для вертикально взлетающих самолетов
Часть IV. Некоторые эксплуатационные хгфактеристики ГТД
Глава 13. Неустановившиеся режимы работы авиационных ГТД ...
Расчет параметров одновальиого ТРД на неустановив- шихся режимах
Приемистость одновальиого ТРД и способы ее улучшения
Особенности переходных режимов двухвальных ТРД
Запуск газотурбинных двигателей в стартовых условиях
Запуск газотурбинных двигателей в полете
Глава 14. Шум воздушно-реактивных двигателей
Основные понятия и нормы на допустимый уровень шума
Источники шума в ВРД
335335337344348351351355357360363366370372374376376379383386389394394395403410413417420420425429567335335337344348351351355357360363366370372374376376379383386389394394395403410413417420420425429567Способы сняжения шума ВРД
335
335
337
344
348
351
351
355
357
360
363
366
370
372
374
376
376
379
383
386
389
394
394
395
403
410
413
417
420
420
425
429
567
335
335
337
344
348
351
351
355
357
360
363
366
370
372
374
376
376
379
383
386
389
394
394
395
403
410
413
417
420
420
425
429
567
534534Часть V. Прямоточные и комбин>фо!1аииые двигатели для больших сверхзвуковых н гиперзвуковых скоростей полета
5
3
4
5
3
4
534534Глава 15. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели
5
3
4
5
3
4
6 8 68 43 3 4 4 54 4 4 4 46 8 68 43 3 4 4 54 4 4 4 4Особенности основных типов ПВРД
6 8 68 4
3 3 4 4 5
4 4 4 4 4
6 8 68 4
3 3 4 4 5
4 4 4 4 4
Эффективность ПВРД
Методы расчета параметров рабочего процесса...
Удельные параметры и основные данные ПВРД ...
Характеристики ПВРД
4648484848^^4648484848^^44Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели
4648484848^^
4648484848^^
4
4
Глава 16. Комбинированные реактивные двигатели
Основные схемы и принципы расчета параметров комбинированных реактивных двигателей
Турбопрямоточные двигатели
Ракетно-турбинные двигатели
ВРД с использованием хладоресурса и высокой работоспособности криогенных топлив
Ракетно-прямоточные двигатели (РПД)
894894Часть VI. Теоретические основы проектирования газотурбинных двигателей
8
9
4
8
9
4
頌頌Глава 17. Выбор размера, параметров и программ управления дви* гателем, оптимальных для летательного аппарата....
頌
頌
9 2 5 5 5 69 о Q 1 1 14 5 5 5 5 59 2 5 5 5 69 о Q 1 1 14 5 5 5 5 5Двигатель как элемент системы «летательный аппарат». Задачи согласования двигателя с самолетом ...
9 2 5 5 5 6
9 о Q 1 1 1
4 5 5 5 5 5
9 2 5 5 5 6
9 о Q 1 1 1
4 5 5 5 5 5
Критерии оценки эффективности применения двигателей на самолете
Выбор размера и параметров рабочего процесса двигателя
Глава 18. Проектирование проточной части турбокомпрессоров ГТД
Основные цели и исходные данные
Связь конструктивно-геометрических параметров компрессора и турбины газогенератора ТРДДФ ...
8585Особенности проектирования проточной части турбин газогенераторов ТРДЦФ
8
5
8
5
^ ^ ^^ ^ ^Проектирование проточной части компрессора газогенератора ТРДЦФ
^ ^ ^
^ ^ ^
55Проектирование проточной части газогенераторов двухконтурных двигателей
5
5
Проектирование проточной части турбовентилятора ТРДДФ
4 6 9 05 5 5 65 5 5 54 6 9 05 5 5 65 5 5 5Общая схема формирования облика турбокомпрессоров ТРДДФ
4 6 9 0
5 5 5 6
5 5 5 5
4 6 9 0
5 5 5 6
5 5 5 5
Приложение
Список литературы
Предметный указатель
6Ts. I
Б«< 39 ^5 тзз
УДК 629.7.036.001 (07.58)
Авторы: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков,В. А. Сосунов, С. М. Шляхтеико
Рецензент Куйбышевский авиационный институт
Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей/Под ТЗЗ ред. С. М. Шляхтенко. Учебник для вузов — 2-е изд., перераб. и доп.—М.: Машиностроение, 1987 — 568 с.: ил.
(В пер.)： 1 р. 60 к.
Изложены вопросы теории авиационных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) различных типов. Дан анализ особенностей термодинамических циклов, принципов выбора оптимальных параметров; рассмотрены характеристики и эксплуатационные особенности ВРД. Приведены примеры расчетов ВРД.
Второе издание (1-е изд. под иазв. «Теория воздушно-реактивных двигателей», 1975 г.) дополнено материалами по источникам энергии, проектированию ВРД; переработай материал по камерам сгорания, двухкоитуриым двигателям и двигателям для высоких сверхзвуковых скоростей пол;та.
3606030000-117ББК 39.52
Т 038 (01)-87— “7-87一
УЧЕБНИК
Владимир Михайлович Акимов, Всеволод Иванович Бакулев,
Рувим Исаевич Курзинер, Владимир Васильевич Поляков,
Владимир Аристархович Сосунов, Сергей Михайлович Шляхтенко
ТЕОРИЯ И РАСЧЕТ В03ДУШН0-РЕАКТИВШ4Х.ДЩ1Ш：£ЛЕ,Й
Редактор Л. Г. Грановская| 匸- г I'
Технический редактор Н. М. Харитонова|卜 s.r --
Корректоры: И. М. Борейша, А. М. Усачева'»►—^二二一二._“.二 Д__
ИБ № 4298
Сдано в набор 13.10.86. Подписано в печать 10.03.87. Т-09502.
Формат 60X90716. Бумага кн.-журнальная. Гарнитура литературная. Печать высокая.
Усл. печ. л. 35,5. 'Усл. кр.-отт. 35,5. Уч.-изд. л. 38,7. Тираж 7600 экз.
Заказ 2285. Цена 1 р. 60 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение», 107076, Москва, Стромынский пер., 4
Отпечатано с набора Ленинградской типографии № 6ордена Трудового Красного Знамени Ленинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфииОтпечатано с набора Ленинградской типографии № 6ордена Трудового Красного Знамени Ленинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфиин книжной торговли. 193144, г. Ленинград, в Ленинградской типографии № 4 ордена Ленинградского объединения «Техническая Союзполиграфпрома при Государственном полигпафии и книжной торговли. 191126,н книжной торговли. 193144, г. Ленинград, в Ленинградской типографии № 4 ордена Ленинградского объединения «Техническая Союзполиграфпрома при Государственном полигпафии и книжной торговли. 191126,ул. Моисеенко, 10■Трудового Красного Знамени книга» им. Евгении Соколовой комитете СССР по делами здательств, Ленинград, Социалистическая ул., 14.ул. Моисеенко, 10■Трудового Красного Знамени книга» им. Евгении Соколовой комитете СССР по делами здательств, Ленинград, Социалистическая ул., 14.
Отпечатано с набора Ленинградской типографии № 6
ордена Трудового Красного Знамени Ленинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфии
Отпечатано с набора Ленинградской типографии № 6
ордена Трудового Красного Знамени Ленинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфии
н книжной торговли. 193144, г. Ленинград, в Ленинградской типографии № 4 ордена Ленинградского объединения «Техническая Союзполиграфпрома при Государственном полигпафии и книжной торговли. 191126,
н книжной торговли. 193144, г. Ленинград, в Ленинградской типографии № 4 ордена Ленинградского объединения «Техническая Союзполиграфпрома при Государственном полигпафии и книжной торговли. 191126,
ул. Моисеенко, 10■
Трудового Красного Знамени книга» им. Евгении Соколовой комитете СССР по делами здательств, Ленинград, Социалистическая ул., 14.
ул. Моисеенко, 10■
Трудового Красного Знамени книга» им. Евгении Соколовой комитете СССР по делами здательств, Ленинград, Социалистическая ул., 14.
© Издательство «Машиностроение», 1975
Издательство «Машиностроение», 1987, с изменениями
ПРЕДИСЛОВИЕ
Второе издание учебника «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» выходит в свет более чем через десять лет после первого, выпущенного в 1975 году. За этот период получила существенное развитие алгоритмизация методов расчета рабочего процесса и характеристик ВРД в связи с широким внедрением в практику проектирования авиационных двигателей электронно- вычислительной техники. Появилось большое число публикаций по вопросам теории ВРД.
Руководствуясь утвержденной программой дисциплины «Теория ВРД», авторы сохранили основу первого цздания учебника, предусматривающую последовательное изложение принципов организации рабочего процесса и изменения характеристик ВРД различных типов на базе детального изучения теории ТРД и газогенераторов.
В новом издании возникла необходимость переработки некоторых глав и существенной доработки большинства разделов по сравнению с первым изданием учебника. Во второе издание введены также новые разделы: теоретические основы начального этапа проектирования ГТД; источники энергии ВРД; согласование характеристик двигателя и летательного аппарата.
Теории двухконтурных двигателей посвящены гл. 9, 10, 17 и 18 вместо одной гл. 8 первого издания.
Учебник предназначен для студентов, изучающих теорию ВРД, он также может быть использован аспирантами и инженерами, работающими в авиационной промышленности.
Работа авторов над учебником распределилась следующим образом. Введение, гл. 9, 10 и 11 написаны С. М. Шляхтенко, гл. 1 — В. М. Акимовым, В. А. Сосуновым и С. М. Шляхтенко при участии В. В. Полякова и В. И. Бакулева, гл. 2, 12, 13, 14 и 18 — В. А. Сосуновым, гл. 3 и 6 — В. В. Поляковым, гл- 4, 7 и 8 ——В. И. Бакулевым, гл. 15 й 16 — Р. И. Курзинером. Из первого издания учебника в гл. 1, 4, 8 и 11 использованы материалы В. М. Акимова, а в гл. 9, 10, 11——В. П. Деменченка. Помощь при редактировании учебника оказывал В. И. Бакулев.
Авторы выражают благодарность проф. О. К. Югову и доц. И. И. Он ищи ку за предоставленные ими материалы и помощь в написании глав 5 и 17 второго издания.
Авторы благодарят к. т. н. В. Д. Коровкина за помощь в подготовке материалов к гл. 18.
Авторы признательны заслуженному деятелю науки и техники, д. т. н. профессору В. П. Лукачеву и сотрудникам кафедры «Теория двигателей летательных аппаратов» Куйбышевского авиационного института за ценные замечания, сделанные ими при рецензировании рукописи.
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
% — скорость полета, м/с;
Н — высота полета, м (км);
М — число Маха;
入 ——приведенная скорость;
а — скорость звука, м/с;
^кр — критическая скорость звука, м/с;
с ——осевая скорость движения воздуха или газа, м/с;
在一окружная скорость, м/с;
р — давление, Па (кПа);
Т — температура, К;
n Р ——тяга двигателя, Н (даН, кН);
п —удельная тяга двигателя, Н -с/кг (даН - с/кг, кН - с/кг);
—удельный расход топлива, кг/(Н-с) (кг/(даН-ч), кг/(кН-ч));
—лобовая тяга, Н/м2 (даН/м2, кН/м2);
—эффективная тяга двигателя, Н (даН, кН);
—тяговая мощность ГТД, Вт (кВт);
—мощность винта ТВД, Вт (кВт);
"р. с — мощность реактивной струи ТВД, Вт (кВт);
汽？，储—мощность ТВД, Вт (кВт);
N3. уд — Удельная мощность, ТВД; Дж/кг (кДж/кг);
С© ——удельный расход топлива по мощности, кг/(Вт*с) (кг/кВт*ч);
•^уд ——удельный импульс, Н-с/кг (даН-с/кг, кН-с/кг);
Мдв — сухая масса двигателя, кг;
7nB — удельный вес двигателя;
Тдв. р 一 удельная масса двигателя, кг/Н (кг/даН, кг/кН);
Тдв^ — удельная масса двигателя по мощности, кг/Вт (кг/кВт);
冗》—— степень повышения давления во входном устройстве;
冗六—степень повышения давления компрессора;
冗;——степень повышения давления вентилятора;
冗Е —— общая степень повышения полного давления в ГТД;
冗^ ——степень понижения давления в турбине;
3Tс. р — располагаемая степень понижения давления в реактивном сопле; 冗с — степень понижения давления в реактивном сопле;
'九一частота вращения, 1/с;
т — степень двухконтурности;
Gp — расход воздуха через компрессор, кг/с;
G『一расход газа через турбину, кг/с;
% — расход топлива, кг/с;
G〕ф — расход топлива в форсажной камер сгорания, кг/с;
厶一теоретическая работа цикла, Дж/кг (кДж/кг);
厶一эффективная работа цикла, Дж/кг (кДж/кг)；
Lr — работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг);
Lt — работа турбины, Дж/кг (кДж/кг)
Lk$ — изоэнтропическая работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг)；
L^s — изоэнтропическая работа турбины, Дж/кг (кДж/кг);
刀± ——термический КПД цикла;
Пе ——эффективный КПД цикла;
i]n —— полетный КПД двигателя;
По ——общий КПД двигателя;
Пти — механический КПД;
Пв — КПД винта;
噹一КПД вентилятора;
т|к — КПД компрессора;
哨 一 КПД турбины по параметрам заторможенного потока;
р — плотность, кг/м3;
г — энтальпия, Дж/кг (кДж/кг);
s — энтропия, Дж/(кг• К) (кДж/(кг• К))；
R — газовая постоянная, Дж/(кг-К) (кДж/(кг-К));
Q ——количество тепла, подведенного (отведенного) к 1 кг рабочего тела, Дж/кг (кДж/кг);
9т — относительный расход топлива;
q —— скоростной напор, Н/м2 (даН/м2)；
后 一 показатель адиабаты;
Ср ——удельная теплоемкость, Дж/(кг-К) (кДж/(кг-К));
о — коэффициент восстановления полного давления;
а — коэффициент избытка воздуха в камере сгорания;
Пг ——коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания;
т]ф ——коэф< шциент полноты сгорания топлива в форсажной камере сгорания;
(рвх — коэффициент расхода входного устройства;
(рс — коэффициент скорости реактивного сопла;
、ку — запас устойчивости компрессора;
F —— площадь проходного сечения, м2;、
Ни — низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг);
团砧一коэффициент уравнения расхода (кг-К/Дж)0,5 [(кГ'К/кДж)0*5];
р. — коэффициент изменения массового расхода;
сх — коэффициент аэродинамического сопротивления.
Индексы
н ——невозмущенный поток, окружающая среда;
В ——сечение на входе в двигатель за входным устройством; ВН — сечение за вентилятором;
к — сечение г ——сечение т — сечение ф — сечениэк — сечение г ——сечение т — сечение ф — сечениэза компрессором;
к — сечение г ——сечение т — сечение ф — сечениэ
к — сечение г ——сечение т — сечение ф — сечениэ
за камерой сгорания (перед турбиной);
на выходе из турбины;
за форсажной камерой;■
кр — критическое сечение реактивного сопла, критические параметры; с — выходное сеченне реактивного сопла, реактивное сопло;
вх ——входное устройство ГТД;
с. а ——сопловой аппарат турбины;
в — воздух; г ——газ;
т — топливо;
пр — приведенные параметры;
р — расчетный режим;
гг 一 газогенератор;
О — параметры соответствующие Мп = 0; при р0 — 101325 Па и 7\ = =288,15 К;
* — параметры заторможенного потока;
— внутренний контур ТРДД;
— наружный контур ТРДД;
ВД — ротор высокого давления;
НД — ротор низкого давления.
Газодииамические функции
守М）口 （弟尸
k~ 1 т+т
t(а)=产=1一Em；
у （入）=
1 л м佗十1
（屮
е (X)=
『（1
左一1
1+ 1
z (%)=入十-^-;
ВВЕДЕНИЕ
Реактивные двигатели, или двигатели прямой реакции, использующиеся для приведения в действие ракет, получили название ракетных двигателей. Эти двигатели обладают рядом положительных особенностей, из которых наиболее важной является независимость рабочего процесса и его конечного результата ——возникновения силы тяги от условий окружающей среды.
Ракетные двигатели ' развивались и совершенствовались по многим направлениям, особенно в послевоенные годы, что позволило, используя эти двигатели, начать освоение космоса.
Однако даже самые совершенные современные ракетные двигатели крайне неэкономичны и поэтому применяются лишь в тех случаях, когда продолжительность их непрерывной работы может быть сравнительно небольшой. Этот недостаток ракетных двигателей помешал их применению в авиации, т. е. в пилотируемых летательных аппаратах, летающих в атмосфере.
Как известно, в авиации нашла применение винтомоторная двигательная установка — типичный пример двигательной установки непрямой реакции с разделением функций двигателя (мотор) и движителя (воздушный винт).
Винтомоторная установка, в результате интенсивного совершенствования, позволила достичь скорости полета самолета, превышающей 700 км/ч. Дальнейшего развития авиации в направлении увеличения скорости полета ——одного из важнейших показателей технического совершенства самолета, поршневой мотор уже обеспечить не мог. Это было связано с тем, что к концу второй мировой войны все основные средства улучшения рабочего процесса, конструкции и технологии изготовления двигателей были уже практически исчерпаны. Рост мощности, необходимой для увеличения скорости, вызывал одновременно почти пропорциональный рост массы и габаритных размеров двигателя, приводивший к необходимости получения еще большей мощности. Увеличение мощности требовалось также вследствие уменьшения КПД винта на больших скоростях полета, связанного с появлением волнового сопротивления на концах лопастей при обтекании их
околозвуковым потоком.
Воздушно-реактивный двигатель (ВРД), как и ракетный двигатель, является двигателем прямой реакции, но отличается от последнего существенной экономичностью, так как на борту летательного аппарата запасается лишь горючее, а основной компонент рабочего тела — воздух забирается из атмосферы.
Резкое возрастание мощности по скорости полета наряду с приемлемой экономичностью и определили переход авиации от двигательных установок с поршневым мотором к ВРД.
Следует отметить, что теоретические основы рабочего процесса этих двигателей были заложены задолго до начала их практического применения. Еще в 1929 г. академиком Б. С. Стечкиным была опубликована получившая впоследствии всемирное признание статья «Теория воздушно-реактивного двигателя», в которой •впервые были изложены основные положения теории ВРД. - В 1932 г. профессор В. В. Уваров начал работать над турбо- -винтовым двигателем оригинальной схемы. Двигатель Уварова можно считать одним из первых в нашей стране примеров использования в авиационной технике газотурбинного двигателя, являющегося основой современных ВРД.
В 1935 г. будущий академик А. М. Люлька разработал газотурбинный двигатель, действующий по принципу прямой реакции —— турбореактивный двигатель. Им же несколько позже был предложен другой, наиболее широко распространенный в настоящее время тип ВРД ——двух контурный турбореактивный двигатель (ТРДД).
Значительное влияние на развитие отечественных воздушно- реактивных двигателей оказали советские ученые Б. С. Стечкин, В. В. Уваров, И. И. Кулагин, К. В. Холщевников, М. М. Бонда- рюк, Т. М. MeлькyмoBj Г. Н. Абрамович, М. М. Масленников, Ю. Н. Нечаев и другие, труды и монографии которых по теории ВРД во многом способствовали созданию советской школы специалистов авиадвигателестроения.
После Великой Отечественной войны двигателестроительная промышленность нашей страны быстро перестроилась на создание ^газотурбинных двигателей. Были организованы конструкторские бюро, в которых работали талантливые конструкторы и ученые А. М. Люлька, А. А. Микулин, С. К. Туманский, В. А. Добрынин, В. Я. Климов, Н. Д. Кузнецов, П. А. Соловьев, А. Г. Ивченко, С. П. Изотов, В. А. Лота рев и др. Работы по созданию прямоточных двигателей возглавил М. М. Бондарюк. Отечественное двига- телестроение стало быстро развиваться и оснащать авиацию высо- коэффективными газотурбинными двигателями, позволившими ей занять по летно-техническим показателям передовые позиции в мировой авиационной технике.
За рубежом работы по созданию авиационных двигателей нового типа начались примерно в те же годы, что и у нас. Разработкой вопросов теории ВРД еще с 1933——1935 гг. занимался Руа во Франции, в Италии Кампини создал мотокомпрессорный ВРД.
Большой вклад в разработку ТРД в довоенные годы внес в Англии Ф. Уиттл. Здесь работы велись фирмами Роллс-Ройс, Бристол Сидли и др. В Германии над созданием ТРД работали фирмы БМВ и ЮМО. В США работы по газотурбинным двигателям начались несколько позже, чем в других странах. Поэтому производившиеся вскоре после войны в этой стране газотурбинные двигатели являлись, в основном, лицензионными, главным образом —— английскими. В последующие годы, однако, и в США известными фирмами Пратт-Уитни и Дженерал Электрик стали создаваться оригинальные конструкции двигателей.
В послевоенные годы авиационная техника находит все более широкое применение в народном хозяйстве, что приводит к необходимости специализации летательных аппаратов (ЛА) и двигателей. Так, помимо пассажирской авиации, в которой имеется несколько типов самолетов, оптимизированных для полетов иа дальние и ближние расстояния, большой и малой пассажировместимости, появилась специальная сельскохозяйственная авиация, широкое распространение получили вертолеты и т. д. Для каждого типа ЛА необходимо разрабатывать оптимизированный тип двигателя.
Однако большое разнообразие двигателей вызывает трудности в производстве, эксплуатации, в снабжении запчастями и т. д. Поэтому наряду со специализацией (которая необходима для обеспечения групп ЛА, существенно отличающихся от других летнотехническими данными) существует тенденция создания модификаций двигателей, разрабатываемых на базе одного наиболее сложного узла — газогенератора. Создавая на базе одного газогенератора одноконтурные и двухконтурные двигатели для разных скоростей полета и с разным уровнем тяги, удается их максимально унифицировать. Например, двухконтурный двигатель Д-36, устанавливаемый на самолете Як-42, и турбовальный двигатель Д-136, устанавливаемый на вертолете Ми-26, созданы на базе одного и того же газогенератора.
На рис. 1 приведена классификация двигателей, разрабатываемых и находящихся в эксплуатации. Из рисунка следует, что большая часть ВРД относится к Числу газотурбинных двигателей
расположения двигателейрасположения двигателей(ГТД). На рис. 1 последовательность
расположения двигателей
расположения двигателей
соответствует возрастающей скорости полета, для которой они оптимальны. Поэтому первым стоит турбовальный двигатель, предназначенный для вертолетов со скоростью полета 200 ... 350 км/ч, а замыкает таблицу сверхзвуковой прямоточный двигатель (ГПВРД), который может быть использован только при скоростях полета, более чем в 6 ... 7 раз превышающих скорость звука.
ГТД насчитывают к середине восьмидесятых годов четыре поколения. Первое поколение уже практически не применяется, что касается второго, третьего и четвертого, то они все используются на различных типах летательных аппаратов.
PHP L Tsnbl B034yInH0,peaKTHBHblx двигателей
Каждое новое поколение ВРД отличается от предЕествуюЕего существен НМ УЛУЧЕенмем характермстм-главном образом та， KX7 как 3KOHOMqHOCTb S удельная масс 屮 Это достигается за счет повышения температуры газа перед ТУР6МНОрегулмрованмя стег пенм повышения давленмувеличения КПД элементов- прммене— нмя новых прогрессивных материалов S технологий》 перехода на более эффективнее схемы двигателей S соверЕенствованмя мх В табл • 1 приведены основные отлмчительне особенности двм・ гателей каждого поколения S даны некоторые прогностмиескме сведения о двигателях пятого S шестого поколений》над которыми сегодня работают ученые м КОНСТРУКТОРЕ в наЕ& стране м за рубежом，
Из таблицы вмднчто каждое новое поколение двигателей отлмиается от предыдущего повышением температургаза перед Турбиной не менее чем на 150 …250 К с соответствуюЕММ ростом степени повышения давления S усложнением конструкцмн в иелом・ даннЕе о возможном уровне параметров S ^й^зкияопнк двм, гателепятого S шестого поколенм" показываючто несмотря на высокий темп развмтмя в проЕедише годы ВРД еЕе имеются ре， зервмх соверЕенствованмя，будет также расдшряться область прммененмя ВрД м по назначению я по скоростям полет屮 Наряду с УЛУЧЕенмем основных относмтельннх показателей двигателей характерным является непрерывный рост абсолютной -о
Поколения авиационных газотурбинных ВРД
Таблица 1
Характерные особенности
Первое
Второе
Третье
Четвертое
Прогноз ируемые данные
Тип двигателя
ТРД
ТРДФ, ТРДД, ТВД, ТРДД с малым m
ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ
ТРДД с большим 加，ТРДДФ
ТРДД, ТРДДФ тввд
Удельная масса двигателя *
0,60,8
0,220,26
0,140,18・
0,120,13
<0,09 ... 0,10
Удельный расход топлива на М = 0,8, Н = " **
1,21,4
!,!…0,8
0,7... 0,64
0,62 ... 0,58
0,560,50
Схема двигателя
Одновальный
Одновальный с регулируемым направляющим аппаратом компрессора
Одновальный с развитой механизацией
Двухвальный
Трехвальный
Двухвальный
Трехвальный
Двухвальный Трехвальный Сокращение числа ступеней и лопаток
Максимальная температура ■ газа перед турбиной
9001000
11501250
14001500
1500 ... 1650
18002000
忘金
й 0
S S с 口工
g
工嗒
сч
!_江 3
U g g g 3 Й °
g e 片 W d H I
ОО
寸
茅弱评
ё
со
о
I к н
1録翡
К u
5工н d
о in
吟
со
£н н
l±l
n0" и
g H к 0 H
I 工'HHirgBieHHejKiroKodu
•molalfowE。XHMJdHJKe3°EnHsfflo^^ms^ Вт4
•fflosssrau XZHHadaQHEW К1гяNNHHQhBHEBHKedLI
WKir ①一,EJH°4工 B2BJOHJO ^зччгач
-Екэнга^хй ^ KQLKOOHLOSKHEE4
Рис. 2. Изменение максимальной и минимальной тяги двигателей по годам
тяги одного агрегата. На рис. 2 приведен график роста максимальной тяги газотурбинных двигателей по годам. Нет оснований думать, что в последующие годы тяга двигателей больше не будет возрастать. Увеличивающаяся полетная масса самолетов будет требовать соответствующего роста тяги двигательной установки. Сохраняют значение и развиваются двигатели малой тяги, предназначенные для небольших летательных аппаратов.
Наряду с газотурбинными двигателями
//，I96019701980 龙勿а
в последнее время все
чаще применяются бескомпрессорные или прямоточные двигатели. Имея такой серьезный недостаток, как отсутствие стартовой тяги, прямоточные двигатели, тем не менее, становятся все более серьезными конкурентами ракетным двигателям в связи с существенно более высокой экономичностью, и, следовательно,
Зодород
Рис. 3. Области применения различных типов ВРД по высоте и скорости полета: ? — турбовальные двигатели; 2 — турбовинтовые и вннтовентнляторные двигатели;
3 — двухконтурные и одноконтурные двигатели; 4, 5 — двухконтурные н одноконтурные двигатели с форсажной камерой; 6 — турбопрямоточные и прямоточные двигатели;
7 —— прямоточные, гиперзвуковые прямоточные двигатели'
(при одинаковых массе и габаритных размерах) более значительной дальностью полета.
Сочетание положительных свойств прямоточных двигателей на больших скоростях полета, на которых газотурбинные двигатели становятся неэффективными, с возможностью взлета и посадки на малых скоростях, появляющейся при использовании ГТД или ракетного двигателя для этих целей, достигается в показанной на рис. 1 группе двигателей, являющихся комбинацией ГТД——ПВРД или ракетных двигателей — ПВРД. Эти комбинированные двигатели еще не нашли широкого применения.
Примерные области применения различных воздушно-реактивных двигателей в так называемом «коридоре» полета самолетов по скорости и высоте показаны на рис. 3.
Теория воздушно-реактивных двигателей изучает возможные типы ВРД и принципиальные области их применения; закономерности, свойственные ВРД как тепловым машинам и как движителям; а также условия совместной работы элементов двигателей с учетом особенностей тепловых и газодинамических процессов, совершающихся в них. Теории воздушно-реактивных двигателей должно предшествовать изучение термодинамики, газовой динамики, теории лопаточных машин.