Text
                    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 экс-
плуатационные особенности ВРД. Приведены примеры расчетов ВРД.
Второе издание (1-е изд. под иазв. «Теория воздушно-реактивных двига-
телей», 1975 г.) дополнено материалами по источникам энергии, проектирова-
нию ВРД; переработан материал по камерам сгорания, двухкоитуриым дви-
гателям и двигателям для высоких сверхзвуковых скоростей полста.
3606030000-117	ББК 39.52
Т 038 (01)-87	117'87
УЧЕБНИК
Владимир Михайлович Акимов, Всеволод Иванович Бакулев,
Рувим Исаевич Курзинер, Владимир Васильевич Поляков,
Владимир Аристархович Сосунов, Сергей Михайлович Шляхтенко
ТЕОРИЯ И РАСЧЕТ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВШОХ-ДШ^
Редактор Л. Г. Грановская	I	i l
Технический редактор Н. М. Харитонова	I	- -
Корректоры: И. М. Борейша, А. М. Усачева	*>---.....
И Б № 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 № 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,
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-ре- активных 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 «Тео- рия ВРД», авторы сохранили' основу первого цздания учебника, предусматривающую последовательное изложение принципов ор- ганизации рабочего процесса и изменения характеристик ВРД различных типов на базе детального изучения теории ТРД и га- зогенераторов. В новом издании возникла необходимость переработки не- которых 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; согласова- ние 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 инжене- рами, 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 ма- териалы В. М. Акимова, а в гл. 9, 10, 11—В. П. Деме.нченка. Помощь при редактировании учебника оказывал В. И. Бакулев. Авторы выражают благодарность проф. О. К. Югову и доц. И. И. Онищику 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 под- готовке материалов к гл. 18. Авторы признательны заслуженному деятелю науки и техники, д. т. н. профессору В. П. Лукачеву и сотрудникам кафедры «Тео- рия двигателей летательных аппаратов» Куйбышевского авиацион- ного института за ценные замечания, сделанные ими при рецен- зировании рукописи. 1* 3
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ Гп — скорость полета, м/с; Н — высота полета, м (км); М — число Маха; X — приведенная скорость; а — скорость звука, м/с; Окр — критическая скорость звука, м/с; с — осевая скорость движения воздуха или газа, м/с; и — окружная скорость, м/с; р — давление, Па (кПа); Т — температура, К; Р — тяга двигателя, Н (даН, кН); /’уд— удельная тяга двигателя, Н-с/кг (даН с/кг, кН с/кг); Суд—Удельный расход топлива, кг/(Н-с) (кг/(даН-ч), кг/(кН-ч)); *F — лобовая тяга, Н/м2 (даН/м2, кН/м2); Рэф — эффективная тяга двигателя, Н (даН, кН); /Vp — тяговая мощность ГТД, Вт (кВт); NB — мощность винта ТВД, Вт (кВт); /Vp. с — мощность реактивной струи ТВД, Вт (кВт); А/э, Ne — мощность ТВД, Вт (кВт); Na. уд — Удельная мощность, ТВД; Дж/кг (кДж/кг); Се — удельный расход топлива по мощности, кг/(Вт-с) (кг/кВт-ч); Jyn — удельный импульс, Н-с/кг (даН-с/кг, кН-с/кг); /Идв — сухая масса двигателя, кг; Тдв — удельный вес двигателя; Тдв. р — удельная масса двигателя, кг/Н (кг/даН, кг/кН); Тдв« — удельная масса двигателя по мощности, кг/Вт (кг/кВт); л у — степень повышения давления во входном устройстве; л* — степень повышения давления компрессора; л* — степень повышения давления вентилятора; л2 — общая степень повышения полного давления в ГТД; л* — степень понижения давления в турбине; лс. р — располагаемая степень понижения давления в реактивном сопле; лс — степень понижения давления в реактивном сопле; п — частота вращения, 1/с; пг — степень двухконтурности; GB — расход воздуха через компрессор, кг/с; Gr — расход газа через турбину, кг/с; GT — расход топлива, кг/с; GT. ф — расход топлива в форсажной камер сгорания, кг/с; Lf — теоретическая работа цикла, Дж/кг (кДж/кг); Le — эффективная работа цикла, Дж/кг (кДж/кг); LK — работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг); LT — работа турбины, Дж/кг (кДж/кг) Z-ks — изоэнтропическая работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг); 4
i-Ts — изоэнтропическая работа турбины, Дж/кг (кДж/кг); r]t — термический КПД цикла; i]e — эффективный КПД цикла; т]г, — полетный КПД двигателя; т|о — общий КПД двигателя; r|m — механический КПД; т]в — КПД винта; г]* — КПД вентилятора; т]к — КПД компрессора; г]* — КПД турбины по параметрам заторможенного потока; р — плотность, кг/м3; i — 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); <?т — относительный расход топлива; q — скоростной напор, Н/м2 (даН/м2); k— показатель адиабаты; — удельная теплоемкость, Дж/(кг-К) (кДж/(кг-К)); о — коэффициент восстановления полного давления; а — коэффициент избытка воздуха в камере сгорания; т|г — коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания; т|ф — коэ<х шциент полноты сгорания топлива в форсажной камере сгорания; Фвх — коэффициент расхода входного устройства; Фс — коэффициент скорости реактивного сопла; Д/<У — запас устойчивости компрессора; F — площадь проходного сечения, м2; Ни — низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг); тКр — 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 за компрессором; г — сечение за камерой сгорания (перед турбиной); т — сечение на выходе из турбины; ф — сечение за форсажной камерой; кр — критическое сечение реактивного сопла, критические параметры; с — выходное сечение 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 — газогенератор; О — параметры соответствующие Мп = 0; при р0 = 101325 Па и Т9 = = 288,15 К; * — параметры заторможенного потока; I — внутренний контур ТРДД; II — наружный контур ТРДД; ВД — ротор высокого давления; НД — ротор низкого давления. 5
Газодинамические функции q (X) = ——— Ркрсвр л(А)=-£ k k — 1 „.Л4"1 Л+ 1 ’<4-TT-'-4+> Р*^кр А-1 е W = Ро 1 _ h._L х2 k+1 k— 1 k+ 1 X Z(X)=X + JL; х = — акр М = — а
) ВВЕДЕНИЕ Реактивные двигатели, или двигатели прямой реакции, использующиеся для приведения в действие ракет, получили на- звание ракетных двигателей. Эти двигатели обладают рядом по- ложительных особенностей, из которых наиболее важной яв- ляется независимость рабочего процесса и его конечного резуль- тата — возникновения силы тяги от условий окружающей среды. Ракетные двигатели развивались и совершенствовались по многим направлениям, особенно в послевоенные годы, что позво- лило, используя эти двигатели, начать освоение космоса. Однако даже самые совершенные современные ракетные дви- гатели крайне неэкономичны и поэтому применяются лишь в тех случаях, когда продолжительность их непрерывной работы может быть сравнительно небольшой. Этот недостаток ракетных двига- телей 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 уста- новки непрямой реакции с разделением функций двигателя (мотор) и движителя (воздушный винт). Винтомоторная установка, в результате интенсивного совер- шенствования, позволила достичь скорости полета самолета, пре- вышающей 700 км/ч. Дальнейшего развития авиации в направле- нии увеличения скорости полета — одного из важнейших пока- зателей 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 про- цесса, конструкции и технологии изготовления двигателей были уже практически исчерпаны. Рост мощности, необходимой для увеличения скорости, вызывал одновременно почти пропорцио- нальный рост массы и габаритных размеров двигателя, приводив- ший к необходимости получения еще большей мощности. Увели- чение мощности требовалось также вследствие уменьшения КПД винта на больших скоростях полета, связанного с появлением волнового сопротивления на концах лопастей при обтекании их околозвуковым потоком. 7
Воздушно-реактивный двигатель (ВРД), как и ракетный дви- гатель, является двигателем прямой реакции, но отличается от последнего существенной экономичностью, так как на борту ле- тательного аппарата запасается лишь горючее, а основной компо- нент рабочего тела — воздух забирается из атмосферы. Резкое возрастание мощности по скорости полета наряду с при- емлемой экономичностью и определили переход авиации от дви- гательных установок с поршневым мотором к ВРД. Следует отметить, что теоретические основы рабочего процесса этих двигателей были заложены задолго до начала их практиче- ского применения. Еще в 1929 г. академиком Б. С. Стечкиным была опубликована получившая впоследствии всемирное призна- ние 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 исполь- зования в авиационной технике газотурбинного двигателя, яв- ляющегося основой современных ВРД. В 1935 г. будущий академик А. М. Люлька разработал газотур- бинный двигатель, действующий по принципу прямой реакции — турбореактивный двигатель. Им же несколько позже был пред- ложен другой, наиболее широко распространенный в настоящее время тип ВРД — двухконтурный 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. Мелькумов, Г. Н. Абрамович, М. М. Масленников, Ю. Н. Нечаев и другие, труды и монографии которых по теории ВРД во многом способствовали созданию советской школы спе- циалистов 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. Лотарев и др. Работы по созданию прямоточ- ных 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 но- вого типа начались примерно в те же годы, что и у нас. Разработ- кой вопросов теории ВРД еще с 1933—1935 гг. занимался Руа во Франции, в Италии Кампини создал мотокомпрессорный ВРД. 8
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 нача- лись несколько позже, чем в других странах. Поэтому произво- дившиеся вскоре после войны в этой стране газотурбинные дви- гатели 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 необ- ходимости специализации летательных аппаратов (ЛА) и двигате- лей. Так, помимо пассажирской авиации, в которой имеется не- сколько типов самолетов, оптимизированных для полетов иа дальние и ближние расстояния, большой и малой пассажировме- стимости, появилась специальная сельскохозяйственная авиация, широкое распространение получили вертолеты и т. д. Для каж- дого 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 обес- печения групп ЛА, существенно отличающихся от других летно- техническими данными) существует тенденция создания модифика- ций двигателей, разрабатываемых на базе одного наиболее слож- ного узла — газогенератора. Создавая на базе одного газогенера- тора одноконтурные и двухконтурные двигатели для разных ско- ростей полета и с разным уровнем тяги, удается их максимально унифицировать. Например, двухконтурный двигатель Д-36, уста- навливаемый 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, разрабатывае- мых и находящихся в эксплуатации. Из рисунка следует, что боль- шая часть ВРД относится к числу газотурбинных двигателей (ГТД). На рис. 1 последовательность 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 дви- гатель (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 исполь- зуются на различных типах летательных аппаратов. 9
Рис. 1. Типы воздушно-реактивных двигателей Каждое новое поколение ВРД отличается от предшествующего существенным улучшением характеристик, главным образом та- ких, как экономичность и удельная масса. Это достигается за счет повышения температуры газа перед турбиной, регулирования сте- пени повышения давления, увеличения КПД элементов, примене- ния новых прогрессивных материалов и технологий, перехода на более эффективные схемы двигателей и совершенствования их конструкции. В табл. 1 приведены основные отличительные особенности дви- гателей каждого поколения и даны некоторые прогностические сведения о двигателях пятого и шестого поколений, над которыми сегодня работают ученые и конструкторы в нашей стране и за рубежом. Из таблицы видно, что каждое новое поколение двигателей отличается от предыдущего повышением температуры газа перед турбиной не менее чем на 150 ... 250 К с соответствующим ростом степени повышения давления и усложнением конструкции в целом. Данные о возможном уровне параметров и эффективности дви- гателей пятого и шестого поколений показывают, что несмотря на высокий темп развития в прошедшие годы ВРД еще имеются ре- зервы их совершенствования. Будет также расширяться область применения ВРД и по назначению и по скоростям полета. Наряду с улучшением основных относительных показателей двигателей характерным является непрерывный рост абсолютной 10
Поколения авиационных газотурбинных ВРД Прогноз ируемые данные ТРДД, ТРДДФ тввд <0,09 ... 0,10 0,56 ... 0,50 Двухвальный Трехвальный Сокращение числа ступеней и лопаток 1800 ... 2000 [ Четвертое 1 I ТРДД с большим т, ТРДДФ 0,12 ... 0,13 0,62 ... 0,58 Двухвальный Трехвальный 1500 ... 1650 Третье ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ 1 00 о о 0,7 ... 0,64 Одновальный с развитой механиза- цией Двухвальный Трехвальный 1400 ... 1500 Второе ТРДФ, ТРДД, ТВД, ТРДД с ма- лым т 0,22 ... 0,26 1,1 ... 0,8 Одновальный с регулируемым на- правляющим аппа- ратом компрессора 1150 ... 1250 । Первое i ТРД 0,6 ... 0,8 1,2 ... 1,4 Одновальный 900 ... 1000 Характерные особен- ности Тип двигателя Удельная масса двигателя * Удельный расход топлива на М= 0,8, /7=11** Схема двигателя Максимальная тем- пература газа перед турбиной 11
Продолжение таблицы Прогонозируемые ! данные 1 30 ,.Л 60 и более Иитерметалли- ды, керамика, композиты 1 Керамика, жа- ропрочный сплав Четвертое 21 ... 27 Титан, жаропроч- ный сплав Сплавы напра- | вленной кристалли- зации. Монокристал- лические охлаждае- мые сопловые аппа- раты 1 и 2 ступеней и рабочего колеса 1 ступени Третье 14 ... 18 Титан, жаропроч- ный сплав Жаропрочные сплавы с дальней- шим улучшением жаропрочности. Ох- лаждение соплового аппарата и рабочего колеса Второе 10 ... 13 । Титан, легирован- ная сталь I Жаропрочный сплав улучшенного качества. Охлажде- ние соплового аппа- рата 1 ступени Первое 3,5 ... 5,0 Дюралюмин, конструкцион- ная сталь Жаропрочный сплав без охлаждения Характерные особен- ности Степень сжатия в компрессоре (суммар- ная) Материал компрес- сора 1 Материал турбины и наличие охлажде- ния .энные относятся к двигателям, предназначенным для маневренных самолетов, .энные относятся к двигателям для дозвуковых пассажирских самолетов. * * * 12
Рис. 2. Изменение максимальной и 'минимальной тяги двигателей по годам тяги одного агрегата. На рис. 2 приведен график роста максимальной тяги газотур- бинных двигателей по годам. Нет основа- ний думать, что в последующие годы тяга двигателей больше не будет возрастать. Увеличивающаяся полетная масса само- летов будет требовать соответствующего роста тяги двигательной установки. Сохраняют значение и развиваются дви- гатели малой тяги, предназначенные для 19^01960197019801390г небольших летательных аппаратов. Наряду с газотурбинными двигателями в последнее время все чаще применяются бескомпрессорные или прямоточные двига- тели. Имея такой серьезный недостаток, как отсутствие старто- вой тяги, прямоточные двигатели, тем не менее, становятся все более серьезными конкурентами ракетным двигателям в связи с существенно более высокой экономичностью, и, следовательно, Рис. 3. Области применения различных типов ВРД по высоте и скорости полета: 1 — турбовальные двигатели; 2 — турбовинтовые и вннтовентнляторные двигатели; 3 двухконтурные и одноконтурные двигатели; 4, 5 — двухконтурные и одноконтур- ные двигатели с форсажной камерой; 6 — турбопрямоточные и прямоточные двигатели; 7 — прямоточные, гиперзвуковые прямоточные двигатели 13
(при одинаковых массе и габаритных размерах) более значитель- ной 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 дви- гатели еще не нашли широкого применения. Примерные области применения различных воздушно-реактив- ных 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; закономер- ности, свойственные ВРД как тепловым машинам и как движите- лям; 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 дина- мики, теории лопаточных машин.
ЧАСТЬ I ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВРД Г Л А В А 1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ВРД 1.1. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ВРД Наиболее простым типом газотурбинного двигателя прямой реакции является турбореактивный (ТРД) (рис. 1.1). Двигатель состоит из воздухозаборника 1, компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины 4 и реактивного сопла 5. Характерными являются сечения: 1) струи невозмущенного потока перед входом в двигатель (Н); 2) за воздухозаборником (В); 3) за компрессором (К); 4) за камерой сгорания (Г); 5) за турбиной (Т); 6) на срезе сопла (С). При полете со скоростью 1/п набегающая струя воздуха ча- стично сжимается в воздухозаборнике. В результате уменьшения кинетической энергии воздуха происходит его динамическое сжа- тие (точка В). Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрес- соре (точка К). При больших сверхзвуковых скоростях динамиче- ское сжатие так возрастает, что может составлять существенную долю всего повышения давления в двигателе. Так, например, у самолета Ту-144 уже при скорости 1/п = 2200 км/ч повышение давления воздуха в воздухозаборнике равно девяти и такова же степень повышения давления в компрессоре. При больших 1/п 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 керо- син), и затем происходит сгорание топливовоздушной смеси, в про- цессе которого температура продуктов сгорания повышается до величины, допускаемой жаропрочностью горячей части двигателя (точка Г). В турбине 4 часть потенциальной энергии газов преоб- разуется в механическую работу на валу, передаваемую компрес- сору 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 работо- способности продуктов сгорания в связи с их высокой температу- 15
Рис. 1.1. Схема и термодинамический цикл ТРД в координатах p—v и 7—S. Точками отмечены значения параметров в характерных сечениях проточной части двигателя рой. Перед реактивным соплом, следовательно, избыточное давле- ние всегда больше давления в воздухозаборнике, перед компрес- сором, а температура перед соплом всегда выше температуры тор- можения набегающего потока. Поэтому скорость истечения про- дуктов сгорания из реактивного сопла ТРД больше скорости по- лета, что и обусловливает появление реактивной тяги двигателя. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 1.2) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием фор- сажной камеры 5 между турбиной 4 и реактивным соплом 6. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки. Процесс горения организуется и стабили- Рис. 1.2. Схема и термодинамический цикл ТРДФ в координатах р—v 16
! Z 3 4 5 6 7 8 Рис. 1.3. Схема и термодинамический цикл ТРДД в координатах p—v зируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока, содер- жащего некоторое количество кислорода, не использованного при сгорании топлива в основной камере 3. Повышение темпера- туры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличи- вает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно воз- растает, и реактивная тяга. ТРДФ обычно предназначается для сверхзвуковых скоростей полета и поэтому оборудуется сверхзву- ковым 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 се- чения. 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 17
Рис. 1.5. Схема и термодинамиче- ский цикл СПВРД в координатах р—v и Т—S ний поток подвергается сжа- тию в задней части компрес- сора 3, а затем поступает -«камеру сгорания 4, где подогревается, как и в ТРД. В турбине 6 продукты сгора- ния расширяются до уста- новления давления более низкого, чем в ТРД, так как работа, получаемая в больше, чем в ТРД, в связи ее на сжатие вентилятором турбине, должна быть несколько с затратой дополнительной части 2 воздуха, поступающего во внешний контур. Располагае- мая 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 дополнительную 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 тур- бины 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 получе- ния в результате этого дополнительной силы тяги. Как было сказано выше, при больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления за счет динамического сжатия воз- духа может быть достаточно большим. Поэтому можно создавать воздушно-реактивные двигатели для больших скоростей полета без использования компрессора и турбины. Такие двигатели полу- 18
чили название прямоточных Двигателей (ПВРД). Схема ПВРД для сверхзвуковых скоростей полета (СПВРД) показана на рис. 1.5. Здесь сжатие набегающего потока осуществляется в воздухо- заборнике 1, после которого воздух с дозвуковой скоростью по- ступает 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 целесооб- разно производить не до дозвуковой, а до умеренной сверхзвуко- вой скорости, так как в этом случае уменьшаются потери полного давления в воздухозаборнике и эффективность рабочего процесса повышается. Такой двигатель называется сверхзвуковым прямо- точным ВРД (ГПВРД). Снижение давления и температуры на входе в камеру сгорания ГПВРД при сжатии воздуха до сверх- звуковой скорости оказывается целесообразным и по другим со- ображениям, в том числе из-за облегчения условий работы основ- ных 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 высоко- скоростных 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 под- водом тепла при р = const. Предлагались разнообразные схемы ВРД, использующих тер- модинамический цикл с подводом тепла при v = const. 1.2. УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВРД Для сравнительной оценки ВРД на практике широко пользуются относительными величинами, характеризующими уро- вень технического совершенства двигателей. Эти величины носят название удельных параметров двигателя и делятся на три группы: 1) тяговые или мощностные параметры — удельная тяга (или мощность), лобовая тяга, коэффициент тяги; 2) параметры, определяющие относительную затрату топлива — удельный расход топлива, удельный импульс; 3) параметры, характеризующие массу (вес) и объем двигателя. Удельная тяга ВРД (Руя) определяется отношением тяги, развиваемой двигателем, к секундному расходу воздуха: Руя = = 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 Р — = 1 даН. с/кг = 10 Н-с/кг и Руя = 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 19
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 Л7е, которая равна сумме мощности, развиваемой на валу двигателя (винта), и условной мощности, развиваемой за счет прямой реак- ции. 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 воз- духа, проходящего через двигатель в единицу времени: Л/э.уд = Wb- Лобовая тяга — тяга ВРД, отнесенная к наибольшей площади поперечного сечения двигателя (площади миделевого сечения). Размерность лобовой тяги двигателя — Н/м2: Рр = P/Fmid- В зависимости от типа двигателя и его назначения наиболь- шим сечением, по которому определяется PF, 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: Рр = PIF^. Лобовая тяга, или тяга, которую можно получить с 1 м2 пло- щади миделевого сечения (или входа), является важной характе- ристикой авиационных реактивных двигателей. Она характери- зует возможность получения заданной величины тяги при огра- ничениях максимального диаметра двигателя (например, при рас- положении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном рас- положении двигателя на летательном аппарате (в гондоле двига- теля) 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 набегаю- щего воздуха q = p„Vn/2; где ри — плотность невозмущенного потока; с -Р? _ р . Р" -7 Wh^/2 или , р Ср ~ вхРнП/2 ’ если используется площадь входа. 20
к Коэффициент тяги обычно используется для оценки беском- прессорных прямоточных и комбинированных воздушно-реактив- ных двигателей, применяемых на ракетах. Тяга этих двигателей с использованием коэффициента сР определяется формулой Р = ^FmidpHV^/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 = c3CFraidPHVII2/2. 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 = (сР — сх) X X Рппс1РнКп/2. При горизонтальном установившемся полете сила тяги равна силе сопротивления, тогда сР = сх. Удельный расход топлива в двигателе определяется отноше- нием часового массового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем ^размерность суд = 3600GT/P = ЗбООд-г/Руд, где q.t = GT/GB — отношение секундных расходов топлива и воз- / GT GT GT \ духа в двигателе ( точнее qT = — = 7,- '—- ), \ GK. с GB — Got6 Go(1— 0ОТб) / ’ 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 рабо- чего процесса двигателя, так как показывает, сколько топлива затрачивает двигатель данного типа на заданной скорости в еди- ницу времени полета для создания тяги, равной 1 Н. Параметром, аналогичным суд, у двигателей непрямой реакции (ТВД) служит удельный расход топлива на единицу эквивалент- ной мощности двигателя: с'е = GT/Ne =qT/Ne.yR, [кг/(Вт-с)] или се = 3600-<?т/Уэ.уД, [кг/(кВт. ч) ]. Удельный импульс тяги характеризуется величиной тяги дви- гателя, которая образуется при сжигании одного килограмма топлива в секунду, т. е. является величиной, обратной удельному расходу топлива: Jyn = P/GT = РуЛ /qT = 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- 21
телей и обычно используется для оценки двигателей, устанавливае- мых 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 атмо- сферных условиях. Удельная масса двигателя подсчитывается как отношение его сухой массы к максимальной эквивалентной мощности при взлете Nen в кг/кВт: Рдв N = Мдв/МеО- 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 характе- ристики объема двигателей часто используют удельную объемную тягу в Н!м\ представляющую собой отношение тяги двигателя при взлете к его объему: Pv = Р0/Уяв. 1.3. ВРД КАК ТЕПЛОВАЯ МАШИНА Рассмотрение основных принципов работы ВРД раз- личных 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 полу- чается или в форме приращения кинетической энергии струи, или частично в виде работы на валу дополнительной турбины, имею- щейся, 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 дви- гательной 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 выяс- нению 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 рабо- чий цикл турбореактивного двигателя, т. е. цикл, который мог бы быть осуществлен идеальным газом (газовая постоянная Р и по- 22
казатель адиабаты k = cp/cv ос- таются неизменными) без потерь в процессах сжатия, подвода те- пла и расширения. Будем также пренебрегать изменением массы рабочего тела, связанным с до- бавкой топлива и возможными утечками в проточной части. Здесь и дальше будем рассма- тривать состояние рабочего тела в характерных сечениях перед двигателем и за каждым агрега- том двигателя, в котором про- исходит то или иное преобразо- вание энергии, и обозначать эти сечения индексами, соответству- ющими агрегатам, за которыми ния (см. рис. 1.1). В двигателях более сложных с: Рис. 1.6. Т—S-диаграмма идеаль- ного цикла ТРД располагаются данные сече- :м рассматриваются еще и до- полнительные сечения. Использование для характеристики состояния газа в характер- ных сечениях, соответствующих началу или концу процессов, образующих цикл, параметров заторможенного потока является условным. В действительности, в камере сгорания тепло подво- дится к движущемуся газу с давлением в потоке, меньшим, чем рк- В этом случае, как известно, происходит уменьшение полного давления газа в процессе подвода тепла. Однако эффекты, , завися- щие от скорости течения рабочего тела в проточной части ВРД, для большинства схем этих двигателей весьма невеликй, а рассмо- трение цикла в заторможенных параметрах значительно упрощает его анализ. Лишь при рассмотрении гиперзвуковых ПВРД, имею- щих 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 под- вода тепла характеризуется изобарой к—г. Изоэнтропический про- цесс 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 Lt и характе- ризуется в Т—S-диаграмме площадью н—к—г—с, ограниченной кривыми процессов. Действительно, работа 1 кг рабочего тела должна быть равна разности подведенного Qr и отведенного Q2 в цикле количеств тепла, т. е. разности величин Qi = ср (Т* — Т^), пропорциональной площади н'—к—г—с', и Q2 = ср (Тс — Тп), I, ' k ’пропорциональной площади н —н—с—с . Так как ср = 23
то работа цикла может' быть записана в виде: ь Lt = Qi~Qz = R [(77 - П) - (Тс - Тн)]. (1.1) Из термодинамики известно, что R (Тк — TR) — работа изоэнтропического сжатия Lcs, а 1 R (Т* — Тс) — работа изоэнтропического расширения Lps. Поэтому работу цикла (1.1) можно записать как разность работ расширения и сжатия: Lt Lps 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 я2 = Рк/ра = (pi/р») (Рк/Ръ) = я£я£; в ПВРД = я„. Степень повышения температуры обозначим 9 = Т*/Тн. Выразим работу цикла через его основные параметры я2 и 0. Выражение (1.1) для Lt можно переписать так: ь Lt = у^- R «т; - Тс) - (Т- - Гн)] = = я IW - Fc/T?) - тн (ТЖ. -1)]. Учитывая, что процессы изоэнтропических расширения и сжа- тия происходят между одинаковыми уровнями давлений (р* = р* и ри = рс), и, следовательно, А—1 fe-l 77/77 = Т*к/Тн = (р*/ря) k = л? , можно получить окончательное выражение для работы идеального цикла: (1-2) В выражении (1.2), кроме параметров я2 и 9 присутствует температура окружающей среды TR, которая не может выбираться произвольно, так как она однозначно зависит от высоты полета Н. Влияние высоты полета всегда может быть учтено через 9. Таким образом, мы приходим к выводу, что только величины я2 и 9, назначаемые нами по тем или иным соображениям, являются основными параметрами рабочего процесса. 24
Рис. 1.7. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Тг = const Рис. 1.8. Зависимость приведенной работы идеального цикла от л и 6 (-------k = 1,4; ------ k = 1,33) Из выражения (1.2) следует, что увеличение степени повышения температуры 9 всегда приводит к росту работы цикла. Иначе обстоит дело с зависимостью работы от величины л2. При неко- тором значении л2 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 зт2, но ограниченные одинаковым значением Тр, лимитируемым на практике жаропрочностью выбранных конструктивных материа- лов для горячей части двигателя. Площадь цикла н—к'—г'—с' с очень малой величиной л2, 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 (л2) также может быть объяснено следующими соображениями. При rts = 1 ра- бота Lt равна нулю, так как цикла при этом нет; при некотором значении nSmaX> при котором Тк = Т*, Lt также равна нулю, так как в этом цикле при заданной величине Т* нельзя подвести тепло к рабочему телу. Из выражения (1.2) выводится очевидное k соотношение л2П1ах = О*-1. Следовательно, максимальное зна- чение Lt должно достигаться при каком-то промежуточном значе- нии л2. Оптимальная величина jt2opti может быть найдена из А—1 анализа выражения (1.2) на экстремум по л2 * dLt е А—1 \ 2 / А-1 = 0; 0 = / 5 ( л2* k Л2 2 Отсюда оптимальная величина степени повышения давления в иде- альном цикле определится как k k n 2 (А—1) ('Т* .гр \ 2 (k—1) Jis opt L ~ V — (Г г/J н) Характерно, что n20ptL = л2тах. (1-3) 25
Из выражения (1.3) следует, что с ростом температуры газа Т* (или с понижением Тп, что соответствует, например, увеличению высоты полета до 11 км) оптимальная величина л2 возрастает. На рис. 1.8 показаны зависимости безразмерной величины ра- боты цикла Lfnp = LtIRTH^ (назовем ее приведенной работой) от степени повышения давления для разных значений 0, составляющих величину порядка 5 ... 8. Оптимальные значения л2 достигают очень больших величин (при k = 1,33 n2opt ~ а* 25 ... 50). Аналитическое выражение максимальной приведен- ной работы цикла, которое получается подстановкой выражения для n2optL (1-3) в (1.2), оказывается очень простым: i-t пр max == 1) • (1-4) Таким образом, величина максимальной приведенной работы идеального цикла зависит только от степени подогрева газа в цикле. Коэффициент полезного действия идеального цикла (термиче- ский КПД) показывает, какая часть подведенной в цикле теплоты превращается в работу: ь е1_е2 nt = -----------k-------------------• Отсюда т1 — Гн = 1_____________Тс Тк_______ _ .______Тс Тн “ Т*-Т* ТСТ^/ТС-ТВТ*/ТЯ (Тс - Т„) л к и окончательно /г—1 П,= 1 -1/л? . (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 давле- ния в ВРД, работающем по идеальному циклу р = const (повыше- ние nJ или рост nJ с увеличением скорости полета), приводят к росту термического КПД цикла. Располагаемая работа ВРД. В результате осуществления иде- ального цикла в ВРД образуется механическая энергия. Эта энер- гия, которую мы будем называть располагаемой работой, в двига- телях прямой реакции равна увеличению кинетической энергии газа в двигателе, т. е. величине (с? — К£)/2 на каждый килограмм рабочего тела (здесь ес — скорость истечения из сопла при рас- ширении до рн). В двигателях непрямой реакции располагаемая работа включает еще и механическую работу, снимаемую с вала двигателя. Очевидно, располагаемая работа, приходящаяся на 26
Рис. 1.9. КПД идеального цикла р = = const (--------k = 1,4; -------k --- = 1,33) Рис. 1.10. Идеальный цикл ТРД в р— v координатах- 1 кг рабочего тела, проходящего через двигатель, должна рав- няться работе его термодинамического цикла Lt. Покажем это на примере ТРД. На рис. 1.10 изображен идеальный цикл ТРД в координатах — р—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 н—в—2—3—т—с—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: с2 LCB = у = (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 энер- гии набегающего потока воздуха Йп/2. Таким образом, Lt - LCB - - Vl/2 (1.6) и Ь/ = (сг-О2, (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, физиче- ские 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. 27
Рис. 1.11. Зависимость теплоемкости га- зов от температуры и состава газа (топ- ливо—керосин) ставляется как функция двух Точный учет всех усло- вий протекания процессов в ВРД даже с применением современных ЭВМ представ- ляет собой исключительно трудоемкий процесс. Поэто- му существуют различные приближенные математичес- кие методы описания про- цессов, происходящих в дви- гателе, которые с использо- ванием ЭВМ позволяют по- лучать вполне приемлемые для технических расчетов результаты. Один из этих методов заключается в следующем. Теплоемкость газов пред- переменных Ср Ср (Т, 7т)- (1-8) Зависимость теплоемкости от температуры и состава газа показана на рис. 1.11. Состав газа характеризуется величиной относитель- ного расхода топлива qr или коэффициентом избытка воздуха 1 а = —. В алгоритме расчета с последующим использованием ЭВМ эту зависимость можно представить в виде аппроксимирующего полинома п-го порядка Ср = СР(Т, qj = S а,(7т) (771000)/, (1.9) /=о где aj (7Т) — коэффициенты полинома, зависящие от величин qT, 1000 — масштабный коэффициент. Изменение энтальпии в процессе от начальной температуры То до температуры Т имеет вид: т Ы = 1(Т, То, 7т) = ( Ср (Т, qT) dT. (1.10) Если за исходную температуру принять То = 293 К, то уравнение (1.10) запишем так: i = i (Т, 293К, 7т) = J cp(T,qT)dT. (1.11) 293К При расчете энтальпии за исходную рационально принимать температуру То = 293 К, так как при такой начальной темпера- 28
Рис. 1.12. Зависимость газовой постоянной от относительного расхода топлива (топливо—ке- росин) туре обычно определяется низшая удельная теплота сгорания топли- ва Ни. Подставив в уравнение (1.10) по- лином (1.9) и проведя интегрирование, получим п м = I (Т, т„ ч,) - юоо2 [ (-^)'+1 - ^у+‘ ]'. (1.12) /=0 Уравнение (1.12) решает задачу определения энтальпии по из- вестным значениям температур То и Т (при Т То № > 0, а при Т <T0 'Ai < 0). Для решения обратной задачи — опре- деления температуры Т по известным значениям Ai и То, предста- вим уравнение (1.12) в другом виде, приведенном в сокращенной записи: Ai — i (Т, T0,qJ = 0. (1.13) Из уравнения адиабаты R dp/p = ds после его интегрирования можно определить отношение давлений в процессах сжатия и расширения Р/Ро = ехР (S—So)/7?. Для дальнейшего использования в математических моделях ВРД, применительно к расчетам на ЭВМ, уравнения адиабаты запишем в виде: R(fh)^- = cP(T,q,)^, (1.14) где R (qT) — газовая постоянная, зависящая только от qT, опреде- ляется по формуле: R = R (дт) = 287 ...1.+ Ь°§^. (1.15) 1 “Г 7т Зависимость газовой постоянной от относительного расхода топлива показана на рис. 1.12. Интегрируя уравнение адиабаты с учетом (1.12), получим: R (7т) In -£- = (7т) 1п -£- + Ро J о । V аН7т)_ Г (. .T_\z / го_у 1 0 16) i L \ юоо / \ юоо / J 1 /+1 и определим из -него отношение давлений: -£- = П(Т\ То, qT) — Ро п “еХР ' R(qT) • 29
Уравнение дает возможность определить отношение давлений р/р0 по известным значениям температур Т и То (при Т > То р/р0 >0, а при Т < То р/р0 < 1). Для решения обратной задачи — определения температуры по известным значениям р/р0 и То запишем уравнение (1.17) в виде (сокращенная запись): р/р0-П (Т, То, qj = 0. (1.18) Уравнения (1.13) и (1.18) при степени полинома п > 3 могут ре- шаться только приближенными методами, например, методом касательной. Уравнение (1.9) определяет истинную теплоемкость рабочего тела. По истинной теплоемкости и газовой постоянной можно определить показатель адиабаты k = (119> Среднее значение теплоемкости в диапазоне температур от То до Т при задайном qT можно найти, используя зависимость г ____ „ /'г -р _____ 1 (7\ 293К, <?т) i (Т0, 293К, 7т) ол\ ср — Ср ср , 1 0, Ут) — : у,_р , щ .ли/ а соответствующий ср ср показатель адиабаты из формулы 1г __ ср ср (Т’. Тд, дт) .. Лср срср(Т, То, gT)-/?(gT) • 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 ре- ального цикла от основных параметров рабочего процесса, не- обходимо упростить приведенные выражения. В частности, будем считать (как и в идеальном цикле) неизменным количество рабо- чего тела, т. е. пренебрежем отбором воздуха, утечками и подво- дом массы топлива. Далее будем учитывать изменение теплоем- кости воздуха и газа введением разных, но постоянных значений ср для воздуха и газа с учетом рассматриваемых интервалов тем- ператур. Примем также, что суммарная степень повышения давле- ния ns равна степени расширения газов, т. е. при одинаковом на- чальном и конечном давлениях ра и рс одинаковыми принимаются максимальные давления р* 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 цс и т]р 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. 30
Рис. 1.13. Действительный цикл Рис. 1.14. Зависимость приведенной работы действительного цикла от степени повышения давления (сплошные линии); идеальный цикл, k= 1,4 (штриховые) Эффективную работу действительного цикла при сделанных допущениях можно определить как разность действительных ра- бот расширения и сжатия: — ^рзЛр ^-cs/Лс, (1.22) где изоэнтропические работы сжатия и расширения / k—\ -1 и / *г~Ч Индексом г снабжены показатель адиабаты и газовая постоян- ная газа, без индекса даются те же величины для воздуха. Если ввести коэффициент е = -—1—р рг у 1 — 1/л2 г у ftp ~~ 1 / fe-l\ ’ ] R V — l/nsk / (1.23) учитывающий различие между Rak для газа и воздуха, то вы- ражение (1.22) может быть записано в виде k— 1 k nrr nsk - 1 / е0т]сПр e k-1 tic *-1 —1 \ £— (1-24) 31
При величинах k и R, обычно принимаемых для воздуха и подогретого газа, а именно k = 1,4, kr = 1,33 и as /?г = = 288 Дж/(кг. К), коэффициент е в зависимости от л2 имеет сле- дующие значения: Л2 5 10 50 100 е 1,035 1,048 1,06 1,073 Таким образом, коэффициент е близок к единице и слабо зави- сит от л2. Так же мало он меняется при изменении подогрева газа в цикле: всего « на 1 % при изменении Т* 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, пропорциональ- ную работе трения. На рис. 1.14 построены зависимости эффективной приведен- ной работы цикла Lenp = Le] (ys. RTn^ от величины л2 для разных значений степени повышения температуры 0. Эти зави- симости 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 л2, при котором работа максимальна. Беря производную —в уравнении (1.24) и приравнивая л I —k~ I / ее нулю, можно найти это оптимальное значение л2 для цикла с потерями: k JT2optL = (e0Tic'np)2(fe-1). (1.25) Выражение (1.25) показывает, что потери приводят к снижению оптимальной величины л2. Объясняется это тем, что при за- данной величине степени повышения температуры в цикле с ро- стом лх (а стало быть и Т^), как и в идеальном цикле, умень- шается 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 по- терь в процессах сжатия .и расширения. Если 0 увеличивается, то n20pt ; возрастает, так как растет количество подводимого с топливом тепла, а относительная величина части энергии, кото- рая идет на преодоление потерь, убывает. 32
Подставив (1.25) в (1.24), получим простое выражение для максимальной работы действительного цикла при n2optL: пр max — ^®^1сЛр 0 /Цс- Так же как и в идеальном цикле (ср. с (1.4)), величина максималь- ной работы цикла не зависит от степени повышения давления, при которой она достигается. Однако в отличие от идеального цикла в действительном цикле Lenpmax зависит не только от 0, но и от КПД сжатия и расширения. Увеличение степени повы- шения температуры 0 всегда приводит к росту работы цикла. Поэтому увеличение температуры газа целесообразно для получения возможно большей мощности двигателя. Естественно, что падение коэффициентов полезного действия процессов снижает работу цикла. Если приравнять нулю выраже- ние 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 соче- тание параметров двигателя, когда все подведенное тепло идет только на преодоление потерь, а полезная работа не создается: А—1 I ПсПр = к I (е9)- (1-26) Согласно этому выражению для значений 0 = 4 (при работе на земле в стандартных условиях это соответствует 77 = 1152 К) и лг =4 при цот]р = 0,6 двигатель не будет уже давать никакой' полезной работы. Соотношение (1.26) определяет также макси- мальную степень повышения давления в цикле, при которой Le = 0: k ^2 щах = (^®ЛоЛр) • (1-27) Сравнение (1.27) с (1.25) показывает, что так же, как и в идеаль- ном цикле, Л2 opf [ = 'у/' Л2 шах- Так же, как и в идеальном цикле (ср. с (1.6) и (1.7)), при осу- ществлении реального цикла ВРД образуется механическая энер- гия (располагаемая работа цикла), равная разности свободной энергии на линии расширения и кинетической энергии набегаю- щего потока: Ее = Ф?Есв-^/2. (1.28) Здесь фс учитывает все потери от сечения за турбиной до сече- ния на срезе сопла. В ВРД прямой реакции LCb = Сс/(2фс) и располагаемая работа цикла равна разности кинетических энергий газа на выходе из двигателя и на входе в него: Ев = (с?-О2. (1.29) 2 В. М. Акимов 33
КПД действительного цикла определится как отношение эф- фективной работы к подведенной в цикле теплоте и называется эффективным КПД: пе = be/Qi = -----, (1.30) 6Р усл V г 1 к) где СруСЛ — — условная средняя теплоемкость ра- бочего тела в процессе его подогрева от Тя до Т?. Так как 77 — Т* = Тя (0 — Т*к/Ти), то учитывая, что Т* — Тн = / а—1 \ । = Тя I — 11 / Т)с, получим Г { \1 T?-n = TH|9-Usfe -и/Пс-1. • Окончательное выражение для эффективного КПД действи- тельного цикла может быть записано следующим образом: fe-i k п nsk С евПсЧр \ 4-1 * Чс Пе=------------------—V---------------- Нетрудно убедиться, что при условии ц0 = т)р = 1 ной теплоемкости газа во всех процессах [е=1; / k (1-31) и постоян- — . -г—г У?') формулы (1.24) и (1.31) совпадают с формулами \ « — 1 /уели (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 ра- боты, идущей на преодоление потерь, рост величины 0 приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.15). Так как с увеличением возрастает относительная величина энергии, затрачиваемой на преодоление потерь при сжатии и расширении, в действительном цикле, зависимость r]e = f (л2) имеет макси- мум, тогда как T)t идеального цикла непрерывно растет при уве- личении л2. Из рассмотрения зависимостей, показанных на рис. 1.15, следует, что при 0 = const оптимальное значение, опре- деляющее максимум КПД, уменьшается с ростом потерь в про- цессах, образующих цикл. Дифференцирование выражения (1.31) й-1 по nsk позволяет найти величину л2ор{Т) opt n — е9Чр Y62Яре2 — 6ст1р (94pg + 1 — е) (04с + 1 — Чс) Оцрв — 0+1 (1.32) 34
Рис. 1.15. КПД действительного цик- ла р = const (сплошные линии); иде- альный цикл, k = 1,4 (штриховая ли- ния) Рнс. 1.16. Зависимость КПД, приве- денных значений работы действитель- ного цикла и подведенного к циклу тепла от л (6 = 5; цс = 0,85; цр = = 0,92) Оптимальные значения ле opt п, найденные по этой формуле, всегда больше, чем Ji„opt l (1.11). Это следует из анализа выра- жения КПД (1.30). При увеличении л2 величина подведенной к циклу теплоты Qi непрерывно уменьшается вследствие умень- шения разности температур Т* — (0 = const), а работа цикла имеет максимум. На рис. 1.16 показано изменение по ле вели- чины Le пР и аналогичной ей безразмерной приведенной величины подведенной в цикле теплоты Qt пр = RT^. Очевидно т)е= Le пр z./Qi пр = Le/Qj. За максимумом зависимости Le пр = f (лЁ) снижение эффек- тивной работы по л2 происходит некоторое время менее интен- сивно, чем снижение величины подведенной в цикле теплоты. Иными словами, в некотором диапазоне изменения л2 при л2 > > л2 opt L знаменатель в выражении КПД уменьшается быстрее, чем числитель. Когда же Le при больших значениях л2 начинает снижаться быстрее чем Qx, величина КПД уменьшается. Приведенные выше рассуждения относились к величине сум- марной степени повышения давления л2, характеризующей тер- модинамический 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 0Т2 — ОТ у ОТц • 2* 35
Величина лу определяется из выражения k где ов1 — коэффициент восстановления полного давления в воз- духозаборнике, 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 воз- духозаборнике, при выборе суммарной степени повышения давле- ния в цикле ГТД для заданной скорости полета мы можем изме- нять 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 повы- шения давления в компрессоре nJ- Для этого оптимальные вели- чины л2, 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 соот- ветствующим увеличением степени повышения давления. С этой точки зрения целесообразно было бы иметь максимально возмож- ную температуру газа и значительную степень повышения дав- ления. Максимально достижимая температура газа определяется из условия полного использования для процесса горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха а = 1). Для углеводород- ного 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 Тг, 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?, приведенные выше, еще далеки от практической реализации. Суммарная степень повышения давления в цикле, как уже отмечалось, слагается из двух компонентов — динамической сте- пени повышения давления Пу, обусловливаемой сжатием набе- гающего потока во входном устройстве двигателя, и степенью повышения давления в компрессоре Лк, определяемой величиной подведенной к компрессору механической работы и температурой на входе в компрессор Тв. При современных максимальных ско- 36
Рис. 1.17. Изменение температуры газа перед турбиной и максимальной сте- пени повышения давления в компрессоре газотурбинных двигателей по годам ростях полета самолетов, соответствующих Мп = 3 ... 3,5, дина- мическая степень повышения давления в реальных воздухо- заборниках достигает 30 ... 50. При дозвуковых скоростях (при низких значениях Т%) степень повышения давления в компрес- сорах достигла «30 (см. рис. 1.17). Суммарная степень повышения давления в ВРД на больших сверхзвуковых скоростях уже до- стигает 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 установ- ках) термодинамических циклов более сложных, чем цикл р = = const, позволяющих увеличить работоспособность цикла или улучшить его КПД при ограниченных температурах газа перед турбиной. Цикл с промежуточным подогревом (ТРДФ). Эффективная работа цикла может быть увеличена за счет увеличения работы расширения при том же значении Tf, если после частичного рас- ширения газа в турбине до промежуточного давления р^ к нему вновь подвести теплоту в дополнительной, так называемой фор- сажной камере, а затем осуществить расширение до конечного давления ра — рИ. 37
Рис. 1.13. Сравнение идеальных циклов ТРД (а) и ТРДФ (б) Увеличенная располагаемая работа используется в этом случае для увеличения кинетической энергии газа, истекающего из ре- активного сопла. Отсутствие турбины за дополнительной форсаж- ной 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). Авиацион- ные 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, б), в сравнении с циклом ТРД (н—-к—г—с—н, рис. 1.18, а). Степень повышения давления п2 и' температуру газов перед турбиной Т? в обоих циклах примем одинаковыми. В этом случае с точностью до потерь полного давле- ния в форсажной камере величины давления перед соплами ТРД и ТРДФ будут одинаковыми (р* = Рф), будут равны также рас- полагаемые степени понижения давления в соплах этих двига- телей (лс расп. = Рт/Рс = Рф/Рс). При ЭТОМ УСЛОВИИ работа рЭС- ширения газа в сопле и кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя (свободная энергия L0B), будут пропорциональны температуре торможения газа перед соплом. Действительно, пренебрегая изменением теплоемкости газа и потерями в процессах расширения, получим для идеальных циклов: В ТРД - Аса = «Ж = Ср (Л - Tes) = / АД й = СрТ; (1 —TJT1) = СрТ'; \1 — 1/Лс*. расп 38
в ТРДФ — £св. ф =. с?_ ф/(2ф?) = Ср (Тф — Тс. s) = / fe-i \ й = СрП U ~ 1/Лс*. расп/• Отсюда ______ Lcb. фДсв = Тф/Тт И Сс. ф/Сс = Тф/Тт» Используя связь свободной энергии с работой идеального цикла (1.6), найдем выражение для относительного увеличения работы цикла ТРДФ (£<ф) по сравнению с циклом ТРД (Lt): L^/Lt = ТЦЛ + (Vn/(2LZ)) ЦТ’^/Т’?) - 1]. (1.33) Увеличение работы цикла ТРДФ в стартовых условиях (Уп = = 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 Тф и Т% увели- чение работы цикла ТРДФ на старте может составлять Lt^Lt = = 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 одинако- вых параметрах и Т? (см. рис. 1.18). Термический КПД цикла ТРД с учетом выражения (1.1) может быть записан следующим образом: у, _ _ Lf Lf/Qi /1 k ~ Q1 ~ Lt + Q2 - (Lf/Q2)+1 • Очевидно, что общее выражение термического КПД справед- ливо для любого идеального цикла, в том числе и для цикла ТРДФ. Однако здесь в отличие от ТРД подведенная в цикле теплота вы- ражается суммой Q2 — Qi + (?ф (площадь н'—к—г—т—ф—с'—н на рис. Г. 18, б), отведенная теплота Q2 выражается площадью н'—н— с—с'—н', а полезная работа цикла £гф — заштрихованной пло- щадью н—к—г—т—ф—с—н. 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 л2, но с су- щественно более высокой температурой газа 77г (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|| зависит только от величины л2 и не зависит от уровня Тг)- Полезная работа цикла нового ТРД больше работы цикла ТРДФ на величину площади т—г—г2— Ф т, так как в ТРДФ часть тепла подводится при более низ- ком давлении (pf), чем в ТРД (рД. Таким образом, в ТРДФ отношение Lt/Q2 всегда ниже, чем в ТРД при одинаковой степени 39
Рис. 1.19. Изображение циклов с промежуточным подогревом при различных Т* (а) и л (б) повышения давления л2, а следовательно, ниже и термический КПД цикла. Из рис. 1.18, -б также следует, что повышение тем- пературы газа перед турбиной (например, от Т? до 77,) при 7ф — ~ const увеличивает работу цикла ТРДФ и его термический КПД, который все же остается ниже КПД цикла ТРД. Прежде чем> перейти к рассмотрению влияния степени повыше- ния давления л2 на работу и КПД цикла ТРДФ, остановимся на одной его особенности. Подведенная в цикле теплота может быть выражена зависимостью Q2 = Qi + = ср (Т* — Т£) + + ср (?ф — Л*). Так как работа компрессора равна работе тур- бины, ср (Тг — Т^.) — ср (Тк — Т*) или при Ср = const Ср (Т* — TJ) = ср (Тг — Тв). Сделав замену в выражении для Q2, получаем Qs = Ср (Г; — Тв’) + Ср (П - Тт*) = Ср (Т|- Тв)1. Следовательно, общее количество теплоты, подведенной В цикле, зависит только от разности полных теплосодержаний газа в форсажной камере и воздуха на входе в компрессор, неза- висимо от степени повышения давления в цикле л2 и температуры газа перед турбиной Т*. Полученная закономерность иллю- стрируется на рис. 1.19, а (Тф = const, л2 = const, Т* = var) и рис. 1.19, б (T| = const, Т* = const, л2 = var). В первом слу- чае при росте Тг увеличивается Qi (пл. н'—к—г—К—н'), а <2ф (пл. т'—т—ф—с'—т') уменьшается, так, что — const. Во вто- ром случае, наоборот, при увеличении л2 уменьшается но растет фф, а их сумма Q2 остается постоянной. Если зафиксировать температуру газа Т$, то максимальная работа цикла ТРДФ достигается при максимальном давлении за турбиной, определяющем максимальную степень расширения в реактивном сопле и максимальную скорость истечения газов 1 Это выражение справедливо и для ТРД (Тф = Тг). 40
из него. Как следует из рис. 1.19, б, при увеличении степени по- вышения давления л2 при Т* = const давление за турбиной сна- чала возрастает, а затем начинает снижаться. Таким образом, существует оптимальная величина л2, при которой работа цикла ТРДФ максимальна. Показанная ранее зависимость величины подведенной теплоты Q2 от л2 означает, что КПД цикла при 7ф = = const достигает своего максимального значения одновременно с достижением максимума располагаемой работы цикла. Поэтому в ТРДФ в отличие от ТРД имеется одна оптимальная величина n20pt, При КОТОРОЙ ДОСТИГаюТСЯ ВеЛИЧИНЫ Ltaiax И Т)(тах. Величину ttSOpt найдем аналитически для общего случая действительного цикла ТРДФ с потерями при сжатии и расшире- нии. Если пренебречь потерями давления в основной и форсажной камерах сгорания, то степень повышения давления в цикле л2 может быть связана со степенью повышения давления в компрес- соре Лк и степенями понижения давления в турбине л? и сопле nJ очевидным соотношением л2 = лхЛу = л*л£, откуда л£ = = ЛуЛ^/я?. Поскольку при Тф = const полезная работа цикла достигает максимума при максимальном значении л*, достаточно исследовать на максимум отношение л*/лу = л^/л*, так как при заданной скорости полета лр = const. Из равенства работ компрессора и турбины / *г-1\ / &—1 \ 1^1 RT« 1л* k /Пт* получаем k-\ k 1/л? = 1 — A-l k л* — 1 «1кПт*7’г7г; fe-i k Умножая обе части равенства на л^ , дифференцируя правую k-\ . k часть его по лк и приравнивая производную нулю, получим оптимальное значение k Лк opt — : 2 ) ’ (1.35) Для перехода к n2opt — ^Kopt^v используем выражение для Лу, а также уравнение связи и Тп: П = ГН(1+-Ц^^). Окончательно получим k ttSopt = <Твх [4 (1 + Ml + e0T]^T*) ]*"’. (1.36) 41
L____I_I---1____I ...i „.J,, 1,5 10 2050 . ЮОЯ^(Мп=О) 12 3 5 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: 1 — ТРДФ при Мп = 0 (<твх = 1); 2 — ТРДФ при Мп = 2 (<?вх= = 0,94); 3 — ТРД (Мп = var) 0 = = 5; Тф/Т„ = 7; цк = 0,85; ЦТ = = 0,92; фс = 0,98 На рис. 1.20 показано изменение по степени по- вышения давления л2 при- веденной работы и эффек- тивного КПД действитель- ных циклов ТРДФ и ТРД. Работа цикла ТРДФ суще- ственно превышает работу цикла ТРД, особенно при полете с большой ско- ростью. Оптимальная степень повышения давления в цикле ТРДФ существенно выше, чем jt20pt l в цикле р = const, и уве- личивается с ростом скорости полета. При Мп = 0 л2орг ТРДФ несколько меньше, чем n2optT1 ТРД, а при больших скоростях полета может превышать эту величину. Различие в величинах n2opt цикла ТРДФ и n20ptL, rtEopti, цикла ТРД объясняется тем, что в первом случае (ТРДФ) при изменении л2 температура газа перёд соплом 7ф и подводимая к циклу теплота Q2 остаются постоянными, а во втором случае (ТРД) при увеличении л2 и при Тг = const температура газа перед соплом Т? и подводимая к циклу теплота Qx уменьшаются. Это приводит к сдвигу опти- мума Jt20ptL влево от jt20pt и увеличивает jr2optl1 по сравне- нию с л2optl (см. рис. 1.16). Уровень эффективного КПД действительного цикла ТРДФ в стартовых условиях (Мп = 0) и при небольших скоростях по- лета ниже величины КПД цикла ТРД. Причины этого указыва- лись выше. Однако при высоких скоростях полета (в примере, приведенном на рис. 1.20 — при Мп = 2) КПД цикла ТРДФ уже превышает КПД цикла ТРД. При увеличении скорости по- лета растет Лу, уменьшается л* (jt2=Const) и возрастает давление за турбиной. Подвод теплоты в форсажной камере <2ф при более высоком давлении, как указывалось, приводит, к увеличению КПД цикла. В предельном случае при л2 = Лу (л£ = 1) цикл ТРДФ превращается в цикл прямоточного двигателя, КПД которого выше, чем у исходного ТРД с тем же значением л2, вследствие более высокого подогрева газа в СПВРД (7Ф > 77). Этому слу- чаю соответствует начальная точка кривой 2 на рис. 1.20. _
При сопоставлении цикла с дополнительным подогревом с учё- том специфики его применения в ВРД (ТРДФ) с обычным циклом р = const (ТРД) можно установить следующие особенности. 1. При фиксированной температуре газа перед турбиной до- полнительный подогрев увеличивает полезную работу цикла. Для достигнутых в настоящее время температур Т? увеличение работы в стартовых условиях может составить Le^ILe = 2,0 ... 2,3. При увеличении скорости полета работа цикла ТРДФ возрастает в большей степени. 2. 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. 3. В полете с большими сверхзвуковыми скоростями эффектив- ный КПД цикла ТРДФ становится больше КПД цикла ТРД при одинаковой температуре газа перед турбиной. 99 4. В отличие от цикла ТРД в цикле ТРДФ степени повышения давления, оптимальные по полезной работе и по его КПД, совпа- дают и не зависят от уровня Тф. Эта величина n20pt в отличие от цикла ТРД увеличивается с ростом скорости полета. Другие возможности увеличения работы цикла, такие, напри- мер, как промежуточное охлаждение в процессе сжатия в ВРД, применения не нашли. 1.4. 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 43
Рис. 1.22. Контрольный контур для определения тяги при дозвуковой скорости полета поверхностям двигателя. Величина эффективной тяги сущест- венно зависит от компоновки силовой установки на летательном аппарате. Наличие силовой установки на летательнбм аппарате приводит к увеличению его лобового сопротивления., которое свя- зано с увеличением общей площади миделя летательного аппарата и с взаимодействием (интерференцией) элементов силовой уста- новки и отдельных частей летательного аппарата, зависящим от режима работы силовой установки. Изолированная силовая уста- новка 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 уста- новки 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 количе- ства движения для контрольного объема, включающего силовую установку. Выбор поверхностей, охватывающих контрольный объем, обосновывается в курсе газовой динамики. Здесь же сле- дует заметить, что от формы поверхностей, ограничивающих кон- трольный объем, зависит вид выражения для эффективной тяги. Абсолютное значение эффективной тяги при этом остается не- изменным. Ниже приводится вывод формулы эффективной тяги силовой установки с ВРД. В данном случае контрольный объем ограничен сечением Н—Н, расположенным перед силовой установкой вверх по потоку (см. рис. 1.22 и 1.23) на таком расстоянии, где отсутст- вует ее влияние на параметры набегающего потока, разграничи- тельной линией тока на участке между сечением Н—Н и входом в двигатель, наружной поверхностью гондолы и замыкается вы- ходным сечением сопла силовой установки. Значения параметров потока в выходном сечении сопла принимаются постоянными. Рис. 1.23. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости полета 44
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, разде- ляется на внутренний, проходящий через двигатель, и наруж- ный, обтекающий силовую установку снаружи. В соответствии с определением эффективной тяги выражение для ее расчета может быть записано в виде Лэф — Р tm + •/"’нар» (1.37) где Рвн и Рнар — суммарные силы в проекции на ось, действу- ющие соответственно на силовую установку со стороны потока, пересекающего контрольный объем, и потока, находящегося снаружи.. Значения РБН и /’нар могут быть записаны через пара- метры на границах контрольного объема. Величина Рнар представляет собой суммы сил давления и тре- ния на внешней поверхности гондолы силовой установки (на по- верхности d—е—f—g) и может быть записана так: е /’нар = — f pdF — Хтр.г, (1.38) а g где j р dF — сумма сил давления; XTp. г — сила трения, d действующая на внешнюю поверхность гондолы; dF — проекция элемента поверхности на плоскость, перпендикулярную направ- лению полета. Знак перед этими членами определяется направлением дей- ствия сил: силы, действующие против потока, считаются положи- тельными, 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 РБН представляет собой сумму сил давления и тре- ния, действующих на все элементы поверхности силовой уста- новки, расположенные внутри гондолы, и может быть вычислена с помощью уравнения количества движения. Применяя уравне- ние количества движения к уже выбранному контрольному объему, можно записать следующее выражение: d Grcc — Ов-Уп = Рн^н + \ pdF -]~РБП~pcFc, (1.39) а где Gr и GB — массовые расходы рабочего тела на выходе из сило- вой установки и на входе в нее; сс и Vn — осредненная скорость 45
рабочего тела в выходном сечении силовой установки и скорости d полета; J 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 Рва и подставляя в (1.37), с уче- том выражения (1.38) будем иметь: г в- Лф = Grca — GBVa — paFa — J pdF + paFB —\pdF — XTp. r. a d 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: d g $ pHdF = paFa + J psdF + j padF — paFc. a d Окончательное выражение для Р8ф будет иметь следующий вид: Т’эф = Grc0 GB Vn Ч- (pc Рн) Fc d g — J (p — рн) dF — J (p — pB) dF — XTP. r. (1.40) a d Три первых члена в правой части выражения (1.40) для эффектив- ной тяги, не включающих компоненты внешнего сопротивления, принято называть тягой, определенной по внутренним параме- трам, и обозначать Р — GfPc — GcVu~\~Fc(Pc — Рн)- (1-41) , Понятие тяги по внутренним параметрам является условным, так как величина Р в выражении (1.41) не равна величине Р№ 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 обо- значим d g J(p — Pn)dF = Хд; J(p — pB)dF = Xpr. (1.42) a d С учетом этих обозначений выражение для определения эффектив- ной тяги силовой установки будет иметь вид Рдф — Р Хд-----Хрг Ктр, г, (1.43) 46
где Хя — дополнительное сопротивление входного устройства (так называемое сопротивление по жидкой линии тока); Хрт — 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 влия- ния 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 (сопротивле- ние 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: ^эф = Р Хвх — Хк. (1 -44) Сопротивление входного устройства ХВх состоит из дополни- тельного сопротивления по жидкой линии тока Хя, сопротивле- ния трения и давления части гондолы от входного сечения до сече- ния с максимальной площадью, за пределами которого нельзя ожи- дать влияния входа: Хвх = Хд-]-'ХрВх-|-ХТр. вх- (1-45) Соответствующим образом можно записать и значение Хк: хк = Хрк 4~Хтр. к> (1.46) где Хрк и Лтр. 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 скорост- ному 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 вход- ного и выходного устройств можно записать в следующем виде: 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 ло- бовым сопротивлением крыла, фюзеляжа и органов управления. Тяга в этом случае рассчитывается по формуле (1.41). 47
На дозвуковых скоростях полета лобовое сопротивление пра- вильно спрофилированной гондолы двигателя сравнительно не- велико (3 ... 8 % от тяги двигателя), что и следует учитывать при аэродинамических расчетах самолета. На сверхзвуковых скоро- стях, особенно на нерасчетном режиме полета, лобовое сопротив- ление 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 дру- гих факторов будем пользоваться в дальнейшем выражением (1.41) или, еще более простым приближенным выражением: Р*6в(се- Vn). (1.48) Формула (1.48) получается из (1.41) в предположении равен- ства секундного расхода воздуха на входе в двигатель и секунд- ного расхода газа, вытекающего из реактивного сопла. Такое пред- положение допустимо, так как даже если в двигатель подается максимально возможное количество топлива, для сжигания кото- рого используется весь кислород воздуха (а = 1), отношение Gr и GB составляет величину 1 qT = 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 обосно- ванным. В качестве второго условия при получении формулы (1.48) принято равенство рс = ря, 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 = = Ов-Руд, где РуД — удельная тяга двигателя. В соответствии с (1.48) удельная тяга определяется приближенно по формуле РУд«сс-Уп. (1.49) Между работой цикла Le и удельной тягой двигателя прямой реакции существует зависимость, определяемая выражениями (1.29) и (1.49): Руд = /2Le + V^ - Vn. (1.50) Из выражения (1.50) следует, что при заданной скорости по- лета закономерности изменения основных параметров рабочего процесса и Т?, а также потерь, связанных с несовершенством реального рабочего процесса, принципиально одинаковы как 48
на Le через величину л2, зави- Рис. 1.24. Изменение отношения тяги по скорости полета к тяге при Мп — О У ТРД для Руд, так и для Le. При неиз- менной Le увеличение скорости полета согласно (1.50) приво- дит к уменьшению Руд. Однако скорость полета может влиять и сящую от динамического сжатия воздуха перед двигателем (л2 = = пуЛк). Характер и интенсивность этого влияния зависит от величины 0 = Тг/Тц и уровня потерь в реальном цикле, но в боль- шинстве случаев (например, у газотурбинных двигателей прямой реакции) оно таково, что с увеличением скорости полета проис- ходит падение Руд. При некоторой скорости полета Vn, при ко- торой достигается величина л2 тах, 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- деляющей пропускную способность двигателя. С учетом влияния скорости полета на Рул 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 харак- тером изменения атмосферных условий (рн и 7Н) и сводится к уменьшению расхода воздуха через двигатель из-за падения рн и увеличению Руд до высоты 11 км из-за увеличения 0 = Тг1Та, если Тг 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 про- порционально величине рн). При более точном учете влияния высоты полета следует иметь в виду, что с ростом высоты умень- шается 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 — = PVn [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 49
Рис. 1.25. Тяговая мощность силовой уста- новки сверхзвукового пассажирского само- лета, состоящей из четырех ТРД (Н = 18 км): 1 — тяговая мощность одного двигателя; 2 — тя- говая мощность четырех двигателей изменение тяговой мощности ТРД Роллс-Ройс «Олимп-593» сверхзвуко- вого пассажирского самолета «Кон- корд» 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 само- лету скорость, соответствующую Мп = 2,2, при NP » 95 000 кВт. Рассмотрение тяговой мощности ВРД прямой реакции является показательным при их сравнении с другими тепловыми двигате- лями, вырабатывающими механическую мощность на приводном валу (т. е. с двигателями непрямой реакции). Приведенный пример показывает, что воздушно-реактивные двигатели прямой реак- ции по развиваемой ими огромной мощности находятся вне кон- куренции при больших скоростях полета. Однако для характе- ристики 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 эффектив- ность преобразования располагаемой работы двигателя в полез- ную работу, затрачиваемую на продвижение летательного аппа- рата. 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 If сг V2 \ t|n=PVn/(-f------GB. Имея в виду, что P/GB = Р1Я = сс — Уп. получим выраже- ние полетного КПД 2 2 Т]п -------— или Tin =------рг~- (1 -51) 14-ДС- 50
Рис. 1.26. Полетный КПД двигателя прямой реакции в стационарном полете (Уп = const) Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей по- лета и истечения газов из сопла дви- гателя Уц/с0 (рис. 1.26). Полетный КПД достигает своего максимального значения т]Пшах = 1, когда скорость истечения газов из сопла равна ско- рости полета. В этом случае потери механической энергии со струей выходящих газов равны нулю, так как относительно земли они неподвижны (сс — Уп = 0)- Полетный КПД становится равным нулю, когда скорость полета равна нулю. При увеличении отношения (Уп/сс) > 1 вместо тяги создается тормозящая сила и выражение (1.51) теряет физическией смысл. Для реальной области работы воздушно-реактивных двигате- лей 0 < (Уп/сс) < 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. 1.5. ВЗАИМОСВЯЗЬ КОЭФФИЦИЕНТОВ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Выше были рассмотрены основные зависимости, харак- теризующие ВРД как тепловую машину и как движитель. Уста- новим 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, Узатр = СгДи- (1.52) В результате совершается полезная работа передвижения само- лета (или возникает тяговая мощность) NP = P-Vn. (1.53) Пренебрегая внешним сопротивлением двигателя и принимая полное расширение газов в реактивном сопле, получим выраже- ние тяговой мощности в виде NP = (GB + Gr) Се Vn - GBV£. (1.54) Другим (бесполезным) результатом работы двигателя является отбрасывание выходящих газов с абсолютной скоростью с0 — Уп. 51
Эта потерянная в единицу времени со струей выходящих газов механическая энергия определяется выражением Л^пот = (GB + GT) (сс - Vn)2/2. (1.55) Очевидно, полная располагаемая работа двигателя равна сумме полезной работы передвижения и энергии, потерянной с отходя- щими газами. Складывая (1.54) и (1.55), получим выражение №расп — IVр Ц- Nпот = (GB -|- GT) Сс/2 — GBVn/2, (1.56) которое при GB + GT ~ GB превращается в уже известное выра- жение (1.29). „ Полученные выражения позволяют оценить эффективность преобразования затраченной энергии топлива в располагаемую энергию двигателя,- а затем и в полезную работу передвижения летательного аппарата Мзатр -* AZpaon NP. Эффективность преобразования энергии в полете оценивается тремя коэффициен- тами полезного действия: эффективным т]е, полетным (или тяго- вым) т]п и полным (или общим) т]0- Эти КПД определяются сле- дующим образом: _ располагаемая работа двигателя затраченная энергия топлива ’ _ полезная работа передвижения Т1П — располагаемая работа двигателя ’ ____ полезная работа передвижения Т1° затраченная энергия топлива Очевидно, справедливо соотношение По^ПеПп- (1.57) Полный КПД двигателя по определению равен . ' t1-58) Используя выражения для удельного расхода топлива и удель- ного импульса (1.1), получим связь полного КПД с удельным расходом топлива и удельным импульсом двигателя: ^п=2аКп_. (1.59) Из этих выражений следует, что используемые обычно для характеристики экономичности реактивного двигателя удельный импульс и удельный расход топлива отвечают своему назначе- нию только при сравнении двигателей при одинаковой скорости полета, так как действительная эффективность двигателя, харак- теризуемая его полным КПД, зависит не только от этих параме- тров, но и от скорости полета Л о УJуд Уп> 52
Рис. 1.27. Изменение эффектив- ного, полетного и общего КПД ТРД в зависимости от скорости по- лета (лк0 = 10, Т* = 1300 К, Кп = = 0 ... 100 м/с, Н = 0, Уп = = 250 ... 800 м/с, Н = 11 км) Из курса аэродинамики полета самолета известно выражение теоретической дальности полета с постоян- ной скоростью Vn при постоянном аэродинамическом качестве (К): L \п 1 Ьтеор- g Сул 1_Л|Т > (1.60) где Л4Т — отношение массы топлива, расходуемого в полете с по- стоянной скоростью, к начальной массе самолета. Используя связь полного КПД ВРД с удельным расходом топлива (1.59), найдем: ^теор — g Лс Ни Гп 1 1 — Мт (1-61) Таким образом, теоретическая дальность полета самолета прямо пропорциональна полному КПД двигателя и величине теплотвор- ной способности применяемого топлива. На рис. 1.27 показан характерный уровень КПД турбореак- тивного двигателя в зависимости от скорости полета. Полетный КПП двигателя при увеличении скорости полета непрерывно увеличивается из-за увеличения отношения Vn/cc. Эффективный КГЩ при этом также растет в связи с увеличением общей степени повышения давления в двигателе из-за динамического сжатия. Полный КПД как произведение г]е и г]п непрерывно увеличивается с ростом Vn- При полете со скоростью, соответствующей Мп = = 2,5, коэффициенты полезного действия данного ТРД равны т]е — 0,53; т]п = 0,82; т]0 == 0,43. Приведенный пример показывает, что современные реактивные двигатели достигли весьма высокого совершенства и по внутрен- нему 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 сго- рания, достигает лишь величины порядка 0,4. 53
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, при- годных 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. 2.1. 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 механиче- ской 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 реали- зуется частично. Третья функция топлива заключается в возможности охлаж- дения им элементов и систем двигателя и летательного аппарата до процесса тепловыделения. Это первоначальное «хладосодержа- ние» топлива используется для охлаждения в специальных тепло- обменниках масла системы смазки двигателя, или воздуха, иду- щего на охлаждение турбин. Применение переохлажденных (криогенных) топлив, таких, как жидкий водород или метан, создаст в будущем возможность охлаждать конструкцию двига- теля и летательного аппарата при очень высоких скоростях по- лета. Требования, предъявляемые к топливам, различны для лета- > тельных аппаратов разного назначения. Приведем общие требо- вания к топливам ВРД. 1. Максимально высокая массовая удельная теплота сгора- ния Ни [кДж/кг или мДж/кг]1, определяющая при заданном подогреве рабочего тела в цикле минимальный расход топлива. 2. Максимально возможная плотность топлива рт или его объемная удельная теплота сгорания Ну = Нирт [кДж/дм3], определяющая минимальный объем и массу топливных баков. Это требование особенно важно для сверхзвуковых маневренных и малоразмерных летательных аппаратов. 3. Высокая удельная теплопроизводительнось Нт [кДж/кг], т. е. тепловыделение на 1 кг стехиометрической смеси топлива 1 Напомним, что 1 килоджоуль равен 0,239 ккал. 54
с воздухом, определяющее максимальную температуру продуктов сгорания: Ят = HJ(\ + Lo), (2.1) где Lo — стехиометрический коэффициент, т. е. количество воз- духа (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 Ни, так и при уменьшении Lo. Величина Ят, в основном, определяет максимально достижимую тягу двигателя (например, ПВРД). 4. Высокая работоспособность продуктов сгорания, опреде- ляющаяся комплексом RT* (множитель в выражениях работы газа, кинетической энергии истекающих газов и т. д.). Она может быть увеличена при увеличении Т* или изменением молекуляр- ного состава продуктов сгорания (при уменьшении их средней молекулярной массы рСр увеличивается газовая постоянная R = = В /р.Ср, где В — универсальная газовая постоянная). Это тре- бование выдвигается в случае использования топлива как рабо- чего тела (в ракетных и комбинированных двигателях). 5. Высокая термостабильность при нагреве в баках при вы- соких скоростях полета и охлаждении нагретых элементов. Она характеризуется температурой предельного нагрева топлива TnpeH. 6. Высокое «хладосодержание», т. е. теплопоглощение при на- греве от температуры топлива в баках до Тпред, характеризу- ющее 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. 8. Достаточная химическая активность и возможность эффек- тивного сжигания (для химических топлив). 9. Эксплуатационная пригодность (умеренная токсичность, безопасность, транспортабельность, стабильность при хранении и др.). 10. 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. ис- пользующие молекулярные реакции с тепловыделением; ядерные, использующие энергию распада или деления ядер^химических элементов, и’световые, использующие для получения тепла энер- гию светового излучения. Химические источники энергии ВРД (топлива), а именно, их первая группа, использующая для получения тепла окисли- 55
тельно-восстановительную реакцию (горение), в настоящее время является единственным видом, нашедшим практическое приме- нение, 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 пер- спективе для высотных аппаратов с двигателем типа ПВРД не исключено использование тепловой энергии каталитической ассо- циации свободных радикалов или преобразования неустойчивых молекул, присутствующих в высоких слоях атмосферы и обра- зующихся 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 рассматри- ваются 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 сол- нечными батареями и электродвигателем, приводящим воздушный винт. Энергия Солнца широко используется в космической тех- нике. 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 сол- нечных электростанций посредством лазерного луча. Характерная особенность рассмотренных классов источников энергии заключается в том, что при использовании химических ИЭ тепло образуется непосредственно внутри двигателя, а хими- ческие ИЭ должны быть туда поданы или там заранее разме- щены; ядерные реакторы, расположенные на борту летательного аппарата, требуют специальной системы с теплоносителем для передачи тепла в двигатели, а световые источники энергии распо- ложены вообще вне летательного аппарата и требуют сложных передающих, приемных и преобразующих энергетических уст- ройств. 2.2. ХИМИЧЕСКИЕ ТОПЛИВА И ИХ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Химические топлива ВРД можно разделить на одно- компонентные и двухкомпонентные. Однокомпонентные топлива представляют собой горючее ве- щество (или смесь нескольких горючих веществ), для сжигания которого в ВРД используется только кислород воздуха. К этому же классу относятся и унитарные (мономолекулярные) разла- гающиеся топлива, применение которых принципиально воз- можно в комбинированных ВРД, с элементами ЖРД. Двухкомпонентные топлива ВРД содержат наряду с горю- чими 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 ис- пользовании 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 двигате- лей. Основная масса ВРД работает на однокомпонентных топ- ливах. 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, твер- дом, 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 воз- • духа (по основным компонентам): 57
Компоненты Объемная Доля, % N2 78,09 О» 20,95 Аг 0,93 СО2 0,03 Всего 100 Массовая Доля % 75,55 23,1 1,3 0,05 100 . Молекулярная мае- са, 28 32 40 44 29 Средняя молекулярная масса воздуха тв = 29. Газовая по- стоянная воздуха 7?в = 8314/тв = 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 сго- рания. Высшей удельной теплотой сгорания Но называют количество тепла, выделяющегося при полном сгорании 1 кг топлива в воз- духе, которое имеет одинаковую исходную базовую темпера- туру То, при условии последующего охлаждения продуктов сгорания до этой базовой температуры с учетом тепловых эф- фектов всех фазовых превращений (в т. ч. конденсации воды). За стандартную базовую температуру берут То = 298,16 К, т. е. +26 °C. 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 Но, но при условии охлаждения паров воды в продуктах сгорания до То без конденсации. Очевидно, что Ни меньше Но на величину теплоты парообра- зования 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 сЯв> 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, угле- род, магний, алюминий. Именно эти элементы являются основой всех используемых и перспективных химических топлив ВРД. 58
Таблица 2.1 Свойство Горючее н, Ы Be В С Mg Al Керо- син Т-1 Атомная масса 1,01 6,94 9,01 10,81 12,01 24,3 26,98 — Плотность, кг/дм’ 0,0709 (ж) (-253 °C) 0,476 1,84 2,3 2,25 1.74 2,7 0,8 Массовая удель- ная теплота сгора- ния Ни, МДж/кг 120 ** 42,98 * 62,8 * 58,82 ♦ 32,79 24,81 * 30,98 * 42,91 Объемная удель- ная теплота сгора- ния Ну, МДж/дм* 8,51 •*» 21,7 115,55 135,3 73,77 43,16 83,65 34,33 Удельная тепло- производительность нт, кДж/кг 3409 7175 7218 5549 2623 6444 6388 2699 Стехиометриче- ский коэффициент До 34,2 4,99 7,7 9,6 11,5 2,85 3,85 14,9 * Окисел в твердом виде. * * Газообразный водород при 4-25 °C. * ** Жидкий водород (—253 °C). В тех же группах (2 и 3-й), но в VI и VII периодах располо- жены три главных окисляющих элемента, используемых в ВРД или ракетных двигателях — кислород, фтор, хлор. В табл. 2.1 даны основные свойства горючих веществ (рис. 2.2). Удельная теплопроизводительность топлива согласно опре- делению (2.1) в координатах Ни — (1 + Lo) характеризуется керосин Рис. 2.2. Массовые и объемные удельные теплоты сгорания основных горючих веществ 59
Ни, МДж/кг Рис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания Ни, стехиометрического коэффи- циента Lr, и удельной теплопроизводитель- ности горючих Элементы Горючие Рис. 2.4. Основные типы горю- чих веществ, потенциально при- годные для использования в ВРД тангенсом угла наклона прямых Ят = 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 Hv w 135... 70 МДж/дм3 при плотности рт = = 1,84 ... 2,7 кг/дм3. Высокой теплопроизводительностью (максимальной темпера- турой горения) характеризуются металлы (Li, Be, Mg, Al) и ме- таллоид В (7200 ... 5500 кДж/кг). Следует отметить, что все ме- таллы 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, соедине- ний с водородом как наиболее теплотворным горючим. Хорошо известны соединения водорода с углеродом (углеводороды), с бо- ром (боргидриды или бороводороды), тройные соединения бора, углерода и водорода (бороорганические вещества). Гидриды ме- таллов (Li, Be, Al, Mg) практически непригодны к использова- нию 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 хи- мических топлив, обладающее также рядом других положитель- ных свойств (см. разд. 2.4), считается наиболее перспективным массовым топливом для авиации. 60
Углеводородные топлива, получаемые из нефти, в настоящее время являются основным топливом авиации и других видов транс- порта (см. разд. 2.3). Обладают средними значениями теплот сгора- ния и высокими эксплуатационными качествами. Твердые угле- водороды используются как компоненты зарядов твердого топ- лива ВРД. Борводородные топлива (например, пентаборан В5Н3 и дека- боран 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 Ят (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 потреб- ных тяговых характеристиках двигателей типа ПВРД. Бор может применяться в виде мелкодисперсного порошка, который непо- средственно подается в камеру сгорания с помощью специальных устройств, или используется в виде суспензии (взвеси) в угле- водородном 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 пока- затели, в настоящее время не используются как топлива ВРД, вследствие неблагоприятных эксплуатационных свойств (про- дукты 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 исполь- зовании жидких компонентов в качестве окислителя может быть применена азотная кислота HNO3 или другой окислитель ЖРД. В твердых унитарных зарядах в качестве окислителя приме- няются нитраты (KNOd), перхлорат аммония NH4C1O4 и другие твердые окислители, содержащие в избыточном количестве кис- лород. Рассмотрим более подробно авиационные топлива массового применения: современные авиационные углеводородные топлива, перспективное — жидкий водород, а также особенности приме- нения в ВРД ядерной энергии. 61
2.3. УГЛЕВОДОРОДНЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ТОПЛИВА В широкий класс авиационных топлив входят и топ- лива ВРД и бензины для поршневых двигателей, поэтому в даль- нейшем будем говорить только о топливах ВРД — или, как их называют, реактивных топливах. Исходным продуктом для получения реактивных топлив слу- жит нефть — полезное ископаемое органического происхождения. Сорта нефти различаются по плотности (от легких с р < < 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 хими- ческих соединений, основу которых составляют углеводородные соединения различных типов. Поэтому состав нефти (и ее произ- водных, в том числе и реактивных топлив) характеризуют косвенно через понятия элементного (т. е. состава по химическим элемен- там, см. табл. 2.2), фракционного и группового составов. Фракционный состав нефти определяется диапа- зонами температуры выкипания углеводородных компонентов, соответствующими стадиям процесса прямой фракционной пере- гонки 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 соотно- шение меняется в результате процессов переработки и очистки. Основную массу углеводородных соединений, имеющих поло- жительные свойства, представляют парафины (из ряда предельных насыщенных углеводородов с наибольшим содержанием водо- рода) и нафтены (циклические, насыщенные, обогащенные водо- родом соединения). В нефти может содержаться до 20 % ароматических цикличе- ских углеводородов с повышенным содержанием углерода. Они уменьшают теплоту сгорания топлива, ухудшают полноту его сгорания, увеличивают склонность к нагарообразованию. Их содержание в топливе должно быть ограничено. Присутствие в нефти и ре- активных топливах непредель- ных углеводородов (олефи нов) крайне нежелательно из-за не- стабильности и перерождения этих соединений при хранении, в результате чего образуются нежелательные вещества — ор- ганические кислоты, смолы и др. Таблица 2.2 Элементный состав нефти (по массе) % С 83 .. . 87 н 11 .. .. 14 о 0,1 .. .. 1,3 N 0,02 .. .. 1,7 S 0,01 .. . 7 62
Таблица 2.3 Фракции Температурные пределы выки- пания, °C Легкие: Бензиновые Лигроиновые Керосиновые Газойлевые (дизельное топливо) 40 ... 200 120 ... 230 150 ... 300 200 ... 350 Тяжелые (мазут) Остатки после нагрева до 310 ... 350°C Особенно вредны содержащиеся в нефти сера и сернистые со- единения 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 направ- ленное изменение строения молекул тяжелых фракций); заключительная очистка. Прямой перегонкой с последующей очисткой в настоящее время получается основная масса реактивных топ- лив. Однако при доле всех легких фракций 40 ... 50 % от нефти выход авиакеросина составляет всего 9 ... 15 %. Широко распространенный в промышленности для расшире- ния выхода легких фракций термический крекинг (расщепление при высоких давлениях и температуре молекул тяжелых фракций нефти) неприменим для производства реактив- ных топлив из-за низкой стабильности крекинг-продуктов (вслед- ствие высокого содержания непредельных углеводородов). В пос- леднее время внедряется процесс гидрокрекинга, т. е. .-хрекинга в присутствии газообразного водорода, насыщающего асщепленные молекулы водородом и устраняющего ряд вредных жеществ. Выход высококачественных реактивных топлив возра- стает до нескольких десятков процентов, но стоимость их оказы- Х^зается существенно более высокой. , Обычная очистка прямогонных топлив от непредельных углеводородов, смол, органических кислот, соединений серы и дру- гих 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. 63
Основные сорта реактивных топлив В СССР вырабатывается несколько сортов реактивных топлив, различающихся, главным образом, возможностью приме- нения при сверхзвуковых скоростях полета, т. е. максимальной температурой нагрева в баках (термостабильностью). Топлива для дозвуковых и кратковременных сверхзвуковых полетов (при ^тшах <120 °C) представлены двумя сортами — Т-1 и ТС-1. Топлива Т-1 и ТС-1 взаимозаменяемы в эксплуатации и пред- ставляют собой наиболее широкий класс отечественных реактив- ных топлив. ТС-1 — прямогонная лигроиновая фракция серни- стых нефтей, имеющих широкую сырьевую базу. Топливо РТ является унифицированным топливом для дозву- ковых и сверхзвуковых полетов при £тшах не более 180 °C. Это высококачественное топливо, получаемое прямой перегонкой из любых сортов нефти с применением современных процессов гидро- очистки. Для длительного сверхзвукового полета используется топливо с повышенной термостабильностью Т-6. * Топливо Т-2 представляет собой особый класс топлив широко- фракционного состава (включающих бензиновую фракцию), по- лучаемых 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 каче- ственным 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*'4 шем будем приводить регламентированные данные, касающиеся! только главных параметров и свойств топлив (см. табл. 2.4). Групповой состав прямогонных топлив различных марок ко- леблется в значительных пределах, %: парафиновые углеводороды 15 ... 65 нафтеновые углеводороды 20 ... 80 ароматические углеводороды 10 ... 22 ГОСТом ограничивается лишь максимальное содержание арома- тических углеводородов. 64
Таблица 2.4 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 Ни, кДж/кг (ккал/кг), не менее (10 250) (10 250) (10 300) (10 300) (10 300) Плотность при +20 °C, кг/дм3 Температура начала ки- пения, °C +=0,8 5=0,775 +=0,775 5=0,775 +=0,84 -=7150 =77150 5=60 =sl35 7+195 Температура испарения 98 % топлива, °C Вязкость, сСт при +20 °C ==280 =7250 =77280 =7=280 =77315 +=1,5 +=1,25 +=1,05 5=1,25 =774,5 при —40 °C не более 16 8 6 16 60 Температура начала кри- сталлизации, °C —60 —60 —60 —60 —60 Термическая стабильность в статических условиях (150 °C в течение 4 ч), осад- ки мг/100 мл топлива 18 10 12 6 (в тече] 6 4ие 5 ч) Содержание ароматиче- ских углеводородов, %, не более 20 22 22 18,5 10 * Физико-химические свойства реактивных топлив Т-1, ТС-1, Т-2 — ГОСТ 10227=-62, РТ — ГОСТ 16564 — 71, Т-6 — ГОСТ 12308 — 80. Плотность топлив зависит от соотношения легких и тяжелых фракций и от группового состава. При тех же пределах выкипа- ния, в определенном соответствии с относительным содержанием водорода, наименьшую плотность имеют парафины, затем идут нафтены, и наибольшую плотность имеют ароматические угле- водороды. Поэтому в диапазоне изменения плотности рт mln = = 0,77 ... 0,84 меньшее значение относится к топливам ТС-1 и РТ, имеющим много парафиновых компонентов, и большее к тя- желому 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 двигате- лей принято условное «нормальное» углеводород- ное топливо, содержащее 85 % углерода и 15 % водорода и имеющее удельную теплоту сгорания Ни = 42 910 кДж/кг (10 250 ккал/кг), стехиометрический коэффициент Lo = 14,9. 3 В. М. Акимов 65
лива типа Т-1, ТС-1, РТ выкипают в до 250 ... 280 °C, а топливо Т-6 — в Фракционный состав определяет такие Рис. 2.5. Кривые выки- пания (разгонки) реак- тивных топлив (фактиче- ские): ----. ----- уровень 10 % разгонки, характеризую- щий «летучесть» топлив Фракционный со- став топлив характе- ризуется кривыми вы- кипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давле- нии (рис. 2.5). Топ- пределах от 135 ... 150 пределах 195 ... 315 °C. свойства топлив, как температура начала кипения, летучесть (температура испаре- ния 10 % топлива), давление насыщенных паров топливj в над- топливном 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) необхо- димы для надежного запуска двигателя, особенно в полете на больших высотах и при низких атмосферных температурах. Однако при этом растут давление насыщенных паров, т. е. испа- ряемость топлива, и пожарная опасность. Особенно опасно испа- рение 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 слу- чаях применяют топлива с повышенной температурой начала кипения, а также делают наддув баков, повышая в них давление. Для предотвращения возрастающей при полете на больших вы- сотах-и скоростях опасности воспламенения паров топлива в ба- ках 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 ха- рактеристик. Температура топлива (т при эксплуатации может изменяться в широких пределах. В баках сверхзвуковых самоле- тов топливо может нагреваться до 100 ... 200 °C и выше. Кроме того, топливо дополнительно сильно разогревается в топливо- подающих системах двигателя, насосах высокого давления и т. п. С другой стороны, при длительных полетах дозвуковых самолетов в стратосфере (И = 10 ... 12 км), где наружная температура 66
может достигать — 60... —65 °C, температура топлива в баках может опускаться до —30... —40 °C. 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 поло- жительных температурах tT и быстро растет при отрицательных. Поэтому в указанных выше широких температурных пределах эксплуатации топливо должно при высоких сохранять доста- точную вязкость и смазывающую способность, необходимую для нормальной работы топливоподающей аппаратуры (плунжерных или шестеренчатых насосов, топливных регуляторов и др.). Вяз- кость 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 характерйстики 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 °C (см. табл. 2.4). Температура кристаллизации топлива га- рантирует эксплуатацию и хранение топлива в зонах с холодным климатом. По ГОСТу требуется температура кристаллизации не выше —60 °C, хотя такие температуры в эксплуатации встре- чаются 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 количе- ством 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 статиче- ским методом при выдержке топлива в течение 4 ... 5 ч при 150 °C 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 азотирова- нием топлива, так как при этом резко снижается содержание кис- лорода в окружающей среде. Тяжелые углеводородные топлива Рассмотренные выше высококачественные реактивные топлива вполне удовлетворяют современным требованиям эксплуа- тации дозвуковой и сверхзвуковой авиации. з* 67
Рис. 2.6. Изменение массовой и объемной удельных теплот сгора* ння углеводородных топлив в за* висимости от их плотности: 1 — авиационные керосины (Т-1, ТС-1, Т-2, PT, Т-6); 2 — тяжелые синтетиче- ские топлива [29] Однако, как указывалось ранее (см. разд. 2.1 и 2.2), для малогабаритных летательных аппаратов требуется повы- шенная объемная теплота сго- рания, т. е. топливо повышен- ной 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 удовле- творением требований по вязкости, температуре кристаллизации и др. При рт > 0,95 ... 1,0 на смену топливам естественного неф- тяного 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 теп- лоту сгорания ~44 850 кДж/л, на 25 ... 35 % превышающую Hv 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 камен- ный 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. 1. Совершенствование (модернизация) существующих самоле- тов и двигателей и их рациональная, экономичная эксплуатация. 2. Создание новых высокоэкономичных самолетов и двигателей. 3. 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 топ- лива (из нефтяных сланцев и угля). Жидкий природный газ (метан) как авиационное топливо может быть получен ожижением при низкой температуре при- родного газа, в составе которого доля метана (СН4) достигает 85 ... 95 %. Жидкий метан является криогенным топливом, температура кипения которого при нормальном давлении равна —161 °C. 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 произ- водства метана с учетом затрат на ожижение оказывается близкой к стоимости обычного реактивного топлива. Более высокая Ни и низкая стоимость дают метану определен- ные 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 созда- ния парка новых самолетов, внедрения новой системы их эксплуа- тации, 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, предель- ные 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 транс- порте. Синтетическое топливо из нефтяных (горючих) сланцев. Горю- чие сланцы пропитаны органическими высокомолекулярными со- единениями (10 ... 30 % по массе и более). Путем многочисленных перегонок, сложных процессов крекинга, гидрирования (насыще- ния водородом), очистки последовательно получают сырую слан- цевую 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 — гази- фикации и ожижения. Эти процессы достаточно сложны, поэтому приведем лишь общую схему (одну из возможных) И конечные результаты. 69
В стадии газификации раскаленный уголь продувают парами воды при высокой температуре в присутствии катализа- торов; в результате получается СО или углекислый газ и водород, который используется во второй стадии: С + Н2О -> 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 -> 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 на- стоящее время в ограниченных масштабах. Проблема массового их применения заключается в разработке более дешевой техно- логии и в необходимости больших капиталовложений в создание новой отрасли промышленности. Большим преимуществом синтетических реактивных топлив является то, что в целом сохраняются сложившиеся условия экс- плуатации 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 при- дут на смену натуральным топливам нефтяного происхождения и смогут продлить эпоху применения углеводородных топлив в авиации на несколько десятилетий. 2.4. 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 абсо- лютно восстанавливаемым носителем энергии. Однако для его получения требуются значительные затраты энергии, которые в перспективе могут быть обеспечены наземной ядерной энерге- тикой. Таким образом, водород, являющийся жидким химиче- ским топливом, позволяет использовать ядерную энергетику бу- дущего в авиации. Физико-химические свойства водорода Водород является криогенным, т. е. глубоко переохлаж- денным жидким топливом. Это качество, несмотря на эксплуата- ционные трудности, дает водороду большое преимущество, свя- 70
Таблица 2.5 Свойство Топливо ТС-1 Водород, Н2 И и (Та = 298,16 К), кДж/кг 42 914 120 000 рт, кг/дм3 0,775 0,0709 (ж) Ну, кДж/дм3 33 260 8 510* Температура начала кипения,°C 150 —253 Температура предельного нагрева <280 Неограничена (услов- , ор тред» но 1000 °C) Удельное хладосодержание (/бака -*• 700—800 ~18 000 (/пред = -> /пред)- кДж/кг = 1000 °C) ♦ На единицу объема жидкого водорода. занное со значительным хладосодержанием, которое можно ис- пользовать для охлаждения горячих деталей и систем. Водород подается в двигатель и сжигается в газообразном виде. Основные свойства жидкого водорода в сравнении с углеводородным топ- ливом ТС-1 показаны в табл. 2.5. Водород по сравнению с топливом ТС-1 имеет в 2,8 раз боль- шую 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 °C (рис. 2.7). Указанное в табл. 2.5 значение Ни водорода определено при стандартной базовой температуре То = 298,16 К- Если в камеры сгорания ВРД подается переохлаженный водород, то при расче- тах его фактическая удельная теплота сгорания должна быть уменьшена в соответствии с рис. 2.8. Например, если подавать жидкий водород с Т = 20 К, то это «уменьшение» составит ~3700 кДж/кг или ~3 % от Ни. Наоборот, если в системах охлаж- дения двигателя газообразный водород нагревается свыше 298,16 К, то его фактическая теплота сгорания увеличится. При 4Ред = ЮОО °C это увеличение равно ~ 14 250 кДж/кг или ~12 % от Ни. Следует отметить положительное свойство водорода — его вы- сокую химическую активность при горении в воздухе, что облег- чает организацию рабочего процесса в камерах сгорания двига- теля . 71
Рис. 2.7. Удельное теп л опог ло!цение (хладбсС- держание) водорода при испарении и нагреве (начальное состояние — жидкий водород с Т = = 20 К) Рассмотрим значение свойств жид- кого водорода для использования его как авиационного топлива и возмож- ные технические последствия: 1. Высокая массовая теплота сго- 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. 2. Низкая плотность и малое Ну приводят к необходимости увеличения объема топливных баков примерно в четыре раза при том же запасе тепловой энергии на борту. Возможность усо- вершенствования двигателей и облегчение самолетов несколько снижает эту цифру. Однако проблема размещения водорода на борту самолета остается одной из самых сложных. 3. Высокое хладосодержание позволяет улучшить параметры и характеристики двигателя за счет охлаждения горячей части, использования различных теплообменных устройств и т. п. (уве- личение температуры газа, регенерация тепла, циклы с промежу- точным охлаждением и др.). Кроме того, хладосодержание жид- кого 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. 4. Криогенность (низкая температура кипения) вызывает це- лый ряд новых требований, таких, как теплоизоляция баков; специальная система продувки, захолаживания, заправки ба- ков и топливных систем; специальные системы топливоснабжения и хранения жидкого водорода в аэродромных условиях и др. 5. Обеспечение пожаро- и взрывобезопасности при высокой химической активности водорода явится одной из важных проблем его использования как массового топлива. 6. «Водородные» газотурбинные двигатели должны отличаться от двигателей, работающих на керосиновом топливе наличием систем охлаждения, газификации водорода, принципиально новых систем топливоподачи и регулирования, новыми камерами сгора- ния для сжигания газообразного топлива и др. Применение жидкого водорода наряду с положительными факторами связано с решением ряда новых технических и экс- плуатационных 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 про- цессов 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: 1. Конверсия метана парами воды при высокой температуре с катализаторами: СН4 4- Н2О -> СО + ЗН2 — 207 кДж. В результате получается «водяной газ» (смесь окиси углерода с водородом). 2. Конверсия окиси углерода водяным паром при высокой тем- пературе с катализаторами: СО -|- Н2О —> СО2 -f- Н2 -{-41 кДж. 3. Очистка водорода (поглощение СО2 адсорбентом и замора- живание остатков СО2 при t < —79 °C). Более перспективным в отношении расходования природных ресурсов является способ производства водорода с помощью газификации угля. Общая схема процесса соответствует выраже- нию (2.2) и во многом повторяет процесс конверсии метана: 1. С + Н2О->СО + Н2 — 119 кДж (t = 1000 ... 1100 °C, катализаторы). 2. СО + Н2О -> СО2 + Н2 + 41 кДж (t = 450 °C, катали- заторы). 3. Очистка водорода. Оба рассмотренных процесса связаны с расходованием мине- рального сырья, природного газа и угля, запасы которых в прин- ципе ограничены. Эти ограничения снимает электрохимический способ производства водорода путем электролиза воды по схеме 2Н2О -> 2Н2 + О2. 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 электро- энергии, которыми могут стать атомные электростанции буду- щего. 73
Разрабатываются и другие способы получения водорода из воды — термохимические, в простейшем виде соответствующие реакции 2Н2О 2Н2 + О2 при непосредственном подводе тепла без перевода его в электро- энергию. Сдвиг этой реакции вправо и заметное увеличение вы- хода водорода требует высоких температур — в несколько тысяч градусов Цельсия, что практически нереально. Поэтому пред- ложено большое число сложных многоступенчатых термо- химических циклов с рядом промежуточных реакций, в которых требуемая температура не превышает 800 ... 1000 °C, и в конечном счете водород получают из воды. Эти способы открывают большие перспективы производства водорода с пони- женными затратами энергии, первичным источником которой, в частности, могут быть ядерные реакторы. Перспективы применения водородного топлива. Существует ряд объективных факторов, которые будут способствовать в пер- спективе внедрению водорода как основного авиационного топ- лива. 1. Истощение ресурсов нефти и других горючих полезных ископаемых. Развитие атомно-водородной энергетики и полная восстанав- ливаемость сырья (воды) устраняют (в перспективе) ресурсно- энергетические ограничения. 2. Технико-экономические преимущества применения водо- рода. «Водородные» самолеты вследствие меньших запасов топлива по оценкам получаются более легкими и более экономичными. Постепенное внедрение водорода, по-видимому, будет осуществ- ляться путем устройства сети постоянных оборудованных трасс для полета «водородных» самолетов. 3. Освоение гиперзвуковых скоростей полета (Мп >s 6) ста- новится возможным только при использовании в качестве топлива жидкого водорода с его исключительно высоким хладосодержа- нием, 4. Снижение вредных выбросов из «водородных» двигателей, отсутствие дыма, окиси углерода, несгоревших углеводородов, окислов серы и других вредных веществ, содержащихся в про- дуктах сгорания углеводородных топлив, является немаловаж- ным фактором в проблеме защиты окружающей среды. 2.5. ОСОБЕННОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЯДЕРНОЙ ЭНЕРГИИ В ВРД Потенциальные преимущества применения ядерной энергии на самолетах заключаются в чрезвычайно высокой энерго- емкости ядерного топлива, вследствие чего продолжительность и дальность полета возрастают во много раз по сравнению с само- 74
летами, использующими химическое топливо. Действительно, в реакции деления 1 кг урана (235U) реально выделяется ядерная энергия, равная «8-1010 кДж, что в «2.106 больше удельной теп- лоты сгорания керосина. Однако для создания самолетов и двигателей, использующих ядерное топливо, потребуется решить ряд крупных научно- технических проблем, связанных с безопасностью эксплуатации, значительной массой ядерной силовой установки (ЯСУ), содержа- щей реактор и биологическую защиту, с необходимостью созда- ния специальных газотурбинных воздушно-реактивных двига- телей (ЯВРД) и системы передачи тепла от реактора к двигате- лям. Авиационный ядерный реактор Общие принципы устройства ядерных реакторов изу- чаются в курсе общей физики. Отметим особенности авиационного ядерного реактора (АЯР) и основные требования к нему. Мощность. Мощность наземных энергетических реакторов мо- жет достигать нескольких миллионов кВт. Мощность авиацион- ных ЯР 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 предпочти- тельны АЯР на быстрых нейтронах. С целью уменьшения размеров и массы реактора его тепловую мощность, как правило, выбирают для режима работы двигате- лей 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) не- обходима для нормальной работы летного состава и обслуживаю- щего персонала на аэродроме. Масса систем биологической за- щиты АЯР составляет основную долю общей массы ЯСУ самоле- тов. При работе АЯР биологическая защита поглощает его излу- чение и разогревается. Поэтому на самолете должна быть преду- смотрена система охлаждения защитного устройства. Безопасность эксплуатации ЯСУ должна обеспечиваться га- рантированным управлением процессом тепловыделения в реак- торе 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 био- логической защитой заключают в высокопрочный неразрушаемый контейнер. 75
Таблица 2.6 Свойства Литий Li Натрий Na 78 % К + + 22 % Na Гелий Не Воздух Температура плавления, °C Плотность (Т = = 910 К), кг/дм3 Удельная тепло- емкость (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 (р=3500 кПа) 1,137 (р=3500 кПа) Отвод тепла от реактора в двигатели в целях безопасности осуществляется двумя контурами теплопереноса: первичным, на- ходящимся в реакторе и внутри его контейнера, и вторич-ным, переносящим тепло в двигатели. Такое разделение оказывается необходимым, так как первичный теплоноситель может быть ра- диоактивным. Передача тепла от первичного к вторичному теп- лоносителю осуществляется в теплообменниках, находящихся внутри контейнера АЯР- К теплоносителям предъявляются тре- бования слабого замедления нейтронов (для первичных теплоно- сителей в быстрых АЯР), низкой коррозионной активности по отношению к конструкционным материалам, высокого коэффи- циента теплопроводности, большой удельной теплоемкости, низ- кой 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 пред- варительного расплавления теплоносителя. Использование ще- лочных металлов Na, К, Li требует мер предосторожности в экс- плуатации. 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, встречаю- щихся при эксплуатации даже тяжелых неманевренных самоле- тов. 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 по- лета, где возможны непредсказуемые случаи, требующие бы- 76
строго изменения режима работы двигателя (взлет, набор высоты, снижение, посадка), ЯВРД работает на обычном химическом топ- ливе. АЯР используется только в длительном крейсерском по-’ лете. Система управления АЯР должна предусматривать особен- ности запуска с разогревом систем теплоносителя и выключения реактора. С целью отвода тепла, выделяемого в реакторе в тече- ние некоторого времени после его останова, должна быть преду- смотрена система расхолаживания АЯР. Ресурс AflP должен быть достаточно большим для обеспече- ния экономичной эксплуатации самолета (более 10 000 ч, что со- измеримо 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, работаю- щими 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 учи- тывать ряд специфических особенностей, связанных, и первую очередь, с более низкой температурой подогрева газа в цикле 7?, чем у обычных двигателей, кото- Рис. 2.8. Схема АЯСУ с двухконтурным двига- телем [28]; 1 — реактор; 2 — иеразру- шаемый контейнер с биоло- гической защитой; 3 — пер- вичный контур теплопере- иоса; 4 — теплообменники; 5 — вторичный контур те- плопереиоса; 6 — ТРДД; 7 — теплообменник двигате- ля; 8 — камера сгорания; 9 — подвод жидкого хими- ческого топлива; 10 — си- стема расхолаживания реа- ктора; 11 — вентилятор; 12 — система охлаждения защиты ЯР; 13 — теплооб- менник с защитой; 14 — насосы; 15 — переключаю- щие вентили 77
Рис. 2.9. Схема тяжелого транспорт- ного самолета с ЯСУ (28 ]; • — кон- тейнер с реактором Мп < 1), то степень двухконтурности летательного аппарата. рая определяется предельно допусти- мой температурой материала теплооб- менников, а также с их гидравличес- ким сопротивлением по воздушному тракту, величина которого связана с габаритными размерами и массой теплообменных устройств. Допустимый уровень Тг в крей- серском полете ЯВРД равен. «1000 К или несколько больше. При использо- вании при взлете химического топли- ва Тг может быть повышена до 1200... 1300 К. При указанном уровне Тг, а также по условиям эффективной теплопере- дачи в теплообменнике целесообразна относительно умеренная степень по- вышения давления, которая должна оптимизироваться. Если использу- ется двухконтурный двигатель (при выбирается оптимальной для данного На рис. 2.9 в качестве примера показана схема тяжелого транс- портного самолета типа «утка» с ЯСУ по разработкам фирмы Лок- хид (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 многосуточ- ные полеты с неограниченной дальностью полета. Дальность по- лета с неработающим реактором «1850 км. Таким образом, учитывая эксплуатационные и технические особенности ЯСУ, трудно предположить, что в обозримом буду- щем эта силовая установка найдет массовое применение в само- летах 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 АЯР 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 целесо- образным.
Ч А С Т Ь II ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ВРД ГЛ АВ А 3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД 3.1. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ВХОДНЫМ УСТРОЙСТВАМ Входные устройства силовых установок с ВРД пред- назначаются 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 си- ловой установке. На рис. 3.1 приведено изменение степени по- вышения давления во входном устройстве л„ = р*в/ръ = = ствх/л (Хп) в зависимости от Мп. Степень повышения давления во входном устройстве при Мп 5s 3,5 оказывается больше опти- мальной степени повышения давления в цикле. Это означает, что при скоростях полета, больших указанной, для достижения вы- сокой эффективности достаточно динамического сжатия воздуха без сжатия его в компрессоре. Для дозвуковых самолетов число Мп, соответствующее ско- рости 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, сле- дующих за входным устройством, необходимо обеспечить задан- ное значение скорости потока в выходном сечении входного уст- ройства. Поддержание скорости, потребной для нормальной ра- боты двигателя, достигается введением в конструкцию входного устройства регулируемых элементов. «I Изменение условий работы входного устройства, а также раз- мещения его и двигателя на летательном аппарате создают неравно- мерность параметров потока перед двигателем 1. Устойчивая ра- бота двигателя возможна лишь при определенном значении сте- пени неравномерности, не превышающем некоторой величины. Помимо неравномерности поля параметров необходимо учи- тывать 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. 79
Рис. 3.1. Изменение степени повышения дав- ления во входном устройстве в зависимости от Мп: °вх = 1 — без потерь; ст — стан- дартные потерн во входном устройстве в двигатель. Источниками пульса- ций являются неравномерность поля параметров, неустойчивость погра- ничного слоя, конструктивные и технологические уступы в проточной части входного устройства и др. При невысоких значениях неравно- мерности 0,05 ... 0,1 основным ис- точником пульсаций является погра- ничный слой, который при положи- тельном градиенте давления может потерять устойчивость и вызвать образование отрывных зон, неустой- чивых во времени. Часто возник- новение неустойчивых режимов течения потока делает невоз- можной безопасную работу силовой установки. Таким образом, входное устройство должно быть спроектиро- вано так, чтобы уровень неравномерности поля параметров и пуль- сационные характеристики потока в выходном сечении его не приводили к неустойчивой работе двигателя. К силовым установкам с ТРДД и большой степенью двухкон- турности помимо требований, изложенных выше, предъявляются специфические требования, обусловленные компоновкой двига- теля в индивидуальной гондоле. В этом случае должно быть све- дено к минимуму сопротивление силовой установки при высоких дозвуковых скоростях полета (применение конструкции с малой строительной высотой и внешних обводов с высокими значе- ниями Мкр). , Весьма специфичны условия работы входных устройств само- летов 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 эф- фективная работа системы входное устройство — двигатель при наличии углов атаки и скольжений. Изменение этих углов в не- котором диапазоне является совершенно необходимым для обес- печения нормальной эксплуатации летательного аппарата. При умеренных дозвуковых скоростях полета можно считать, что справедлив принцип независимости в работе входного устрой- ства и летательного аппарата. В этих условиях интерференция входного устройства и летательного аппарата учитывается, при 80
этом требуются небольшие поправки. По мере роста скорости по- лета (особенно сверхзвуковой) возрастает взаимовлияние вход- ного устройства и'летательного аппарата, особенно при скоростях полета, соответствующих Мп > 2,5. Правильный учет, взаимовлия- ния может привести к значительному сокращению диапазона ре- гулирования элементов входных устройств при одновременном выполнении требований, предъявляемых к использованию подъ- емной силы входного устройства. Процесс торможения потока в реальном входном устройстве со- провождается необратимыми потерями. Качество процесса тор- можения потока во входном устройстве принято характеризовать коэффициентом сохранения полного давления овх, равным отно- шению давления торможения на выходе из входного устройства к давлению торможения в невозмущенном потоке k х = Р*в1р* = Рв/Рн [ 1 + Мп ] * 1 == Рз/ри/п (Мп) = рЦрп/Л (Хв), (3-1) где л (Хв) = л (Мв) — газодинамическая функция. Если кинетическая энергия набегающего потока теряется пол- ностью, то рв = рн, и коэффициент сохранения полного давле- ния овх = л (Мп) = л (Хп). Если же потери кинетической энер- гии отсутствуют, то рв = рв и овх = 1. На различных режимах работы входного устройства через него протекает поток, расход которого оценивается коэффициентом <Р = (3.2) где FB — площадь сечения струи в невозмущенном потоке, рас- ход воздуха через которую равен расходу воздуха, прошедшего через входное устройство; Евх — геометрическая площадь вход- ного устройства. Коэффициент расхода представляет собой отношение действи- тельного расхода рабочего тела через силовую установку G ~ = pHVnFH к расходу, определенному по геометрической площади входного устройства и параметрам в невозмущенном по- токе рнКпЕвх. Коэффициент внешнего сопротивления входного устройства сх = гХ^рнКЙЕ), (3.3) где Хвх — внешнее сопротивление входного устройства; рн, Vn — значение плотности и скорости воздуха в невозмущенной среде; F — характерная площадь. Внешнее сопротивление входного устройства слагается из трех составляющих: Хвх = ХдОП -)- Хрвх -f- ХТрВХ. В некоторых случаях Хдоп может существенно превысить сумму других со- ставляющих. В связи с этим иногда используется коэффициент 81
дополнительного сопротивления сх = 2ХД0П/(Рн^пЛ. В ка- честве характерной площади принимается площадь миделя вход- ного устройства Fmid или площадь FBX. 3.2. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ДЛЯ ДОЗВУКОВЫХ И НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА Работа дозвукового входного устройства на дозвуковых скоростях Входное устройство, представляющее собой расширяю- щийся канал, должно хорошо работать в диапазоне значений Мп от 0 до 0,7 ... 0,95. Реальные входные устройства имеют скруг- ленные входные кромки для устранения срыва потока при работе на различных скоростях полета. Схемы обтекания реального вход- ного устройства при различных значениях отношения свх/Рп показаны на рис. 3.2. Как известно из курса газовой динамики, наилучшим условием работы входного устройства является ре- жим, при котором свх « 0,5Рп. 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, соответ- ствующее Мв « 0,5. Это условие с учетом оптимального значе- ния свх приведет к необходимости создания канала с уменьшаю- Рис. 3.2. Схема обтека- ния дозвукового вход- ного устройства при раз- личных режимах работы: а - гп= 0; 6-Va <свх; в~ Гп = сЕ!гг- Гп>сВХ 82
в vn = o, и ? — д' — е — Рис. 3.3. Влияние формы наружной обечайки (а) и формы канала (б) дозву- кового входного устрой- ства на равномерность по- ля скоростей в выходном сечении (по Д. Кюхеману и И. Вебер); свх =115 м/с; ^вх(^в = 1>0; ^вх/^в = Fbx^b = 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 ком- поновки) схема проточной части внутреннего канала может иметь вид, показанный на рис. 3.3. На этом же рисунке приведены дан- ные, свидетельствующие о существенном влиянии формы канала на равномерность поля скоростей на входе в компрессор. Экспериментальное исследование дозвуковых входных уст- ройств летательных аппаратов при Мп < 0,8 показало, что зна- чение коэффициента сохранения полного давления в них опреде- ляется 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 зна- чения, большие и меньшие единицы (см. рис. 3.2). Значение коэффициента внешнего сопротивления сх дозвуко- вых входных устройств при Мп < 0,8 составляет величину по- рядка 0,05 ... 0,1. Изменение коэффициента внешнего сопротив- ления входного устройства в интервале чисел Мп от 0 до 0,8 очень мало. Эта особенность в поведении сх в зависимости от Мп и <р объясняется тем, что возникающее дополнительное сопротивле- ние по жидкой линии тока компенсируется так называемой под- сасывающей силой, приложенной к входному устройству и на- правленной при <р < 1 по полету (см. рис. 3.2). 83
Работа дозвукового входного устройства на трансзвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях При скоростях полета летательных аппаратов с до- звуковыми входными устройствами, соответствующих Мп > 0,8, на внешней поверхности последних образуется течение с мест- ными 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 рас- хода и формы входных кромок: чем меньше <р, тем меньше и уча- сток с прямым скачком. Головная волна перед входным устрой- ством определяет потери полного давления. Потери полного дав- ления в реальных входных устройствах слагаются из потерь в скач- ках уплотнения и потерь в канале на участке от плоскости входа до компрессора. Величина этих потерь зависит от его формы и определяется, как правило, экспериментально. Наличие головной волны перед входным устройством приво- дит к существенному возрастанию сх. На этих режимах подса- сывающая сила уже не компенсирует силы сопротивления. На рис. 3.5 приведены зависимости сХвх в функции числа Мп при раз- личных коэффициентах расхода <р для двух форм наружной обе- чайки. Величина сопротивления входного устройства на боль- ших дозвуковых (М 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 ско- ростях, обечайки должны быть острыми. При коэффициентах рас- хода, близких к единице, у входных устройств с острой обечай- кой значения cXjj* растут до чисел Мп = 1,15, а затем умень- шаются; у входных устройств со скругленной обечайкой наблю- дается монотонный рост СхЕХ- Подобный характер поведения сх для устройств со скругленной обечайкой объясняется наличием мощной отошедшей волны у кромки обечайки. При острых кром- ках обечаек скачок у обечайки слабее и меньше возмущает те- чение, а начиная с некоторого числа Мп скачок будет присоеди- ненным при (М « 1,35 для а = 7,5°). Уменьшение коэффициента расхода приводит к сильному воз- растанию внешнего сопротивления, причем увеличение сопротив- Рнс. 3.4. Схема обтекания дозвукового входного устройства при Мп > 1 (заштрихована область до- звуковых скоростей) 84
Рис. 3.5. Влияние формы обечайки дозвуко- вого входного устройства, числа Мп и Ф на величину внешнего сопротивления: 1 — скругленная обечайка; 2 — острая обечайка О — <₽ = 1.0; □ и — <р = 0,9; Д и Л — <₽ = = 0,7; а = 7,5° С* доп Рис. 3.6. Расчетные значения коэффициентов дополнитель- ного сопротивления для дозву- кового входного устройства при различных значениях чисел Мп И ф ления слабо зависит от формы обечайки. Это объясняется тем, что рост сл при <р < 1 обусловлен, в основном, дополнитель- ным сопротивлением по жидкой линии тока, зависящим от зна- чения <р и Мп. На рис. 3.6 приведена расчетная зависимость сх = f (<р,Мп). Величина дополнительного сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета составляет основную долю общего сопротивления. Так, при числе Мп = 1,8 и <р = 0,7 до- полнительное 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 сопоставле- ния 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 боль- шой степенью двухконтурности является одним из направлений развития дозвуковой авиации. Большие размеры входных сече- ний и необходимость реверсирования тяги приводят к тому, что наиболее целесообразной является компоновка двигателя в от- дельной гондоле, установленной на пилоне под крылом или в хво- 85
относительная длина входного Рис. 3.7. Схема расположения подъем- ных двигателей (а) и створок (б) в фю- зеляже: 1 — верхняя стенка створкн; 2 — боковая стенка створки стовойачасти самолета. Харак- терной особенностью входных устройств таких силовых уста- новок являются: малая относи- тельная длина, сложная форма меридионального сечения, а также, иногда, наличие окон для подвода дополнительного воздуха во внешний контур на некоторых режимах работы силовой установки. Малая стройства (L/DBT = 0,58) при- водит к более высокой чувствительности к углам атаки и сколь- жения. 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 устано- вок. Оба типа силовых установок предусматривают использова- ние подъемных двигателей. Наиболее распространенная схема компоновки подъемных двигателей приведена на рис. 3.7. Усло- вия компоновки подъемных двигателей на летательном аппарате приводят к тому, что их ось составляет угол около 90° с направле- нием горизонтального полета (угол у = 10 ... 15°). При работе • на режиме вертикального взлета или посадки вход потока прак- тически осевой. Условия входа потока существенно ухудшаются при наличии поступательной скорости летательного аппарата. Наиболее тяжелым режимом работы подъемного двигателя яв- ляется 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 Уп/свх составляет 2,5 ... 3. При таком соотношении скоростей требуется большая коллекторность входных кромок (большой радиус скругления 7? и г), особенно передних. При Уп/сВх « 3 значения окружной и радиальной не- равномерности 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 6СТВ = 15 ... 25° позволяет при Уп/свх « 2 86
уменьшить окружную и радиальную неравномерность до 4 %, а также повысить значение овх. Изменение угла атаки от —4° до +12° незначительно влияет на неравномерность, величина же овх при указанных условиях составляет 0,97 ... 0,99. Характерной особенностью в работе дозвуковых входных уст- ройств Как на до-, так и на сверхзвуковых скоростях полета яв- ляется автоматическое согласование расходов воздуха, проходя- щего через двигатель и входное устройство. Это согласование осу- ществляется за счет перепуска излишнего воздуха в результате об- разования отошедшей ударной волны при сверхзвуковых скоро- стях полета и искривления линии тока при дозвуковых скоростях (см. рис. 3.2). И в том и в другом случае происходит увеличе- ние сх . Наличие угла атаки для дозвуковых входных устройств при- водит к увеличению неравномерности полей параметров на вы- ходе 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 значе- ние ствх и Схвх и неравномерность поля параметров^ выходном сечении. 3.3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА для СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА (Мп>1,5) При работе дозвукового входного устройства на сверх- звуковых скоростях полета величина овх определяется значением коэффициента сохранения полного давления в прямом скачке опр. ск и коэффициента сохранения полного давления в дозвуковом диф- фузоре Од. д: . Овх = Опр. скОд. д. (3.4) Величина опр. ск однозначно определяется числом Мп набегаю- щего потока Опр. ск = p;K/pi = q (K„)/q (1 Дп), (3.5) где q (%п) — газодинамическая функция. Если при скоростях по- лета, соответствующих числам Мп « 1,5, потери полного давле- ния в .прямом скачке (1 — апр. ск) не превышают величины 0,07, то при Мп = 1,8 они составляют уже 0,20. Дальнейший рост чис- ла 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 боль- шого внешнего сопротивления. Улучшение характеристик входных устройств при Мп > 1,6 возможно при использовании сверхзвуковых входных устройств. 87
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, тре- буемые элементом, следующим за входным устройством. Система скачков при сверхзвуковой скорости набегающего по- тока может быть образована элементами конструкции входного устройства, установленными под определенным углом 0 к направ- лению набегающего потока (рис. 3.8). Скорость за косым скачком обычно остается сверхзвуковой и тем большей (при фиксированном 0), чем больше Мп. Когда скорость за первым скачком уплотнения соответствует числу Мх < 1,3 ... 1,35, то дальнейшее сжатие целесообразно осуществ- лять в прямом скачке уплотнения вследствие малых потерь в нем. Если же скорость за первым скачком будет соответствовать числу Мх > 1,35, то потребуется еще один скачок для дальней- шего уменьшения скорости потока перед прямым — замыкающим скачком. В общем случае система должна состоять из нескольких ко- сых скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка. Сущест- вует оптимальная система скачков, при которой значение коэф- фициента сохранения полного давления достигает максимального значения (при фиксированных значениях числа косых скачков и числа Мп набегающего потока). Из общей теории оптимальной си- стемы скачков известно, что максимум ас. ск достигается, когда интенсивность всех косых скачков одинакова, а интенсивность замыкающего прямого несколько ниже. С целью получения высоких значений коэффициента сохра- нения полного давления процесса сжатия можно осуществлять торможение сверхзвукового потока изоэнтропическим путем. В этом случае контур поверхности сжатия должен быть плавным Рис. 3.8. Схема сжатия плоского потока: а — в одном косом скачке; б — в трех косых скачках; в — в скачке уплотнения н ₽ веере волн сжатия 88
(см. рис. 3.8, в). Контур поверхности изоэнтропического сжатия рассчитывается по линии тока обращенного течения Прандтля— Майера. Возможна также организация процесса сжатия сверхзвукового потока в системе скачков уплотнения, отраженных от поверх- ностей входного устройства. В этом случае сжатие газа будет про- исходить внутри канала входного устройства. Классификация входных устройств Существующие входные устройства целесообразно раз- делить на три класса в зависимости от того, в какой зоне относи- тельно входной плоскости обечайки осуществляется процесс сверх- звукового торможения на расчетном режиме. Если процесс тормо- жения 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 вход- ное устройство, последнее принято называть устройством смешан- ного сжатия. На рис. 3.9 приведены схемы входных устройств трех классов. Во входном устройстве каждого класса принци- пиально возможно осуществление сжатия либо в скачках уплот- нения, 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 аппа- ратах входные устройства могут подразделяться на лобовые, бо- ковые и расположенные у корня крыла. Рис. 3.9. Классификация входных устройств: I — входные устройства внешнего сжатия; II — входные устройства внутреннего сжа- тия; III — входные устройства смешанного сжатия; А — сжатие в скачках; Б — изо- энтропнчески-скачковое сжатие; скачки;-----— слабые возмущения; 1 ~ замы- кающий скачок • Рис. 3.10. Плоское (а) ь осесимметричное (б) входные устройства 89
Входные устройства внешнего сжатия Схема входного устройства внешнего сжатия с основ- ными обозначениями приведена на рис. 3.11. Скорость за послед- ним косым скачком уплотнения сверхзвуковая; дальнейшее тор- можение происходит в прямом скачке. Для того чтобы прямой ска- чок существовал, необходима определенная геометрия канала, расположенного за прямым скачком. Прямой скачок будет распо лагаться во входном сечении при двух возможных схемах тече- ния за ним. В первом случае входное сечение рассчитано на заданный рас- ход 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 устрой- ства FB 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 при- ведены 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 ком- прессором (сечение В—В) расстояние значительное, то за счет до- полнительных потерь полного давления можно получить (на рас- четном режиме) лучшую равномерность поля параметров вслед- ствие меньшей кривизны канала. Если же это расстояние мало («7)вХ), то могут потребоваться специальные мероприятия (на- пример, специальная решетка) для достижения требуемой равно- мерности поля параметров. Рис. 3.11. Схема проточной части входного устройства внешнего сжатия и основ- ные обозначения (число скачков п = 4; внутренний канал без критического сечения) 90
Рис. 3.12. Входное устройство внешнего сжатия с двумя косыми скачками (п = 3): внутренний ка- нал без критического сечения (Мпр - 2,5): а — схема течения» б — распределение давления и чисел М вдоль линии тока при расчетном противодавлении; в — схема течения при повышенном проти- водавлении Работа входного устрой- ства с дозвуковой скоростью на входе неустойчива по от- ношению к внешним и вну- тренним возмущениям. Повы- шение давления в сечении В—В (вследствие уменьшения расхода через компрессор) приводит к перемещению за- мыкающего скачка уплотне- ния вверх по потоку и обра- зованию течения с выбитой в) ударной волной на входе (см. рис. 3.12, в). Понижение давления в сечении в—в относительно рас- четного не приводит к нарушению течения перед входным устрой- ством; в этом случае увеличиваются потери полного давления в дозвуковом диффузоре. В обоих случаях измененяется приве- денный расход воздуха через входное устройство и последующий элемент. Во втором случае можно так организовать течение за сече- нием Е—Е во входном устройстве с внешним сжатием, чтобы по- вышение 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 рас- ширяющейся части канала. Сечение, в котором скорость близка ско- рости звука, называется «горлом» или критическим. Переход к до- звуковой 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 сече- нии В—В растет) приводит к смещению замыкающего скачка уплот- нения вниз по потоку. При этом растут потери полного давления в замыкающем скачке уплотнения, что и приводит к росту при- веденного расхода. Увеличение противодавления (в сечении В—В уменьшается приведенный расход) приводит к смещению замыкающего скачка 91
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 — изменение площади поперечного сечения внутреннего канала вдоль линии тока (-----------при отсутствии критического сечеиня); — X —X —X — распределение М и давления при отсутствии скачка в сечении Е— Е вверх по потоку. При этом потери полного давления в замыкаю- щем 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 критиче- ского сечения. Небольшое увеличение противодавления выше этого значения приведет к образованию выбитой ударной волны перед входным сечением. 92
Расширение диапазона устойчивой работы входного устрой- ства при введении критического сечения внутри канала дости- гается за счет более высоких потерь полного давления и ухуд- шения пульсационных характеристик потока. Увеличение потерь вызвано, в основном, потерями в дополнительном скачке уплот- нения за критическим сечением, а ухудшение пульсационных характеристик — возникновением местных зон отрыва потока, образующихся при взаимодействии скачка уплотнения с погра- ничным слоем. Отличительной особенностью входных устройств внешнего сжа- тия является то, что образовавшаяся выбитая ударная волна (при рв >рв. р) исчезает, а течение становится расчетным, как только пропадает возмущающее действие и рв станет равным рв. р. Свойство входных устройств автоматически возвращаться к рас- четному течению называется автозапуском. Чтобы избежать повышенных потерь полного давления при расширении диапазона устойчивой работы входного устройства внешнего сжатия целесообразно отказаться от двух прямых скач- ков в канале (см. рис. 3.13). Подобное входное устройство яв- ляется формально устройством смешанного сжатия. В зависимости от положения замыкающего скачка относительно сечения с минимальной площадью или относительно входного сечения различают три режима течения: закритический, критиче- ский и докритический. Закритический режим течения соответ- ствует расположению замыкающего скачка уплотнения в дозву- ковом диффузоре входного устройства; критический — в сече- нии, 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 се- чение Н—Н и кр—кр Ркр = FкрД'вх = (фРн/Ркр) 7 (^п) — фп (^п)/°вх. кр, (3.6) где FKp— относительная площадь критического сечения; авх. кр— коэффициент сохранения полного давления на участке между се- чениями Н—Н и кр—кр. Абсолютное значение площади критического сечения может быть вычислено по значениям FKp и FBX; последняя однозначно определяется расходной характеристикой элемента, расположен- ного за входным устройством. Соотношение (3.6) справедливо при условии отсутствия отсоса или подачи воздуха в канал и при ско- рости в узком сечении, равной скорости звука. В более общем слу- чае в самом узком сечении канала скорость движения газа может отличаться от скорости звука. Выражение, связывающее значе- 93
Рис. 3.14. Работа входного устройства внешнего сжатия при Мп > Мпр и раз- личных противодавлениях (Мпр = 2,5; п = 3): а — режим работы без выбитой ударной волны; б — режим 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/FBx = ФР^ (М = Ф<7 (Ki)/[otq (Ml- (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 ха- рактеристик. Увеличение числа Мп по сравнению с расчетным (рис. 3.14) вызывает изменение конфигурации скачков уплотнения и характе- ристик входного устройства. В новых условиях система скачков уже не сходится на обечайке, а «проникает» внутрь входного уст- ройства, 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 >Мп.р потребное значение FKp уменьшается (сжатие рабо- чего тела возрастает). Поскольку рассматривается нерегулируе- мое входное устройство, то в критическом сечении устанавли- вается сверхзвуковая скорость. В дозвуковом диффузоре развивается сверхзвуковое течение, которое затем переходит в дозвуковое в замыкающем скачке уплот- нения. Интенсивность замыкающего скачка существенно выше, чем при расчетном значении Мп. Таким образом, с увеличением числа Мп значение ствх становится меньшим, чем при Мп.р, в ре- зультате 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 коэффи- циент сохранения полного давления при постоянном коэффициенте расхода. Уменьшение противодавления приводит к смещению замы- кающего скачка вниз по потоку, что увеличивает его интенсив- ность и, следовательно, уменьшает авХ при неизменном значе- нии <р. Увеличение рв приводит к обратному воздействию на те- 94
чение до тех пор, пока [за- мыкающий скачок не достиг- нет критического сечения. Дальнейшее повышение рв приведет к образованию вы- битой ударной волны (см. рис. 3.14, б). Наличие выби- той ударной волны приво- дит к падению <р до значе- ний, меньших единицы, и Рис. 3.15. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия при Мп < < МПр (Мпр = 2,5; Мп — 2,0) росту дополнительного сопротивления, Уменьшением давления рв можно получить течение без выбитой ударной волны. Уменьшение числа Мп относительно расчетного значения также приводит к изменению фигурации скачков уплотнения. В дан- ном случае скачки уплотнения не будут сходиться на кромке обечайки, а отойдут от нее (рис. 4.15). Одновременно с изменением геометрии системы скачков действительное значение FKp станет меньше расчетного (для нового значения Мп)- Это приведет к об- разованию выбитой ударной волны перед входным сечением. Уве- личение 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 число Мп (относительно расчетного). По мере уменьшения числа Мп уменьшается интенсивность скачков уплотнения, что сопровож- дается ростом значения ствх (по сравнению с расчетным режимом). Изменение противодавления в некоторых пределах не изме- няет качественно характер течения во входном устройстве при Мп < Мпр, изменяя лишь положение выбитой ударной волны относительно плоскости входа. При значительном повышении про- тиводавления может возникнуть неустойчивое течение — помпаж (см. ниже). Работа сверхзвуковых входных устройств на углах атаки. При наличии угла атаки нарушается симметрия обтекания поверх- ностей торможения и усложняется система скачков. Наиболее сильное увеличение угла атаки наблюдается для кольцевых осесим- метричных 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 се- чение несколько уменьшается (пропорционально косинусу угла атаки)._ Такое изменение работы ведет к увеличению потерь из-за роста FEp. При отрицательных углах атаки растет интенсивность 95
Рис. 3.16. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия в условиях старта (Мп = 0): а — без механизации; б — со створками подпитки; в — со смещаемой обечайкой; г — с поворотной обечайкой скачков уплотнения, что может привести к появлению выбитой ударной волны. Для плоских входных устройств имеет значение расположе- ние 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 в 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 до- полнительным потерям полного давления. Пониженный расход и большие потери полного давления в этом случае не обеспечи- вают нормальной работы силовой установки. Для уменьшения потерь полного давления и увеличения расхода можно использо- вать специальные створки перепуска или (при соответствующем конструктивном выполнении) створки, предназначенные для сог- ласования расхода в полете (см. рис. 3.16, б). Иногда целесооб- разно организовать специальную щель смещением вперед части обечайки (см. рис. 3.16, в) или устранить срывную зону посред- ством поворота передней части обечайки (см. рис. 3.16, г) в на- правлении увеличения входной площади. Регулирование различных элементов входных устройств. В боль- шинстве практических случаев нерегулируемое входное устрой- ство непригодно. Несоответствие ~FKV новой скорости полета при- водит к падению авх и возрастанию слд011- Улучшить характеристики входного устройства можно, при- меняя регулирование различных его элементов. Регулирование, 96
Рис. 3.17. Схема регулируемых входных устройств внешнего сжатия: а — регулирование площади входа б — регулирование FRp и в — регулиро- вание F_.n и 6; г — схема со створками подпитки и перепуска кр в общем случае, должно осуществляться таким образом, чтобы получить потребные значения ГЕр и максимально возможные авх при наименьшем с^доп. Часто максимум эффективной тяги дости- гается не при максимальном значении <твх, а при оптимальном сочетании величин авх и сл^оа. Для восстановления соответствия действительной площади критического сечения потребной необ- ходимо изменять отношение FEp/FBx- Регулирование входной площади — весьма сложная конструктивная задача, хотя в по- следнее время появились плоские входные устройства с регули- руемой входной площадью (рис. 3.17, а). Регулирование крити- ческой площади широко используется на практике, причем одно- временно 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, в — схема с регули- руемой площадью FKp и изменяемым выносом центрального тела. Наибольший расход воздуха через входное устройство при ср = 1. Сохранить значение ср при измененной скорости полета удается в случае, если первый скачок уплотнения при всех зна- чениях Мп приходит в начало обечайки. При таком регулирова- нии относительного положения центрального тела и обечайки значение ср равно единице,, а дополнительное сопротивление (в случае соответствующего регулирования FKp и значения про- тиводавления рв) равно нулю (Сгдоп = 0). Для достижения наибольшего значения коэффициента сохра- нения полного давления системы скачков уплотнения при раз- личных числах Мп необходимо регулировать углы наклона поверх- ностей торможения в соответствии со значением числа Мп (см., ндпример, рис. 3.17, б). 4 В. М. Акимов 97
Течение с <р, не равным единице, как уже рассматривалось, возможно при любом значении числа Мп (даже при использовании рассмотренных способов регулирования) из-за повышения противо- давления 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 ство- рок, увеличивающих расход через входное устройство, позволяет осуществить течение без выбитой ударной волны, т. е. при <р = 1 и при отсутствии дополнительного сопротивления (с?доп = 0) входного устройства. Выполнение всех требований сделало бы входное устройство очень сложной, тяжелой и малонадежной конструкцией. В связи с этим приходится анализировать влияние регулирования раз- личных 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 фикси- рованной скорости набегающего потока и противодавлении ря 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 сохра- нения полного давления авх, высокого дополнительного сопротив- ления по жидкой линии тока и низкого <р. Качественная картина течения близка к картине течения перед дозвуковым входным уст- ройством 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 удар- ной волны перед входным устройством (запуск входного устрой- Рис. 3.18. Входное устройство внутреннего сжатия при Мп = Мп. р и различ- ном противодавлении: а «— схема течения при б — схема течения при > рат. в ® ®Р 98
a? Hn=2pO A A\rL а,=Л7 § а2=Л?7у a. ,=51,0 ' a. Pi at Mn=2,50 ISgsji £ a) 5) Pz Mn=2J50 Mn =2,50 logg Pi «J rp3 Рис. 3.19. Различные схемы плоских входных устройств смешанного сжатия (Мпр = 2,5; оптимальная система из 4 скачков): а — внешнее сжатие (течение не 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 FKp, при- менением канала с регулируемой площадью узкого сечения, ор- ганизацией перепуска из сужающейся части входного устройства. Изменение числа Мп по сравнению с расчетным приводит к на- рушению схемы течения во входном устройстве и к изменению его характеристик. Увеличение числа Мп относительно расчетного для нерегули- руемого входного устройства не приводит к нарушению сверх- звукового течения на входе, однако в этом случае значение Лкр становится больше оптимального, а скорость в минимальном се- чении возрастает до более высоких (по сравнению с расчетным слу- чаем) 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 FKp становится меньше потребного, что приводит к образованию вы- битой ударной волны на входе. Методы устранения нерасчетного течения на входе во входное устройство (метод запуска) перечис- лены выше. Таким образом, из-за специфических условий запуска входные устройства с внутренним сжатием требуют дополнитель- ного — пускового регулирования. На рис. 3.19 приведены возможные схемы входных устройств смешанного сжатия, рассчитанных на число М = 2,5, с торможе- нием в системе из четырех скачков уплотнения (три косых и замы- кающий прямой). Для заданных Мп и числа скачков выбрана оп- тимальная система: значение стс. ск= 0,92, углы клиньев и углы скачков приведены на рисунке. Схема а соответствует входному устройству с внешним торможением. Расчетное течение в таком 4 99
входном устройстве не может быть реализовано из-за наличия ото- шедшей ударной волны у обечайки (угол наклона наружной по- верхности обечайки 0Об = Pi + Р2 + Рз + 3° = 36,1°) больше предельного. Входные устройства, выполненные’по схемам б, в и г, — уст- ройства смешанного сжатия. По мере увеличения интенсивности внутреннего сжатия (при переходе от схемы б кв 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 приво- дит к меньшим внешнему сопротивлению и массе; увеличение длины — к росту внутреннего сопротивления и массы конструк- ции. Схемы виг при одинаковом соотношении внешнего и внутрен- него сжатия различаются формой внутреннего канала и распо- ложением внутренних скачков уплотнения. Углы наклона век- тора скорости за последним, замыкающим скачком уплотнения различны для всех схем. Величина наклона вектора скорости к оси входного устройства определяет уровень потерь в дозвуко- вой части входного устройства. Рассмотренная схема течения реализуется при расчетном зна- чении 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 изме- нение условий работы приводит к падению значения ствХ при по- стоянной величине <р. Повышение противодавления рв (уменьше- ние Gnp) вызовет исчезновение замыкающего скачка и нарушение схемы течения. Для возвращения течения к расчетной схеме после снижения противодавления рв необходимо иметь систему пускового регули- рования. Для схемы б диапазон пускового регулирования значи- тельно меньше, чем для схем виг из-за меньшего значения числа Мп на входе в канал («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 еди- нице, ствх уменьшается с ростом Мп. Уменьшение ствх происходит как за счет уменьшения ос. СЕ (неоптимальная система скачков), так и за счет увеличения потерь в диффузоре (потери в замыкаю- щем скачке). Чтобы уменьшить потери полного давления, необхо- димо использовать регулирование различных элементов входного устройства аналогично регулированию элементов входного устрой- ства внешнего сжатия. Уменьшение числа Мп ведет к изменению геометрии скачков и к возникновению несоответствия действительной площади ми- нимального сечения потребной. В результате этого несоответствия возникает течение с выбитой ударной волной на входе. Для устра- ню
нения выбитой ударной волны необходимо регулировать величину отношения FKp/FBX. Влияние противодавления рв при числах Мп, меньших расчет- ного, на работу входного устройства смешанного сжатия при- водит 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 дросселирова- нии входного устройства на докритическом режиме работы и но- сит название помпаж, другой — при уменьшении дроссели- рования 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 противодавле- ния рв) 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 первона- чальному состоянию. Образуется колебательный процесс, при ко- тором 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» систе- мой скачков; в — схема течения с «проглоченной» системой скачков, •-----оторвав- шийся пограничный слой; ———-—* — поверхность тангенциального разрыва; q — точка .пересечения двух скачков — тройная точка 101
санный процесс повторяется с частотой порядка нескольких герц. Амплитуда колебаний достигает значительных величин — Др/р от 0,2 до 0,8 (по результатам исследования конкретных мо- делей). Колебательный процесс будет продолжаться до тех пор, пока существует повышенное противодавление pBlpBf (см. рис. 3.20, б). Поскольку неустойчивое течение охватывает прак- тически весь тракт входного устройства, то, помимо нарушения работы элементов силовой установки, возникает большая неуравно- вешенная сила, действующая на входное устройство и передаю- щаяся на весь летательный аппарат. Возникновение помпажа можно объяснить следующими факто- рами: распространением оторвавшегося от центрального тела по- граничного слоя в дозвуковую часть входного устройства и попа- данием в дозвуковую часть входного устройства вихревой пе- лены или поверхности разрыва скорости, образующейся за трой- ной точкой. Неустойчивая работа входного устройства недопустима, поэ- тому рабочие режимы последнего должны быть ограничены опре- деленной степенью дросселирования (значениями рв или <р) на каждом режиме. Практически работа входного устройства огра- ничивается несколько меньшей степенью дросселирования для обеспечения его устойчивой работы при наличии трудно учиты- ваемых влияний. Это уменьшение дросселирования носит назва- ние «запаса по помпажу». Ограничение величины противодавле- ния рв может быть осуществлено путем увеличения расхода воз- духа через входное устройство при постоянном расходе через двигатель посредством открытия створки перепуска или в резуль- тате изменения режима работы двигателя в направлении увели- чения расхода через него. Неустойчивое течение при уменьшении дросселирования вход- ного устройства на закритическом режиме наблюдается при умень- шении дросселирования входного устройства (уменьшении про- тиводавления рв) и характеризуется отрывом потока из-под за- мыкающего скачка уплотнения, располагающегося в диффузоре. Отрыв является неустойчивым, частота колебаний его составляет сотни герц, а амплитуда кр/р = 0,05 ... 0,08. Неустойчивое те- чение 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 аппа- рату в виде мелкой дрожи, откуда и возникло название «зуд». Нормальная эксплуатация силовой установки должна исклю- чать и этот вид неустойчивого течения. Устранить явление «зуда» можно путем повышения противодавления рв.
Характеристики сверхзвуковых входных устройств Характеристиками входных устройств будем называть зависимости овх, сх и <р от условий работы двигателя и условий полета. Рассмотрим основные характеристики входных устройств: дроссельные и скоростные. Дроссельными характеристиками назы- ваются зависимости овх, сх и <р от Gnp или а (Хв) при фиксирован- ных значениях числа Мп. Этот вид характеристик наиболее удо- бен для анализа работы входного устройства в системе силовой установки. Весьма распространено представление дроссельных характе- ристик входных устройств в виде зависимости овХ == f (<р); сх = = <р (<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 овх близко к максимальному значению, величина <р равна единице, а коэффициент внешнего сопротив- ления имеет минимальное значение. Правее точки А (или ниже) располагается участок характеристики, соответствующей закри- тическому режиму течения: замыкающий скачок располагается ниже критического сечения. Для этих точек <р и сх имеют постоян- ные значения, а овх тем меньше расчетного, чем меньше противо- давление рв. Левее точки А располагается участок дроссельной характеристики, для которого характерно небольшое изменение значения овх при значительном изменении и <р и сх. Этот участок соответствует докритическому режиму течения, характеризуе- мого наличием выбитой ударной волны (см. рис. 3.12, в и 3.15), и носит название пологой ветви дроссельной характеристики. Характер зависимости овх = f (<р) на участке, непосредственно прилегающем слева (или снизу) к точке А (см. рис. 3.21, б), оп- ределяется расположением тройной точки относительно разграни- чительной линии тока х: если тройная точка располагается выше разграничительной линии тока, то значение овх растет с уменьше- нием <р; если же тройная точка располагается ниже разграничи- тельной линии тока (т. е. в потоке, прошедшем через двигатель), то значение овх уменьшается с падением <р (см. пунктир на рис. 3.21, б). Характерной особенностью дроссельной характеристики вну- треннего торможения (рис. 3.22) является отсутствие пологого участка. Это объясняется тем, что при дросселировании подоб- ного входного устройства нарушается расчетный режим течения 1 Разграничительной линией тока называется линия тока, отделяющая массу газа, прошедшую через входное устройство, от остальной его- массы. 103
Рис. 3.21. Дроссельные характе- ристики входных устройств внеш- него сжатия: а — значения <ТВХ> <Р и сх в функции приведенного расхода; б — значения ствх н сх в ФУНКЦ'НН коэффициента рас- хода ср; — — — полка падающая Рис. 3.22. Дроссельные характеристики входных устройств внутреннего (а) и сме- шанного (б) сжатия;--------характерис- тика входного устройства внешнего сжа- тия и образуется выбитая ударная волна. В связи с этим дроссельная характеристика такого входного устройства имеет разрыв. Дрос- сельная характеристика входного устройства подобного типа на- зывается характеристикой с разрывом или жесткой характеристи- кой. Дроссельная характеристика входного устройства смешан- ного сжатия (см. рис. 3.22, б) имеет тот же вид, что и характе- ристика для входного устройства внешнего сжатия, но с несколько большим максимальным значением <твх и более низким значе- нием сх. Протяженность пологого участка дроссельной характе- ристики такого входного устройства в три — четыре раза меньше, чем у характеристики входного устройства внешнего сжатия. Скоростная характеристика входных устройств, представляющая зависимость авх, сх 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 лета- тельного аппарата. Для оценки целесообразности использования той или дру- гой конкретной силовой установки на данном летательном аппа- рате или для определения основных характеристик вновь проек- тируемого двигателя необходимо располагать зависимостью овх = = f (Мп) .(рис. 3.23). Скоростные и дроссельные характеристики современных вход- ных устройств получают экспериментально в специальных аэро- динамических трубах. Аналитический расчет подобных характе; ристик затруднен. Можно рассчитывать достаточно достоверно, лишь в отдельных случаях, значения <твх, сх и <р в некотором диа- пазоне изменения Мп (Мп >Mmln). Так, например, весьма досто- верно можно рассчитать величины овх, сх и <р для плоского вход- ного устройства при Мшщ < Мп < Мпр (см., например, [14]). 104
Рис. 3.23. Стандартная зависимость овх = f (Мп): I — значение а ; II — значение дополнительного расхода воздуха Наличие угла атаки i и угла скольжения 6 оказывает сущест- венное влияние на характеристики входных устройств. Наибо- лее сильно влияние этих углов сказывается на осесимметричные лобовые входные устройства внутреннего сжатия: наличие угла атаки в 4 ... 5° приводит к образованию течения с выбитой удар- ной 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 поверх- ностей 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 сжа- тия, приводит к слабому изменению овх, сх и <р. При возвращении летательного аппарата к нулевому углу атаки такое входное уст- ройство автоматически возвращается к исходной схеме течения. В системе силовой установки с увеличением угла атаки ухуд- шаются поля параметров на входе в последующий элемент и воз- растает 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: о,!Х/Ф = Q (KiVlF^j (%в)]. (3.8) 105
При фиксированных геометрии входного устройства и скорости полета величины FB = FB/FH и q (%п) являются постоянными. На дроссельной характеристике входного устройства в коорди- натах овх и <р последнее соотно- шение имеет вид прямой, прохо- дящей через точку со значениями овх и <р, равными нулю (рис. 3.24). Таким образом, если имеется на- бор дроссельных характеристик для различных скоростей и ус- ловий полета и известна характе- ристика последующего элемента [например, в виде q (А,в) = = <р (Мп)], то можно определять точки совместной работы вход- ного устройства с последующим элементом. Если точка совмест- Рнс. 3.24. Согласование входного устройства с последующим элемен- том ной работы располагается на дроссельной характеристике в об- ласти низких значений овх 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 уст- ройств, можно получить во всем требуемом диапазоне скоростей и условий полета удовлетворительные характеристики системы входное 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 прием- лемую характеристику при наименьшей массе и высокой надеж- ности.
Г Л А В A 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРОВ И ТУРБИН 4.1. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ В современных авиационных газотурбинных двигате- лях в основном применяются осевые компрессоры и турбины. Центробежные компрессорные ступени используются (часто в ком- бинации 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 характеристи- ках компрессоров и турбин,' а также основные уравнения, интег- рально описывающие процессы в лопаточных машинах. Уравне- ния даны в том виде, в каком они будут применены далее при рас- чете и анализе ГТД. Во всех случаях используются параметры за- торможенного потока на входе в рассматриваемые лопаточные ма- шины и на выходе из них. На рис. 4.1 изображены процессы в ком- прессоре и турбине на i—s-диаграмме. В следующих ниже уравне- ниях обозначения параметров совпадают с показанными на рис. 4.1. Работа, затрачиваемая компрессором на сжатие единицы массы воздуха с учетом потерь (работа компрессора), равна или (4-1) (4-2) В уравнении (4.1) nJ = p^pt — степень повышения полного давления в компрессоре. Изоэнтропическая работа сжатия единицы массы воздуха в компрессоре L*s = RT*B Uk k ~ 1 или ^=ТТ7Г^(Ткз-П). КПД компрессора Лк = TKS/LK. (4.3) 107
Рис. 4.1. Изображение процессов в компрессоре (а) и в турбине (б) на i—s- диаграмме Соответственно работа, совершаемая единицей массы газа при его расширении в турбине с учетом потерь (работа турбины), равна или (4.5) где л? = р*1р* — степень понижения полного давления в тур- бине. Изоэнтропическая работа турбины по параметрам заторможен- ного потока или ъ т * п /7»* т»* \ | Лг \* Г 1 КПД турбины по параметрам заторможенного потока Пт == ^'т/^'TS* (4.6) Такое определение КПД турбины является достаточно стро- гим только для неохлаждаемых турбин. Для оценки качества ра- боты турбин с охлаждаемыми воздухом лопатками можно исполь- зовать первичный КПД охлаждаемой турбины, учитывающей осо- бенности рабочего процесса в ней, (4-7) Г TS где АГТ — мощность на валу турбины; Gr — расход газа через турбину. 108
Рис. 4.2. Зависимость коэффициента эффективности охлаждения от относи- тельного расхода охлаждающего воз- духа для различных схем охлаждения -лопаток турбины: а — конвективное; б — конвективно-пле- ночное; в — пористое охлаждение В уравнении (4.7) Gr пред- лагается определять как сумму расходов газа на входе в тур- бину и воздуха, охлаждающего лопатки первого соплового ап- парата, а температуру газа Т*, входящую в изоэнтропическую работу турбины, как средне- массовую в сечении за^ первым сопловым^аппаратом турбины. Первичный КПД охлаждаемой турбины удобно представлять в виде произведения Лт. п = Лт- неохлЛт* Здесь Лт.неохл —КПД рассматриваемой турбины без учета ох- лаждения, a rjT — относительный КПД, учитывающий как сни- жение КПД турбины в связи с дополнительными потерями, выз- ванными ее охлаждением, так и возможный полезный эффект от работы охлаждающего воздуха в турбине. Значения относительного КПД зависят от числа ступеней тур- бины, схемы охлаждения лопаток и относительного количества охлаждающего воздуха ^охл — Св. охл/Gr, (4-8) где GB. охл — расход охлаждающего воздуха через один лопаточ- ный венец, Gr — расход газа на входе в турбину. В свою очередь величина 60хл зависит от схемы охлаждения лопаток и коэффи- циента интенсивности охлаждения 0 = Тг-Гл Т г — Тв. охл (4.9) в который, кроме температуры газа перед турбиной Т^, входят тем- пературы лопатки Тл и охлаждающего воздуха Т*. Охл. На рис. 4.2 показаны примерные зависимости коэффициента 0 от относительного расхода охлаждающего воздуха на один лопа- точный венец для различных схем охлаждения: конвективной, кон- вективно-пленочной и пористой. У современных турбин значе- ние 0 лежит в пределах 0,3 ... 0,45. При расчете турбин используется также эффективный КПД охлаждаемой турбины Эф, который является отношением мощ- ности, развиваемой турбиной, к сумме изоэнтропических работ потоков газа и охлаждающего воздуха в турбине, умноженным на соответствующие расходы газа и воздуха. 109
В математических моделях ГТД последующих глав, когда нет необходимости в строгрм разграничении между охлаждаемыми и неохлаждаемыми турбинами, работа турбины (4.4) записывается с г]т, а при расчетах ГТД конкретные значения КПД турбин бе- рутся с учетом их охлаждения. Расход воздуха на входе в компрессор п* GB = ткр<7 (^в) Т’в — • (4.10) V 1 в Расход газа через первый сопловой аппарат турбины р; Gr ~ ТПкр. г? (^с. a) F е. а /-=; • (4.11) V Тг В этих уравнениях Гв и Fc л — площади входа в компрессор и суммарная площадь критических сечений межлопаточных ка- налов соплового аппарата соответственно. Мощности компрессора и турбины NK=GBLK, (4.12) MT = GrLT. (4.13) Расчетный режим компрессора, т. е. режим, для которого выпол- няется его детальный расчет и определяются геометрические раз- меры проточной части, задается л«. р, 6В. р и параметрами на входе рв. р и Тв. р. На расчетном режиме турбины задаются со- отвественно л£ р, Gr. р, рг. р, Тг. р (индексом р здесь отмечены значения параметров на расчетном режиме). 4.2. ХАРАКТЕРИСТИКИ И РЕГУЛИРОВАНИЕ КОМПРЕССОРОВ При изменении параметров воздуха перед компрессором сопротивление сети за ним, частоты вращения — п, такие .пара- метры, как Лк, GB, т]к, не остаются постоянными. Они меняются в соответствии с закономерностями, качественно общими для всех компрессоров, но в количественном отношении существенно за- висящими от индивидуальных свойств конкретного компрессора. Для определения параметров компрессора на разных режимах его работы и при различных внешних условиях (различных вы- соте и скорости полета) строят характеристики компрессора. Характеристики компрессора могут быть представлены в виде пк — f (GB. Пр, ппр); ч (4-14) Лк f (G_B. пр> ^пр)* 110
Рис. 4.3. Характеристики иизко- напорного компрессора: 1 — рабочий режим при Мп = О, Н — = 0; 2 — граница газодинамической устойчивости; 3 — линия рабочих ре- жимов; 4 — линии постоянной приве- денной частоты вращения В данные функциональные зависимости входят приве- денный расход воздуха (4.15) и приведенная частота вра- щения пПр = л (4.16) у 1 в где ро — 161 325 Па и То = = 288,15 К — давление и температура окружающей среды при Н=0 в соответствии со стан- дартной атмосферой (ГОСТ 4401—81). Если приведенную частоту вращения разделить на максимальное значение частоты вращения п0 при Мп = 0, Н = 0, то получим безразмерный параметр—относи- тельную приведенную частоту вращения Лдр — лПр//1(). (4.17) В ряде случаев пользуются также относительным приведенным расходом воздуха GB. пр = Св. пр/Св. о. (4-18) т. е. делят GB.np на максимальный расход воздуха Ов.о при Мп = 0, Н = 0(р: = р0, Т* = То, ппр = 1, GB.пр = 1). Тогда характеристики компрессора можно представить в безраз- мерном виде Л-к — f (Gb. пр> Ппр); Лк = f (GB, пр> Лпр). (4-19) Подставляя в выражение (4.15) расход воздуха из уравнения (4.10), получим выражение GB. пр == лгКр/у (Хв) Гв * , (4.20) 111
напорности показаны на рис. 4.3 ... 4.5 ствующих зависимостям (4.22). На рис. Рис. 4.4. Характеристики компрессора средней напор- ности (обозначения те же, что на рис. 4.3) в правой части которого все величины, кроме функции плотности то- ка (безразмерной плот- ности тока) q (Ав), по- стоянные и, следова- тельно, Св.пр~/7(М- (4.21) В этом случае харак- теристики компрессо- ров могут иметь вид лк = f [q (А^), йпр]; (4.22) Лк = f 1Я (^в)> Йпр]. Характеристики не- регулируемых осевых компрессоров разной в координатах, соответ- 4.6 показана типичная 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 (А,в) при йпр = const близки к вертикальным, КПД компрессора или вен- тилятора удобно представлять в виде изолиний, как это сделано на рис. 4.6. В общем случае расчетный режим работы компрессора может быть задан любыми полетными условиями. Для определенности при сравнении компрессоров разной напорности условимся при- нимать для всех компрессоров на расчетном режиме условия Мп = ~ О, Н = 0 и максимальную частоту вращения п0 (ппр = 1). Обозначать параметры на этом режиме будем индексом «О». При нпр ~ 1 Для большинства компрессоров характерна производи- тельность, соответствующая значениям q (%в0) = 0,85 ... 0,925. Можно условно разделить компрессоры на три группы в зависи- мости от значений п,к0: низконапорные (л,£0 < 5), средней на- порности (Лко = 5 ... 8) й высоконапорные (Лк0 > 8). На всех характеристиках компрессоров (см. рис. 4.3 ... 4.6) нанесены точки, соответствующие максимальному режиму при Мп — 0, Н = 0 и заштрихованы области, в пределах которых возможна 112
Рис. 4.5. Характеристики высоконапор- ного компрессора (обозначения те же, что на рис. 4.3) работа компрессора в системе двигателя. Основным ограниче- нием здесь является минимально допустимый запас устойчивости компрессора, т. е. рабочая об- ласть должна располагаться в зоне устойчивой работы компрессора ниже границы газодинамической устойчивости (границы помпажа). Работу компрессора в системе двигателя чаще всего рассматри- вают или на постоянном режиме работы двигателя (например, п = = const) при изменении условий полета (Мп = var, Н = var) или при постоянных условиях по- лета (Мп = const, Н = const) и переменном режиме работы дви- гателя (например, п = var). В этих случаях из рабочей области можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3 ... 4.6). Построение линий рабочих режимов на характеристике компрес- сора подробно рассматривается в гл. 8 и 9. Положение линии рабочих режимов относительно границы газодинамической устойчивости компрессора определяется коэф- фициентом устойчивости К = (^в)]гр у_ К/4(Ч]раб ' (4.23) Здесь индексы «гр» и «раб» соответствуют значениям пара- метров на границе устойчивости и на линии рабочих режимов, взятым на одной и той же напорной ветви характеристики ком- прессора, т. е. при ппр = const. Запас устойчивости опреде- ляется как: А/Су = (/Су — 1) 100%. (4.24) Фактически запасы устойчивости, которыми располагает двига- тель 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 Д/G практически укладываются в диапа- зоне от = 35 % до А/(у = 8 ... 12 %. Последние цифры ха- рактеризуют минимально допустимый запас устойчивости на уста- новившихся режимах работы двигателей. Положение линии рабочих режимов на характеристике ком- прессора зависит от типа ГТД и его схемы, напорности компрес- 113
Рис. 4.6. Характеристика одно- ступенчатого осевого компрес- сора с низкой степенью по- вышения давления (вентиля- тора): 1 — рабочий режим при Мц = О, Н = 0; 2 — граница газодинами- ческой устойчивости; 3 — линия рабочих режимов; 4 — линия по- стоянной приведенной частоты вра- щения; 5 — линии постоянных зна- чений КПД сора и программы уп- равления двигателем. Ча- ще всего с уменьшением ппр у низконапорных компрессоров линия рабочих режимов удаляется от границы устойчивости (см. рис. 4.3), а у вы- соконапорных — 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 допу- стимого значения ппр (ппр < nnpmax) является в этом случае одним из путей обеспечения газодинамической устойчивости ком- прессора в системе двигателя. У высоконапорных компрессоров снижение в области пониженных значений /гпр (ПпР < 1) требует принятия специальных мер для обеспечения устойчивой работы. Рассмотрим, какие факторы приводят ТРД с высоконапорным компрессором (л^0 > 8) к уменьшению АКУ на пониженных ппр. Пусть компрессор в системе двигателя работает при постоянной окружной скорости и, а значит, при п = const. Уменьшение ЯПр будет идти за счет роста Т%, например, в связи с увеличением скорости полета. Это приведет к снижению росту объемного расхода и осевой скорости на последних ступенях компрессора и, как следствие, к отрицательным углам атаки. Последние сту- пени начинают лимитировать расход воздуха через компрессор, из-за чего осевая скорость са на входе в компрессор уменьшается и растут углы атаки i на первых ступенях компрессора. При су- щественном увеличении углов атаки наступает отрыв потока со спинки лопатки рабочего колеса, а это вызывает помпаж ком- прессора. На режимах, близких к помпажу компрессора, его КПД уменьшается из-за увеличения профильных потерь на пер- вых и последних ступенях. На рис. 4.7, а показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора на рас- четном режиме (сплошные линии) и на пониженных ппр (пунк- тирные линии).- 114
Рис. 4.7. Треугольники скоростей на первых (1 ст) н последних (Z ст) ступенях однокаскадного (а) и двухкаскадного (б) компрессоров: ----- расчетный режим;------— пониженные йДр для однокаскадного компрессора; ——..— пониженные йПр для двухкаскадного компрессора Все методы увеличения Д/<у на пониженных ппр 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 ха- рактеризовать изменением относительного коэффициента рас- хода V = Са/Са. р. (4.25) В выражении (4.25) са = ся/и — текущее значение коэффи- циента расхода; са. р — его значение на расчетном режиме. Оче- видно, что относительный коэффициент расхода пропорционален разности входного угла профиля и угла атаки i: v~(p;-i). (4.26) На рис. 4.8 показано изменение коэффициента v по ступеням .высоконапорного компрессора (л^о = 12) при ппр = 1 (сплош- 115
Рис. 4.8. Изменение относительного коэффициента расхода по ступеням однокаскадного (О) и двухкаскадно- го (-+-) компрессоров при у Тй/Т* = = 0,8 ная линия) и на пониженных «пр = 0,8 (кружки). Снижение йпр получено при п = const за счет увеличения температуры на входе в двигатель до Тв — = 450 К (То/Т: = 0,64). Как видно из рис. 4.8, при ппр = 0,8 наступило полное рассогласова- ние работы первых и послед- них ступеней компрессора. При этом практически уже отсутствует, запас устойчивости компрес- сора. Поэтому необходимы специальные средства регулирова- ния компрессора для расширения диапазона устойчивой работы ПО Ипр- Применение двухкаскадных копрессо- р о в. Двухкаскадный компрессор — это высоконапорный ком- прессор, разделенный на два последовательно работающих ком- прессора со степенью повышения давления каждого компрессора Яко = 3 ... 5. В ТРД или газогенераторах ТРДД с двухкаскад- ным компрессором при переходе на пониженные йпр может ме- няться отношение окружных скоростей (частот вращения) ка- скадов высокого и низкого давления ив. д/ин. д («в. д/«н. д)> назы- ваемое скольжением роторов. Если с ростом Тв (снижение ппр) увеличивать скольжение роторов, оставляя осевые скорости са примерно такими же, как у однокаскадного компрессора, то бла- годаря отйосительному росту ив. д и снижению ин.д (см. рис. 4.7, б) углы атаки на первых ступенях будут уменьшаться, а на послед- них — увеличиваться. Заметим, что описанное благоприятное * изменение скольжения роторов в двухвальных ТРД и газогене- раторах ТРДД происходит автоматически, что является их несомненным достоинством. На рис. 4.8 показано также изменение коэффициента v в двухкаскадном компрессоре при Tq/T^ = = 0,8. Отсюда видно, что по сравнению с однокаскадным ком- прессором у двухкаскадного коэффициенты v находятся ближе к их расчетному значению, а это обеспечивает ему больший диапа- зон устойчивой работы по ппр и лучшие значения КПД на нерас- четных режимах. Регулирование компрессора поворотом направляющих аппаратов. Рассмотрим работу вы- соконапорного компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами группы первых и последних ступеней. Чтобы на по- ниженных ппр увеличить пропускную способность последних 116
Рис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора при пониженных йпр: ------------нерегулируемый комрессор; ------ компрессор с регулируемыми на- правляющими аппаратами ступеней, необходимо увеличить на них углы атаки, т. е. повер- нуть лопатки направляющих аппаратов последних ступеней в сторону увеличения углов вектора абсолютной скорости а (по- ложение 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. 4.10 показана характе- ристика нерегулируемого вы- соконапОрного компрессора и характеристики компрес- сора с регулируемыми на- правляющими аппаратами. При регулировании ком- прессора на увеличение про- изводительности (см. рис. 4.10 — пунктирные кривые) запас устойчивости на пони- женных йпр (лпр = 0,8) прак- тически не увеличивается, Рнс. 4.10. Характеристика ком- прессора с регулируемыми направ- ляющими аппаратами: ------ нерегулируемый компрессор (О — рабочая точка при пдр — 0,8); ------регулирование иа по- вышение производительности (а— ра- бочая точка при ппр = 0,8); регулирование иа повышение ЛКу (б — рабочая точка при «пр = 0,8) 117
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 гарантиро- ванного увеличения запасов устойчивости нужно значительно уменьшить углы а на первых ступенях (режим б на рис. 4.9). Производительность компрессора при этом уменьшается. Направ- ляющие аппараты последних ступеней нужно повернуть на уве- личение 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. Соответству- ющая характеристика показана на рис. 4.10 штрихпунктирной линией. Изменение 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 (Ппр = 0,8) у нерегулируемого компрессора и у компрессора с регулированием направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости с некоторым по- нижением производительности. Такое регулирование, как видно Рис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора прн пониженных ппр: ----- ---- нерегулируемый компрессор; --- регулируемый перепуском воздуха 118
Рнс. 4.13. Характеристика компрессора с перепуском воз- духа, построенная по GB. пр (--- без перепуска), по GB. к. пр (--- --- --- с перепуском) и по GBnp (--- .--- с перепуском) из рис. 4.11, позволяет существенно увеличить v на первых ступенях ком- прессора и, как следствие, увеличить А/Су. Регулирование компрессора пе- репуском воздуха. Наиболее простым спосо- бом регулирования ком- прессора на пониженных ппр является перепуск воздуха (выпуск воздуха) из средних ступеней ком- прессора. Открытие окон перепуска приводит к уве- личению осевой скорости са и расхода воздуха на первых ступенях компрессора с соответствующим умень- 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 сту- пенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска. Расход воздуха на входе в компрессор равен GB — GK “I- Gnep, (4-27) где GK — расход воздуха на выходе из компрессора; Gnep — расход перепускаемого воздуха. Приведем расходы к сечению на входе в компрессор, умножив правую и левую части выражения (4.27) на комплекс У ТЦТор0}р1. Тогда выражение (4.27) примет вид: Gb. пр = GB. к. пр GB. пер, пр. При закрытых окнах перепуска GB K np = GB.np. На рис. 4.13 показана характеристика компрессора с перепуском воздуха на пониженных ппр, причем ось абсцисс в одном случае рассматри- вается как шкала GB. пр, а в другом — как шкала GB.K.np. Из рис. 4.13 видно, что при включении перепуска граница устой- чивости компрессора сдвигается в сторону меньших значений GB.np. Расход воздуха GB.np через входное сечение компрессора при 119
открытии окон перепуска возрастает (штрихпунктирные линии на рис. 4.13), а через выходное — уменьшается (пунктирные ли- нии на рис. 4.13). Потери в компрессоре с перепуском воздуха оцениваются эффективным КПД, который учитывает мощность, затраченную на сжатие перепускного воздуха: Пи. эф = GKL*S/NK. (4.28) Так как перепускаемый воздух не совершает полезной работы, то мощность на его сжатие считается потерянной, и т]к.аф, как правило, ниже т]к без перепуска, несмотря на уменьшение про- фильных потерь в ступенях компрессора. Только иногда при очень низких значениях ппр открытие окон перепуска может привести к некоторому росту КПД компрессора. Поэтому пере- пуск воздуха обычно используют на режимах запуска, малого газа и других неосновных режимах работы при низких значе- ниях ппр. 4.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ И РЕГУЛИРОВАНИЕ ТУРБИН Обычно характеристики турбин задаются зависимо- стями КПД турбины и приведенного расхода газа от степени по- нижения полного давления в турбине и какого-либо кинематиче- ского параметра. Сложившееся традиционное представление осно- вывается на использовании параметра нагруженности турбины У' = (4.29) В выражении (4.29) иг — окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса i-й ступени; z — число ступеней. Значение услов- ной скорости определяется по изоэнтропической работе турбины (4.30) Пропускная способность турбины определяется параметром рас- хода Дт = Gr]/RrT*/p* или относительным параметром расхода газа через турбину j = Ог/^р/Рг ’ (WWPr'Lax (4.31) Используя понятие приведенной окружной скорости А,и, харак- теристики турбины могу быть представлены в виде зависимостей Пт =№*> М; 1 Дт — f (у , A,u). J (4.32) 120
понижения давления для двухступен- чатой турбины В ряде случаев приведенную окружную скорость А,и заменяют пропорциональным ей параметром /г/]/Т* и вводят относитель- ную приведенную частоту вращения <«3> (Я/г ”г/тах Тогда характеристики турбины можно представить в виде, удоб- ном для дальнейшего использования в математических моделях ГТД: _____ (4-34) На рис. 4.14 и 4.15 показана характеристика двухступенчатой турбины, соответствующая (4.34). Анализ расходной характери- стики турбины (см. рис. 4.15) приводит к выводу, что практически на всех рабочих режимах по я? относительный параметр расхода газа остается неизменным (Ат = 1), а из уравнений (4.11) и (4.31) следует, что в этом случае q (А,0.а) = const. Только при малых нерабочих значениях л^ начинается снижение Ат при умень- шении л;. ___ При работе турбины в системе двигателя параметр /г/]/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 (т]т = const). Это дает возможность с относительно небольшой погрешностью заменить действительную характеристику турбины приближен- ной Я (Ьс. а) = Const, 1 . . (4.35) tj; = const, J ' 121
которую можно использовать при расчете характеристик двига- телей по математической модели первого уровня. Регулирование турбины поворошило- паток сопловых аппаратов. Стремление к опти- мизации работы ГТД на всех режимах требует изменения харак- теристик турбины, что приводит к необходимости ее регулирова- ния. Весьма эффективным является регулирование турбины по- воротом лопаток сопловых аппаратов, хотя практически реали- зация этого способа регулирования связана с серьезными кон- структивными трудностями. Поворот лопаток соплового аппарата сопровождается изменением площади горла соплового аппарата Гс. а и, следовательно, приведенного расхода газа через турбину. Одновременно меняются треугольники скоростей и степень по- нижения давления на турбине. При условии, что перепады давлений как в сопловом аппа- рате турбины, так и в реактивном сопле двигателя сверхкритиче- ские, то представление об изменении при регулировании пер- вого соплового аппарата двухступенчатой турбины можно полу- чить из рассмотрения кривой, показанной на рис. 4.16. Отсюда видно, что изменениё Ео. а сопровождается примерно пропорцио- нальным изменением л?. При q (Ас. а) = const относительное изме- нение приведенного расхода газа Gr. пр пропорционально измене- нию площади горла соплового аппарата Ес.а. Поворот лопаток соплового аппарата приводит к изменению угла направления вектора абсолютной скорости газа на выходе из соплового аппарата аР Естественно, что изменение угла ах по сравнению с его расчетным значением приводит к некоторому увеличению потерь. Примерный характер изменения КПД тур- бины показан на рис. 4.17, кри- вая построена на основании об- Рис. 4.16. Зависимость относитель- ной степени понижения полного дав- ления газа в турбине от относитель- ной площади горла соплового аппа- рата прн его регулировании Рис. 4.17. Примерное изменение отно- сительного КПД турбины по относи- тельному приведенному расходу газа при регулировании турбины пово- ротом сопловых аппаратов 122
работки результатов ряда экспериментальных исследований тур- бин 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 регулирова- ния является достаточно перспективным, так как позволяет существенно улучшить характеристики ГТД. Г Л А В А 5. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ВОЗДУШНО- РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 5.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КАМЕРАХ СГОРАНИЯ Назначением камер сгорания является подвод тепловой энергии к рабочему телу (воздуху) в двигателе за счет превраще- ния 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 ло- паток турбины и достигает значений 1600 ... 1800 К. Основная камера состоит из диффузора (/), наружного (4) и внутреннего (7) корпусов и жаровой трубы (5). Воздух из 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 фор- сунок (2). Форсунка и головная часть жаровой трубы с системой щелей и отверстий для прохода воздуха образует фронтовое устройство. Непосредственно за фронтовым устройством проис- ходит подготовка топливовоздушной смеси — распыливание топ- лива на мелкие капли и перемешивание его с воздухом. Это спо- собствует интенсивному протеканию процесса сгорания. По компоновке и форме жаровой трубы основные камеры сго- рания 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 123
Рнс. 5.1. Схема основной камеры сгорания: 1 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — воспламенитель; 4 — наружный корпус; 5 — жара' вая труба; 6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус камер сгорания, как правило, существенно выше, чем в основ- ных, 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 пла- мени (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 Рнс. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания: 1 — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилн- » аторы пламени; S — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран; 7 — корпус 124
топлива происходит за фронтовым устройством в пределах одного- двух диаметров камеры сгорания. В районе фронтового устройства устанавливается антивибра- ционный экран (5), а ниже за ним по потоку — теплозащитный экран (6). Для характеристики интенсивности выделения тепла в каме- рах сгорания часто используется величина удельной теплонапря- женности Qv, 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 пара- метр применяется к основным камерам сгорания. Иногда по выбранному значению Qv определяется предварительное значе- ние объема жаровой трубы при проектировании камеры сгорания. По величине удельной теплонапряженности камеры сгорания ВРД существенно превосходят (в 10 ... 100 раз) топочные устрой- ства, применяемые в других областях техники. 5.2. ХАРАКТЕРИСТИКА ПРОЦЕССОВ ГОРЕНИЯ Параметры горючей смеси и продуктов сгорания Основной особенностью рабочего процесса камер его' рания является протекание в них процессов горения. Под про- цессами горения подразумевают химическую реакцию соединения элементов топлива с кислородом, протекающую с большим выде- лением тепла в единицу времени. Топливо и воздух, поступающие в камеру сгорания, образуют горючую смесь. Состав смеси ха- рактеризуется отношением расхода топлива к расходу воздуха <7Т = G^/G^ а также коэффициентом избытка воздуха а, который представляет собой отношение действительного расхода воздуха (GB) к расходу воздуха, теоретически необходимого для сжига- ния топлива (L0GT): а = GB/(L0GT) = 1/(L0<7t), (5-1) Lo — 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 неисполь- зованных ни топлива, ни кислорода воздуха. При а < 1 горючее содержится в избытке (богатая смесь), при а > 1 имеется недо- статок горючего (бедная смесь). При а > 1 и полном сгорании топлива в отсутствии диссоциации продукты сгорания будут со- стоять из углекислого газа СО2, паров воды Н2О, азота N2, кис- лорода О2 и некоторого количества окислов азота NOX. В случае неполного сгорания топлива (это имеет место также и при а < 1) в состав продуктов сгорания будет входить также большое коли- 125
чество компонентов, представляющих собой продукты термиче- ского разложения топлива: тяжелые углеводороды СН(СН4, C^Hj, С2Н4 и т. д.), водород Н2 и окись углерода СО. Наиболее важным параметром продуктов сгорания является их температура Т*, или однозначно связанная с ней при задан- ных значениях qT, или а — полная энтальпия i*. Эти величины рассчитываются на основе закона сохранения энергии, путем составления так называемого уравнения тепло- вого баланса: тепло, выделившееся при сгорании топлива GTHux\r, равно разности полного теплосодержания продуктов сгорания и воздуха и топлива в исходной горючей смеси: QTHux]r = (GB + Gt) i (T*, 293, q.) - GBt (TB, 293, 0) - GTtT (TT, 293). (5-2) Если приближенно принять, что iT (Тт, 293) = i (Т%, 293,0) и учесть (5.1), что GB/GT = aL0, то прирост энтальпии продуктов сгорания выразится следующим образом: At* = i (Т*, 293, qT) - i (К, 293, 0) = Яиг)г/(1 + aL0). Максимальная величина At* обеспечивается при а = 1 (qT = = 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 рассчи- тать 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 сго- рания основной камеры, прошедших турбину, и воздуха, возвра- щаемого 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 qT. см — GT/GB и среднемассовой энтальпией icM = i (Т*к, 293, q-с. см). Величина icM приближенно может быть вычислена по формуле: .. (1 ~ 6отб) (1 + <?т) i (Т*, 293, дт) + 6В0Э> (Т;, 293, 0) + гщ (Т*я, 293, 0) СМ (1 — ботб) ( 1 + <7т) + 6ВОЗ + m (5.3) Здесь Got6, 60Тб = Got6/GbI — абсолютный и относительный отборы воздуха перед основной камерой сгорания; GB. кс = = GBl — Got6 — расход воздуха через основную камеру сгора- 126
ния; GB03, 6ВОЗ = GB03/GBl — абсолютный и относительный рас- ходы воздуха, возвращаемого через систему охлаждения турбины. Из форсажной камеры вытекают продукты сгорания, характе- ризующиеся расходами воздуха GB, основного GT и форсажного топлива GT. ф, относительными расходами топлива Чт ~ Gt/Gb. кс> <7т. ф = GT. ф/Ов, <7т£ ~ (GT + G?, $)/GB, энтальпией = i (Тф, 293, q^). Уравнение теплового баланса (5.2) будет иметь вид GT. ф//иТ]ф = (GB + GT + GT. ф) - (GB + GT) i*K. Отсюда получим формулу для расчета относительного расхода топлива, который необходимо подавать в форсажную камеру для получения заданной температуры Тф. qr. ф = О 7т. см) ((ф 1см)/(Нит]ф 1ф). (5.4) Формула (5.4) справедлива не только для ТРДДФ, но и для ТРДФ. Необходимо только при расчете t’cM принять т = 0 (фор- мула 5.3). Подобную формулу легко получить и для основной камеры, если учесть, что в этом случае </т. см = 0; энтальпиям и соответствуют энтальпии ft = i (ТР, 293, qT) и i*; коэффициенту полноты сгорания т]ф — коэффициент т]г: qr = (i* - 1’к)/(Яиг)г - i?). (5.5) Расчет проводится последовательно приближениями, поскольку величины 1ф и ir зависят соответственно от q*. ф и qT. Изложенный метод теплового расчета камер сгорания при- меняется 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 qT, причем отсчет ведется от стандартной температуры Тот. Например: .* Чгсрп^г 4" СрТГ ЯтСрпТст + СрТст 1г 1+^ Здесь СрТг и СрТст — средние энтальпии воздуха; срПТр и СрПТОг — величины, имеющие размерности энтальпии и учиты- вающие 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 и i’cm- Подставив эти зависимости в уравнение теплового баланса и пренебрегая, как и выше, на- чальным теплосодержанием топлива, получим для форсажной 127
и основной камер сгорания следующие формулы для вычисления относительных значений расхода топлива: т* /> т» п — Ср‘г Р'К • 61 Чт~ ЧгНи-српТ1+српТ„ ’ — /к 7\ *1фни-српт; + српт„ • (0-‘> Подготовка горючей смеси в камерах сгорания Для эффективного протекания процесса горения необ- ходимо обеспечить в камере сгорания хорошую подготовку го- рючей 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 распылен- ного топлива, состоящий из капель различного размера. Для приближенной оценки мелкости распиливания используют осред- ненные различными методами размеры капель. Например, часто используется медианный диаметр капель — такое значение диа- метра, для которого суммарная масса капель, имеющих диаметр меньше или равный указанному, составляет половину от суммар- ной массы всех капель. Распыл топлива считается удовлетвори- тельным, 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) — жид- кость с малой скоростью подается в движущийся поток газа. Существуют также воздушно-механические форсунки, в которых сочетаются два способа распиливания. 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 интен- сивное 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). Тол- щина пелены по мере удаления от сопла уменьшается, затем пе- лена распадается на капли разных размеров. В ряде случаев в камерах сгорания ВРД принимаются и струй- ные форсунки, представляющие собой круглое отверстие в трубке, 128
Рис. 5.3. Схема центробежной фор- сунки: 1 — камера закручивания; 2 — отверстия для подвода топлива; 3 — сопло через которое вытекает струя топлива, дробящаяся затем на капли вследствие взаимо- действия с окружающей газо- вой средой. Расход топлива, подаваемого в -камеры сгорания ВРД, весьма существенно изменяется (в 10 ... 20 раз) при изменении высоты и ско- рости полета, а также при изменении режима работы дви- гателя. Диапазон изменения давлений подачи топлива Дрт дол- жен быть при этом еще больше, так как GT ~ у Дрт. Максималь- ные 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 отклю- чается. 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 фор- сунками 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 осуще- ствляется 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 кине- тическом горении горючее и окислитель предварительно переме- шиваются, 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- 5 В. М. Акимов 129
Рнс. 5.4. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке: X — источник поджигания;----— фронт пламени Рнс. 5.5. Турбулентное горение одно- родной смеси за V-образным стабили- затором 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 меха- низма определяется соотношением скоростей смешения и химиче- ской реакции. Если скорость химической реакции намного пре- вышает скорость смешения, то имеет место диффузионный меха- низм горения, если наоборот — то кинетический. Рассмотрим основные виды горения, которые имеют фундамен- тальное 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, элек- трической 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 фрон- том пламени — продукты сгорания с температурой Тг. Скорость распространения фронта пламени относительно исходной смеси в направлении нормали к фронту называется нормальной ско- ростью горения ип, ширина ламинарного фронта пламени мала 8Л № 1 мм. При течении смеси с большой скоростью (с > «н) фронт пламени будет сноситься вниз по потоку и для его «удер- жания» необходим стационарный источник поджигания. За таким источником устанавливается фронт пламени, расположенный под углом к направлению набегающего потока. Угол наклона р 130
(рис/ 5.4) определяется законом Михельсона (законом косинуса): проекция скорости набегающего потока на нормаль к поверхности фронта пламени равна нормальной скорости горения: «н = = с cos Р. Исследования показывают, что величины «н и 6Л являются физико-химическими константами и зависят от скорости химиче- ской реакции w, коэффициентов теплопроводности X и теплоем- кости ср, плотности р0 исходной смеси: цн ~ / шХ/ср/р0; 6Л ~ / K/(cpw). В соответствии с закономерностями кинетики химических реакций величина w зависит от давления и чрезвычайно сильно от температуры. Поэтому, чем больше температура горения, тем больше ив. В частности, величина Тг максимальна при а « 1, и поэтому для углеводородных топлив при а « 1 наблюдаются самые большие значения us. С ростом То также происходит уве- личение значений Тг и, следовательно, иа. Влияние давления на ия 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 суще- ствование так называемых концентрационных пределов распро- странения пламени (ашах ••• «ты)- При а < ат1п или а > аШах горение не происходит, даже если применять весьма мощные источ- ники воспламенения. Это связано с потерями тепла из пламени (радиация, отвод тепла в стенки). Для углеводородных Горючих в смеси с воздухом при нормальных условиях атах = 1,7 ... 1,9; amin = 0,3 ... 0,4. Следует отметить, что значения ив невелики — 0,8 ... 1,5 м/с, и такой вид горения в камерах сгорания не встречается. Однако закономерности ламинарного горения имеют фундаментальное значение для понимания других видов горения. Турбулентное распространение пла- мени. Распространение горения в турбулентном потоке горю- чей 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, ко- торые наряду с молекулярной диффузией обеспечивают турбулент- ный перенос тепла и вещества. Важнейшими характеристиками турбулентных потоков является пульсационная скорость с' (точ- нее, ее среднее квадратическое значение) и масштаб турбулент- ности /0, характеризующий средний размер турбулентных молей. Фронт пламени в турбулентном потоке непрерывно деформи- руется под воздействием хаотического движения турбулентных 5* 131
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 рас- сматривают турбулентый фронт пламени как осредненную по- верхность, на которой начинается горение свежей смеси (фронт воспламенения), и зону горения — область, в пределах которой заканчивается горение. Протяженность зоны горения LT изме- ряется по линиям тока, а ее ширина 6Т — по нормали к фронту. Скорость распространения пламени в турбулентном потоке пт также измеряется по нормали к фронту относительно свежей смеси. Скорость распространения турбулентного фронта пламени и его ширина существенно превосходят (более чем на порядок) соответ- ствующие величины для ламинарного фронта. Величины ит и 6Т не являются физико-химическими константами, как значения ив 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 в настоящее время получили модели поверхностного горения. Предполагается, что в турбу- лентном потоке первоначально плоский фронт ламинарного пламени сильно деформируется турбулентными пульсациями, масштаб которых больше ширины ламинарного фронта пла- мени 1п > 6Л. Суммарная поверхность фронта увеличивается, что приводит к пропорциональному увеличению объема смеси, реагирующей на единице площади осредненного фронта пла- мени, и, следовательно, к увеличению его скорости распростра- нения. Впервые модель поверхностного горения была предложена К- И. Щелкиным. Им было установлено, что кроме ин на скорость распространения турбулентного фронта пламени сильное влияние оказывает пульсационная скорость с', а на его ширину масштаб турбулентности 10: 1 -j— (с /l/н) > бт С А)/^н* Этот вывод в качественном отношении находится в согласии с экспериментальными данными, но приведенные соотношения не позволяют их обобщать количественно. Поэтому модель поверх- ностного горения К. И. Щелкина в дальнейшем подвергалась усо- вершенствованию в трудах многих ученых. Особенно важные результаты были получены на этом пути А. В. Талантовым. Рассмотрим некоторые экспериментальные данные по турбулент- ному горению. 132 Рис. 5.6. Изменение значений ит (О) и LT (X) в зависимости от величины а/(а), начальной температуры То (б) н давления р0 (в): а) с = 75 м/с; р an 10s Па; То — 600 К; б) с = 75 м/с; р — ЮБ Па; а = 1,1 в, с = 50 м/с; Го = 600 К; а = 1,1 Максимальные величины ит наблюдаются при значениях коэф- фициента избытка воздуха а, близких к 0,8 (рис. 5.6, а). С умень- шением давления значение скорости распространения пламени ит 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 воз- растанием 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 сгора- ния будут достаточно равномерно распределены в пределах неко- торого объема. Тогда приближенно можно считать, что в каждой точке объема будет протекать реакция горения, т. е. будет наблю- даться объемное горение смеси. Идеализированное устройство, в котором за счет бесконечно высокой интенсивности процессов перемешивания реализуется объемное горение, называют гомо- генным реактором с полным смешением. Близкие условия наблю- даются в срывных зонах, возникающих за плохообтекаемыми телами, в сильно закрученных струях и т. д. Исследования пока- зывают, что устойчивое горение в реакторе при заданных значе- ниях коэффициента избытка воздуха а, начальной температуры То и давления р возможны при расходах воздуха GB, не превыша- ющих некоторых критических значений. При приближении зна- чений GB к критическим происходит прекращение горения — срыв горения. Физически это объясняется тем, что при больших расходах (и, следовательно, при малых средних временах пребы- вания газа в реакторе) не успевают в достаточной степени завер- 133
Рнс. 5.7. Характернстнкн срыва горе- ния в гомогенном реакторе при горе- инн смеси углеводородного топлива и воздуха шиться химические реакции горения и выделяющегося ко- личества тепла не хватает для поддержания достаточно высо- кой температуры горения. Происходит снижение темпе- ратуры, что влечет за собой уменьшение скорости хими- ческой реакции. Этот лавинообразный процесс приводит к прекра- щению горения. Определяющую роль играет не абсолютный расход воздуха, а комплекс GB!(pvVp)—параметр форсирования реактора (V — объем реактора, v = 1,8 ... 2). Зависимость значений коэффи- циента избытка воздуха, при которых прекращается горение, от параметра форсирования GB/(pvVp) называется срывной характери- стикой 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 ж 0,5 ... 2 при средних значениях параметра форсирования. С увеличением значений То область устойчивого горения расши- ряется. 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 ламинар- ном, так и при турбулентном режимах течения. Закономерности горения при этом изменяются в связи с изменением закономер- ностей процесса смешения. При турбулентном режиме микро- структура потока является весьма сложной (так же как и при тур- булентном горении однородной смеси), процесс горения проис- ходит на границе между турбулентными молями топлива и воз- духа. В целом диффузионное горение протекает более медленно, чём кинетическое. Чрезвычайно неприятным свойством диффузион- ных 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 одно- родной смеси, однако концентрационные пределы распростране- ния пламени в ней шире. При уменьшении размера капель топ- лива закономерности горения двухфазной и однородной смесей становятся близкими, и при dK яа 50 ... 60 мкм становятся оди- наковыми. Стабилизация процесса горения При движении горючей смеси со скоростью, большей чем скорость распространения фронта пламени, ее сжигание воз- можно только при наличии в потоке стационарного источника поджигания, обеспечивающего непрерывное воспламенение го- рючей смеси — стабилизацию процесса горения. Наибольшее распространение в камерах сгорания получил такой способ стабилизации, при котором поджигание осуществ- ляется при контакте холодной свежей смеси с горячими продук- тами сгорания. Источником последних, как правило, являются циркуляционные или срывные зоны, образующиеся за плохо- обтекаемыми 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 благо- даря высокому уровню турбулентности через ограничивающую 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 -~2Л (А — ширина стабилизатора). При горении ЦЗ заполнена продуктами почти полного сгорания (т]г =0,8 ... 0,95), имеющими высокую температуру (Т = 1600 ... 1800 К). Вследствие высокой интенсивности процессов перемешивания температура и состав газа в точно равномерно и в зна- чительной части объема цир- куляционной зоны проте- кает реакция горения. Пламя «удерживается» стабилизатором в заданных условиях (р, То, а) при скоростях течения смеси, Рис. 5.8. Структура течения за V- образным стабилизатором: с а ~ осевая составляющая скорости; Ст — концентрация топлива 135 пределах ЦЗ распределены доста- 134
Рнс. 5.9. Срывные характерис- тики V-образного стабилизато- ра (То = const) меньших некоторых максимальных значений стах. Величина стах зависит от состава смеси, рода топлива, температуры и давления, а также от формы и раз- меров стабилизатора и параметров турбулентности набегающего потока. Создано несколько физических моделей стаблизации процесса горе- ния в циркуляционных зонах. В на- стоящее время наибольшее распро- странение получили модели, в ко- торых предполагается, что в циркуляционной зоне (или в ее 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 (tz) ко времени хи- мической реакции (tx). Если tjtx <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 = = f (GB/(p*Vv), Л). Чтобы использовать их для расчета области стабилизации го- рения, необходимо уметь определять для циркуляционных зон величину комплекса Оц3/(р2Уцз). Например, для уголкового стабилизатора приближенно можно предположить, что расход воздуха через циркуляционную зону Оцз пропорционален скорости набегающего потока с, миделевой площади стабилизатора и плотности р0 : Gq3 ~p0CF. Тогда Оцз/(р2Уцз) - рс/Жцзр2). Если считать, что отношение объема циркуляционной зоны к площади миделя стабилизатора Уц3/Е пропорционально его ширине Д и учесть, что плотность при То = const пропорциональна давлению, то можно записать приближенное соотношение: Сцз/(р2^цз) ~ с/(Д-р). Тогда срывная характеристика геометрически подобных ста- билизаторов, работающих при одинаковых условиях и видах топлива, может быть представлена в виде зависимости а = = f (с/(Ьр), Т0Г На рис. 5.9 представлен характерный вид такой срывной характеристики. Методы инженерного расчета стабилизации пламени в каме- рах сгорания базируются на обобщении экспериментальных дан- ных, полученных в условиях, наиболее соответствующих конкрет- ным типам камер сгорания. 136
5.3. ОСНОВНЫЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ТРД Требования, предъявляемые к основным камерам сгорания, и организация их рабочего процесса 1. Высокие значения коэффициента полноты сгорания топлива на рабочих режимах (цг > 0,99). 2. Обеспечение надежного запуска двигателя в заданном диа- пазоне высот и скоростей полета. 3. Достаточно широкий диапазон устойчивой работы (без погасания пламени и без вибраций) при изменении значений коэф- фициента избытка воздуха (ак с Ш1П =1,0 ... 1,5; акстах = = 20 ... 40). 4. Допустимый уровень потерь полного давления (<тк с = = 0,92 .:. 0,96). 5. 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 (7\г=^ Ю00 К). 7. Низкая (ниже порога видимости) концентрация сажистых частиц (дыма) в продуктах сгорания. 8. Низкое содержание вредных веществ (СО, CH, NO») в вы- хлопных газах. Перечисленные требования предопределяют сложность рабо- чего процесса камер сгорания. Значение коэффициента избытка воздуха на рабочих режимах в основной камере сгорания составляет а =2,5 ... 5. Как было показано выше, однородные смеси такого состава являются не- горючими. В основных камерах сгорания подвод воздуха распре- Рис. 5.10. Схема основной камеры сгорания: 1 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — фронтовое устройство; 4 — кольцевые каналы; 5 — жаровая труба; 6, 7 —отверстия для подвода вторичного и смесительного воздуха, соот- ветственно 137
Рис. 5.11. Фронтовое устройство с форсункой (1) и двумя завихрителя- ми (2) делен по длине, а топливо вводится в головной части жа- ровой трубы через форсунки. Благодаря этому в первой по- ловине 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). Покажем типичное распре- деление . воздуха по длине камеры сгорания: (5 ... 15%) воздуха подводится через фрон- товое устройство (первичный воздух); (20 ... 40 %) через 1 ... 3 пояса крупных (основ- ных) отверстий в первой половине жаровой трубы (вторичный воздух) и приблизительно столько же через основные отвер- стия во второй половине жаровой трубы (смесительный воздух); (20 ... 30 %) воздуха вводится через систему охлажде- ния тангенциально стенкам жаровой трубы (охлаждающий воз- дух). Фронтовое устройство камеры сгорания предназначено для обеспечения стабилизации процесса горения и подготовки горю- чей смеси. По конструктивному выполнению фронтовые устрой- ства весьма разнообразны. Наибольшее распространение в на- стоящее 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 пре- делах 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 заканчи- вается 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 сме- шения, где горение практически отсутствует. Благодаря подводу 1з?
воздуха здесь происходит снижение температуры газа до значе- ний, 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 сопровож- дается потерями полного давления, которые характеризуются значениями коэффициента гидравлических потерь gK. с = = 2 (рк — Рг)/(РкСк) и коэффициента восстановления полного давления <тк. с = p?lpt- Обычно разделяют потери полного давле- ния 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 рас- ширения 1,5 ... 1,8, а затем следует резкое расширение канала. Такие диффузоры характеризуются стабильным течением и уме- ренной величиной потерь полного давления: во входном па- трубке Ъ, = 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 камеры сгорания. Наряду с этим получили распространение при- ближенные формулы, основанные на рассмотрении упрощенной схемы камеры (рис. 5.12). Предполагается, что воздух подво- дится только через один пояс отверстий, площадь сечения жаровой трубы постоянна, поля параметров потока в каждом сечении равномерны, газ несжимаем, осевая составляющая скорости воз- духа 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 Рг = рк^-о. п/2 ~| рк G-к. К Ск. х) /2 4" РкСк. X (9к. С 1)- (5.8) Здесь Con — нормальная составляющая скорости воздуха в от- верстиях; сж. х — скорость газа в жаровой трубе при отсут- ствии подогрева; ск. к — скорость воздуха в кольцевых каналах; 0К с = Т*1Тк — степень подогрева газа в камере. Соотноше- ние (5.8) хорошо иллюстрирует структуру потерь полного давле- ния в жаровой трубе. Сумма первых двух слагаемых характери- зует потери на смешение. Как видно, они состоят из потерь ско- ростного напора, соответствующего нормальной составляющей скорости в отверстиях соп, и потерь на удар при перетекании воздуха из кольцевого канала в жаровую трубу (аналогичны 139
Рис. 5.12. Упрощенная схема камеры сгорания потерям при внезапном расшире- нии). Третье слагаемое характе- ризует потери полного давления, вызванные подводом тепла к дви- жущемуся газу—тепловые потери. Разделив обе части уравнения (5.8) на величину скоростного на- пора потока при входе в диффузор камеры сгорания и заменив из ура- внения расхода отношение скоро- стей отношением соответствующих площадей, получим выражение для коэффициента гидравлических по- терь в жаровой трубе через кон- структивные параметры камеры сгорания: = (FK/PFO)2 + (Fk/Fk. к - FK/F;i!)2 + (0К. с - 1) W- (5.9) Здесь FK — площадь сечения на входе в камеру; FK.K и FK — площади сечений кольцевых каналов и жаровой трубы, соответ- ственно; Fo — суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы; р, — коэффициент расхода воздуха через отверстие (р = = 0,7 ... 0,8). Наибольшую долю (70 ... 80 %) составляют потери, определяемые скоростным напором ркСоП/2. Эти потери тем больше, чем меньше значение pF0, так как при этом возрастает величина соп- Потери на «удар», как правило, достаточно малы (3 ... 5 %). Тепловые потери составляют 10 ... 20 %. Для практического использования в формулу (5.9) вводятся эмпирические поправоч- ные коэффициенты. Например, может быть использована следу- ющая, формула: U = l,2(FK/pF0)24 О,5(0К. с — ^(Fk/F^2. (5.10) Коэффициент гидравлического сопротивления камеры сгора- ния представляет собой сумму этих коэффициентов для диффузора и жаровой трубы: £к. с = (д + £ж. Зная величину £к. с, можно определить коэффициент восста- новления полного давления: ак.с= 1-gK.cX2e(AK)^+1). (5.11) Как видно, при постоянном значении £к.с, которое опреде- ляется конструктивными параметрами камеры, значение <тк. с сильно зависит от величины приведенной скорости воздуха при входе в диффузор (Хк): с увеличением значений Хк потери пол- ного давления увеличиваются. В математических моделях двигателей первого уровня, как правило, величина ак. с принимается постоянной на всех режи- мах работы двигателя. В более сложных моделях (2-й уровень) целесообразным является учет изменения стк. с в соответствии с формулами (5.10) и (5.11). 140
Организация процессов смешения в основных камерах сгорания Для эффективного .протекания процессов горения, а также для обеспечения достаточно равномерных полей темпе- ратуры в выходном сечении необходимо, чтобы подводимый через основные отверстия вторичный и смесительный воздух достаточно интенсивно перемешивался с продуктами сгорания внутри жа- ровой трубы. Втекающий в жаровую трубу воздух образует систему свобод- ных струй, распространяющихся в сносящем потоке. Рассмотрим основные закономерности распространения этих струй и связан- ных с ними процессов смешения. Структура течения в одиночной струе является весьма сложной и изучена достаточно подробно. Одной из основных характе- ристик струи является ее ось, определяемая чаще всего как гео- метрическое место точек, в которых температура потока мини- мальна (температурная ось струи). На некотором расстоянии от отверстия температурная ось становится практически параллель- 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). Вели- чина В может быть рассчитана по эмпирической формуле, пред- ложенной В. Я. Безменовым: В = 0,41d3 (<7 + 3)°'88. Здесь q = ркСоп/(рсрСср); рср, Сер —осредненные значения плотности и скорости газа за системой струй; da=doj/p, — эквивалент- ный диаметр отверстия; 3 < q с 20. Относительная глубина проникновения струй в жаровую трубу (В = Blh-iK) во многом определяет протекание смешения (Лж — 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 обечай- ках 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 обе- чаек смещены на пол-шага друг относительно друга в окружном направлении. Исследования показали, что в этом случае протекание про- цесса смешения определяется, главным образом, относительными значениями импульса воздуха, подводимого через отверстия Jo = G0con/(GCpCCp). и шага отверстий в окружном направлении по средней окружности1 = tlhm. Увеличение значений JQ и в опре- деленных пределах t (? с 0,8) приводит к интенсификации про- цессов смешения. Необходимым условием при этом является обеспечение относительной глубины проникновения струй воз- духа В > 0,4 ... 0,5, которая может быть вычислена по формуле В = Joi. Для обеспечения высокой степени смешения длина 141
cri9r Сервер Сап Сд сх.х Рис. 5.13. Распространение струи в сносящем потоке участка смешения I должна составлять (1 ... 1,5) /гж, причем, с увеличением значений 70 ве- личины /уменьшаются. Поэтому относительные длины жаровых труб /ж//гж современных камер сгорания составляют 2 ... 3. Величина для той или иной зоны ка- меры определяется параметрами камеры сгорания в целом — относительным расходом воздуха в ту или иную зону и значе- нием скорости воздуха в отверстиях. Поэтому изменять глубину проникновения струй при проектировании можно за счет измене- ния величины шага (числа) отверстий в окружном направлении при неизменной их суммарной площади. Как правило, величины I выбираются в пределах 0,3 ... 0,6. Меньшие значения шага ха- рактерны 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 макси- мальных ак. сшах или минимальных ак. сш1п значений коэффи- циента . избытка воздуха, при которых прекращается горение (происходит срыв пламени), от величины скорости воздуха при входе в камеру сгорания ск. Различают характеристики по «бедному» ак. сшах = / (ск) и по «богатому» ак. cmin = f (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 сте- пени определяется конструкцией фронтового устройства, способом подачи и распыливания топлива. С уменьшением значений р^ и Тв область устойчивой работы камеры сгорания сужается. Это объясняется, главным образом, уменьшением скорости химической реакции, а при низких зна- чениях GT также плохим распыливанием топлива. Изменение коэффициента полноты сгорания топлива в камере происходит, в основном, за счет изменения эффективности про- текания процесса горения в зоне подвода струй вторичного воз- духа, где механизм горения близок к объемному из-за весьма высокой интенсивности процессов смешения. Из первичной зоны 142 Рис. 5.14. Срывные характеристики основной камеры сгорания Рис. 5.15. Примерная характеристика основной камеры сгорания по пара- метру форсирования сюда поступает нагретая до высокой температуры богатая смесь (а = 0,4 ... 0,7). . При подводе вторичного воздуха смесь обедняется и стано- вится 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 и Т* топливо и воздух в ходе химической реакции будут успевать превращаться в продукты сгорания. Однако при значительном увеличении QK будет уменьшаться значение г]г, так как при чрез- вычайно большом подмешивании воздуха (скорость смешения пропорциональна QK) химическая реакция не будет успевать завершиться до конца. Очевидно, что с увеличением объема жа- ровой трубы Кж полнота сгорания будет возрастать, так как время пребывания смеси в камере сгорания будет больше. Понижение же значений рв и Т"к будет приводить к уменьшению величины г]г из-за уменьшения скорости химической реакции. Результаты исследования камер сгорания показывают, что влияние величин GB, Рк, Т’к, Еж на значение г]г при а = const приближенно может быть учтено с помощью параметра форсиро- вания камеры сгорания Kv = вв/(рк’25Т^Уж), предложенного В. Е. Дорошенко1. Приблизительно этот параметр можно интер- претировать как отношение времени химической реакции ко вре- мени пребывания смеси в жаровой трубе. На рис. 5.15 представлена характеристика камеры сгорания по параметру форсирования. Как видно, с увеличением значе- ний Kv величины г]г снижаются. Это связано с недостаточным временем пребывания смеси в жаровой трубе по сравнению с вре- менем химической реакции. На рабочих режимах двигателя величины рк и велики, поэтому значения Kv малы. Это позволяет получить весьма вы- сокие значения г]г (г]г 5s 0,99). 1 В иностранной литературе используется параметр форсирования Q = --G 9/(?жР*1,8 ехр (Тк/300)), по смыслу аналогичный параметру Ку. 143
Рассмотрим характеристику камеры сгорания по составу смеси, которая представляет собой зависимость значений г]г от коэффициента избытка воздуха в камере а. Эта зависимость пред- ставляет собой кривую с максимумом при некоторых значениях а (аопт), однако в пределах рабочих режимов она весьма полога (Лг > 0,98). При существенном обеднении или обогащении смеси (а >5 ... 7 или а < 1,7 ... 2,0) происходит снижение значений цг главным образом из-за замедления горения в чрезмерно обед- ненных или переобогащенных объемах смеси. Изменением соотношения расхода воздуха между зонами горения и смешения можно изменять оптимальное значение а. Поэтому при расчетах двигателя значения лг на рабочих режимах можно принимать постоянными и равными «0,99. На переход- ных и пусковых режимах необходимо учитывать изменение Лг, если величины Kv 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) обеспе- чение воспламенения смеси; 2) обеспечение полноты сгорания топлив (подогрева газа), достаточной для раскрутки ротора дви- гателя до режима малого газа (лг > 0,5). Наиболее неблагоприят- ными для работы камеры сгорания являются режимы высотного запуска двигателя в условиях авторотации, так как значения рк и Тк при этом близки к атмосферным. С уменьшением значений Р* и Тк область воспламенения смеси сужается, поэтому иногда для повышения высотности запуска применяется подача кисло- рода. Получение требуемой для запуска величины г]г, зависящей от значений /Су, 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 поя- сам (окружностям данного радиуса) — ТсР {. Распределение этих температур по высоте лопатки (эпюра температур) задается с учетом условий прочности рабочих лопаток. На лопатки соплового аппарата турбины воздействуют мест- ные температуры газа. Для обеспечения надежности сопловых лопаток превышение максимальной температуры (Т^ах 0 над средней (окружная неравномерность полей температур) должна быть как можно меньше, 144
Рис. 5.16. Распределение температуры газа в окружном направлении на ра- диусе i (а), безразмерных характеристик поля температур по высоте выходного сечения камеры (б) -0,2 О Ц2 04 Гг-т; б) На рис. 5.16 приведено типичное распределение температуры газа при выходе из камеры сгорания. Здесь й = й/йл; h — расстояние между корневым и текущим сечением лопатки турбины; йл —высота лопатки; ср—угловая координата в окружном направлении. При построении поля температур газа применяются величины относительных избыточ- ных температур: 9сР <= (Т*ср t - ТГ*)/(Т*Г - Г’), emax I = (Пах I - Т*Г)/(Т*Г - П). Часто в качестве суммарной характеристики неравномерности температурного поля используется максимальное значение 0тах {, которое называется максимальной неравномерностью поля тем- ператур и обозначается Д0Г. Как правило, наиболее благоприятна такая эпюра темпера- тур, когда максимальные значения 0ср г 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 t понижены. Необходимым условием получения требуемой эпюры температур является обеспечение достаточной глубины проникно- вения струй воздуха в зоне смешения (BlhlK > 0,5 для кольцевой камеры сгорания). Заметное влияние на эпюру температур ока- зывает также расход охлаждающего воздуха. Для обеспечения допустимой окружной неравномерности не- обходим 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 й,. к. На рис. 5.17 приведена зависимость максимальной неравно- мерности температурного поля от отношения FO/FK. Как видно, увеличение значений F0/FK приводит к возрастанию неравномер- ности поля температур. Это связано с тем, что при увеличении значений Fo уменьшаются скорости течения воздуха в отверстиях и уменьшается интенсивность процессов смешения внутри жаровой 145
&вг <¥> 0,3 0,2 1,251,5 1,75 2,0 F0/FK Рис. 5.17. Примерная зависимость максимальной неравномерности температурного поля от относи- тельной суммарной площади отверстий в стенках жаровой трубы трубы. Кроме того, при этом уменьшаются коэффициент гидравли- ческих потерь жаровой трубы, и, следовательно, демпфирование неравномерностей скоростей, всегда имеющихся в потоке перед ней. Таким образом, для получения более равномерных полей тем- ператур 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 FK. K/Fo = 1,2 ... 1,4. Уменьшение величин FK K 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 эф- фективного протекания процессов смешения. Кроме того, для получения равномерных полей температур необходимо как можно меньше устанавливать в диффузоре и коль- цевых каналах патрубков дренажа, силовых стоек, пусковых уст- ройств 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) /гж. Охлаждение стенок жаровых труб Организация теплозащиты элементов камеры сгорания представляет собой весьма важную задачу, решение которой все более усложняется с ростом параметров рабочего процесса двига- теля. В современных камерах сгорания применяются комбинирован- ные системы охлаждения: часть воздуха вводится внутрь жаровой трубы через щели системы охлаждения тангенциально стенкам для создания защитного слоя, а протекающий по кольцевым кана- лам воздух охлаждает стенки жаровой трубы снаружи. Воздух, вытекающий из щели со скоростью сЩ1 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 Т*6 и с^. _ При относительных значениях расхода охлаждающего воздуха Сохл = Сохл/Св = 20 ... 25 % удается практически полностью 146
Рис. 5.18. Структура течения и рас- пределение температур газа вблизи стенки жаровой трубы: — — — граница пограничного слоя; — . — . — граница слоя смешения при- стенной струн изолировать стенки жаровой трубы от контакта с горячими газами, т. е. на всей длине ох- лаждающих секций Т*6 да Тк, а с'е да сщ. Подвод тепла к стенкам жаровой трубы в этом слу- чае осуществляется только за счет излучения пламени (qa_ г). Лучистый поток тепла от газов в камерах сгорания из-за боль- шого содержания сажи сильно превышает (в 7 ... 10 раз) излучение «чистых» продуктов сгорания, которое обусловлено излучением трехатомных газов СО2 и Н2О. Исследования показывают, что величина qa_ г имеет максимум в конце зоны горения, так как здесь температура газа внутри ка- меры наиболее велика. Значения qs. г 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-к 1 ... 1,5 МПа степень черноты пламени становится практически равной единице, ее дальнейший рост прекращается. Отвод тепла от стенки определяется по обычным формулам теп- лообмена. Исследования показывают, что увеличение температуры воз- духа при входе в камеру сгорания приводит к существенному воз- растанию значений температуры стенок жаровой трубы Tw. Повышение значений р'к оказывает неоднозначное влияние на величину Tw : при р* < 1 ... 1,5 МПа с увеличением давления температура стенки увеличивается, а при р^> 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 про- дольных размеров секций системы охлаждения (при G0XJI = const), так как в этом случае происходит интенсивное перетекание тепла от более нагретых участков к менее нагретым за счет теплопровод- ности материала стенки, а также несколько возрастают значения коэффициентов теплоотдачи. Разрабатываются также системы охлаждения, в которых интен- сификация конвективного отвода тепла от стенки обеспечивается путем применения специальных мероприятий (например, оребре- 147
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 Тк и рк значительные трудности воз- никают 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. 5.4. 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: as = GB/((GT + GT. ф) X X Lo) = 1,1 ... 1,3. К форсажным камерам предъявляются в це- лом такие же требования, как к основным (за исключением требо- вания 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 (a2 min = 0,7 ... 0,9; as тах = 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 значе- ний Хт = 0,4 ... 0,6 до Xmld = 0,2 ... 0,3 (Xmld — приведенная ско- рость в миделевом сечении форсажной камеры при отсутствии под- вода в ней тепла) (рис. 5.19). В большинстве случаев у ТРДДФ в пределах диффузора располагается смеситель лепесткового типа, обеспечивающий перемешивание воздуха наружного кон- тура с газами внутреннего контура. Иногда при малой степени двухконтурности (пг < 0,5) смеситель отсутствует и перемешивание потоков осуществляется за счет процессов турбулентного обмена. В конце диффузора установлено фронтовое устройство, состоя- щее из системы коллекторов для подачи топлива и стабилизаторов пламени. Перед сгоранием в форсажной камере образуется подготовлен- ная горючая смесь, близкая к однородной. Сгорание этой смеси начинается в турбулентных фронтах пламени, отходящих от кро- мок стабилизаторов, и заканчивается на расстоянии 1 ... 1,5 диаметров форсажной камеры. Вблизи корпуса форсажной камеры располагается теплозащит- ный экран, который не несет силовых нагрузок и служит для пре- дохранения 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 пе- лену. Передняя часть экрана называется также антивибра- ционным экраном и способ- ствует предотвращению ви- брационного горения. Рис. 5.19. Схема форсажной камеры сго- рания Запуск форсажной камеры производится, как правило, с по- мощью огневой дорожки: в районе зоны смешения основной ка- меры сгорания несколькими импульсами впрыскивается топливо; в процессе движения с газовым потоком это топливо воспламеня- ется, и тем самым обеспечивается запуск форсажной камеры. В ряде случаев для запуска используются также специальные вос- пламенители. Потери полного давления в форсажных камерах Торможение потока за турбиной двигателя осуществля- ется сначала в кольцевом диффузоре, а затем следует практически внезапное расширение тракта в сечении, где оканчивается внут- ренний 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 % (од = рд1р* = 0,98 ... 0,99). рд — полное давление в конце диффузора. На расчетных режимах работы значения полного давления по- тока в наружном и во внутреннем контурах за турбиной двига- теля близки и в этом случае потери полного давления в смесителе невелики — <4, = р1ы1рд = 0,98 ... 0,99, где р^№ — полное дав- ление после смешения потоков. При обтекании стабилизаторов возникают потери на удар, связанные с торможением потока при внезапном расширении ка- нала за стабилизаторами. Коэффициент гидравлического сопро- тивления стабилизаторов может быть определен по формуле: Вст = (У Wct4 fCT)2/(l - Ут)2- Здесь г]ст — коэффициент смягчения входа (г]ст равно 0,15 при угле стабилизатора 45 %); /ст = FC,T/Fn — степень загромождения сечения стабилизаторами; Кд, FCT — площади сечения форсажной камеры за диффузором и миделя стабилизатора соответственно. Потери полного давления при этом будут равны: — ^стРсм^ст/2; <7ст — pf /РсМ — 1 Лрст/Рсм- Здесь сст — скорость потока в зазоре между стабилизаторами; р*! — полное давление за стабилизаторами в некотором сечении f 149
(см. рис. 5.19), где по предположению параметры потока равно- мерны, а коэффициент выделения тепла близок к нулю. Для уменьшения потерь полного давления стабилизаторы сме- щают относительно друг друга в осевом направлении —эшело- нируют. Величины Од, стСм, стст характеризуют гидравлические потери в тракте двигателя от турбины до начала горения и могут быть объединены одним коэффициентом ог, ф = *адстсмстст = 1 — — Дрг. ф/рт. Величина потерь полного давления Др*, ф -~= р? — pf приблизительно пропорциональна скоростному напору газа за турбиной двигателя: Ар* ф = gr. фртС?/2. (5.12) За фронтовым устройством при подводе тепла к движущемуся газу возникают тепловые потери. Их величина может быть рассчи- тана из уравнений сохранения импульса и расхода, записанных для сечений f и ф: z (1ф) = z 0ф. Пт. п = рф/pf ~ V0ф. к<7 (Л.^)/<7 (Хф). (5.13) Здесь 0ф.к = Тф/Тсм степень подогрева газа в форсажной ка- мере, Ху Хщи. Наличие теплозащитного экрана приводит также к возникнове- нию потерь полного давления (1 ... 2 %) — о0ХЛ = 0,98 ... 0,99. Суммарный коэффициент восстановления полного давления равен произведению перечисленных коэффициентов оф. к — = стг.фстт.пстохЛ и составляет 0,9 ... 0,94. В математических моделях двигателей, как правило, учитыва- ется изменение оф. 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 фор- сажной камере в основном аналогичны рассмотренным ранее. Основными конструктивными параметрами фронтового уст- ройства 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 ко- эффициента избытка воздуха при срывном режиме (а2 шах и а2 тш) от комплекса с/(Ар£) (см. рис. 5.9). Как правило, рассма- тривается «богатый» срыв (а2 min = 0,7 ... 0,8). Достаточный ди- апазон устойчивого горения при обеднении смеси в ряде случаев (в особенности у ТРДДФ) обеспечивается за счет локального обо- 150 Рис. 5.20. Характер из- менения коэффициента полноты сгорания топ- лива в потоке за стаби- лизатором пламени ст кольцевыми, гащения смеси за стабилизаторами путем подачи топлива непосредственно в зону циркуляции. Степень затенения сечения /ст опре- деляет «густоту» расположения стабили- заторов в сечении камеры. Обычно /( равно 0,3 ... 0,4. В форсажных камерах применяются фронтовые устройства с радиальными стабилизаторами, а также с комбинированным их расположением. Принципиальной разницы между этими видами фронтовых устройств нет. Важной характеристикой фор- сажной камеры является срывная характеристика, представля- ющая собой зависимость значений а2, при которых происходит полное прекращение горения в камере от скорости или давле- ния газа при входе. Вид этой характеристики в качественном отношении аналогичен срывной характеристике одиночного ста- билизатора. Конкретные же значения параметров зависят от особенностей организации рабочего процесса. При определении длины выгорания топлива получили распро- странение методы, базирующиеся на обобщенных эксперименталь- ных данных, полученных в условиях, близких к форсажным ка- мерам. Так, например, на основе экспериментальных исследований процесса горения в потоке между двумя стабилизаторами было установлено, что закономерности нарастания значений г]ф по длине камеры (кривые выгорания) могут быть приближенно опи- саны единой зависимостью, если в качестве характерного размера использовать расстояние между осями стабилизаторов S. Вид кривой выгорания представлен на рис. 5.20. Протекание ее прак- тически не зависит от размера полки стабилизатора. Отсюда сле- дует, что абсолютная длина форсажной камеры будет умень- шаться при уменьшении рами. Совершенство форсажной камеры в значительной степени опре- деляется характеристикой по составу смеси — зависимостью зна- чения т]ф от а2. Как правило, максимальные значения г]ф = = 0,95 ... 0,97 реализуются при величинах as = 1,2 ... 1,5. При обогащении смеси значения г]ф снижаются из-за появления пере- обогащенных зон (a2 < 1), а при обеднении — из-за прекращения горения в объемах газа, бедных топливом. Изменения значений г]ф при изменении давления и температуры газа при входе, как пра- вило, невелики. Только при давлениях ниже атмосферного про- исходит заметное снижение полноты сгорания топлива из-за за- тягивания процесса горения. расстояния между стабилизато- 151
Вибрационное горение и методы его устранения В форсажных камерах может возникать особый режим горения — вибрационное горение, характеризующийся периоди- ческими колебаниями давления со значительной амплитудой (0,1 ... 0,2) pv. 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 высо- кочастотном вибрационном горении частота колебаний, как пра- вило, 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 автоколе- бательный процесс. Для его существования необходим источник энергии и механизм обратной связи, обеспечивающий периодиче- ский 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 про- цесса горения (изменение величины ыт с изменением давления, пе- риодические 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 направле- нии (воздействие на фазу колебаний), постановка перфориро- ванного антивибрационного экрана в районе фронтового устрой- ства. «Склонность» камеры к возникновению вибрационного горения уменьшается при уменьшении средней скорости течения газа в ка- мере 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
г 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) по- ступает в канал между корпусом и теплозащитным экраном и обе- спечивает конвективное охлаждение как экрана, так и корпуса. Этот газ также используется для организации заградительного охлаждения экрана и створок реактивого сопла. Корпус форсаж; ной камеры охлаждается снаружи воздухом, поступающим из воздухозаборника самолета. В связи с высокими значениями температуры газа в форсажных камерах большое внимание уделяется заградительному охлажде- нию. Оно может быть организовано двумя способами: подачей газов тангенциально стенке через систему щелей (струйное ох- лаждение) или через большое количество мелких отверстий пер- пендикулярно 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 соот- ветствии 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 пра- вило, щелевые экраны, в конце — перфорированные. 5.5. ВРЕДНЫЕ ВЫДЕЛЕНИЯ КАМЕР СГОРАНИЯ И ПУТИ ИХ СНИЖЕНИЯ В отработавших газах авиационных двигателей содер- жатся 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 EJj, который представ- ляет собой количество вредного вещества / в граммах, выделив- шегося при сгорании одного килограмма топлива. СО и СН являются продуктами неполного сгорания топлива, поэтому их образование зависит, в основном, от тех же обстоя- тельств, что и полнота сгорания топлива. В частности, с уменьше- нием 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- 153
Таблица 5.1 Режим Тяга Р, % Время, МИИ Взлет 100 0,7 Набор высоты 85 2,2 Заход на посадку 30 4 Руление 7 26 вод воздуха в пределах первич- ной зоны, обеспечивающей сго- рание топлива при локальных значениях а « 1,2... 1,6. Наи- большее выделение СО и СН на- блюдается 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- чителен. В форсажных камерах значения коэффициентов полноты сгорания топлива заметно ниже, чем в основных, поэтому продукты сгорания в выходном сечении сопла содержат значительное коли- чество СО и СН. Однако, поскольку температуры газа при этом весьма высоки (1800 ... 2000’ К), то в атмосфере за соплом проис- ходит интенсивное выгорание этих компонентов, и результирую- щее загрязнение атмосферы не слишком велико. Закономерности образования окислов азота в камерах сгора- ния противоположны закономерностям образования СО и СН. Окисление азота происходит при достаточно высоких температу- рах (Т > 2000 К). Интенсивность этого процесса очень сильно увеличивается при увеличении температуры. Образование окис- лов 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 основ- ных камерах сгорания из-за понижения температуры газа в тур- бине двигателя. Содержание дыма (частиц углерода) в продуктах сгорания обу- словлено сжиганием переобогащенной смеси (а <; 1). Дымление может существенно возрасти, если в первичной зоне основной ка- меры будет происходить горение двухфазной смеси, содержащей плохо распйленное топливо. Поэтому основным направлением , борьбы с дымлением является обеспечение хорошей подготовки топливовоздушной смеси перед сгоранием. Как правило, обеспе- чить допустимый уровень дымления (ниже границы видимости) удается за счет рационального конструирования фронтового уст- ройства 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 опас- ность для здоровья человека. Поэтому в настоящее время Между- народной организацией гражданской авиации (ИКАО) разрабо- таны нормы на допустимое содержание загрязненных веществ в отработавших газах. Принципы нормирования состоят в сле- дующем. Вводится стандартный цикл режимов работы двигателя при взлете и посадке (табл. 5.1). 154
В качестве контрольного параметра эмиссии используется отношение массы Dj вещества / (в г), выделяющейся за стандарт- ный цикл, к взлетной тяге двигателя в килоньютонах Dj/PB3. Зная индекс эмиссии вещества EJ ] на каждом режиме работы двигателя, можно вычислить массу эмиссии за цикл: Dt = Xi (5.14) i Здесь GTi — расход топлива в кг/с и t, — время работы в с на каждом из i режимов стандартного цикла. Если выразить значение Gti через удельный расход топлива и тягу GTi- = СУД;Рг/3600 и разделить обе части равенства (5.14) на Рвз, то получим выражение контролируемого параметра эмис- сии в следующем виде: ОЛ = 2,78- Ю-i £ (£/.). Суд Л/г- i Таким образом, величина DjlPB3 зависит не только от совершен- ства камеры сгорания, характеризуемого величинами (EJу)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 тур- бореактивными и турбовентиляторными двигателями взлетной тягой свыше 26,7 кН, предназначенными для дозвуковых скоро- стей полета, не должен превышать следующих уровней: углеводо- роды DCi/PB3 < 19,6; окись углерода DCO/PB3 < 118; окислы азота DNojPB3 < 40 + 2лвЕ. Следует отметить, что обеспечение требований по выбросу СО и СН возможно только при весьма высоких значениях коэффици- ента полноты сгорания топлива, превышающих 0,99 на всех ре- жимах работы двигателя, включая малый газ. Чтобы требования по снижению вредных выделений не огра- ничивали повышение экономичности двигателей, нормами преду- сматривается увеличение контрольного параметра для окислов азота при увеличении степени повышения давления в компрес- соре. Содержание дыма в выхлопных газах определяется по методу фильтрации: через белый бумажный фильтр пропускается опре- деленная масса выхлопных газов (16,2 кг/м2), затем определяется так называемое число дымности SAT по формуле: SN = 100 % (1 —Rs/Rw)- Здесь Rs и Rw — абсолютные отражательные спо- собности загрязненного и чистого фильтров. Нормами устанав- ливается максимально допустимое значение SN в зависимости от взлетной тяги двигателя: SN = 8,6 (Л|л)~0,274. Основные трудности при создании камер сгорания с малым вы- бросом вредных веществ связаны с тем обстоятельством, что для снижения выхода СО, СН и NOX необходимо проведение взаимно 155
1 Рис. 5.21. Двухъярусная (а) и двухзонная (б) камеры сгорания: 1 — зона малого газа; 2 — основная зона горения противоположных мероприятий. Поэтому рациональная конструк- ция камеры сгорания должна представлять собой некоторый «ком- промисс» между требованиями, вытекающими из задачи уменьшения эмиссии этих двух групп загрязняющих компонентов. Проведен- ные исследования показали, что, по-видимому, уровень вредных выбросов, регламентируемый рассмотренными выше нормами, может быть обеспечен за счет совершенствования рабочего про- цесса первичной зоны и рационального выбора объема жаровой трубы камеры сгорания. Однако для дальнейшего снижения эмис- сии 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 пуско- вых режимах (зона малого газа). Этот ярус характеризуется срав- нительно низкими значениями средней скорости течения, следо- * вательно, время пребывания смеси t здесь повышено. Это обеспе- чивает высокие значения г]г и низкий выход СО и СН на режимах малого газа. Ярус (2) работает на основных режимах (основная зона горения) и характеризуется повышенными значениями ско- ростей течения и коэффициента избытка воздуха. Это приводит к уменьшению выхода окислов азота. Двухзонная камера сгорания (см. рис. 5.21, б) имеет зону ма- лого газа 1 и расположенную вслед за ней основную зону горе- ния 2, куда топливо подается лишь на основных режимах работы. Благодаря тому, что в зоне 2 скорости течения повышены и смесь обеднена, достигается снижение образования NOa.
ГЛАВ A 6. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД Выходные устройства силовых установок с ВРД пред- назначены для преобразования тепловой и потенциальной энергии газов в кинетическую энергию вытекающей струи с учетом струк- туры потока на входе, компоновки двигателя на летательном аппа- рате и назначения последнего. В выходном устройстве в резуль- тате падения давления скорость рабочего тела увеличивается. В зависимости от скорости в выходном сечении выходные устрой- ства делятся на до- и сверхзвуковые. В настоящее время выходное устройство — это сложный эле- мент силовой установки, существенно отличающийся от простых сопел первых реактивных силовых установок. Поскольку реактив- ная тяга Р воздушно-реактивной силовой установки по внутрен- ним параметрам (при полном расширении газа в выходном устрой- стве рс — ри) определяется как разность количества движения в выходном и входном сечениях, то Р всегда меньше тяги выходного устройства Рс. При этом каждому проценту потерь тяги в выход- ном устройстве соответствуют несколько процентов потерь в тяге силовой установки. 6.1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ Величина расчетного отношения давлений на сопле определяется соотношением Лс. расч = Рф/Pct (6.1) где рф — давление торможения во входном сечении сопла; рс — статическое давление в выходном сечении сопла. Для сужающегося сопла значение расчетной скорости в вы- ходном сечении принимается равным скорости звука Храсч = 1; 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 однозна- чно определяется отношением площади критического сечения к вы- ходному Я (^с. расч) = FKP/PC = f (^с. расч! &)• (6-2) Для таких выходных устройств значения лс.расч >1,85 и может определяться по соотношению Л'с. расч ~ 1/л (Хс, расч). (6.2а) Значение лс, при котором на срезе сужающегося сопла дости- гается скорость, равная скорости звука, называется расчетным (для сужающегося сопла это отношение равно критическому): k __ _/Л+1\*~1 (6.3) Яс. кр — Яс. расч (суж) — (—п— ) • ' ’ 157
Величины, определяющие режим работы выходного устройства, и коэффициенты, характеризующие его эффективность Работа выходного устройства в системе двигателя опре- деляется значением располагаемого отношения давлений: Лс. р = Рф/Ри- (6.4) 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 лс. р =/= лс. расч, то имеем нерасчетный режим работы, выходного устройства. Дозвуковое (сужающееся) сопло может работать на двух ре- жимах: с полным расширением и недорасширением. На режиме с полным расширением давление газа на срезе равно давлению в окружающей среде рс = ря, а скорость меньше скорости звука. Границей между первым и вторым режимами является расчетный режим работы, для которого рс = ра, а скорость равна скорости звука. На режиме с недорасширением (лс. р > лс. раСч) дав- ление 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 устрой- ства такого типа возможны три режима работы: с перерасширением, расчетный режим и режим с недорасширением. Режим работы с перерасширением имеет место при лс. р < < лс. расч (Рс < Рн)- Для этого режима возможны случаи, при которых скорость на срезе равна или меньше расчетной. В боль- шинстве практических случаев интерес представляет работа сверх- звукового выходного устройства на режиме перерасширения со сверхзвуковой скоростью на срезе. Режимы течения с дозвуковой или смешанной скоростью в выходном сечении встречаются в не- которых специальных случаях работы силовых установок (при Лс. р Лс. отр Лс. расч). На рис. 6.1 приведены значения лс. отр для k = 1,4 в зависи- мости от лс. 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 расчет- ной сверхзвуковой скоростью в выходном сечении. Границей между режимом с перерасширением и недорасшире- нием является расчетный режим, для которого лс. р — лс. расч; рс = ра. На режиме с недорасширением лс. р > лс. расч и рс > Рн, значение же скорости равно расчетному. Величина тяги любого выходного устройства на расчетном режиме опреде- ляется выражением Рс = GrCc. расч. (6-5) 158
где Gr — действительный массовый расход рабочего тела через сопло; Сс. расч ^с. расч®кр СКОрОСТЬ на срезе сопла. Величина тяги сопла на нерасчет- ных режимах (для всех лс. р) опре- деляется выражением Рс = GpCg. расч Fс (рс Рн)> (6-6) где Fc — площадь выходного сече- ния сопла. При расчете проходных сечений выходного устройства необходимо знать коэффициент расхода рабо- чего тела через сечение, который представляет собой отношение дей- Рис. 6.1. Зависимость лс, отр от расчетного отношения дав- лений лрасч, k = 1,4 ствительного расхода рабочего тела Gr, протекающего через вы- ходное устройство, к идеальному расходу бид: Р — бг/Сид. (6-7) Значение идеального расхода бид через выходное устройство вы- числяется по соотношению .....fe+1_ 1 pt Для проточной части дозвукового сопла, форма которого образована цилиндрической поверхностью, переходящей в кони- ческую (рис. 6.2), значение р зависит от соотношения площадей цилиндра и минимального сечения и от длины (или угла наклона) конической части. Зависимость р от лс. р характеризуется тем, что постоянное значение его достигается не при критическом от- ношении давления лс. кр, а при несколько большем значении лс. р — лс. став- Эта особенность характерна для всех сужаю- щихся насадков, причем она проявляется более четко для формы проточной части с резкими переходами в районе минимального се- чения, особенно при наличии острых кромок. Возрастание р при лс. р > 1,85 в таких случаях объясняется перестройкой поля скоростей в выходном сечении, требующей избыточного давления. Значение р зависит от числа Рейнольдса. Изменение лс. р в результате изменения рн не приводит к изменению числа Рей- нольдса 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 р. Тяговую эффективность выходных устройств можно оценивать коэффициентом скорости <рс, коэффициентом тяги Рс и относитель- ным импульсом Jc. 159
Рис. 6.2. Геометрия Дозву- кового конического сопла и ее влияние на коэффици- ент jx: ---- 0,6;— — — 0,3 при F = “ ^кр/^ф Коэффициент скоро- сти выходного устрой- ства есть отношение действительной скоро- сти на срезе к некоторой характерной скорости: Фс = Сс. дЛ-хар* (6.9) Значение действительной скорости на срезе выходного устрой- ства сс. д может быть определено различными путями: рассчитано для случая течения идеальной жидкости с последующим внесе- нием поправок, вычислено по измеренному полю скоростей, опре- делено по измеренной тяге или по распределению давления по стенкам. Значения скорости в выходном сечении, полученные раз- личными способами, отличаются друг от друга; наиболее достовер- ные значения скорости дают испытания с измерением тяги. За характерную скорость чаще всего принимают расчетную скорость на срезе выходного устройства сс. расч либо идеаль- ную сс. ид. В соответствии с выбранной характерной скоростью различают два коэффициента скорости Фс ~ Сс ,д/сс. расч = ^с. дМс. расч .„ , _. И , _ _ . . (6.10) фс — Сс. д/Сс. ид — Лс. д/Лс. ид* Поскольку наиболее достоверные данные получаются по из- мерениям тяги, то можно оценивать эффективность выходных устройств, относя измеренную тягу Рс. д к идеальной Рс. ид. Отношение действительной тяги к идеальной носит название ко- эффициента тяги по внутренним параметрам Л = /’с.д/^с.ид. (6.11) Значение идеальной тяги может быть вычислено, если известно лс. р и массовый расход рабочего тела G2, по соотношению Лг.ид = СгСс.ид, (6.12) где сс. „д — значение идеальной скорости, определяемой по ве- личине лс. р и параметрам на входе в выходное устройство. Сумма первых двух членов в (6.6) представляет собой полный импульс, однозначно определяемый газодинамическими функци- ями и параметрами во входном сечении следующим образом: Л. Д = GrCc. д + Fcpc = / (Лс. д) Fcp* = pcFc/r (А. д), (6.13) 160
Рис. 6.3. Изменение различных коэффициентов, характеризующих тяговую эффективность дозвуковых (а) и сверхзвуковых (б) сопел где f (лс. д) и г (Хс. д) — соответствующие газодинамические фун- кции. Поскольку последний член в (6.6), равный FcpH, не зависит от режима работы выходного устройства, то его можно исключить из рассмотрения и оценивать эффективность работы выходного устройства посредством относительного импульса, равного от- ношению полного импульса выходного устройства Ус. д к харак- терному импульсу Jxap, Jc — Jс.д/Jхар* (6.14) В качестве характерного импульса можно принять либо пол- ный импульс на расчетном режиме Jc. раеч, либо идеальный импульс Jc. Ид, в соответствии с чем будем иметь два относи- тельных импульса с == *^с. д/*^с, расч, JZ ~ *^с. д/*/с. ид* Величины Л. расч и /с.ид могут быть вычислены по известным значениям рф, Тф, лс.р и лс. расч. На рис. 6.3 приведены за- висимости, 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 > лсста& значение <рс остается постоянным (рис. 6.3, а). Для сверхзвукового выходного устройства типа сопла Лаваля на рис. 6.3, б показаны изменения коэффициентов, характери- зующих 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, дви- жущей 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 кор = 2A"Kop/(pH V nF mid), *6 В. М. Акимов 161
Рис. 6.2. Геометрия дозву- кового конического сопла и ее влияние на коэффици- ент р,: ——— 0,6;-— — — 0,3 при F = ~ Ркр/^ф Коэффициент скоро- сти выходного устрой- ства есть отношение действительной скоро- сти на срезе к некоторой характерной скорости: фе = ^с.дА-хар- (6-9) Значение действительной скорости на срезе выходного устрой- ства се. д может быть определено различными путями: рассчитано для случая течения идеальной жидкости с последующим внесе- нием поправок, вычислено по измеренному полю скоростей, опре- делено по йзмеренной тяге или по распределению давления по стенкам. Значения скорости в выходном сечении, полученные раз- личными способами, отличаются друг от друга; наиболее достовер- ные значения скорости дают испытания с измерением тяги. За характерную скорость чаще всего принимают расчетную скорость на срезе выходного устройства се. раеч либо идеаль- ную сс. ид- В соответствии с выбранной характерной скоростью различают два коэффициента скорости фс = се ,д/со. расч = ^-с. дМс. раеч И ' _ , „ ч /1 (6.10) фс — Сс. д/С. ид — Лс, д/Лс. ид- Поскольку наиболее достоверные данные получаются по .из- мерениям тяги, то можно оценивать эффективность выходных устройств, относя измеренную тягу Рс. д к .идеальной Рв.т. Отношение действительной тяги к идеальной носит название ко- эффициента тяги по внутренним параметрам Рс — ^е. д/^с. ид- (6-11) Значение идеальной тяги может быть вычислено, если известно лс. р и массовый расход рабочего тела G2, по соотношению Ра. ид ~ Ид, (6.12) где сс. ид — значение идеальной скорости, определяемой по ве- личине лс. р и параметрам на входе в выходное устройство. Сумма первых двух членов в (6.6) представляет собой полный импульс, однозначно определяемый газодинамическими функци- ями и параметрами во входном сечении следующим образом; Л. д = GrCc. Д + Pepa = f (Ас. д) ГсРс* = Ре Л# (Ас. д), (6.13) 160
Рис. 6.3. Изменение различных коэффициентов, характеризующих тяговую эффективность дозвуковых (а) и сверхзвуковых (б) сопел где / (Хс. д) и г (Хс. д) — соответствующие газодинамические фун- кции. Поскольку последний член в (6.6), равный Fopn, не зависит от режима работы выходного устройства, то его можно исключить из рассмотрения и оценивать эффективность работы выходного устройства посредством относительного импульса, равного от- ношению полного импульса выходного устройства Jc. д к харак- терному импульсу Jxap, Jc — •^с.дЛАхар' (6-14) В качестве характерного импульса можно принять либо пол- ный импульс на расчетном режиме Jc. расч, либо идеальный импульс Je. ид, в соответствии с чем будем иметь два относи- тельных импульса Jq = с. jJJс. расч! Jc = Jc, pJJс. ид. Величины Ja. раеч и <7е.ид могут быть вычислены по известным значениям рф, 7ф, лс.р и лс, расч. На рис. 6.3 приведены за- висимости, характеризующие тяговую эффективность выходного устройства в функции ле. р при фиксированном значении лс расч. Для сужающегося сопла при лс>1,3... 1,4 и до лс. стаб коэффициент скорости монотонно возрастает. При лс.р>лс. стаб значение <рс остается постоянным (рис. 6.3, а). Для сверхзвукового выходного устройства типа сопла Лаваля на рис. 6.3, б показаны изменения коэффициентов, характери- зующих 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, дви- жущей 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 кор = 2A’KOp/(pHVn^'mid), 6 В. М. Акимов 161
где сопротивление кормовой части ХКОр состоит из сопротивления давления Хр 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 пара- метрам, можно, найдя силу внешнего сопротивления Хкор, опре- делить эффективную тягу выходного устройства: Рс.эф = ^с. д -^кор- (6.15) Здесь Рс_ д — тяга выходного устройства, определенная по внутренним параметрам. Рационально для оценки тяговой эффективности выходного устройства использовать измеренную тягу, которую характери- зует коэффициент эффективной тяги, равный отношению измерен- ной эффективной тяги к идеальной: ^С.эф — ^С.Эф/Рс.ИД — С^с.д -^кор^^с.ид- (6.16) Величина Рй. эф определяется с учетом взаимодействия струи рабочего тела с внешним потоком по результатам модельных исследований или по натурным испытаниям (специальные виды испытаний); значение же идеальной тяги вычисляется так же, как и при оценке тяговой эффективности выходного устройства в ус- ловиях старта [по соотношению (6.12)]. Особенности обтекания внешним потоком кормовой части силовой установки Рабочее тело, покидающее выходное устройство, вза- имодействует 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, и формой струи газов, покидающей выходное устройство. На рис. 6.4 показано распределение коэффициента давления ‘ по наружной поверхности цилиндрических тел с оживальной кор- мовой частью. Чем плавнее обводы внешней поверхности, тем меньше сопротивление давления Хр, но сопротивление трения Х"тр 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 (Ми = 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 уве- личении скорости внешнего потока (что связано с ростом зна- чений лс. р) струя оказывает воздействие на распределение 162
Рис. 6.4. Изменение коэффициента давления вдоль образующей тел вращения обтекаемых потоком с различной скоростью FCD = (DCD/Dmi,j)2; L= i/Dmki; = 2 (p — pH)/psV2: Кривая мп ^ср L 1 0,9 0,26 0,5 2 0,9 0,26 0,87 3 0,39 0,26 1,1 4 0,39 0,26 1,55 5 2, 0,16 1,9 Рис. 6.5. Схема обтекания кормового среза сверхзвуковым (а) и дозвуковым (б) потоками 6* 163
Рис. 6.6. Значения коэффициента дон- ного давления в зависимости от числа Мп для осесимметричных тел срд = = 2(дд-ди)/Р^ давления по внешней поверхно- сти кормы. При Мп » 0,8 и малой длине профилированной части возможно возникновение на внешней поверхности отрыва потока, являющегося источни- ком значительного сопротив- ления кормовой части. Увели- чение длины профилированной части кормы способствует более плавному обтеканию ее и, следовательно, уменьшению ее внешнего сопротивления. При Мп 0,9 на внешней поверхности кормовой части воз- можно возникновение сверхзвуковых зон. Это обстоятельство еще больше увеличивает сопротивление кормы. При сверхзвуковых скоростях внешнего потока качественно меняется характер об- текания кормовой части. В этом случае в области изменения кри- визны контура реализуется течение Прандтля—Майера с после- дующим торможением; причем на всей поверхности кормовой части давление ниже давления в окружающей среде (при данном зна- чении Fc. р). Обтекание кормового среза силовой установки сопровождается расширением газа с последующим торможением; при этом на- блюдается сложное течение за срезом, за которым давление рд (донное давление), как правило, меньше давления в невозму- щенном потоке (рис. 6.5), что приводит к образованию так назы- ваемого донного сопротивления. Течение в донной области оп- ределяется многими факторами и рассматривается в специальной литературе. На рис. 6.6 приведены значения коэффициента донного дав- ления Ср. Д = 2 (/?д Ри)/(Рн^п) , в зависимости от числа Мп, построенные и по расчетным данным, и по результатам экспериментального исследования при турбу- лентном пограничном слое и прямолинейной образующей цилинд- рической кормовой части. Наличие струи газов, истекающих из соплового насадка, су- щественно изменяет донное давление и ее влияние будет рассмо- трено ниже. 6.2. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА для ДОЗВУКОВЫХ И НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА Дозвуковые выходные устройства современных возду- шно-реактивных силовых установок представляют собой канал, заканчивающийся сужающимся нерегулируемым или регулиру- 164
8 Рис. 6.7. Схемы сужающихся нерегулируемых и регулируемых насадков: а — конический иасадок; б — нерегулируемый иасадок с плавным контуром; в—иасадок с переменным централь- ным телом; г — иасадок с газодинамическим регулирова- нием; д — иасадок со створками 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 и управляемыми гидравлической системой (см. рис. 6.7, д). Ис- пользование регулируемого насадка с передвижным центральным телом (см. рис. 6.7, в) на ВРД с форсажной камерой затрудни- тельно из-за необходимости охлаждения центрального тела. Форма соплового насадка дозвуковых выходных устройств При использовании нерегулируемого соплового насадка (с целью достижения наиболее равномерного по выходному сече- нию поля скорости) необходимо выполнить его стенки по криво- линейному контуру (см. рис. 6.7, б), причем градиент изменения поперечного сечения вблизи среза должен уменьшаться, достигая нуля в выходном сечении. Наилучшие результаты (по равномер- ности поля скорости) получаются при выполнении контура по формуле Витошинского. На практике, однако, часто в качестве нерегулируемого 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 дву- мерного 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/Fcp) 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 165
Рис. 6.8. Конфигурация струи за срезом сужающегося сопла при различных значениях лс> р: °-"с. р <яс.кр; б~яс.р >яс.кр<4: ^~4 <яс.р <6: г-яс. р >6 подчиняется закономерностям течения Прандтля—Майера. При величине лс. р > лс. расч геометрия струи имеет характерную пе- риодическую «бочкообразную» структуру (см. рис. 6.8, б) с зо- нами расширения и торможения, заканчивающимися скачком уп- лотнения. При дальнейшем повышении лс. р интенсивность раз- гона 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 не- возможно 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 не- значительно. 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 неболь- шой сверхзвуковой скоростью полета Мп < 1,6и при системе при- вода 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 летатель- ных аппаратов (при Мп > 1,6) благодаря более эффективному ис- пользованию энергии вытекающей струи. В пространстве между наружными поверхностями силовой установки и элементами кон- струкции летательного аппарата протекает охлаждающий воздух. 166
I Рис. 6.9. Выходные устройства летательных аппаратов с дозвуковыми соплами: а — схема с соплом, вынесенным за срез кормы; б — 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 охлаждаю- щим 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 относите- льно среза гондолы насадком (см. рис. 6.9, б) тяговая характери- стика отличается от тяговой характеристики изолированного на- садка. 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 вы- ходного устройства, струя эжектирует газ из двигательного от- Рис. 6.10. Тяговые характеристи- ки сужающегося сопла и дозвуко- вых выходных устройств в усло- виях старта: ------- характеристика изолированно- го сопла; — — — характеристика уст- ройства 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 выход- ном устройстве с утопленным сужающим- ся соплом в условиях старта при различ- ных значениях лс. р: а — малые значения яс р(^ст р) участок I в начало II (на рис. 6.10); б — среднее значение яс. р (FCTP “ Fcp) конец Участка И (иа рис. 6.10); в — высокие значения лс (обра- зование рециркуляционной зоны, участок III на рис. 6.10) сека. Часто этого количества оказывается недостаточно для пита- ния 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 FCTp 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, б) 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 не- котором значении лс. р течение внутри выходной системы стано- вится автомодельным (см. рис. 6.11, в). Это обстоятельство при- ‘ водит к замедлению падения тяги, но ухудшает работу системы охлаждения силовой установки. Тяговая характеристика подоб- ной 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 насадка и режимом работы выходного устройства (зна- чениями Fc. р, I и лс. р). 168
Рнс. 6.12. Схема обтекания кормовой части силовой установки с дозвуковым выходным устройством при Мп < 1: а — поток через сопло отсутствует рд < рн; Пс. р = Рф/Рн < 1 • яд — Рф/Рц =1:6 — «алые значения rt„ _ : л_ > 1, a rt„ _ может быть и <1, р„ < р„; в — я > 1,85, я V. р Д V. р .ДИ Д U. р «ожет быть н <1,85; р„ > р„; г —Я п > я >1,85; р > р ЦП р д ди 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). Повы- шение лс. р пРи дозвуковом внешнем потоке приводит к моно- тонному увеличению донного давления: донное сопротивление уменьшается, а тяга, рассчитанная по внутренним параметрам (см. рис. 6.12, б), растет. В связи с тем, что газ из сужающегося насадка истекает в среду о давлением /?д, меньшим, чем в окружающей среде, значение лс. р = Рф/рн, при котором в минимальном сечении возникает критическая скорость, будет меньше определяемого соотношением (6.3), а статический член в выражении тяги по внутренним пара- метрам [соотношение (6.6) ] — отрицательным. Дальнейшее по- вышение лс. р вызывает увеличение размера струи за срезом су- жающегося насадка (см. рис. 6.12, в, г), что приводит к росту давления в донной области до значений, равных и даже больших, чем в невозмущенном потоке. В этих условиях возрастает вели- чина тяги по внутренним параметрам и несколько уменьшается сопротивление кормовой части за счет небольшого изменения рас- лределения давления по внешней поверхности кормы. При сверхзвуковой скорости внешнего потока (Мп >. 1) ха- рактер взаимодействия реактивной струи с потоком более слож- ный. Результаты экспериментального исследования модели с су- жающимся соплом и цилиндрической кормой во внешнем потоке с числом Мп = 2,0 приводятся в первом издании учебника. 169
Рис. 6.13. Схема обтека- ния дозвукового выход- ного устройства с про- филированной кормовой частью внешним сверх- звуковым потоком при значениях ря > 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 сопротив- ление 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, дав- ление 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 сверхзву- ковых 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 необхо- димо иметь малые потери эффективной тяги при скоростях полета, соответствующих числам Мп <; 1,5, целесообразно иметь сужаю- щийся 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 отноше- * ния площади среза кормовой части к площади критического се- чения Fcp — Fcp/FEp. С ростом этого отношения возрастают по- тери как при больших числах Мп, так и в диапазоне чисел Ми от 1,1 до 1,5, т. е. на режимах разгона сверхзвуковых летатель- ных аппаратов. Характеристики дозвуковых выходных устройств В настоящее время наиболее широко используются ха- рактеристики выхлопных систем, определенные по результатам ис- пытания моделей во внешнем потоке. Результаты испытания пред- ставляются в виде зависимости коэффициента эффективной тяги конкретного выходного устройства фиксированной геометрии от 170
Рис. 6.14. Зависимость коэффи- циента эффективной тяги выходно- го устройства с вынесенным сужаю- щимся соплом при различных Мп и ^кР: м р р 11 гкр пип кр max 1,9 Д А 2,58 О • Компоновка характеризуется следую- щими величинами: Fc = 0,875; ^кр mln/^mld = °-28‘5: . ^кр max/%ld = °'485’ Z = Z/Dmld = = °’272; 'пр = Znp/°mid = °’32 отношения давлений, сраба- тываемых на нем, при фик- сированном значении чи- сла Мп: ^с.эф — f (^-C.pi ^п)- На рис. 6.14 приведены дроссельные характеристики выход- ного устройства с вынесенным за срез кормы сужающимся соплом при двух значениях чисел Мп и двух величинах площади крити- ческого сечения. Приведенные данные свидетельствуют о сильном влиянии относительной площади критического сечения сужаю- щегося сопла на Рс.Эф- Для приближейной оценки эффективности дозвукового выход- ного устройства применительно к фюзеляжной компоновке сило- вой установки на летательном аппарате (значение энерговооружен- ности на бесфорсажном режиме FKpraln ~ 0,3) можно рекомендо- вать характеристику, приведенную на рис. 6.15. Здесь приведена зависимость потерь эффективной тяги (1—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 крити- ческим сечением). Для нерегулируемого сужающегося насадка потери тяги будут несколько меньше 2 % из-за отсутствия уте- чек газа. На скоростях полета, соответствующих числам Мп « 1, потери достигают 5 ... 7 %; при Мп = 2,0 потери составляют уже 12 ... 16 %. В условиях старта и при полете со скоростью звука потери эффективной тяги силовой уста- новки практически равны потерям эф- фективной тяги сопла. При Мп « 2 по- тери эффективной тяги силовой установки уже превосходят потери эффективной тяги сопла в 1,9 ... 2,3 раза из-за влия- ния количества движения на входе Рис. 6.15. Изменение потерь эффективной тяги вы- ходного устройства с сужающимся соплом в зависи- мости от Мп
в двигатель. Таким образом, потери эффективной тяги лета- тельного аппарата с выходным устройством с сужающимся соплом составят 22 ... 35 % от тяги силовой установки, которую она развивала бы в условиях старта при параметрах перед соп- лом, 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 — устрой- ство 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 пред- ложить 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- менения чисел Мц внешнего потока. При анализе работы устройства с заглубленным сужающимся насадком отмечалось, что потери тяги на втором участке тяговой характеристики зависят от относительной площади среза Fcp: чем больше значение Fcp, тем меньше потери тяги. Следовательно^ можно уменьшить потери тяги выходного устройства такого типа за счет уменьшения разрежения в пространстве между сужаю- щимся соплом и кормовой частью, которое может быть достигнуто- , двумя путями: уменьшением относительной площади среза при использовании регулируемых створок (см. рис. 6.16, б) или уве- личением расхода вторичного воздуха, подаваемого в пространства а) О Рис. 6.16. Возможные схемы регулируемых дозвуковых выходных систем, обладающих улучшенными характеристиками в широком диапазоне изменения значений лс.р: ^охл = <0,02 0,03) G0CH; GBT G0XJ1 &ВТ в) 172
между соплом и кормовой частью (см. рис. 6.16, в). При этом не- обходимо иметь в виду, что, уменьшая значение Fcp посредством регулирования площади среза кормовой части, мы увеличиваем сопротивление давления кормовой части. Хорошие результаты можно получить, комбинируя различные рассмотренные способы улучшения тяговых характеристик до- звуковых выходных устройств. 6.3. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА для СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА Уменьшить потери тяги выходного устройства с сужа- ющимся насадком можно, используя сверхзвуковые устройства. Существуют сверхзвуковые устройства с соплом Лаваля, с раз- рывом сверхзвукового контура, эжекторные, с соплом, с централь- ным телом и др. Наиболее характерным типом сверхзвуковых сопел является сопло Лаваля. Работа сопла Лаваля на различных режимах Сопло Лаваля представляет собой сужающе-расширя- ющийся канал, на входе в который скорость потока дозвуковая, а значения давления рф и температуры торможения Тф соответ- ствуют значениям на выходе из форсажной камеры ВРД, Режим работы сопла Лаваля определяется значениями распо- лагаемого лс. р и расчетного лс. расч отношений давлений. Рас- пределение давлений вдоль оси сопла Лаваля при работе на раз- личных режимах приведено на рис. 6.17. В зависимости от соот- ношения 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 преде- лами 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 III, IV и V на рис. 6.17). Контур проточной части сопла Лаваля для авиационных сило- вых установок с форсажной камерой образован сужающимся ре- гулируемым насадком и конической или профилированной сверх- звуковой частью. Стыковка между дозвуковой и сверхзвуковой частями осуществляется элементами с небольшими радиусами кри- визны. На расчетном режиме значение лс. р = лс, расч; при этой дав ление на срезе (сечение с) равно давлению в окружающей среде. 173
Рис. 6.17. Изменение давления вдоль сопла Лаваля при работе на различных режимах: а - контур сопла Лаваля; б — распределение давления: / — течение с дозвуковыми скоростями по всему тракту сопла; II — течение со скачками внутри сопла; III — тече- ние с перерасширением и сверхзвуковой скоростью на срезе; IV — расчетное течение; 1 &_1 V — течение с иедорасширеиием; д — р = 1/ле б — р = (2/(fe +1)) ; г — р = = 1/яс. отр’ в ~ Р = 1/яс. р Изменение давления вдоль оси сопла Лаваля на этом режиме изо- бражено на рис. 6.17 линией а—б—з. При отсутствии потерь значение скорости газа в выходном сечении се. раСч определяется величинами лс.Расч и Тф и может быть вычислено по соотно- шению Хс.расчакр. С учетом потерь значение скорости в выходном сечении сй.л будет меньше сс.расч. Отличие в значениях се.д и сс. раСч может оцениваться коэффициентом скорости <рс [см. соотношение (6.10) и рис. 6.3, б]. При работе на расчетном режиме значение тяги сопла Лаваля определяется только внутренними потерями; по- тери же на нерасчетность отсутствуют. Внутренние потери тяги «слагаются из потерь на трение и потерь на непараллельность по- тока 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 не- параллельность потока в выходном сечении зависят от угла на- клона стенки сопла в выходном сечении и для конической сверх- звуковой части определяются по формуле дра = ра _ Да=0 = -L+C»S..(«/2J « 1 _ 1 (sin 3-)2, (6.17) где Ра — коэффициент тяги сопла Лаваля, сверхзвуковая часть которого имеет угол конуса а; Ра=о — коэффициент тяги сопла Лаваля с параллельным выходом. В силу противоположной за- висимости потерь на трение и на непараллельность в функции 174 Рис. 6.18. Тяговая характеристика сопел Лаваля, рассчитанных на лс. расч = Ю с с различными значе- ниями а угла а каждому значению лс. Расч (или отношению Fc/FKp) будет соответствовать оптималь- ное значение угла раскрытия. При работе сопла Лаваля со сверхзвуковой скоростью на срезе (лс. р > лс. ОтР на рис. 6.17) значение коэффициента скорости сохраняется постоянным; зна- чения же коэффициента тяги Рс изменяются, так как к внутрен- ним потерям добавляются потери на нерасчетность. На рис. 6.18 приведены тяговые характеристики сопла Лаваля с различными углами конусности сверхзвуковой части,рассчитанного на лс.расч = = 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 лс. Раеч » 2 сопло с а = 40° имеет меньшие потери, чем на рас- четном режим_е(лс. Р =Ю), вследствие отрыва потока от стенок сопла. Тяговые характеристики сопла Лаваля с конической сверх- звуковой частью при а = 20° для различных расчетных значений лс приведены на рис. 6.19. Применение сужающегося сопла це- лесообразно до значения лс. р <4; в диапазоне изменения лс. Р от 4 до 6,5 наименьшими потерями тяги обладает сопло с лс.расч —4,5; сопло с пс. расч = Ю целесообразно для ис- пользования при значениях лс.р от 6,5 до 14 ... 15; при больших 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- ния; --.-----. — характеристика при плавном регулировании выходного сечеиия 175
кр Рис. 6.20. Изменение избыточного давления (р — ри) газа, действующего на стенку Ла- валя при работе на режиме перерасширения (режим III на рис. 6.17): Л — точка с нулевым избыточным давлеинем значениях меньшими потерями будет обладать сопло с лс. расч = 18,5. Применяя регулируемое по выходному сечению сопло Лаваля (со ступенчатым регулированием), можно обеспе- чить тяговую характеристику, показанную на рис. 6.19 штриховой линией. Если применить плавное регулирование, то можно обе- спечить 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. Особенно четко можно объяс- нить 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 А (см. рис. 6.20) отмечается отрицательная разность давле- ний, в силу чего на этой части сопла реализуется сила, направлен- ная против полета, т. е. сила сопротивления. Работа сопла Лаваля во внешнем потоке Рассмотрение работы выходных устройств типа сопла Лаваля во внешнем потоке необходимо осуществлять с учетом ком- поновки кормовой части. Возможны различные схемы компоновок выходных устройств (рис. 6.21), которые отличаются формой на- ружных обводов и отношениями Ек = Еср/Ецпа; ЕСр = ^ср/^кр’» Ес — •Рс/^'кр И Fcp/Fc = Fcp/Fc. Наиболее сложный характер те- чения наблюдается при компоновке, соответствующей рис. 6.21, а. Тяговая эффективность подобной компоновки определяется ре- , жимом работы сопла лс. р, скоростью внешнего потока Мп, вели- чиной давления на срезе сопла рс (или значением лс. расч), вели- чиной отношения Fcp/Fc и условиями притекания внешнего потока к срезу кормы. Характер взаимодействия реактивной струи, Рис. 6.21. Схемы компоновки сопла Лаваля в кормовой части: -а — ожнвальиой формы; б — с изломом в точке A; t — цилиндрическая корма; г -• расширяющаяся корма 176
Рис. 6.22. Тяговые характеристики выходного устройства с соплом Лаваля при лс раСч as 19 и различными а с профилированной внешней поверхностью кормы покидающей срез сверхзвукового сопла, с внешним потоком имеет много общего с взаимодействием струи, истекающей из сужающе- гося сопла, с внешним потоком, который рассмотрен в предыдущем разделе. На рис. 6.22 приведены дроссельные характеристики сопла Лаваля с лс. рас, 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 сопротив- лением кормовой части (площадь которой составляет 41 % от площади миделя = 0,59) и донным сопротивлением торца между срезом сопла Лаваля и срезом кормы (Fcp —• Ес)/Рю1<1. Величина этой торцевой площади составляет 12 % от площади миделя. С уменьшением значения лс,р потери эффективной тяги существенно возрастают, что объясняется ростом донного сопро- тивления, которое увеличивается при дросселировании сопла из-за уменьшения размера струи за срезом, а также ростом потерь вну- тренней тяги за счет перерасширения потока в расширяющейся части сопла. На рис. 6.23 приведена зависимость потерь эффектив- ной 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: яс.расч 6; а l2°’ ^c/^mid 0,72; Гс/Гкр 1,49, яс. расч = 10; а = 22°; FJF = 1,94; F ~ Fmld; --------------- л , = 19,5; а = 30°; Fc/F = 177
= 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 Fcv/Fmid = = 0,72, в зависимости от числа Мп. Эта зависимость построена по результатам опытного определения потерь эффективной тяги модели сопел при определенной зависимости изменения Лс. р = =f(Mn), характерной для большинства двигателей. Выходное устройство с соплом Лаваля, рассчитанным на Лс. расч —’ имеет минимальные потери при Мп — 1,4; при лс.расч=Ю мини- мум 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 нерегули- руемым соплом Лаваля являются значительные потери эффек- тивной тяги на режимах с Лс. р<лс. расч, что соответствует дозву- ковым и небольшим сверхзвуковым скоростям полета. Причиной повышенных потерь является сильное перерасширение потока в сопле и донное сопротивление. Применение регулируемого со- пла Лаваля позволяет существенно уменьшить потери внутрен- ней тяги, но при этом возникает повышенное донное сопротив- ление из-за большой площади между срезом кормы и регули- руемой площадью выходного сопла. Используя регулируемое по выходному сечению сопло Лаваля, можно уменьшить потери эффективной тяги, регулируя одновре- менно и площадь среза кормовой части. Это в значительной мере усложняет конструкцию выходного устройства, но не устра- няет внешнего сопротивления поворотной створки кормы. При этом необходимо иметь в виду, что в случае необходимости регу- лирования критического сечения схема выходного устройства с регулируемым выходом сопла Лаваля и площади среза кор- мовой 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 вторичного воздуха, будем называть эжекторным соплом такое сверхзвуковое выходное устройство, в котором расход вторичного воздуха может быть большим. Величина расхода вторичного воздуха определя- ется геометрией выходного устройства и режимом его работы из условия достижения наименьших потерь тяги при выполнении ряда условий эксплуатационного и компоновочного характера. 178
a) ff) Рис. 6.24. Схемы выходных устройств с эжекторными соплами: а — со ззукэзым внутренним соплом; б - 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 сверх- звуковым 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 эле- ментов 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 регулиро- вание минимальной площади наружной обечайки и регулирование площади среза. Можно использовать воздух, окружающий кормовую часть, для улучшения работы выходных устройств с эжекторными соп- лами. Для этого необходимо организовать забор воздуха из внешней среды посредством специальных заборников. Возмож- ные 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 забором вторичного воздуха из окру- жающей среды: &— с диаметром входа обечайки, равным диаметру корми; б — с увеличенными разме- рами обечайки 179
Рис. 6.26. Сравнение по эффектив- ной тяге сопла Лаваля (-----) и эжекторного сопла (------) с оди- наковыми лс. расч работы дозвукового выходного устройства во внешнем потоке (см. разд. 6.2). Характеристики эжекторных выходных устройств по эффек- тивной тяге отличаются от ха- рактеристик выходных устройств с соплом Лаваля меньшими по- терями в условиях старта (М=0) и малых скоростей полета при несколько больших потерях на сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 6.26 приведены сравни- тельные характеристики этих нерегулируемых выходных устройств. Схема проточной части таких сопел приведена на рис. 6.27л 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 окру- жающей 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, б) 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 рассмотрено в разд. 6.2. С учетом влияния внешнего потока лучшей тяговой характеристикой обладает схема 6.27, б. Рнс. 6.27. Сравнение тяговых характеристик в условиях старта сопла с цен- тральным телом и сопла Лаваля с одинаковыми лс. расч 180
6.4. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ РЕАКТИВНОЙ СТРУИ ДЛЯ СОЗДАНИЯ ОТРИЦАТЕЛЬНОЙ ТЯГИ Необходимость в отрицательной тяге возникает для- тяжелых самолетов с реактивными двигателями в связи с увеличе- нием длины пробега при посадке и для военных самолетов, с целью улучшения маневренности в воздухе и на земле. Для самолетов^ с ТВД можно иметь отрицательную тягу при использовании ре- версивных винтов. Реактивная струя ГТД может быть исполь- зована для создания отрицательной тяги. Эффективность применения отрицательной тяги при пробеге зависит от качества самолета /С = су/сх, нагрузки на крыло Q, энерговооруженности jR (отношения тяги двигателя к весу само- лета), коэффициента трения у, 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: ^рев ~ ^отр/^с. Д’ -^отр = брев^рев COS СС —- (Gr GpeB) Сс, (6.18^ где GpeB и Срев — расход газа и скорость на выходе из реверсив- ного устройства; а — угол вектора скорости с осью установки;. Gr—массовый расход газа на входе в выходное устройство.. Значения GpeB, срев, а и сс могут быть определены из про- дувок моделей реверсивных устройств. На рис. 6.28 приведена зависимость относительного умень- шения длины пробега самолета при различных величинах опре- деляющих параметров от коэффициента реверсирования по сравнению с длиной пробега при торможении только колес- ными тормозами (коэффициент трения у = 0,2). Использование реверсирования тяги в полете с целью улуч- шения маневренности самолета может оказаться более эф- фективным средством торможения, чем щитки, используемые в настоящее время. Требования, предъявляемые к реверсивным устройствам. Для1 эффективного использования реверсивного устройства необходи- мые значения коэффициента реверсирования составляют величину 0,5 ... 0,6. Применение реверсивных устройств с большими зна- чениями 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 ре- версивного устройства. Для осуществления поворота потока газа используются раз- личные дополнительные конструктивные элементы, обтекаемые- горячим газом, наличие которых нарушает герметичность газо- вого тракта. Это приводит к дополнительным потерям тяги при неработающем реверсивном устройстве. В реальной конструкции 181
Рис. 6.28. Зависимость относительной длины пробега самолета от коэффициента реверсирова- ния при различной энерговооруженности при К = 5 и |х = 0,2: -----Q = 23 400J Н/м2; -Q = 58 800 Н/м2 дополнительные потери тяги должны быть сведены к минимальным значе- ниям, не превышающим 1 %. Для современных двигателей зна- чение располагаемых отношений да- влений лс, р, при которых работает реверсивное устройство при торможе- нии на посадке, изменяется от 1,8 до 2,5. Необходимо, чтобы в указанном диапазоне значений лс изменение коэффициента реверсирования и относительного расхода осуще- ствлялось монотонно и плавно при переходе от прямой тяги к от- рицательной и обратно. Конструкция реверсивного устройства должна быть прочной и обладать необходимой жесткостью для предотвращения воз- никновения колебаний, которые могут передаваться на двигатель и самолет. Реверсивное устройство является неотъемлемой частью силовой установки, что требует снижения его массы до мини- мальной. Значения посадочных скоростей современных самолетов зна- чительны, 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: ./ —решетчатого типа; II — створчатого типа; а — при работе на режиме прямой тяги; —при работе с включенным реверсивным устройством 182
Рис. 6.30. Схема реверсивного устройства двухконтурного двигателя с большой степенью двухконтурности ния посадки при необходимости захода на второй круг). Современ- ные 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 потока 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 перекры- вают путь к газу к основному соплу, направляя его к отклоняющим элементам. В этом устройстве дросселирующие элементы осуще- ствляют 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 посред- ством специального механизма устанавливаются за срезом сопла, перекрывая путь к газу в прямом направлении, повора- чивая 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 выхлоп- ных газов на вход, что может происходить при повороте внутрен- ней струи на угол, больший 90°. 18$
ЧАСТЬ III УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД Г Л АВ А 7. ТЕРМО ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ И ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ТРД, ТРДФ И ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ТРДД ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Наиболее простой турбореактивный двигатель — это одно- вальный ТРД с нерегулируемым осевым компрессором и неиз- менными проходными сечениями проточной части, схема которого показана на рис. 7.1. У таких ТРД сравнительно низкие зна- чения степени повышения давления компрессора в стартовых условиях л*0 < 6 и небольшой диапазон возможного изменения условий полета (Мп. и Н). Для ТРД и ТРДФ с Яко > 6 ... 8 и до- статочно большим диапазоном изменения условий полета и режи- мов работы применяются схемы с двухкаскадным 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: кри- тическое 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. 7.2, имеет регу- лируемый компрессор с поворотными направляющими аппара- тами групп первых и последних ступеней и регулируемое реактив- ное сопло. На рис. 7.3 изображен двигатель с двухкаскадным ком- прессором, составленным из компрессоров низкого и высокого давлений (каждый из которых приводится во вращение своей тур- ‘ -биной) и регулируемое реактивное сопло. Такой двигатель назы- вают двухвальным ТРДФ. Регулирование двухкаскадного ком- прессора 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 с 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 аппа- ратами компрессора ной тяге выбраны параметры рабочего процесса, а в результате рас- чета определяются удельные параметры и исходные размеры про- ходных сечений проточной части, т. е. основные данные для про- ектирования двигателя. На рис. 7.4 даны расчетные схемы ТРД и ТРДФ с обозначе- нием характерных сечений проточной части. В ТРД входят сле- дующие элементы: входное устройство, компрессор (однокаскад- ный или двухкаскадный), камера сгорания, турбина (однокаскад- ная или двухкаскадная) и реактивное сопло. У ТРДФ кроме пере- численных элементов ТРД между турбиной и реактивным соплом располагается форсажная камера. Рис. 7.3. Схема двухвального ТРДФ
Обратимся теперь к двух- контурным двигателям (см. гл. 1 и 9). На рис. 1.3 пред- ставлена схема двухвального ТРДД. У этой и других схем ТРДД и ТРДДФ можно выде- лить автономный узел—газоге- нератор. Газогенератором Рис. 7.5. Расчетная схема газогенера- двухконтурного двигателя назы- тора ТРДД вают его часть, включающую в себя компрессор высокого давле- ния (у “двухвального газогенератора- компрессоры среднего и .высокого давления), камеру сгорания, турбину компрессора (турбины компрессоров высокого и среднего давления), кинемати- чески не связанную с ротором вентилятора. 2} Расчетная схема газогенератора двухконтурного двигателя с обозначением характерных сечений представлена на рис. 7.5. Сравнивая газогенератор с ТРД (см. рис. 7.4, а), приходим к вы- воду, что газогенератор составлен из тех же элементов (компрес- сора, камеры сгорания и турбины), которые лежат в основе ТРД. Отсюда можно заключить, что математические модели ТРД и га- зогенератора 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, т. е. разным вариантам сочетаний параметров и условий полета соответствуют разные двигатели. 7.1. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ 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 эле- ментами 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- связью между его элементами уравнениями, отражающими реаль- 186
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 пе- ременным значением теплоемкости рабочего тела и заданием коэф- фициентов, характеризующих потери в элементах двигателя на базе детального расчета этих элементов по математическим моде- лям 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 про- грамм из математического обеспечения ЭВМ; блочная структура построения алгоритма расчета, соответ- ствующая делению двигателя на отдельные элементы; иерархическое построение программ расчета от блоков, управ- ляющих решением задачи на верхних уровнях, до вспомогатель- ных процедур на нижних уровнях. Построение математической модели ТРД (ТРДФ) начнем с опре- деления условий совместной работы элементов в системе двига- теля и взаимосвязей между параметрами газовоздушного потока,, проходящего через двигатель. 1. Баланс расходов в проточной части двигателя. При от- сутствии отборов.и перепусков воздуха из проточной части дви- гателя массообмен с внешней средой отсутствует. Расход воздуха через камеру сгорания Gb. к.с — GB (1 ботб)" (7-1)= Расход газа через турбину Gr = GB.K.c(l+<7T) = GB(1 + <7T)(1-6OT6). (7.2> Расход газа через форсажную камеру у ТРДФ или через ре- активное сопло у ТРД: Gr. т = Gr GB6BO3 = GB [(1 <7Т) (1 йОтб) ^воз]- (7-3)' Расход газа,через реактивное сопло у ТРДФ: Gp. с = Gr. т -j- GB^T. ф = GB [(1 <7т) (1 ^отб) + ^воз И- *7.т. ф]- (7-4}- В соотношениях (7.1) ... (7.4) SOt6 = GB. отб/Св — относительный расход воздуха, отбирае- мого за компрессором иа охлаждение турбины (коэффициент отбора); 187
6ВОЗ = GB. Boa/GB — относительный расход воздуха, возвра- щаемого в проточную часть турбины из системы ее охлаждения (коэффициент возврата); <ут — GT/GB. к. с — относительный расход топлива в камере сгорания; <7т. ф = Gt. ф/Ge — относительный расход топлива в форсаж- ной камере. 2. Изменение энтальпии газовоздушного потока в проточной части двигателя. Изменение энтальпии в каждом элементе дви- гателя определяется только процессами, происходящими в этих элементах, так как энергообмен с внешней средой отсутствует. Энтальпия воздуха за компрессором I* = iB* + Ai’. (7.5) Энтальпия газа за камерой сгорания ir* = i* + А«. с- (7.6) Энтальпия газа за турбиной (без учета смешения охлаждаю- щего газа с основным рабочим телом) iT* = i; - М?. (7.7) И, наконец, у ТРДФ энтальпия газа за форсажной камерой гФ. к = ij ^гф. к, (7.8) где Ai’k, Ai’k.c, Ait, Ai|. 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 диапа- зоне температур от То = 293 К до любого значения Т т i= J Ср (Т, qT) dT, (7.9) 293 К з за величину изменения энтальпии в элементах двигателя Ai — • «ее приращение или уменьшение в диапазоне температур от началь- ной в процессе изменения энтальпии То до конечной Т т Ы = \ср(Т, qT)dT. (7.10) г0 • - 3. Изменение полного давления рабочего тела в проточной части двигателя. Изменение давления в каждом элементе двига- теля, как и изменение энтальпии, определяется процессами, про- ходящими в этих элементах. Давление за компрессором Рк -- Рвпк- (7.11) 188
У двухвального ТРД (ТРДФ) компрессор рассматривался как единое целое, где Лк = Лк.н.д в. д. Давление за камерой сгорания Рг=Р*к<Ук.с. (7.12) Давление за турбиной Рт = Рг/Лт. (7.13) У двухвального двигателя здесь, по аналогии с компрессором, будем рассматривать турбину как единое целое, где -г* Л»Т - Л/т, в, и. д* - Давление перед реактивным соплом у ТРД: pcs = ртОт, (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 РФ = P*s = /£оф. к. (7.15) 4. У ТРД и ТРДФ вся мощность, создаваемая турбиной (за исключением ее незначительной части, идущей на привод агре- гатов — насосов, генераторов и тому подобное), передается ком- прессору: УЛп = Ук> (7.16) где T]m — механический КПД, учитывающий затраты мощности на механические потери и привод агрегатов. Рассматривая компрессоры и турбины двухвального двигателя как единое целое, необходимо помнить, что Утг]т = Ут. в. дт]т в. д ~г “Ь У т.н.дЛт н. д, а Ук — У к. н. Д + Ук. в. д- Если же каждый ротор двухвального двигателя рассматривать отдельно, то условие равенства мощностей может быть записано отдельно для каскадов высокого и низкого давлений: Ут. в. дЛт в. д = У к. в. д, Ут. н. дЛт н. д = У«. н. д- 5. У одновального двигателя турбина жестко связана с ком- прессором, а это значит, что частота вращения ротора п — пк = лт. 189
У двухвального двигателя ^н. д = ^к. н. д “ ^т. н. д! ^в. д — ^к. в. д ~ ^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 дви- гателя, 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 двух- вального газогенератора ТРДД (см. рис. 7.5). Термогазодннамнческий расчет ТРД н ТРДФ — мате- матическая модель первого уровня. На расчетном режиме заданными являются высота И и число Мп, а также потребная тяга двигателя Р. Выбираются значения степени повышения давле- ния компрессора л*, температура газа перед турбиной Т* н температура газа в форсажной камере нли суммарный коэффициент избытка воздуха а2, если двигатель форсированный. Задаются значения коэффициентов, учитывающий потерн в элементах двигателя (овх, т)к. ^к.с> V П?. «охл- бвоз’ стф. к> V ф, Фе), показателен адиабаты k н газовой постоянной R в элементах двигателя. Для определения площади проходных сеченнй Ft на расчетном режиме задаются также приведенные скорости в этих сечениях за исключением приведенных скоростей в реактивном сопле (они определяются). Целью термогазодинамнческого расчета является определение термодина- мических 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 определенна проходных сечений протечной части F i, т. е. определение размеров двигателя. Расчет ведется по параметрам заторможенного потока последовательно от сечения к сечению (см. рис. 7.4). 1. Определение параметров воздуха на входе в компрессор. Для заданного значения Н по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401—81) опре- деляются 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 овх (см. гл. 3). Тогда полное давление на входе в компрессор определится как й Р; = Ри(1+А211 пвх, (7.18> а температура торможения К = Т* = Та^+^- М^. (7.19> При использовании газодинамических функций уравнения (7.18) н (7.19) будут иметь внд п* _ Риствх -г* — р* л(Лп) т(Лп)’ k гле1п-/(М„); «(Ч)-РЛ-(1-|=тЧ)1-'; ~ 190
Скорость полета Vn — МцЯ. (7.20) 2. Определение параметров воздуха на входе в камеру сгорания. Давление за компрессором Рк = Рвяк. (7.21) Используя уравнения (4.1) и (4.2), духа за компрессором можно определить температуру воз- 71 * Т* 1 к 1 в fe-1 л* k — 1 к Th . (7.22)' Величину f|K можно выбрать, опираясь на опытные данные по компрессорам аналогичного типа. Обычно т]к лежит в пределах 0,83 ... 0,88. 3. Параметры газа перед турбиной определяются известным значением температуры газа Тг и давлением Рг = Рк°, (7.23) где стк. с — выбирается на основании рекомендаций, изложенных в гл. 5. В боль- шинстве случаев величина ок. с лежит в пределах 0,94 ... О’.Эб. Относительный расход топлива определяется нз уравнения (5.6): 1 срТ*г ~ СРТ* 9т aL0 НЛ-српТ* + српТ0 (7-24) Для современных камер сгорания т|г = 0,98 ... 0,99. 4. Определение степени понижения давления в турбине л* н параметров газового потока за турбиной. Используя условие баланса расхода (7^2), уравнение павенства мощностей турбины н компрессора (7.16) можно получить в виде 7,к = (!-{- 9т) (1 \>тб) (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: T^TRTi fe-1 Л* k —1 mi — ('Н_9т)(^ ^отб)^г ] /1 kp — Л ’Пт’Пт. \ Л* kr J Теперь можно решить это уравнение относительно л*: Г , k(kr-l)RT*B________________1 л* -1 "t-L1 kr(k — l)RrT* (14-?т)(1-«отб) fer 4-1 (7.26) Для того чтобы определить л* по уравнению (7.26), нужно задать f|* (для совре- менных двигателей его величина обычно составляет 0,89 ... 0,92) нт|т(т]т = 0,99), а также относительное количество воздуха, отбираемого иа охлаждение тур- бины 60Tg. 191
Охлаждение турбины оценивается коэффициентом §охл = GB. 0M/GP (4.8). Используя уравнение (7.2), можно найтн связь между 60ХЛ и 60тб- ^отб ~ (1 + ?т) бохл 1 (7.27) Если рабочие лопатки турбины не охлаждаются воздухом (Т* <1 1300 К), то значение 60хл ^0,04. Если же турбина охлаждается воздухом, то величина 60хл будет зависеть от допустимого значения температуры лопатки турбины Тл, температуры газа перед турбиной Т* 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 Тв. охл = 600 ... 800 К и Тл= 1200 ... 1300 К можно рекомендовать сле- дующие значения 60хл в зависимости от 7’*: Т* = 1500 К — 60хл = 0,05 ... 0,07; Т* = 1600 К — 60хл = 0,08 ... 0,1, Т; = 1700 К — 60хл = 0,12 ... 0,14. Чтобы рост температуры газа не приводил к чрезмерному увеличению расхода охлаждающего воздуха, можно уменьшить его температуру 1 в. 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) р;=р*ж> а из уравнений (4.4) и (4.5) определяем температуру газа за турбиной (7.28) Для охлаждаемой турбины температура смеси газа и охлаждающего воз- духа за турбиной Тт. см может быть определена по условию теплового баланса. Но, так как количество охлаждающего воздуха невелико по сравнению с расхо- дом газа через турбину, то при расчете двигателя по математической модели первого уровня с достаточной степенью точности можно принять Т* см = Т*. 5. 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 = Р^г> где ог — 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 Рг = (1 Ят) (1 60Т)-j-6Воз- (7.29) Чаще всего <5Воз = <5отб, так как воздух, охлаждающий турбину, затем посту- пает в проточную часть двигателя. 192
Для ТРДФ температура газа перед реактивным соплом (за форсажной камерой) Т$ задана, а давление в соответствии с (7.15) равно Рф Pcs = Рт°ф. к> (7.30) где <Тф. 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) <=РЦ ~ срТ* + 9т (српТ| - српТ*) 9т-ф ^«Пф-^ф + ^О Для современных форсажных камер т]ф = 0,95 ... 0,98. Коэффициент изменения массы Рг. ф = (1 <7т) (1 ®отб) ?т. ф + ^ВОЗ- (7-31) 6. Определение скорости истечения из реактивного сопла. Будем рассматри- вать реактивное сопло полного расширения, когда выполняется условие рс = рн- Определение скорости истечения на режимах с пер ер асш прением и недорасши- реиием см. в гл. 6. Для ТРД располагаемый перепад давления на реактивном сопле равен ЯС. р = Рсз/Рц- Скорость истечения из реактивного сопла определяется из уравнения где фс — коэффициент скорости реактивного сопла (его значение обычно лежит в пределах 0,97 ... 0,98). Для ТРДФ располагаемый перепад давления на реактивном сопле яс.р=Рф/Р«, а скорость истечения при полном расширении При использовании газодинамических функций скорость истечения из реак- тивного сопла у ТРД и ТРДФ определяется как , сс = ^с. идфсакр- (7-34) Идеальная приведенная скорость А,с. ид определяется по газодинамической функции л (^с. ид) = 1/яс. р (7.35) в зависимости от заданного значения kr, а критическая скорость звука акр опре- деляется по уравнени ям для ТРД aKp = ]/r2i-^-j/?rT* (7.36) и для ТРДФ акр = |Л2^_/?гТ^ (7.37) . 7 В. М. Акимов 193
7. Определение удельной тяги и удельного расхода топлива. Для ТРД удельная тяга при полном расширении в реактивном сопле (Рс = Рн) определяется по уравнению Руд — Рг^с Кп, (7.38) а удельный расход топлива из уравнения Р ____ 36009т (1 $отб) Суд — ----------------- Руд (7.39) Для ТРДФ удельная тяга определяется по аналогичному уравнению Руд = Рг. фсс — Vn- (7.40) В уравнение ДЛ1Я определения удельного расхода топлива входит величина относительного суммарного расхода топлива qTS = qT (1 — 6отб) + qT, ф; 3600 [<?т (1 60тб) 7т. ф] суд= р гуд (7-41) 8. Так как по условию двигатель должен обеспечить заданную потребную тягу Р, то следующим этапом будет определение расхода воздуха через двига- тель из уравнения Р = ОвРуд. (7.42} После этого можно переходить к определению размеров характерных проходных сечений проточной части двигателя. Можем записать уравнение расхода рабо- чего тела через любое характерное сечение в общем виде Pt Gi — ткр iq (Xj) Fi Pit V Ft (7-43) где q (kt) — газодинамическая функция, gi — коэффициент расхода. По уравнению (7.43) можно определить площадь любого проходного сече- ния проточной части, если заданы величины Лг- и рг, известны значения k и R (kr и РГ) и определены параметры р* и Т}: F где коэффициент уравнения расхода (7-44) (7-45) Таким образом все поставленные для термогазодинамического расчета ТРД и ТРДФ задачи выполнены. Кроме решения основной задачи термогазодинамического расчета, представ- ленная 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 про- цесса и условий полета. Подробно параметрический анализ рассмотрен в после- дующих разделах настоящей главы. Термогазодинамический расчет газогенератора ТРДД — математическая модель первого уровня. 194
На расчетном режиме газогенератора заданными являются: GBi — расход воздуха через генератор, р*н — полное давление и Т*н — температура тормо- жения на входе в компрессор. Так же как у ТРД, выбираются значения л* и Т* , а значениями т]к, ак. с> г1г’ ’’l-r1 ^охл> н задаются. Расчет ведется последовательно от сечения к сечению (см. рис. 7.5). 1. На входе в компрессор все параметры заданы (р*я и Т*я). 2. Параметры воздуха за компрессором р* и Т* определяются но уравне- ниям (7.21) и (7.22). 3. Параметры газа перед турбиной: Т* — задана, р* и qT — определяются по уравнениям (7.23) и (7.24). 4. Степень понижения давления на турбине компрессора л* к определяется по уравнению (7.26), а параметры газа за турбиной р* к и Т* к по (7.13) и (7.28). 5. Определение степени повышения давления, степени подогрева и приве- денной температуры газа перед турбиной газогенератора. Степень повышения давления в газогенераторе равна пгг Рт. к/Рвн пА.с/пт.к.' (7.46) Степень подогрева в газогенераторе определяется из уравнения: Y1* А = тк °гг т1* вн (7.47) Приведенная температура газа перед турбиной равна: (7.48) 6. Определение проходных сечений проточной части газогенератора прово- дится по уравнению (7.44). В итоге задачи, поставленные для термогазодинамического расчета газоге- нератора, можно считать выполненными. Пример термогазодинамического расчетаТРДФ Исходные данные: Режим полета: Мп = 2,5; Н = 11 км. Потребная тяга Р = 100 000 Н. Основные параметры: л* = 4,5; Т* = 1600 К; Тф = 2000 К. Коэффициенты, характеризующие потери в элементах двигателя, и другие необходимые для расчета данные будут вводиться в соответствующем месте по мере надобности. 1. Определение параметров воздуха на входе в компрессор. По стандартной атмосфере (ГОСТ 4401—81) находим для Я= 11 км; рн = 22 700 Па; Тн = = 217 К; а = 295 м/с. Используя зависимость овх = f (Мп), для Мп = 2,5 на- ходим Овх = 0,765. По таблицам газодинамических функций для k = 1,4 и Мп = 2,5 опреде- ляем л (%п) = 0,0585 и т (Хц) = 0,444. Определяем давление (7.18), температуру (7.19) и скорость полета (7.20): = ЙЙг = 2270°№8’ч765 = 296800 Па; в л (Ап) 0,0585 Т 917 тв = vn4 = Trzzr = 489 К; в т (Лп) 0,444 Vn = Яна = 2,5-295 = 737,5 м/с. 7* 195
2. Определение параметров воздуха за компрессором. По заданным значениям л* = 4,5 и Лк = 0,85 находим давление (7.21) и температуру (7.22) (для воздуха k= 1,41; R = 287 Дж (кг-К) Рк =Рвлк= 296800-4,5 = 1335600 Па; 'Г* . 'р * 1 к 7 в X / 1,4-1 \ л; k - 1 | I 4 5 1,4 - 1 1 + JL----------- = 489 11 + 4,0 т-------------/ = 799 К. ' Т)к / V 0,85 / 3. Определение параметров газа перед турбиной. Температура Тг = 1600 К задана. При ок. с = 0,95 по уравнению (7.23) определяем давление р* = р£ок с = 1335600 0,95 = 1269000 Па, (к^Г^ж для Ни = 42 900- КГ Пг = 0,98; То = 293 к\. „ _ _____________1757,5-821,1 “ Нич\г - српТ* + српТ0 42900 0,89-4407,2 + 454,2 и,и °' Значения срТ* исрпТ* взяты из графиков, приведенных в приложении, в зави- симости от Т. 4. Определение параметров газа за турбиной. Заданы значения: и ж П; = 0,9; r|m = 0,99; 6ОХЛ=0,09; kr = 1,3 и R, = 287,6 Определяем величину 60тб по уравнению (7.27) х _ (1+<?т) бохл _ (1 +0,0246)0,09 отб (1+<7т)6охл+ 1 (1 +0,0246)0,09 + 1 ’ Значение л* находим по уравнению (7.26): 1,4(1,3- 1)287-489 1 1,3(1,4- 1)287,6-1600 ‘ (1 +0,0246) (1 —0,084) 1,4-1 4,5 >’4 — 1 0,99-0,85-0,9 . 1,3 1,3-1 = 2,1. Определяем давление и температуру (7.28): . , . 1269000 сп.п„. п р* = р*/л* -----g-j---= 604290 Па; 1 — 6-------ГГз=1 А0’9! = 1373 к- 2Д 1,3 / I Т* = 1600 196
5. Определение параметров газа перед реактивным соплом. Температура Тф = 2000 К задана. При Оф. к = 0,94; т)ф = 0,97; 6ВО8 = 0,084 из уравнения (7.30) определим: р* = p*s = р*Оф к = 604290-0,94 = 568030 Па, а из уравнения (5.7) __ 2252,1 — 1483 + 0,0246 (5968 — 3574) _ <?Т-Ф- 42900-0,97 — 5968 4-454,2 0.022У. Коэффициент изменения массы найдем по уравнению (7.31): Рг. ф = (1 4- 0,0246) (1 — 0,084) 4- 0,0229 4- 0,084 = 1,045. 6. Определение скорости истечения газа из реактивного сопла для случая полного расширения (рс = рн). Заданы значения: <рс = 0,97; kr = 1,25; Rr = = 288 (Kr;jQ- Определяем лс. р и л (Лс. нд) (7.35); л 568030 25 02- Лс.р- 22700 — 25,02, 31 (Асид) = 2g Q2 = 0>03997, а из таблиц газодинамических функций для kP= 1,25 находим Асид — 2,068. По уравнению (7.37) определяем: 288• 2000 = 800 м/с, а по уравнению (7.34) скорость истечения из сопла Сс = Ac. TO<PcaKp —2,068-0,97-800 = 1605 м/с. 7. Определяем удельную тягу (7.40) и удельный расход топлива (7.41): Руп = 1,045-1605 — 737,5 = 939,7 — с; УД кг _ 3600(0,0246(1 —0,084)4-0,0229] Суд---------------------------------- акр Л ПЛ КГ 939J - 0,174 8. Находим секундный расход воздуха через двигатель по уравнению (7.42): „ Р 100 000 1ПЛ.кг 0в=р7д = _Ж-= 6’ Теперь можно определить размеры характерных проходных сечений проточной части двигателя. В качестве примера определим площадь проходного сечения на входе в компрессор Fs. Выбраны значения: Ав = 0,34; рЕ = 1; k = 1,4; дж = 287 ^кг ^у По таблицам газодинамических функций для Ав = 0,34 и = 1,4 находим q (Ав) = 0,511. Используя завйеимость (7.45), определяем R = k = «кр = 1____ 287 ~ КГ- К\°-5 197
а из уравнения (7.44) _ 106,4/489 _. . F* 0,0404 0,511-296 850-1 ~ 0,384 Термодинамический расчёт ТРД и ТРДФ — математиче- ская модель второго уровня. Математическая модель второго уровня отличается от математической мо- дели 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 ма- тематическим моделям первого уровня. Для расчета двигателя 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). 1. Определение параметров на входе в компрессор. Для заданного Н по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401—81) определяются Рн [Па], 7’н (К) и а [м/с]. По заданной величине Мп определяется значение авх. Приращение энтальпии во входном устройстве: а1вх 2 (7.49) Скорость полета (7.20) Vn = Мп-«- Температура на входе в компрессор Тъ = Тв определяется из уравнения (1.13) при <)т = 0: 0)=0. (7-50) 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 точностью е, может осуществляться соответствующими стандартными програм- мами из математического обеспечения ЭВМ. Давление изоэнтропически заторможенного потока рн определяется по уравнению (1.17): Рн/Ря =П(7’:, тн, 0), (7.51) а полное давление Рв=Рнствх- (7.52) 2. Определение параметров на входе в камеру сгорания. По заданному значению л* находится (7.21): РК=РВЛК- Температуру за компрессором для случая изоэнтропического сжатия 1 hs опре- деляем из уравнения (1.18): р:/₽;-п(7’:„тв-,о)=о, (7.53) а изоэнтропическую работу компрессора Lks = по уравнению (1.12) 7^0). <7-54> 198
Работа компрессора равна LK = L*s/t\K, а температура за компрессором ?* находится решением уравнения (1.13) при условии LK — Af* - i (T*. Г*, 0) = 0. (7.55) 3. Определение параметров перед турбиной н относительного расхода топ- лива. Температура газа перед турбиной Тг задана, а давление находится из усло- вия (7.23) р* = Ркстк. с- Относительный расход топлива определяется из усло- вия теплового баланса камеры сгорания (5.5), записанного в виде: .♦ .♦ 1г ~ 1к = (7-56) ‘г Расчет qT ведется последовательными приближениями. На первом шаге прини- мается <?Т1 = 0, а по уравнению (1.11) вычисляются 293К, 9т1) и = i (Т*, 293К, 0). Из уравнения (7.56) по найденным значениям г*1 и г* определяется (?т2 вто- рого приближения, значение которого используется при расчете на втором шаге и так далее. Требуемая точность как правило достигается после двух—трех приближений. В итоге находится величина qT и может быть определен коэффи- циент избытка воздуха в камере сгорания 1 а = —. 4. Определение параметров за турбиной. Используя уравнение (7.25), находим работу турбины I.» = | Аг* £т = (1+<?t)(1-60t6)W ’ (7’57) где 60тб определяется соотношением (7.27): s _____ (1 + 7т) ^ОХЛ 0Т О + <7т) ^охл + 1 Температура за турбиной Тт получается из решения уравнения (1.13): — Т*, 9т) = 0. (7.58) В этом уравнении Аг'т <С 0, так как в турбине идет процесс расширения с умень" шением энтальпии и Тт < Тг. Изоэнтропическая работа турбины L*s = | Аг*s |определяется из условия bjs = £т/Т]*, а соответствующая ей температура газа за турбиной T*s находится при решении уравнения (1.13) Дгт*5-г(Тг’, TT’S, <7т)=0. (7.59) Здесь Al*s < 0, T*g < Т*. Степень понижения давления в турбине л* = р'/р* можно определить по уравнению (1.17): 1/< = Р;/Рг* = П (Тт\, Г*, рт). (7.60) 199
Давление за турбиной р* = р^/л*. За турбиной происходит полное смешение основного потока газа с воздухом, охлаждающим турбину. С некоторым прибли- жением энтальпию смешанного потока можно определить нз следующего урав- нения в предположении, что Тв. охл =ТкИ ботб = ввоз: Ч. см (^. см- 293К, <?т. см) = (1 + ?т) (1 - бот6) I* (Т1*, 293К, 9Т) + 6BO3i* (г;,293 к, 0) (1 + 9т) (1 — ®отб) + ®воа ’ а затем найти Тг. см нз уравнения (1.11), записанного в виде: <см-‘ (г;. см- 293К, <см), (7.62) где 9т. см = 9т (1 ^отб)- (7.63) 5. Определение параметров перед реактивным соплом. Дл я ТРД. Температура газа Т* = Т* см, а давление p£s = р^ог. Коэф- фициент изменения массы определяется соотношением (7.29): Рг = (1 + 9т) (I — ®отб) + 6воз. Для ТРДФ. Температура форсажа Тф задана, а давление находится из условия (7.30): р£ = Р?Оф, к. У ТРДФ Т* = Тф. Относительный расход фор- сажного топлива определяется из условия теплового баланса форсажной ка- меры (5.4), записанного в виде: 9т. ф = (1 + <?т- . (7.64) "Л. ф 7ф Расчет <?т ф ведется последовательными приближениями. В первом прибли- жении задается ?т ф = 9Т. см- а по уравнению (1.11) вычисляется — пер- вого приближения <Ф1 = ' {Т*ф, 293К, 9Т. см). (7.65) По уравнению (7.64) для определяется qT ф2 — второго приближения, зна- чение которого используется при расчете на следующем, шаге и так далее. Тре- буемая точность здесь практически всегда достигается после двух—трех прибли- жений. Далее можно определить суммарный коэффициент избытка воздуха в дви- гателе по относительному суммарному расходу топлива </т2 9Т см + 9Т ф‘. = —-------—----r-= . V .wj 21 (9т. см + 9т. ф) Остается найти коэффициент изменения массы ₽г. ф = (1 + 9т) (1 — §отб) + 9т. ф + бвов- (7-67) 6. Определение скорости истечения из реактивного сопла для случая пол- ного расширения (рс = рн). Располагаемый перепад давления на реактивном сопле яс. р ~~ Температуру на срезе сопла Tcs вычисляем по уравнению (1.18): Рн/^-ПС^, Тс*, 9TS)=0, (7.68) 200
(7.70 а изменение энтальпии при изоэнтропическом расширении в р еактивном сопле по уравнению (1.12): (7.69) Здесь A<cs < 0, так как Tcs < Т*. Скорость истечения из реактивного со пла со == Фо V2 (— Ates)- Определение удельной тяги и удельного расхода топлива. ТРД для случая, когда р0 = рн: Руд = Ргсо — Уд! Р ____3600<7т. см Суд------------- 7. У (7.71) Руд У ТРДФ для случая полного расширения в реактивном сопле (рс= р8) Руд = Рг. фсо — Уп! р ____3600 (qi, см + <?т. ф) Суд = (7.72) 7* уд 8. Определение расхода воздуха через двигатель GB = Р/Руя. (7.73) Площадь любого проходного сечения газодинамического тракта двигателя можн о определить по уравнению (7.44): (7-74) В это уравнение входит газодинамическая функция плотности тока k~\ .2 А>+ 1 \ k-\ 2 ) (7.75) и коэффициент тКр г- = mKn (k, R), определяемый выражением (7.45). При опре- делении проходных сеченни Р[ по уравнению (7.74) находится значение газовой постоянной R = R по уравнению (1.15)—теплоемкость ср = ср (Т*., ^т), а затем показатель адиабаты (1.19) (ср-Р)' Теперь можно найти значения /нкр 2- (7.45) и q (Х2) (7.75) и определить по урав- нению (7.74) Ft. 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 по математической модели второго 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 газо- генератора, начиная от сечеиия ви (см. рис. 7.5). 201
1. На входе в компрессор параметры Т*я и р*п заданы. 2. Параметры воздуха на входе в камеру сгорания р* и 7* определяются по уравнениям (7.21) и (7.55). 3. Параметры газа перед турбиной: Т* — задана, р* и определяются по уравнениям (7.23) и (7.56). 4. Параметры газа за турбиной и степень понижения давления турбины на- ходится по уравнениям: л* к (7.60), Т' к (7-58), Т* к См (7.62), р* к (7.13) и ?т. см (7.63). 5. Степень повышения давления в газогенераторе определяется по уравне- нию (7.46), а степень подогрева 0гг = 7'; к См/Т‘н (7.76) непосредственно по определенному ранее значению 7*. к. см (7.62) и заданной величине 7вн- Приведенная температура газа перед турбиной Тг. (7-77) по заданным значениям Т* и Твн. 6. 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 использо- ванием этих математических моделей рационально проводить только на ЭВМ 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 при- ближением влияние температуры и состава газа на величины показателя адиабаты и газовой постоянной, а расчет вести методом последовательных приближений. Тогда этот уточненный термо- газодинамический расчет с некоторым допущением можно исполь- зовать как модель второго уровня. Такая модель получается более простой и менее громоздкой по сравнению с основной мо- делью второго уровня, а расчеты по ней можно вести не только на ЭВМ, но и на микрокалькуляторах. Уточнение величин k и Я в процессе расчета, т. е. учет изме- нения ср, ведется следующим образом. В первом приближении ср и R, а затем и k = ср1(ср — R) определяются по температурам, соответствующим началу термодинамического процесса. Значе- ния Ср и Я определяются по уравнениям (1.9) и (1.15) или берутся с графиков (см. рис. 1.11, 1.12), а показатель адиабаты опреде- ляется как k = Ср/(ср — R). Далее по уравнениям (7.19) Т'в, (7.22) Тк, (7.28) Л определяются в первом приближении указан- ные температуры, а также остальные параметры, зависящие от k и R. После этого.находится средняя температура в каждом процессе, равная полусумме начальной и конечной температур, и для нее определяются с помощью уравнений (1.9) и (1.15) или 202
по графикам (рис. 1.11, 1.12) новые значения ср, а по ним нахо- дится k. Затем весь процесс повторяется (с новыми значениями k и если нужно/?). Два—три таких приближения дают удовлетвори- тельный результат. Математические модели высшего уровня всегда можно использовать на более низком уровне. Так, математическую модель второго уровня можно использовать при расчетах двигателей и газогенераторов на первом уровне. 7.2. ЗАВИСИМОСТИ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ТРД ОТ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА При проектировании двигателя одним из главных эта- пов является выбор его основных параметров л£ и 77. Это связано с тем, что удельная тяга Руя и удельный расход топлива Суд в основном зависят от основных параметров рабочего процесса и условий полета (Мп и Н). 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 Н = 0. Выбранные здесь уровни параметров Тг = 1600 К (рис. 7.6, п) и Лк = 15 (рис. 7.6, б) близки к соответ- ствующим величинам для двигателей третьего-четвертого поколе- ний, нашедших применение на сверхзвуковых пассажирских само- летах (СПС). Поэтому значения удельных параметров в заштрихо- ванной области на рис. 7.6 дают представление о возможном уровне параметров ТРД. Как видно из рис. 7.6, й, при изменении л* ве- личина удельной тяги проходит через максимум, а удельного рас- хода-—через минимум. При изменении 77 (см. рис. 7.6, б) только Суд имеет минимальное значение, так как при увеличении Т* удель- ная тяга монотонно растет. Естественное стремление получить от двигателя высокую удельную тягу при более низких (по воз- можности) удельных расходах топлива всегда требует компромис- сных решений при выборе основных параметров рабочего процес- са. Это связано с тем, что значения лд, при которых Руд достигает Рис. 7.6. Типичное изменение Руд и СуД ТРД от л* (а) н Т* в статических усло- виях (б) 203
Р^,Нс/кг Сда,*г/Н-ч Рис. 7.7. Зависимость параметров цикла ТРД, удельной тяги и удельного рас- хода топлива от л* 204
рост удельной тяги, связанный с увеличением температуры газа, начиная с достаточно низких значений Т£, приводит к уве- личению удельного расхода топлива. Рассмотрим более подробно зависимости Руд и Суд от и Тг в полетных условиях (Мп = 0,9; /7=11 км). Обратимся к гра- фикам на рис. 7.7 и 7.8, где представлены изменения удельных параметров ТРД (рис. 7.7, а), эффективной работы цикла — Le, количество подведенного к двигателю тепла — QT (рис. 7.7, б), а также коэффициенты полезного действия в зависимости от лд и Т*. Объяснение характера изменения работы — Le, количества подведенного тепла — Qi и эффективного КПД — i]e (рис. 7.7, в) от общей степени повышения давления л2 = л(/л* и степени по- вышения температуры 0 = Тг/Та было дано в гл. .1. При неизменных полетных условиях (Мп = 0,9; Н = 11 км) степень повышения давления во входном устройстве Лу = = const (лу > 1) и 7’н = const. Отсюда следует, что при л* = 1 (рис. 7.7,’б) л2 = лу и эффективная работа Le > 0. С ростом л£ и, соответственно, л2 при Т* = const эффективная работа сна- чала увеличивается, проходит через максимальное значение, а затем монотонно уменьшается и приходит к Le = 0, т. е. насту- пает «вырождение» ТРД (см. рис. 1.14 и 7.7, б). С ростом Тг при Лк = const эффективная работа всегда возрастает (см. рис. 1.14 и 7.8, б). Существует для каждого значения л* минимальное зна- чение Тг, при котором ТРД «вырождаются» и Le = 0. У ТРД Le идет на увеличение кинетической энергии газовоз- душного потока, проходящего через двигатель (1.29): Le = (<M?)/2. 205
С другой стороны, выражение удельной тяги при полном расши- рении в реактивном сопле и коэффициенте изменения массы Рг = 1 имеет вид: ^уд — Сс Vu- es итоге можем получить уравнение Рун = + уп - Vn, (7.78) которое однозначно связывает Руя с Le. Из полученного уравнения следует, что при Va = const (Мп = = const, Н = const) Руд при изменении nJ и Тг 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 nJ. Опт, соответствующую РУЛтях, будем называть оптимальной. Удельный расход топлива определяется уравнением (7.39) и при условии бОтз = 0 имеет вид Суд = 3600^//^. (7.79) Относительный расход топлива qT пропорционален количеству подведенного к двигателю тепла Qlt которое, в свою очередь, зависит от разности температур перед турбиной Т* и за компрес- сором 7’J. При увеличении nJ и неизменном значении Т* будет расти температура за компрессором 7’J и, как следствие, умень- шаться QyH qr (рис. 7.7, б), а с ростом Т* при неизменном nJ (7’J = = const) — увеличиваться (рис. 7.8, б). С другой стороны, удельный расход топлива Суд при неизмен- ной скорости полета (Уп = const) меняется обратно пропорцио- нально общему КПД двигателя г)0 = т)пт)е (см. гл. 1, уравнение 1.59). С увеличением nJ (см. рис. 7.7) Суд сначала интенсивно уменьшается из-за сильного роста эффективного КПД — т]е, кото- рый в рабочей области с nJ < 40 следит за термическим КПД — %, затем продолжает монотонно уменьшаться за счет роста полетного КПД — т)п, связанного с уменьшением Руд из-за уменьшения скорости истечения из реактивного сопла сс, а при «вырождении» двигателей (Руд -* 0) Суд стремится к бесконечности, так как т)е 0. Минимум Суд получается при значениях nJ намного пре- вышающих значение nJ. опт , соответствующее Руд тах, при очень низких значениях Руд, т. е. практически в нерабочей области по nJ. С ростом Тг (см. рис. 7.8) Суд вначале резко уменьшается из-за роста т)е и достигает минимума при относительно низких значе- ниях Тг и, как следствие, малых значениях Руд. При дальнейшем росте Т* удельный расход топлива монотонно возрастает за счет уменьшения Цц, связанного с ростом Руя из-за роста сс. В итоге, в рабочей области по nJ с ростом последней Руд проходит через максимальное значение, а Суд все время умень- 206
шается. В рабочей области по Тг, где Суд > Судпцп, при увели- чении Тг удельные тяга и расход топлива монотонно увеличи- ваются. Поставим задачу найти оптимальное значение nJ (nJ. опт), соответствующее максимальному значению Руд (Руд шах) при ус- ловиях Мп = const, Н = const и Тг — const. Значение nJ. опт можно найти из решения уравнения dPy!SJdn^ = 0. Запишем уравнение РуД (7.38), введя в него Сс, определяемую уравнением (7.32): Рул - Ргфс |/ 2*г 7?г7т* \ 1 — 1/jt *г / - Vn. (7,80> В данном уравнении лс. р = coy/nj, а величины (Зг и <рс практически не зависят от nJ. Учитывая также, что градиент Руд в районе максимума меняется относительно слабо (см. рис. 7.6, а и 7.7, а), можно ввести некоторые приближения, например, kr = = k и Rr = Р, которые не будут существенно влиять на конеч- ный 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 */ = 7\* (• \ ь ят 1 яЛак. сстг J (7.81) Используя уравнение (7.28), выразим температуру 7’J через Тг, fe-i введя в него комплекс тт = t|J + (1 — tjJ) nJ к , слабо завися- щий от nJ: fe-i 7’J = Т*тТ/п* k . (7.82) k-\ Затем комплекс 1/nJ к выразим через 7’J и nJ, используя усло- вие (7.25) с ранее принятым приближением (1 + ) (1-6отб) = 1: т* *—ь— 1/л‘/ = 1 - Як........ ~1 Тг ПкПтПт (7.83) *-1 Заменим в уравнении (7.81) температуру 7’J и комплекс 1/nJ k через полученные выражения (7.82) и (7.83): У — Т г т* 1 --4 т: А-1 * Ь 4 як — 1 1 < k (4стк. сстг) k (7-84) 207
Заменив уравнение dPyii]dn'K = 0 на уравнение dy/dx = О, где k—1 X = лд k , найдем л£.Опт: 1 ’l/n "Ь 2 (fe—1) fe-1 лк. опт (яКстк. сстг) В итоге, решая уравнение (7.85), получим k Лк. опт 2 г ♦ 1 уг ЛкЛтЛт gT (4стк. cCTr) k = 0. (7.85) (7.86) Заменяя далее температуру 77 через Мп и Тн (7.19) Т: = ТН(1 +-Ц^-М2П), а степень повышения давления на входном устройстве л* через Мп и <твх: k Лу = Рн^вх/Рн = ^1 "| 2 М«) Пвх, получим выражение для Лк.0Пт в окончательном виде: * Лк. опт k Г 7” 1 -П2 (fe—1) уИкПтЧп-------------------'(7-87) (, 1 2 М" ) (Ствх °к • с<Тг) Таким образом, лд. опт зависит от Мп, высоты полета (значе- ние Тн), температуры газа перед турбиной Тг и коэффициентов, учитывающих потери в элементах двигателя. На рис. 7.9 показаны зависимости лд. опт для ТРД от числа Мп, высоты полета и тем- пературы Т’. С ростом Мп оптимальное значение лд резко умень- шается, с ростом Н до 11 км — увеличивается за счет уменьшения температуры окружающей среды Тн. При увеличении Т* опти- мальное значение лв 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£ и 77. На рис. 7.10 по- казаны закономерности протекания Руд в стартовых условиях (Мп = 0; Н = 0), для Мп = 0,9; Н = 11 км и Мп = 2,2; Н = = 11 км. Как видно из рис. 7.10 с ростом лд удельная тяга про- 208
Рис. 7.9. Зависимость оптимального значения л* для ТРД от условий полета и температуры газа перед турбиной (------ Я= 11 ...23 км; -------Н = 0) ходит через максимальное значение и при дальнейшем росте л* уменьша- ется, а при увеличении Т* все время растет, причем темп роста тем боль- ше, чем выше значение л^. Такое из- менение Руд, как было показано ранее, связано с изменением эффективной работы цикла ТРД в зависимости от Лк и Тг. С ростом Мп величины удель- ной тяги уменьшаются за счет того, что рост скорости полета при #=const всегда опережает рост скорости исте- чения из реактивного сопла из-за уменьшения Повышение Тг уве- личивает уровень Руд, не меняя, од- нако, общего характера указанных закономерностей. С увели- чением высоты полета при Мп = const от Н = 0 до Н = 11 км при прочих равных условиях Le и Руд возрастают за счет увеличения степени повышения температуры 0 = ТЦТ^, связанного со снижением Тн до Н = 11 км. Выше 11 км (до Н = = 20 км) температура воздуха Тн почти не меняется и при постоян- ных значениях Мп и Т* эффективная работа цикла и удельная тяга остаются неизменными. Изменение Суд в зависимости от л£ и Тг при различных полет- ных условиях показано на рис. 7.11. Как видно из этого рисунка, практически при любых сочетаниях Мп и Н рост л£ в области ее рабочих значений приводит к уменьшению Суд из-за роста общего КПД — т]0, а рост Тг — к увеличению Суд за счет уменьшения полетного КПД — г|п и связанного с этим уменьшения т]0. Рост числа М полета слабо сказывается на Суд, так как, в соответствии с уравнением (7.79), уменьшение РуД компенсируется снижением относительного расхода топлива — <?т за счет роста Тв и после- дующего роста температуры воздуха за компрессором Тд. Рост высоты полета в области от Н = 0 до Н = 11 км при Мп = const также слабо влияет на величину Суд, так как при этом увеличе- ние РУд происходит в связи с увеличением qT, зависящего от Тв и Тк- В диапазоне высот Н = 11 ... 20 км при прочих равных условиях СуД остается постоянным, так как в этом диапазоне высот температура окружающей среды в соответствии со стандарт- ной атмосферой не меняется. Как было показано ранее, существует минимум удельного расхода топлива по л* и Тг (см. рис. 7.6 и 7.7), но он практически всегда попадает в область нереальных значений этих параметров 209
Рнс. 7.10. Зависимость удельной тяги ТРД от л* и Т* при различных условиях полета Рис. 7.11. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от л* и Т* при различ- ных условиях полета 210
Рис. 7.12. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от Тг при раз- личных значениях л* для Мп = 2,2 и Н ~ 11 км Рис. 7.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от удельной тяги при различных сочетаниях Лк н Т* для Мп = 0; /7=0 н Мп — = 2,2; /7= 11 км (область очень высоких -значений'лк и "относительно ^низких Тг). Так, при Мп = 2,2; Н = 11 км минимальное значение Суд полу- чается при nJ = 20 и Т* ~ 1300 К (рис. 7.11), тогда как соответ- ствующее этой температуре значение nJ. опт = 2 (рис. 7.9). Это еще лучше видно на рис. 7.12. Если, например, принять зна- чение температуры газа перед турбиной Тг = 1500 К, близкое к реальным значениям для ТРД, то при этом л*. эк, соответствую- щее Суд mm (пунктирная кривая на рис. 7.12), будет иметь значе- ние, равное ~35 при л*. опт - 2,5 (см. рис. 7.9). На практике всегда останавливаются на Лд, существенно меньших л*.эк и близких к nJ. опт, чтобы получить по возможности большую удельную тягу и меньшую массу двигателя. При выборе параметров двигателя удобно пользоваться зави- симостями Суд от Руд, приведенными на рис. 7.13, которые строятся в виде сеток по л* и Тг для заданных условий полета. Здесь от- четливо видно, что рост Тг однозначно ведет к увеличению Руд, а для улучшения экономичности при этом (уменьшения Суд) необходимо увеличивать Лд. 7.3. ЗАВИСИМОСТИ СТЕПЕНЕЙ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ И ПОДОГРЕВА В ГАЗОГЕНЕРАТОРЕ ТРДД ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Расчетная схема газогенератора ГТД на примере газо- генератора ТРДД показана на рис. 7.5. Эффективность газогенератора можно характеризовать степенью повышения 211
Рис.7.14. Завнснмостн л*гн 0гг в газогенераторе от степени повышения давле- ния компрессора и приведенной температуры газа перед турбиной давления ЛгГ (7.46) и степенью подогрева 0ГГ (7.47) в не^. Проведем анализ зависимостей л*г и 0ГГ от степени повышения давления в компрессоре газогенератора л* и приведенной темпера- туры газа перед турбиной 77. пР (7.48), показанных на рис. 7.14. Изменение п*г от л* связано с нелинейной зависимостью приве- денной работы турбины LJTr от л;.к. Вначале с ростом л* и следующим за этим увеличением работы турбины при Тг = = const и Твн = const степень понижения давления на тур- бине л?. к увеличивается не очень интенсивно и л?г растет. За- тем, при дальнейшем росте лд, когда работы турбины и компрессо- ра становятся большими, л^_ к сильно возрастает, что приво- дит к постепенному замедлению роста л*г, а далее и к уменьше- нию ЛгГ. Степень подогрева 0ГГ с ростом л« монотонно уменьша- ется из-за увеличения работы турбины, рост которой при Тг = = const и Т’вн = const приводит к уменьшению температуры Т?. к, и, следовательно, 0ГГ. Увеличение температуры Т* при прочих равных условиях приводит непосредственно к росту 0ГГ (7.47), а п*г возрастает за счет уменьшения л;. к. 7.4. ЗАВИСИМОСТИ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ТРДФ ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Изменение Руд. ф и СуД. ф ТРДФ в зависимости от параметров рабочего процесса (лд, Т? и Тф) при различных условиях полета целесообразно рассматривать одновременно, поскольку характер изменения Руд ф и Суд. ф определяется одними и теми же законо- мерностями. Удельная тяга ТРДФ при полном расширении газа в реактив- ном сопле и коэффициенте изменения массы рг. ф = 1 равна раз- ности между скоростями истечения и полета Руд. ф = сс. ф Уп, (7.88) 212
а удельный расход топлива при 6отб — 0 можно записать в виде: 3600^ УД'Ф" РУд.ф ’ (7.89) где 9т2 — 9т ~Ь 9т. ф- Суммарный относительный расход топлива qTS пропорцио- нален общему количеству тепла Q2, подведенному в цикле ТРДФ, которое в свою очередь, как было показано в гл. 1, пропорцио- нально разности температур Qz = cp(T$ — TB). (7.90) При неизменных условиях полета (Мп = const и Н = const) температура торможения на входе в двигатель Тв постоянная. Если при этом принять условие Тф = const, то Qs = const и, следовательно, qTS = const. Отсюда приходим к выводу, что при поставленных условиях у ТРДФ удельный расход топлива обратно пропорционален удельной тяге Суд. ф ~ I/Руд. ф. (7.91) У ТРДФ и ТРД с одинаковыми параметрами рабочего процесса (лк и Тг) с точностью до изменения коэффициента восстановления полного давления в форсажной камере располагаемые степени понижения давления в реактивном сопле одинаковы: "о. р. ф — "с. р- Если в качестве первого приближения принять, что <рс. ф = фс, йг $ = kr и Дг.ф = Дг, то отношение скоростей истечения из реактивных сопел ТРДФ (7.33) и ТРД (7.32) будут равны Сс. ф/се = У К/Т*. (7.92) Введем понятие степени форсирования двигателя, которое при условии (7.92) можно записать как: При Рп = 0 степень форсирования будет иметь вид: Рф^УТф/П. (7.94) На рис. 7.15 показаны зависимости Рф и относительного удельного расхода топлива Суд. ф = Суд. ф/Суд от температуры газа в фор- сажной камере, откуда видно, что с ростом Тф степень форсиро- вания возрастает и еще более интенсивно возрастает относитель- ный удельный расход топлива. Анализ уравнения (7.93) показы- вает, что с ростом скорости полета при постоянном значении 213
Рис. 7.15. Зависимость степени фор- сирования и относительного удельно- го расхода топлива ТРДФ от Гф Рис. 7.16. Зависимость удельных тяг и удельных расходов топлива ТРД и ТРДФ от л* Тф/Т? степень форсирования увеличивается, а это в свою очередь приводит к уменьшению относительного удельного расхода топ- лива с ростом скорости полета. У ТРДФ РуД. ф во всей области изменения Лд 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 ухуд- шение экономичности ТРДФ по сравнению с ТРД связано с умень- шением 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 ско- рости истечения из реактивного сопла у ТРДФ. Как и у ТРД, у ТРДФ есть оптимальная степень повышения давления компрессора Лд. 0Пт. ф, соответствующая максимальной удельной тяге двигателя Руд. фтах, а также Лд_ 3K. ф, соответ- ствующая минимальному значению удельного расхода топлива УЛ№ анализа условия (7.91) можно сделать вывод, что Лд. ЭКф = = Яд. опг. ф- Оптимальное значение л£ у ТРДФ имеет более вы- сокое значение, чем у ТРД. Это объясняется тем, что с ростом л£ (см. рис. 7.16) располагаемые степени повышения давления в ре- активных соплах у ТРДФ и ТРД меняются одинаково, а темпе- ратуры газа перед реактивными соплами у ТРДФ и ТРД ведут себя по-разному. У ТРД температура газа перед реактивным соплом Т? с ростом л к уменьшается, а у ТРДФ Т$ = const. Уменьшение Т? с ростом л£ приводит к тому, что Сс у ТРД на- чинает уменьшаться при более низких значениях л£ по сравнению с сс. ф У ТРДФ, чем и объясняется разница в значениях оптималь- ных л£ у ТРДФ и ТРД (л^ . опт. ф > Л 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 оптималь- ного значения л* (для ТРДФ) от условий полета и температуры газа перед турбиной: ------------- Н— И ...-----23 км; ---------------------------П = 0; И = = 11 ... 23 км для ТРД Рис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от Тг — ратуру торможения на входе в двигатель на температуру окру- жающей среды Тн и Мп, а также вводя в него механический КПД получим: k Лк. опт. ф — 14-е Тг ____'Пк'Пт'П m_ 77 О + ^н2") (7.95) Из уравнения (7.95) видно, что с ростом высоты полета до 11 кмл’.ош.ф увеличивается за счет уменьшения Тн, при уве- личении Мп — уменьшается, а при возрастании 77 — растет. Температура газа в форсажной камере 7’J не влияет на значение nJ. опт. ф, так как она не входит в уравнение (7.95). На рис. 7.17 показаны зависимости nJ. опт. ф от Мп и Тг, полученные по уравнению (7.95) для двух различных высот полета. Для сравнения на графике нанесена зависимость nJ. опт ТРД для Н = 0 и Тг — 1500 К, чтобы показать, что nJ. опт. ф в сравни- мых условиях существенно выше nJ. опт ТРД. Когда величина nJ. опт. ф стремится к единице, это означает, что ТРДФ теряет свои преимущества перед СПВРД. Зависимости Руд. ф и СуД. ф от температуры газа перед турби- ной при прочих равных условиях даны на рис. 7.18. С ростом Тг при nJ = const уменьшается степень понижения давления 215
Pyi.lp, ff-C/M СуЛд^/Н-Ч 1200 1000 SOO 600 600 Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от л*, Т* и 7ф (-------- Т* = 1600 К;------------ Т? = 1200 К) Суд.ф>нг/Н-ч Мп=2,35;Н=11Км Pyd.q> PyB.tp т^ггобк 2200 "isbo" 1800 2200, 1800~. ^0 Q30 0,26 0,22 Гф=1800К~ 0,18 3 7 9 Лк на турбине л;, что приводит к увеличению давления в форсажной камере, росту лс. р-ф и, как следствие, к увеличению Руя 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 Тф при- водит к росту РуД. ф и Суд. ф, увеличение Т? при неизменных лд и Тф ведет к росту Руд. ф и уменьшению Суд. ф. При изменении л’ удельная тяга ТРДФ проходит через максимальное значение, а удельный расход топлива через минимальное, причем, чем больше Мп, тем меньше значение лд. опт. ф (см. рис. 7.17). С ростом Мп влияние Лд и Тг на Руд. ф-и Суд. ф становится все менее значи- тельным, так как уменьшается теплоподвод 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 пра- вильно подойти к выбору параметров двигателя, предназначен- ного для летательного аппарата с заданными требованиями. ГЛ АВ А 8. ХАРАКТЕРИСТИКИ И] МЕТОДЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД И ТРДФ 8.1. ПОНЯТИЕ О ХАРАКТЕРИСТИКАХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ СВЯЗИ С РЕГУЛИРОВАНИЕМ Всякий авиационный двигатель должен работать в ши- роком диапазоне режимов. Для совершения летательным аппара- том того или иного маневра: взлета, набора высоты, разгона, тор- можения, снижения высоты, требуется различная величина тяги двигателей. Режим работы двигателя, обеспечивающий получение потребной тяги, задается с помощью рычага управления двига- телем (РУД). При неизменных внешних условиях (Мп = const и Н = const) каждому положению РУД соответствует вполне определенное сочетание всех параметров двигателя. При измене- нии высоты и скорости полета самолета существенно меняются давление и температура окружающей среды, а также полное давление и температура торможения на входе в двигатель. По- этому при изменении скорости и высоты полета самолета с неиз- менным режимом работы двигателя, т. е. при заданном положении РУД, тяга, удельный расход топлива и другие параметры дви- гателя меняются. Зависимость основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива при заданном режиме работы от Мп и Н полета называют высотно-скоростными характери- стиками двигателя. Эти характеристики можно подраз- делить 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 и Н = const) называют дроссельными ха- р а кте р и ст и к ам и ' дв иг ате л я. Указанные характеристики зависят от способа регулирования двигателя. Но какое бы регулирование двигателя не исполь- зовалось, необходимо, чтобы при любых внешних условиях на каждом режиме работы двигателя устанавливалось такое равно- 217
веское сочетание всех параметров двигателя, при котором удовле- творяются условия совместной работы его элементов. Для турбо- реактивного двигателя это означает, что должна удовлетворяться система уравнений (7.1 ... 7.17). Кроме того, параметры компрес- сора связаны между собой на всех режимах характеристикой (см. рис. 4.3 ... 4.5), которая может быть представлена в виде зависимостей (4.22): лк = f [q (^в)> «пр)]; (8.1) Лк = f [q (^в)» йпр)], а параметры турбины — характеристикой (см. рис. 4.14 ... 4.15), которая может иметь вид (4.34) Пт = (п/1/~Тг)], г /-------(8-2) Ат = f [Лт, (л Тг)]. Коэффициент восстановления полного давления во входном уст- ройстве, как было показано в гл. 3, зависит от Мп и функции плотности тока на входе в двигатель — q (Хв): «вх — f [Мп, q (Ml- (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- ний параметры. Эти условия, накладываемые на такое число пара- метров, которое необходимо для того, чтобы сделать систему урав- нений, описывающих совместную работу элементов ТРД и ТРДФ, замкнутой, называют законом управления, который можно представить как закон и программу регулирования дви- гателя. 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 про- граммой регулирования двигателя. Таким об- разом, 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, харак- теризующим режим работы двигателя. Воздействовать на тягу и удельный расход топлива можно, изменяя расход воздуха — GB и основные параметры рабочего процесса ТРД — nJ, Т*, а у ТРДФ еще и Тф. Параметры, на кото- рые накладываются условия при задании закона или программы регулирования, называются параметрами регулиро- вания. Параметрами регулирования могут быть основные параметры рабочего процесса (например, Т*) или другие пара- метры, непосредственно связанные с основными (например, ча- стота вращения, непосредственно влияющая на GB и nJ). Чтобы система автоматического регулирования (САР) могла воздейство- вать на параметры регулирования в соответствии с принятыми законом и программой регулирования, необходимо иметь регу- лирующие факторы, число которых должно строго соот- ветствовать числу параметров регулирования. Так, у ТРД основ- ным регулирующим фактором является расход топлива, подавае- мого в основную камеру сгорания — 6Т, а у ТРДФ — еще и расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания — GT. ф. Кроме того, в качестве регулирующих факторов могут слу- жить изменяемые площади регулируемых сечений проточной части двигателя (например, площадь критического сечения регу- лируемого реактивного сопла). Построение высотно-скоростных и дроссельных характеристик ТРД, как и любого другого ГТД, сводится прежде всего к опреде- лению значений параметров рабочего процесса, удовлетворяю- щих 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. По- этому изучение высотно-скоростных характеристик турбореак- тивных двигателей начнем с изучения совместной работы элемен- тов в системе двигателя при различных законах регулирования, а. изучение дроссельных характеристик — с изучения совместной работы элементов при различных программах регулирования. 8.2. 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 при- ближениями в упрощенном виде: камеры сгорания <тк. с = const; t]f = const (8.4) и турбины (4.35) q (К. а) = const; т]? = const. (8.5) 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 регулирова- ния и режиме работы двигателя, можно будет определить пара- метры рабочего процесса при любых значениях Мп и Н. 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): р р ткрЦ (^в) Рв “ у-—— (1 Д 7т) (1 ^отб) = ШКр. (А.с. а) Fс. а . у к у к Из условий (7.11) и (7.12) определим отношение давлений Рг /Рв ~ ЛКОК. с > исключим площадь входа в двигатель из числа регулирующих факторов (FB = const) и, принимая в рамках математической модели ТРД первого уровня комплексы /тгкр, /тгкр. г, (1 + <?т) X X (1 — 60тб) независимыми от условий полета и режимов работы двигателя, получим Лк == <7 (^в) У Тг. прС]/Рс. а, (8-6) где Тг. Пр = Т;Т0/Т*— приведенная температура газа перед турбиной; То = 288 К; Сг = const. Если площадь проходного сечения входного соплового аппарата турбины не является регулирующим фактором (F0.a — const), то уравнение (8.6) примет вид: пк = д(Ч]/’Тг’- 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 Тг. 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 рас- четную точку на характеристике компрессора будем принимать 220
Рис. 8.1. Характеристика компрессора с линиями Т*. пр = const рабочую точку, соответствующую расчетному режиму работы двигателя, на котором определены все его параметры (см. гл. 7) и в частности: л*. р, Тг‘.пр.р, <7 (Мр- Как видно из рис. 8.1, линии постоянной приведенной темпе- ратуры 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 nJ условие <7 (Л.с, а) = const (8.5), при котором получено уравнение (8.7), не выполняется и линии Тг. пр = const перестают быть прямыми, приходя при <7 (Кв) = 0 в точку nJ = 1 (см. рис. 8.1). Анализ представленной на рис. 8.1 характеристики компрессора с нане- сенными линиями постоянной приведенной температуры газа перед турбиной показывает, что любая рабочая точка на характеристике компрессора однозначно определяется заданием двух параметров: ппр и Т*. пР. Запишем условие равенства мощностей компрессора и турбины (7.16) в развернутом виде: fe-i \ ~-1 -L = ' Пк Лгт; (1 - Лт’^- = Gb(1+<7t)(1 -6отб)^4-Г 221
Учитывая принятые ранее приближения и принимая дополни- тельно с небольшой погрешностью величин т)т, fe_ д независящими от условий полета и режимов работы, получим: / k~l \ \лк 1/ ~Т~ — Тт. Пр /1 k —1\ const- Чк I г 1 I \ п* I k Rn~^-j-Rr (8-8) Исключив из уравнений (8.6) и (8.8) приведенную температуру газа перед турбиной, получим уравнение совместной работы ком- прессора и турбины ТРД: Q (М2 /г-1 * А ' к kr К — 1 = С3, (8-9) где С3 = const. Найдем уравнение, связывающее параметры турбины с проход- ными сечениями, которые могут являться регулирующими фак- торами. Для этого, используя условия неразрывности (7.3), запишем расход газа через входной сопловой аппарат турбины и критическое сечение реактивного сопла ТРД: «кр. г<7 (^с. а) 7%. а -—- — Шкр. г<7 (А.с, Кр) Fс. нр —- . С учетом условия (7.13) и выражения (7.28) при ог = const полу- чим уравнение в окончательном виде: 1 — (1 — 1/Ят* *г X* = LFc.Kp <7 (Хс. кр)/^с.а] const. (8.10) Если рассмотреть ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части (Fc-a = const и Ес. 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 (лс. р > лс„ кр) и, следовательно, <7 (^с. кР) = 1. Анализируя уравнение (8.10), приходим к выводу, что при поставленных условиях л* = const и т)т = const. (8.11) В этом случае, т. е. для ТРД с Fc.p = const и Fc.Kp = const, работающего при лср > лс. кр, уравнение совместной работы компрессора и турбины упростится: 9(Ч)2(лк k -1) =г як2Чк 4’ (8.12) где С4 = const. 222
Рис. 8.2. Зависимость параметров воздуха от высоты (ГОСТ 4401—81) В заключение определим зави- симость степени понижения давле- ния на турбине от параметров ра- бочего процесса, для чего выразим через полные давления в ха- рактерных сечениях проточной ча- сти двигателя: Рт = Рв Рк Рг Pcs Рн Рт Pft Рв Рн Рт Pcs Используя условия (7.11 ... 7.14), а также уравнение (7.18), получим k *4 = (1 мп)Й 1 ^вх^кСГк. C^(XCS)> (8.13) где л (Л,св) = 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 изме- нении условий полета и режимов работы двигателя. Для расчета высотно-скоростных характеристик и определе- ния 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): k pi = Рн (1 + MS ) k~l овх, (8.14) а температуру торможения из уравнения (7.19) т: = тн(1 +±=±MS). (8.15) Регулирование ТРД по одному параметру Закон регулирования: п = const. При ре- гулировании ТРД с неизменными проходными сечениями про- точной части (Fc. а = const; Fc. кр = const) по закону постоян- ства частоты вращения ротора (n = const) регулирующим фак- тором является расход топлива (GT = var). САР двигателя, при изменении параметров на входе в двигатель за счет измене- 223
ния условий полета, так изменяет расход топлива, чтобы все время обеспечивалось условие п = const. При этом должны выдерживаться ограничения: Т* Т* тах И АКу ЬКу min- При определении параметров двигателя из условий совместной работы при заданном законе регулирования в качестве независи- мой переменной могут быть приняты: приведенная частота вра- щения лПр = п VTq/Tb', относительная приведенная частота вра- щения ппр = п /Тй/Т“в или просто температурный фактор Tq/Tb, где Tq = 288 К; п = «/«о — относительная частота вра- щения, п0 — максимальная частота вращения при Мп = 0; Н = 0. При данном законе регулирования и = 1, a nnp = VТй/Тв- Независимая переменная непосредственно связана с усло- виями полета через температуру торможения на входе в дви- гатель Тв- Так, с ростом Мп при Н = const температура Тв (8.15) увеличивается и, следова- тельно, йпр уменьшается, а с ро- Рис. 8.3. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при ре- гулировании ТРД по закону п = = const 224 Рис. 8.4. Изменение л*, q и т)к вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п ~ const
Рис. 8.5. Изменение LK вдоль линии Рис. 8.6. Изменение ЛЛу вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе ре- рабочих ТРД при законе регулирова- гулирования п = const ния п = const стом Н Гдо 11 км (см. рис., 8.2) при Мп = const темпера- тура Т* (8.15) уменьшается за счет уменьшения температуры окружающей среды Тп 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 (л«о > 8) ТРД с нанесенной на ней линией рабочих режимов. В качестве расчетного режима взят режим полета с Мп = 1,5 при /7=11 км (пПр. р = = 0,95), а на характеристике компрессора обозначена расчетная точка (РТ) с заданными параметрами рабочего процесса. По известным в расчетной точке параметрам (л^. р, q (А.в)р, цк. р) определяется константа С4 уравнения (8.12) и далее, на напорных ветвях ха- рактеристики компрессора с различными значениями йпр, кроме ппр. р находится рабочая точка, удовлетворяющая уравне- нию (8.12). Полученные для различных ппр рабочие точки объ- единяются в линию рабочих режимов на характеристике компрес- сора (см. рис. 8.3). Изменение параметров компрессора Лк, q (Ю и цк вдоль линии рабочих режимов в зависимости от ппр показано на рис. 8.4. Имея изменение л£ и цк, можно получить зависимость работы компрессора fe-i т k пгг* п* k -1 КГЪ - от ппр = у4То/Ув вдоль линии рабочих режимов (рис. 8.5), а используя уравнения (4.23) и (4.24), — запас устойчивости компрессора ДКу (рис. 8.6). При уменьшении ппр запас устой- чивости компрессора у рассматриваемого двигателя уменьшается и при ппр < 0,86 становится меньше минимально допустимого 8 В. М, Акимов 225
(ДКУ < Д.К у min). откуда сле- дует, что уменьшение ипр ниже 0,86 для данного двига- теля недопустимо, т. е. недо- пустимо превышение скорости полета сверх величины, соот- ветствующей Мп = 2 при Н 2s > 11 км. Полученное ограни- чение по ппр mm показано на рис. 8.4 ... 8.6. Если рассма- триваемый двигатель работает на режиме максимальной тяги при любых условиях полета, Т. е. Птах = const, ТО Лс. р > >лс.кр, а в этом случае для двигателя с неизменными про- ходными сечениями, как было Рис. 8.7. Изменение Тг вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе ре- гулирования п = const показано выше, Лт = const и = const. Отсюда следует, что работа турбины зависит только от температуры газа перед тур- биной. Но в силу равенства мощностей компрессора и турбины, с учетом принятых ранее приближений, можно записать урав- нение (7.25) в виде: LK = 71*-const или Ьк/Т* = С5, (8.16) где С5 = const. В соответствии с уравнением (8.16) на рис. 8.7 для рассматри- ваемого примера построена зависимость Т*г от ппр. Постоянная уравнения (8.16) С5 была определена по заданному значению 77 max (ДЛЯ данного Примера т; max = 1500 К) И величине Актах» найденной из зависимости, представленной на рис. 8.5(АктахВ дан- ном случае соответствует ппртт). Получается, что у рассма- триваемого ТРД при заданном законе регулирования Ту max реализуется при nnpmin, а для всех остальных значений ппр > > Ппр min будет соблюдаться условие Ту <77 max- В итоге на конкретном примере для закона регулирования п = const получили зависимости параметров рабочего процесса от иПр = 1/TolTi, непосредственно связанной с условиями по- лета (Мп и Н). Чтобы выяснить влияние напорности компрес- сора на протекание линии рабочих режимов, рассмотрим три ТРД со степенями повышения давления в компрессоре на взлет- ном режиме Яко = 12; Лко = 6 и Лко = 3. Принимая, сначала, что по линии рабочих режимов КПД компрессора не меняется, построим для всех трех двигателей зависимости лв = f (Ав) 1, где л^ = Лд/лко, a q (Ав) = q (Хв)/</ (Хв)0. Для этого восполь- зуемся уравнением (8.12), которое при r]K = const примет вид: ?(Ч)2\як k -ч = const. (8-17) 226
Рис. 8.8. Сравнение линий рабочих режимов при разных значениях л*0 (--------- т)к = var; ---•-----т]н = const) Построенные по этому уравнению зависимости показаны штрих- пунктирными линиями на рис. 8.8. Из них следует, что с увели- чением Лко линия рабочих режимов протекает более полого. Если поставить условия одинакового снижения у всех двига- телей, то, например, при л£ = 0,6 изменение q (ZB) в высоко- напорном компрессоре (л ко = 12) будет наибольшим [q (Ав) = = 0,7], а в низконапорном (Лк0 = 3) — наименьшим [q (А.в) = = 0,85]. Заметим, что вывод о разной крутизне линий рабочих режимов при различных значениях лво получен без использо- вания 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 сохра- няется независимо от индивидуальных свойств характеристик тех или иных компрессоров. Если, с другой стороны, рассмотреть изменение параметров вдоль границы газодинамической устойчивости компрессора (гра- ницы помпажа), то картина получается обратной — для высоко- напорных компрессоров с уменьшением q (къ) граница устой- чивости 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 компрес- сором (Лко = 12) при уменьшении ппр линия рабочих режимов и границы устойчивости сближаются, а у двигателя с низкона- порным компрессором (л£0 = 3) — расходятся. Наглядное пред- ставление о взаимном расположении линий рабочих режимов 8* 227
Рис. 8.9. Сравнение границ га- зодинамической устойчивости компрессоров различной напор- ности и границ устойчивости на характе- ристиках 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 ре- жим (пПр = О- Если у высоконапор- ного компрессора (л^о = 12) с умень- шением йпр линия рабочих режимов приближается к границе устойчи- вости, то у компрессора средней напорности (л^о = 6) обе линии идут примерно эквидистантно, а у низконапорного компрессора (Лк0 = = 3) линия рабочих режимов удаляется от границы устой- чивости. Линии рабочих режимов с рис. 8.10 в относительных величинах перенесены на рис. 8.8 (сплошные кривые). При изме- нении КПД компрессора зависимости л« = f [q ] несколько иные, чем при условии = const, но их взаимное располо- жение и относительная крутизна в области рабочих значений подтверждают выводы, сделанные выше при использовании для их построения уравнения (8.17). Осредненные данные параметров компрессоров разной на- порности по линии рабочих режимов показаны на рис. 8.11. Из графиков, приведенных на этом рисунке, следует, что, чем больше величина л*0, тем резче снижаются л£ и q (ta) с умень- шением ппр. На рис. 8.12 показано изменение относительной Рис. 8.10. Характеристики компрессоров разной напорности с нанесенными на них линиями рабочих режимов 228
Рис. 8.11. Сравнение основных параметров компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п = const Как уже отмечалось выше, при снижении nup у ТРД с большими значениями л*0 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 приме- нять дополнительных средств регулирования. Осредненные зависимости относительной работы компрессора LK — LK/LK0 вдоль линии рабочих режимов от ппр для ТРД с различными значениями л*0 представлены на рис. 8.13. У ТРД с л*о > (6 ... 8) работа компрессора при уменьшении ппр растет из-за сильного увеличения углов атаки на первых ступенях компрессора (см. гл. 4), а у ТРД с Лк0 < (5 ... 6) снижается Рис. 8.13. Сравнение изменений рабо- ты компрессора и температуры газа перед- турбиной вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров раз- личной напорности при п = const 22 Э Рис. 8.12. Сравнение изменений запа- са устойчивости компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для ком- прессоров разной напорности при п — = const
из-за сильного уменьшения углов атаки на последних ступенях компрессора. У двигателей с компрессорами средней напорно- сти (лко 6) при изменении ппр (n = const) работа практически не меняется. Учитывая условие (8.16), можно видеть, что отно- сительное изменение работы компрессора при данном закрне регулирования совпадает с относительным изменением темпера- туры газа перед турбиной (Z,K = Т*, где Т* = 77/77о)> что и отражено на рис. 8.13. Из рассмотрения рис. 8.13 следует, что заданное максимальное значение температуры Т?1Пах У ТРД с высокими Лко будет, при минимальных ппр, а у ТРД с низкими л7о — 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 77 max- Заметим, что приведенные на рис. 8.11 ... 8..13 зависимости получены путем осреднения параметров по нескольким двигате- лям с примерно одинаковыми значениями л7о для каждого из выбранных трех значений исходной степени повышения давле- ния. Поэтому у конкретных ТРД с такими же значениями Лко, как на рис. 8.11 ...8.13, при том же качественном характере параметров по ппр могут быть некоторые количественные отли- чия от приведенных осредненных значений параметров. Закон регулирования: 77 = const. Поддержа- ние 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‘, так как в соответ- ствии с условием (8.11) отношения температур Т*г/Т' = const. При этом частота вращения п будет изменяться в зависимости от температуры на входе в двигатель Т*в. Так как при нерегули- руемых проходных сечениях линия рабочих режимов опреде- ляется уравнением (8.12), то при одинаковых характеристиках компрессора в ТРД, регулируемых по законам n = const и 77 = = const, линии рабочих режимов на характеристике компрес- сора совпадут (см. рис. 8.3). Но при этом одним и тем же зна- чением ппр на линии рабочих режимов (рис. 8.3) при законе ре- гулирования Т* = const будут соответствовать другие, чем при n = const, значения частот вращения. В данном случае из усло- вий прочности должно накладываться ограничение n < nmax, а также Д/(у Д/Сут1п. Для того чтобы найти изменение частоты вращения по линии рабочих режимов при законе регу- лирования Т* = const, используем уравнение (8.7), записанное в виде: nJ = ?(bB)/T7/W*Q. (8.18) При заданных значениях ппр на характеристике компрессора (см. рис. 8.3) по линии рабочих режимов определяем значения nJ 230
Рис. 8.14. Зависимость относительной ча- стоты вращения от параметр а То/Т* при регулировании ТРД по закону Тг = const для двигателей с компрессорами разной напорности и q (Хв), а из уравнения (8.18) находим параметр YТо/Т*. По- стоянная уравнения (8.18) С2 определяется по известным значе- ниям параметров на расчетном режиме. Используя далее выражение приведенной частоты вращения ппр = п VТ01Т^, можно найти относительную частоту вращения и для заданного значения ппр (« = «пр/т^То/Тв). На рис. 8.14 показаны осредненные величины относительной частоты вращения в зависимости от параметра у Т01Тё, опреде- ляемого условиями полета, вдоль линии рабочих режимов для двигателей с компрессорами различной напорности. Как следует из этого рисунка, со снижением величины УТа/Т*в (т. е. с ро- стом Мп) частота вращения у двигателей с низкими значениями Яко — возрастает, а у двигателей с большими Яко — падает. Для объяснения характера изменения п обратимся к условию (8.16), которое позволяет сделать вывод, что при законе регули- рования Т* — const работа компрессора не будет меняться (LK — const). > С другой стороны, как известно из теории лопаточных машин, работа компрессора зависит от квадрата частоты вращения и распределения углов атаки по его ступеням: LK = С (ij) п2, (8.19) •где С (ij) — коэффициент, учитывающий влияние на работу компрессора изменения углов атаки по его ступеням при изме- нении параметра УТ0/Тв. При законе регулирования п — const изменение Лк в зависимости от ппр = У"То/Т1 (рис. 8.13) харак- теризуется коэффициентом С (ij), который у ТРД с высокими Яко (Яко = 12) при уменьшении ппр растет, а у ТРД с низкими Яко (Дк0 = 3) — уменьшается. Отсюда следует, что при условии LK = const (закон регулирования Tf = const) с уменьшением параметра ]/ Т$1ТВ у двигателей с высоконапорными компрес- сорами (Лко 8) п будет уменьшаться, так как С (ij) будет воз- растать, а у двигателей с низконапорными компрессорами (Яко < 5) п возрастает из-за уменьшения С (ij). Из сравнения рис. 8.13 и 8.14 видно, что п при Т* = const имеет качественно обратный характер изменения по отношению к LK при п = const (йпР = Тд/Т*). 231
Рис. 8.15. Рабочая точка на характе- ристике компрессора при регулирова- нии ТРД по закону пПр = const Рис. 8.16. Изменение относительных величин Т* и п при законе регулиро- вания пПр = const в зависимости от параметра у7 То/Т* У двигателей с низкими njo, когда максимальные значения п. достигаются при наибольшей величине Т* (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 njo максимальная частота вращения достигается лишь при самой низкой температуре Тв (при наи- меньшей скорости полета), а на остальных режимах полета п. < < Яшах и тяга будет меньше возможной, которая могла бы быть При Пщах* 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 77 так, чтобы изменение ча- стоты вращения п было пропорционально изменению Y T^/Tq. Температура газа перед турбиной при этом тоже будет меняться. Ограничения из условий прочности в этом случае накладыва- ются на температуру и частоту вращения: Т* < Trma>, п < < пшах. 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 nJ, q (Л.в), т)к и Д/Су будут постоянными и равными их значениям на расчетном режиме. Так как через рабочую точку на характеристике компрессора (см. рис. 8.15) проходит един- ственная линия 77. Пр == const, полученная с помощью урав- нения (8.7), то величина Т* при изменении условий полета будет отвечать условию Т*Т0/Т1 = const, т. е. меняться пропорцио- нально изменению температуры Тв- 232
На рис. 8.16 показано изменение относительных значений Тг и п в зависимости от параметра То/Т*. Предельные значе- ния Т* и п при данном законе регулирования будут достигаться на максимальной скорости полета (при максимальном значении температуры Тв)- Из-за сильного снижения тяги на понижен- ных скоростях полета вследствие низких значений Т* и п по сравнению с максимально допустимыми этот закон регулиро- вания используется в основном в комбинации с другими зако- нами, как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения (пПршах = const). Регулирование ТРД по двум параметрам Закон регулирования: п = const; Т* = = const. В этом случае регулирующими факторами будут яв- ляться расход топлива (GT = var) и площадь критического се- чения реактивного сопла (/''с.кр = var). Данный закон регули- рования наиболее целесообразен, так как поддержание макси- мально допустимых значений п и Т* обеспечивает на всех режи- мах полета получение максимально возможной тяги. САР при рассматриваемом законе регулирования обычно поддерживает п = const изменяя подачу топлива GT по сигналу центробеж- ного регулятора, а условие Т* = const в соответствии с сигна- лом датчика температуры поддерживается за счет изменения Fc_ кр. Поддерживать постоянной температуру Т* можно косвенным методом по сигналу датчика температуры за турбиной Т? с соот- ветствующей коррекцией на изменение nJ в зависимости от ппр. так как измерять высокую температуру перед турбиной с большой неравномерностью поля достаточно сложно. При этом должно выдерживаться ограничение ДКУ ЛКУ Ш1П. Линию рабочих режимов на характеристике компрессора при законе регулирования п = const, Тг = const можно построить с помощью уравнения (8.7), преобразуя его с учетом, что при п = const, пПр = VТъ/Тв. Учитывая, что Т* = const, получим уравнение (8.7) в виде: Як = q (М «npG, (8.20) где G = 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 уравне- ния (8.20) G определялась по известным значениям параме- тров Лкр, q (Х.в)р и ппр. р в расчетной точке (в рассматриваемом примере ппр. р = О и далее на напорных ветвях характери- стики компрессора с различными значениями ппр находятся рабочие точки, удовлетворяющие уравнению (8.20). Получен- ные для различных значений ппр рабочие точки объединяются 233
Рнс. 8.17. Характеристики высоко- и ннзконапорного компрессоров с нанесен- ными на них линиями рабочих режимов при законах регулирования n = const; Т* = const (сплошные линии) и п = const (пунктирные линии) 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 77 = const, обеспечивающей условие (7.25) LK = (1 + </т) (1 — 60тб) 7.тт)т, необходимо изменять величину л?. Этого можно достичь изме- нением площади критического сечения сопла в соответствии с уравнением (8.10). Расчет ведется следующим образом. Для заданного значения ппр = Vна характеристике компрес- сора (см. рис. 8.17) определяются'значения л« и tjk, а затем по уравнению (7.26) с учетом принятых допущений находится вели- чина л*. В рамках математической модели первого уровня при- нимается т]? = const. Изменение т)? можно учесть во втором приближении, используя характеристику турбины в виде (4.34): т|* == /Дл-г, (п и найти новое значение л$ по уравне- нию (7.26) с учетом изменения тД. Далее по уравнению (8.10) определяется величина Fc. кр> необходимая для получения нуж- ного значения л*. Для выяснения влияния Лко на протекание линии рабочих режимов при рассматриваемом законе регулиро- вания иа рис. 8.17 даны характеристики компрессоров различной напорности (Лко = 12 и Лк0 = 3) с нанесенными линиями рабо- чих режимов при законах регулирования п = const; Т? = const (сплошные линии) и п = const (пунктирные), а на рис. 8.18 234
Рис. 8,18. Изменение AKy компрессо- ров разной напорности вдоль линии рабочих режимов прн регулировании по законам п = const; Тг = const (сплошные лннин) и п = const (пунк- тирные линии) Рис. 8.19. Изменение относительной работы компрессоров разной напор- ности вдоль линии рабочих режимов при регулировании по законам п = = const; Тг = const (сплошные ли- нии) и п = const (пунктирные линии) показано изменение коэффициентов запаса устойчивости ком- прессора. Из этих рисунков видно, что у ТРД с высоконапор- ным компрессором при уменьшении ппр запасы устойчивости уменьшаются, а у ТРД с низконапорным компрессором — уве- личиваются. Необходимо отметить, что у ТРД > 8 запасы устойчивости на пониженных ппр больше при законе регулиро- вания п = const, Тг = const. Изменение относительной работы компрессора показано на рис. 8.19. Как указывалось ранее, потребное изменение £к при Т* = const можно получить, регу- лируя меняя площадь критического сечения реактивного сопла. Зависимости, характеризующие необходимое изменение jiJ для двигателей с компрессорами различной напорности, пока- заны на рис. 8.20. Закон регулирования: ппр = const; Тг = const. Регулирующими факторами в данном случае будут GT и Fe, кр. САР при изменении М„ и Н воздействует на расход топлива в соответствии с сигналом датчика Т*в так, чтобы п менялось пропорционально у Т^/То, а температура 77 поддерживается постоянной за счет изменения Fc. кр. При этом должны выдер- живаться ограничения п < nmax и АКу AKy mln. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при этом законе регулирования совпадает с напорной веткой ппр = const, а положение рабочей точки при заданном значе- нии 77 можно определить, обратившись к уравнению (8.7). На- нося лучи, соответствующие Т*г. пр = const (Тг‘пр = Т*г 77/77), 235
Рис. 8.20. Потребное изменение отно- сительной величины л* вдоль линии рабочих режимов при регулировании по закону п = const; Т* = const Рис. 8.21. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (а—б) при регулирований ТРД по 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*в. При этом, как и во всех предыдущих случаях, значение постоянной урав- нения (8.7) С2 определялось по известным параметрам в расчет- ной точке [nJ. р, <7(ХВ)Р]. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (см. рис. 8.21) при данном законе регулирования соответствует отрезку напорной ветки ппр = const (ппр = 1) между лучами Тг. пр = const с Temin и Т*ъ max, определяемым изменением условий полета. Для каждой рабочей точки, определяемой зна- чением Тв, по известным величинам л« и т]к может быть опре- делена Тк (4.1). С ростом Т; при ппр = const будет расти ча- стота вращения и работа компрессора. Очевидно, что для увели- чения LK необходимо увеличивать LT, а это при Т? = const требует роста Лт, который достигается за счет увеличения Тс.кР в соответствии с условием (8.10). При всех условиях полета, где Т: < Т,- max, И- И-тау j 3 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, Тг = const в широком диапазоне изменения скоростей полета, но его целесообразно использовать в качестве условия огра- ничения ппр Ш1П в комбинации с другими законами регулиро- вания. 236
Регулирование ТРД по трем параметрам Закон регулирования: п = const; Тг = = const; Д/Су = const. При этом законе регулирования регули- рующими факторами будут: расход топлива (GT = var), площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины (Fc. а = = var) и площадь критического сечения сопла (Fc.Kp = var). Линия рабочих режимов на характеристике компрессора стро- ится следующим образом. Задав на расчетном режиме значе- ние Д/Су, далее на линиях пПр = const характеристики компрес- сора (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 Д/(у = const. Обеспечить соответствующую этой линии рабочих режимов зависимость Лк = f (пПр) можно, регулируя площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины Fe, а, значение которой можно определить из уравнения (8.6). Учитывая, что Т* = const, Ппр = /Т0/Т*в, a Fc.a = FC.B/FC. ао> запишем уравнение (8.6) в виде Лк =<7(МЙпр-1/Л:. аС[, (8.21) где C'i = const. Для любого заданного значения ппр на линии рабочих ре- жимов характеристики компрессора можно найти значения л« и q (Хв), и с помощью уравнения (8.21) определить величину Fc. а и получить зависимость Fe. а = f (ппр). Постоянная урав- нения (8.21) C'i определяется на расчетном режиме. Условие равенства мощностей компрессора и турбины (7.16) обеспечи- вается при Т* = const путем воздействия на л£ изменением площади критического сечения реактивного сопла Fc кр. Расчет ведется в такой последовательности. По известным на линии ра- бочих режимов параметрам компрессора по уравнению (7.26) с учетом принятых допущений определяется nJ, а по уравне- нию (8.10) относительная площадь критического сечения реак- тивного сопла Fc. Кр = Тс. кр/^с. кРо- Изменение можно учесть во втором приближении, используя характеристику тур- бины в виде (4.34), представленную на рис. 4.14. Проанализируем характер изменения Fc. а и Fc. кр при умень- шении ппр У ТРД с высоконапорным компрессором (njo = 12) при реализации рассматриваемого закона регулирования. На- несем на характеристику компрессора (см. рис. 8.22) для срав- нения линию рабочих режимов при законе регулирования и = = const, Тг = const (пунктирная линия). Запас устойчивости в этом случае при уменьшении ппр снижается. Для обеспечения условия АКу = const при ппр < 1 необходимо уменьшить зна- 237
Рис. 8.22. Линии рабочих режи- мов ТРД при законах регулирова- ния п = const; Т* = const; ДЛу = = const (сплошная линия) и п = = const; Тг = const (пунктирная линия) чение л* по сравнению с Ес.а = const и, следователь- но, увеличить Fc. а,чкак это можно увидеть из уравнения (8.21). Работа компрессора вдоль линии рабочих режи- мов будет меняться не очень сильно, так как углы атаки по ступеням компрессора в данном случае будут ме- няться меньше, чем при за- коне регулирования ]п = const, Т* = const при Fc. а = const, а следовательно, и будет меняться не очень сильно. Поэтому в соответствии с уравнением (8.10) при уменьшении ппр площадь Кс. кр должна также увеличиваться за счет роста Fc_ а. Закон регулирования п = const, Т? = const, ДКу = const обеспечивает практически максимально возможные значения тяг во всех условиях полета одновременно с высокой надежностью, благодаря поддержанию необходимого запаса устойчивости ком- прессора. Заметим, что условие ДКу = const при регулирова- нии ТРД по трем параметрам может быть заменено любым же- лательным вариантом изменения Д/Су по ппр. Основной труд- ностью при реализации этого закона является необходимость регулирования первого соплового аппарата турбины при высо- ких значениях Тг, что связано с большими конструктивными сложностями. Примеры комбинированных законов регулирования До сих пор рассматривались те или иные законы ре- гулирования в предположении, что во всем диапазоне режимов полета закон регулирования двигателя один и тот же. Для обес- печения удовлетворительных характеристик двигателя в широ- ком диапазоне скоростей и высот полета можно применять ком- бинированные законы регулирования, т. е. использовать разные законы на различных участках полета. Рассмотрим в виде при- мера два комбинированных закона регулирования. Комбинированное регулирование по за- конам п = 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 Лко = 6, рассчитанный на максималь- 238 Рис. 8.23. Изменение п, ппр и Т* вдоль линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирова- ния (п = const и пПр = const) в зави- симости от параметра j/TQ/T* ную скорость полета на высо- тах Н > 11 км, соответствую- щую Мп = 3,0 (при этом Ппт = 601 К). Если при всех скоростях полета регу- лировать двигатель по закону п = const, то при ппр=0,693, соответствующем Мп = 3, по- лучим низкие значения КПД компрессора (т)к = °,6 и ниже) и от- носительной плотности тока (меньше 0,45), как видно, например, на рис. 8.10. Чтобы обеспечить более высокие значенияq (А,в)ит]кпри высоких Т* (низких ппр)> можно применить комбинированное регулирование: от T^min до промежуточного значения темпе- ратуры торможения воздуха перед двигателем Тв.п — по за- кону ппр = const, а от Т*. п до Т£тах — по закону п = const. На рис. 8.23 показано изменение п, ппр и Т* вдоль линии рабо- чих режимов при таком комбинированном регулировании в за- висимости от параметра у^Т^/Тв. При этом величина Тв. п при- нята равной 339 К- В диапазоне температур Тв, где применяется закон ппр = const с ростом Т*в до П. п (снижением УТд/Т* до «0,92) частота вращения ротора двигателя растет. При даль- нейшем увеличении Т1 частота вращения остается постоянной. Такое комбинированное регулирование обеспечивает большее, чем при законе п = const, во всем диапазоне чисел Мп значе- ние ипр при Мп = 3 (0,722 вместо 0,693). Вследствие этого воз- растают q (А.в) и т)к- На том же рис. 8.23 показано изменение Тг, которое анало- гично изменению частоты вращения. При рассматриваемом ком- бинированном регулировании температура Т$. п перехода с од- ного закона на другой должна подбираться так, чтобы обеспечить приемлемые параметры двигателя во всем диапазоне режимов полета. Необходимо также выдерживать ограничения: п птах, Т* С Т* тах И Д/(у S3 А-Ку mln- Комбинированное регулирование по за- конам п = const, Т* = const и пПр = const, Тг = const. Такое комбинированное регулирование возможно реализовать на двигателе с изменяемой площадью Fc.Kp. Рассмотрим это регулирование на примере двигателя с высоконапорным ком- прессором (л*0 = 12), рассчитанного, как и в рассмотренном выше примере, на скорость полета до Л4П = 3,0. При рассмотрении закона п = const, Т? = const было по- казано, что для двигателя с лв0 = 12 недопустимое снижение 239
Рис'. 8.24. Линия рабочих режимов при ком- бинированном законе регулирования (п = = const; Т* = const до у/ Tq/T* = 0,8 и пПр = const; Т* = const при-^ДТд/Т* <0>8) Рис. 8.25. Изменение л:*, п и пПр по линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (n = const; Т* = = const до |/"То/Т* = 0,8 и Д/Су происходит уже при гапр < 0,8, что соответствует Мп=2,35 на высоте ппр = const; Т* = const при /ТЖй < 0,8) Н= 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*в до Т* „ ре- гулировать двигатель по закону п = const, Т* = const, а от 7*. п до Твтах —по закону япр = const, Т* = const. Прини- мая 7в. п = 450 К (гаПр — 0,8), можно нанести линию рабочих режимов на характеристику компрессора для обоих законов регулирования (рис. 8.24). Используя ту же характеристику компрессора с л*0 = 12, что и ранее (см. рис. 8.17), получим изменение параметров вдоль линии рабочих режимов. На рис. 8.25 показано изменение п, ппр и л* для рассматриваемого случая по параметру г70/7;. При переходе на регулирование йпр = = const (ниже у"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 тем- пература 7* во всем диапазоне режимов полета способствует получению высоких значений тяги. Недостатком такого регу- лирования является неполное использование возможностей дви- гателя при скоростях полета меньших максимальной, из-за снижения частоты вращения по сравнению с ее предельно допу- стимым значением. 240
ТРД с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора На двигателях с высоконапорными компрессорами часто применяется регулирование направляющих аппаратов ком- прессора (группы первых или групп первых и последних сту- пеней), главным образом, для расширения диапазона устойчи- вой работы по ппр. При этом обычно задается программы изме- нения углов установки лопаток направляющих аппаратов ком- прессора аг в зависимости от относительной приведенной частоты вращения: а; = f (ппр). Это означает, что характеристика ком- прессора остается функцией двух переменных: q (Хв) и плр, но каждому значению плр соответствуют вполне определенные зна- чения аг. В результате характеристика компрессора с ос2 = уаг деформируется по сравнению с характеристикой при аг = const (см. рис. 4.10). Программа изменения углов установки направляющих аппа- ратов a, = f (йпр) может быть разной для каждой из регулируе- мых ступеней; при этом задавать ее нужно исходя из условия повышения запасов устойчивости на пониженных значениях гапр, а также повышения т]к. Построение линии рабочих режимов на характеристике компрессора с = var практически не будет отличаться от ее построения на характеристике компрессора с в, = const, так как положение напорных ветвей с ппр = const на характеристике регулируемого компрессора однозначно за- дается программой a, = f (плр). Рассмотрим регулирование ТРД с ai = var по закону п = = const, Т* = const (Fc кр = var). На рис. 8.2Ь дана характе- ристика компрессора с а, = const (сплошные линии) и компрес- сора с регулируемыми направляющими аппаратами групп пер- вых и последних ступеней (а; = var). Расчетный режим в дан- ном случае соответствует макс Мп = 0 и Н = 0. При рас- сматриваемом законе регули- рования рабочие точки на напорных ветвях характери- стики компрессора (ппр = = const) в обоих случаях при аг = const и при а; = var можно определить по уравнению (8.20). Линии рабочих режимов для Рис. 8.26. Характеристики компрес- соров нерегулируемого (сплошные ли- нии) и с регулируемыми направляю- щими аппаратами (штрихпунктирные линии) с нанесенными на ннх линиями рабочих режимов при законе регулиро- вания п = const; Тр — const частоте вращения при 241
Рис. 8.27. Изменение л* и q (Хв) по линии рабочих режимов у ТРД с нере- гулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессо- ром ' (штрихпунктирная линия) при законе регулирования п = const; Тг = = const Рис. 8.28. Изменение ДДу по линии рабочих режимов у ТРД с нерегули- руемым компрессором (сплошная ли- ния) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования п = const; Тг = const а; = const и af = var нанесены на характеристику компрес- сора (рис. 8.26). Как в случае = const, так и в случае = var потребная для привода компрессора работа1 турбины при Тг = const обеспечивается изменением л* путем регулиро- вания Fcцр. Порядок расчета совместной работы элементов ТРД с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора такой же, как и для ТРД с аг = const при законе регулирова- ния п = const, Тг = const. Изменение л* ц q (Хв) по линиям рабочих режимов для = const и = var, показанных на рис. 8.26, представлено на рис. 8.27, а на рис. 8.28 дано изме- нение запаса устойчивости компрессора. При регулировании направляющих аппаратов запас устойчивости компрессора су- щественно увеличивается на пониженных значениях ппр, но зна- чения л* и q (Хв) в этом случае ниже, чем у двигателя с нерегу- лируемым компрессором (см. рис. 8.27). 8.3. 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 кото- рых л*о > 8 и компрессор не регулируется. На рис. 8.29 дана расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений газовоздушного тракта, а также с обозначенными рото- рами низкого (РНД) и высокого (РВД) давлений. Здесь и в даль- 242
Рис. 8.29. Расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений нейшем параметры, относящиеся к РНД, будем обозначать до- полнительным 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 прибли- жениями, принятыми при определении совместной работы ком- прессора, 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 сов- местной работы РВД. С помощью уравнений расхода запишем условия неразрывности (7.2) для сечений на входе в компрессор и турбину РВД: (Мвд Т’в вд Рв вд(1 + </т) (1 — ботбУТ^Тввд = = Н1кр. tQ (^с. a) Fс. аРг/У^Тр. Определим давление Рг = рв*вдЛк вд<тк. с> исключим площади Т’ввд и Гс.а из числа регулирующих факторов (Т’в.вд = const и Fc, а = const) и примем комплексы /икр, /икр. г, (1 + qT) х X (1 — 60тб) и <тк. с независящими от условий полета и режимов работы, получим уравнение, аналогичное уравнению (8.7): Лк вд = ? (Мвд Z Т*/Т1 Вд const. (8.22) Запишем условие равенства расходов через сопловые аппа- раты турбин высокого и низкого давлений: /Пкр. г? (М a) Fс. аРг/У^Тг = Шкр. г(] (Хс а)ндД:. а. НД Рт. Т*, вд. Используя условие (8.5), а также применительно к турбине высокого давления условие (7.13) и (7.28) при неизменных про- 243
ходных сечениях сопловых аппаратов (Fc. а = const и Fc_ а нд = const), получим следующее уравнение: Лт вд V 1 — \1 — 1/лт. Вдг / Л?, вд = const. (8.23) Отсюда делаем вывод, что при поставленных условиях л? вд = const (8.24) и, следовательно, работа турбины ЛтВД зависит только от тем- пературы газа перед турбиной: LT. вд = Т* const, (8.25) а отношение температур Л1Л вд = const. В этом случае равенство мощностей компрессора и турбины РВД (7.17) с учетом условий (7.2), (8.25) и принятых ранее до- пущений можно записать как: 7-квд = Т'гСбвд» (8.26) где С5ВД = const. Представим ЛкВД в уравнении (8.26) в развернутом виде: k (1 ЯЛ вд в‘д - 1J = Л const (8.27) и, решая совместно уравнения (8.22) и (8.27), получим уравне- ние совместной работы компрессора и турбины РВД, аналогич- ное уравнению (8.12) одновального ТРД: / \ 4 (Ч)вд \лк вд — 1 / _ с Лк2ВДт1кВД 4ВД’ (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 расчет- ной точке. Зависимости лаВд, q (Лв)вд и т|кВд от относительной приведенной частоты вращения РВД пПр.вд по линии рабочих режимов, необходимые для расчета характеристик двигателя, показаны на рис. 8.31, где _ Ивд 1 /~ Л вд о ,Й9СЙ ппр вд — I/ у* > (8.2У) ПвдоV 1 в вд а «вдо и Т’ввдо —максимальные значения частоты вращения и температуры при Мп = 0, Н — 0. 244
Рис. 8.30. Характеристика компрес- сора высокого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов Рис. 8.31. Изменение параметров ком- прессора высокого давления двухваль- ного ТРД по линии рабочих режимов Компрессор высокого давле- ния — низконапорный (л* вд о < < 5), а характерным свойством таких компрессоров, как было показано ранее, является уве- личение запаса устойчивости компрессора при уменьшении йпрвд- Это хорошо видно на рис. 8.32, где представлена за- висимость ЛЛуВД от Йпр вд> рассчитанная по уравнениям характеристик двухвального ТРД используется также Рис. 8.32. Запас устойчивости ком- прессора высокого давления двух- вальиого ТРД Рис. 8.33. Изменение приведенной рабо- ты компрессора высокого давления двух- вальиого ТРД по линии рабочих режимов 245
приведенная работа компрессора высокого давления: I к~1 \ Lk. пр вд = LK вдТв вд о/^в ВД = Г-^-Т RTb вд О \Лк ВД — 1 / тг-— > « 1 Чк ВД (8.30) зависимость которой от гаПр. 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 регулирова- ния двухвального ТРД при условии, что сопловые аппараты турбин не регулируются (Fc а = const и Fc анд = const). Совместная работа компрессора и турбины РИД двухвального ТРД Получим уравнения совместной работы РИД, исполь- зуя допущения, аналогичные тем, которые принимали, рассма- тривая совместную работу элементов РВД. В двухвальном ТРД не удается записать соответствующие уравнения РИД незави- симо от параметров РВД, расположенного между компрессором и турбиной низкого давления. Начнем с того, что запишем усло- вие баланса расхода между входом в компрессор низкого давле- ния и сопловым аппаратом турбины высокого давления: /Пкр^(^в) FbPb/(1 + (/Т) (1 — ботб) /П = = ткр. тЯ (^с. a) Fc. a P*/V Тс. Так как р* = Рвя£ ндяк вдок. с. то при принятых выше для математической модели первого уровня допущениях будем иметь Лк ндЛк вд = Я (М V Т*/Т*в const. (8.31) Используя условие равенства мощностей компрессора и турбины РНД (7.17), запишем его в развернутом виде: / — \ ст rti вд -1 =и+и - ботб) -4г х « 1 ||КПД «Г 1 ./ *г-Ц X ПвД \ 1 — 1 Мт. НД / л*, НД Лт нд- (8.32) Решая совместно уравнения (8.31) и (8.32), с учетом условия (8.25), получим уравнения совместной работы компрессора и турбины РНД: / 1 \ <?(М2г£нД~1/ с /о оох -----------7-------— Ь3 НД> (O.OOJ ,1к2НДЯк2ВД \ 1 — НДГ / Пк нд где Сзнд = const. 246
Анализ уравнения (8.33) приводит к выводу, что на работу РНД оказывает влияние РВД, так как в это уравнение входит пара- метр РВД — nJ. вд- Запишем условие равенства расходов газа через сопловой аппарат турбины низкого давления и критическое сечение сопла: /Икр. г? (^с. а)нд Fc. а НДЛ? Нд// Т* вд = = WKp. ГЦ (^С. кр) Pr^rFс. кр/l^Fт. С учетом условия (7.13) и выражения (7.28) применительно к тур- бине низкого давления, а также принимая <тг = const, получим: 1/ ( V) л-г НД у 1 — \1 — 1/Л* ндг / Л*нд = [Ас. крЧ (^с. кр)/Ас. а. Нд] Const. (8.34) Будем рассматривать двухвальный ТРД с неизменными проход- ными сечениями газовоздушного тракта (Ас.анд = const и Ас. кр — const) при работе на режиме максимальной тяги. В этом случае располагаемый перепад давления на реактивном сопле при любых значениях Мп и Н будет больше критического (лс р > >лс.кр) и> следовательно, g (А,с. кр) = 1- Анализируя уравне- ние (8.34), делаем вывод, что при поставленных условиях л?, нд = const. (8.35) В этом случае уравнение совместной работы компрессора и турбины (8.33) упростится: / — \ Ч (Ч)2 \як НД ~ _ р Як2НДЯк2ВДТ1к НД 4 НД’ (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: Акнд = Т* (1 — 1/л* нд /const. (8.37) Используя уравнение (8.26), получим отношение работ / аг-1\ Акнд/Аквд = \1 — 1/л*ндг / Св, (8.38) где С6 = const- 247
Рис. 8.34. Характеристика компрес- сора низкого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов Если у двухвального ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта выпол- няется условие (8.35) л*нд = = const, то уравнение (8.37) примет вид £к нд = Т*С5 нд, (8.39) где С5НД = const, а отношение работ (8.38) будет величиной постоянной L* нд/^-и вд — (8.40) где С7 = const. Запишем уравнение (8.13) применительно к двухвальному ТРД: k Лт ВДЛТ НД = ^1 ч 2 Мп) Пвя Лк ндЛк ВДОк. сОгЛ (Хс s). (8.41) Уравнения (8.31; 8.36; 8.40) совместно с уравнениями работы РВД определяют работу компрессора и турбины РНД при из- менении условий полета Мп и Н и неизменном режиме работы двигателя. На рис. 8.34 представлена характеристика компрессора низ- кого давления двухвального ТРД с нанесенной на ней линией рабочих режимов при неизменной геометрии проточной части (Ес.а = const; Ес.аНд = const; Ес.кр = const) и при условии, что лс р > лс кр, т. е. g (Хс. кр) = 1. Можно рекомендовать следующий порядок расчета линии рабочих режи- мов на характеристике компрессора низкого давления. На на- порной ветви характеристики компрессора (см. рис. 8.34), соот- ветствующей какой-либо фиксированной относительной приве- денной частоте вращения РНД Ппр нд = Пнд /7WT;, (8.42) где йНд = «нд/индо» произвольно выбирается несколько точек, каждой из которых соответствуют определенные значения л*нд, q (Лв) и т]кНД. Из уравнения (8.36) для выбранных точек находится значение Лк вд, а по графикам, данным на рис. 8.31, определяются пара- метры РВД: гапр вд, q (Ав)вд и т]кВд. Принимая относительную частоту вращения РНД ганд = 1, из уравнения (8.42) находим 248
Рис. 8.35. Изменение параметров ком- прессора низкого давления двухваль- иого ТРД по линиям рабочих режимов Рис. 8.36. Изменение запаса устойчи- вости компрессора низкого давления двухвального ТРД н сравнение с запа- сом устойчивости одновальиого ТРД (штрихпунктирная линия) величину Тв, а затем опре- деляем работу компрессора нд РНД: k Тк нд = j, j R.Tв X (8.43) и температуру за компрессо- ром Тк нд, равную темпера- туре на входе в компрессор высокого давления Вд: m * 'Л* 1 к НД = 1 в ВД = k-l * k Лк НД — 1/ 1/Дк нд (8.44) Теперь можно рассчитать работу компрессора высокого давления Ь I *~ь~ 1 Тк вд = д у RTb вд \лк вд — 1 /1 /Лк вд- (8.45) Проверяем условие (8.40) £нНД/£кВД = С5, и та точка из вы- бранных, в которой отношение работ будет соответствовать этому отношению в расчетной точке, для заданного значения нпрНд будет являться рабочей точкой. Объединяя рабочие точки, полу- ченные для разных значений ппрНД> получим линию рабочих 249
режимов на характеристике компрессора низкого давления (рис. 8.34). Постоянные уравнений (8.36) С4НД и (8.40) С7 при расчете линии рабочих режимов на характеристике компрес- сора РИД определяются по известным параметрам в расчетной точке. На рис. 8.35 показано изменение q (Лв), суммарной степени повышения давления двухкаскадного компрессора лв =ЛкндпкВд и КПД двухкаскадного компрессора т)к = L*KJLK в зависимости от относительной приведенной частоты вращения РИД, где = LK нд LK вД, (8.46) / k~l \ Э L^j^RTtAn* k -1). (8.47) Для сравнения на рис. 8.35 штрихпунктирными линиями нане- сены аналогичные зависимости для одновального ТРД с ограни- чением по запасу устойчивости компрессора. Изменение запасов устойчивости АКунд 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. нд запас устойчивости гораздо выше, чем у одновального ТРД/ и несколько выше значения q (Лв), л* и т]к. Регулирование двухвального ТРД по одному параметру При регулировании ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (F0-a = const, ^с.анд — == const, F0.kp — const) регулирующим фактором является рас- ход топлива (GT = var). Закон регулирования: пнд = const. При изме- нении параметров на входе в двигатель за счет изменения усло- вий полета САР двигателя изменяет расход топлива таким обра- зом, чтобы обеспечивалось условие пнд = const. При этом нужно выдерживать следующие ограничения: пвд < гаВдтах, Тг с < Тр тах и АДу нд нд min. В качестве независимой пе- ременной здесь будем принимать йпр нд = йнд То/Тв, непосредственно связанную с условиями полета через Темпера- туру Т„. При условии пнд = const относительная частота вра- щения йнд = 1 и, следовательно, ппр нд = /Уо/^в- Характе- ристика компрессора РВД с линией рабочих режимов показана на рис. 8.30, а характеристика компрессора РИД также с линией рабочих режимов на рис. 8.34. Изменение основных параме- тров двухкаскадного компрессора при рассматриваемом законе 250
Рис. 8.37. Изменение скольжения роторов двух- вального ТРД, регулируемого по закону пНд = = const Рис. 8.38. Изменение температуры Тг двухваль- ного ТРД при законе регулирования пНд= const регулирования показано на рис. 8.35. При расчете линии рабо- чих режимов на характеристике компрессора РИД для каждого заданного значения ппрНД были определены величины гапрвд и температуры Т1 вд- Следовательно, из уравнения (8.29) может быть найдено значение пвд = «вд/пвдо и определено сколь- жение роторов ПВд/ПНД = й Вд ' гавд о/гандо> (8.48) где Ивдо/^ндо — скольжение роторов на расчетном режиме. На рис. 8.37 показано изменение скольжения роторов в зависи- мости от гаПрнд- Отсюда видно, что при увеличении скорости полета и связанного с этим уменьшении гапрНД из-за роста тем- пературы Тв скольжение роторов увеличивается, а это препят- ствует уменьшению запаса устойчивости компрессора РНД. Тем- пература газа перед турбиной Тг определяется из уравнения (8.39) по известному значению Lv нд. Постойная уравнения (8.39) С5 нд находится в расчетной точке. Изменение Тг в зависимости °т йПрнд при законе регулирования инд = const показано на рис. 8.38. Можно проследить физическую картину изменения пара- метров двухвального ТРД при уменьшении ппр нл = /То/Т* за счет увеличения скорости полета в случае регулирования дви- гателя по закону Инд = const. С уменьшением йпр нд растут углы атаки в компрессоре низкого давления и соответственно растет его работа. САР для обеспечения постоянства пНд в этих усло- виях увеличивает подачу топлива для повышения температуры Тг и соответственно работы турбины низкого давления. Но компрес- сор высокого давления с уменьшением йпрВД переходит на по- ниженные углы атаки. Поэтому повышение Тг при л; вл = = 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 ппрнд переводит условия течения в обоих каскадах компрессора ближе к расчет- 251
пед/пцД Рис. 8.39. Изменение скольжения роторов двухвального ТРД при разных законах ре- гулирования (------- ПНД= cons^------------ пВд = const; ----•---- Т* = const) ному, т. е. менее интенсивно сни- жаются углы атаки на последних ступенях двухкаскадного компрес- сора и повышаются в первых. Как ''V 0,8 о,з т,о\Гг^ следствие увеличивается запас ус- у Tg тойчивости компрессора низкого давления (см. рис. 8.36). Закон регулирования: ивд = const. В данном случае САР двигателя при изменении условий полета поддержи- вает постоянной иВд за счет изменения расхода топлива (GT = = var). При реализации настоящего закона регулирования должны выдерживаться следующие ограничения: ПНД ПНД max» Тг Тг max» АКу НД Ку НД min* УсЛОВИе СОВ- местной работы элементов у двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта определяются теми же уравнениями, что и при законе регулирования Инд = = const, и, следовательно, линии рабочих режимов на характе- ристиках компрессоров РНД (см. рис. 8.34) и РВД (см. рис. 8.31) остаются прежними. Для этого закона регулирования за незави- симую переменную возьмем параметр j/Т0!Т1, непосредственно связанный с условиями полета. Определение изменения пара- метров двигателя в зависимости от параметра Yможно про- водить следующим образом. Для выбранного значения Т'ъ или непосредственно у^Т01Т1 задаемся несколькими значениями йнд, определяем ппрНд = «нд VТ^/Тв и по ней с графика, представ- ленного на рис. 8.37, . находим скольжение роторов Ивд/^нд» а по уравнению (8.48) рассчитываем пвд. Точка с выбранным зна- чением пнд, которой соответствует пвд = 1, будет являться ра- бочей точкой при рассматриваемом законе регулирования. Та- ким образом, связали параметр VТо/Тв с ппр нд при усло- вии ивд = const. На рис. 8.39 показано изменение скольжения роторов в зависимости от параметра у/ Т0/Т*в (для случая Пвд = = const — пунктирная кривая). Ограничения кривых во всех случаях соответствуют одинаковым значениям Тешах = 520 К И Тв min = 274 К- Зная изменение ппр Нд в зависимости от То/Тв, на кривых на рис. 8.35 находим л£, q (Хв) и т]к, определяем сум- марную работу двух каскадного компрессора / —1 \ = k - Ui/Пк» (8.49) 252
Рис. 8.40. Изменение общей степени повышения давления двухкаскадного компрессора при разных законах ре- гулирования (--------пНд = const; — ------пВд = const; ------•--- Т* = = const) Рис. 8.41. Изменение q (лв) в двух- каскадном компрессоре при разных законах регулирования (--------пнд~ = const; —-------пВд = const; ----•---- Тг = const) а из условия (8.16) LK/T* = С5 (8.50) находим температуру газа перед турбиной. Постоянная уравне- ния (8.50) определяется по заданному значению Т*тах и найден- ной в результате расчета величине Лкшах. 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 (Хв) в зависимости от YТ01Та (для случая пвд = const — пунктир- ные кривые), а на рис. 8.42 — изменение LKT*/T*. 0. Так как умень- шение То1Т*ъ соответствует росту Мп при Н = const, то кри- вые на рис. 8.39 ... 8.42 позволяют проследить изменение пара- метров двухвального ТРД с ростом скорости полета. Относитель- ная приведенная частота вращения РВД гапрВД с ростом Мп при пВд = const (йвд = 1) снижается, ТкВД — 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 тур- биной низкого давления 77 нд, что приводит к уменьшению 7,кНд. Но этот компрессор с ростом Та переходит на повышенные углы атаки, а это в сочетании с уменьшением ЛкНд приводит к сниже- нию инд; скольжение роторов возрастает (см. рис. 8.30). При этом снижение иНд приводит к более интенсивному, чем при за- 253
Рис. 8.42. Изменение работы компрессора и относительной температуры газа перед тур- биной в двухвальном ТРД при разных зако- нах регулирования (-пнд = const; ---;-ПВД = const; -•-- Т* = const) коне регулирования nHfl=const сни- жению ппрнд с ростом Тв- Поэтому резче понижаются с ростом скорости полета (уменьшением То/Т%) сум- марные параметры компрессора л^ и q (Хв) (см. рис. 8.40 и 8.41). Закон регулирова- ния: Тг = const. Как и в слу- чае двух предыдущих законов регулирования, условия совмест- ной работы элементов и линии рабочих режимов на характе- ристиках компрессоров остаются теми же. САР при измене- нии Мп и Н 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 TJ/T? — const. Из условий проч- ности должны накладываться ограничения: Инд < «ндтах, «ВД < «ВДтах, 3 ТЭКЖе АКу НД > А Ку НД min- Как И ПрИ ЗЭКОНб регулирования ивд = const, в данном случае нужно- найти связь параметра угTrfTl с йпрнд- Расчет можно вести следующим об- разом. Для выбранного значения угТ01Т1 задаемся несколькими значениями йнд, определяем йпрнд = «нд VТ01Т1 и по графи- кам на рис. 8.35 находим значения параметров Лк, q (М и т}к. Используя уравнение (8.49), находим суммарную работу компрес- сора LK. Условие (8.50) при Тг = const приводит к выводу, что LK должна оставаться постоянной. Точка с заданным значением йнд, которой соответствует такое же значение Тк, как и на расчетном режиме, является рабочей точкой при данном законе регулиро- вания. В итоге получили связь параметра УТ0/Тв с йпр 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 л£, q (Хв) и Ивд/пнд при законе регулирования Т* = const. Из серии кривых на рис. 8.39 ... 8.42 видно, что закон регулирования Т* = const занимает промежуточное положение между законами инд = = const и ивд = const. С ростом скорости полета (уменьше- нием Т0/Тв) скольжение роторов растет (см. рис. 8.39) за счет некоторого уменьшения иНд и увеличения ивд. Закон регулирования: ипрнд = const. При этом законе регулирования САР двигателя при изменении условий полета меняет частоту вращения РНД в соответствии с условием: «нд ~ у'Тв- 254
Рис. 8.43. Изменение температуры Т* при комбинированном законе регули- рования (-----), законе регулирова- ния пНд — const (--------) и законе регулирования лВд = const (--•---) Рис. 8.44. Изменение относительных частот вращения РНД и РВД при ком- бинированном законе регулирования двухвального ТРД При этом должны выдерживаться следующие ограничения: «НД Инд тах> Ивд < Пвд max, Т г Т г max- Так как между РНД и РВД при Fc, кр = const существует одно- значная связь, определяемая условием (8.40), то заданному зна- чению йПрнд будет соответствовать единственное значение йпрВд- Из этого следует, что на характеристике компрессора РВД, как и на характеристике компрессора РНД, будет одна единствен- ная рабочая точка при всех условиях полета; она же — расчет- ная точка. Суммарные параметры двухкаскадного компрессора л£, q (^в), Пн не будут зависеть от условий полета. С ростом ско- рости полета из-за увеличения Тв будет расти работа компрес- сора Lv (8.49) и в соответствии с условием (8.50) температура газа Т*. Максимальные значения Тг, Инд и Ивд будут дости- гаться при максимальной величине Тв- При этом скольжение ро- торов меняться не будет: ивд/инд = const. В силу последнего обстоятельства очевидно, что при данном законе регулирования двухвальный ТРД практически не отличается от одновального. Отсюда делаем вывод, что закон регулирования ипрнд = const имеет смысл применять лишь в качестве ограничения ицрндтах в комбинации с другими законами регулирования. Комбинированные законы регулирова- ния двухвальных ТРД. Рассмотрим комбинацию зако- нов регулирования на конкретном примере. Допустим, что диа- пазон скоростей и высот полета, заданный требованиями к само- лету, характеризуется изменением температуры на входе в дви- гатель от Т* min = 240 К до Тв max = 600 К- Разобьем эту область на два участка. На первом участке в диапазоне от Тв min = = 240 К до -Тв. п = 450 К будем регулировать двигатель по за- кону Инд = const, на втором участке в диапазоне от Тв. п = 255
= 450 К до Тв max = 600 К — по закону 'ивд = const. Макси- мальная температура газа Т*тах (в данном случае 77таХ— = 1400 К) будет реализована при Тв — Тв.п (рис. 8.43). С рос- том Тв на участке, где Т* <Т*. п. «вд (рис. 8.44) и Тг (рис. 8.43) будут расти, а на участке, где Тв > Тв. п (рис. 8.44), гаНд и Т* будут уменьшаться. На рис. 8.43 изменение Тг при комбиниро- ванном законе регулирования дано в сравнении с изменением Т*г при законах инд = const и ивд = const, когда они применяются во всем диапазоне изменения Тв- Нетрудно заметить, что при ма- лых значениях Тв комбинированное регулирование обеспечивает большее значение Т*, чем при законе иНд = const, и меньшее, чем при законе ивд = const. При больших значениях Тв положе- ние меняется. Таким образом, применяя комбинации законов ре- гулирования, можно обеспечить более благоприятное изменение параметров двигателя в зависимости от условий полета, по сравне- нию с регулированием по какому-либо одному закону. 8.4. 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 сече- ние реактивного сопла будет иметь вид: Gb [(1 + <7т) (1 — 60тб) -|- 6ВО8 + Цт. ф] = = ткр. Н7 (*с. кр) ?<, кр. ф • (8.51) V ГФ 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 Т$ и <?т. ф. Следовательно, если все сечения ТРДФ на форсированном режиме нерегулируемые, то для однозначного соответствия пара- метров двигателя этого типа любым условиям полета при задан- ном положении РУД необходимо задать закон изменения двух параметров (закон регулирования), а не одного, как для ТРД. Для ТРДФ с регулируемым на форсированном режиме критиче- ским сечением реактивного сопла закон регулирования должен определять изменение уже трех параметров вместо двух для ТРД. Действительно, у ТРДФ имеется дополнительный регули- рующий фактор — расход топлива в форсажной камере (GT. ф = = var), что и приводит к увеличению числа степеней свободы.. Прежде чем рассматривать регулирование ТРДФ на форсиро- ванных режимах, следует остановиться на вопросе об изменении параметров турбокомпрессорной части двигателя (Тг, л£, 256
и др.) при переходе с максимального режима на форсированный. Очевидно, что максимально допустимые значения частоты вра- щения и температуры газа перед турбиной не должны превы- шаться при работе на форсированном режиме, т. е. на этом ре- жиме должны выдерживаться условия Тг с Т?тах и п < итах. С другой стороны, на максимальном режиме эти предельные зна- чения^ параметров, как правило, уже достигаются. Снижать их на форсированном режиме не имеет смысла, чтобы не ухуд- шать тяговых и экономических характеристик двигателя. Поэтому обычно наиболее целесообразным является такой переход к фор- сированному режиму, при котором режим и параметры турбо- компрессорной части двигателя остаются такими же (или почти такими же), как на максимальном режиме. На практике в боль- шинстве случаев осуществляется именно такое форсирование ТРД. Для того чтобы при неизменных условиях полета параметры турбокомпрессорной части двигателя на максимальном и форси- рованном режимах были одинаковыми, необходимо, чтобы вклю- чение форсажа не вызывало изменения давления газа за турбиной, что обеспечивало бы сохранение неизменной и величины л?. Когда рт одинаково на максимальном и форсированном ре- жимах, то условие равенства расхода воздуха, проходящего на обоих режимах через критическое сечение реактивного сопла, запишется в виде: ткр. Н7 (^с. кр) Ко. Кр ~ . — ткр. Н7 (^с. кр) Fo, Кр. ф -== к—— • (8.52) V ГФ Рг- Ф Учитывая принятые ранее в рамках математической модели пер- вого уровня допущения и принимая дополнительно Оф, к и рг. не зависящими от условий полета и режимов работы, получим ус- ловие сохранения режима работы турбокомпрессора неизменен- ным при переходе на форсированный режим работы: Fc. кр. ф/Кс. кр = )/ Тф/Т? 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 форсирован- ных режимов, отличающихся степенью подогрева газа Тф/Т?, несколько, то каждому из них соответствует свое значение Ео. кр. ф. Регулирование ТРДФ по двум параметрам При регулировании ТРДФ по двум параметрам регу- лирующими факторами являются: расходы топлива в основ- ной (GT = var) и форсажной (Ст. ф = 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 Закон регулиро- вания: п = const; nJ = = const. При данном законе регулирования подача топлива в форсажную камеру осуще- ствляется в соответствии с сиг- налом датчика отношения да- вления газа перед турбиной к давлению за ней, чтобы сох- ранилось условие nJ = const у ТРДФ с неизменными проходными сечениями (Fc. кр. ф = const) при изменении Мп и Н. В основную камеру сгорания САР дозирует топливо так, чтобы соблюдалось условие п = const при любых внешних условиях. Очевидно, что условия nJ = const при любых Мп и Н гаран- тируют отсутствие влияния работы форсажной камеры на режим турбоком пр ессор а. Температуры TJ и TJ при этом законе регулирования будут меняться в зависимости от условий полета. Изменение TJ у ТРДФ в зависимости от гапр и njo будет таким же, как н у ТРД (см. рис. 8.13). Так как при nJ = const отношение температур TJ/TJ = const, то при Тс. Кр. ф = const из уравнения (8.53) по- лучим, что T|/TJ = const, т. е. температура TJ меняется про- порционально температуре Т*. Поэтому зависимости TJ/TJ° = = f Пко), показанные на рис. 8.45, совпадают с аналогич- ными зависимостями для TJ, представленными на рис. 8.13. Условие Т$1Т* = const при nJ = const справедливо также для двухвального ТРДФ с Т0.кр. ф = const. Закон регулирования: TJ = const; nJ = const. Так как сигналы датчиков температуры TJ, пропорциональ- ной Тг при nJ = const, воздействуют на подачу топлива в основ- ную камеру сгорания, обеспечивая выполнение условия TJ = = const, то частота вращения п в данном случае будет меняться при изменении Мп и Н. Регулятор подачи топлива в форсажную камеру, поддерживая nJ = const, автоматически обеспечивает в соответствии с условием TJ/TJ = const постоянство темпера- туры Т|. Изменение п в зависимости от параметра TJTI будет таким же, как у ТРД, регулируемого по закону TJ = = const при Fo. кр = const (см. рнс. 8.14). Закон регулирования: ипр = const; nJ = const. При данном законе регулирования у ТРДФ с ростом TJ будет расти п ~ /Т' и температура газа TJ ~ TJ (см. рис. 8.16). В соответствии с условием TJ/TJ = const температура TJ будет расти пропорционально TJ. Из-за резкого изменения параметров 258
в зависимости от TZ при изменении Мп и Н этот закон регулиро- вания для большого диапазона изменения скоростей полета при- менять нецелесообразно. Его можно применять как ограничи- тель иПр max в сочетании с другими законами регулирования. Регулирование ТРДФ по трем и четырем параметрам При регулировании ТРДФ по трем параметрам регули- рующими факторами будут: расходы топлива в основной (GT ~ = var) и форсажной (GT. ф = var) камерах сгорания и критическое сечение реактивного сопла (Fo. кр,ф = var), а при регулировании по четырем параметрам кроме этого еще площадь проходного се- чения первого соплового аппарата турбины (Ес. а — var). Закон регулирования: п = const; Т* = const; Уф = const. При этом законе регулирования САР поддерживает Т* = const за счет изменения GT, п=const путем изменения Ес. кр.ф, воздействующего на л?, а Тф = const изменением GT. ф по сигналу датчиков косвенного измерения Тф. 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?, Т* и Ес. кр от ппр на максимальном режиме работы ТРД, можно найти зависимость Fo. Кр. Ф от йпр, воспользо- вавшись уравнением (8.53). Закон регулирования: ипр = const; Т? = const; Тф = const. Этот закон регулирования отличается от предыду- щего тем, что изменением Fc кр. ф САР обеспечивает условие п ~ ~ Т^Тв, а не п = const. Существенное изменение п при измене- нии Тв делает нецелесообразным применение данного закона в широком диапазоне изменения условий полета, так как при ма- лых скоростях полета из-за низкого значения п возможности двигателя используются далеко не полностью. Этот закон может использоваться в комбинации с другими для ограничения ипр ш1п при больших скоростях полета. Закон регулирования: п = const; Т* = const; Т| = const; ДДу = const. Наличие еще одного регулирующего фактора •— площади Fo. а позволяет на всех режимах полета обес- печить неизменный запас устойчивости компрессора. Очевидно, что реализация для регулирования ТРДФ этого закона, обладаю- щего большими преимуществами, связана с серьезными конструк- тивными трудностями. Определить параметры ТРДФ, регулируе- мого по рассматриваемому закону, можно, используя результаты расчетов параметров двигателя на максимальном режиме (см. п. 8.2) и условие (8.53). При реализации всех законов, связан- ных с поддержанием Тф = const, из-за высокого значения Тф(Тф = = 2000 ... 2200 К) приходится пользоваться косвенными методами определения температуры Тф. О регулировании, обеспечивающем у с - л о в и е «х = const. При регулировании ТРДФ по законам, обес- 9* 259
Рис. 8.46. Изменение суммарного коэффи- циента избытка воздуха в зависимости от 7в при Тф => const Рис. 8.47. Изменение Тф в за- висимости от Т* при а2 — = const печивающим постоянство температуры Тф, еще не исчерпываются все возможности форсирования, так как при Тф = const величина суммарного коэффициента избытка воздуха а2 существенно ме- няется 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 <2х = ср(Тф — Тв), где ср — условная средняя теплоемкость в процессе подвода тепла в двигателе. Суммарный относительный расход топлива с некоторыми при- ближениями можно представить как — Ср (Тф ~ Тв)/НиЦт2г где т]г2 — условный общий коэффициент полноты сгорания. Соответственно = (8'54> Из этого выражения видно, что с ростом Тв при Тф = const сум- марный коэффициент избытка воздуха as увеличивается. На рис. 8.46 представлена зависимость а2 от Тв при Тф = const. Для того чтобы получить максимальную степень форсирова- ния во всех условиях полета, нужно регулировать форсажную камеру, выдерживая условие as = const. Это принципиально может быть достигнуто при использовании регулируемого на фор- сированных режимах реактивного сопла, если заменить условие Тф = const в трех рассмотренных выше законах условием а2 = = const. На рис. 8.47 показана зависимость температуры Тф от темпера- туры Тв при a2 = const. Такое регулирование возможно с по- мощью датчиков, косвенно характеризующих величину az. 260
8.5. 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 Н, уровня основных параметров и закона регулирования. Режим работы двигателя, определяемый положениями РУД, при этом остается неизменным. Методы расчета характеристик дви- гателей на базе математических моделей первого и второго уров- ней рассмотрим в конце настоящей главы. Скоростные характеристики ТРД Проведем анализ протекания скоростных характеристик и рассмотрим влияние на них уровня основных параметров рабо- чего процесса. Скоростные характеристики ТРД с разными пара- метрами рассмотрим при одном из наиболее эффективных с точки зрения получения максимальной тяги законе регулирования: п — const; Т* = const (Fc. кр = var), для случая, когда на всех двигателях используются реактивные сопла с полным расшире- нием (р0 = рн). На рис. 8.48 показаны зависимости Р7Д, С7Д, QB и Р ТРД от Мп при Н = const с различными значениями Т?. При Тг = = const увеличение Мп приводит к уменьшению количества тепла, подводимого к 1 кг воздуха в камере сгорания Qt ~ ср (Tf — Тд) из-за роста Тв и, соответственно, Т*. Пропорционально Qx умень- Рнс. 8.48. Изменение Руд, Суд, GB и Р ТРД в зависимости от Мц при Н = = const, л*0 = const и разных значениях температуры газа перед турбиной 261
шается относительный расход топлива qT. С другой стороны, с ро- стом Мп растет степень повышения давления во входном устрой- стве Лу, что приводит к увеличению располагаемой степени по- нижения давления на реактивном сопле л0.р и скорости истече- ния газов с0 из него. Но рост с0 отстает от роста скорости полета Уп из-за уменьшения <2г, вследствие чего Руд = ргС0 — Уп умень- шается с ростом Мп, как это видно из рис. 8.48. При больших Мп (в случае 77 = 1400 К при Мп О' 3,5) подведенного тепла хва- тает 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 Мв увеличивается удельный расход топлива Суд — 3600 ^Т/Руд (7.79). Темп роста Суд меньше, чем снижение Руд из-за уменьшения qT. Однако при вы- соких значениях Мп, где Руд стремится к нулю, Суд стремится к бесконечности, так как в этом случае <?т =/= 0. Расход воздуха GB при увеличении Мп возрастает в связи с повышением давления на входе в двигатель рв, несмотря на увеличение Тв и уменьшение q (%в), связанное со снижением /гпр. В результате уменьшение Руд при увеличении Л4П и рост GB приводят к изменению тяги Р = GBPyA, показанному на рис. 8.48. На этом же рисунке можно проследить, как влияет уровень Т* на скоростные характеристики ТРД. Увеличение Т*г 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 сс 262
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 вы- соких значений Мп кривые СуД с различными значениями Т*г пересекаются, так как точка с Руд 0 и СУд оо с ростом Т* переходит на более высокие Мп. 2? Влияние Яко на скоростные характеристики ТРД показано на рис. 8.49. При низких Мп па- раметры ТРД с высоконапорным компрессором ближе к оптималь- ным, чем у ТРД с меньшими л ко, что приводит к большим значе- ниям Руд. Рост ЛкО приводит к увеличению эффективного КПД т]в шению Суд. Но при высоких nJo из-за большего подогрева воз- духа в компрессоре значение Мп, при котором Руд -> 0, а Суд -> оо, уменьшается. Поэтому, чем выше nJo, тем больше темп сни- жения Р,д и роста Суд при увеличении Мп. Как было показано в разд. 8.2, в двигателях с высокими njo снижение ппр сопровож- дается более сильным уменьшением q (Лв), чем в двигателях с низ- кими Яко- Этим и объясняется различие в темпах роста Св с уве- личением Мп у двигателей с разными л Jo (см. рис. 8.49). Изменение тяги по Мп у ТРД с разными значениями njo полностью объясняется характером зависимостей Руд = f (Мп) и GB = f (Мп). У двигателя с высокой njo тяга в области малых скоростей полета больше, чем у двигателей с низкой nJo, из-за более высокого значения Руд. При больших скоростях полета тяга у двигателя с высоким njo будет меньше, чем у двигателя с низким Яко, из-за меньших величин Св и Руд. Высотные характеристики ТРД Изменение параметров воздуха по высоте в соответст- вии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401—81) было показано на рис. 8.2. С ростом высоты полета Н до 11 км температура Ти снижается, что при Мп = const приводит’ к уменьшению 7’J. У ТРД с законом регулирования п = const, Т* = const увеличе- ние Н приводит к увеличению пПр = и VT^ITl и росту nJ. Одно- временно из-за снижения 7’J при 7’J = const будет увеличиваться <?т. Поэтому с ростом Н до 11 км удельная тяга растет, а удель- ный расход топлива уменьшается несмотря на увеличение <ут, как показано на рис. 8.50. При увеличении высоты от 11 до 20 км 263 i
температура Ти остается неизменной, откуда следует, что в этой области Руд и Суд не меняются. С ростом Н давление ри снижается, а это приводит к умень- шению GB через двигатель. В связи с тем, что влияние бв 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 ка- чественно такие же, как и ТРД. Отличаются они только абсолют- ными значениями величин Руд, Суд и Р. Скоростные характеристики одновальных ТРД с различными законами регулирования Рассмотрим влияние законов регулирования на ско- ростные характеристики одновального ТРД на примере двигателя с высоконапорным компрессором. При регулировании ТРД с высоконапорным компрессором по закону регулирования п = const максимальная температура газа перед турбиной Т*тяк будет на минимальных ппр, т. е. при наибольшей величине Мп (см. разд. 8.2). Следовательно, на малых и средних скоростях полета Руд и Суд у двигателя с за- коном регулирования п = const будут меньше, чем у двигателя с законом регулирования п — const, Тг = const, как это показано на рис. 8.51, из-за более низких значений Т*. Расходы воздуха при этих законах регулирования меняются по Мп практически Рис. 8.51. Зависимости Руд, Суд, GB и Р ТРД с л£0 = 12, 7’г*п1ах = 1400 К при Н = const от Мп для разных законов регулирования 264
одинаково, так как на напорной кривой характеристики ком- прессора пПр — const у ТРД. с высоким Лко величина q (%в) ме- няется незначительно. Таким образом, отличие в тяге двигателей при регулировании по п = const и п = const, Tf = const будет только за счет разных значений Руд. При регулировании двигателя по закону регулирования Tf — = const с ростом скорости полета частота вращения п, как пока- зано в разд. 8.2.1, будет уменьшаться. Это приводит к некоторому уменьшению Руд и увеличению Суд по сравнению с законом ре- гулирования п = const, Tf = const при высоких Мп из-за умень- шения nJ ит]к (см. рис. 8.51). В основном уменьшение п с ростом Мп влияет на <7В, который на повышенных Мп при законе регулиро- вания Tf = const будет существенно ниже, чем при других зако- нах, из-за более низких значений q (%в). В данном случае отличие в тяге, как это видно на рис. 8.51, у ТРД с законами регулиро- вания Т* = const и и = const, Tf — const в основном объяс- няется разным протеканием GB по Мп. Разные и относительно низ- кие предельные значения Мп, при которых на рис. 8.51 обрыва- ются кривые, у двигателей с высоконапорными компрессорами при различных законах регулирования объясняются минимально допустимым значением Д/(у. Увеличить диапазон возможного изменения Мп можно, регулируя двигатель по трем параметрам, используя комбинированные законы регулирования или приме- няя 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 ре- гулировании двигателя по закону пНд — const с ростом Мп температура Tf увеличивается (см. разд. 8.3), т. е. максималь- ное значение Tf получается при минимальных ппр. нд- Удель- на я тяга и удельный расход топлива у двигателя с пНд = const ниже, чем у двигателя с Tf = const, из-за более низких значе- ний Tf. У ТРД с законом регулирования пвд — const при уве- личении Мп уменьшается Tf и, следовательно, Руд на повышен- ных Мп будет меньше, чем у двигателя с законом регулирова- ния Tf = const. Удельные расходы топлива у ТРД с законами регулирования пВд = const и Tf — const будут практически одинаковыми, так как при высоких Мп влияние на Суд понижен- ной Tf у двигателя с пвд = const компенсируется более высо- кими nJ у двигателя с Tf = 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 дви- гателя с Пнд = const из-за более высоких значений пнд и, как следствие, более высоких q (Хв) по сравнению с другими законами 265
Рис. 8.52. Зависимости Руд, Суд, GB и Р двухвального ТРД с л’о = 12, Т* шах = = 1400 К при Н = const от Мп для разных законов регулирования регулирования, а более низкие значения GB — у двигателя с за- коном регулирования пзд = const из-за низких значений пнд и, соответственно, пониженных значений q (Хв). У двигателя с законом регулирования пнд = const в области низких Мп тяга, как видно из рис. 8.52, будет ниже, чем у двига- теля с законом регулирования Тг = 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 зада- ются максимальная скорость полета (Л4пшах), максимальная вы- сота полета Нтах (статический потолок), максимально допустимый скоростной напор qniax и минимальные скорости полета на раз- ных высотах (минимально допустимые эволютивные скорости). Значения этих величин зависят от конкретного назначения само- лета и его характеристик. Величина максимально допустимого скоростного напора _ РиУП. ДОП _ М2 утах — 2 — 2 1п* Д°п’ (8.55) 266
г где Vn. доп (Мп. доп) — допустимые из условия gmax значе- ния Vn (Мп) на данной высоте, зависят от прочностных характе- ристик самолета. Как видно из уравнения (8.55), с ростом Н из-за уменьшения рп растет Мп. доп. Минимальная скорость полета ограничена допустимым углом атаки самолета, который должен быть меньше критического. Для прямолинейного установивше- гося движения на заданной высоте полета из уравнения Мда = cySpHVn/(2g), (8.56) где Су — коэффициент подъемной силы; S — характерная пло- щадь летательного аппарата в плане; МЛа — масса летательного аппарата, можно определить минимальную скорость полета и соответствующее ей Мп. Ш1П: , (8.57) г /?рноСу без где Су без 0,9) Су тах коэффициент подъемной силы, соответствующий допустимому по условиям безопасности полета углу атаки. С ростом Н из-за уменьшения рп величина Мп ш1п будет увеличиваться. На рис. 8.53 показан типич- Рис. 8.54. Высотно-скоростная харак- теристика ТРД Рис. 8.53. Типичная область возмож- ного сочетания Мп и Н сверхзвуково- го самолета 267
в которой при условии выполнения поставленных ограничений может использоваться самолет. Границы этой области опреде- ляются назначением самолета и его характеристиками. В задан- ной для конкретного самолета области скоростей и высот полета должна быть обеспечена надежная работа двигателя. На рис. 8.54 показаны типичные высотно-скоростные характе- ристики ТРД в области возможного использования самолета, для которого предназначен данный двигатель. По Мп характе- ристики ограничены Mnmin, Мпдоп и Мпшах, заданными в тактико- технических требованиях к самолету. Следует обратить внима- ние, что высотно-скоростные характеристики ТРДФ имеют ка- чественно такой же вид, как и характеристики ТРД, и отличаются от них в основном абсолютными значениями тяги и удельного рас- хода топлива. Скоростные характеристики ТРДФ Рассмотрим ТРДФ с законом регулирования п = = const, Тг = const, Тф = const. В разд. 8.4 было показано, что режим работы турбокомпрессора у ТРДФ с работающей фор- сажной камерой при одинаковых условиях полета остается та- ким же, как при работе двигателя на максимальном режиме. Рнс. 8.55. Скоростные характеристи- ки ТРД и ТРДФ при Н = const, л*0 = const, 7’*п1ах = const и разных значениях температуры газа в форсаж- ной камере Рис. 8.56. Скоростные характеристи- ки ТРДФ при Н = const, 7’гтах= =const, Т фтах = const и разных значениях ЛкО 268 Г
характеристики = const, 7'фтах = Рнс. 8.57. Скоростные ТРДФ при Н = const, л*0 = const и разных значениях температуры га- за перед турбиной Поэтому GB, Лк, Тг у тур- бореактивного двигателя на максимальном и фор- сированном режимах ме- няются в зависимости от Мп и Н одинаково. На рис. 8.55 показаны скоростные характеристи- ки ТРДФ на максималь- ном (с выключенной фор- сажной камерой) и форси- рованных режимах работы с двумя разными темпера- турами 7ф. При включе- нии форсажной камеры за счет увеличения темпера- туры Тф увеличивается скорость истечения газа из реактивного сопла и в результате этого растет тяга ТРДФ. Чем выше Тф, тем больше тяга. С ростом Тф при Мп — const умень- шаются 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 л ко 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 Tf и одинаковых лх0 и Тф. Увеличение Тг приводит к уменьшению л? и росту давления в форсажной камере сгора- ния, а это в свою очередь приводит к увеличению лс. р, приведен- ной скорости Хс и скорости истечения из реактивного сопла сс. Таким образом, с ростом Т* тяга увеличивается за счет с0. С ростом Т* доля тепла, подводимого к рабочему телу, в ос- новной камере сгорания растет, а в форсажной — уменьшается. Кроме того, из-за уменьшения л? теплоподвод в форсажной ка- мере 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 пунктир- ными линиями показана нерабочая область характеристик. 269
8.6. ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ В зависимости от величины тяги, получаемой от двига- теля при заданных условиях полета, принято определять несколько типовых режимов работы ТРД (или ТРДФ при работе с выключен- ной форсажной камерой). Ниже приведены основные режимы ра- боты. Максимальный режим, на котором двигатель раз- вивает максимальную тягу Ртах. Так как на этом режиме тепло- вые и динамические нагрузки в двигателе близки к предельно допустимым, время непрерывной работы ограничивается. Этот ре- жим используется при взлете самолета и его разгоне. Максимальный продолжительныйрежим обычно определяется величиной тяги Ршах пр = (0,85 ... 0,95) Ртах. Как правило, на этом режиме время непрерывной работы спе- циально не ограничивается. Наиболее широко этот режим исполь- зуется при наборе высоты. Крейсерский режим характеризуется пониженной тягой Ркр = (0,5 ... 0,8) Рщах- Крейсерский режим определяет дальность (продолжительность) полета самолета. К двигателю, работающему на крейсерском режиме, предъявляется требование повышенной экономичности. Время непрерывной работы двига- теля не ограничивается. Режимы: земной малый газ и полетный малый газ. На этих режимах задается значение тяги, которое обычно находится в пределах Рм.г = (0,03 ... 0,07) Ртах. При этом двигатель должен обеспечить требуемую приемистость. В ряде случаев время непрерывной работы двигателя на этих ре- жимах ограничивается из-за высокого значения Т^. Режимы работы ТРДФ с включенной форсажной камерой бу- дут даны на стр. 276. Режим работы чаще всего задается значе- нием одного из параметров регулирования (например, относитель- ной частотой вращения п). Переход на режим с пониженной тя- гой (дросселирование двигателя) в зависимости от программы • регулирования будет проходить с различным изменением его пара- метров. Поэтому прежде всего рассмотрим переход на крейсерский режим работы одновального ТРД с разными программами регу- лирования. Дросселирование одновального ТРД при разных программах регулирования Для примера рассмотрим дросселирование ТРД с мак- симальной температурой Т* = 1400 К, потребной тягой на крей- серском режиме Ркр = 0,7Ртах при Мп = 0,9; Н = 9,7 км. Программа регулирования Т* = const (при Fo. кр = var). При реализации заданной программы тяга снижается за счет уменьшения расхода топлива, а условие Т* = const 270
Рис. 8.58. Характерис- тика компрессора ТРД с линиями рабочих режи- мов при разных програм- мах регулирования в по- летных условиях (Мп = = const, Н = const): 1 — Тр = const; 2 — п = = const; 3 — Fc кр = const (при п = var и Т* = var) поддерживается путем регулирования проходной площади крити- ческого сечения реактивного сопла Fc. кр. При снижении частоты вращения п пропорционально будет уменьшаться приведенная частота вращения ппр (ппр = п-/Т0/Тв), так как при Мп — = const; Н = const температура 77 не меняется, а приведенная температура Т*. пр = ТрТ0/Тв будет оставаться постоянной. Ли- ния рабочих режимов на характеристике компрессора, показанная на рис. 8.58 (/), совпадает с линией 77. пр = const. Точкой О на рис. 8.58 обозначена рабочая точка, соответствующая макси- мальному режиму при принятых условиях полета. Из этого ри- сунка видно, что при данной программе регулирования с умень- шением п (и ппр) снижаются значения л* и q (%в), а так как при поставленных условиях р*н и 77 не меняются, то пропорцио- нально q (Хв) уменьшается GB. Запас устойчивости компрессора Д/Су резко снижается. На рис. 8.59 показана зависимость относи- тельной тяги Р от п (кривая 1). 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 Т* = const практически не меняется. Это объясняется тем, что при снижении п уменьшение работы компрессора £к приводит к пропорциональному уменьшению работы турбины £т, а при 77 — const это можно получить только за счет уменьшения л.?, т. е. снижение л к компенсируется умень- шением Лт- Для такого воздействия на л£ в соответствии с урав- нением (8.10) площадь £с.кр должна уменьшаться. Изменение Суд в зависимости от Р показано на рис. 8.60. Уменьшение тяги сопровождается ростом СуД (кривая 1 на рис. 8.60), так как снижение л* при дросселировании двигателя влечет на собой уменьшение эффективного КПД — т]е при при- 271
Рис. 8.59. Изменение относительной тяги и температуры газа перед турби- ной ТРД в зависимости от относитель- ной частоты вращения при разных программах регулирования в полет- ных условиях (Мп = const, Н = const): 1 — Т* = const; 2 — п = const; 3 — Fc кр = const (при п — var и Г* = var); 4 — п = const и лЛ = const Рис. 8.60. Изменение относительной величины удельного расхода топлива в зависимости от относительной тяги ТРД при разных программах регули- рования в условиях полета (Мп = = const, Н = const): I — Г* — const; 2 — п = const; 3 — Fc кр = const (при n = var и T* =var); 4 — n = const и л* == const мерно постоянном полетном КПД — т]п (при Уп = const, сс » « const). Дросселирование ТРД с программой регулирования Т* — — const получается неэффективным из-за увеличения Суд и рез- кого уменьшения Д/Су. Поэтому данная программа практического применения не находит. Программа регулирования п = const (при •^с. кр = var)- При данной программе регулирования снижение тяги уменьшением расхода топлива приводит к понижению тем- пературы Т*, а постоянство частоты вращения обеспечивается изменением площади Fc. кр. Приведенная частота вращения ппр = = /Т)ЛТ01Т*ъ остается неизменной, так как при поставленных ус- ловиях п. = const и Т* = const, а приведенная температура газа перед турбиной Т*. пр будет уменьшаться пропорционально Т*. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора совпа- дает с напорной ветвью лпр = const (кривая 2 на рис. 8.58). 272
Дросселирование двигателя сопровождается уменьшением лв и увеличением ДКу в связи с удалением рабочей точки от границы устойчивости компрессора из-за уменьшения Г*. пр. С уменьше- нием Тг будет снижаться лв, а расход воздуха либо слабо возра- стает за счет небольшого увеличения q (1В), либо останется неиз- менным в зависимости от типа напорной ветви компрессора. Уменьшение тяги при дросселировании двигателя идет За счет снижения скорости сс, связанного с резким уменьшением Т*. С уменьшением л« работа компрессора будет уменьшаться, но менее интенсивно, чем Т*. Поэтому для поддержания необходи- мой работы турбины требуется увеличение л;, достигаемое за счет увеличения площади Fo кр в соответствии с уравнением (8.10). Как видно из рис. 8.60 (2), при данной программе регулирова- ния значение Суд при уменьшении тяги интенсивно снижается. Это связано с тем, что несмотря на некоторое ухудшение т]е из-за уменьшения л*, общий КПД двигателя — возрастает вследст- вие роста полетного КПД — т]п, обусловленного резким сниже- нием скорости истечения из реактивного сопла с0. Положительными свойствами дросселирования ТРД с про- граммой регулирования п — const являются снижение Суд и повышение запаса устойчивости ДКу. К недостаткам можно от- нести то, что уменьшение тяги ограничивается предельным зна- чением степени понижения давления на турбине. Программа регулирования f0.BP = const (при п = var; Tf = var). При дросселировании ТРД с неизмен- ными проходными сечениями (F0Kp = const) снижение тяги уменьшением расхода топлива будет приводить к понижению п (ппр) и Т*. Так как при снижении частоты вращения работа ком- прессора будет уменьшаться (LK ~ п2), то пропорционально должна уменьшаться работа турбины £т. При дросселировании двигателя на относительно высокой скорости полета (Мп > 0,5) располагаемая степень понижения давления на реактивном сопле остается больше критической (лс. р > лс кр) и, следовательно, у двигателя с неизменными проходными сечениями степень по- нижения давления на турбине будет оставаться неизменной (л£ = 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 л; = const. Таким образом, эта линия рабочих режимов совпадает с линией рабочих режимов, полученной для закона регулирования ~п = const (при Fc.Kp = const) при изменении условий полета (см. рис. 8.3). При дросселировании ТРД с данной программой регулиро- вания уменьшение тяги будет связано со снижением основных параметров рабочего процесса: л^, Т; и GB (кривые 3 на рис. 8.58 и 8.59). При этом снижение л* и Т* будет приводить 273
к уменьшению с0. Уменьшение тяги с данной программой регули- рования сопровождается снижением Суд (кривая 3 на рис. 8.60) вследствие увеличения т]п за счет снижения с0. Настоящий метод дросселирования ТРД получил широкое распространение как наиболее простой и достаточно эффектив- ный. Недостатоком его является существенное снижение запаса устойчивости у двигателя с высокими значениями Як0 на пони- женных ппр. Программа регулирования п = const; — — const (при Fc- кр = var и Fc а = var). Это сложная программа регулирования, так как реализация ее требует использования трех регулирующих факторов GT, Fc а и 7% кр. В данном случае снижение тяги уменьшением расхода топлива приводит к умень- шению температуры Т*. Так как при Та = const и п = const относительная приведенная частота вращения остается постоян- ной, то при Як = const линия рабочих режимов обращается в един- ственную точку на характеристике компрессора (точка О на рис. 8.58). Уменьшение тяги идет за счет снижения Т* с последую- щим уменьшением сс при неизменном расходе воздуха через дви- гатель (GB = const). Неизменное значение при дросселирова- нии двигателя поддерживается регулированием проходного се- чения первого соплового аппарата турбины (Fc. а = var), а усло- вие равенства мощностей компрессора и турбины при сниже- нии Т* поддерживается регулированием площади критического сечения реактивного сопла (Fc. 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 воз- можность получить на крейсерском режиме наименьшие значе- ния Суд. Резюмируя изложенное выше, можно утверждать, что из ус- ловия получения повышенной экономичности двигателя на крей- серском режиме следует стремиться к реализации таких программ, при которых дросселирование двигателя будет идти при сильном снижении скорости истечения из реактивного сопла за счет умень- шения Т* и по возможности меньшем снижении GB и Дросселирование одновального ТРД с компрессором, регулируемым поворотом направляющих аппаратов Рассмотрим дросселирование ТРД с поворотными на- правляющими аппаратами групп первых и последних ступеней компрессора по программе Fc кр = const (при п = var и Т* = = var). Так как изменение положения направляющих аппаратов определяется заданием программ их поворота в виде выбранных зависимостей ссг = f (nlip), то у двигателя с неизменными проход- 274
ними сечениями единственным регулирующим фактором будет GT. При. уменьшении GT будут снижаться частота вращения п (ппр) и температура Т* и, как следствие, тяга двигателя, а направляю- щие аппараты будут занимать положение в соответствии с задан- ными программами аг = f (ппр). На рис. 8.61 даны характе- ристики нерегулируемого и регулируемого компрессоров при ре- гулировании последнего в области низких значений ппр на по- вышение запаса устойчивости. На рис. 8.61 приведены определен- ные с помощью уравнения (8.12) линии рабочих режимов. Из этого рисунка видно, что ДДу у двигателя с регулируемым компрессо- ром на низких ппр существенно выше, чем у двигателя с нерегу- лируемым компрессором. Линии же рабочих режимов у этих двигателей расходятся незначительно, только за счет небольшой разницы в величинах т]к на пониженных ппр. На рис. 8.62 проведено сравнение протекания относительных тяги— Р и удельного расхода топлива Суд в зависимости от от- носительной частоты вращения /г (п ~ ппр) у ТРД с регулируемым и нерегулируемым компрессором. Тяга у двигателя с регулируе- мым компрессором при уменьшении п падает быстрее за счет бо- лее интенсивного снижения q (1В) и, следовательно, GB. Неболь- шая разница в удельных расходах топлива может быть лишь в в связи с немного большими значениями т]к на пониженных п (ппр) у двигателя с регулируемым компрессором. Следовательно, при- Рис. 8.61. Характеристики нерегули- руемого (-----) и регулируемого (—.—) компрессоров с линиями рабо- чих режимов при дросселировании ТРД в полетных условиях (Мп = — const, Н = const) меняя двигатель с регулируе- мым компрессором, нельзя ожи- дать заметного улучшения его экономичности на крейсерских режимах по сравнению с дви- гателем, у которого компрес- сор не регулируется. Основным Рис. 8.62. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топ- лива в зависимости от относительной частоты вращения при дросселирова- нии ТРД с нерегулируемым (------) и регулируемым (—.—) компрессорами 275
преимуществом двигателя С регулируемым высоконапорным компрессором (л^0 £> 8) остается { существенное увеличение запасов устойчивости на пониженных частотах вращения. Дросселирование двухвального ТРД Рассмотрим дросселирование двухвального ТРД (пере- ход на крейсерский режим работы) с программой регулирова- ния Fc.кр = const (при пнд = var, пвд = var и 77 = var), при которой регулирующим фактором будет только GT. Сниже- ние тяги двухвального ТРД при уменьшении расхода топлива будет проходить с понижением пнд(ппрнц), пВд(«пРвд) и 77, а скольжение роторов пвд/«нд ПРИ этом будет расти. При дросселировании двухвального ТРД с неизменными про- ходными сечениями (FCillv = 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 ре- гулирования йнд = const. Соответствующие линии рабочих ре- жимов на характеристиках компрессоров высокого и низкого давлений показаны на рис. 8.30 и рис. 8.34. Изменение относи- тельных 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 умень- шении пНд («пр. нд) У двухвального ТРД т]к оказывается несколько выше, чем у одновального (см. рис. 8.35), что приводит к неко- торому улучшению экономичности на крейсерском режиме. Глав- ным же преимуществом двухвального ТРД остается возможность обеспечения необходимых запасов устойчивости в большом диа- пазоне 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 форсирован- ный режим. На этом режиме ТРДФ развивает максимально воз- можную для форсированных режи- мов тягу (Рп. ф) ПРИ максимально Рис. 8.63. Изменение относительных вели- чин тяги и удельного расхода топлива в за- висимости от относительной частоты враще- ния РНД при дросселировании двухвального ТРД 276
г Рис. 8.64. Дроссельная характеристика ТРДФ на режимах с включенной и вы- ключенной форсажной камерой (Д — полный форсированный режим; • — ми- нимальный форсированный режим; О — максимальный режим) допустимой температуре в фор- сажной камере (ТфШах). Тепловые и динамические нагрузки для этого режима находятся на пре- дельно допустимом уровне и по- этому время непрерывной работы ограничено. Частичный форсиро- ванный режим. Этот режим характеризуется пониженной по сравнению с полным форсирован- ным режимом тягой (Рч. * < <Т,П.Ф). Температура газа в фор- сажной камере меньше макси- мально допустимой (Тф < ТфП1ах). Время непрерывной работы дви- гателя на этом режиме чаще всего ограничивается. Минимальный форси- рованный режим. Тяга н этом режиме (Pmln ф) близка к тяге ТРДФ, работающего на максимальном режиме с включенной фор- сажной камерой (Ртах). Минимально допустимая температура газа в форсажной камере (Тф m)n) определяется ее срывными характери- стиками. Дросселирование ТРДФ (уменьшение тяги) на форсиро- ванных режимах идет за счет уменьшения температуры Тф, 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 форсаж- ной камерой в полетных условиях (Мп — 2, 3; Н = 11 км; л’о = = 6; Тг* = 1400 К, Тфтах = 2000 К). Уменьшение температуры Тф идет с уменьшением площади критического сечения реактивного сопла Тс. Кр. ф в соответствии с условием (8.53) таким образом, чтобы изменение Тф не повлияло на работу компрессора и тур- бины. Как видно из графиков, приведенных на рис. 8.64, умень- шение тяги на форсированных режимах из-за снижения темпера- туры Тф приводит к улучшению экономичности двигателя за счет повышения эффективного и полетного КПД (см. разд. 7.4). Пол- ная дроссельная характеристика ТРДФ, охватывающая все ре- жимы работы двигателя, получается разрывной, так как в об- ласти низких значений Тф, близких к температуре газа за турби- ной Т;, форсажная камера попадает в область срывных режимов. 277
На рис. 8.64 участок, где невозможна работа форсажной камеры, показан пунктирной линией. Этим объясняется наличие мини- мального форсированного режима. Дроссельная характеристика одновального ТРД в статических условиях (Мп = 0; И = 0) и при малых скоростях полета ’/Пк Совместная работа компрессора, ка- меры сгорания и турбиныпридросселиро- вании ТРД по программе /7с.кр = const (при п = var и Т* — var). При глубоком дросселировании двигателя значе- ние Лк сильно снижается, и в статических условиях или при ма- лых скоростях полета, когда величина Лу равна или не намного больше единицы, располагаемая степень понижения давления на реактивном сопле становится меньше критической (лс. р < лс кр). В этом случае степень понижения давления на турбине стано- вится переменной величиной, зависящей от Мп и л«. Следова- тельно, совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздуш- ного тракта, рассматриваемая в рамках математической модели первого уровня, может быть описана уравнением (8.9): / * *-i_ <7(Ч2\лк к / *Г-1\ <"8’ Лк’ v — i/л; кг ) 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/ I * k I л? V 1 — \1 — 1/лт г / г]* = q (Хс. кР) С8, (8.59) где С8 = const, с уравнением (8.13) k л; = (1 + k ~ 1 М*) к 1 СТвхл£(Тк. С<ТГЛ (Xcs). (8.60) При докритических перепадах давления на реактивном сопле, т. е. когда лс. р <лс.кр, Хс.кР = Xcs<pc < 1, с учетом принятых ранее приближений (8.4), (8.5), стг = const и при условии, что ствх 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) 278
Рис. 8.65. Связь между л* и я* на закритических и докритических режи- мах работы реактивного сопла у ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (л*0 = 6, Trmax= 1400 К) Са, определяются на расчетном режиме двигателя. На рис. 8.65 приведены результаты конкрет- ного расчета для ТРД с л^0=6 и Т* тах = 1400 К, полученные этого рисунка видно, что чем выше значение Мп, и, следовательно, больше величина Яу, тем при меньших значениях лх начинаются докритические режимы работы реактивного сопла, при которых степень понижения давления на турбине начинает уменьшаться. При докритических режимах работы реактивного сопла, когда = var, линию рабочих режимов на характеристике компрес- сора для каждого заданного значения Мп можно определить с по- мощью уравнения (8.58) и зависимостей л; = f (лх), показанных на рис. 8.65, т. е. на любой заданной напорной ветви характери- стики 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 мо- дели первого уровня допущений, можно найти температуру газа перед турбиной Т (8.61) где С9 — постоянная уравнения, определяемая на расчетном режиме. При переходе от сверхкритического на докритический режим течения в реактивном сопле при п = const (ппр = const) LK, зависящая в основном от частоты вращения (Ак ~ п2), меняется несущественно, а величина л£, как это видно из рис. 8.65 (переход из точки а в точку Ь), уменьшается. Следовательно, в соответствии с уравнением (8.61) температура Т* в этом случае будет расти. Из уравнения (8.7), записанного для случая = const: л£ = const, (8.62) 279
Рис. 8.66. Характеристика ком- прессора с линиями рабочих ре- жимов при дросселировании ТРД на низких скоростях поле- та и в статических условиях (Мп = 0; Н = 0) очевидно, что в рабочей точке с более высокой 'температурой Т* (точка b на рис. 8.66) значение nJ должно быть больше, чем в рабочей точке с более низкой температурой Т* (точка а на рис. 8.66). Иначе говоря, рабочая точ- ка на линии гапр = const с меньшим значением nJ находится ближе к гра- нице газодинамической устойчивости компрессо- ра. Таким образом, при дросселировании ТРД в статических условиях и на малых скоростях по- лета происходит расслоение линии рабочих режимов, как это показано на рис. 8.66. Дроссельные характеристики ТРД при Мп = 0, Н = 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 nJ, GB, 77, л;, 7’J, т]к, LK и АКу от п, причем пунктирными линиями показано изменение этих параметров в области, где значение А/(у < A/fymln. Линией с точкой а на рис. 8.67 показано из- менение величины Т* при условии nJ = const, что может быть в случае дросселирования ТРД в условиях полета с большей ско- ростью, когда лс р лс кр. Точки а и b рис. 8.67 соответствуют аналогичным точкам на рис. 8.65 и 8.66. При снижении п умень- шаются величины GB, nJ, LK ~ п2 и резко снижается Из рис. 8.67 видно, что в области пониженных значений п даже при умеренной величине njo возникают трудности с обеспечением на- дежной работы компрессора из-за того, что фактическая величина АКу становится ниже минимально допустимой. Характер изме- нения 77 по it определяется протеканием LK и nJ, как это видно из уравнения (8.61). В области высоких значений п, где nJ = = const, температура Т* резко падает с уменьшением п, за счет уменьшения работы компрессора, а в зоне пониженных частот вращения уменьшение п приводит к росту 7’J вследствие иитенсив- 280
Рис. 8.67. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Ми =0; Н — 0) Рис. 8.68. Дроссельная характерис- тика ТРД в статических условиях (Мп = 0; Н = 0) Рис. 8.69. Дроссельная характерис- тика ТРД в виде зависимости Суд от Р при Мп = 0; И = 0 ного уменьшения несмотря на уменьшение LK. Температура за турбиной Т* меняется качественно также, как в соответствии с уравнением (7.28). На рис. 8.68 показано изменение Р и Суд по п при дроссели- ровании ТРД по программе Fc. кр = const (при п = var и Т* = = var) при Мп = 0, Н — 0 для двигателя с л*0 = 6 и Т/ тах = = 1400 К, а на рис. 8.69 для этого же двигателя показано изме- нение Суд = Суд/Суд щах по Р = Р/РП1ах. С уменьшением п тяга сначала падает очень интенсивно из-за уменьшения GB, Лк и 7? (см. рис. 8.67). Затем падение тяги несколько замедляется за счет роста Т* на пониженных частотах вращения. Величина Суд при снижении п вначале уменьшается из-за уменьшения Т/ и 281
соответственно скорости истечения из реактивного сопла, но за- тем начинает резко расти вследствие уменьшения г]к и других факторов, приводящих к уменьшению эффективного КПД. Та- ким образом, при дросселировании ТРД минимальное значение Суд, достигаемое при промежуточных частотах вращения, находя- щихся между максимальной частотой вращения и частотой вра- щения на режиме земного малого газа, определяется наивыгодней- шим соотношением между и Т* в соответствии с закономерно- стями, рассмотренными в разд. 7.2. При данном методе дроссели- рования ТРД обеспечить во всем диапазоне частот вращения АКу ^2 АКу т1п без дополнительного регулирования компрес- сора или площадей проходных сечений проточной части двигателя, как это видно из рис. 8.67, не удается. Обеспечить условие АКу 5s A/fymln при дросселировании одновального ТРД можно, при- меняя поворотные направляющие аппараты компрессора, регули- руя проходные сечения первого соплового аппарата турбины и критического сечения реактивного сопла, а также используя пере- пуск 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 срав- нению 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 пере- пуском воздуха из средних ступеней при ппр < 0,75. КПД комп- рессора при работе с перепуском воздуха учитывает затрату мощ- ности на сжатие перепускаемого воздуха, а 7; _ Св. к. пр при работе с перепуском воздуха пропорционален массовому рас- ходу воздуха на выходе из компрессора (см. разд. 4.2). На харак- теристике компрессора с помощью уравнений (8.58), (8.59) и (8,60) нанесена линия рабочих режимов при дросселировании ТРД с программой регулирования FCi кр = const (при п — var) в стати- ческих условиях (Мп = 0, Н = 0). В рассматриваемых условиях GB = 5B,K.nn ~ q (%в). На рис. 8.71 приводятся зависимости GB, п*, Лк. FK, j’, Т’т, л?, А/(у от п (п = ппр). Из графиков, приве- денных на рис. 8.71, видно, что при включении перепуска воздуха на п — 0,75 расход воздуха, проходящего через двигатель, сни- жается, снижаются Як и лк, н0 резко возрастает А/Су при низких значениях п (п с 0,75). Включение перепуска воздуха приводит к некоторому росту 77 (см. рис. 8.71) за счет уменьшения в соответствии с уравнением (8.61). Дроссельная характеристика 282
Oft Oft Oft Oft (ft (ft Gg.K'fip 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) ( Рис. 8.71. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических усло- виях (Мп = 0; Н = 0) с перепуском воз- духа из средних ступеней компрессора Рис. 8.72. Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха из средних сту- пеней компрессора при Мп = 0; И = 0 283
Рис. 8.73. Зависимости л*Нд и л*Вд двух- вального 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 ха- рактеристики, показанной на рис. 8.68, лишь ступенчатым изменением Р и Су„ в момент включения пере- пуска. Уменьшение расхода воздуха через двигатель при включенном пе- репуске 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, /7—0) Прежде всего рассмотрим сов- местную работу турбин и компрес- соров при дросселировании двухвального ТРД. Зависимость лт ндот общей степени повышения давления в двухкаскад- ном компрессоре nJ = л*Нд-ЛкВд, показанную на рис. 8.73, можно рассчитать по уравнениям (8.34) и (8.41) при условиях, что л* Вд = const, а %с. кр = Xce<pc < 1 на докритических режи- мах работы реактивного сопла (лср < лс. кр). Из графика, при- веденного на рис. 8.73, следует, что при снижении nJ в области, где лс_ р<лс. кр, уменьшается nJ нд- Когда выполняется ус- ловие (8.24) nJ вд = const, линия рабочих режимов на характе- ристике компрессора высокого давления, полученная по урав- нению (8.28), не будет отличаться от показанной на рис. 8.30. Рассчитать линию рабочих режимов на характеристике компрес- сора РИД с лс. р < лС Кр можно, используя уравнения (8.33), (8.34), (8.41) и зависимости Лк вд, q (^в) вд и ВД ОТ Пар Вд. Определять рабочую точку на напорной ветви характеристики компрессора РИД йпр нд = const (гаНд = ™пр нд) рекомендуется по методу, который использовался при определении рабочей точки в полетных условиях (см. разд. 8.3) с учетом переменной величи- ны л* нд. Объединяя рабочие точки для разных йпр Нд, получим линию рабочих режимов. Характеристики компрессора РНД с линиями рабочих режимов при закритическом (Хс кр = 1) и до- критическом (%с. кр = %с < 1) режимах работы реактивного со- пла показаны на рис. 8.74. Зависимости суммарных параметров °т пНд («нд = йпр нд), определенных при дросселировании 284
двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями про- точной части, представлены на рис. 8.75. Здесь п* = = нд11* вд> = -тс* ндлт ВД, LK = LK нд + LK Вд, GB = = GB. пр ~ Я (%в), a TJ и 7’J определены по уравнениям (8.61) и (7.28). Анализируя характер линий рабочих режимов на харак- теристике компрессора РНД (см. рис. 8.74), прежде всего рассмот- рим причины их расслоения при переходе от закритических на докритические режимы работы реактивного сопла, т. е. переход из точки а в точку Ь при гапр. нд — const, который сопровождается уменьшением nJ нд при почти неизменной работе компрессора. Из условия равенства мощностей турбины и компрессора РНД, представленного в виде (8.37), уменьшение nJ. нд должно со- провождаться ростом Т*. При nJ вд = const рост Т* приводит к увеличению LT вд и раскрут- ке РВД и, следовательно, к ро- сту скольжения роторов ПвдМнд (рис. 8.75). При увеличении пвд (йПр. вд) возрастает вели- чина q (%в)вд (см. рис. 8.30), а условие неразрывности приво- дит к тому, что это возможно только за счет увеличения q (%в). Отсюда следует, что при пере- ходе ' из точки а в точку| Ъ с «пр. нд ~ const уменьшается пк. нд> т. е. линия рабочих режимов при уменьшении nJ. нд удаляется от’границы газоди- намической устойчивости ком- прессора и А/Су нд возрастает (см. рис. 8.74). При дросселировании двух- вального ТРД параметры рабо- Рис. 8.75. Изменение параметров при дросселировании двухзально- го ТРД в статических условиях (Мп = 0; Н = 0) Рис. 8.74. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с ли- ниями рабочих режимов при докритиче- ских (-----) и закритических (-------) режимах работы реактивного сопла 285
Рис. 8.76. Дроссельная харак- теристика двухвального ТРД при Мп =0, Н — 0 чего процесса качественно меняются также, как у одновального двигателя. Интенсивное увеличение скольжения роторов при уменьшении пНд (см. рис. 8.75) позволяет получить необ- ходимые значения АКу Нд>^у нд тш вплоть до режима земного малого газа. Дроссельная характеристика двух- вального ТРД С л’о = 12 И 77 max = = 1400 К дана на рис. 8.76. Качест- венно характеристики двухвального ТРД практически такие же, как и у одновального двигателя. Однако на режимах с пониженной частотой вра- щения вследствие более высоких'зна- чений т]к у двухвального ТРД полу- чаются более низкие величины СуД, чем у одновального ТРД с одина- ковыми исходными данными. 8.7. РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ТРД И ТРДФ В гл. 7 рассмотрены термо- газодинамические расчеты ТРД и ТРДФ на основе математических моделей первого и второго уровней. Расчет характеристик ТРД и ТРДФ по аналогии с термо- газодинамическим расчетом будем рассматривать на базе матема- тических моделей первого и второго уровней. В основу расчета положены методика термогазодинамического расчета, характери- стики элементов двигателя, а также закон или программа регули- рования 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 — характе- ристики компрессоров РНД и РВД) в виде зависимостей (8.1). Характеристики остальных элементов в математической модели первого уровня принимаются в упрощенном виде: камеры сгора- ния — (8.4), турбин — (8.5), форсажной камеры — оф. к = const, = const. Для расчета кроме характеристик элементов двига- теля должны быть ранее определены или заданы: условия полета (Мп и Н) и параметры рабочего процесса на расчетном режиме; закон регулирования и область возможного изменения условий полета при расчете высотно-скоростных характеристик; программа 286
регулирования и диапазон возможного изменения основного параметра регулирования (например, частоты вращения) при рас- чете дроссельных характеристик; площади проходных сечений проточной части двигателя; ограничения, налагаемые на пара- метры двигателя. Можно предложить следующий порядок расчета. 1. С помощью изложенных выше в настоящей главе методов расчета для одновального (или двухвального) двигателя на харак- теристике 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: nJ, </(Хв), 'Чк» LK и АКУ от гаПр или / То/П, связанных с условиями полета (Мп и Н) и параметром регулиро- вания (га). 2. По заданным значениям Мп и Н находится температура Тв (8.15) и давление рв (8.14), по известному или выбранному значе- нию частоты вращения п (ганд У двухвального двигателя) опре- деляется ппр (гаПр.нд).по которой находятся соответствующие за- данным условиям полета или основному параметру регулирова- ния (га ~ гапр) значения nJ, q (%в), qK, LK и АКу. Далее используем методику термогазодинамического расчета на базе математической модели первого уровня, изложенную в разд. 7.1. 3. По определенным параметрам Тв, рв, q (Хв) и известной величине FB определяется расход воздуха через двигатель (7.43). 4. Параметры воздуха за компрессором рв и TJ находятся по уравнениям (7.21) и (7.22). 5. Давление р* и определяются по уравнениям (7.23) и (7.24), а температура Т* находится в зависимости от принятого закона или программы регулирования: а) температура Т* задана, если она является параметром ре- гулирования (Т* = const); б) температура Т* находится из условия (8.61), если она не является параметром регулирования, а также при любой про- грамме регулирования. Если неизвестны значения Т* и nJ, то в первую очередь определяется величина nJ. 6. Степень понижения давления на турбине nJ (на турбинах РВД и РНД двухвального ТРД) определяется по уравнению (7.26), за исключением случаев, когда nJ = const, а при расчете дроссельных характеристик с любой программой регулирования из уравнений (8.10) и (8.13), если nJ непостоянная. 7. Температура T’J и давление pj находятся по уравнениям (7.28) и (7.13). 287
8, Давление и qT. ф определяются по уравнениям (7.30) 1 и (5.7), а температура Т$ находится в зависимости от принятого | закона или программы регулирования: i а) температура Тф задана, если она является параметром ре- : гулирования; < б) температура Тф определяется по уравнению (8.53), если | известна величина Fc кр. ф. ; 9. Скорость истечения из реактивного сопла сс определяется « по уравнениям (7.32) для ТРД или (7.33) для ТРДФ. J 10. Удельная тяга Руд, тяга Р и удельный расход топлива Суд для ТРД определяются по уравнениям (7.38), (7.42) и (7.39), i 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 I Мп и Н 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 рассматри- вать с некоторыми допущениями как математическую модель •. второго уровня. Принципы формирования универсальной математической модели ТРДФ второго уровня Математическая модель второго уровня описывает рас- четный и нерасчетные режимы работы одновального или двух- вального ТРДФ (ТРД) с любыми возможными законами и про- граммами регулирования, работающего в поле заданных ограни- чений. В основу этой математической модели положены: 1. Условия совместной работы элементов в системе двигателя (7.1) ... (7.17). 2. Система уравнений, определяющих работу двигателя на расчетном и нерасчетных режимах (7.49) ... (7.75). 3. Закон и программа регулирования двигателя (см. разд. 8.2 ... 8.6). Например, для одновального ТРДФ конкретный за- кон регулирования может быть представлен в виде п — гар = 0; 7Г‘ — Т*. р = 0; а2 — а2р = 0, где пр, Тг. р, а2р — значения параметров на расчетном режиме. 4. Ограничения, налагаемые на параметры двигателя. 5. Характеристики элементов, входящих в двигатель. Характеристика компрессора может быть представлена ана- литическими зависимостями вида (8.1); 288
ЁЛОК проверки выполнения ограничений блок термогазоди- намического расчета двигателя Математические модели элементов (компрессора, тур- вин ы и др.) Программы общего назначения (термо- динамика, газодина- мические функции идр) Рис.’8.77. Схема универсальной математической модели ГТД характеристика турбины — аналитическими зависимостями вида (8.2); характеристика камеры сгорания — в виде аналитических зависимостей °к.с= f(^K.o; -^г/Тк) и т)г = f(a); 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 не- вязок типа Т? — Т*. р = ет с заданной точностью вычисления ет (ет -> 0), число которых должно быть равно числу независимых переменных. Определение параметров двигателя на расчетном и нерас- четных 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. 10 В. М. Акимов 289
Следует отметить, что математическую модель второго уровня ] всегда можно использовать при расчете двигателя и его харак- Я теристик на первом уровне. | 8.8. ПРИВЕДЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ТРД I К СТАНДАРТНЫМ АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ | Используя представление о подобных режимах ТРД, -1 можно получить формулы для приведения данных испытаний 1 ТРД к стандартным атмосферным условиям Го = 288 К и р() = | = 101300 Па. Так как данные, полученные при стендовых испыта- | ниях, всегда отвечают условию Мп = 0, то для достижения подо- I бия достаточно, чтобы в любых атмосферных условиях и в стан- 1 дартных был одинаков параметр п//Т*. Если обозначить пара- метры, относящиеся к стандартным условиям, индексом пр (при- 1 веденные), то ппр//288 = п//Тн0, | откуда 1 «пр = п /288/7^0 . (8.63) I Из теории лопаточных машин известно, что на подобных | режимах должен быть постоянным комплекс GBy^Т*/р*, пропор- 1 циональный газодинамической функции q (Хв), а это означает, что j Gr. Пр / 288 /101 300 = GB /Тн0/рн0 | и, следовательно, j = (8.64) | где Тн0 и рн0 — параметры окружающей среды, при которых про- | водились стендовые испытания. Тяга двигателя при Мп = 0 и | полном расширении в реактивном сопле Р = GBcc. На подобных А режимах должно соблюдаться условие | Сс. пр// 288 = сс//7/>» т. е. ('с. пр = / 288/7’н0 • 1 Тогда приведенная тяга 1 ^пр — прСс. пр - ив рно у 288 Сс V Тв0 j ИЛИ ; рар = р-101300/ рво. (8.65) j Приведенный расход топлива GT. пр можно определить из условия, что на подобных режимах G,. пр /288/101 300 = GT /7^/Рно, j откуда _ ( _ ^>101 300 ~ Г Удо .о GT.np = Gt- Рно - / ~288~ * ^-ЬЬ) 290
Так как удельный расход топлива суд ~ GT/P, а приведенный удельный расход топлива суд. пр ~ Gr.np/Pap, то, используя формулы (8.65) и (8.66), можно получить формулу приведения удельного расхода топлива: суд. пр = суд V 288/Тн0 . (8.67) Формулы приведения (8.63) ... (8.67) получены в предположе- нии, что подобие процессов в ТРД определяется только равенством Л4П и ппр. Это оказывается недостаточным, когда сильно меня- ются параметры окружающей среды, особенно ТпП и влажность воздуха, что приводит к изменению теплоемкости ср и показателя адиабаты k. Подобное влияние наиболее успешно можно учесть, используя статистические данные и вводя поправочные коэффи- циенты в формулы приведения. При небольшом диапазоне изме- нения 7\0 (Тно = 288 ± 20 К) формулы (8.63) ... (8.67) дают приемлемую точность. ГЛАВА 9. ДВУХКОНТУРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ САМОЛЕТОВ С ДОЗВУКОВЫМИ СКОРОСТЯМИ ПОЛЕТА 9.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Двухконтурные двигатели являются основным типом двигателей для дозвуковой и транспортной авиации. Первое поколение ТРДД характеризовалось относительно ма- лыми значениями степени двухконтурности m = GBlI/GBl, со- ставляющими m = 0,7 ... 1,3. По мере увеличения основных параметров рабочего процесса — степени повышения давления лв2 и температуры газов перед турбиной Т? росла и степень двух- контурности, которая у современных двигателей составляет 4,0 ... 5,0. Степень повышения давления вентилятора в наружном кон- туре, наоборот, уменьшалась и в настоящее время составляет ве- личину л; = 1,5 ... 1,8. По сравнению с другими типами двига- телей ТРДД, предназначенные для дозвуковых скоростей полета, имеют наиболее высокую степень повышения давления 27 ... 30. Увеличение лв2 объясняется стремлением к дальнейшему повыше- нию эффективного КПД т]е. Однако, как следует из гл. 1, ростре с увеличением лд2 возможен лишь при сохранении высоких зна- чений КПД процессов в компрессоре и турбине и низкого уровня потерь во всех других элементах проточной части. Поэтому сов- ременные ВРД отличаются не только двухконтурной схемой ор- ганизации рабочего процесса, но и очень высоким уровнем газо- динамического совершенства основных узлов. ’ 10* 291
Рнс. 9.1. Изменение удельного расхо- да топлива ТРДД по сравнению с ТРД по поколениям: m якХ I — 0,7 .. .. 1,13 14 .. . 18 II-2,4.. . 4,5 18.. . 29 III — 4,5 ... 6,0 28... 35 Как известно, минимальный ресурс в двигателях имеет «горя- 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 го- дов. В этот период появились двигатели тягой в 200_ 220 кН с раздельными соплами для потоков внутреннего и наружного контуров, имевшие степень двухконтурности т = 4,5 ... 5. Двига- тели более раннего времени выпуска с тягой, не превышавшей 70 ... 100 кН, создавались по схеме со смешением потоков и об- щим реактивным соплом. При минимизации потерь на смешение, достигаемой за счет ра- ционального выбора параметров и конструкции смесительных устройств, схема со смешением позволяет дополнительно улуч- шить 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. Улучше- ние экономичности более чем на 40 % объясняет причину монопо- лизации 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 т, но следует помнить, что снижение Руд является единственным средством повышения тя- гового КПд т)п. Рост т]п одновременно с относительным увеличением це, ко- торое связано с возможностью повышения основных параметров рабочего процесса и Ту, является основным фактором, обеспечивающим преимущество двухконтурной схемы ГТД. 9.2. НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ТРДД Свободная энергия. В одноконтурном двигателе в соот- ветствии с выражениями 1.6 и 1.28 свободная энергия эквивален- тна 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- ном контурах Рис. 9.3. Зависимость приведенной свободной энергии ДСв. пр от основных параметров рабочего процесса Т* и изоэнтропической работе расширения газа от давления за турбиной до давления окружающей среды рн. В двухконтурном двигателе свободная энергия определяется так же, как изоэнтропическая энергия расширения газа до атмо- сферного давления от давления к за турбинами, приводящими все последовательно расположенные компрессоры, включая и часть 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 венти- ляторе воздуха в потоках внутреннего и наружного контуров. В соответствии с определением, свободная энергия, прихо- дящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через внутренний контур: Лсв = Л-------Т^=г\(1 +<7Т)(1 “ w (9-1) \ ясв / Однако в отличие от ТРД в ТРДД свободная энергия преобра- зуется 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 LCB может быть различным и устанавливается в соответствии с закономерностями, рассматриваемыми ниже. Величина Тсв, естественно, никак не зависит от того, каким обра- 293
зом ее распределяют между контурами. Она однозначно определя- ется основными параметрами рабочего процесса л’2 и Тг, а такжеуровнем потерь в проточной части до точки тк'. Призаданных высоте Н, скорости полета Уп и уровне газодинамического совер- шенства процесса зависимость LCB от и подчиняется тем же закономерностям, что и эффективная работа цикла с учетом того, что потери в самой LCB не учитываются. На рис. 9.3 приведена зависимость приведенной свободной энергии LCB „р = LCB / RT}. к) от л£2 и Т}, взятых в ди- апазоне их современных и перспективных значений. Обращает на себя внимание линейная зависимость Асв. пр = f (Т*) и срав- нительно слабое влияние Лкх. объясняемое тем, что принятые зна- чения Лиг находятся вблизи от t, несколько превышая его. При заданных значениях л^ и Т* и уровне потерь в цикле не только Лсв, но и количество тепла Qx, подводимое к рабочему телу в цикле, определяются однозначно, так как Q « ср ср (Т*— — Т*), где ср ср — условная средняя теплоемкость процесса подвода тепла. 9.3. 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 мо- жет быть определена как сумма: Р = Рт + Рц или (Gel + Gen) Руп — GelPynl + Gell/’yn II, где GBl и GBlI — секундные массовые расхода воздуха, проте- кающего через внутренний и наружный контуры. Имея в виду m = GBlI/GBl, получим выражение для удельной тяги: Pyni — (1 ~Чт) (1 ^0Тб)сС1 Уп- (9.3) Руп II — Ccii — Кг (9-4) Подставляя (9.3) и (9.4) в (9.2) получим выражение Руд через скорости: Руд = -грг К1 + <?т) (1 - боТб) сс1 - У п + m (Се п - Уп)]. (9.5) В общем случае, если Рс1 PR и Рс11 Рн, тяга двигателя равна: Р = GBl [(1 + qT) (1 - бОтб) Cci — V п + m (сс11 — У п)] + + Fa (Ра - Рд) + Fell (Pen - Рн). (9.6) 294
Соответственно, удельный расход топлива „ 3600(7т 3600?т (1 бртб) GBI ЗбОО^т (1 — ботб) /О 7\ ‘'УД- Р - Руд(Св1 + СвП) - Руд(1+/п) • V-') 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 ско- рость истечения из сопла = ф= Л х^т/г'т:“('1—еА . <9-8> ' \ Пс Г / где Т*ы — средняя температура газа после смешения потоков наружного и внутреннего контура в сечении «см», а Лс = : Рсм/Рс- Полное давление смеси и Т1^ можно определить, исполь- зуя три уравнения: сохранения энергии, массы и импульса. Эти уравнения могут быть записаны соответственно в виде: CriCpiT? бвпСрпТвн = (Gri GBlI)cp смТ’см. (9-9) GrI + GBlI = GCM. (9.10) Если F = Fr + Fn, ®i + Фп = Фсм или z (Xi) У Т$ + mz (Хп) = = (l+m)z(XCM)/n;. (9.11) Найдя из (9.9) Тем и подставляя в (9.11) вместе с заданными Хт и Хц, находим Хсм, а затем по (9.10) определяем р*м, развернув (9.10) в виде PiP?gi9(^i) ! fnPBHgn4 (\i) (fi + Fn) Рем (4m) i/ T* ч/~Т* -/ T* К т К bh К cm и принимая для упрощения cpI = срП = ерсм, что Даст Т* 4- тт* ~ пр/"- (9.12) Заметим, что в ТРДДсм Xj и Хп < 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 = GBI {[(1 +<?т) (1 - 6отб) + m]Cc - (1 + «) Уп}; (9.13) Еуд = [ 1 + ?T(i^T6' -J Сс - Vп. (9.14) 295
Для расчета удельного расхода топлива в обоих случаях (ТРДД и ТРДДсм) используется уравнение (9.7) или упрощенное выраже- 3600<7т с г, ние Су„ = -р—л-т -у, в котором принято оотб => 0. 1Т ГУД (* + т> 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 гид- равлических потерь в смесительном устройстве при наличии такового. Последние могут быть приближенно учтены с помощью коэффициента полного давления осм = 0,985 ... 0,99, на который умножаются величины pt и'р*\ перед решением указанных уравнений. В уравнения подставляется некоторое среднее значе- ние k, 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. 9.4. ОПТИМАЛЬНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ СВОБОДНОЙ ЭНЕРГИИ МЕЖДУ ПОТОКАМИ ВНУТРЕННЕГО И НАРУЖНОГО КОНТУРОВ Выбрав значения основных параметров рабочего про- цесса Т* и лв2, оценив КПД процессов сжатия и расширения и все другие виды потерь в цикле до точки тк', однозначно опреде- лили £ов для заданных внешних условий Мп и Н. Но в отличие от ТРД, в ТРДД имеются еше два параметра — степень повышения давления в вентиляторе наружного контура — лв и коэффициент, учитывающий распределение масс воздуха между наружным и внутренним контурами — степень двухконтур- ности т. Возникает вопрос, какое сочетание лв и т необходимо выби- рать, чтобы обеспечить наилучшие данные двигателя в целом и ка- ким закономерностям подчиняется это сочетание? Следует иметь в виду, что выбрав какие-то значения лв и т, мы тем самым установили работу на 1 кг газа внутреннего контура, передаваемую в наружный контур, а следовательно, определили и долю L0B, 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 кон- туре, и частично преобразуется в кинетическую энергию газа в сопле внутреннего контура. Пренебрегая «возвратом» тепла и полагая (1 + дт) (1 — 60Тб) = = 0=1 баланс энергии можно выразить в следующем виде: LCB = (L,. в, + Ld .) = + -Й-, (9.15) ЧТ. ВЧМ. В Z(PcI 296
- где LB11 — работа вентилятора, затрачиваемая на сжатие 1 кг воздуха в потоке наружного контура; г}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, за- трачиваемой 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 двух- контурности т, можно поставить вопрос: есть ли такое соотноше- ние между LT Bg и LCIg, при котором для этого значения т удельная тяга Руд будет иметь максимальное значение? Для отыскания Pynmax исследуем на экстремум ее выражение через скорости истечения из сопел внутреннего и наружного кон- туров. Имея в виду, что АвП в (9.14) можно представить как Твп ~ ^bIIs/Vbi где LBns — изоэнтропическая работа сжатия в потоке наружного контура, а т}в — адиабатический КПД процесса сжатия, и учиты- вая, что работа сжатия в наружном контуре затрачивается на при- ращение кинетической энергии в этом контуре, можно выразить Ав11 через скорость истечения из сопла наружного контура и скорость полета: Тогда (9.15) будет представлена в виде: , _ т / Ccii________________^п_\ . Cci СВ ~ *Пв*Пт. вТ]м. в \ 2ф2„ 2 / ' 2Фс1 Из этого выражения находим Cci = «Рот 1/2LCb - ----п). (9.16) у чвчт. ВЧМ. В \ ТсII / Используя (9.16), можно выразить Руя только через есП: , _ _____________1_ уд 1 -f- т т / ссП Св 'Пв'Пт. вЛм. в \ ФсП Уп -J- т (сс 11 Уп) • (9-17) &Р уд dCcll ссП ПвЛт. вЛм. в Фсп 27 т ( С^П ПвПт. вПм. в \ ф<?11 Ф?1 фс! = 0. (9.18) ______1 1 + т т т 297
Рис. 9.4. Изменения относительной удельной тяги Руд = Ру„ трдд/Руд ТРД и относительного удельного расхода топлива суд = суд трдд/суд трд в зависи- мости от степени повышения давления в вентиляторе при разных значениях т Имея в виду, что знаменатель выражения (9.18) равен сс1, получим Ccll/^cl ПвПт. вПм. вфсп/фсЬ (9.19) Из (9.19) следует, что при любых значения LCB и т соотношение между ссП и сс1, соответствующее Руя = max, зависит от потерь энергии при передаче ее в наружный контур (Лв. Пт. в и Пм. в)- Если принять фсП.= фс1 и считать, что потери энергии при передаче в наружный контур отсутствуют (т]в = Пт. в = Им. в = = 1), то оптимальным будет сс11 = сс1. Этот результат раскрывает одно из фундаментальных свойств ТРДД, которым следует руководствоваться при выборе парамет- тров наружного контура. Заметим, что максимуму Руя одновременно соответствует ми- нимум сУд, поскольку теплоподвод и в термодинамическом цикле не зависит от распределения свободной энергии между внутрен- ним и наружным контурами. При заданных внешних условиях (Мп, Н), уровне потерь в наружном контуре (оьх, оп, <рсП) и КПД вентилятора Пв скорость истечения из сопла наружного контура сс11 однозначно связана со степенью сжатия в вентиляторе соотношением Если сс11 удовлетворяет условию (9.19), то соответствующая это- му значению ссП величина л* называется оптимальной (Лд = 298
= лвор1). Оптимальное значение л* и соответствующие ему уров- ни Руд шах и Суд mln не являются абсолютно максимальным и минимальным. Каждому выбранному значению т (при Лсв = = const) будут соответствовать свои величины Руд шах и суд mln. Зависимости Руд и суд от nJ для разных фиксированных значе- ний т показаны на рис. 9.4. Видно, что с ростом т величины л* opt уменьшаются. Уменьшаются также абсолютные значения Руд max и, до известных пределов, то же происходит С Суд mln. Все более резко уменьшаются Руд и растут суд при отклонении Лв от л* opt с ростом т. В наших рассуждениях Тсв была постоянной, поэтому для соблюдения условия (9.19) с ростом т доля энергии, остающейся г2 г ссТ во внутреннем контуре Lj = , должна уменьшаться, в то время, как произведение LB11m — соответственно возрастать, не- смотря на уменьшение Ав11, так как оно связано с соотношением (9.19). Таким образом, увеличение т приводит к общему увеличе- нию секундной массы воздуха, проходящей через двигатель, а для достижения оптимальности соотношения скоростей ссП и cci они должны одновременно уменьшаться так, чтобы сохрани- лось равенство (9.19). Зависимость nBopt от т для трех значений Тсв. пр приведена на рис. 9.5. Рассмотрим несколько иной подход к оптимизации распределе- ния энергии по контурам. Будем выбирать фиксированные значе- ния лв и для них искать оптимальную величину распределения масс т. В отличие от оптимизации лв по т, носящей универсальный характер, Руп по т не имеет экстремума, а монотонно уменьша- ется с ростом последнего. Это следует непосредственно из анализа выражения (9.2): р = ^уд! + т^*уд11 _ Руд! I _ тРудП уд 1 m 1 + т ~т 1 т Задаваясь фиксированным значением л;, определяем также Руд11. В результате второй член выражения для Руд слабо умень- шается 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. , г о 3600аг Удельный расход топлива суд =-р—; , - имеет экстремум, 'уд U ~г т) объясняемый тем, что с ростом т и, соответственно, падением РуД растет полетный КПД, который для случая ТРДД с раздельными контурами при 0 = (I + qT) (1 - ботб) = 1 имеет вид „ - 2l/i. [Cel + тссП - (т + 1) Уп] Лп Сс1+^п-(т+1)У2 • 299
Рис. 9.6. Зависимость полетного КПД т]п, эффективного КПД t]e и общего КПД т]0 от степени двухкон- турности при л* = n‘opt Рис. 9.5. Зависимость л* от т для в opt трех уровней приведенной свободной энергии При л* = const в этом выражении cCII = 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 энер- гии в цикле (если принять т]в и г]т. 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]пг]е имеет макси- мум по т. Характер изменения т]п, т]е и т]0 по т приведен на рис. 9.6. Определяя т]п (9-21) как отношение суммы полезных работ силы тяги Pj и Рц при скорости полета Кп к сумме приращений кинетической энергии Е/ = с2 __ у 2 С2 __ у 2 — ——----— и Ец = -11 —2- и записывая по аналогии с ТРД т]0 = т]ет]п> 2 2 предполагаем, что несовершенство процесса преобразования получаемой от тур- бины вентилятора наружным контуром энергии в приращении кинетической энергии Ец, учитывается величиной т]е, 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 положенной на валу турбины вентилятора энергии (затрачиваемой на привод части вентилятора, сжимающего воздух в наружном контуре) в энергию тЕц. КПД, учитывающий все виды потерь при преобразовании энергии, полу- ченной на валу турбины вентилятора, в полезную работу силы тяги получил название мощностного КПД движителя [22] и определяется как 1] = Рутттт _ ----221----, где Ец — работа на валу турбины вентилятора, приходящаяся Ец 300
mept 16 12 в 4 О Ц 1,3 ffi 1,3 1I6 1,7 1,6 1,S 7t; Рис. 9.7. Зависимость оптимальной степени двухконтурности от степени повышения давления в вентиляторе при LCB. пр = const и Vn= const Рис. 9.8. Зависимость суд от т при различных постоянных значениях сте- пени повышения давления в вентиля- торе п* на 1 кг секундного массового расхода воздуха, проходящего через наружный контур. Этот КПД идентичен КПД винта ТВД (см. гл. 11) и может быть связан с по- Ссп - Vn летным КПД выражением ='Чп^-Ец’ где Т'-Ец=------------2L----‘ ^егко ви‘ деть, что в случае ТРД г)Е — 1, и с увеличением т он снижается. В случае ТВД, у которого скорость отброса массы воздуха винтом незна- чительно отличается от скорости полета и т)п » 1,0, КПД винта —т]в = т]пт]Е ж «Я£ц- Таким образом, т]£ изменяется от единицы в случае ТРД до значения т] в ТВД. П Для того чтобы найти mopt, достаточно знать экстремум зна- менателя выражения для суд, так как числитель — величина по- стоянная. Если знаменатель (1 + т) Руд = П, то, используя выражение (9.17) для РуД, а также приняв <рс1 = <рс11, можно записать =- + Ссц = 0, откуда после преоб- П) (9.22) П = (1 +т)Руд = 1/2LCB-- т (cln-П) J г чвчт. ВЧМ. в Ец Н- Ш (ССП VD)- „ дП Беря производную и приравнивая ее нулю, получим (СсП-П) ______чвчт. ВЧМ. в _ 2/2£св-/га/г1в11т. в^м. в разований _______________ ^Ьсв^вЛт. вЯм. В ССП opt"' 4ссцЯвПт. вПм. в Здесь так же, как и в случае оптимизации по лв, минимум суД по т не является абсолютным, a mopt имеет принципиально такой же характер изменения по лв, как nBOpt по т. Закономер- ность изменения тор4 в зависимости от лв приведена на рис. 9.7. 301
Для того чтобы найти абсолютный минимум суд при некотором располагаемом значении LCB, необходимо, задаваясь последова- тальным рядом значений ла, определять для каждого из них зна- чение mopt. Если среди выбранных значений Яд находится такое, при ко- тором Суд достигает абсолютного минимума, то это значение Лд и соответствующее сс11 является абсолютно оптимальным, одно- временное абсолютно оптимальным т. На рис. 9.8 таким значением Яд является Лд3. Абсолютно оптимальное значение Яд или ссц может быть найдено непосредственно при оптимизации соотношения между подводимой к наружному контуру энергией и полезной работой силы тяги этого контура, поскольку он выполняет функции дви- жителя : рудтт^ т . 11— = шах. (9.23) Ьт. в Различные приемы такой оптимизации можно найти, например, в работах [11], [22]. Приведем конечный результат: C-cII opt абс — Vn(l -j-V^l Ла)’ (9.24) где r)w — коэффициент, учитывающий долю скоростного напора Уп/2, затрачиваемую на преодоление сопротивления в наружном контуре. ^При LBii = 0 определяет отношение кинетической энергии воздуха на выходе из сопла наружного контура к кинети- ческой энергии на входе Vn/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 (r]0 = 1) есц opta6c = Vn. С ростом потерь оптимальное значение Яд будет увеличиваться. Если рассматривать ТВД как ТРДД с «открытым» наружным контуром, то в этом случае потери в воздухозаборнике, канале и сопле теряют смысл и Лд0Р1абс будет стремится к единице, что имеет место в действительности. Так как удельная тяга ТВД, определенная по всей массе воздуха, отбрасываемой вин- том, будет очень мала, то для соблюдения (9.24) т получается большим. (Для ТВД m — 60 ... 100.) Зная зависимость между ссц и Яд (выражение 9.20) и Яд opt абс, можно найти соответствующее значение mopt абс по рис. 9.8, или, используя ccllopta6c, определить mopt абс непосредственно из выражения 9.20. Рассматривая полученные результаты, следует отметить, что выбрав Яд Opt абс по выражению (9.24) и отношение ссп/сс] по выражению (9.19), мы определили это отношение как абсо- лютно оптимальное, не зависящее от величины LCB и т. Однако 302
Рис. 9.9. Зависимость абсолютно оптималь- ных значений л* и т от скорости полета для сохранения баланса работ: j — сс‘ I т^в11 СВ Г1ВГ1Т. вЯм. в (см. выражение (9.15)) необходимо выбрать вполне определенное зна- чение т, которое существенно за- висит от LCB. В частности, как видно из выражения (9.15), с рос- том LCB будет возрастать и т. В свою очередь, как следует из рис. 9.3, LCB линейно зависит от Тв и слабо зависит от Лих- Поэтому с ростом Тв в ТРДД будет расти mopt абс • Изменение лв opt абс будет связано лишь с изме- opt абс 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 тор{ абС и лв opt абс от скорости полета. В соответствии с (9.24) с ростом Мп растет и лв, причем в от- личие от mopta6c для заданного уровня потерь в наружном контуре кривая лв opt абс = f (Мп) является единственной, не зависящей от параметров внутреннего контура. Фактически за- висимость лв oPt абс = f (Мп) имеет более сложный характер, так как некоторые виды потерь сами являются функцией скорости полета. В число потерь может быть включено и лобовое сопротив- ление гондолы Хг, которое в соответствии с [221 можно предста- вить в виде скорости Д V, затрачиваемой на преодоление сопротив- ления. Оптимальное значение Лв opt абс в этом случае должно быть больше, чем в случае, когда Хг не учитывается, а соответству- ющее значение mOpta6c уменьшается. Учет лобового сопротив- ления 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 пара- метров внутреннего контура лв составляет 1,65 ... 1,75, что бли- зко к оптимальному лв при современном уровне газодинамиче- ского 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 ес1 и сс11 через приведенные скорости Ас1 и Хс11 и критические скорости звука, можно записать Cd = Xci У ЯК ; (9.25) (9.26) 303
Температура газа за турбиной Т? всегда больше температуры воз- духа перед соплом наружного контура. Если считать, что в обоих соплах расширение происходит до давления окружающей среды (рс1 = /’cii = Рн)> то из выражений (9.25) и (9.26) следует, что давление должно быть меньше, чем давление /?ц = /?вн<тц, таккак%сп должно быть больше %ci • С увеличением л£ отношение р*\1р* растет. Подводя итоги, следует отметить, что логическая последова- тельность действий по оптимизации параметров наружного контура ТРДД с раздельными соплами должна быть следующей. 1. Определяют скорость истечения из сопла наружного кон- тура сс opt абс в соответствии с выражением (9.24), как оптималь- ную для заданной скорости полета при известном уровне потерь в проточной части наружного контура. 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. 2. Определяют оптимальное соотношение между скоростями истечения наружного и внутреннего контуров по выражению (9.19), которое, как уже было отмечено, также не зависит от па- раметров рабочего процесса внутреннего контура, а является лишь функцией уровня потерь, связанных с передачей механической энергии внешнему контуру, т. е. величин г]т. в, т]в, т]м. в. 3. По определенной параметрами внутреннего контура вели- чине свободной энергии LCB находят значение степени двух- контурности пг, 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 и уровня по- терь во внутреннем контуре. В последнем случае оптимальными становятся все параметры рабочего процесса ТРДД (nBs, 77, Лв и пг). ТРДД со смешением потоков Смешение потоков приводит к тому, что перед реактив- ным соплом суммарный поток имеет равномерное распределение энергии по всей массе рабочего тела. Если процесс смешения про- исходил бы без потерь, то энергия суммарного потока должна была бы быть равной сумме энергий внутреннего и наружного потоков: (GBi Ч-GBn) Сс/2 = GBlGei/2 + GbiiCcii/2. (9.27) Тяга сопла Рс.см оказывается в этом случае больше суммы тяг сопел при раздельном истечении. В этом можно легко убеди- ться, если предположить для простоты, что полные давления обоих потоков перед смешением равны: р* — pfr, следовательно, = %п> так как при % < 1 статические давления на выходе из смесителя тоже равны. В этом случае скорости истечения из обоих 304
Рис. 9.10. Зависимость Р„т и Р„ „„ czi и, см от температур газа Т* и воздуха Рис. 9.11. Изменение удельной тяги ТРДД со смешением потоков в зависимости от отношения полных давлений при входе в камеру смешения Рп/Р* для различ- ных значений степени двухкоитуриости m = 1 ... 4 (Н = 11; Мп = 0,8, л*2 = = 25, 77 = 7Г* opt) контуров будут пропорциональны -у^Т* в каждом потоке. Тогда при раздельном истечении суммарная тяга сопел Ре2 пропор- циональна GBi/77 + Gbii/Wh или Gbi (/77 + tn /7^). В случае смешения Рс. см ~ GBi (1 + m) /7^. Согласно (9.12) Тем ~ Т? + тТ*н, следовательно, 77. см Gbi (1 Ч- /и) (/7'т -]- tn /Т’вн). Отношение 7’с. см/7*02 — 7>с. см (1 + т) (Т; + mT*w) (/77+т/П;)2 = «(/^-/^Е)2 (/77 + т/ТТ;)2 • (9.28) Выражение (9.28) показывает, что при Т’вн ¥= Т*, Рс, см > 1. 7* I, т * На рис. 9.10 на простом примере для tn = 1, когда Т*м= В“ > наглядно показана величина выигрыша А7’с.см при смешении по- токов и его зависимость от разности Т' — Тва- Расчеты показывают, что при современных уровнях значений Т’вн и 77, которые не должны заметно изменяться, и для перспек- тивных ТРДДсм с более высокой Т*, но и более высокими Лк2, выигрыш в 77.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 по- следней на 1 ... 3 %. дт не зависит от эффективности смешения, 305
Рис. 9.12. Зависимость Рс иРс. см от коэффициента отбора энергии в наруж- ный контур v = т£ц/£св поэтому процент увеличения тяги за счет смешения в ТРДДсм равен проценту сни- жения удельного расхода то- плива. Очевидно, что в случае ТРДДсм принципы оптимиза- ции распределения LCB между контурами, применяемые для ТРДД с раздельными соплами, не могут быть использованы и необходим несколько иной подход к этому вопросу. В ча- стности, надо учитывать уро- вень потерь, возникающих в процессе смешения. Эти потери должны возрастать при увели- чении разности скоростей сме- шивающихся потоков. Кроме того, с ростом Лв при заданном т увеличивается доля £св, передаваемая наружному кон- туру с соответствующими по- терями энергий в турбине и эизведением г]т. в 'Нв'т1м. в- Рзс- четы при разных т показывают, что оптимальное значение pulp* = ДвнОп/дГ, при котором Дуд = Дуд тах, оказывается близ- ким к единице (рис. 9.11), особенно при небольших значениях т. Реализация этого условия приводит к тому, что Лв opt см <С Лв opt- (9.29) Влияние на n;0PtcM и nBopt относительной доли LCB, передаваемой наружному контуру, и потерь, связанных со сме- шением—v, показано на рис. 9.12. При идеальном смешении с ростом v = тЬц/Ьсв величина тяги сопла Рс монотонно падает (линия /). При л*ор4 (т и LCB постоянны) в ТРДД без смешения Рспах и vopt. Увеличение или уменьшение v нарушает условие оптимальности (9.19) ссП/сс! — %, в1!в1!м. в и, следовательно, приводит к снижению Рс. В случае ТРДДсм условие оптимальности (9.19) не соответ- ствует требованию минимальных потерь на смешение. Минимум получается при более низком значении nJ (точка 3). Одновременно уменьшаются потери при передаче энергии наружному контуру, так как уменьшение л^ при данном т уменьшает v. В результате 306
voptcM получается меньшим, чем vopt. Отклонение v от vopt см вправо и влево приводит к росту потерь на смешение, но точка 3 (^стахсм) лежит выше точки 2 (Рстах). Изменение ph и р( по v, показанное на рис. 9.12, показывает, что voptCM соответ- ствует р*1 х, pl, a vopt достигается при ph > pf (см. 9.25 и 9.26). Таким образом, для ТРДДсм условием оптимального распре- деления энергии между контурами является примерное равен- ство: ph « Pi- (9.30) Это условие равносильно условию ~ Xj. (9.31) 9.5. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ТРДД Расчет параметров ТРДД, как и ТРД, включает в себя определение давлений и температур в характерных сечениях про- точной части двигателя. Исходные данные для расчета: тяга дви- гателя в заданных условиях полета (на высоте Н и скорости по лета Уп); суммарная степень повышения давления в компрессорах внутреннего контура температура газа перед турбиной 77; степень двухконтурности пг, степень повышения давления в вентиляторе лв. 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£ опреде- ляются таким же образом, как для ТРД (см. гл. 7). Температура воздуха за вентилятором 77н = Л U + I = 77*тв. (9.32) 4 Чв у Величина лв при заданных исходных данных определяется в соответствии с оптимальным распределением свободной энергии между контурами ТРДД (см. разд. 9.4). При этом необходимо учи- тывать, что некоторое снижение лв относительно его оптималь- ного значения при малых m слабо влияет на РуД и суд, но может уменьшить массу двигателя. КПД вентилятора может быть при- нят равным т]в = 0,85 ... 0,87. Давление воздуха за вентилятором Рви = РвЯВ . Скорость истечения воздуха из реактивного сопла наружного контура при полном расширении Ссп = Феи _ Г1 ^Т’вн f 1 (9.33) \ лс*ц k / 307
Степень понижения давления в реактивном сопле наружного контура р* Лс*п = <Тп. (9.34) КН Здесь <рсП = 0,96 ... 0,98; ап = 0,94 ... 0,99. Температура воздуха за компрессором внутреннего контура т* = т* I 1 + -------А = т*тк2. (9.35) Давление воздуха за компрессором внутреннего контура pt — = plat-s,. (9.36) В том случае, когда заданы величины Лкнд, Лквд, Лк нд и т]квд, (трехвальный двигатель), определяются последовательно значения / / k-i \ \ I I Л* 1 ) I П нд = 7М1 + кН-Д --------------Lу = Т2нтк нд. (9.37) чк НД ' / / fe-1 \ \ I IJT* ___________ill П = Пнд V + k кВ*-кВД ’ } = Пндтквд. (9.38) pt = ндЛквд. (9.39) Величины т]к> Лкнд и т]кВд в расчетных условиях прини- маются в соответствии с рекомендациями гл. 4. Определяется относительный расход топлива в камере сгорания двигателя </т (по величинам 77 и 77) и полное давление газа перед турбиной: pt = Рк<тк. с, (9.40) где <тк. с = 0,95 ... 0,96 учитывает потери полного давления, выз- ванные гидравлическими сопротивлениями и подводом тепла в ка- мере 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 вентиля- тора Т? определяется из условия равенства мощностей турбин с одной стороны и вентилятора с компрессором низкого давления — с другой: (1 | /n) Ln j LK нд = [(1 9т) (1 6отб)] (LT НдГ]м 4" -А. 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 = Т1м в ~ « 0,995), а ь ЬтНд + Ьт.в = ^~Г^ЛЛвл- Л). (9.42) В том случае, когда заданы Лкх, Цкх и г]т, температура газа за турбиной находится из уравнения баланса мощностей, затра- чиваемых на сжатие воздуха в обоих контурах, и мощности тур- бин, имеющего вид: ь LKS + mLB = 7?т (1 + </т) (1 - ботб) (77 - Л) Пм, (9.43) где т]м — суммарный механический КПД. По известным величинам Л, Л и г]т определяется суммар- ная степень понижения давления в турбине л; (г]т = 0,915 ... 0,925, т]м = 0,99). Скорость истечения газа из реактивного сопла внутреннего контура при полном расширении определяется по формуле, ана- логичной формуле (7.32). Коэффициент скорости реактивного сопла <рс1 изменяется в уз- ких пределах (<рс1 = 0,975 ... 0,98). ТРДД со смешением потоков контуров В начале процесса смешения должны быть известны параметры газа (77, р}, Л) и воздуха (Лн, ph, ^п) непосредст- венно перед смешением. В случае дозвуковых скоростей на вы- ходе из смесителя, что характерно для ТРДД со смешением пото- ков, статические давления в начале участка смешения (рт и рп) равны между собой. Это выражается соотношением р?л* (%т) = рПл* (%п). (9.44) В сечении «см» за смесительным устройством, где процесс смеше- ния предполагается полностью завершенным и, следовательно, принимаются равномерными поля температур, давлений и ско- ростей потока, параметры потока могут быть определены с по- мощью 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). 9.6. ВЛИЯНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Н И Мп НА УДЕЛЬНУЮ ТЯГУ И УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА ТРДД Влияние основных параметров рабочего процесса вну- треннего контура двигателя (Лк2 и Л) на Руд и суд иллюстри- руется рис. 9.13. 309
Суз,кг!ааН-ч Рис. 9.13. Зависимость удельного расхода топлива и удельной тяги ТРДД от величин и Т* (Мп = 0,8, Н= 11 км, т~ 1, л* = л*ор() При Т* = const и т = const увеличение Лкх, как и в обычном ТРД, приводит вначале к некоторому увеличению удельной тяги Руд, а затем, после достижения Руд тах, — к ее монотон- ному уменьшению. Абсолютные значения Руд в ТРДД меньше, чем в ТРД, в связи с тем, что к потоку воздуха в наружном контуре тепло не подво- дится. Например, в рассматриваемых условиях (см. рис. 9.13) при Лкх = 22, т = 1 и Т* — 1400 А; Руд = 45 даН-с/кг, в то время как у соответствующего ТРД в этих условиях Руя = = 80 даН-с/кг. Оптимальные величины Лк2 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 давле- ния nK2opt от 6 до 14. В ТРДД, как и в ТРД, существует так называемая экономи- ческая величина Лкх, при которой достигается минимальное значение суд. Это объясняется различным характером изменения в зависимости от Лкх эффективного и полетного КПД двигателя. Экономическая степень повышения давления в компрессоре внутреннего контура, как и в ТРД, больше оптимальной по Руд. Экономическая величина Лке увеличивается по мере роста Т*. В рассматриваемом примере при Т* = 900 К Лкхэк = 14, а при Тг‘ = 1000 К = 26. 310
На рис. 9.14 показано изменение коэффициентов полезного действия ТРД (/), ТРДД (2) и ТВД (3) в зависимости от л,*2 (лк) при 7? = const. Максимальное значение эффективного КПД достигается при большей, чем Лк, 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 Лкх является более пологим, чем в ТРД, вследствие малых скоростей истечения из реактивных сопел. Поэтому его влияние на оказывается меньшим, чем в ТРД. По этой причине максимальное значение общего КПД ц0 в ТРДД достигается при меньших, чем в ТРД, величинах Лкх- В ТВД величина г|п еще более слабо зависит от л£. Поэтому ц0 имеет максимум при еще меньших значениях л£. При Лкх = const и т = const увеличение Т* вызывает воз- растание удельной тяги ТРДД. Так, например, при Лкх = 20 и т — 1 увеличение температуры газа перед турбиной Тг с 900 до 1600 К приводит к возрастанию Руд в три раза. При Лкх = const и т = = const удельный расход то- плива ТРДД достигает своего минимального значения при некоторой величине темпера- туры газа перед турбиной (Т;.эк). Существование указан- ного минимума Суд по Тг объяс- няется, как и в ТРД, влиянием полетного КПД, который умень- шается при увеличении Тг, и эффективного КПД, который при низких Т* растет интен- сивно, а при высоких Т* — относительно слабо. Рд^'даН-с/кг Рис. 9.15. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДД от 7* и m (Мп = 0,8; Н = 11 км; = = 20) Рис. 9.14. Зависимость коэффициен- тов полезного действия двигателя от величины л*2 (л*} 311
Рис. 9.16. Зависимость удельного расхода топлива ТРДД от величин л*2 и т (Мп = 0,8, Н = 11 км) Вследствие более слабого, чем в ТРД, влияния темпера- туры газа перед турбиной на величину полетного КПД мини- мальная величина суд в ТРДД достигается в области более высоких температур газа перед турбиной, причем величина Т*. эк тем больше, чем больше значение степени двухконтурности. Так, например, при Мп = 0,8; Н = 11 км; Лкх = 20 (рис. 9.15) Т* эк = 870 ... 900 К в ТРД, 1000 К в ТРДД при m = 1, 1200 К при m = 3, 1300 К при т=6 и 1400 К при т=10. Одновременно повышение tn и Лкх приводит, естественно, к еще большему увеличению Т*. эк. Так, например, при Лкх=25 ... 30ит=8... 10 Т*. эк= 1400...1500 К. Реализация увеличенной экономической величины Т* связана с необходимостью создания эффективной системы охлаждения турбины для обеспечения большого ресурса и высокой надеж- ности ТРДД с большой степенью двухконтурности. Выбор ве- личины степени двухконтурности оказывает существенное влияние на удельные параметры ТРДД. Удельная тяга двухконтурного двигателя заметно умень- шается при возрастании tn. Например, при Т* = 1400 К и Лкх = = 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 tn = = 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 Лкх и tn в условиях полета при Мп = 0,8 и Н = 11 км. Величины Тг и Лв при этом выбраны равными их оптимальным по экономичности значениям (Л. ЭК> Лв opt) • Из рисунка видно, что повышение степени двухконтурности является наиболее эффективным способом значительного повы- шения экономичности двигателя. Так, например, при Лк2 = = 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 Лкх также позволяет существенно улучшить эко- номичность ТРДД, в особенности, в области умеренных значе- ний Лк2. Например, при m = 2 повышение Лк2 от 10 до 20 при- водит к снижению суд от 0,87 до 0,72 кг/даН-ч, т. е. на 10 %. В области больших Лкх ее изменение влияет на экономичность ТРДД слабее. В рассматриваемом примере повышение n£s с 20 до 26 уменьшает суД только на 3 %. Повышение tn более эффективно в области больших Лкх. Указанная зависимость объясняется сдвигом максимума вели- 312
чины общего коэффициента полезного действия при увеличении т в область больших значений Лкх вследствие возрастания Тг- Одновременное повышение т и Лкх, сопровождаемое увеличе- нием Тг, позволяет наиболее эффективным образом повышать экономичность двигателя. 9.7. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА НА УДЕЛЬНЫЙ ВЕС И ДИАМЕТР МИДЕЛЕВОГО СЕЧЕНИЯ ТРДД Выбор^основных параметров ТРДД должен произво- диться 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 совер- шенства ТРДД, как и ТРД, являются его удельный вес по тяге в условиях взлета (Н = О, Мп = 0) удв = ^?Bg. * о ТРДД может характеризоваться также и относительными массами, представляющими собой отношение массы двигателя к расходу воздуха в условиях взлета, проходящего через дви- гатель: II — ^Дв ____ Р0 _ УДВ р .Г, Идв0 “ ~ -&Г GB0 ~ ~Г уда’ ( J Поскольку величина Руд0 зависит только от параметров рабо- чего процесса и коэффициентов полезного действия элементов дви- гателя, то по существу величины р,дв0 и удв являются взаимосвя- занными массовыми характеристиками. Масса двигателя зависит не только от параметров рабочего процесса двигателя и газодинамического совершенства его эле- ментов, но также и от его конструктивного и технологического совершенства, применяемых материалов, запасов прочности, на- значения двигателя, условий его эксплуатации, размерности и других факторов. Вследствие этого, масса двигателя может быть определена достаточно точно только после разработки его кон- струкции. На практике часто прибегают к приближенным спосо- бам определения массы ТРДД. Один из таких способов основан на использовании статистических данных близких по указанным выше факторам двигателей, которые, однако, отличаются основ- ными параметрами рабочего процесса (Лкхо, Тго, т0, лв0). Статистические зависимости для определения массы ТРДД могут быть получены различными путями. При этом приходится вводить необходимые приближенные предположения, учитыва- ющие качественное влияние параметров рабочего процесса на массу основных элементов двигателя. Может быть предложен, например, следующий способ обоб- щения статистики масс ТРДД. Массу двигателя можно условно разделить на массу его основных элементов, относя к ним также 313
массы соответствующих корпусов, элементов трансмиссии и си- стем двигателя: Мдв = Л4к2 + Мт. к2 + Т1ВН /Ит. вн. Здесь Мдв — масса двигателя; Л4к2 — масса элементов венти- лятора и компрессоров, обеспечивающих получение Лд2 во вну- треннем контуре двигателя; Л4Т. к2 — масса элементов турбины, обеспечивающих получение Яка в потоке воздуха, идущем через внутренний контур двигателя; Л4ВН — масса элементов венти- лятора, создающих степень повышения давления лв в потоке воздуха через наружный контур двигателя; Л4Т. вн — масса эле- ментов турбины, обеспечивающей привод вентилятора, создаю- щего в наружном контуре степень повышения давления лв. В дальнейшем условно принимается масса каждого из указан- ных элементов двигателя пропорциональной произведению рас- хода воздуха на работу (в условиях взлета): Мк2 = consti бвю (лкхо k — О, Мт. к2 = constaGsio (лк20 * 1), / fe-1 ч Мвн = const3ff?oGBi0 \лв0 * — 1 /, Мт. вн ~ Const< ^^во 1) • Отсюда следует, что РдвЮ = -7^ДВ = consti (^20— - 1) + ^вЮ + const2 (л£20 k — 1) + const3m0 (лв0 к — 1) + + const4ff?0 (лв0 * — 1). Принимая величины констант и показателей постоянными, получим Рдвю = f [(л&о“- 1) +т0(лв*о“ - 1)]. (9.46) Зависимость (9.46) показывает, что при принятых предположе- ниях относительную массу ТРДД цдв1о приближенно можно рассматривать как функцию суммы двух параметров: (лихо”— 1) и т0(л20—Г"— О- На рис. 9.17 приведены результаты обработки статистических данных по массам современных дозвуковых ТРДД. 314
Рис. 9.17. Зависимость относитель- Рис. 9.18. Зависимость удельного ве- ной массы ТРДД от параметра са ТРДД от величин т и Тг I A~1 \ ( 6-1 \ I _* к 1 I _l_ т I _* к _ 1 На основании данных на u 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 сла- бый минимум при т0 = 3 ... 5. При увеличении Т* уРо уменьшается из-за увеличения значе- ния РуД. Влияние суммарной степени повышения давления в компрес- соре на удельный вес двигателя иллюстрируется рис. 9.19. По мере увеличения Лк^о удельный вес двигателя возрастает из-за увеличения относительной массы двигателя. Влияние Лкхо на удельный вес двигателя тем сильнее, чем меньше степень двухконтурности. Графики на рис. 9.17, 9.18 и 9.19 носят услов- ный характер в соответствии с принятой методикой обработки статистических данных. Вследствие уменьшения удельной тяги при увеличении т диаметр миделевого сечения ТРДД (вентилятора) увеличивается. Так, например, при /7=11 км, Мп = 0,8, =25 и Р = = 4000 даН увеличение т от 1 до 8 приводит к увеличению диа- метра вентилятора на 39 %. Увеличение диаметра вентилятора приведет к увеличению сопротивления двигателя в полете Vn = Схрн A/mld 2~ ' При установке гондолы двигателя на пилоне величина сх гондолы при увеличении т не сохраняется постоянной. Типичный характер изменения сопротивления гондолы, отнесенного к вну- тренней тяге ТРДД при Мп = 0,8; Н — 11 км, показан на 315
Рис. 9.20. Изменение сопротивления гондолы ТРДД, отнесенного к внутренней тяге, в зависимости от величины т (Мп — 0,8, //=11 км) рис. 9.20. При т = 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 соответственно с укороченной гондолой. Малая длина наружного контура двигателя за вентилятором поз- воляет также повысить коэффициент восстановления полного давления в наружном контуре. 9.8. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ И ДРОССЕЛЬНЫХ РЕЖИМОВ ТРДД В качестве исходных данных должны быть известны параметры рабочего процесса на расчетном режиме, т. е. на вы- бранном режиме, для которого в соответствии с разд. 9.5 настоя- щей главы рассчитываются по заданной тяге расход воздуха и основные размеры характерных сечений двигателя. Как и в слу- чае ТРД, расчет начинается с построения линий рабочих режимов (ЛРР) на характеристиках компрессоров, число которых опоеде- ляется выбранной схемой ТРДД. Так, в двухвальном ТРДД их будет три, а в одновальном ТРДД их будет два. Естественно, в расчетной точке значения Якх, q (А.) и т]к принимаются не про- извольными, а взаимно увязанными в соответствии с характери- стикой компрессора каждого каскада. В некоторых схемах, чаще всего в схемах с одновальным газо- генератором, применяются «прицепные» ступени, расположенные в потоке внутреннего контура непосредственно за вентилятором и приводящиеся турбиной вентилятора, что обусловливает низ- кую окружную скорость, характерную для работы этих ступеней. Основное назначение «прицепных» ступеней в двигателях с боль- шой степенью двухконтурности заключается в том, чтобы компен- сировать снижение в комлевых сечениях вентилятора, где для сохранения высокого КПД при пониженном значении окруж- ной скорости приходится уменьшать коэффициент /7Т в сравне- нии с его величиной, которая была бы необходима для сохранения постоянного затраченного напора по всей высоте лопатки венти- лятора. Число «прицепных» ступеней бывает равным 1 ... 5, т. е. 316
в потоке внутреннего контура вентилятор становится двух— шестиступенчатым. Число ступеней уточняется при оптимизации распределения срабатываемого теплоперепада между турбинами газогенератора и вентилятора. Характеристики всех компрессоров должны выбираться с уче- том предполагаемого диапазона изменения режимов по ЛРР, который всегда расширяется при переходе от каскадов высокого к каскадам низкого давления. Наиболее широкий диапазон ре- жимов, как правило, имеет вентилятор. Зная общие закономерности, целесообразно при выборе ха- рактеристик каскадов и расчетных точек на них, учитывать пред- полагаемую взаимозависимость ЛРР и границы устойчивости, особенно, если ожидаются докритические перепады давлений в сопле, так как в этом случае, как известно, ЛРР расслаивается при изменении Мп, приближаясь к границе устойчивости на малых скоростях. Неучет взаимозависимости ЛРР и границы устойчи- вости может привести к снижению запасов устойчивости АДУ до недопустимых величин, что потребует изменения положения исходной расчетной точки на характеристике компрессора и со- ответственно положения всей. ЛРР. Построение линии рабочих режимов Линии рабочих режимов одновального или двухваль- ного газогенератора строятся в соответствии с рекомендациями гл. 8 для одновального и двухвального ТРД. Поскольку за тур- биной газогенератора располагается турбина вентилятора с не- регулируемым сопловым аппаратом, условия работы газогенера- тора ТРДД соответствуют случаю работы ТРД с нерегулируемым соплом (Fc. кр = const), но при еще более широком диапазоне режимов, для которых сохраняется q (%)с. а с1 = const. Это позволяет в том же диапазоне режимов считать л*. к = const, a Lt. к да Тг- Построив ЛРР одновального газогенератора или взаимоувя- занные ЛРР КВД и КНД двухвального газогенератора по реко- мендациям гл. 8, переходим к построению ЛРР вентилятора, имея в вйду, что если в соплах или хотя бы в одном из них на неко- торых режимах могут быть докритические перепады, ЛРР рас- слаивается в зависимости от Мп. Для построения ЛРР вентилятора воспользуемся методом, изложенным в работе [20]. Поскольку положение ЛРР не зависит от величин Рв и Тв, в качестве опорного давления и температуры удобнее всего при- нимать условия Н = 0 и Мп = 0, т. е. pl = ро = 1,013-105 Па и ти = То = 288 К- В этом случае значения давлений и температур, определяемые в процессе расчета, отнесенные к опорным значениям рв и Тв, можно рассматривать как приведенные к атмосферным условиям. 317
Для определения степени расширения в сопле при Мп > О нужно воспользоваться формулой л£м ’ где со’ ответствует Мп, а <твх можно принимать равным 0,98 ... 0,99 в интервале скоростей Мп = 0,3 ... 0,85. Задаваясь несколькими значениями лв, для каждого из них находят: 1. Давление за вентилятором Рм = pin* = 1,013-105-^. 2. Отношение температуры конца сжатия в вентиляторе к на- чальной k-i 3. Температуру конца сжатия в вентиляторе Т* ___ ГГ*~ OOQT* 1 вн — * вТр — Zoo7 в. 4. Работу сжатия в вентиляторе « 1 1|в 5. Располагаемую степень расширения в сопле наружного контура Лс. р II = РвН<Тц<Твх/( 1,013• 105л (%н)), откуда л* (%ciis) = W. рц. 6. ^СП s И %СП = ^сПвфсП ПО Л (%с11 s). 7. Расход воздуха через наружный контур п. _ PBHCTIICTcIIf ell кр4 (Чп)кр Wbii — ткр------------==----------. Здесь fciiKp определяется по расчетному режиму, а <тсП — из выражения <тсП = "Л011 у • Если %сП > 1, то <тс11 = > Я Я (^си)кр “ 8. Суммарный расход воздуха GB = GB. пр. 9. Расход воздуха через внутренний контур GBl = GB — GBlI или GBl = ткр Рви Г^гг вх-гг- ? где и q — пло- V Твн щадь и приведенный расход на входе в газогенератор, откуда т — = const А2!Д12£Р_. Gbi q (Мп- 318
10. Приведенный расход на входе в каскад низкого давления газогенератора для трехвальной схемы ТРДД или в компрессор газогенератора ТРДД двухвальной схемы 1,013-105 •] / TgH V твн Л Скндпр —GBi 1 / 288 — const (?в1, ' вн вх. гг V нвн где <твх. гг — 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 ствх. может состав- лять 0,985 ... 0,95. 11- «кндпр- Лщнд И Цкнд по полученному значению Скндпр на уже имеющейся ЛРР КНД. 12. “ ------------ Давление за КНД ТРДД трехвальной схемы: РКНД = Рвн<7вх. гглкнд- Отношение температур на выходе и входе в КНД: k-i якнд ~1 Твн 1 ! 4кнд Температуру за КНД, равную температуре входа в КВД, J кнд = 1 вяТкНД- Приведенный расход воздуха на входе в КВД G _G 1,013-10» , Л Т^нд _ о . GBIУ7 кнд GkBA- ПР ~ GbI ^д<^ V -288~ 7 const р^нд ’ где <твх вд—коэффициент восстановления полного давления на входе в КВД, <твхквд = 0,99 ... 0,97. 16. пПрвд, Лквд и г]Квд по полученному значению бвКВдпр на уже имеющейся ЛРР КВД. 17. 13. 14. 15. 18. 19. 20. т _ •'кнд ткнд — - 'Г* 1 кнд Давление за компрессором газогенератора Рк — Ркнд^вх вдлквд- Отношение температур на выходе и входе в КВД fe-i яквд ~ 1 КНД 'Пквд Температуру за компрессором газогенератора Тк = Ткнд^квд- Давление перед турбиной: Рг = Рк<тк. с. т* Тквд = у* 319
21. Температуру 3aJ турбинами газогенератора (поскольку лтвд - const и Лтнд = const) Tl. к = Т* const, где const опре- деляется на расчетном режиме, а Т? — в соответствующей точке ЛРР. 22. Работу турбины вентилятора (из баланса работ): £т.в = const LB (1 + tn). 23. Температуру за турбиной вентилятора т* ^т. в J т — J т. к Z • Кт D 24. Степень расширения в турбине вентилятора (по темпера- турам на входе и на выходе из нее) \ Лтв / 25. Давление за турбиной р* = р?/(л?-вдлтндя?. в) = р?/(л™ const). Постоянные значения лтнд и Лтвд находятся на расчетном режиме. 26. Располагаемую степень расширения в сопле внутреннего контура _* ______P*gcIgBX с- р1~ 1,03-106л(Лн) • 27. «с!, Хс18 и Хс1, повторяя расчеты по пп. 5. 6, но для потока^внутреннего контура. 28. ClKP mKp₽T*gIgcl9(4l)Kp ' В отличие от п. 7, где по известному значению Ес11кр определяли расход воздуха через наружный контур, для внутреннего контура решается обратная задача — Рс1кр находят по известному GB1. Здесь, как и для истечения из наружного контура, величины <тс1 и q (Хс1) находятся в зависимости от величины Хс1 2g 1 (см. п. 7). Полученные значения Ес1кр в зависимости от заданных ве- личин л^ сравниваются с Ес1кр, полученным на расчетном ре- жиме, откуда находится рабочая точка на характеристике венти- лятора. Законы регулирования Как и для ТРД с нерегулируемым соплом, для ТРДД со смешением потоков или с раздельными соплами применяются законы регулирования Т* = const или п — const. Если ТРДД 320
трехвальный, то может быть принят закон п = const любого из трех роторов, для двухвального ТРДД таких законов может быть два — nB = const и пк = const. Могут быть применены и другие законы, например, ппр = const. Каждый из возможных законов регулирования имеет свои преимущества, недостатки и ограничения. Поэтому иногда при- меняются несколько законов с последующим переходом от одного к другому для различных участков высотно-скоростных характе- ристик (ВСХ). Для того чтобы выбрать наиболее целесообразную комбина- цию законов регулирования, необходимо провести расчет ВСХ для каждого из них в широком диапазоне Уп и Н, а затем, сопо- ставляя 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 опти- мизированы для заданного летательного аппарата. Эта задача наиболее эффективно решается в системах автоматизированного проектирования двигателей (САПР) с помощью специально раз- работанного программного аппарата, учитывающего харак- теристики и двигателя и летательного аппарата одновре- менно. В результате получают все исходные данные для рабочего проектирования двигателя, включая и оптимальные законы регу- лирования. Вопросы оптимизации параметров и законов регулирования рассмотрены в гл. 17. Здесь изложим методику расчета ВСХ, т. е. изменение по вы- соте и скорости полета тяги, удельного расхода топлива для наи- более 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 Тв = Тв, диапа- зон 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 зависи- мости от йв.пр параметров: йдндпр> ^квдпр> ^кнд, Т'квд» Лт. в, Gb. пр> Для докритических перепадов в соплах учитывается расслое- ние по Мп. Далее задается ряд значений пв.пр в диапазоне от «в. пр ты до пъ. пр max с интервалом через 0,05, и на полученных графиках снимаются соответствующие значения тв, Ов-пр, т, «КНДпр, «КВДпр. ткнд и тквд. 11 В. М. Акимов 321
Для закона пв = 1,0 = const определяются: б) Т*вя = Лтв; В) Пнд — Т’внТднд; г) Т£ = Ткнд^квд', д) 77 Т* ГКНД тквд~1 . ' Г. расч ----------г, 1 КНД расч ‘квдрасч 1 е) ЙКНД = Йднд пр Л/ у*—”------ т вн. расч т* 7 КНД т* • 7 КНД расч Для закона пкНд =1,0 = const: Д’* ___ д’* ( 1’0 \2, а) * в$ — * вн. расч --------I » \ ДКНДпр / ж) ”квд — «КВД пр б) Т*в Т** вн , *В ' в) Т’кнд — Т’вн'Гк. ВН’ г) Тя — Т’кнд'Гквд! д) Т* т _____1 т* — т* кнд тквд 1 1 г — Jr. расч -------------------------р, J КНд расч тквд расч — 1 Дв — И-в. пр Ж) Йквд — ЙкВДпр т* 7 кнд т* 1 КНД расч Для закона пКВд — 1,0 = const: а) Т’кнд = Т’кндрасч!——'----- \ геКВД пр б) Т*вя 'Р* 1 КВД . ткнд 7’* в) Т1 = —55-; г) Тк — Т’кНдТдвд; 322
Ivnn — 1 к /р* /р* КНД КВД , Д; 1 г — 1 г. расч-?^ т _ I » 1 КНД расч КВД расч е) дв — /iB. Пр ж) «КНД — ^кнд пр Л 288 'Г* л вн 'Г* вн. расч Для закона Л = const = Л. расч: •Т __ 1 >ti* /р* КВД расч , * КНД = * кнд расч Z-----------’ КВД а) б) /р* * вн в) т* 1 КНД ткнд ля. Тв ’ Г) = Т’кндтквд Д) «в — ^в пр Л л УТ. л вн -'Г* вн. расч ж) Пдвд - «КВД пр у 7кНдНрасч- По полученным значениям параметров для каждого закона регулирования строятся графики зависимости от Л величин Л, п всех роторов, GB. пр, т и А/Су во всем диапазоне Л- Эти зави- симости позволяют выявить ограничения по А^, по п и по Л и возможность выбора комбинации программ, при которой ВСХ будут изменяться наиболее благоприятно. В соответствии с выбранной программой строятся графики зависимости от Л недостающих для расчета Руд, суд, GB и Р, и расчет ведется в соответствии с рекомендациями разд. 9.5. 9.9. ВЫСОТНЫЕ И СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДД Ниже в виде конкретного примера показаны высотные и скоростные характеристики ТРДД, предназначенного для пас- сажирского или транспортного самолета. Основной крейсерский режим полета совершается при Мп = 0,75 на высоте Н — 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 л’ (Мп = 0,75; л*2 = 25; Т* кр = 1400 К, ткр = 8) ------------ Т* = const; -------пк= const, -------•---- пв — const расход топлива суд — 0,62 кг/даН-ч; суммарную степень повы- шения давления в компрессоре лк2 = 25; температуру газа перед турбиной Т* = 1400 К; степень двухконтурности m = 8. Рас- сматривается двухвальный двигатель с раздельными реактив- ными соплами, у которого привод расположенного впереди вен- тилятора осуществляется турбиной низкого давления. Двигатель характеризуется дозвуковыми скоростями истечения из реактив- ного сопла внутреннего контура и сверхзвуковыми или околозву- ковыми 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 кон- туров: а) регулирование по закону сохранения постоянной ве- личины температуры газа перед турбиной (77 = const); б) регу- лирование по закону сохранения неизменной частоты вращения турбокомпрессора внутреннего контура (nK = const); в) регули- рование по закону сохранения неизменной частоты вращения вентилятора и его турбины nB = 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 одина- ково. В соответствии с уменьшением температуры воздуха на входе в двигатель при увеличении высоты полета (вследствие чего снижается также и температура воздуха перед компрессором вну- треннего контура) возрастают приведенные частоты вращения вен- 324
Рис. 9.22. Влияние высоты полета на величины Г*; (nK/«B); tn (Мп = 0,75, = 25, Т* „п = 1400 К, л*ип = 8) ---- Тт = const;-----п = const; -------- «в = const тилятора (пв.„р) и компрессора внутреннего контура (ик.пр), а также величины nJ и nJ; 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 умень- шается, что объясняется увеличением nJ и GBinp- Величина скольжения роторов (ик/пв) при увеличении высоты полета уменьшается. Ее изменение может быть объяснено сле- дующим. Отношение работы турбины высокого давления (компрес- сора внутреннего контура) £т. к к работе турбины низкого давле- ния (вентилятора) £т. в пропорционально отношению Поскольку в рассматриваемых условиях л*. к = const, то это отношение изменяется обратно пропорционально 325
Рис. 9.23. Влияние высоты полета на величины Руд, GB, Р и суд (мп = 0,75; л*Е = 25; Т* — 1400 К, ткп = 8) — Т* = const;---------п„ = const; ---- «в = const Таким образом, отношение работ турбин есть функция в основ- ном только л;. в. В двигателе с большой степенью двухконтур- ности величина л-J. в является переменной, поскольку истечение газа из реактивного сопла внутреннего контура обычно является дозвуковым. Величина л?. 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. я/£т. в будет при этом уменьшаться. Относительно большая работа, сообщае- мая вентилятору, по сравнению с работой компрессора приводит к уменьшению скольжения ротора при увеличении высоты полета. По этой причине увеличивается и скольжение роторов при дроссе- лировании двигателя с большой степенью двухконтурности. Рост высоты полета приводит (рис. 9.23), как и в ТРД, к уве- личению 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 и пк = const) показывает, что эти законы близки между собой по эффективности. Однако сохранение постоянной величины частоты вращения компрессора внутрен- него контура требует некоторого повышения температуры газа перед турбиной при неизменном числе Мп на малых высотах по- лета. Сохранение постоянной частоты вращения вентилятора требует значительного повышения температуры газа перед тур- биной на малых высотах полета. В рассмотренном здесь случае закон регулирования nB = const при М„ = 0,75 и Н = 0 сопря- жен с необходимостью повышения Тг от 1400 до 1590 К. Одно- временно с этим растет частота вращения компрессора внутрен- 326
Рис. 9.24. Влияние числа Мп на отно- сительные величины f)B, f)K, л* и л* (Я = 11 км, л*2 = 25, Т* кр = = 1400 К, тКр~ 8)--------т? ~ const; ----•---- nB = const Рис. 9.25. Влияние Мп на величины Г*; пк/пв и m (Н = 11 км; л*2 = 25; Г*Кр= 1400 К, ткр = 8) него контура (в данном случае на 5,5 %). Значительное увеличе- ние температуры газа перед турбиной и производительности вен- тилятора приводит на указанном режиме полета к увеличению тяги по сравнению с тягой двигателя, регулируемого по закону Т’ = const. На высотах Н > 11 км, как и в ТРД, удельные характеристики ТРДД не зависят от высоты полета (с точностью до влияния числа Re на коэффициенты полезного действия ком- прессора и турбины и влияния давления в камере сгорания на коэффициент полноты сгорания топлива). На рис. 9.24, 9.25 приведены скоростные характеристики дви- гателя с раздельными реактивными соплами. В соответствии с увеличением температуры воздуха перед вентилятором и перед компрессором внутреннего контура при увеличении числа М величины лв и Лк уменьшаются (см. рис. 9.24). Вследствие уменьшения приведенного расхода воздуха через Рис. 9.26. Влияние М_ на величины Go, Р и с „ //7=11 км, = 25, U УД’ В УД \ Гр „п = 1400 К, m п = 8) -------- Т* = const;-------— п — const 327
компрессор внутреннего контура при увеличении числа М воз- растает величина степени двухконтурности (см. рис. 9.25). Сколь- жение роторов при увеличении числа М несколько уменьшается из-за увеличения степени расширения газа в турбине вентилятора. При рассмотренных здесь законах регулирования ТРДД вели- чина Т* остается постоянной или изменяется весьма слабо. Величина удельной тяги по мере увеличения числа Мп моно- тонно уменьшается (см. рис. 9.26). В данном случае (//=11 км, лкгкр = 25, /икр = 8, Т*. кр = 1400 К) при Мп = 1,0 Ру!, = = 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 Мя уменьшается. Удельный расход топлива при увеличении Мп возрастает, но менее интенсивно, чем изменяется удельная тяга из-за увеличения степени двухконтурности и уменьшения отно- сительного расхода топлива. - Сравнение различных законов регулирования ТРДД при из- менении 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, сле- дует отметить, что значительное повышение Р, обусловленное ростом Тг при уменьшении высоты полета при nB = const (см. рис. 9.22 и 9.23), объясняется существенным влиянием умень- шения высоты полета на пв. При Т? = const уменьшение высоты полета приводит к уменьшению пв, так как nJ. в уменьшается из-за уменьшения л £ вследствие уменьшения и лв. В случае увеличения скорости полета при неизменной высоте полета увеличивается, вследствие чего при Тг — const частота вращения вентилятора практически не изменяется. 9.10. ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДД На рис. 9.27 ... 9.29представлены дроссельные харак- теристики ТРДД с раздельными реактивными соплами в условиях крейсерского полета. Двигатель имеет в крейсерском полете расчетные величины ткр = 8; Лк2кр = 25 и Т*. 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 сече- ниях реактивных сопел. Как видно из графиков, приуменьшении частоты вращения вентилятора характер изменения коэффициента полезного действия вентилятора подчиняется обычной закономер- ности. Такой же характер свойствен и коэффициенту полезного действия компрессора в связи с уменьшением частоты его вра- щения. 328
Рис. 9.27. Зависимость относитель- ных величин т]в, Т]к и величины Т* от относительной частоты вращения ком- прессора внутреннего контура ТРДД пк (Мп = 0,75, Н = 11 км) Дросселирование двигателя сопровождается снижением тем- пературы газа перед турбиной (см. рис. 9.27) и частоты вра- щения вентилятора пв и ком- прессора внутреннего конту- ра п„. Однако частота вращения компрессора уменьшается в меньшей степени, чем частота вращения вентилятора. Вслед- ствие этого обстоятельства (пк/пв) по мере дросселирования двигателя не сохраняется постоянным, а растет (см. рис. 9.28). Такое изменение скольже- ния, как было показано выше, свойственно и двухвальному ТРД. Как следует из разд. 9.9, при ЛсП л*р степень Двухконтур- ности иг изменяется обратно пропорционально приведенному рас- ходу воздуха через компрессор внутреннего контура. В связи с этим при дросселировании двигателя степень двухконтурности увеличивается. Дросселирование двигателя приводит к монотонному уменьше- нию тяги. Удельный расход топлива первоначально уменьшается, что связано с увеличением полетного коэффициента полезного действия при уменьшении Тг и увеличении tn, а также с увеличе- нием т]к ит)в, и достигает минимального значения, а затем снова уве- личивается вследствие снижения эффективного КПД двигателя. Рис. 9.28. Зависимость величин т и пк/пв от относительной частоты вра- щения компрессора внутреннего кон- тура ТРДД (Мц= 0,75; Н= 11 км) Рис. 9.29. Зависимость величин Р и Суд от относительной частоты вращения компрессора внутреннего контура ТРДД (Мп = 0,75; Я = 11 км) 3S9
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 раз- дельными контурами. В двигателе с раздельными реактивными соплами при лДр дросселирование не приводит к измене- нию nJ. в. Напротив, в ТРДД со смешением потоков при дроссели- ровании двигателя величина л* в уменьшается в связи с тем, что при дросселировании давление газа за турбиной р$, изменяющееся вследствие снижения лд и лв, уменьшается более интенсивно, чем давление воздуха в наружном контуре р*ь изменяющееся вслед- ствие уменьшения только лв. Наличие перепада давлений во вход- ном сечении камеры смешения приводит к снижению л^_ в при Яс ЯкР. Снижение л* в приводит к соответствующему сниже- нию Хт и одновременно к увеличению Хп. Более крутое снижение при данной степени дросселирования (характеризуемой, например, частотой вращения турбокомпрессора внутреннего контура) в ТРДД со смешением потоков приводит к более крутому падению бв и лд2, а следовательно, и к большему снижению тяги и повы- шению суД по сравнению с ТРДД с раздельными контурами. ГЛАВА 10- ДВУХКОНТУРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ (ТРДДФ) 10.1. 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 приме- нения 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 т 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 Суд при т = = 1,0 ... 2,0 по сравнению с т = 0. Однако многие типы летательных аппаратов, особенно много- целевого 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
Рис. 10.1. Влияние степени двухконтурности на удельную тягу и удельный расход топлива (Я = 11 км) при Мп = 0,8; 2,0 и 3,0; Г* = и Г* кр = = 1400 К, = 25; 9; 4, соответственно увеличивающимся значениям Мп Наиболее полно в этих случаях тактико-технические требования удовлетворяются применением двухконтурного двигателя со сме- шением потоков и общей форсажной камерой, расположенной перед соплом. Для такого двигателя выбираются небольшие степени двухконтурности. Возможны схемы ТРДДФ с раздельными соп- лами 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), характе- ристики и свойства которого рассматриваются в этой главе. Применение форсирования тяги путем дожигания дополни- тельного топлива в форсажной камере широко используется в одно- контурных двигателях при взлете, совершении маневра и в основ- ном 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. 10.2. ОПТИМАЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРДДФ Двухконтурный двигатель с форсажной камерой, пред- назначенный для использования на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, по параметрам рабочего процесса существенно отличается от ТРДД, оптимизированного для полетов только с до- звуковыми скоростями. В связи с тем, что летательные аппараты, на которые устанав- ливается ТРДДФ, не имеют определенной крейсерской скорости, оптимизация параметров рабочего процесса в таких двигателях представляет собой задачу, значительно более сложную и менее 331
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 двига- теля и летательного аппарата, что позволяет, с учетом наиболее характерных и важных профилей полета, а также других характе- ристик летательного аппарата, обеспечивающих эффективное выполнение задачи, оптимизировать основные параметры рабо- чего процесса двигателя. Независимо от характеристик летательного аппарата суще- ствуют и внутридвигательные закономерности, которые необхо- димо 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 давле- ний за турбиной рт = р* и во втором контуре p*lt которое выражается в примерном их равенстве p‘t « рт, если Хг и Хп невелики и, соответственно, разность скоростей на выходе из сме- сителя, определяющая уровень потерь, также мала. Следует только иметь в виду, что такое равенство, обеспеченное соответствующим выбором Лв и m для расчетного режима, не сохраняется на других режимах работы двигателя. Это обстоятельство с учетом специ- фики применения двигателя должно учитываться при выборе рас- четного режима. Выбрав расчетный режим, делают проверку со- отношения между pi и рп на всех других режимах эксплуатации. Температура газа перед турбиной в ТРДДФ выбирается ма- ксимально 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 л? и соответственно повышает рт. Для сохранения опти- мального соотношения между рт и рц при увеличении темпера- туры необходимо одновременно повышать рвН — давление за компрессором низкого давления. Уровень Т* и величины а^, л^ и пг не влияют на суммарный относительный расход топлива = \Ч^-т + 9т.ф> который, как и в случае ТРДФ, зависит лишь от разности Тф — Т*ъ. Чтобы в этом убедиться, достаточно решить совместно уравнения теплового баланса ----— = (Т* — сх>- ср — Л) + (1 + пг) (Тф — тсм), энергии в виде -----= Т'си (1 + 6р. ср -J- т) = Тт + шТва и равенства работ компрессора и турбины, также отнесенных к средней теплоемкости, принятой одинаковой для всех трех уравнений: т; -Т; = Т^-Т1 + т (Ли - Л). 332
Рис. 10.2. Зависимость удельной тяги от сте- пени двухконтурности при Тг = 1400 К, 1600 К, 1800 К и = 2000 К (W = 0; Мп = = 0) Произведя в первом уравнении со- ответствующие замены, из второго и третьего получим -^- = 7’1-7’.*. (Ю.1) ср. ср Отсюда следует, что увеличивая 7? и долю общего расхода топлива, 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 Руд. ф с соответ- ствующим уменьшением суд.ф. Влияние расчетного значения степени двухконтурности т0 на Руд. ф показано на рис. 10.2, где зависимости РуД. * = = / (щ0) представлены для трех уровней 7? при 7Ф — 2000 К. Падение РуД. ф в зависимости от т0 при Тг — const происхо- дит в связи с уменьшением р*ы 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 7? к большей, при заданном значении т0 получаем возможность уменьшения рас- хода воздуха в двигателе заданной тяги с соответствующим умень- шением площади миделя двигателя и его длины (с учетом воздухо- заборника и реактивного сопла). (В действительности за счет уменьшения площади миделя и массы двигательной установки по- требная тяга тоже будет снижаться.) Одновременно уменьшается Суд. ф, так как растет Руд. ф при qT% = const. На малых скоро- стях полета возможный выигрыш в экономичности за счет степени двухконтурности будет оставаться неизменным (т0 = const при прочих равных условиях). Следуя вдоль линии Б—Б, мы сохраняем размерность двигателя на форсажном режиме, но с ростом Т* увеличиваем т0, что по- зволяет получать лучшую экономичность на малых скоростях. Таким образом, при 7Ф = const влияние двух параметров 7? и т0 на Руд. ф, а следовательно, и на суД. ф носит противополож- ный характер и, что очень важно, при заданной Т? с ростом т0 экономичность ТРДДФ на форсажном режиме ухудшается, а с ро- стом Тг при т0 = const — улучшается. Экономичность ТРДДФ на форсажных режимах вдоль линии Б—Б остается неизменной. В тех случаях, когда с целью достижения максимальной даль- ности основная часть полетного времени затрачивается на полет 333
т0 выбрана равной Рис. 10.3. Зависимость максимальной степени фор- сирования двигателя Рфо = Рф/Ртах от степени двухконтурности (Я = 0; Мп = 0) с дозвуковой скоростью, степень двух- контурно'сти та выбирается достаточно большой. Так, например, для двигателя F-101-GE-100 фирмы Дженерал Электрик 2,05; для двигателя RB-199 фирмы Ролле Ройс т0 = 1,0 ... 1,2; для двигателя фирмы Пратт Уитни F100-PW100 выбрана тй — 0,7 ... 0,8. Значение т0 = 0,1 ... 0,15 целесообразно выбирать для двига- телей, устанавливаемых на самолетах с очень небольшим процен- том дозвуковых скоростей в общем времени полета. Естественно, что при т0 = 0,1 ... 0,15 характеристики ТРДДФ будут очень мало отличаться от характеристик ТРДФ. Однако при уже достигнутом и, тем более, перспективном уровне темпе- ратуры газа перед турбиной и, соответственно, за ней, при созда- нии ТРДФ возникают серьезные трудности в обеспечении надеж- ности затурбинного тракта и особенно форсажной камеры. Затруд- нения 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 сверх- звуковой скорости наилучшим типом двигателя был бы ТРДФ, но для получения возможности охлаждения при высоких Т* должен применяться ТРДДФ с минимальной степенью двухкон- турности. Переход от одноконтурного двигателя к двухконтурному связан также с возможностью снижения удельного веса двига- теля. Как показано на рис. 9.18, увеличение тй от 0 до 2 ... 3 уменьшает удв. Если же учесть, что двухконтурная схема дви- гателя позволяет реализовать и более высокие температуры газа перед турбиной Т*, то возможность дальнейшего снижения удв при переходе от ТРДФ к ТРДДФ становится еще более обосно- ванной. Переход от ТРДФ к ТРДДФ обеспечивает и рост степени фор- сирования двигателя. Отношение форсажной тяги двигателя к максимальной бесфорсажной Рф0 при неизменном режиме работы турбокомпрессора определяется выражением: Рфо = 1/т^- (ПРИ Мп = °)- у 1 см С ростом ОТоТсмо уменьшается, а <7Т. фо увеличивается. Послед- нее следует из выражения ^TS0 = -1 -|- 7Т_ ф0. При задан- ном значении и Т*о qT0 = const, следовательно, первый член 334
с ростом тй уменьшается, тогда второй член должен увеличиваться при Тфо = const Изменение Рф0 по т0 приведено на рис. 10.3, из которого следует, что в реально используемом диапазоне т0 Рф ТРДДФ в сравнении с Рф0 ТРДФ возрастает на 30 ... 40 %. В условиях полета на больших скоростях увеличение Рф ТРДДФ против Рф ТРДФ становится еще более заметным. 10.3. 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, определяе- мой КаК Gb2 (1 ^отб ^охл 6воав) — ^вхРф под- водится тепло фф путем впрыска дополнительного топлива GT *. Относительный расход форсажного топлива, как и в ТРДФ, находится по формуле ,т ф ‘ (102) Эта формула отличается от формулы для ТРДФ членом вместо qT, 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 РсмОфОф. г* (10.3) Дальнейший расчет скорости истечения и удельной тяги про- изводится так же, как и для ТРДДсм с учетом того, что крити- ческая скорость звука определяется по температуре Тф, которая, как правило, задается, а масса газа увеличивается с учетом qT ф. 10.4. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРДДФ НА Руд И СуД Влияние основных параметров и Т* на Руд и суд показано на рис. 10.4 и 10.5. На рис. 10.4 приведены результаты расчета Руд non^ в диапа- зоне температур 7? = 1000 ... 1800 К на форсированных и нефор- сированных режимах при Мп = 2, Н = 11 км, m = 1. Видно относительно слабое влияние Лк2 на Руд как на форси- рованных, так и на нефорсированных режимах и заметное влия- ние Т* на Руд. Этот результат получился таким же, как и на 335
величину удельной тяги ТРДДФ (Мп = = 2,0, Н = 11 км, т = 1)Тф = = Тем,-------------Тф = 2000 к Рис. 10.5. Влияние л*2, Т* и Тф на удельный расход топлива ТРДДФ (Мп = 2,0, Я = 11 км, т = 1) Тф = Тем,-------------Тф = = 2000 К рис. 9.3, на котором представлено влияние Лкг и Tf на приведен- ную свободную энергию Лсв. пр, и объясняется тем, что выбран- ный диапазон л*2 близок к n^zopt Для рассмотренного диапа- зона Т*. Для Т* = 1000 К л*2 от 2 и выше уже лежат за преде- лами ,n*2opf. По мере роста уровня 7* оптимальное значение степени повышения давления n£2opt растет, соответствующее РУд шах также возрастает. Для форсированных режимов, как и в ТРДФ, n‘2opt получается несколько большим, чем в нефорси- рованном двигателе. Обращает на себя внимание существенное превышение Руд. ф над Руд, подтверждающее закономерность, представленную на рис. 10.3. Результаты расчета суд (рис. 10.5) при тех же условиях пока- зывают обратную картину — заметное ухудшение суд. ф, увели- чивающееся при снижении температуры газа Т*. На нефорсированных режимах оптимальная степень повыше- ния давления л*2Э1( по суд, как и в ТРД, больше nj2opt по РуД, а на форсированных режимах оба значения лд2 совпадают, поскольку при Тф = const л = const и суд. ф изменяется обратно пропорционально Руд. ф. Влияние скорости полета и степени двухконтурности m на Руд. ф 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 форсаж- ной 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 Руд. ф при разных m сближаются. 336
и Рис. 10.6. Влияние Мп на Руд ф "уд.фГг*= 1600 К. 20 =25) Рис. 10.7. Влияние Мп на Руд и суд (Т* = 1600, njs = 25) m = 0; 1; 2 На нефорсированных режи- мах (рис. 10.7) (T| = TJm) кри- вые Руд = f (Мп) монотонно сни- жаются, а влияние пг на Руд, как и на форсированных режимах, проявляется больше всего при малых скоростях полета вплоть до Мп = 0. Удельный расход топлива СуД на малых скоростях полета с увеличением m улуч- шается, но на больших скоростях из-за возрастающего ухудше- ния т]е вследствие потерь при передаче энергии в наружный кон- тур СуД при m = 0 получается меньшим, чем при m > 0. 10.5. 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 извест- ных параметрах на расчетном режиме. Упрощающей особенностью расчета ТРДДФ является то обстоятельство, что при малых значе- 337
ниях m0, оптимальных для этого типа двигателя, величина njo выбирается достаточно большой и поэтому практически во всем диапазоне скоростей степень расширения в сопле остается сверх- критической, 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 статиче- ских давлений на выходе из смесителя. В гл. 9 (разд. 9.8) приведен порядок расчета ВСХ ТРДД с раздельными соплами. Ниже приводится порядок расчета трех- вального 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 по- следовательность. В отличие от ТРДД с раздельными контурами, где на каждой ветке пв. пр = const, достаточно найти точки, соот- ветствующие равенству расчетной и располагаемой площадей критического сечения сопла внутреннего контура, в случае сме- шения необходимо найти дополнительно значение т, при котором соблюдается равенство статических давлений в выходном сечении смесительного устройства. Поэтому для всего диапазона изме- нения пв. Пр на каждой ветке пв. пр = const задаются несколько значений nJ и выписываются соответствующие значения GBZnp и цв. Для каждого из этих значений nJ задаются несколько зна- чений т. Для каждого сочетания nJ и т находят следующие параметры. 1. Давление за компрессором низкого давления = 1013- 105-nJ. 2. Отношение температур конца и начала сжатия в компрес- соре низкого давления: * В связи с высоким значением njo в ТРДДФ применяются не одноступен- чатые вентиляторы, как в ТРДД, а многоступенчатые компрессоры, которые на- зываются 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. 338
3. Температуру на выходе из компрессора низкого давления Твн = 7Тгв = 288тв. 4. Работу компрессора низкого давления / i \ / k-i \ Ав = -^т-ДП (л; k - #288 (л: k -1/X х<- Далее для каждого значения т при заданной лв определяют: 5- GBl = GBj;/(l —|— ztz). 6. - GB и = — GBu GBi> 7. q (^n) — и 'VbViI^II , G п 1/Г* = const —B11; BH Рвя где стп — коэффициент восстановления полного давления, учи- тывающий потери полного давления в проточной части наруж- ного контура между сечениями вн и см. оп = 0,96 ... 0,93. Если q (Хп) > 1, соответствующие значения т не рассматри- ваются . 8. л (Хп) по q (Хп). 9. Давление на выходе из смесительного устройства pH — рвя^цЛ (Хц). 10. Приведенный расход воздуха на входе в компрессор сред- него давления л _______ GBil013-108 -.Г Л>н ___const ^ei V^h Оввднр -------|/ ~288* - const------------—-----. 11. По GB нД пр находят точку на ЛРР компрессора среднего давления, по которой определяют пнД пр, ПкНД и т]кнд. 12. Давление за компрессором среднего давления Ркнд = РвнОвх. ггЯкНД- гкнд У’вн ткнд 13. Отношение температур на выходе и входе в компрессор среднего давления к-\ \ 1 I якнд ~1 I ~г пкнд у ‘ 14. Температуру на выходе из компрессора среднего давления, равную температуре на входе в компрессор высокого давления, Ткнд = ТвнТкнД- 339
15. Приведенный расход на входе в КВД п с 1013-106 -I Л Гкнд _ t GBi/ГКНД «КВД — UbI ~Ti„ I/ 288 — const —; , дКНД°вхВД У 2°° ркнд где ств1 вд — коэффициент восстановления полного давления на входе в КВД, учитывающий потери полного давления в переход- нике между компрессорами среднего и высокого давления <тв1 Вд = = 0,99 ... 0,97. 16. По величине Сквд пр находят точку на ЛРР компрессора высокого давления, по которой определяют йквд пр, л£Вд и т)квд- 17. Давление за компрессором высокого давления 18. Рк = Ркнд^вх ВДЛДВД- Отношение температур на выходе и входе в КВД fe-i т =14- ЯКВД ~ 1 = Т* квд пквд Тднд ' 19. Температура за компрессором высокого давления Т’к = ТкндТквд. 20. Давление перед турбиной Рг — рк^к. с* 21. Температуру газа перед турбиной из уравнения расхода: где const определяется при подстановке Т*. расч, р*. расч и GBl расч. 22. Температуру за турбинами высокого и среднего давления из выражения Т*. к = Т* const, где const находится так же, как Т* в п. 21, поскольку л^вд = const и луНд = const. 23. Давление торможения за турбинами газогенератора Рт. к = const р*. 24. Работу турбины компрессора низкого давления из баланса работ LT. в = const LB (1 + m). 25. Температуру за турбиной вентилятора из выражения 'Р* _ 'Р» ^т. в 340
26. Степень расширения в турбине компрессора низкого давле- ния по температурам на входе и выходе из нее 1 Ят. В - ь • йг / т* —Т* \ ь —1 / 1 1 т. к 1 т 1 кг \ Лт. в / 27. Давление за турбиной низкого давления Рт — р*/лт. вд'Лт. нд-Лт. в = Рг/^т. в const. 28. Приведенную плотность потока массы в выходном сече- нии смесителя по внутреннему контуру 9(4 = _wn_ = const - Рт* где Oj — коэффициент восстановления полного давления, учиты- вающий потери полного давления между сечениями т—т на вы- ходе из турбины и выходным сечением смесителя по внутреннему контуру Oj = 0,96 ... 0,99. Если q (Aj) > 1, соответствующее знечение m не рассматри- вается. 29. Статическое давление на выходе из смесителя по внутрен- нему контуру р! = р^л (AJ, где л (Аг) находится по q (Аг). Полученные для разных m значения рг и рп сравниваются между собой и находится то значение tn, при котором выпол- няется условие Pi = Рп- Для этого значения tn расчет повторяется от п. 5. Далее опре- деляют: 30. Фактическое соотношение масс потоков внутреннего и на- ружного контуров с учетом отборов воздуха, возврата охлажда- ющего воздуха за турбиной и относительной массы топлива во внутреннем контуре: /Исм = const tn. 31. Общий расход в сечении на выходе из смесителя GCM = бвц -j- GBl const. 32. Температуру смеси ____ Т-r ~Ь тсмтъи k(kr — i) р см 1 "h тсм kr(k—1) Рг 33. Полное давление в сечении, в котором процесс смешения считается завершенным, стсм /?тт Рта1 "Ь РвнСТП — П1 341
34. Степень расширения в сопле Лс. р=' 1QJ3.1Q6 Л (^c)s по лс. pXcs по л(Хс)3. 35. Приведенную скорость истечения из сопла Хс — tpXcs. 36. Площадь критического сечения сопла Fс.кр ---—--------------- = const, тгРсм°ф'°C. Д03в4 (\s. кр) Рем поскольку /*141 Q 1лс. кр) = 1 ас. дозв = Я(фс) • 37. Полученное значение Fc, кр сравнивается с расчетным значением Fc. кр. расч, и находится значение лв, удовлет- воряющее условию /с. кр = Fc. кр. расч- Для найденного значе- ния /’с.кр расчет повторяется с самого начала, при этом т определяется из полученной зависимости т = f (л*), при которой соблюдается условие рг = рп в выходном сечении смесителя. Расчеты повторяются для других значений пв. пр и по получен- ным данным строится JIPP на характеристике компрессора низ- кого давления, отличительной особенностью которой является равенство статических давлений рг = рп на всем ее протяжении. Следует отметить, что в ТРДДФ, как и в ТРДД, изменение ЛРР на характеристике компрессора низкого давления по отно- шению к границе устойчивости проходит более благоприятно, чем в ТРД и ТРДФ. Это объясняется тем, что в двухконтурном двигателе дрос- селирующее влияние газогенератора в определенной мере сгла- живается наличием наружного контура, работающего как по- стоянно действующий перепуск. С увеличением Тв (скорости полета) и соответствующим снижением q (%в)к растет степень двухконтурности т, 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 сме- шивающиеся 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 соот- ветствующим уменьшением общего расхода воздуха. Париро- вать это явление можно путем раскрытия критического сечения сопла, что и делается в ТРДДФ, у которого сопло во всех случаях должно регулироваться. 342
Выбор закона регулирования Как и в ранее рассмотренных случаях, окончательный выбор закона регулирования (или комбинации законов), преду- сматривающий последовательный переход от одного к другому по мере роста Тв (скорости полета), осуществляется путем сопо- ставления ВСХ, рассчитанных для различных законов. Типичная программа, состоящая из комбинации законов регулирования, обеспечивающая ограничения по п и Т* и одно- временно дающая возможность получения наиболее благопри- ятного протекания ВСХ ТРДДФ двухвальной схемы, показана на рис. 10.8. Эта программа предусматривает: поддержание «в. пр = const при 7* ниже 288 К, чем ограничивается GB и Р в этих условиях (ограничение по внутренним давлениям и уси- лиям); ограничение максимальной частоты вращения ротора газогенератора величиной, не превышающей пктах более, чем на 1,5 %; ограничение температуры газа Т£ величиной, не пре- вышающей Т' max = 1700 К на режимах, соответствующих боль- шим значениям Тв (Мп = 1,1 ... 1,2 при Н = 0; Мп = 1,7 ... 1,8 при Н 11 км). При дальнейшем повышении Тв до максимального значения температура газа перед турбиной Тв и частота вращения ротора газогенератора должны быть несколько снижены для обеспече- ния надежности двигателя (сохранение температуры лопаток на заданном уровне и некоторое снижение механических на- грузок). Соответственно программа состоит из нескольких участков 1 — йв.пр = const и пк.Пр « const; 2 — пв = const; 3 — ограниче- ние пк. тах = 1,015; 4 — понижение Т* и пк в связи с ограниче- нием механической прочности турбины. Реализация того или иного закона регулирования обеспе- чивается 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 со- пла fc. Кр- Существенное повышение гибкости могло бы полу- читься 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. По- этому в эксплуатации таких двигателей еще нет. Поскольку ма- ксимуму температуры газа Т* соответствует максимум р*м, на форсированных режимах целесообразно держать Т* на макси- мально допустимом уровне. Для сохранения работы турбоком- прессора на режиме, соответствующем максимуму, при форсиро- вании необходимо раскрыть критическое сечение реактивного сопла. Поскольку расход газа в этом случае остается неизмен- ным, закон изменения площади может быть записан как 343
Рис. 10.8. Пример сложной програм- мы регулирования Fc. кр/у4Тф • Fc. кр. пр — const во всем диапазоне изменения Тф или Т- <1ол> V ‘ см °г. ф где ог. ф — учитывает потери полного давления в форсаж- ной камере при подводе тепла. Дросселирование ТРДДФ на форсированных режимах, как и в случае ТРДФ, произво- дится уменьшением Тф вплоть до Тфпнп, определяемой устой- чивостью горения в форсажной камере при малых подачах топлива. Одновременно умень- шается Ткр. При таком законе регулирования площади кри- тического сечения сопла л?. в будет изменяться по Мп и Н так же, как и при TKp=const и Т| = Т*м. Но для реали- зации некоторых законов ре- гулирования и, в частности, программ дросселирования, обеспечивающих для зависимости суд — f (р) при задан- ных Мп и Н минимальное значение, целесообразно использовать изменение Ткр, которое бы изменяло лт н наиболее рациональным образом. В этом случае изменение Тс. кр носит более сложный характер, чем приведенный в формуле (10.4). 10.6. ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ И ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДДФ Высотные и скоростные характеристики ТРДДФ, в прин- ципе, имеют те же закономерности изменения в зависимости от скорости и высоты, что и ТРДФ. Отличие, несущественное при пгй = 0,10 ... 0,15, становится заметным с увеличением т0, прак- тически реализованное максимальное значение которого, как уже отмечалось, достигает 2,0 ... 2,1. На рис. 10.9 показано изменение относительной форсажной тяги Р* = Рф/Рф0 по ско- рости полета двухвального и трехвального ТРДДФ, регулируе- мых по законам пк = const или = const при m0 = 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 nK = const, Рф двухвального двигателя увеличивается более чем в 2 раза. При законе Т; = const рост Рф менее интенсивен. 344
Рис. 10.9. Тягойыё характеристики ТРДДФ на режимах полного форси- рования при регулировании по закону пк = const (Т* = 1600 К, = 25, m = 1). Двухвальный двигатель: пк = const;------Т* =const (пк =/= const). Трехвальный двигатель: — • •------------------• •— Пуд д — const Причины более резкого нара- стания Рф при пк = const — повышение Т? от 1600 до 1700 К на скорости, соответ- ствующей Мп = 2,0, являю- щееся следствием «затяжеле- ния» компрессора, т. е. роста LK с уменьшением «к.пр, а также более энергичное нара- стание GHS по Мп в связи с меньшим темпом снижения пв. В трехвальном ТРДДФ при пквд = const температура даже несколько снижается в связи с «облегчением» КВД при уменьше- нии Пквд.пр, а расход воздуха через двигатель GBS нарастает наименее интенсивно в связи с наиболее крутым падением пн. Влияние расчетного значения т0 (выбранного при Мп = 0 и Н = 0) на Рф и Суд. ф при Н = 0 и 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 тй. Влияние т0 на Рф значительно меньше. На Н = 14 км в интервале скоростей, соответствующих Мп = 1,5 ... 3,0, влияние т0 на Руд.ф и суя,ф меняется на обратное. Такая закономерность изменения Рф и су„. ф по Мп при раз- ных /Ио объясняется тем, что в условиях Н = 0 и интервале .Мц = 0 ... 1,2 удельная тяга Ру„ ф сравнительно слабо зависит от т0, в то время, как при Н = 11 км и Мп = 1,5 ... 3,0 эта зави- симость оказывается значительно более существенной. Влияние тй на изменение приведенного расхода воздуха с увеличением М аналогично влиянию на Руд. ф, т. е. с увеличе- нием тй растут и Руд.ф и GB.np при Мп > 1,0. _ - Некоторые возможности дальнейшего увеличения Рф П1ах открываются при определенных сочетаниях Хп — приведенной скорости в смесителе с величиной Кс-кр. При соответствующих условиях, дополнительный прирост Рф шах может достигать 20 ... 30 %. Этой возможностью пользуются в тех случаях, когда требуется улучшить маневренные и разгонные характеристики летательного аппарата, заранее выбирая целесообразное зна- чение и тй. 345
Рис. 10.10. Изменение относительной величины форсажной тяги Рф шах и удель- ного расхода топлива суд. ф в зависимости от Мц при разных значениях ти Рис. 10.11. Дроссельные характеристики ТРДДФ при сверхзвуковых скоростях полета (Т* = 1600 К, nJ уп= 20, F„n пп = const, Н = 20 км; М_= 2,35 и 3,0, \ 1 К XiU lip * 11 Ото = 0,5; 1,0; 2,0; 3,0) 346
на земле: Рф = -^*фкр При “фо max путем снижения Тф приводит Рис. 10.12. Дроссельная характерис- тика ТРДДФ на нефорсированных ре- жимах (Т* = 1600 К, л* 20 = 20, И — = 11 км; Мц = 0,8) Дросселирование ТРДДФ, как и ТРДФ, происходит вна- чале за счет снижения подачи топлива в форсажную камеру с соответствующим уменьше- нием площади критического сечения реактивного сопла. Характер изменения суд. ф от Рф при дросселировании тяги от Рф шах, соответствующей Тф= =2000 К до Тф=Тсм на скоро- стях полета Мц=2,35 и 3,0,при разных значениях т, приведен на рис. 10.11. По оси абсцисс на рис. 10.11 отложено отношение Рф. Кр на высоте 20 км к Рфп Мп = 2,35 дросселирование тяг к крутому снижению суд. ф вплоть до Тф = Тем- При максималь- ной Тф — 2000 К при переходе на большие значения /п0 суд. ф растет вместе с ростом Рф. Рассматривая характер изменения суд ф при некотором за- данном значении- Рф, например Рф — 0,3, получим заметное снижение суд ф при переходе от меньшего т к большему. Это происходит вследствие более глубокого дросселирования по Тф на больших т, при котором обеспечивается заданное значение Рф. Глубокое дросселирование двигателя на Мп = 2,35 и тем более на Мц = 3,0 не имеет большого практического значения с точки зрения достигаемого уровня экономичности, так как для совер- шения горизонтального полета на Н = 20 км Рф должна быть близкой к максимальному значению. Тем не менее представляет интерес характер изменения на этих скоростях суд на максималь- ной нефорсированной тяге. Как видно из рис. 10.11, на режиме максимальной нефорси- рованной тяги суд имеет min при т — 1,0, а вся зависимость судот/п при т > 1 имеет тот же характер, что и при Тф — max, но Рф в этом случае не растет, а падает. При Р* » 0,15 суд. ф незави- симо от т остается на одном уровне. При Мц = 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 = f (Рф) для каждого значения т происходит при больших, 347
чем на Мп = 2,35, Р$. На нефорсированных режимах ухуд- шающее влияние т на экономичность становится особенно за- метным. 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 скоро- стях полета при дальнейшем дросселировании тяги за счет сни- жения Т* (при Тф = Тем) показаны на рис. 10.12. Здесь при- ведены дроссельные характеристики ТРДДФ на /7=11 км при Мп = 0,8 при изменении т от т = 0,5 до т = 3. Заштри- хованный участок Р = Р/РОтах характеризует практически ис- пользуемый интервал Р. Положительное влияние увеличения т здесь наглядно демонстрируется вертикальной пунктирной ли- нией, соединяющей кривую т = 0,5 и кривую т = 3,0 при Р = 0,12. Выигрыш в экономичности при переходе от первого значения т ко второму достигает 20 %. 10.7. 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 выпол- ненного двигателя величина т не остается постоянной по ско- рости полета (Тв), а увеличивается с ростом Мп. Это свойство ТРДД следует из выражения т — q Fcc'крП Я ("в)к г в (см. гл. 9). При Яси > ^кр и /"с. кр п = const изменение т происходит обратно пропорционально изменению q (Хв)к. С уве- личением Мп и, соответственно TJ, уменьшается пк. пр и q (Хв)к, что и обуславливает рост т. Иными словами, фактическое изме- нение степени двухконтурности ТРДД обычной схемы по ско- рости полета прямо противоположно тому, которое диктуется требованиями достижения высокой эффективности двигателя на больших скоростях полета, реализуемых при уменьшении т до т = 0 (ТРД, ТРДФ). Для улучшения экономичности (километровых расходов топ- лива) 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- 348
Рис. 10.13. Изменение относительной вели- Щ чины степени двухконтурности т = = ^т/таТ _288) дли Разных законов регу- лировання по 7в висимости от скорости и высоты по- лета, получил название двигателя № изменяемого рабочего процесса (ТРДИ) или двигателя изменяемой степени двухконтурности. 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 воз- можных схем ТРДИ, предложенные фирмами Роллс-Ройс и Пратт- Уитни [191. Двигатель Роллс-Ройс, схема которого изображена на рис. 10.14, имеет общий компрессор низкого давления (вентиля- тор), центральный газогенератор, обеспечивающий работу тур- бины вентилятора и группы модульных двигателей — ТРД или ТРДФ, расположенных вокруг центрального газогенератора. На малых скоростях полета модульные ТРД не работают, и воз- дух от компрессора низкого давления, поступающий в наружный контур, по каналам проходит непосредственно в реактивное сопло наружного контура. Двигатель работает как ТРДД. На сверх- звуковых скоростях полета воздух от компрессора низкого да- вления, поступающий в наружный контур, подается на вход в модульные ТРД, в результате — двигатель по характеристикам приближается к ТРД или ТРДФ. Во второй схеме той же фирмы (рис. 10.15) в наружном кон- туре имеется камера сгорания 1, за турбиной вентилятора рас- положен 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 давле- ния. На дозвуковых скоростях камера 1 и форсажная камера 5 выключается, а работа турбины 4 путем регулирования соплового аппарата минимизируется. Двигатель по характеристикам при- ближается к характеристике ТРДД. На сверхзвуковых скоро- стях полета с включенными камерами 1 и 5 он имеет характери- стики, близкие к характеристикам ТРДФ. На рис. 10.16 показана принципиальная схема трехконтур- ного ТРДИ фирмы Пратт-Уитни с переключающим устройством. На малых скоростях двигатель работает по схеме а, согласно которой два последовательно расположенных вентилятора обес- печивают сжатым воздухом два параллельно работающих наруж- ных контура, суммарный расход через которые достаточно велик, т. е. двигатель работает на больших т и имеет высокую экономич- ность. На сверхзвуковых скоростях оба вентилятора работают 349
Рис. 10.14. Принципиальная схема ТРДИ, состоящего из центрального ТРДД и модульных двигателей — ТРД или ТРДФ Рис. 10.15. Принципиальная схема ТРДИ с камерой сгорания в наружном кон- туре и общей турбиной вентилятора последовательно, а один из наружных контуров перекрыт. В этом случае увеличивается общая степень повышения давления, умень- шается т 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 рабо- тающих 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 350
достаточно эффективен. По-видимому, наиболее естественным пу- тем 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. Г Л А В А 11. ТУРБОВИНТОВЫЕ, ВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЕ, ТУРБОВАЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ 11.1. ТУРБОВИНТОВЫЕ И ТУРБОВАЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. СХЕМЫ. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ Турбовинтовой и турбовальный двигатели характери- зуются тем, что в них основная часть свободной энергии преоб- разуется 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) про- точной части наружного контура, причем с уменьшением сопро- тивления оптимальная степень повышения давления также умень- шается. В случае ТВД и ТВВД отсутствие замкнутой проточной части наружного контура, а следовательно и лобового сопротивления гондолы наружного контура, снижает оптимальное л* до 1. Главным видом потерь винта и винтовентилятора являются потери, связанные с обтеканием лопастей винта. С увеличением скорости полета на концах лопастей абсолют- ная скорость становится околозвуковой и сверхзвуковой, и появляются дополнительные волновые потери, которые заметно снижают КПД винта. Поэтому ТВД применяются для ЛА с от- носительно небольшими крейсерскими скоростями полета Кп = = 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 рабо- тает при оптимальных скоростях на входе. Винтовентиляторы, имея специальную профилировку лопа- стей, позволяют сохранить высокое значение КПД винта и при скоростях, соответствующих Мп « 0,8 (850 км/ч). 351
Рис. 11.1. Принципиальные схемы ТВД Переход от ТВД к ТРДД в пассажирской авиации средней и большой дальности был связан не только с худшей экономич- ностью ТВД на больших скоростях, но и с наличием присущих этим двигателям других недостатков, таких как повышенный уровень шума, вибрации, необходимости применения тяжелого и 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 конкурентно- способными ТРДД при больших дозвуковых скоростях полета. Рассмотрим схемы ТВД, их рабочий процесс и характе- ристики. Известны различные конструктивные схемы ТВД. Простей- ший двигатель — одновальный (рис. 11.1, а).. Большое достоин- ство 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 слу- жащей только для привода винта (рис. 11.1, в) (турбовальные двигатели). Именно по такой схеме обычно выполняются ГТД 352
Рис, ]11.2, Принципиальная схема ТВДД с биротативной турбиной для вертолетов. Этот двигатель более гибок, требует меньшей мощности пусковых устройств, чем одновальный двигатель, но отличается худшей приемистостью. Находит применение также иДВД с двухкаскадным компрессором, у которого винт и ком- прессор низкого давления приводятся отдельной турбиной (рис. 11.1,6). 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 переда- ваемой мощностью, оно обычно равно 10 ... 16. Возможны и безредукторные схемы ТВВД (рис. 11.2), в ко- торых два соосных винтовентилятора противоположного враще- ния приводятся непосредственно тихоходной биротативной сво- бодной турбиной, состоящей из двух барабанов с лопаточными венцами, вращающимися в противоположные стороны, причем каждый венец, вращающийся в одну сторону, является сопло- вым аппаратом для последующего венца, вращающегося в про- тивоположном направлении. Достоинствами такой схемы являются отсутствие ограниче- ния мощности редуктора, возможность работы турбины с мини- мальными радиальными зазорами, возможность применения лег- ких, 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 12 В. М. Акимов 353
Значительный инте- рес привлекают к себе схемы ТВД и турбо- вальных ГТД с регене- рацией тепла (рис. 11.3). В таких двигателях воз- дух, сжатый в компрес- соре, направляется в те- плообменник, установ- ленный за турбиной, и нагревается в нем, отби- рая часть тепла у потока газа перед реактивным соплом. Далее нагретый воздух идет в камеру сгорания. Применение регенерации тепла спо- собствует снижению удельного расхода то- плива ценой некоторого уменьшения удельной мощности двигателя, ко- торое происходит вслед- ствие потерь давления газа и воздуха в тепло- обменнике и уменьше- ния скорости истечения из реактивного сопла из-за снижения Та, а также, главным обра- зом, из-за увеличения массы и габаритных’раз- меров двигателя. Поэто- му использование ТВД с регенерацией тепла возможно в случае по- явления достаточно лег- ких и компактных те- плообменников, имею- щих также приемле- мые эксплуатационные свойства (надежность, засоряемость и др.). Принципиальная схема турбовального ГТД, предназначенно- го для вертолета, по- казана на рис. 11.4. 354
11.2. ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ ЭФФЕКТИВНОСТЬ РАБОТЫ ТВД. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ ТВД Полезная работа ТВД, равная разности теплоты, выделившейся при сгорании топлива в камере сгорания Qx и отведенной в цикле (гс— гв), с учетом потерь в редукторе равна с2 _ у2 с2_ у2 Le = (LT-LK)rip+^-^ =Lb + -^-jl, (ПЛ) где LB — работа на валу винта; т]р — КПД, учитывающий по- тери в редукторе и другие механические потери. Под эффективным КПД ТВД (подробнее см. гл. 1) понимают отношение <“-2) а под КПД движителя — отношение Р°1Рс (11.3) где т]в = Рв/П--КПД винта. 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 N9 = Nb + -^, (11.4) Чв которое представляет собой сумму мощности, развиваемой на валу винта NB, и такой дополнительной мощности, которую потребовалось бы развить на валу винта для получения тяги винта Рв = Рс. В условиях старта т]в = 0. Поэтому реактивная мощность винта 2VBP = 2Vbt]b и мощность струи, вытекающей из сопла, Л^с = ^сКп 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/NB, зависящий от характери- стики винта или винтовентилятора. Величина т обычно лежит в пределах т = 1,2 ... 1,6 даН/кВт. Тяга Ps в этом случае находится из выражения Ps=Wbt+Pc. (П.5) Экономичность ТВД оценивается удельным расходом топлива, т. е. часовым расходом, отнесенным к эквивалентной мощности двигателя 12* 355
а в некоторых случаях — расходом топлива, отнесен- ным к суммарной тяге дви- гателя: _____ GT3600 суд— р ' В полете при Уп > 0 мощность (Н.8) Расчет параметров ТВД и турбовальных ГТД в ос- новном проводится в та- кой же последовательности Рис. 11.5. Распределение свободной энер- по тем же соотношениям, гии в реальном ТВД что и ранее изложенный расчет параметров ТРД. Од- нако в ТВД работа турбины превышает работу компрессора, а величина л? определяется из условия оптимального распределе- ния свободной энергии между винтом и реактивным соплом. В реальном случае, когда КПД турбины винта (в одноваль- ном двигателе — условный КПД той части турбины, которая передает мощность на вал винта) г]т. в, КПД редуктора т]Р и коэффициент скорости реактивного сопла <р0 меньше единицы (рис. 11.5), следуя методу, изложенному в разд. 9.4, получим J ~ ^Т. в ов Чт. в (11.9) Эта свободная энергия расходуется на получение Рв. уд и Рс.уд так, чтобы величина Р2уд = Рв.уд + Рс,Уд была ма- ксимальной. Дифференцируя по с0 величину jfl / С2 \ 2уд = ( ^св----------2ф2“ ) в11р "Гц" "Ь Сс — К получим следующее выражение оптимальной скорости истече- ния из реактивного сопла: с c-0₽t~ п?.вМв’ Таким образом, доля свободной энергии, передаваемой на винт, возрастает при уменьшении скорости полета и коэффициента скорости реактивного сопла, а также при увеличении КПД эле- ментов, преобразующих адиабатический теплоперепад турбины винта в тягу винта. В расчете параметров ТВД после определения оптимальной скорости истечения из реактивного сопла может быть принята 356
несколько большая величина сс, так как это приведет к уменьше- нию теплоперепада, срабатываемого в турбине, и, следовательно, к уменьшению массы двигателя, правда, ценой ухудшения его экономичности. Для диффузорных реактивных сопел в расчетах можно принимать ср0 = 0,88 ... 0,92. Значения КПД можно при- нимать такими: КПД винта в расчетной точке т]в = 0,8 ... 0,85; КПД редуктора лР = 0,980 ... 0,985; КПД турбины винта г]т. в = 0,91 ... 0,92. 11.3. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА НА УДЕЛЬНУЮ МОЩНОСТЬ, УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА И УДЕЛЬНЫЙ ВЕС ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫХ ГТД Как следует из выражения (11.4), удельная эквивалент- ная мощность равна N = Na — У» 4- Cc~Vu V yv3. уд GB _ ”•уд ' Т]в V Изменение Na. уЯ и Ув. уд в зависимости от степени повыше- ния давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной в условиях полета при Vn = 720 км/ч и Н = 11 км показано на рис. 11.6, а изменение удельного расхода топлива — на рис. 11.7. Увеличение л* первоначально приводит к увеличению N3. уд и А^в.уд- При достижении некоторого л* ~ л*. opt (в рассматри- ваемом диапазоне изменения Т? — 1200 ... 1600 К, л*0Р1 = Ю ... 20) свободная энергия достигает максимального значения. При этом достигают максимальной величины Уэ. уд и Ув. уд. Даль- нейшее увеличение л* приводит к снижению N3. уд и NB. уд. Как и в ТРД, увеличение Т; приводит к увеличению л£ opt. Как и в ТРД, при л* > л* opt существует л* = л*. эк, при ко- тором сэ достигает минимальной величины. На рис. 11.7 л*. эк реализуется только при Т? = 1200 К, при более высоких значе- ниях Т* л*. эк возрастает за пределами графика. Как уже было показано ранее, величина л*. эк у ТВД меньше, чем у ТРД и ТРДД (см. рис. 8.20) вследствие того, что полетный КПД ТВД слабо изменяется при изменении скорости полета, в результате максимальная величина полного КПД достигается при л£, менее отстоящих от л*ор1 по т]е, чем у ТРД и ТРДФ. При увеличении Т? 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 Т?, и мощностью, затрачиваемой на привод компрессора, которая является функ- цией только л* и т]к, т. е. независима от 71;. Если, например, 357
Рис. 11.6. Влияние параметров рабочего процесса на удельные мощ- ности ТВД: -------ЛГ9. уд; ----- ^в. уд Рис. 11.7. Влияние параметров рабочего процесса на удельный расход топлива ТВД валу винта 3 %. Такая позволяет и о том, что мощность на валу винта со- ставляет 1/3 от общей мощ- ности турбины, то при из- менении последней на 1 % мощность на изменится на закономерность сделать вывод при nJ = const влияние Т* на JV9. уд будет тем большим, чем меньше исходное значение TJ. По той же причине с ростом nJ влияние изменения Т* также возрастает (см. рис. 11.6). В отличие от ТРД в ТВД увеличение Tf во всех случаях способствует снижению сэ, так как полный КПД в ТВД изме- няется практически так же, как и КПД эффективный (полетный > КПД почти не зависит от рабочего процесса в двигателе). Зави- симость эффективного КПД от TJ (см. гл. 1) по мере роста по- следней становится все менее интенсивной. Соответственно из- меняется и сэ (см. рис. 11.7). Из рассмотрения рис. 11.6 и 11.7 видно, что при используемых в настоящее время в ТВД nJ = = 10 ... 14 и Т; = 1200 ... 1400 К ЛГ9. ,я= 330 ... 440 кВт/кг, асэ = 0,215... 0,220 кг/(кВт-ч). В ТВВД в дальнейшем можно ожидать увеличения Т} др 1600 ... 1700 К, a nJ до 30 ... 40. При таких параметрах суд ТВВД при Н == 11 и Ми = 0,8 по име- ющимся оценкам должен быть на 20 ... 25 % ниже, чем у ТРДД, которые войдут в эксплуатацию в конце 80-х годов [191. . Удельный вес ТВД можно представить в виде зависимости „ _ £Мдв о ГДВ 0 “ V "э. УДО 358
Рис. 11.8. Изменение относительной массы ТВД в зависимости от величи- ны Jt*0 Рис. 11.9. Изменение массы ТВД в за- висимости от расхода воздуха Относительная масса двига- теля цдв0 = ~^дв (отношение ^ВО массы двигателя к расходу воздуха при взлете), как показывает рассмотрение статистических данных (рис. 11.8), слабо зависит от величины степени повышения давления воздуха в компрес- соре при взлете л*0. В диапазоне изменения л’о = 7 ... 14 ма- ксимальное отклонение рдв0 от его среднего значения не превы- шает 8 ... 9 %. Слабое влияние л*0 на величину р.дв0 связано со следующими обстоятельствами. Относительную массу ТВД можно считать состоящей из трех составляющих: относительной массы компрессора = относительной массы турбины «ВО |хт =• -я2- и относительной массы редуктора = MD/GB0; «ВО Ндв о == + Нт 4- Ир- Относительная масса компрессора растет при увеличении л^0 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 услов- ном разделении его массы между компрессором, турбиной и ре- дуктором) масса компрессора равна 30 ... 32 % массы двигателя. Из графиков на рис. 11.6 видно, что при изменении л’ от 7 до 10 величина NB, уд при Г; = 1200 ... 1400 К возрастает, но весьма слабо (на 4 ... 5 %). Дальнейшее повышение лд до 14 ... 15 практически не изменяет величины удельной мощности. Таким образом, в рассматриваемом диапазоне изменения л* масса турбины ТВД изменяется незначительно. Относительная 359
масса редуктора при заданном передаточном отношении редук- тора также пропорциональна удельной мощности на валу винта и, следовательно, изменяется весьма слабо. Указанные сообра- жения оправдывают выбор при оценке массы ТВД величины его относительной массы в рассматриваемом диапазоне изменения Лк и Тг постоянной и равной рдв0 = 50 кг-с/кг. При этом пред- положении масса ТВД становится линейной функцией расхода воздуха в условиях полета (рис. 11.9). На рис. 11.9 прямая 1 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. 11.4. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА Изменение параметров рабочего процесса газотурбин- ного двигателя с регенерацией тепла характеризуется i—s-диа- граммой, показанной на рис. 11.10. В теплообменнике, устано- вленном за турбиной, тепло, отведенное от газа (tT — ij')> сооб- щается воздуху (i'k—/Г)- Для ТВД с регенерацией тепла характерной величиной яв- ляется 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 давле- ния воздуха и газа при прохождении их через теплообменник, а следовательно, уменьшением удельной мощности (тяги) дви- гателя. Вместе с тем, использование тепла газов для подогрева воздуха приводит к снижению удельного расхода топлива. Из рассмотрения рис. 11.10 следует, что наибольшее коли- чество тепла может быть передано от отработавших газов воз- духу в том случае, когда разность температур (Т$ — Т*) дости- гает максимального значения. По этой причине можно пред- положить, что наиболее эффективным является применение ре- генерации тепла в ТРД. В действительности, как это видно на рис. 11.10, такое предположение ошибочно. На рис. 11.11 пока- зано изменение удельного расхода топлива ТРД с = 4 ... 20 и Т* = 1400 К в зависимости от степени регенерации в полете при Н = 0,5 км, Vn = 400 км/ч. Из графиков следует, что если, 360
например, принять за эталон для сравнения ТРД без ре- генерации тепла при nJ=20, то регенерация тепла стано- вится выгодной (по сообра- жениям экономичности) у ТРД с nJ = 8 При ОГрег > > 0,55, а у ТРД с nJ = == 4 при огрег >0,75. На рис. 11.11 нанесена также кри- вая, в каждой точке которой в ТРД без регенерации тепла поддерживается оптимальное по экономичности значение Рис. 11.10. Изображение цикла ТВД (турбовального ГТД) с регенерацией теп- ла в I—s-днаграмме Т* (для данного nJ). Таким образом, например, в ТРД с nj=8 применение регенера- ции тепла может дать преиму- щество в Суд перед ТРД с nj=8 без регенерации тепла, работа- ющим при Тг. эк. ТОЛЬКО при Орег >0,7; при nJ = 12 — только при арег > 0,76, а при nJ =20 — ни при каких обстоятельствах. На рис. 11.12 показана зависимость Рул от орег, откуда видно, что при увеличении орег, Руд в ТРД уменьшается. В ТВД и турбовальном двигателе применение регенерации тепла более выгодно, чем в ТРД, в связи с тем, что повышение Т? Рнс. 11.11. Изменение суд ТРД с ре- генерацией тепла в зависимости от ве- личин nJ н орег (Н = 0,5 км, Гп = = 400 км/ч, Тг = 1400 К): /р* _ -----------/г — 'Г. эк Рнс. 11.12. Изменение Руд ТРД с ре- генерацией тепла в зависимости от ве- личин nJ н oper (Н = 0,5 км, Уп — = 400 км/ч, Т* = 1400 К) 361
в ТВД в отличие от ТРД приводит к снижению удельного расхода топлива, а регенерация тепла эффективна только при повыше- нии Т;. 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 NB. уд, NB, уд и св в зависимости от степени регенерации орег и степени - -^повышения давления воздуха _ в компрессоре nJ при Т* — Рис. 11.13. Изменение величин удель- ных мощностей ТВД в зависимости от величин я* и арег (Я = 11 км, Vn — = 720 км/ч, Г* = 1400 К): -------Мз. уд’, ------ Nb. уд = 1400 К в условиях полета при Н = 11 км и Рг=720 км/ч. Во всех случаях потери пол- ного давления в регенераторе принимались равными 10 %. Перепад давлений в реактивном сопле был принят равным Яс — 1,1. Из графиков на рис, 11.14 видно, что применение регенерации тепла сопряжено со снижением и иапример.при стрег — 0,7 ... 0,8 на 1 ... 4 %, причем увеличе- ние я* уменьшает эти потери. В рассматриваемых условиях, как это видно из рис. 11.14, при Рис. 11.14. Изменение удельного рас- хода топлива ТВД в зависимости от ве- личин я* и <трег (//=11 км, Vn = = 720 км/ч, Т* = 1400 К): / — я* = 8; 2 — я£=12; 3 — я* = = 20 362
ffper = 0,7 ... 0,8 ТВД с регенерацией тепла с nj=8 ... 20 эконо- мичнее ТВД без регенерации тепла при том же л* на 10 ... 30 %. Характерной является зависимость величины сэ от степени регенерации: в области <трег < 0,4 ... 0,5 повышение л’ в диапа- зоне его изменения от 8 до 20 приводит к снижению сэ, а в обла- сти больших 0Грег, например, при стрег = 0,7 ... 0,8 существует оптимальное по экономичности значение nJ = 8 ... 12, причем чем больше орег, тем меньше njopt. Естественно, что повыше- ние Т? повышает эффективность использования регенерации в ТВД. Таким образом, регенерация тепла в ТВД требует при- менения высоких Т' и относительно умеренных величин nJ. 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 трубча- того или пластинчатого типов, в которых осуществляется непо- средственная передача тепла от газа к воздуху через стационар- ную поверхность; 2) двух теплообменников — одного за компрес- сором, другого — за турбиной, связанных между собой трубо- проводами с промежуточным теплоносителем (жидким металлом); 3) вращающегося теплообменника. Наиболее простым типом теплообменника следует признать первый. При орег = = 0,7...0,8 масса ТВД, турбовального двигателя, по-видимо- му, будет на 40 ... 80 % больше, чем масса ТВД без регене- рации тепла. Необходимо также иметь в виду, что примене- ние теплообменника приведет к увеличению поперечного габаритного размера двигателя, что, в свою очередь, явит- ся причиной снижения эффективной тяги двигателя (на 2 ... 5 %). 11.5. ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВД И ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Дроссельными характеристиками ТВД и турбоваль- ных двигателей называются зависимости его основных данных (М,, ^в. сэ) 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 стен- довых испытаний ТВД с гидротормозом, служащим для погло- щения мощности на валу винта. В этом случае характеристики и параметры ТВД представляют в виде зависимости от приведен- ного расхода топлива GT.np. Типичная дроссельная характери- стика одновального ТВД показана на рис. 11.15. При условии постоянной приведенной частоты вращения уменьшение GT пр 363
Рнс. 11.15. Дроссельные характе- ристики ТВД по расходу топлива Рнс. 11.16. Законы дросселирования ТВД: 1 ~ "пр — const; 2 — Гр = const; 3 — ппр = = var; T? = var приводит к уменьшению T* и перемещению рабочей точки на на- порной ветви характеристики компрессора в сторону меньших (рис. 11.16, направление 1). В соответствии с уменьшением л« снижается величина и л?, и в зависимости от крутизны напор- ной ветви компрессора в большей или меньшей мере возрастает приведенный расход воздуха. Снижение GT. пр приводит к уменьшению Na, Рс и к уве- личению сэ. Уменьшение Na, NB, Рс обусловлено снижением ве- личины свободной энергии. Увеличение са объясняется уменьше- нием Т^, а также уменьшением КПД элементов двигателя. До- стоинством такого способа дросселирования или разгона дви- гателя является его хорошая приемистость, так как изменение мощности двигателя совершается при постоянной частоте вра- щения ротора двигателя. Существенный его недостаток — весьма заметное снижение КПД компрессора и турбины при уменьше- нии GT.np. Другим возможным предельным способом дроссели- рования ТВД такой схемы является уменьшение частоты его вращения при условии Тг = const (направление 2). В этом слу- чае рабочая линия на характеристике компрессора быстро до- стигает границы устойчивой работы компрессора. Так как при данном способе регулирования ТВД при заданной степени умень- шения Уэ.пр требуется значительное изменение GB.np, то прак- тическое применение такого способа регулирования сопряжено с необходимостью регулирования компрессора для удаления границы помпажа от линии рабочих режимов. Возможен промежуточный способ дросселирования одноваль- ного ТВД путем одновременного снижения ппр и Т* (направле- ние 3). При таком способе дросселирования линия рабочих режи- мов на характеристике компрессора может Проходить вблизи 364
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 двигателя в связи с необходимостью изменения частоты вращения ротора. На рис. 11.17 показано изменение сэ в зависимости от эквивалентной мощности для двух предельных спосо- бов регулирования ТВД: а) Тг — const (кривые 2) и б) ппр = const и 7? = var (кривые 1). При одинаковой степени дросселирования ТВД по Na способ дросселирования двигателя при ипр = = const оказывается более экономич- ным, чем способ дросселирования дви- гателя при Т' = const и ппр = var. Это объясняется тем, что для дости- жения одинаковой степени дроссели- рования по Na во втором случае требу- ется глубокое изменение GB. пр и соответ- ствующее ему снижение Лк- Выбор целе- 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 характеристи- ки ТВД с регенерацией тепла (кривые 3 на рис. 11.17). При умень- шении эквивалентной мощности при Тг = const удельный рас- ход топлива ТВД с регенерацией тепла не возрастает, как в обыч- ном ТВД, а остается примерно постоянным, достигая минималь- ного значения при некоторой степени дросселирования. Этот весьма благоприятный характер изменения са ТВД с регенера- цией тепла объясняется тем, что в теплообменнике ТВД при уменьшении расхода воздуха и Тг = const возрастает степень регенерации. Таким образом, преимущество ТВД с регенерацией тёпла перед обычным ТВД в экономичности оказывается особенно сильным на дроссельных режимах, где выигрыш в са при задан- ной степени дросселирования может достигать 30 ... 40 %. В отличие от ТВД одновальной схемы в ТВД со свободной тур- биной (см. рис. 11.1, в) при изменении GT.np параметры газоге- нератора (GB. пр, nJ, т]к) изменяются однозначно по единствен- ной ЛРР, так же как и у ТРД при условии nJ : const, так как сопловой аппарат свободной турбины имеет постоянное проход- ное сечение. Эта закономерность определяет величину L0B, а сле- 365
довательно, и характер изменения Ng и с3 по Gr.пр. Сравнивая дроссельные характеристики двигателя такой схемы с характе- ристиками одновального ТВД, следует отметить, что они мало отличаются друг от друга, особенно если регулирование послед- него проходит по направлению 3 рис. 11.16. Такие же выводы можно сделать и в отношении дроссельных характеристик ТВД двухвальной схемы (см. рис. 11.1, б). 11.6. 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* < л*. кр, перепад давлений в тур- бине л; изменяется в весьма широких пределах, причем для определения лв и п? при изменении скорости и высоты полета может быть использована зависимость, полученная в гл. 8 (8.64). Значительное изменение л£ вызывает необходимость использо- вания при расчете характеристик ТВД характеристики его тур- бины (турбин в случае двухкаскадной схемы или схемы со сво- бодной турбиной). Во-вторых, возникает необходимость учета реального изменения КПД винта при изменении полетных усло- вий и режима работы двигателя. На рис. 11.18 дана характери- стика винта в виде зависимости коэффициента мощности винта 0 = от угла установки лопасти винта <р и скорости Кп. В качестве параметра на характеристике винта отложено зна- чение КПД винта г|в. Характеристика винта построена при по- стоянной 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 на валу винта, отнесенных к максимальной мощности на валу винта. Характер проте- кания высотных и скоростных Рис. 11.18. Примерная характеристика винта Рис. 11.19. Зависимость вели- чин г] в от величин пв и Ав 366
характеристик ТВД зависит от закона регулирования дви- гателя. Существуют ТВД, отличающиеся тем, что при по- стоянной скорости полета величина Тт в них до некоторой высоты полета возрастает, так что значения Ng и NB в этом диапазоне высот сохраняются примерно постоянными. При дальнейшем увеличении высоты полета величина 7; поддержи- вается постоянной, а величины Ng и Ng уменьшаются (сплош- ные линии на рис. 11.20). Уменьшение N3 и Ng при 7; = = const с увеличением высоты полета происходит из-за более интенсивного уменьшения расхода воздуха, чем увеличение Уэ.уд и Ув. уд (рис. 11.21), обусловленного возрастанием сум- марной£степени повышения давления в двигателе. На участке Н = 0 ... 3,8 км удельные мощности растут более интенсивно, чем на высоте Н > 3,8 км, из-за одновременного роста 7£. На высоте более 11 км температура атмосферного воздуха постоянна, вследствие чего величина суммарной степени повышения давле- ния в двигателе и, следовательно, значения Ng.ya и Na. уд не должны изменяться (линии 1 на рис. 9.21). В действительности в ТВД вследствие уменьшения числа Рейнольдса на больших высотах значительно снижается КПД турбины и компрессора и величины Л^э.уд и ^в.уд (линии 2 на рис. 11.21). 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 малораз- мерных ТВД, снижение Ng.yR и Ng.ya может начинаться уже на высоте Н < 11 км. Харак- терным является изменение Ng на высоте Н > 11 км, где величина Ng уменьша- ется более интенсивно, чем при Н < 11 км вследствие Рис. 11.21. Изменение удельных мощностей ТВД по высоте полета 367
того, что на этих высотах прекращается увеличение Мэ. уд. Удельный расход топлива рассматриваемого ТВД, получив- шего название «высотного», с увеличением высоты полета сни- жается, вначале более круто из-за роста 7;, затем более полого вследствие того, что температура газа перед турбиной сохра- няется постоянной. На больших высотах величина са 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 вели- чина Тг по высоте полета сохраняется неизменной. Внешний вид высотных характеристик «невысотного» ТВД соответствует протеканию высотных характеристик «высотного» ТВД на уча- стке, где Тг — 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 Руя 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, Рис. 11.22. Изменение и сэ по скорости и высоте полета: ----- N с----------N3- 1 - Н = Нх; 2 — Нг > Не, 3 - Н, > Hs Рис. 11.23. Изменение удельных мощностей ТВД по скорости полета 368
сЭ)кг/кВт-ч; Суд ~^а> кг/даН-ч Рис. 11.24. Изменение удельных рас- Рис. 11.25. Оптимальное регулиро- ходов топлива ТВД по скорости по- ванне ТВД лета реализуется в кинетическую энергию реактивной струи. В связи с уменьшением Руд величина NB. уд возрастает по скорости полета более круто, чем величина Уэ. уд. Как видно из рис. 11.22, эквивалентная мощность возрастает при уве- личении 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 са при увеличении скорости полета уменьшается при высотах до Н = 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 N3. уд и уменьшается вследствие роста Тд, относительный расход топлива qT. Образование слабого макси- мума в области малых скоростей вызвано влиянием винта. Вели- чина 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 происхо- дит изменение высоты полета, начиная с которой соблюдается условие Тг — 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 не- изменной до некоторой высоты, называемой расчетной высотой ограничения мощности, редуктор двигателя может быть рас- считан по этой максимальной, ограниченной на меньших высотах мощности, что позволяет реализовать выигрыш в массе и разме- рах редуктора по сравнению с редуктором «невысотного» ТВД, имеющего температуру газа, равную температуре газа «высот- ного» ТВД, и одинаковые с ним расход воздуха и степень повы- 369
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 одно- вального ТВД. Программное изменение двух параметров в дви- гателе частоты вращения и расхода топлива или 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 об- разом, достигая при изменении режима работы максимальной экономичности. На рис. 11.25 показано изменение удельного расхода топлива ТВД в зависимости от приведенной частоты вра- щения и приведенной температуры газа перед турбиной или при- веденного расхода топлива. Очевидно, что оптимальная по эко- номичности связь между двумя параметрами двигателя описы- вается линией, соединяющей точки минимальных значений сэ на кривых Ппр (Ст.пр) = const. Вместе с тем, система регули- рования должна ограничивать возможность превышения важ- нейших эксплуатационных пределов (максимальная частота вра- щения, максимальная температура газа перед турбиной, макси- мальная мощность на валу винта, уровень шума, помпаж компрес- сора, срыв пламени в камере сгорания и др.) и достижение высо- ких эксплуатационных свойств двигателя, например, хорошей приемистости. 11.7. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ АВИАЦИОННЫЕ ГТД И ИХ ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ Газотурбинные двигатели, устанавливаемые на лета- тельных 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, выраба- тывающими мощность, являются турбо-компрессорные (газотур- бинные) стартеры и вспомогательные силовые установки для привода электрических генераторов. Рабочий процесс (и соот- ветственно расчет) таких ГТД принципиально не отличается от такового у ТВД или турбовальных двигателей. Степень пониже- ния давления в турбине во вспомогательных двигателях выби- рается максимально возможной, так как вся энергия газа за тур- биной для таких двигателей теряется, и лимитируется в основ- ном габаритными размерами. Рабочий процесс ГТД, вырабатывающих сжатый воздух (ис- пользуемый, главным образом, для питания воздушных турбо- стартеров), в основном аналогичен рабочему процессу двигате- лей, вырабатывающих мощность. Свободная энергия цикла в та- ких двигателях используется для создания мощности турбины, 370
5 Рис. 11.26. Принципиальная схема вспомогательной силовой установки: 1 и 2 — I и II ступени компрессора; 3 — турбина; 4 — камера сгорания; 5 — заслонка, регулирующая отбор воздуха; 6 — регулятор превышающей требуемую для привода компрессора с расходом воздуха GB = Gr/(1 + gT)> необходимым для питания турбины. Избыточная же мощность по- зволяет обеспечить привод пе- реразмеренного компрессора, часть сжатого воздуха за кото- рым (Оотб) отбирается для внеш- них потребителей. На рис. 11.26 изображена схема вспомогательной силовой установки, которая выполняет обе указанные выше функции — приводит генератор и выраба- тывает сжатый воздух. Как видно из схемы, установка имеет двухступенчатый центро- бежный компрессор и центро- стремительную турбину. В связи с невысокими требованиями к удельному расходу топлива такие ГТД обладают умеренным уровнем Лк (лк « 4), который обеспечивается центробежными компрессорами. На рис. 11.27 показана характеристика одно- ступенчатого центробежного компрессора. Ее особенность — Рис. 11.27. Характеристика односту- пенчатого центробежного компрессора 371
пологий характер напорных ветвей и ветвей КПД и наличие прак- тически горизонтальных участков этих ветвей. Для этих участков зависимости, описывающие характеристики компрессора, резко упрощаются: при ппр = const nJ = const и г]к = const. (11.10) 11.8. 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 отбора. Рассмотрим случай, когда все режимы отбора соответствуют на характеристике компрессора участку 1—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 -6Отб)(1+<7т)Ьт. (П.П) Работа центробежного компрессора при постоянной частоте вращения не меняется (LK = const). Учитывая условия (11.10), можно утверждать, что при ппр = const и изменении режима отбора ввиду постоянства давления за компрессором не изме- нится и давление перед турбиной и, следовательно, величина л;. Работа турбины в этом случае будет зависеть лишь от темпера- туры газа перед турбиной LT ~ 77 = const. Поэтому уравне- ние (11.11) можно переписать следующим образом, если пре- небречь изменением величины q^ при изменении режима отбора: 77 = const/(l - 60Тб). (11.12) Из уравнения (11.12) видно, что увеличение отбора будет при- водить к росту Тг. . Так как расход воздуха через компрессор равен расходу воздуха через турбину плюс расход отбираемого воздуха, то можем записать уравнение баланса расхода так: Рн? (^в) __т Ркак. с? (Ч, а) ?с. а /т- КР-Г /77(1+?т) + ^отб • Отсюда при неизменных внешних условиях, считая = const и q (Ло. а) = const, получим для nJ = const °к. с 9(^в)/77 = const/(l - 60тб). (11.13) Задавая значения 6отб и решая совместно уравнения (11.12) и (11.13), можно получить зависимости температуры газа перед турбиной и q (Лв), а следовательно, и расхода воздуха через компрессор, от количества отбираемого воздуха. 372
На рис. 11.28 показано изменение эквивалентной мощности отбора в зависимости от бОтб- На расчетном режиме величина GB равна 3 кг/с. Максимальная величина отбора лимитируется пре- дельным значением температуры газа перед турбиной Т*тах. j Обычно на характеристики вспомогательных силовых уста- новок с отбором воздуха наносят значения параметров отбирае- мого воздуха рк и Тк, 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 уча- сток ветви ппр = const (правее точки 2 на рис. 11.27), то вели- чина Лк с увеличением 60тб снижается. В этом случае уравнения равенства работ турбины в компрессоре и баланса расхода не- сколько усложняются по сравнению с (11.12) и (11.13) и вместо условия (11.10) при расчете должны использоваться реальные характеристики компрессора. Качественный характер измене- ния рк в этом случае показан на рис. 11.29. На этом же рисунке Nemf, кВт О ЦТ Corns' Рис. 11.28. Изменение параметров вспомогательной силовой установки в зависимости от относительного коли- чества отбираемого воздуха (горизон- тальная ветвь характеристики ком- прессора) показано, что при росте тем- пературы окружающего воз- духа 7в давление отбираемого воздуха снижается, как это следует из постоянства работы компрессора при п — const. В связи с указанным обстоя- тельством при выборе расчет- ного режима вспомогательной силовой установки необходимо Рис. 11.29. Изменение давления отби- раемого от вспомогательной силовой установки воздуха при работе на на- клонной ветви характеристики ком- прессора в зависимости от ботб и Та 373
ориентироваться на получение отбираемого воздуха с нуж- ными параметрами при максимально возможной в эксплуата- ции температуре окружающего воздуха. 11.9. ФОРСИРОВАНИЕ ТВД И ДРУГИХ ГТД ВПРЫСКИВАНИЕМ ЖИДКОСТИ Впрыскивание жидкости (воды, водометаноловой смеси и др.) в поток воздуха или газа в газотурбинном двигателе с по- следующим ее испарением до турбины позволяет увеличить тягу двигателя, но ухудшает его экономичность и может быть исполь- зовано, главным образом, в условиях взлета. Оно может приме- няться для восстановления тяги (мощности) двигателя в жаркую погоду или при низких давлениях воздуха, а также для увели- чения тяги (мощности) при нормальных атмосферных условиях с целью уменьшения взлетной дистанции при увеличении полез- ного груза самолета. Форсирование впрыскиванием жидкости ГТД, предназначен- ных для дозвуковых самолетов, можно осуществить двумя спо- собами: подачей жидкости в камеру сгорания на некотором уда- лении от турбины двигателя и подачей жидкости в сечение, рас- положенное перед компрессором двигателя. Жидкость в камеру сгорания ГТД впрыскивают через форсунки, установленные на некотором удалении от турбины таким образом, что она попа- дает внутрь жаровых труб во вторичной зоне камеры сгора- ния. Испарение жидкости в камере сгорания в связи с увеличе- нием 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 nJ. Это непосредственно следует из условия постоянства приведенного расхода газа через турбину Gr /RrT;/p* = const. Для реализации постоянной величины TJ в ТРД и ТРДД необходимо уменьшать критическое сечение реактивного сопла Гкр. При неизменной величине Гкр вследствие того, что расход газа через турбину на режимах работы с впрыскиванием жидко- сти превышает расход воздуха, идущего через компрессор, мощ- ность турбины превышает мощность, потребляемую компрес- сором двигателя. Равенство этих мощностей достигается при усло- вии снижения температуры газа перед турбиной. Поэтому пере- мещение рабочей точки в сторону больших nJ при неизменной величине ГкР будет меньшим. В ТВД условие 7J — const при впрыскивании жидкости в ка- меру сгорания достигается увеличением загрузки винта. 374
Количество жидкости, которое можно ввести в камеру сгора- ния, 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 ра- боты компрессора. Если в ТРД сохранить постоянную величину тяги вплоть до t-в = 30 ... 45 °C, то суммарный удельный расход топлива будет в 3 ... 5 раз превышать удельный расход топлива в двигателе при t-в — +15 °C на нефорсированном режиме. При другом способе форсирования ГТД жидкость впрыски- вают перед компрессором через форсунки, установленные на некотором удалении от входного направляющего аппарата ком- прессора. При этом в зависимости от формы и размеров входного канала и расположения форсунок жидкость входит в компрес- сор либо в виде капель, либо в виде пленок, движущихся по поверхностям входного канала. Под действием центробежных сил в решетках рабочих колес жидкость отбрасывается на вну- треннюю 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 дистилли- рованную 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 ком- прессором. 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: а) увеличивается расход воздуха и расход газа из-за увеличе- ния производительности компрессора и дополнительной массы водяного пара; б) увеличивается свободная энергия, как следствие увеличе- ния Лк 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 рас- ходы воды значительно уменьшаются. Как и в предыдущем слу- чае, при фиксированном относительном расходе воды наиболее заметно возрастает тяга (мощность) ТВД. 375
Форсирование впрыскиванием воды можно осуществить и в ТРДД. При этом вода должна подаваться либо в камеру сгора- ния, 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 дви- гателям СВВП предъявляется ряд специфических требований, в результате чего они существенно отличаются от Обычных мар- шевых двигателей по схеме, конструкции, параметрам рабочего цикла и условиям эксплуатации. 12.1. 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 P/GBSn « л* 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 само- лета в целом существенно больше по размерам и массе, чем у са- молета обычного типа. Поэтому к двигательной установке СВВП предъявляются следующие главные требования. 1. Минимально возможный удельный вес конструкции на единицу тяги удв (или наибольшая удельная весовая тяга Рв = = 1/Тдв). 2. Максимально возможная объемная тяга Pv = Р/Едв. 1 3. Малый удельный расход топлива на режиме маршевого продолжительного полета, близкий к удельному расходу топлива у двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогич- ного назначения. Если самолет должен осуществлять многократные взлеты и посадки за один вылет, то требуется также низкий удельный расход топлива на этих режимах работы двигателей. 1 Объем двигателя приближенно определяют как произведение площади входа на длниу, т. е. Гдв « FBLaB. 376
Рис. 12.1. Подъемно-марше- вый ТРДД «Пегас» с поворачи- вающимися соплами (вид свер- ху — сопла в положении гори- зонтальной тяги): 1 — поворачивающиеся сопла наружного контура; 2 —• повора- чивающиеся сопла внутреннего кон- тура; 3 — плоскости вращения со- пел; 4 — схема самолета с одним подъемно-маршевым ТРДД (сопла двигателя в положении вертикаль- ной тяги) Существует также ряд других специфических тре- бований. Например, дви- гательная установка долж- на обеспечивать стабили- зацию и управление само- летом на взлете, на режиме висения и при малых ско- ростях движения, т. е. на тех этапах полета, когда аэродинамические рули самолета неэффек- тивны. 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 выпу- скаемого 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 наблю- дается 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 вы- полнены по одновекторной, двухвекторной или смешанной системе. При одновекторной системе одни и те же двигатели исполь- зуются 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 распростра- нение одновекторная силовая установка в виде подъемно-марше- вого турбореактивного двигателя, у которого реактивная струя отклоняется с помощью поворотных сопел (рис. 12.1). Одно- векторная система используется также в самолетах с укорочен- ным взлетом, у которых реактивная струя двигателей, распо- ложенных под крылом или над крылом отклоняется системой выдвигающихся из крыла закрылков или с помощью других подобных устройств. 377
Рис. 12.2. Некоторые типы (амолетов вертикального взлета и посадки: а —^самолет с восемью подъемными ТРД и одним маршевым ТРДФ (двухвекторная'схема?; б — легкий транспортный самолет с восемью подъемными ТРД Цилн ТРДД и двумя подъемно-маршевыми ТРДД; а — дозвуковой самолет с маршевыми ТРД и двумя подъем- ными турбовентнляторамн, расположенными в крыльях При двухвекторной системе вертикальный взлет самолета обеспечивается подъемными турбореактивными двигателями, а поступательное движение — маршевыми ТРД или ТРДД, при- чем обеДруппы двигателей работают независимо друг от друга (рис. 12.2, а). Применяются смешанные системы, в которых ^используются как подъемные, так и подъемно-маршевые двигатели с устрой- ствами для отклонения реактивной струи. Использование при взлете вертикальной тяги маршевых двигателей позволяет умень- шить число и массу подъемных двигателей (рис. 12.2,6). jK другому типу относятся смешанные системы со специаль- ными агрегатами вертикальной тяги подъемно-маршевых двига- телей, выключаемые в горизонтальном полете. К таким усили- телям тяги относятся подъемные турбовентиляторы, приводимые во вращение выхлопными газами основного двигателя. Вентиля- торы {могут располагаться в крыльях самолета или выдвигаются из фюзеляжа на время взлета. С помощью турбовентиляторов 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 воз- растает. Из приведенного обзора следует, что в качестве основных эле- ментов силовых установок вертикально взлетающих самолетов используются следующие три типа двигателей, рассматриваемые далее более подробно: 378
1. Подъемный двигатель, работающий только при взлете и посадке; 2. Подъемно-маршевый двигатель с устройствами для поворота реактивной струи; 3. Двигатель с подъемными турбовентиляторами. Двигатели винтовых СВВП принципиально не отличаются от турбовинтовых двигателей обычных самолетов, рассмотренных в гл. 11. 12.2. ПОДЪЕМНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Подъемные турбореактивные двигатели могут быть выполнены по одноконтурной или двухконтурной схемам. Одно- контурные ТРД применяются в тех случаях, когда требуются минимальные значения массы и объема двигателя, а двухконтур- ные — 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 двига- теля снижается при уменьшении nJ, 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 наимень- ших массы и объема двигателя необходимо стремиться к наиболь- шим значениям Руд при малых величинах На рис. 12.3 показана связь удельных параметров ТРД с па- раметрами его термодинамического цикла: в координатах суд, удв — / (РУд) даны линии Т* — const и nJ = const. Величины удв показаны в относительном виде (за единицу принят удельный вес ТРД с nJ = 8 и 7? = 1400 К). Удельная тяга возрастает, а удельный вес уменьшается с ро- стом температуры газа перед турбиной. Значение Т* 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 способст- вует также кратковременность использования этих двигателей. Обычно Т* выбирают не более 1400 ... 1600 К- Величинам Руд тах при таких Тг соответствуют довольно вы- сокие 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 зави- симости от nJ при Тг = const достаточно пологая, целесообразно 379
Рис. 12.3. К выбору параметров подъемного ТРД (Н = О, Мп = 0) параметры двигателя выбирать при значениях Руд, на 3 ... 5 % меньших максимальных. При этом можно применить в ТРД сравнительно низконапорный компрессор с = 6 ... 8 и уменьшить удельный вес и дли- ну двигателя. Удельный расход топлива в этом случае несколько увеличивается. Термодинамический расчет подъемного двигателя не отли- чается от расчета маршевого ТРД на взлетном режиме. Приведем характерный уро- вень удельных параметров подъ- емного ТРД (Г? = 1400 ... 1600 К; = 6 ... 8); удель- ный расход топлива суд = = 1,2 ... 1,25 кг/даН-ч; удель- ная тяга (равная скорости исте- чения газов из реактивного сопла двигателя) Руд = 800 ... 950 Н-с/кг (или м/с). Термодинамические параметры внутреннего контура подъем- ного двухконтурного двигателя при заданной степени двухкон- турности следует выбирать так же, как и в ТРД при условии Руд = (0,95 ... 0,97) Рудmax при том же уровне температуры газа Т* = 1400 .... 1600 К- Система охлаждения турбины ТРДД должна быть рассчитана на большие время работы и число за- пусков двигателя. Потребные значения nJ во внутреннем контуре мало зависят от величины т и приблизительно равны величи- нам Лк 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 умень- шаются при увеличении степени двухконтурности. Так, при т =4 ... 6, Тг = 1400 ... 1600 К, Лк =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 дальней- шем увеличении т до 10 ... 12 средняя скорость истечения струи 380
уменьшается до 180 ... 230 м/с, а суд— до «0,4 кг/даН -я. Вследствие меньшей удельной тяги удельный вес и объем подъемных ТРДД оказываются большими, чем у ТРД (при оди- наковых параметрах Тг и 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 марше- вого, теоретически определяется зависимостью (см. гл. 9) Удв — — ёУ'яв/Руя’ где рДв = МДв/Св =f (tn, nJ)—удельная масса конструкции. Уменьшение удв подъемных ТРД достигается как увеличе- нием РуД (выбор максимально допустимой Тг) так и уменьше- нием цдв, прежде всего путем выбора невысоких значений лд. Дополнительные возможности снижения удельной массы кон- струкции подъемных двигателей цдв заключаются в создании ком- пактных, высоконагруженных (в аэродинамическом и прочност- ном смысле) элементов двигателя. Следует иметь в виду, что не- высокие требования к удельному расходу топлива и кратковре- менность работы подъемных двигателей облегчают эти задачи, так как допускают некоторое снижение КПД элементов и умень- шение запасов прочности в деталях по сравнению с обычными маршевыми двигателями. К особенностям конструктивного вы- полнения подъемных двигателей можно отнести применение в кон- струкции двигателя: легких материалов, например, пластмасс для лопаток компрессора и корпусов; титана вместо стали для дисков турбин и т. п.; облегченных элементов с повышенными на- пряжениями; упрощенных систем топливоподачи и регулирова- ния; простой системы запуска двигателя (например, путем по- дачи сжатого воздуха непосредственно на турбину двигателя через косые сопла), и наконец, новых компактных конструктивных схем двигателей. На рис. 12.4 показаны типичные примеры кон- структивных 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 диа- метра двигателя), а объем и масса конструкции двигателя — пропорционально кубу характерного размера: Р ~ D3; Мдв ~ D3- Едв ~ D3. В этом случае удель- ный вес двигателя должен увеличиваться, а удельные весовая и объемная тяги — уменьшаться при увеличении абсолютной тяги двигателя согласно следующим зависимостям: Удв=^дв/Р~О~/Р (12.1) Pg = Р/(8МЯВ) ~ \I\TP-, Ру = P/V№ ~ 1/D ~ \!Ур. или (12.2) 381
Рнс. 12.4. Конструктивные схемы подъемных одноконтурных и двухконтурных двигателей (проекты фирмы Роллс-Ройс): а -ТРД; б - ТРДД (т = 10) В действительности теоретическая вависнмость удельного веса от тяги (12.1) не соблюдается, так как не все узлы и элементы двигателя сохраняют геометриче- ское подобие (например, этой закономерности не подчиняются размеры агрегатов, длина камеры сгорания и др.). В результате, удельный вес выполненных двига- телей зависит от тяги значительно слабее, чем по выражению (12.1). При малых размерах двигателя (Р < 1000 ... 2000 даН) его удельный вес, вопреки зави- симости (12.1), сильно возрастает, в связи с тем, что по технологическим сооб- ражениям, 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 зна- чения удельного веса существующих марше- вых и подъемно-маршевых двигателей такого Pv класса тяги составляют 0,12 ... 0,17, Ю 8 Рис. 12.5. Относительная зависимость удельного веса турбореактивных двигате- лей от величины их тяги: 1 — маршевые и подъемно-маршевые ТРД (не- форсированные); 2 — подъемные ТРД; ----.--- теоретические зависимости М „ 3/2 Д ~ р ' ; ------- статистическая зависимость В 4 2 0 Рис. 12.6. Зависимость удельной объемной тяги от абсолютной тяги двигателей (примерный уровень): 1 — существующие маршевые ТРД и ТРДД (m < 1) без форсажной камеры; 2 существующие подъемные ТРД 382
а удельный вес подъемных ТРД ниже более чем в два раза: удв = 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 удель- ного веса, выгодно использовать двигатели небольшого размера. Сильная зависимость объемной тяги Ру от абсолютного размера двигателя делает невозможным прямое сравнение Двигателей разных тяг по этому показа- телю 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: РУО = РУ/Ж. где Р и Ру — фактические значения абсолютной и'удельной объемной тяг дви- гателя; PVa — 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/»?1, у подъемных ТРД — около 5000 даН/м8, т. е. у подъем- ных 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 высо- кого уровня совершенства по массе и компактности конструкции. 12.3. ПОДЪЕМНО-МАРШЕВЫЕ. ДВИГАТЕЛИ Поворот вектора тяги у подъемно-маршевых двигателей на угол до 90° при взлете может осуществляться вращением всего двигателя вокруг поперечной горизонтальной оси (напри- мер, при расположении двигателей на концах крыльев). Чаще, однако, используются двигатели, установленные неподвижно от- носительно самолета, но оборудованные устройствами для пово- рота вектора тяги путем отклонения реактивной струи. Эти устрой- ства можно разделить на два основных типа: 1) устройства, использующие одни и те же^реактивные сопла для создания горизонтальной и вертикальной тяги путем поворота реактивного сопла двигателя или путем поворотагпотока газа, вытекающего из неподвижного сопла (см. рис. 12.1 и 12.7, а, в); 2) устройства с разветвлением реактивного сопла двигателя, имеющие раздельные реактивные сопла для создания Горизон- тальной и вертикальной тяги, оборудованные переключающими заслонками (рис. 12.7, б). Использование поворотных устройств не должно вносить больших потерь полного давления при отклонении потока в вер- тикальном направлении и, в особенности, в положении горизон- тальной тяги при крейсерском полете. У поворотных сопловых устройств, показанных на рис. 12.1 и 12.7, дополнительные по- тери полного давления составляют 3 ... 7 % в положении верти- кальной тяги и 1 ... 3 % в положении горизонтальной тяги. Кроме указанных выше потерь возникают потери тяги из-за уте- 383
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 (1—2 — секции, вращающиеся в противоположном направлении; 3 — секция, ие вращающаяся вокруг оси; 4 пово- ротные стыки); б -» простое разветвляющееся сопло; в —• сопло с отклоняющими створ- ками чек воздуха и газа в местах уплотнения поворотных устройств. Эти потери не должны превышать а#1 %. Учет приведенных выше потерь тяги определяет особенности расчета характеристик подъемно-маршевых турбореактивных дви- гателе '[. В отличие от подъемных подъемно-маршевые двигатели ра- ботают длительное время в течение всего полета самолета. Поэ- тому параметры термодинамического цикла подъемно-маршевых двигателей выбирают близкими к параметрам обычных марше- вых двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогич- ного назначения. Однако, при выборе параметров и типа подъемно-маршевой силовой установки необходимо учитывать то, что двигатель должен быть сильно переразмерен, т. е. должен обеспечивать значительно большую тяговооруженность самолета по сравнению с горизонтально взлетающими самолетами. В результате, при горизонтальном крейсерском полете подъемно-маршевый двига- 384
Рис. 12.8. Дроссельные характеристики подъемно-маршевых двухконтурных двигате- лей в крейсерском дозвуковом полете у земли при М = 0,6, /7 = 0: 1 - ТРДД, т = 1, Л* = 16, т;тах = 1350 К; 2 - ТРДД, т = 2, Л* = 20, Т*тах= 1550 К; 3 — тот же двигатель с форсированной иа 40 % тягой при взлете; 4 — область значений тяги в крейсерском полете; о — максимальный бесфор- сажный режим. (Удельные расходы топлива отне- сены к величине Суд первого двигателя на макси- мальном режиме; значения тяги отнесены к мак- симальной тяге на взлете) тель работает на глубоких дрос- сельных режимах с сильно пони- женной тягой, на которых удель- ный расход топлива значительно возрастает. Потребная тяга в крей- серском дозвуковом полете зависит от типа самолета и скорости полета. Например, у верти- кально взлетающего истребителя-бомбардировщика «Хариер» при скорости полета, соответствующей М =0,6... 0,9, у земли тре- буется тяга, равная всего 15 ... 25 % от взлетной тяги двигателей. Улучшение экономичности подъемно-маршевого двигателя на дроссельных (крейсерских) режимах работы может быть достиг- нуто следующими путями (рис. 12.8): 1) выбором улучшенных параметров термодинамического цикла двигателя (например, одновременным увеличением nJ, Тг и т в двухконтурном двигателе); 2) устройством форсажных камер перед поворотными соплами двигателя, включаемых при вертикальном взлете (при этом умень- шаются 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, ис- пользование форсирования потребует специального защитного покрытия взлетной площадки. Такой же результат может быть достигнут устройством сме- шанной 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 низ- кого расхода топлива в крейсерском полете, определяющими выбор термодинамических параметров (nJ, 77 max и др.) и особен- ности конструкции подъемно-маршевых двигателей, их удельный вес не может быть таким низким, как у подъемных двигателей. 13 В. М. Акимов 385
Нужно учитывать также, что эти 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. 12.4. ДВИГАТЕЛИ С ПОДЪЕМНЫМИ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРАМИ Двигатели с подъемными турбовентиляторами пред- ставляют собой агрегаты для создания вертикальной тяги, при- водимые во вращение при взлете и посадке энергией отработавших газов основных маршевых двигателей, которые в этом случае вы- полняют роль газогенераторов. Конструктивно ротор турбо- вентилятора выполняется, как правило, в виде одного колеса, объединяющего вентилятор и турбину, причем лопаточный венец турбины расположен по периферии лопаток вентилятора. К ло- паткам турбины по трубопроводам и через специальную «улитку» подводится горячий газ из реактивного сопла маршевого турбо- реактивного двигателя, служащего в данном случае генератором газа (рис. 12.9). В результате использования одноколесной кон- Рис. 12.9. Схема турбореактивного двигателя с подъемным турбовентилятором: а — вид сверху; б — турбовентилятор в раврезе; 1 — ТРД (газогенератор); 2 — реак* тивиое сопло для создания горизонтальной тяги; 3 — турбовеитилятор; 4 — переклю* чающая заслонка; 5 — лопаточный венец турбины; 6 — лопатки ротора вентилятора; 7 — лопатки направляющего аппарата вентилятора 386
Рис. 12.10. Параметры газа за турби- ной турбореактивного двигателя (га- зогенератора) при различных значе- ниях степени повышения давления и температуры газа перед турбиной (М = = 0, Н = 0, т]* = 0,85; = 0,91; ствх = 1; <тКе с = 0,95): ------ л* = 10;----------л* = 15; --------- л* = 2о Рис. 12.11. Параметры турбовентиля- торного агрегата в зависимости от от- ношения расходов воздуха в вентиля- торе и газогенераторе т. Газогенера- тор ТРД с л; = 15; Т; = 1400 К: Лв ор|; яв = (0,9 .. 0,95) лв Ор|; о — параметры некоторых разработанных ТВА струкции турбовентиляторы представляют собой плоские агре- гаты, размещаемые внутри крыла или в фюзеляже на выдвиж- ных и откидных платформах (см. рис. 12.2). Турбореактивный двигатель (газогенератор) вместе с турбо- вентиляторным агрегатом по-существу представляет собой двух- контурный двигатель с большой степенью двухконтурности. При его термодинамическом расчете необходимо учесть дополни- тельные потери полного давления в подводящих трубопроводах перед турбиной вентилятора (достигающие 8 ... 10 %). На рис. 12.10 показаны параметры газа, отбираемого в турбо- вентиляторный агрегат за турбиной турбореактивного двигателя. Свободная энергия газа £св, т. е. работа, которую он может со- вершить при полном изоэнтропическом (без потерь) расширении до атмосферного давления, увеличивается при увеличении тем- пературы газа перед турбиной и слабо зависит от степени повы- шения давления в компрессоре в рассмотренном диапазоне изме- нения лв. • 13* 387
Увеличение свободной энергии газов выгодно, так как при этом растет мощность турбовентиляторного агрегата. Однако необхо- димое для этого повышение температуры Т' ограничивается ро- стом температуры газов за турбиной, в результате которого мо- жет потребоваться усиленная теплоизоляция и охлаждение ка- налов, подводящих газ к турбине вентилятора, а также охлажде- ние 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 турбовен- тиляторного агрегата (ТВА) РТВА к горизонтальной тяге основ- ного двигателя в стартовых условиях Р: Ртва = Ртва/Р- Степень увеличения тяги в турбовентиляторе так же, как свободная энергия газов, зависит от температуры газа перед турбиной газо- генератора и почти не зависит от Лк. При заданной темпера- туре Т*, 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 иг) при соответствующем снижении степени повыше- ния давления в нем л; (рис. 12.11). Рост тяги турбовентилятора при неизменном режиме работы газогенератора приводит к силь- ному снижению удельного расхода топлива. Удельная тяга и средняя скорость реактивной струи также сильно уменьшаются при росте т. Однако, наряду с указанными положительными ре- зультатами, увеличение расхода воздуха вызывает увеличение диаметра и массы вентилятора, которое при больших степенях двухконтурности становится более быстрым, чем рост тяги, за- медляющийся в этой области. В результате, удельный вес турбо- вентиляторного агрегата при увеличении степени двухконтур- ности вначале уменьшается, а затем начинает возрастать. Обычно степень двухконтурности в турбовентиляторах ограничивают ве- личиной т = 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 бо- лее низкими, чем у других подъемных двигателей: суд« « 0,3 кг/даН-ч, сс = 150 ... 200 м/с. Удельный вес современных турбовентиляторов (уТВА = Gtba/Ptba) находится на уровне 0,08 ... 0,1. Возможность получения большой степени увеличения тяги в турбовентиляторных агрегатах позволяет применять на само- лете маршевые двигатели (газогенераторы) небольшого размера и оптимально согласовывать требования большой взлетной тяги и умеренной тяги в горизонтальном крейсерском полете, характер- ные для дозвуковых самолетов вертикального взлета и посадки. 388
12.5. СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ДЛЯ ВЕРТИКАЛЬНО ВЗЛЕТАЮЩИХ САМОЛЕТОВ Особенность вертикально взлетающих самолетов — большая относительная масса силовой установки. Масса силовой установки СВВП (Мс. у) складывается из массы маршевой уста- новки (Л4М. у) и массы подъемных устройств (Л4П. у), в которые включаются масса собственно маршевых и подъемных двигателей или турбовентиляторов (Л1М и Л1п) и масса дополнительного обо- рудования, необходимого для установки на самолете двигателей и подъемных агрегатов (сюда входят массы гондол, воздухозабор- ников, входных люков и решеток, систем управления подъем- ными двигателями, а также массы трубопроводов и переключаю- щих устройств в системе подвода газа от газогенератора к подъем- ным 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, Мс. у = &м. уМм+ + kn. уМп, где &м. у = 1,4 ... 1,6 и &п. у = 1,6 ... 2. Из этого ра- венства легко может быть получено выражение относительной массы силовой установки в самолете со взлетной массой Л4ВЗЛ: Л1с.у/Л1взл = ^м.уРУм + ^п.уЙп(1 - j-sin<p), (12.3) '2 где ум, уп — удельные веса маршевых (подъемно-маршевых) и подъемных двигателей или агрегатов; ц — тяговооруженность по горизонтальной тяге; 0 — тяговооруженность по вертикаль- ной тяге; /гм. у, ka. у — коэффициенты увеличения массы марше- вых и подъемных силовых установок по сравнению с массой дви- гателей; <р — угол отклонения вектора тяги маршевых двига- телей от горизонтали при взлете. При одновекторной схеме силовой установки ц = |3 <р = 90° и Л4С. у/Л4взл. =&м. уУмР- При двухвекторной схеме и в системе с турбовентиляторами <р = 0. При смешанной системе (подъем- ные и подъемно-маршевые двигатели) ц < Р, <р ~ 90°. На рис. 12.12 показано изменение относительной массы си- ловых установок по выражению (12.3) в зависимости от тяговоору- женности самолета по горизонтальной тяге ц. Для сравнения при- ведена такая же зависимость для горизонтально взлетающего самолета (кривая /). Для упрощения при большой тяговооруженности (ц > 0,5) у всех силовых установок приняты одинаковый удельный вес маршевых форсированных двигателей (ум =0,125, kM. у = 1,4) и подъемных двигателей (уп = 0,0625, kn.y = 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 ум приняты и 389
Рис. 12.12. Зависимость относитель- ной массы силовой установки от тяго- вооружеиности по горизонтальной тяге: 1 — самолет с горизонтальным взлетом и посадкой (Р = 0, ф = 0); 2 — СВВП с подъемно-маршевыми двигателями (£ = = 1,2, ф = 90°); 3 — СВВП с подъемны- ми и маршевыми двигателями (£ = 1,2, ф= о); 4 —СВВП с подъемными и подъем- но-маршевыми двигателями (₽ = 1,2, ф = = 90е); 5 — СВВП с турбовентиляторны- ми агрегатами (£ = 1,2, Р^ВА = 3) для других силовых установок при низких значениях тягово- оруженности (р =0,2... 0,5), характерных для дозвуковых са- молетов, использующих нефор- сированные двигатели. Для си- ловой установки с подъемными турбовентиляторами принимаем характерные величины степени увеличения тяги РТва = 3, п. у = 1,8. При заданном 0 = 1,2 это однозначно определяет тяговооруженность по горизонтальной тяге р = р/ДгвА = 0,4. Величина р здесь может быть увеличена до 0,55... 0,6, если применить форсированные маршевые двигатели. При принятых для сравнения значениях удельного веса дви- гателей 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 <?). При этом относительная масса силовой установки по сравнению с горизонтально взлетающим самолетом увеличи- вается в 2,5 ... 3 раза (р =0,3 ... 0,4). Силовая установка сме- шанной схемы (подъемные и подъемно-маршевые двигатели, кри- вая 4) в этой области значений р оказывается наиболее легкой (на 15 ... 20 % легче двухвекторной составной и на «35 % — установки с ТВ А). При выборе силовой установки дозвукового СВВП помимо массы важным фактором оказывается расход топ- лива на режимах взлета, посадки и висения (см. ниже). При больших значениях тяговооруженности, характерных для сверхзвуковых самолетов (р > 0,6, но при р<Р), по-прежнему, меньшую массу имеет смешанная силовая установка. При р = = 0,8, например, она на «20 % легче составной двухвекторной и на «17 % — одновекторной с одним подъемно-маршевым дви- гателем (точка 2). Следует, однако, иметь в виду, что увеличенная располагае- мая тяговооруженность самолета с подъемно-маршевыми двига- телями, определяемая условиями вертикального взлета (р = 390
= Р = 1,2), может придать самолету дополнительные качества — увеличенные маневренность и скорость полета, возможность го- ризонтального укороченного взлета самолета с повышенной на- грузкой. Единая подъемно-маршевая силовая установка позво- ляет, кроме того, осуществить быстрый поворот вектора тяги при маневрировании в полете. Дополнительным преимуществом еди- ных подъемно-маршевых силовых установок является возмож- ность увеличения тяговооруженности по горизонтальной тяге ц при заданной тяговооруженности при взлете Р~1,2 за счет исполь- зования в полете полного форсирования двигателя, так как при вертикальном взлете степень форсирования ограничена по ус- ловиям воздействия на взлетную площадку. При высокой потребной тяговооруженности сверхзвуковых самолетов (р « 1 и более, см. рис. 12.12) смешанная силовая уста- новка теряет смысл, так как дополнительная тяга подъемных дви- гателей становится малой, и она вырождается в единую подъемно- маршевую, а двухвекторная силовая установка оказывается слиш- ком тяжелой. При высокой тяговооруженности (р 1,2) относительная масса такой силовой установки, состоящей из подъемно-маршевых дви- гателей, сближается с массой силовой установки обычного само- лета, превышая ее на 10 ... 20 %. Увеличение массы силовой установки СВВП (особенно при низких и умеренных тяговооруженностях р) приводит к умень- шению относительного запаса топлива и дальности полета СВВП по сравнению с горизонтально взлетающими самолетами близкого назначения. Оценим затраты топлива у СВВП, связанные с осуществле- нием вертикального маневра при взлете и посадке. Обычно время вертикального взлета и перехода к горизонталь- ному 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 взлет- ной массы в течение одной минуты. У пассажирских СВВП взлет и посадка осуществляются по специальным траекториям, выби- риемым с учетом безопасности, ограничения шума и других фак- торов. Поэтому время цикла взлет—посадка у них увеличивается и может доходить до 2 ... 2,5 минут. Общую эффективность подъемных силовых установок (двух- векторных, смешанных и с ТВА) на режиме висения удобно ха- рактеризовать суммарным удельным весом подъемных двигате- лей и устройств и израсходованного всеми двигателями топлива по отношению к вертикальной тяге: ySn = g (Ма.? + 4“ Л4Г. ИИС)/Риерт- Чем меньше ухп при данном времени висения, тем эффективнее подъемная установка. При двухвекторной схеме в начальный момент висения (/иие = 0) величина этого параметра совпадает 391
Рис,- 12.13. Суммарный удельный вес кон- струкции подъемных установок и израс- ходованного топлива в зависимости от времени висения: 1 — СВВП с подъемными ТРД (с п — - 1,1 кг/даН.ч, PGn = 16... 18, = 1,6); 2 — СВВП с подъемными ТРДД п = — 0,5 кг/даН.ч, PGn = 14, ^п. у = 1’6); 3 ~~ СВВП смешанной схемы с подъемными ТРД (£уд.п = 1,1 кг/ДаН*4’ pGn = 16) н п°Дъем- но-маршевымн ТРДД (суд м = 0,6 кг/даН-ч, ц = 0,25); 4 — СВВП с подъемными турбо- вентиляторами (С п — 0»35 кг/даН. ч, PG ТВА 13’ *п.у = Ь8) ' Рис. 12.14. Примерный уровень максимального избыточного давле- ния реактивной струи на грунт и допустимое время висения над тра- вяной площадкой у подъемных устройств различного типа: 1 — винты вертолетов; 2 — подъемные турбовеитиляторы; 3 — подъемные ТРДД (т = 2 ... 10); 4 — подъемные ТРД с удельным весом подъем- ных агрегатов и увеличива- ется по мере израсходования топлива при /вис > 0. Чем меньше удельный расход топлива, тем медленней происходит увеличение этого параметра повремени. На рис. 12.13 сравнива- ются различные подъемные устройства по величине суммарного удельного веса конструкции и топлива на дозвуковом самолете с ц =- 0,25. В двухвекторных системах применение более легких одноконтурных подъемных ТРД оказывается выгодным до £вис « « 2 мин, при большем времени висения становятся выгодными экономичные, но несколько более тяжелые подъемные ТРДД. Сме- шанная схема подъемной силовой установки является наиболее вы- годной при времени висения до 4 .., 5 мин. При большом времени висения (>10 мин) лучшей силовой установкой становятся подъ- емные турбовентиляторы. Время висения и непосредственной близости от земли может ограничиваться недопустимым процессом разрушения взлетно-посадочной площадки под воздействием ре- активной струи подъемных двигателей. На рис.’12.14 показаны величина давления, производимого реактивной струей на грунт, и допустимое время висения над травяной площадкой в зависи- мости от средней скорости истечения газов и воздуха из сопел подъемных двигателей различного типа. 392
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 турбовенти- ляторами в этих условиях практически не ограничено. Для защиты грунтовых взлетно-посадочных площадок от действия реактивных струй могут применяться различные ис- кусственные покрытия, например, металлические. Приведенное сравнение подъемных устройств может слу- жить лишь примером качественного сопоставления их отдельных показателей (массовых данных, удельного расхода топлива, сте- пени воздействия на грунт). Правильный выбор того или иного типа силовой установки зависит от назначения самолета и должен производиться с учетом большого числа факторов, характеризую- щих техническое и конструктивное совершенство двигателей и конкретные условия их эксплуатации на самолете.
ЧАСТЬ IV НЕКОТОРЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД Г Л А В А 13. НЕУСТАНОВИВШИЕСЯ РЕЖИМЫ РАБОТЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД Авиационные газотурбинные двигатели при эксплуатации на самолетах работают на различных режимах, выбор которых оп- ределяется условиями полета. Изменение режима работы газо- турбинного двигателя, как правило, производится изменением частоты вращения ротора, причем с ее увеличением возрастает п тяга двигателя. Исключение составляют некоторые ТВД, у ко- торых 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 ре- жим работы при резком перемещении летчиком рычага управле- ния двигателем (РУД). Процесс быстрого увеличения тяги дви- гателя называют приемистостью. Одним из характерных случаев, когда требуется хорошая приемистость двигателя, является уход самолета на второй круг при неудавшейся посадке. Вслед за уве- личением летчиком подачи топлива двигатель должен быстро увеличить тягу, чтобы самолет смог вновь разогнаться и набрать необходимую высоту. Приемистость двигателя обычно характеризуют минималь- ным временем, потребным для перехода с режима малого газа на режим максимальной тяги, т. е. у одновального ТРД — вре- менем раскрутки ротора от пм.г до птах (/п). Обратный быстрый ' переход от пшах до пм.г называют сбросом газа и характеризуют временем fc6. Газотурбинные двигатели в силу ряда причин имеют относительно плохую приемистость = 5 ... 10 с). Сброс газа (уменьшение тяги) у этих двигателей обычно происходит доста- точно быстро, и, как правило, не является лимитирующим про- цессом. У двигателей с форсажными камерами общее время приеми- стости складывается из времени раскрутки ротора и времени от включения форсажной камеры до выхода ее на максимальный режим: ts = tn + /ф- Эти стадии с целью сокращения общего времени могут быть частично совмещены. Важной эксплуатационной характеристикой авиационного дви- гателя является также его способность к быстрому запуску с вы- ходом на режим малого газа за короткое время, 394
Различают запуск 6 стартовых условиях на земле, когда на- чальную раскрутку ротора двигателя производят от посторон- него источника мощности (аэродромного или бортового пускового устройства), и запуск в полете, когда ротор двигателя до подачи топлива вращается под действием скоростного напора набегаю- щего потока воздуха {режим авторотации). При этом иногда про- изводят дополнительную подкрутку ротора с помощью пуско- вого устройства. В процессе приемистости, сброса газа, а также при запуске газотурбинный двигатель работает на неустановившихся режимах, при которых все параметры двигателя (частота вращения ротора, расход топлива, температура газов перед турбиной, степень, по- вышения давления в компрессоре и т. д.) изменяются по вре- мени. Правильный расчет двигателя на неустановившихся ре- жимах и его проектирование с учетом требований хорошей при- емистости, быстрого и надежного запуска являются важными прак- тическими задачами. 13.1. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ОДНОВАЛЬНОГО ТРД НА НЕУСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ Уравнение движения ротора Уравнение движения ротора турбореактивного двига- теля запишем в виде МТ — Мк — Мт = Jzdwldi. (13.1) Здесь Jz — момент инерции ротора относительно оси вращения; А4Т — крутящий момент, развиваемый турбиной; Л!к — момент на валу компрессора; Мт — момент, требуемый для преодоле- ния силы трения в подшипниках и для вращения агрегатов. На установившемся режиме МТ = Л4К + Мт, и угловая скорость ротора постоянна {dey/dt — 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: Ут — NK — Nm = = Jz(i)d<3)/dt и заменяя угловую скорость частотой вращения (<о — 2лп), получим Ут — Ук/Лт = 4nVxn dn/di, • (13.2) или dnldt = ^NT/{4n2Jzn), (13.3) где ДУ,. = NT — АД/Лт — избыточная мощность турбины, Вт; т1т — механический КПД. Чем выше избыточная мощность турбины и чем меньше мо- мент инерции ротора, тем больше ускорение его вращения. При ДДД > 0 происходит раскрутка ротора, при ДАД <0 — замед- ление вращения ротора ТРД. 395
Время перехода с одной частоты вращения на другую (время приемистости или сброса газа) может быть найдено интегриро- ванием уравнения (13.3): п2 t^ = Mz\-^~dn. (13.4) П1 Чтобы вычислить интеграл в правой части этого уравнения, нужно знать, как изменяется избыточная мощность турбины в за- висимости от частоты вращения. Определение избыточной мощ- ности турбины является основной задачей в теории неустановив- шихся режимов турбореактивных двигателей. Если известно изменение AA\ в зависимости от частоты вращения, то, положив в уравнении (13.4) верхний предел переменным, получим зависи- мость времени приемистости (сброса) от конечной частоты враще- ния t = f (п) при данной начальной частоте вращения пг. Изме- нение частоты вращения ротора двигателя по времени п = f (t) может быть найдено численным или графическим интегрирова- нием 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) те- чение газов, отличаются от уравнений стационарного движения. Например, уравнение неразрывности в нестационарном потоке запишется в виде G2 = Gx — AG, где AG = j j j dV — увели- V.-, , чение (если dpldt > 0) или уменьшение (если dp/dt < 0) массы воздуха, содержащегося в объеме V между сечениями 1 и 2 в еди- ницу времени. Следовательно, расходы газа в различных сече- ‘ ниях 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 устано- вившихся и неустановившихся режимах, вызывающий измене- ние зазоров и условий теплообмена со стенками, должны приво- дить к изменению характеристик элементов: компрессора, тур- бины и др. (например, к снижению Лк 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 не- стационарный прогрев деталей сказывается мало, а газодинами- 396
Рис. 13.1. Линии совместной работы компрессора и турбины на установившихся и переходных режимах (Н = О, Мп = 0): 1 — 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 ха- рактеристики элементов двигателя, полученные на установив- шихся режимах, принимаются неизменными и на неустановив- шихся режимах сохраняются также известные выражения мощ- ности 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- 397
Рис. 13.2. Относительное из- менение параметров ТРД с осе- вым компрессором иа установив- шихся и иеустановившихся ре- жимах (И = О, Мп = 0): —---- установившиеся режимы; ----------неустановившнеся режимы; 1—2 — увеличение (?т и Тг ограничивается срывом в ком- прессоре; 2—3 — ограничение пре- дельно допустимой Т* стационарности необходи- мо учитывать. Избыточная мощность турбины при приемистости определяется уравнением A1VT=GALT=GB [(1—9Т) х X (1 б0Тб) LT 1-н/Лт]- (13.5) Здесь ДЛТ — избыточная удельная работа турбины (на 1 кг расхода воздуха); £т и LK—удельные работы расширения саза в турбине и сжатия воздуха в ком- прессоре; ботб — относи- тельная доля отбираемого за компрессором воздуха (например, для предотвра- щения помпажа, а также на охлаждение турбины). Избыточная мощность на валу двигателя при неизменной площади ре- активного сопла появляется тогда, когда температура газов перед турбиной повышается по сравнению с ее значением на установившемся режиме и при той же частоте вращения, что до- стигается 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 совмест- ной работы двигателя сдвигается влево, а при уменьшении Тг (сброс) — вправо от линии установившихся режимов, соответст- вующей дроссельной характеристике двигателя в диапазоне изме- нения частоты вращения от лМф р до /imax (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- 398
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 77тах. Обычно при малых и умеренных частотах вращения возможность увеличения Г? ли- митируется границей срыва компрессора, а при высоких — мак- симально допустимой величиной 7? (см. рис. 13.1). Пределом уменьшения 7; при сбросе газа может быть срыв пламени в камере сгорания при сильном обеднении топливо- воздушной 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 при- емистости вследствие сильного обогащения топливо-воздушной смеси в камере сгорания. В результате изменения температуры газов и режима сов- местной работы компрессора и турбины на неустановившихся ре- жимах расход воздуха и степень повышения давления в компрес- соре при каждой частоте вращения ротора отличаются от значе- ний этих параметров на установившихся режимах. При приеми- стости ЛЁ — выше, a GB — ниже, чем на установившихся режимах. При сбросе газа — картина обратная (рис. 13.2). Расчет процесса приемистости ТРД в стартовых усло- виях Практическими целями расчета процессов приемистости в различных условиях полета могут быть следующие: а) определение времени перехода двигателя с режима малого газа на максимальный режим, т. е. оценка приемистости двига- теля; б) нахождение иаивыгоднейших законов подачи топлива в дви- гатель, дающих наименьшее время приемистости в данных ус- ловиях; в) определение зависимостей частоты вращения и тяги двига- теля от времени в процессе приемистости, необходимых для определения динамических свойств самолета. Рассмотрим более подробно расчет приемистости ТРД в зем- ных условиях при нулевой скорости полета. Будем полагать, что сопло двигателя в процессе приемистости не регулируется (7** нр const). Для расчета приемистости необходимо иметь характеристику компрессора с иаиесеииой на ией линией совместной работы при установившихся режимах от максимального до режима малого газа (см. рис. 13.1), а также характеристику турбины. Удобно предварительно нанести на характеристику компрессора ли- нии постоянной относительной температуры газов Т*/Т* = const или линии Тг/Тгтах const (см- Разд' 8 2)- Далее расчет проводится в следующем порядке. 399
1. На характеристику компрессора наносится линия совместных режимов ' работы компрессора и турбины при максимальной приемистости. Для этого в области высоких частот вращения указанным выше способом проводят линию постоянного отношения температур Т* п/Т* = const, где Т* = Т* ._ + 4 * * 1 • XX/ «1 1 • XX » Шал + (100 ... 150 К) — предельно допустимая температура газов при приемистости. При пониженных частотах вращения, когда режимы приемистости обычно ограничиваются не температурой газов, а устойчивостью компрессора, линию совместной работы ведут вдоль границы срыва, выдерживая необходимый запас устойчивости Д£у = (як/^в. пр)гр (лк/°в. пр)п 100 % «5...7 %. 1 Здесь индекс гр обозначает параметры на границе срыва, а индекс «п» — пара- J метры на линии режимов приемистости при одинаковых частотах вращения ппр. j 2. Рассчитывается зависимость л * = f методами, указанными в гл. 8, 1 или используется такая зависимость, полученная ранее для установившихся j режимов. _ 3. В области, где повышение температуры газов ограничивается возмож- : ностью помпажа, необходимо определить допустимые значения Т* при приеми- 4 стости. Для этого используют расходную характеристику турбины (см. гл. 4). , Линия режимов совместной работы при приемистости на характеристике компрес- * сора дает нам необходимые величины л‘, Ов при каждом значении п. Следова- тельно, известны значения л£ = л£л*, Ор = (1 + — 6цер) GB, л * = ] = f (л£) и р* = ок ср*. Допустимые температуры газа перед турбиной при при- емистости определяются зависимостью ] / л/~т~ р* \2 где Gr пр = f (л*) — определяется по расходной характеристике турбины. Поскольку Gr пр в общем случае зависит также от параметра n/-y'rТ*, а ве- личина Т* заранее неизвестна, требуются последовательные приближения. Решение облегчается слабой зависимостью G „„ от nl-i/~T*. г- ПР < г г Величины <?т, оохл, опер, ок. с задаются приближенно по аналогии с уста- новившимися режимами. 4. 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 дан- ных л* = f (л2) и nly^T* или расчетом, задаваясь КПД турбины или опре- деляя его по характеристике. 5. Избыточная мощность турбины Л.УТ 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 л * = f (л2), соответствующая новому значению FKp. В остальном расчет про- водится по изложенной выше методике. Примерное изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором при Н = 0, Мп = 0 показано на рис. 13.3. Изменение других параметров этого двигателя при приемистости и на установившихся режимах было показано ра- нее на рис. 13.2. При малых частотах вращения A(VT мало из-за 400
небольших значений расхода воздуха и степени повышения дав- ления в двигателе, а также из-за противопомпажных ограниче- ний повышения температуры газов. При средних частотах вра- щения A7VT заметно увеличивается, так как растут GB, л* и Т*. п/77. уст- При больших частотах вращения избыточная мощ- ность турбины снова уменьшается из-за приближения темпера- туры газов при приемистости к значениям Т* на установив- шихся режимах. Время приемистости двигателя при известном моменте инер- ции ротора определяется графически, как площадь под кри- вой 4л2Jzn/NN\ = f (п), изображающей зависимость подынтег- ральной величины в уравнении (13.4) от частоты вращения (см. рис. 13.3). Также может быть найдено время раскрутки до лю- бой промежуточной частоты вращения. В результате определяют кривую изменения частоты вращения ротора по времени при при- емистости (рис. 13.4). По известному изменению параметров двигателя может быть последовательно для всех моментов времени определено измене- ние его тяги, а также расходов топлива, потребных для осуществ- ления такой приемистости. Характерная особенность протекания процесса приемистости ТРД заключается в медленномТускорении вращения в начале и быстром ускорении в середине времени приемистости с некото- рым замедлением в конце его, что связано с отмеченнымТвыше характером изменения избыточной мощности турбины. Малое зна- чение АМТ при низких частотах вращениями относительно боль- шие моменты инерции роторов при- водят к тому, что ТРД обладают сра- внительно большим ^временем!^при- емистости. Особенно неблагоприятно Рис. 13.3. Изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором в зави- симости от частоты вращения ротора при при- емистости (а). Графическое определение вре- мени приемистости (б). (Избыточная мощность турбины отнесена к ее мощности на макси- мальном установившемся режиме ?VT. уст тах) Рис. 13.4. Относительное из- менение частоты вращения и тя- ги по времени при приемисто- сти ТРД с осевым компрессором в стартовых условиях 401
изменяется при приемистости тяга ТРД (см. рис. 13.4). Большую часть времени приемистости тяга изменяется незна- чительно и лишь в конце быстро нарастает до максималь- ной величины. Такой характер изменения тяги ТРД при приеми- стости 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 ре- жимов работы на характеристике компрессора при увеличении скорости полета изменяется в области низких приведенных ча- стот вращения, где в реактивном сопле двигателя наблюдается докритический перепад давления. Увеличение скорости полета приводит здесь к росту приведенного расхода воздуха через дви- гатель при ппр = const и к уменьшению относительной темпера- туры газа Т*1Тк на установившихся режимах его работы до тех пор, пока в реактивном сопле не установится критический пере- пад давления вследствие роста суммарной степени повышения давления в двигателе nj = л*/л* (рис. 13.5). При известных в дан- ных условиях полета параметрах двигателя на линии установив- шихся режимов (которая должна быть заранее определена) про- цесс приемистости может быть,рассчитан так же, как и при Мп = = 0. Порядок расчета остается прежним. Линию режимов приеми- стости на характеристике компрессора при этом можно выбрать так же, как и при Мп = 0 (рис. 13.5). Однако, начальная и конечная точки линии режимов приеми- стости (по физическим и приведенным частотам вращения) в за- висимости от высоты и скорости полета (Тн, рн = var) могут изме- ниться в соответствии с выбранным законом регулирования дви- гателя на режимах максимальной тяги и малого газа (см. разд. 13.2). Кроме того, следует учитывать, что если режимы при- емистости в области высоких ча- стот вращения во всех случаях вести вдоль одной линии Т*. JTn = const на характери- Рис. 13.5. Линии совместной работы компрессора и турбины иа характерис- тике компрессора ТРД с нерегулируе- мым соплом в статических условиях и в полете: 1 — линии установившихся режимов при критическом перепаде в реактивном сопле; 2 — линии установившихся режимов при различных числах (докритический пе- репад в реактивном сопле при понижеииых п)\ 3 — возможное протекание линии ре- жимов приемистости /М = var, Н — var) 402
стике компрессора, то фактический температура Т*. п может отли- чаться от выбранной в статических земных условиях предельной ве- личины Т*. п из-за изменения Т„ в полете. Поэтому при 77 >288 К может оказаться необходимым специальное ограничение темпера- туры газов допустимой величиной Т*. п. В этом случае линия ре- жимов приемистости на характеристике компрессора понизится (на участке ограничения), так как уменьшится отноше- ние 77. и/77. Вследствие удаления линии рабочих установившихся режимов от границы срыва при сохранении положения линии неустановив- шихся режимов процесс приемистости в начальной стадии (в об- ласти низких приведенных частот вращения) при большей ско- рости полета проходит более интенсивно, так как увеличивается отношение температур Т*. П/Т*. уст. Расчет процесса сброса газа Расчет процесса сброса газа принципиально не отли- чается от расчета приемистости ТРД и может быть произведен с помощью тех же уравнений (13.5), (13.4), в которых A7VT — отри- цательная величина. Закономерности изменения частоты враще- ния при сбросе газа и приемистости противоположны: при сбросе вначале частота вращения уменьшается быстро, а затем этот про- цесс замедляется. Как и при прие'мистости, это связано с характе- ром изменения абсолютных значений АЛГТ в области больших и малых частот вращения. 13.2. 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 при- мере одновального турбореактивного двигателя. Обобщенная характеристика приемистости В гл. 8 было показано, что подобие установившихся режимов работы ТРД характеризуется постоянством двух пара- метров подобия: Мп и приведенной частоты вращения п\/Т0/Тд. Поскольку при приемистости ТРД условие равенства работ ком- прессора и турбины снимается, в двигателе появляется дополни- тельная степень свободы, и для определения подобных режимов работы к указанным параметрам необходимо добавить третий приведенный параметр, например, относительную температуру 403
Рис. 13.6. Обобщенная ха- рактеристика приемистости турбореактивного двигателя с осевым компрессором (Мп = 0) газов перед турбиной Т*. П/Т„ или при- веденный расход топлива Лг GT (р0/Рв)х X У То/Т„, которые могут быть при приемистости заданы произвольно, не- зависимо от первых двух параметров подобия (Мп и ппр). Так же, как и урав- нение связи параметров ТРД на устано- вившихся режимах, уравнение движе- ния ротора (13.3) можно выразить че- рез приведенные к стандартным атмо- сферным условиям параметры, приведя его к следующему виду: ^пр — 4л2<72 —t-т; dnnp. (13.7) LX7V т. пр Здесь ппр = п у'То/Т* — приведенная частота вращения, a ,AiVT. пр = ANT (р0/рв) V— приведенная избыточная мощ- ность турбины, выражение которой может быть получено из (13.5), если учесть формулы приведения расхода воздуха [GB. пр = = GB (Рв)/Ро) VT0/T*] и удельных работ сжатия и расширения [7>к.пр = (То/Т£), = £т (То/Т„)]. Для получения в пра- вой части уравнения (13.7) приведенных параметров частоты вра- щения и избыточной мощности турбины нам пришлось в левой части уравнения образовать новый параметр Znp - Z Ро yf Т; ’ <13-8) который по аналогии с другими можно назвать приведенным вре- менем переходного процесса в ТРД. Выражение (13.7) представляет собой обобщенное уравнение движения ротора. Если вести процессы приемистости ТРД так, чтобы в различ- ных атмосферных условиях (но при Мп = const) выдерживался одинаковый закон изменения относительной температуры газа перед турбиной по приведенной частоте вращения Т*. n/T„ = = f (ппр) (т. е. если двигаться вдоль одной и той же линии ре- жимов на характеристике компрессора), то правая часть уравне- ния (13.7) будет изменяться во всех случаях одинаково, и при интегрировании этого уравнения мы получим одну обобщенную характеристику приемистости конкретного ТРД, т. е. единую за- висимость приведенной частоты вращения от приведенного вре- мени, справедливую при всех атмосферных условиях, в которых может работать данный двигатель. На рис. 13.6 показан пример такой характеристики для ТРД с осевым компрессором, пара- метры которого даны на рис. 13.1 (начало шкалы времени на рис. 13.6 условно совмещено с точкой ппр = 0,4). Пользуясь 404
обобщенной характеристикой и понятием приведенного времени приемистости, можно наглядно проанализировать влияние раз- личных 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 умень- шает время приемистости ТРД. В приведенном на рис. 13.6 при- мере увеличение начальной частоты вращения до ппр = 0,5, т. е. исключение участка раскрутки от ппр = 0,4 до 0,5, умень- шает 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 зем- ных условиях лежит в пределах 35 ... 50 % от максимальной частоты вращения. Ниже будут рассмотрены некоторые возмож- ности 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: ___ Предположим, что топливный регулятор при любых атмосфер- ных условиях регулирует подачу топлива так, чтобы выдержива- лась обобщенная характеристика приемистости двигателя. Тогда при приемистости в одинаковом диапазоне изменения приведен- ной частоты вращения Дппр = idem (т. е. при ^п 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 пер- вом случае уменьшается избыточный крутящий момент на валу, пропорциональный давлению воздуха, а во втором — тем, что при росте температуры воздуха растет диапазон изменения физи- ческой частоты вращения Д/г, пропорциональный корню квадрат- ному из Т* при ДпПр = const. 405
Рис. 13.7. Типичное изменение частоты вращения на режиме мало- го газа ТРД по высоте полета (Мп = = const): 1 — ограничение м = const дрос- сельным краном, стоящим на упоре ма- лого газа; 2 — расход топлива регули- руется центробежным регулятором ча- стоты вращения (п„ п „ — частота \ и. а» р вращения начала автоматического ре- гулирования); 3 — ограничение GT mln = const клапаном минимально- го давления подачи топлива Рис. 13.8. Обобщенные характеристики приемистости ТРД при различных скоро- стях полета (М3 > М2 > Mi > 0): 1 — режимы малого газа (GT мг — const, Н = О); 2 — приемистость пои критическом перепаде в реактивном сопле; 3 — приведениое время приемистости в статических условиях (Мп = 0); 4 — приведенное время приемисто- сти в полете при Мп = М2 (Н = 0) В действительности, влияние высоты полета на приемистость ТРД осложняется еще и тем, что при изменении и р* частота вращения на режиме малого газа изменяется в зависимости от способа регули- рования подачи топлива на этом режиме. Некоторые то- пливные регуляторы при установке дроссельного крана на упоре малого газа или при включении клапана минимального давления (при очень низких pl) обеспечивают постоянный расход топлива. Поэтому уменьшение р% приводит к увеличению частоты вращения на режиме малого газа (рис. 13.7) *. Величина пм. г на очень больших высотах может приближаться к максимально допустимым для данного двигателя значениям частоты вращения. При изменении высоты полета влияние уменьшающегося дав- ления оказывается превалирующим, и приемистость ТРД с подъ- емом на высоту (при постоянном Мп) заметно ухудшается, не- смотря на то, что частота вращения на режиме малого газа уве- личивается и значительно сокращается диапазон изменения ча- стоты вращения при приемистости. Влияние Мп на процесс приемистости ТРД оказывается более сложным. Как указывалось в предыдущем разделе, при увели- чении Мп линия рабочих установившихся режимов на характе- ристике компрессора в области пониженных частот вращения 1 За исключением участка 2 на рис. 13.7, на котором центробежный регуля- тор поддерживает пМоГ = const. 406
располагается дальше от границы помпажа, что позволяет в этой области вести приемистость дви- гателя более интенсивно (см., рис. 13.5). При более высоких ча- стотах вращения, когда в реактив- ном сопле ТРД устанавливается критический перепад давлений, взаимное расположение линий режимов приемистости и устано- вившихся режимов на характе- Рис. 13.9. Приемистость ТРД иа земле и в полете: 1 — Н = О, Мп = 0; 2 — Н = О, Мп = = 0,65; 3 - Н = 11 км; Мп = 0,65 ристике компрессора перестает зависеть от скорости полета (если нет ограничения Т*. п при Т„ > > 288 К). Указанная особенность приводит к тому, что обобщен- ная характеристика приемистости /гпр = / (Znp) при больших Мп в области пониженных значений ппр проходит более круто, а при высоких значениях ппр от числа Мп не зависит. Поэтому обобщен- ные 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 Tt снижается максимальная приведенная частота вращения, до которой раскручивается ротор двигателя (при постоянной максимальной физической частоте вращения, Птах = 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 pt. Возрастание при этом температуры торможения не компенсирует влияние давления. Совместное влияние перечисленных факторов приводит к тому, что приемистость ТРД заметно улучшается при увеличении ско- рости полета на заданной высоте. На рис. 13.9 показан пример- ный характер протекания приемистости ТРД в земных статиче- ских условиях и при полете с одинаковым числом М у земли и на высоте И км. Влияние момента инерции и размеров двигателя иа время приемистости Как следует из (13.4), момент инерции ротора ТРД влияет на при- емистость двигателя. Момент инерции ротора ТРД относительно оси вращения z может быть выражен суммой интегралов Jz = VI r2dM, где dM — элемент 407
массы i-ой детали ротора, г— расстояние от него до осн вращения. Пе еходя к объемам н используя цилиндрические координаты (<р, г, z), получим о Jz = ^Pi j r2dv = 2 рг- j j.j r>drdzd<p, l i v. где p; — плотность материала i-ой детали ротора. Относя все линейные раз- меры к одному характерному размеру (например, диаметру входа двигателя), получим Jz = D5 р; j j j r3 dr dz dip. Отсюда следует, что если рассматривать семейство полностью геометрически подобных двигателей, соответствующие детали которых выполнены нз одинако- вых материалов, то моменты инерции их роторов будут пропорциональны харак- терному размеру (диаметру) двигателя в пятой степени Jz = c'D5. (13.10) С другой стороны, расход воздуха и избыточная мощность турбины при раз- гоне у таких двигателей пропорциональны квадрату диаметра, а частоты враще- ния (при условии равенства окружных скоростей) обратно пропорциональны диаметру: ЛМТ--GB = с"£>2; п = с”/£>. При 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 /п=с£). (13.11) Полученную зависимость следует рассматривать лишь как упрощенное выраже- ние тенденции некоторого ухудшения приемистости двигателей большого раз- мера. В действительности геометрического подобия двигателей не наблюдается. Двигатели, различающиеся по размерам, имеют, как правило, различные кон- структивные схемы н параметры, кроме того, момент инерции даже в однотипных конструкциях слабее зависит от размера, чем по теоретической зависимости (13.10). Можно приближенно считать, что момент инерции пропорционален квадрату расхода воздуха через двигатель, т. е. Jz/gIq ж const илн Jz/Di « const. Вели- чина JzlGlo зависит от числа ступеней турбокомпрессора, т. е. от степени повы- шения 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 Лк = 6 ... 12 н относительную массу конструкции р.дв = Л4ДВ/0ВО = 10 ... 15 кг/(кг/с), можно считать характерными следующие величины относительного момента инерции: Jz/G|0 = (1,5.. .3)-10~3 м2-с2/кг. (13.12) Пути улучшения приемистости ТРД 1) Уменьшение момента инерции. Прямая зависи- мость времени раскрутки от момента инерции ротора ТРД поз- воляет значительно улучшить его приемистость. Как указыва- лось, наблюдается постоянная тенденция существенного облег- чения авиационных газотурбинных двигателей путем использо- вания аэродинамически более совершенных элементов, улучше- ния их конструкции и применения материалов с повышенной 408
удельной прочностью. Все это вызывает также уменьшение мо- ментов инерции роторов двигателей, несмотря на рост такого пара- метра, как Лк- 2) Увеличение начальной частоты вращения. Существует не- сколько способов увеличения частоты вращения на режиме ма- лого газа в земных условиях при сохранении неизменным допу- стимого минимального уровня тяги двигателя (3 ... 6 % от Ртах). Рассмотрим некоторые из них. При раскрытии регулируемого реактивного сопла можно сни- зить тягу при постоянной частоте вращения ротора ТРД. Восста- навливая минимально допустимый уровень тяги, можно суще- ственно 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 воз- духа при относительно небольшом изменении частоты вращения. Такое регулирование позволяет получать режим малого газа при относительной частоте вращения nM.r/nmax = 60 ... 70 %, вместо 35 ... 50 % у обычных ТРД, что может сократить время приеми- стости двигателя более чем в два раза. 3) Увеличение избыточной мощности может достигаться в пер- вую очередь путем увеличения температуры газов перед турби- ной, точнее ее относительного избытка при раскрутке ротора АТГ = АТг/Т?. уст- Однако это требует увеличения ис- пользуемого при приемисто- сти запаса устойчивости ком- прессора. Расширение зоны устойчивой работы компрес- сора в области малых Рис. 13.10. Влияние регули- руемого реактивного сопла иа время приемистости ТРД: 1 — сопло нерегулируемое, FK^ = = const; 2 — сопло раскрыто при п < 0,9, AF = 15 % кр Рис. 13.11. Зависимость приведенного рас- хода топлива от приведенной частоты враще- ния ротора ТРД: 1 — рабочие установившиеся режимы при полете с различными Мп; 2 — предельные расходы, соот- ветствующие границе устойчивой работы компрес- сора; 3 — линия оптимального процесса приеми- стости 409
частот вращения достигается обычно специальными средствами регулирования компрессора (поворотными направляющими ап- паратами, выпуском воздуха нз промежуточных ступеней и др.). Другим радикальным способом увеличения избыточной мощ- ности турбины является использование регулируемого реактив- ного 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 компрес- сора 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 быть увеличена (рис. 13.10). 4) 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 бо- лее быструю раскрутку двигателя без перегрева турбины и попа- дания компрессора в зону неустойчивой работы в любых условиях полета, независимо от скорости перемещения летчиком рычага управления двигателем. Совершенный автомат должен регулиро- вать в процессе приемистости рост приведенного расхода топлива по приведенной частоте вращения вдоль установленной заранее оптимальной кривой независимо от внешних атмосферных ус- ловий, высоты и скорости полета, начального режима работы дви- гателя, т. е. во всех случаях должен обеспечивать наилучшую приемистость (рис. 13.11). Помимо указанных выше функций регулирования приемисто- сти двигателя система автоматики ТРД должна обеспечивать за- медленное уменьшение расхода топлива при сбросе газа для того, чтобы предотвратить срыв пламени в камере сгорания при рез- ком перемещении сектора газа. Степень замедления выбирается в зависимости от срывных характеристик камеры сгорания в зем- ных и высотных условиях. 13.3. ОСОБЕННОСТИ ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМОВ ДВУХВАЛЬНЫХ ТРД Динамические процессы в двухвальных ТРД сущест- венно отличаются от процесса приемистости или сброса газа одно- вального ТРД. В двухвальных двигателях эти процессы проте- 410
кают значительно сложнее из-за наличия двух механически не связанных роторов, вращаю- щихся с разной скоростью, ме- жду которыми существует толь- ко газодинамическая связь. Уравнение (13.3) движения ротора одновального ТРД при- менимо к каждому из роторов двухвального ТРД в отдельно- сти, а время их раскрутки может быть найдено интегрированием этого уравнения в собственном диапазоне изменения частот вра- щения при известных моментах инерции роторов (13.4). Однако при определении избыточной мощности турбин роторов, вхо- пвд/пцц Рис. 13.12. Скольжение роторов двух- вального ТРД: 1 — установившиеся дроссельные режимы; 2 — приемистость; 3 — сброс газа дящей в уравнение движения (13.3), должно быть учтено их газоди- намическое взаимодействие, сущность которого объясняется ниже. Для двухвальных ТРД характерна разная частота вращения роторов на максимальном и дроссельных режимах. Это так назы- ваемое «скольжение» роторов, которое можно выразить отношением частот вращения роторов высокого и низкого давлений, у ТРД на максимальном режиме работы составляет величину по- рядка пВд тахМнд max = 1,2 ... 1,35. При дросселировании двух- вального 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 и выше. Это приводит к тому, что относительная частота вращения на режиме малого газа лм. г — =пм гМтах У ротора низкого давления намного меньше, чем у ротора высокого давления: «нд.м.г = 0,3 ... 0,35; пвд.м.г — 0,5 ... 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 дав- ления оказывается в неблагоприятном положении. Наблюдаю- щаяся на практике более медленная раскрутка ротора низкого давления по сравнению с раскруткой ротора высокого давления объясняется, главным образом, разницей начальных частот вра- щения этих роторов, а также уменьшением относительной мощ- ности турбины низкого давления при пониженных частотах вращения. Такой характер нарастания частоты вращения рото- ров двухвального ТРД приводит к тому, что скольжение роторов при приемистости сильно отличается от скольжения на установив- шихся режимах (рис. 13.12). Увеличение скольжения, связанное с замедленной раскруткой ротора низкого давления, приводит к увеличению запаса устой- 411
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): q {К нд) = const пкндл*вд V Тги/Т;. п. (13.13) Если второй ротор раскручивается быстрее и скольжение увеличивается по сравнению с соответствующим установившимся режимом, то Лквд в (13.13) растет быстрее Лкнд и относительная плотность тока (или приведенный расход воздуха) на входе в пер- вый компрессор при данном пНДпр 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 пзд/пнд) нарастает, однако не в такой степени, как при медленном (равно- весном) 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 недопусти- мому уменьшению запасов устойчивости компрессора низкого давления. Эта особенность может оказаться дополнительным фак- тором, ограничивающим 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 сле- дующем. 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 мощ- ностей 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
г частот вращения при приемистости или сбросе газа и сближает их динамические характеристики. При расчете переходных режимов двухвальных ТРД прихо- дится применять методы совместного интегрирования уравнений движения обоих роторов с учетом их газодинамического взаимо- действия. 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 компрес- сора двухвального ТРД, более быстрой раскруткой облегченного внутреннего ротора и другими факторами. 13.4. ЗАПУСК ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В СТАРТОВЫХ УСЛОВИЯХ Существует минимальная частота вращения ротора nmin, при которой возможна самостоятельная работа газотурбинного двигателя. В гл. 8 показано, что при дросселировании двига- теля от nmax температура газов сначала уменьшается, а затем, вследствие ухудшения КПД компрессора и турбины и снижения л*, начинает вновь расти. Минимальная частота вращения может быть определена, например, условием равенства температуры га- зов перед турбиной максимально допустимой величине Т?. гаах, В ТРД с осевым компрессором nmin может составлять 15 ... ... 20 % от /гтах, 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. 1. Раскрутки ротора пусковым устройством без подачи топ- лива в двигатель (до некоторой частоты вращения пг с nmin). 2. Совместной работы пускового устройства и турбины дви- гателя после подачи топлива в камеры сгорания и его воспламе- нения. 3. Самостоятельной раскрутки двигателя от частоты враще- ния, при которой отключается стартер, п2 > 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 вра- щения ротора двигателя с учетом передаточного числа редуктора. Величины всех моментов отнесены к моменту турбины на режиме 413
малого газа. На первом этапе пусковое устройство преодоле- вает момент сопротивления ро- тора (Л1П.У > Afconp). При ча- стоте вращения nt в камеры сгорания двигателя подается топливо, которое воспламеня- ется специальными пусковыми воспламенителями. Мощность пускового устройства и частоту вращения пъ при которой по- дается топливо, выбирают так, чтобы выполнялось условие tii < пх (пх — конечная частота вращения при «холодной» про- крутке двигателя от пускового устройства), иначе запуск ста- нет невозможным. Обычно — = (0,5 ... 0,85) пх. После подачи топлива мощность турбины на- чинает возрастать и при неко- этапи торой частоте вращения (на рис. 13.13 при п >0,18) на валу двигателя появляется по- ложительный избыточный мо- '* мент турбины ДЛ1.Г. Однако для ускорения запуска пусковое их мо- устройство отключают при зна- чительно большей частоте вра- щения л2, когда избыточный момент турбины достигает заметной величины, сравнимой с моментом стартера в начальный момент запуска. Заштрихован- ная область на рис. 13.13 соответствует моментам, идущим не- посредственно на ускорение вращения ротора двигателя на раз- ных этапах его запуска. В двухвальных одноконтурных и двух- контурных двигателях с помощью пускового устройства раскру- чивают один из роторов, как правило, ротор высокого давления. Характерные частоты вращения при запуске имеют у выпол- ненных ТРД и ТРДД примерно следующие значения (по отноше- нию к максимальной частоте вращения): подача топлива пг = 0,08 ... 0,15; отключение пускового устройства я2 = 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: = гц/Пы. г = 0,2... 0,25; п’2 = n2/nM, г = 0,6... 0,8. 414
Рис. 13.14. Характерное протека- ние крутящего момента пусковых устройств по частоте вращения: -------турбостартер топлнво-воздуш- ный или твердотопливный;----тур- бокомпрессорный стартер со свободной силовой турбиной;-----------------------воздуш- ный турбостартер;-----------элек- трический стартер Существует несколько видов пусковых устройств, исполь- зуемых для раскрутки газотурбинных двигателей. Различают автономные пусковые системы (источник энергии для питания пус- кового устройства находится на борту самолета) и неавтономные системы, требующие подвода энергии от постороннего аэродром- ного источника. Для запуска малоразмерных двигателей используются элек- трические стартеры. Большую мощность при сравнительно низ- ком 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, напри- мер, для подготовки самолета к вылету. Наименьший удельный вес при достаточно высоких мощностях имеют воздушные турбо- стартеры, 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 твердо- топливные турбостартеры, которые работают на жидком горю- чем и сжатом воздухе в качестве окислителя или шашки твердого топлива, включающего компоненты горючего и окислителя. Характерной особенностью всех рассмотренных типов турбо- стартеров является практически прямолинейная зависимость кру- тящего момента от частоты вращения ротора двигателя (рис. 13.14). У топливо-воздушного и твердотопливного турбо- стартеров момент слабо изменяется по частоте вращения, а у пус- ковых устройств других типов — заметно уменьшается. В об- щем случае крутящий момент пускового устройства может быть выражен простой зависимостью: ^п. у -^п. уо ап, (13.14) где Л4П. уо — крутящий момент стартера при п = 0; п — частота вращения ротора двигателя; а — коэффициент, зависящий от типа применяемого пускового устройства. 415
Расчет времени запуска ТРД Рассмотрим расчет процесса запуска на наиболее про- стом примере одновального одноконтурного ТРД. Предварительно должны быть выбраны в соответствии с из- ложенными выше рекомендациями частоты вращения ротора на режиме малого газа пм. г, в начале подачи топлива и при от- ключении пускового устройства п2. Уравнение движения ротора ТРД при запуске по аналогии с (13.1) может быть записано в виде Л1П.У т А1Т — Мк — Л1т = Jzd<s>!dt, (13.15) где AfT — Л1к — Afm = Л1т — Л4к/т]т — момент сопротивления при холодной прокрутке двигателя (Afconp), или избыточный момент турбины при работающем двигателе (АЛ1Т), для определе- ния которых существуют различные приближенные методы. Отсюда время раскрутки до частоты вращения пм.г равно: пм.г 4an = 2nJzJ Mn.y + A?-MK/Tim • (13Л6) Это выражение интегрируется последовательно для всех трех этапов запуска. При выбранных частотах вращения в начале подачи топлива (rti) и при отключении пускового устройства (п2) время запуска может быть сокращено при увеличении крутящего момента (мощ- ности) пускового устройства (первый и второй этапы) и увеличении избыточного момента турбины АЛ1Т (третий и отчасти второй этапы). Увеличение АЛ1Т достигается повышением относительной температуры газа перед турбиной в процессе запуска по сравнению с установившимися режимами при тех же частотах вращения ро- тора ТТ = Тр. зап/Т*. 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- гателя Уп. у/Роп1ах- 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. 416
Рис. 13.15. Изменение частоты вращения ротора одиовальиого ТРД в процессе за- пуска при различных удельных мощностях пускового устройства (JzIGb0 = 3,9 X X 10-3 м2-с2/кг; Тг. ср =1,2, Мп. у = = const) 1 — Л'п. у/Рошах = 22,5 Вт/даН; 2 — Ад. у/Ро max = 7,5 Вт/даН Рис. 13.16. Влияние удельной мощности пускового устройства и средней степени увеличения температуры газа перед тур- биной иа время запуска одиовальиого ТРД (Jz/g1o=3’9‘1O_3m2 ’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 пере- гревом турбины и опасностью появления срывных, неустойчи- вых режимов работы компрессора. Наиболее радиальным средством сокращения времени за- пуска может служить повышение мощности пусковых устройств, применение мощных, легких и малогабаритных пусковых уст- ройств. На рис. 13.16 показано влияние удельной мощности пу- скового устройства на время запуска ТРД при различной средней степени увеличения температуры газов перед турбиной. Ускорен- ный запуск со временем, меньшим 20 ... 25 с, может быть получен при удельной мощности стартера Уп.у/Роmax « (20 ... 25) Вт/даН. 13.5. 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 безопасный полет без существенной потери высоты. В отлнчие от стартовых условий, в полете роторы выключенных газотурбин- ных двигателей (ТРД и ТРДЦ) под действием скоростного напора набегающего потока воздуха вращаются. Это так называемые режимы авторотации двига- теля. Авторотация — одна из разновидностей установившихся режимов дви- гателя — характеризуется отсутствием подогрева газа в камере сгорания, т. е. условием Т* = Т*. В отличие от режима работающего турбореактивного двига- • 14 В. М. Акимов 417
Рис. 13.17. Зависимость параметров одновальиого ТРД от числа Мп при авторотации. Частоты вращения отне- сены к nmax Рис. 13.18. Пределы воспламенения топливо-воздушной смеси при запуске ТРД в зависимости от скорости и высо- ты полета тели, который в полете определяется двумя параметрами — числом М и приве- денным расходом топлива (или величиной ппр), режим авторотации ТРД (или ТРДД) при 0т. пр = 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 справед- ливо 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 «а. пр — f (Мп)- 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 Мп). Рост па является следствием увеличения перепада давления, срабатываемого на турбине, главным образом, из-за увели- чения скоростного сжатия воздуха При достижении критического перепада в реактивном сопле (его запирании) приведенная частота вращения при авторо- тации 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 соот- ветствует 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 вра- щения при авторотации и на режиме малого газа ТРД по Мп на разных высотах (Н8 > >Н2>НА)-. —— частота вращения иа режиме малого газа при Н = const (<?гм- г = const);---------- ограничение пм центробежным регулятором (пн а р = collst)': --частота вращения при авторотации (GT = 0) Максимальная приведенная частота враще- ния при авторотации в этом случае дости- гает 50 ... 70 % от максимальной расчетной частоты вращения ротора двигателя. Таким образом, частоты вращения при авторотации ТРД достаточно велики, и пред- варительно 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 увеличении объемного расхода воздуха, при сниже- нии его температуры и, особенно, давления. Все эти отрицательные факторы про- являются при запуске газотурбинных двигателей в полете на больших высотах. Пределы воспламенения по составу топливо-воздушной смеси сильно су- жаются при увеличении высоты полета (рис. 13.18), что предъявляет жесткие тре- бования к точности дозировки топлива при запуске. При очень больших ско- ростях 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 существенно увеличена применением специальных высокоэффективных воспламенителей в ка- мерах сгорания. Рассматривая процесс самостоятельной раскрутки двигателя после воспла- менения 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 топ- ливо-воздушной смеси. Конечная частота вращения при высотном запуске пм. г зависит от скорости и высоты полета. На рис. 13.19 показан пример такой за- висимости для простейшего случая От. 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 избыточ- ный 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 не- прерывно увеличиваются. Поэтому проблема снижения шума авиационных двигателей, который оказывает вредное физиологи- ’ 14* 419
ческое и психологическое воздействие на пассажиров, аэродром- ный обслуживающий персонал и население близко расположен- ных к аэродромам районов, стала одной из важнейших в авиадви- гателестроении. 14.1. ОСНОВНЫЕ понятия и НОРМЫ НА ДОПУСТИМЫЙ УРОВЕНЬ ШУМА Шум, издаваемый двигателем, представляет собой бес- порядочные колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых колебаний различной интенсивности и частоты. Рас- смотрим вначале основные определения акустики, относящиеся к так называемым монозвукам, т. е. простым звукам одной ча- стоты. Акустическая мощность источников звука W характеризуется полной звуковой энергией, излучаемой в окружающее простран- ство в единицу времени. Уровень звуковой мощности Lw изме- ряется в децибелах (дБ) и определяется выражением Lw = 10 ,’g (F/Fo), где W — измеряемая акустическая мощность, Вт; W. = 10-12Вт— величина звуковой мощности, принимаемая за наименьшее поро- говое значение. Интенсивность (сила) звука J определяется количеством энер- гии, 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 зву- ковыми волнами. Интенсивность звука и звуковое давление связаны соотношением J = р1в/(РнЯн)> где рн, аа — плотность атмосферного воздуха и скорость звука в нем. Уровень силы звука L измеряется в децибелах: Ь = 10 lg (JU.) = 20 1g (Рзв/Рзво), (14.1) где Рзво = 2-10~5Н/м2 и J. = Ю-12 Вт/м2 — условные пороговые значения давления и силы звука («порог слышимости»). Верхний болевой порог восприятия звука человеческим ухом соответствует J яз 100 Вт/м2. Таким образом, диапазон силы звука, нормально воспринимаемый человеком, весьма широк и определяется вели- чинами L — 0 ... 140 дБ, что соответствует изменению интенсив- ности звука 1014 раз. 420
На достаточном удалении от источника звука (в так называе- мом дальнем звуковом поле) сила звука J уменьшается обратно пропорционально квадрату рас- стояния 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 деци- бела. При удвоении расстояния до источника звука звуковое да- вление снижается на 6 децибел. При экспериментальных иссле- Рис. 14.1. Типичный 1/3-октавный спектр шума ТРДД: 1 — шум реактивной струи; 2 — шум вентилятора; 3 — широкополосный (бе- лый) шум; 4 — дискретные составляю- щие дованиях и анализе шума авиа- двигателей определяют частотный спектр шума. Для этого весь 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 давле- ния в каждой полосе. На рис. 14.1 показан полученный таким образом типичный спектр шума двухконтурного двигателя. Область частот, воспринимаемых человеческим ухом, распростра- няется 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 зву- кового давления Ls при известном спектре шума определяют сло- жением относительных величин силы звука на каждой из п рас- сматриваемых частотных полос. С учетом (14.1) получаем Откуда (14-2) Для интерпретации полученного выражения рассмотрим простей- ший пример определения общего уровня звукового давления в заданной точке звукового поля от п источников звука разной частоты, но одинаковой интенсивности (Lt — idem). В этом случае зависимость (14.2) превращается в простую формулу Ls = Lt + + 10 1g п, дающую следующие результаты (при Lt — 100 дБ): Число составляющих общего шума (n) 1 2 4 8 16 32 Общий уровень звукового давления (L2, дБ) ................................. 100 103 106 109 112 115 421
L,d£ 110 100 30 80 Рис. 14.2. Линия равной шумности (PNL = 100PN дБ) 100 1000 f Гц 125 250 50010002000 f, Гц Рис. 14.3. Спектры, имеющие одина- ковый суммарный уровень восприни- маемого шума Итак, удвоение числа составляющих общего шума при их одина- ковой интенсивности добавляет 3 дБ к общему уровню звукового давления. Уровень воспринимаемого человеком шума оказывается поня- тием субъективным, отличным от рассмотренных выше объектив- ных 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. Наи- более чувствительно ухо человека к частотам 3000 ... 5000 Гц. Одинаково неприятными воспринимаются звук с f = 100 Гц и L == 108 дБ и звук с f = 4000 Гц, L = 89 дБ, несмотря на то, что их интенсивности отличаются « в 80 раз. Поэтому потребо- валась разработка специальных методов оценки уровня восприни- маемого шума для правильного сравнения различных авиадвига- телей по этому показателю. Для оценки уровня воспринимаемого шума PNL 1 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, показан- ной на рис. 14.2), полученные в результате многочисленных испы- таний, в процессе которых сравнивалось раздражающее действие > шумов при различных частотах с воздействием «шума сравнения» -в 1/3-октавной полосе при /ср = Ю00 Гц (здесь уровень шума L в дБ численно совпадает с уровнем PNL в PN дБ). Пример спек- тров шума, имеющих различную форму, но одинаковый суммар- ный 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 1 От английских слов «perceived noise level» — уровень воспринимаемого 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 физи- ческими 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. Аналогич- ное дополнительное воздействие оказывает 1пум большой продол- жительности по сравнению с кратковременным. Для оценки этих факторов предложена новая единица оценки шума — эффектив- ные 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, траек- тория набора высоты, расположение двигателей на самолете и др. Воздействию шума от самолетов при взлете и посадке подвер- гаются значительные районы в окрестности взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома. На рис. 14.4 показаны области, захва- тываемые шумом более 90 PN дБ при взлете и посадке пассажир- ских самолетов ближних магистральных линий взлетной массой 45 ... 50 т и дальних— взлетной массой 141,5 т. Двигате- ли этих самолетов не имеют специальных шумоглушащих устройств (см. ниже). Зоны действия шума зависят от типа и взлетной массы самолетов, степени двухконтурности применяе- мых двигателей и других факторов. Зона действия шума осо- -----»- Посавка___-----------Взлет | I I_____________I_____I L—________I ____L_----1----1-----1-----1 15 10 5 0 5 10 15 20 25 30 35 ЮКН Рис. 14.4. Звуковой след от дозвуковых пассажирских самолетов при взлете и посадке с PNL 90PN дБ: 1 — взлетно-посадочная полоса (ВПП); 2 — самолет взлетной массой 50 т с тремя ТРДД, т = 6; 3 — самолет взлетной массой 45 т с двумя ТРДД, т == 0,7; 4 — самолет взлет- ной массой 141,5 т с четырьмя ТРДД, т = 0,6 423
Рис. 14.5. Траектория взлета—посадки самолета и контрольные точки для определения уровня шума (ГОСТ 17228—78 и 17229—78). Иц 210 м при числе двигателей четыре и более; Нц 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): I. При разбеге — на расстоянии 0,45 км в стороны от оси ВПП. II. При наборе высоты — в 6,5 км от начала разбега. III. 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 зави- симости от взлетной мас- сы самолетов с реак- тивными двигателями (ГОСТ 17228—78) 424
ленные в СССР. Эти нормы соответствуют нормам ICAO (Между- народной Организации по гражданской авиации). Допустимый уровень шума зависит от взлетной массы самолета и снижается при ее уменьшении, что связано с меньшими размерами двигате- лей 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 уро- вень 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 14.2. ИСТОЧНИКИ ШУМА В ВРД Шум в авиадвигателях порождается следующими че- тырьмя 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 направ- ленностью. На рис. 14.7 показаны типичные диаграммы интен- сивности и направленности из; телей двух типов: ТРДД с большой степенью двухконтур- ности и ТРД. На рис. 14.8 показаны об- щие уровни и их составляющие от отдельных элементов у одно- контурных ТРД и двухкон- турных двигателей с разной степенью двухконтурности (по данным фирмы Роллс-Ройс). Как следует из рис. 14.7 и 14.8, главным источником шума в од- ноконтурном ТРД является ре- активная струя, а на режимах по- ниженной тяги — турбина. Шум от компрессора играет несуще- ственную роль. У ТРДД с ма- лой степенью двухконтурности шума элементами двига- Рис. 14.7. Источники шума в авиа- ционных двигателях: а — ТРДД с большой степенью двухкои- туриости; б — ТРД. / — вентилятор; 2 — компрессор; 3 — турбина; 4 — реактив- ная струя 425
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, т = 1 ... 2; в — ТРДД, т ~ 4 ... 6 (одноступенчатый вентиля- тор 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 тур- бины 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 сни- жается 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 ком- прессоре (физические причины образования шума в этих элемен- тах 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. Нали- чие большого градиента скорости на границе струи и сил вязкости приводит к эжекции воздуха из окружающего пространства, завихрению и образованию струйного турбулентного погранич- ного 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 умень- шению общей частоты излучаемого шума по длине струи. Однако интенсивность шума, образующегося на единице длины струи на ее начальном участке, оказывается примерно одинаковой, что 426
Рис. 14.9. К образованию шума реактивной струи: 1 — реактивное сопло; 2 — потенциальное ядро; 3 — зоны смешения; 4 — начальный участок; 5 — основной участок объясняется неизменностью на этом участке максимальной раз- ности скоростей в потенциальном ядре струи (здесь с = сс — = 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, выте- кающих в неподвижный воздух из расчетных сопел (Л4С = = 0,5 ... 1,5): W = kplp^cla^Fc, (14.3) где k — экспериментальный коэффициент. Для перехода к уровню силы звука в дальнем звуковом поле 1 воспользуемся выражением (14.1) и связью J = W<I>lF: L = 10 lg (W/JqF) + 10 1g Ф, где F — поверхность, в которую происходит излучение шума (прн излучении в сферу F = 4л/?2); 10 1g Ф— фактор направленности излучения шума, пред- ставляющий собой разность в децибелах между измеренным уровнем шума в дан- ной точке и расчетным уровнем от фиктивного ненаправленного источника шума той же мощности, излучающего шум в сферу равномерно во всех направлениях. 1 Т. е. иа расстоянии R. существенно превышающем диаметр сопла. 427
О 2 4 6 т Рис. 14.10. Снижение уровня шума реактивной ------------------------- струи ТРДД в зависимости от степени двухконтур- Ч----------------ности (Р = idem) _2д Из рассмотрения (14.3) следует, что на --------------------- акустическую мощность струи влияют размеры двигателя, плотность выхлоп- 1 ных газов и скорость их истечения. PNL, PNdb у дВИГателей одного типа с одинаковым уровнем параметров цикла (nJ. Т*) тяга пропорциональна рас- ходу воздуха, т. е. площади среза сопла. В этом случае акустиче- ская мощность реактивной струи двигателя прямо пропорцио- нальна его тяге. Уменьшение плотности выхлопных газов (уве- личение температуры) при прочих равных условиях уменьшает шум. Наибольшее влияние иа шум оказывает скорость истечения газов (~Сс)- В частности, переход в дозвуковой авиации к исполь- зованию 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 широ- кополосного (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 небла- гоприятным фактором. Наиболее неприятны для восприятия дискретные составляющие шума. Источником белого шума служит турбулентность потока, про- ходящего через лопаточные венцы компрессора. Турбулентные пульсации вызывают местные пиди давления на стенках лопаток, которые порождают акустические волны. Другим источником ши- рокополосного шума являются вихри, срывающиеся с задних кромок лопаток. Причин возникновения дискретного шума несколько. Во-пер- ‘ вых, это взаимодействие неравномерных полей давления, скорости и следов от лопаток предшествующего венца с лопатками после- дующего венца. Частота шума взаимодействия равна частоте следования лопаток относительного соседнего венца /сл и кратным ей частотам 2/сл, 3/сл и т. д. В частности от каждой лопатки на- правляющего аппарата звук излучается с частотой /сл = пгл. р. к, где п — частота вращения, 1/с; гл.р.к —число лопаток пред- шествующего рабочего колеса. Другой причиной появления дис- кретного шума на тех же частотах является взаимодействие вра- щающегося рабочего колеса с крупномасштабной турбулент- ностью или со стационарной неравномерностью и пульсациями потока во входном канале. Шум взаимодействия распространяется от вентилятора и вверх и вниз по потоку. 428
При сверхзвуковых окружных скоростях, характерных для современных вентиляторов, проявляется шум вращения, вызы- ваемый ударными волнами и сильно неравномерными полями давления у лопаток вращающегося рабочего колеса. Частота шума вращения также равна или кратна /сл. Дискретный шум на частоте следования fc„ является домини- рующим 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 появ- ляется 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. 14.3. 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 сте- пенью двухконтурности. ТРДД с т = 4 ... 6 не нуждаются в спе- циальных средствах шумоглушения реактивной струи. Рис. 14.11. Шумоглуша- щее сопло турбореактив- ного двигателя РД-ЗМ на самолете Ту-104 429
I дБ Рис. 14.12. Снижение уровня шума в ’ многотрубчатом сопле (по данным фир- мы Боинг): Nс — число патрубков (Л' = 1 — исход- ное круглое сопло); П* = 2,2; Г* = 883 К; • намерение под углом 45° к осн сопла В предыдущем разделе было показано, что основным ис- точником шума является на- чальный участок реактивной струи, содержащий потенци- альное ядро. Поэтому главный принцип шумоглушения реак- тивной струи заключается в] максимальном сокращении длины этого начального участка, в организации быстрого перемешивания выхлопных газов с воздухом. Для этой цели пред- ложены многочисленные устройства. В первую очередь следует остановиться на специальных шумоглушащих соплах с выходным Сечением 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 боль- шему поглощению акустической энергии при распространении шума в атмосфере. Если шумоглушащее сопло и начальный участок смешения окружить кольцевым эжекторным насадком, то степень шумоглу- шения 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 дополнитель- ному гидравлическому сопротивлению сопла и потере взлетной тяги двигателя в 1 ... 3 %. В полете влияние <рс на тягу возрастает, и потери тяги увеличиваются (см. гл. 7). Поэтому наблюдается стремление к разработке шумоглушителей, дей- ствующих только при взлете самолета и не вносящих дополнительных сопротив- лений 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. 430
Снижение шума вентилятора, компрессора и турбины Эта проблема относится только к двухконтурным не- форсированным двигателям, у которых шум реактивной струи снижен или малосущественен (при т 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 источ- нике) и снижением шума при его распространении путем приме- нения внешних шумоглушащих устройств. Снижение шума в источнике. Это направление касавсся главным образом уменьшения дискретных составляющих шума и решается несколькими путями. 1) Применение ТРДД с большой степенью двухконтурности (т > 4 ... 5), в которых становится возможным устройство одно- ступенчатого вентилятора, исключающего следовое взаимодей- ствие многих лопаточных венцов, характерное для многоступен- чатых вентиляторов ТРДД с умеренной степенью двухконтур- ности (m = 1 ... 2). 2) Проектирование первой ступени вентилятора ТРДД, без входного направляющего аппарата (ВНА) позволяет устранить сильный шум взаимодействия в месте, наиболее близко располо- женном 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 на- стоящее время одноступенчатые вентиляторы всех ТРДД с боль- шой степенью двухконтурности выполняются без ВНА. 3) У величение 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 аппа- раты вентилятора и первых ступеней компрессора отодвигают от соответствующх рабочих колес на 1 ... 2 хорды лопатки рабо- чего колеса. 4) Снижение интенсивности дискретного шума на частоте следования может быть достигнуто подбором разного числа ло- паток 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. 5) Выбор окружной скорости оказывается эффективным средством для сни- жения общего шума. Рассмотрим влияние окружной скорости на примере одно- ступенчатого вентилятора ТРДД, степень повышения давления в котором со- храняется при изменении расчетного значения окружной скорости ив (мощ- ность вентилятора неизменна). Уменьшение ив приводит к уменьшению относи- тельной скорости воздуха между лопатками, но увеличивает нагрузку (подъем- 431
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 не- равномерности полей давления вокруг лопаток. Противоположное действие этих двух факторов при- водит к тому, что уровень дискретного шума взаи- модействия у дозвуковых вентиляторов ТРДД при nJ = idem практически не зависит от окружнрй скорости. В сверхзвуковых вентиляторах увели- чение расчетной окружной скорости при лв = idem очень сильно увели- чивает дискретные шумы взаимодействия и вращения.- С другой сторо- ны, при меньших ив растет уровень широкополосного «белого» шума. В целом уменьшение окружной скорости вентилятора снижает шум. Однако уменьшение расчетной окружной скорости одноступенчатого вентилятора приво- дит к увеличению массы двигателя из-за утяжеления вентилятора и его турбины, которая при той же мощности, но при меньшей частоте вращения должна иметь больше ступеней. Следует иметь в виду, что дискретный шум, преобладающий в области высоких ив, может быть эффективно заглушен с помощью звукопогло- щающих 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 сило- вой установки в целом (с учетом устройства звукопоглощения) и ряд других факторов. Величину ив выбирают в пределах 400 ... 500 м/с. KZZZZZZZZZZZZZZZZZZJ Рис. 14,14. Основные типы звукопоглощающих облицовок и спектры поглоще- ния ими звуков: а — узкополосная облицовка резонансного типа; б — комбинированная широкополос- ная с активным звукопоглощающим пористым покрытием; 1 — перфорированная пла- стина; 2 — сотовый слой; 3 — пористое покрытие; 4 — стенка канала 432
Рис. 14.15. Устройство гондолы ТРДД со звукопоглощающей облицовкой (акустическое покрытие выделено жирными линиями): 1 — воздухозаборник; 2 — вентилятор без В НА; 3 — направляющий аппарат; 4 — внутренний контур; 5 — выходной канал внутреннего контура; 6 — общее реактивное сопло Конструкция современных малошумных ТРДД должна вклю- чать указанные выше меры по снижению шума во всех его источ- никах 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 сте- пенью двухконтурности необходимо применять эффективное шу- моглушение. Внешнее глушение шума лопаточных ма- ши н. В настоящее время для глушения шума вентилятора, ком- прессора (а также турбины) внутренние поверхности воздухо- заборника 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 во- локнистого типа (стекловата и т. п.) оказываются непригодными из-за низкой прочности. Разработаны многочисленные образцы специальных прочных звукопоглощающих облицовок для авиадви- гателей, которые в основном используют резонансный принцип поглощения звука и состоят из сотового заполнителя и перфо- рированной 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 макси- мальное 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 зву- копоглощающих облицовок необходимо выдержать определенное соотношение между высотой канала и длиной облицовки. В целом потребная площадь звукопоглощающей облицовки оказывается достаточно большой, например, в ТРДД при т = 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 эффективности силовой установки. 433
На рис. 14.15 показана схема типичной гондолы современного ТРДД с боль- шой степенью двухконтурности (т — 6), форма которой и акустическая обработка стенок воплощают рассмотренные принципы шумоглушения. Для увеличения возможной площади акустической облицовки и большего снижения шума вну- тренних 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 (пг 4 ... 6), рациональных методов их конструирования и использование звукопоглощающей облицовки в гондолах позво- ляет 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 повы- шению температуры и давления воздуха во входном устрой- стве и уменьшению прироста давления в турбокомпрессоре ГТД. При определенных значениях скорости, зависящих от пара- метров рабочего процесса и КПД основных элементов, турбо- компрессор, обеспечивающий в условиях дозвуковых и относи- тельно невысоких сверхзвуковых скоростей полета повышение давления за турбиной по сравнению с давлением перед компрессо- ром, начинает вносить сопротивление, приводящее к уменьшению давления за турбиной по сравнению с давлением перед компрес- сором, и тем самым — к ухудшению эффективности газотурбин- ных ВРД (ТРД или ТРДФ) по сравнению с ПВРД. Одновременно с ухудшением удельных параметров ТРД из-за повышения температуры воздуха перед компрессором при увели- чении скорости полета, как было показано ранее, существенно уменьшается приведенный расход воздуха, вследствие чего, на- чиная с определенных значений Мп, абсолютная тяга ТРД будет уменьшаться. Все это определяет необходимость отказа от исполь- зования турбокомпрессора при скоростях полета, превышаю- щих значения, соответствующие Мп = 3,5 ... 4,0, и применения ПВРД. Сила тяги ПВРД непосредственным образом связана со сте- пенью повышения давления от скоростного напора. Чем выше степень повышения давления вследствие динамического сжатия набегающего воздушного потока при торможении его во'входном устройстве nvs, т. е. чем больше скорость полета, тем больше абсолютное давление в камере и выше эффективность теплопод- вода к воздуху. При малых скоростях полета из-за низкой ве- личины Jiys 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 позво- ляют рассматривать ПВРД в качестве целесообразного типа 435
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 аппа- раты с ПВРД различных типов должны быть снабжены двига- телями для создания тяги на старте и при разгоне до тех ско- ростей полета, при которых использование ПВРД окажется целесообразным. 15.1. ОСОБЕННОСТИ ОСНОВНЫХ ТИПОВ ПВРД В соответствии с областью применения прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть разделены на три основных типа: дозвуковые, сверхзвуковые (СПВРД) и гиперзву- ковые (ГПВРД). На рис. 15.1, а приведена схема дозвукового ПВРД, на кото- рой обозначены характерные сечения и изображены закономер- ности 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, б. При увеличении сверхзвуковых скоростей полета до значений, соответствующих числам Мп = 6 ... 12, резко возрастает тем- пература сжатия потока, и даже воздушная часть тракта СПВРД становится «горячей». Действительно, равновесное значение тем- пературы воздушного потока на выходе из воздухозаборника при скорости в камере, соответствующей = 0,2, составляет «1600 К при скорости полета, соответствующей Мп = 6, а при Мп = 10 уже достигает 3600 К. Соответственно этому росту тем- пературы потока возрастают удельные тепловые потоки в стенки. Рис. 15.1. Схемы ПВРД и измерение параметров по проточной части: а — дозвуковой ПВРД; б — СПВРД; в — ГПВРД 436
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 сго- рания в реактивном сопле в результате увеличения степени повы- шения давления воздуха и степени понижения давления продук- тов сгорания в процессе истечения, а также вследствие увеличения потерь, обусловленных вероятностью неравновесного протекания процесса расширения *. Все это приводит к заметному ухудшению эффективности СПВРД по мере увеличения значений Мп свыше 6 ... 8. При существенном уменьшении степени сжатия воздуш- ного 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-реак- тивного двигателя следует считать ПВРД со сверхзвуковой ско- ростью в камере сгорания (ГПВРД). Принципиальная схема ГПВРД с обозначением характерных сечений и изображением закономерностей измерения р, 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 кото- ром воздушный поток сжимается до сверхзвуковой скорости, не- посредственно переходит в совмещенную камеру смешения и горе- ния, на начальном участке которой осуществляется впрыск топ- лива. В камере постоянного сечения при теплоподводе к сверхзву- ковому потоку происходит сжатие потока, и для увеличения сте- пени теплоподвода в ряде случаев оказывается необходимым увели- чить площадь сечения канала (участок КС—КС на рис. 15.1, в) 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- 1 При высоких температурах воздушного потока значительная часть тепла, подведенного в камеру сгорания с топливом, будет расходоваться на диссоциа- цию образовавшихся продуктов, а при достаточно низких величинах абсолют- ного давления и температуры на выходе из сопел СПВРД при больших степе- нях 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. 437
вых аппаратов различного назначения, в частности, маршевых гиперзвуковых самолетов с Мп 6 ... 8 и в качестве составных элементов силовых установок разгоняющих устройств орбиталь- ных самолетов и космических аппаратов многократного примене- ния при работе ГПВРД в широком диапазоне режимов полета (Мп от 6 ... 7 до 14 ... 16), гиперзвуковых ракет различного класса и т. д. 15.2. ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПВРД Эффективность цикла ПВРД, как и любого из рассмо- тренных выше типов ВРД, определяется двумя основными пара- метрами: величиной работы цикла р = const (Lt в идеальном цикле и эффективной работы Le в действительном цикле) и коэффициен- том полезного действия, характеризующим степень использования подведенного с топливом тепла в работу (термическим КПД T]t в идеальном цикле и эффективным КПД т]е в действительном цикле). На рис. 15.2 в i—S-диаграмме показано изменение параме- тров состояния воздуха в идеальном (штриховые линии) и дей- ствительном циклах (сплошные линии). В идеальном цикле k / fe-i \ / §__________1 Lt = Alps — Aics — —г RbTh (л k — 1 j I я 1 \ VS / \ k \ • vs fe-1 = Lt/Q =. 1 - l/nv* ’ k ( — \ где AicS = Ais RBTH I - - 1 I — работа сжатия воз- духа в воздухозаборнике, nvs = pBs/p* = Рн/Рн = (1 + — степень повышения давления воздуха при изоэнтропическом сжатии потока до нулевой скорости, 0 = Тр/Тя — Т*/Тя х X 1 1 Мп) ~~ степень повышения температуры цикла (см. гл. 1). Выражая и 0 через Мп и степень теплоподвода 0* = = Т*/Т*, получаем е Lt пр — Lt ь Ц^м^(0*-1) Ь__ 1 1+^-2-!-М2 Для представления Le и г]е ПВРД в форме, аналогичной соответствующим выражениям работы и КПД действительного цикла ГТД, несовершенство процессов движения рабочего тела 438
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 элемен- тов: т]с — КПД повышения давления, характеризующий степень совершенства процесса сжатия воздуха в воздухозаборнике, Лк. с — КПД процесса сжатия рабочего тела в камере сгорания и Т]р — КПД процесса расширения продуктов сгорания в реак- тивном сопле. Связь между этими КПД, коэффициентами полного давления в элементах и Мп может быть описана с помощью уравнений / *-1 \ 1 \ fe-i »в - = = ("и^вх* -!/ = ( 1 + ~~2~ М" ) V -1. (вв гн Д(в8 k — 1 "vs -1 2 Мп £r-i „ _ ‘к.с - »CS _ At'ps _ (JTVSgBxgK.C)~^~-1 _ |к.с { — I k 1 K.C CBS p.cs r (ягаавх) -1 4 fcr-l fc fcr-l ( 1 + (aBXaK.c)“^~ - 1 1 fc /jp^l ( 1 + q— MjL 4-1 кг a kr — 1 \ 2 n / BX 439
fer-l <K C ~ <c Alp = (*WTBitPK.cgc) kr ~ 1 *k,c — (cs A*pS fer-l (ЯК8РвХРк.с) -1 fcr-l A?p_1 (1 + -k~l *r (aBXGK.cac) *Г — 1 fcp-1 йр*”1 (1 + -k-ZzL V (aBXaK.c)-^ - 1 Эффективная работа 'цикла Л = Аг г р Аг'в КВТн^Лук — 1^ г0ЧсИк.сЧр Приведенная эффективная работа цикла вЭИсЧк.сИр Q ‘к с8 — ‘в8 1Л» v0 DO k R k 1 Ср.Эф fe-1 тг ni-’s / fer-l \ I / _ Напомним, что е = kr Rr \ 1 — 1/л *г ) I . RB (1 — Й?Г ------------------------- 1 I К - I fe-1 \ — 1/л k / — коэффициент, учитывающий различие между kr, Rr и k и Rв, соответственно 08= ^£ = 9 J н L 1 \—1 1 + qTHunv^ 1 + ЧтНи ( 1 + М2 Г ° — / k— 1 о \-1 1 + </XItvsfe яг 1 + ЯтНЛ 0 2“Мн ) — идеальная величина степени повышения температуры цикла при коэффициенте полноты сгорания t]P = 1,0 и коэффициенте избытка топлива а > 1,0 или k—I - , 1 . _1 „ >+".('+VM0‘ fe-1 ° = / k— 1 „ \-1 И-Я„ПгЯу5* !+ЯЛ (J+—2~М„) при а< 1,0, 440
Ни = Ни^СрТн — приведенная величина низшей удельной теп- лоты сгорания топлива, Ни = HUILO — отношение приведенной низшей удельной теплоты сгорания топлива к теоретически по- требному количеству воздуха для сгорания 1 кг топлива, ср эф = (1 -f- Gr\ Спк с с , о = -----' %-——£5—!---------эффективное значение удельной теп- ' к.с S' н лоемкости рабочего тела в процессе теплоподвода в камере сгорания. Если определять эффективные работу цикла Le и КПД т]е в зависимости от действительной степени повышения давления воздуха в воздухозаборнике ПВРД Лу — Рв/Рн — (^1 Ч-—g—МпТ]с^ > то уравнения для определения Lt и т]в будут идентичны соответ- ствующим уравнениям эффективных работы и КПД действитель- ного 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 определяе- мой скоростью полета, и степени повышения температуры цикла 0, также зависящей от скорости полета и степени подогрева воздуха в процессе сгорания введенного топлива 0* = Т*!Тя или от ско- рости полета и относительного подогрева \Т* = (7* — Тн)/7Н, определяемого при заданной высоте полета коэффициентом из- бытка воздуха а К Параметр 0 целесообразно использовать при ограничении максимальной температуры цикла, параметр а можно применять при отсутствии подобных ограничений и задании отно- сительного 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 АТ* = —Ц;—- — -Т 1 -5^ц11гг— > пропорциональному отно- /н « НаЬо шению т]г/ск, характеризующему степень теплоподвода к двига- телю (чем больше коэффициент полноты сгорания и меньше коэф- фициент избытка воздуха а при а 1,0, тем больше степень теплоподвода к воздуху). 1 Исключение составляет термический КПД 1^, величина которого зависит только от степени повышения давления в цикле и, следовательно, определяется скоростью полета. 441
Рис. 15.3. Зависимость приведенной работы термического и эффективного КПД циклов ПВРД от числа Мп: а — работа;----—Lt ----— = LJi' a — коэффициент избытка воздуха; б — КПД 2 п 'с / », 4 м, *1ЛЛ-(1+ДГ ^ = -ГТ"2-М"------------- ‘'р.эф Выражая nVB через Мп в уравнениях для определения т]в и Lenp, получаем: j k — 1 М2 / е0т|ст|н-с’г)р . \ Пр — т п тп I ГДИ-----------1 — V + V-M^ ) еепсчи.сЧр - (i + м^с) I + М’- = "р : г , л-i «г ' 1 —— м“Яс 1 + -Ц^-м2 !+-Ц^-М^с ’ k— 1 2 На рис. 15.3, а даны зависимости приведенной работы цикла от значения Мп и а. Видно, что с увеличением числа Мп Ltnp растет тем значительнее, чем выше степень подогрева в цикле (больше величина t]r/a). Термический КПД идеального цикла ПВРД увеличивается с ростом числа Мп (рис. 15.3, б). При постоянной температуре газа (0 = const) работа идеаль- ного цикла обращается в нуль как при нулевой скорости полета (Мп = 0), так и при отсутствии теплоподвода к воздуху, т. е. при 0 = ТЦТн — 1 Н g— Мп, и увеличивается с ростом степени теплоподвода. При этом максимальная работа цикла реализуется при значении Мп тем большем, чем выше 0. Это оптимальное число 442
Mu, определенное по общему правилу, т. е. при - = 0 и <_ < 0, равно ____________ MnLt гаах = У (/ё-1). (15.1) Необратимые потери энергии при сжатии потока в воздухо- заборнике, теплоподводе в камере сгорания и расширении в ре- активном сопле уменьшают эффективную работу цикла по сравне- нию с идеальной и эффективный КПД 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 MnLemax ” a | (О М 1 /^Й’вПсПк-сПр — 1 /1С о\ -МпПтах|/ (/0-_1)яс • (15.2) Аналогичен характер изменения в зависимости от чисел Мп, так как т)е = LJHuq^, т. е. т]е достигает максимального значения при значениях Мп, определенных уравнением (15.2). Располагаемая работа цикла ПВРД реализуется в кинетиче- скую 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 преобразо- вания прироста кинетической энергии в двигателе в тяговую мощ- ность. В пренебрежении добавки массы из-за введения топлива 2 для всех ВРД т1п =--------. В идеальном цикле при k = kr, 1+^ СП Rb = Rr и отсутствии потерь по проточной части (аьх = ак. с = = Ос = 1,0 или t]c = t]K. с = t]p = 1.) 2 откуда Но так как т|{ = 1 - k = -Ц-^-——rzh------- 4 1 -1. —-L м2 • • 2 п то общий 443
КПД идеального ПВРД, характеризующий степень преобразования подведенного тепла в тяговую мощность движителя, определяется уравнением fe-i nvs 1 // иЯт & I nVS 0 + У°з) РУД Анализ приведенных уравнений показывает, что при постоян- ной 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 зна- чении а величина т]0 также растет, хотя и в меньшей степени (рис. 15.4). Соответственно такому характеру изменения полет- ного КПД и росту термического КПД с увеличением Мп увели- чивается и общий КПД идеального ПВРД тем значительнее, чем меньше степень теплоподвода (выше а и ниже Т*) в обоих случаях (при а = const и при 0 = const). В действительном цикле из-за необратимых потерь энергии по проточной части относительная скорость истечения «ЧсЧк.сЧрО ь__1 уменьшается по сравнению с идеальным циклом и поэтому по- летный КПД действительного цикла г]е будет больше г]пЯ — полет- ного 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 444
Рис. 15.5. Зависимость общего КПД идеального и действительного циклов ПВРД от числа Мп: -----ЧОе---------4oS Рис. 15.6. Зависимость полетного т]п, эффективного т)е и общего г] о КПД цик- лов ПВРД от степени подогрева 0 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 (увели- чение 0 или т]г/а) приводит к существенному изменению относи- тельной скорости истечения сс/Кп (-тт- =1 f—?сЧк.сПр9— 1 п V 1 + -Ц-!-М^с при задании 0 или т]г/а), определяющее влияние будет оказывать изменение полетного КПД Лп> а при больших скоростях полета, когда относительная скорость полета меняется мало, определяю- щее значение будет иметь изменение эффективного КПД. Общий КПД реального ПВРД п у, _ k~ 1 дд2 (.. Л е'ПсПк.с'ПрЭ________।\ „ Чо е — Лп еЧе ~ 1у1п [ 1 / 7Ji---------- 1 ИЛИ ?тДи |/ 1 + L м*Пс Зависимости общего т]ое, полетного т]пе и эффективного 1% 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 ^°с = 0 при 445
15.3. МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета методы расчета процессов сжатия воздуха в воздухоза- борнике, 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 из- менения 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 расши- 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 Мп, k = 1,4; б — зависимость температуры конца расшире- ния от перепада давления в реактивном сопле л*, топливо—водород 4- воздух, а ~ 0,6, Л == 1,25, И = 25 км, р = 1962 кПа 446
цесса изоэнтропического сжатия воздуха, определенных по урав- нениям равновесия, с соответствующими значениями параметров, рассчитанных в предположении неизменности теплоемкости и со- става (k = 1,4), показывает, что в области Мп > 6 расхождение параметров становится значительным. Из кривых рис. 15.7, б видно также, что при изоэнтропическом расширении высокотем- пературного рабочего тела температура конца процесса, определен- ная в предположении постоянства k = kcr и р = рсг (так называе- мого «замороженного» расширения), заметно ниже значений, рассчитанных с использованием уравнений равновесия. Поэтому основная особенность расчета термодинамических процессов в ус- ловиях больших чисел Мп и высоких температур рабочего про- цесса состоит прежде всего в необходимости учета изменения тепло- емкости и химического состава рабочего тела. Для учета этих осо- бенностей расчет процессов сжатия воздуха во входном устройстве, сгорания топливо-воздушной смеси в камере сгорания и расшире- ния продуктов сгорания в реактивном сопле необходимо проводить с использованием уравнений химического, равновесия и материаль- ного баланса, определяющих состав и теплоемкость рабочего тела при заданном уровне параметров состояния (р и Т). Подробно методы расчета параметров рабочего тела с использованием урав- нений 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 га- зовой динамики (сохранения массы — расходов, количества дви- жения — 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 воз- духозаборника, 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 кон- стант равновесия и условий материального баланса имеют вид [16] для расчета сжатия: 'в = Jn.в “I- 0,5св = in.я “I- 0,5V*; SH = SB; для расчета сгорания: (С?в.~|- С?т) Сс Pi-Fp ~ ^В^В “Н Ръ^ъ Ч- “I- PfPт Ч- ^к.с ^к.сбок + j pdF + J сf р0,5с2 dFбок; ^в+рт 0 447
или Для цилиндрической камеры Постоянного сечения в пренебре- жении трением ^-г Н P.Fr Н Gb~ Рв^в qb PtFf, *П. гор ~Т V1nOK _ *В ~Ь ((* 4- РиПг) Чт _. „ Qi 1 + ?т или i, Чт Т 2Ju'lr/ о 1 + qT при a < 1,0; s* = sc- ^п.в> ^п.н, ^п.с ~— ПОЛ" для расчета расширения: in.г “ in.г “Н 0,5сг = in.с 0,54; Здесь iB, i'n.T, in.г. in. гор, in. ок, in.г, ные теплосодержания заторможенного потока воздуха при сжатии, топлива, продуктов сгорания, горючего, окислителя, полные теплосодержания продуктов сгорания воздуха на выходе из воз- духозаборника, в атмосфере и продуктов сгорания на выходе из сопла, соответственно; ст и F, — осевая скорость иг площадь выходного сечения топливной струи, соответственно, cf — коэф- фициент трения газового потока о стенку камеры, F6oK — пло- щадь боковой поверхности камеры сгорания. Несовершенство процессов сжатия, сгорания и расширения оценивается соответствующими коэффициентами необратимых по- терь энергии при определении параметров ПВРД. Необходимо об- ратить внимание на то, что расчет параметров рабочего процесса с использованием физических параметров потока (р, Т 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. < Я 15.4. УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ПВРД К удельным параметрам ПВРД относятся: удельный импульс тяги /уд = , коэффициент тяги сР = -ттге----- p’n^niid отношение тяги с единицы площади характерного сечения, на- пример, миделя двигателя, к величине скоростного напора и удель- ная масса уР подобно ТРД, удельной тяги = —^в Наряду с этими параметрами, иногда, тяговые характеристики оцениваются величиной р Руд = -7г—, а экономичность — величиной удель- ного расхода топлива суд = 3600 —В зависимости от того, 448
каким образом определяется тяга двигателя (с учетом внешнего сопротивления аппарата, воздухозаборника и сопла или без учета внешнего сопротивления), различают эффективные и вну- тренние 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 рас- сматривать 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, основан- ных на предположении сохранения неизменными состава воздуха при сжатии в воздухозаборнике и постоянстве состава газа при расширении в реактивном сопле. При использовании определен- ных 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 сс и Vn через отношение давлений в сопле и величину физического теплосодержания на выходе из камеры сгорания г’с (для определения сс) и в затормо- женном потоке воздуха (для определения Уп), получаем а Подставляя значения сс и Vn в уравнение для определения удель- ной тяги при полном расширении, находим: ^уд — — 0 “Ь 9т)Сс — vn (1-}- <?т) у7'ег х X Vk Г 1 \а г1 - 11 ’ (15.3) Г кг—1 k 1 —Т (Л-н)в J гдеа =------------L (^ВХ^К.С^с) 15 В. М. Акимов 449
*r-l k-1 т(Мг= | *г ; ,г(Мв=(-^) * — газодинамические фун- кции приведенной скорости набегающего потока по и по k, соответствен но. Обозначая -г \ ‘ п—V/^H?r — Ф и подставляя это зна- Йг — 1 К 1 — Т (Лн)в т чение в уравнение (15.3), получаем окончательное выражение для определения тяги Рт . Руд = Уп[(1+<7т)ф/0ГГ-1]. (15.4) Удельный импульс ПВРД <15-5) Vip Ulf Ifif Коэффициент тяги, отнесенной к площади миделя двигателя: ' cPF mid = = 2 Ф1 = 2Ф1 [(1 + 7т) ф /ёГ- 1], Рну п1 mid у п г (15.6) где Ф1 = FH/Fmld. Удельная масса двигателя Vo = Мд*1 —______2МДв____ ___________Мр. _______ Л 5 71 Р c₽FmidPH^mid 24(1+9т)ф/0^-1] ’ 1 ’ р где Л4ДВ/^Н = MF — лобовая масса двигателя, q = “2П — скоростной напор. Из рассмотрения приведенных уравнений нетрудно видеть, что между удельными параметрами существует взаимосвязь. Так, совместное решение уравнений (15.5) и (15.6) позволяет уста- новить однозначную зависимость между удельным импульсом и коэффициентом тяги Ууд = • Решение уравнений (15.5) и (15.7) устанавливает взаимосвязь удельной массы и коэффициента тяги; = ^ptpi/qcpp^. 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 + qT) ф 0Г, определяемого приращением работоспособности газа х, характе- 1 Анализ удельных параметров ПВРД целесообразно проводить, используя в качестве меры работоспособности газа прн теплоподводе параметр 0* = = RrT*/(RBT*y так как в отличие от применявшегося ранее параметра 0* = = Т*/Т* он позволяет учитывать изменение физических свойств газа, что осо- бенно важно при работе ПВРД на форсированных режимах при а < 1,0 и исполь- зовании в качестве топлива двухкомпонентной смеси горючего и окислителя. 450
R T* ризуемой отношением 0*=-^~~> связанной с величиной qT, "в* н режимом полета и уровнем потерь энергии по проточной части. При заданных типе топлива, степени теплоподвода и режиме полета удельный импульс (удельный расход топлива) и коэффи- циент 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*: д* __ _____к "Т 1 1 -f- aL0 k — 1 kr « _ ____________& 1 / 1 — 1 +aL0 k — 1 kT 1 I* -|_ fj -n \ + “>!> °! аьсги / ^р + ^гор^ при a< 1, 0. nil* I r abol H ) Если пренебречь добавкой массы топлива по сравнению с мас- сой воздуха и разницей в теплоемкостях продуктов сгорания и воздуха, то параметр 0* приближенно характеризует степень подогрева С увеличением чисел Мп степень теплоподвода непрерывно уменьшается, как при а = const, так и, в особенности, при 0 = = const, так как при постоянном значении с увеличением ско- рости полета увеличивается температура воздуха на входе, что определяет более интенсивное уменьшение степени теплоподвода вплоть до его полного прекращения при = Т*г. Наряду с 0* удельные параметры ПВРД зависят от коэффи- 1 , > 1 [ kr k — 1 ,, i/l — ai (Хн)г циента ф = ф |/ , где ф = ]/ опре- деляемого уровнем потерь по тракту. Напомним, что величина а = 1/отрг = 1/(овхак. сос) г зависит от потерь полного дав- ления рабочего тела. Для рабочих диапазонов значений приведенной скорости воз- духа на входе в камеру = 0,05 ... 0,2) и т]г/а = 0,25 ... 0,95, т. е. при коэффициенте полного давления камеры СПВРД ок. с = = 0,92 ... 0,96 при оптимально подобранных для расчетного 15* 451
режима сечениях тракта СПВРД, т. е. при регулиро- вании воздухозаборника, обес- печивающего типичный закон изменения ов1 щах = о (Мп), и реактивного сопла, величина ф' несколько возрастает с увели- чением скорости полета. Удельные параметры ПВРД при постоянной высоте полета представлены в виде сетки зна- чений удельного импульса и ко- ^вх/^тм = const при различных где эффициента тяги при фх = 1,0 и __ ______ числах Мп, а и 0 на рис. 15.8. Видно, что при фиксированных значениях Мп удельные параметры ПВРД достигают оптималь- ных значений при определенных режимах ПВРД, зависящих от уровня потерь энергии по проточной части. В частности, опти- мальное по удельному импульсу значение коэффициента избытка воздуха а в зависимости от ф может быть определено из уравнения г/ ___ Ни ГОрЧг_______Ф1_________D ” 2 1-Ч>? + /Г^Й 2(1— 11)2 I ,/1—11)2) т k — 1 kr Соответствующий^этой 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 макси- мальных значений при определенных числах Мп, зависящих от исходных значений а (или*0): чем’больше степень теплоподвода (меньше а или т]г/а или выше 0), тем при большем числе Мп реа- лизуются Ууд шах и Руд шах- Подобный характер изменения /уд шах и Руп шах объясняется отмеченным выше характером изменения полетного и эффективного КПД процесса, определяющим про- текание общего КПД ПВРД: при умеренных числах Мп, когда определяющее значение имеет'полетный КПД, /уд и’Руд увеличи- ваются с ростом а, а при больших значениях Мп (Мп > 4 ... 5), когда определяющую роль оказывает величина t]e, Ууд и [Руд растут с уменьшением а ^"поэтому, например, экстремальные значения а при Мп 5s 6,0 достигаются при а, близких к единице, уменьшаясь с увеличением’Мп. Коэффициент'тяги’из-за уменьше- ния степени теплоподвода как при а ~ const, так и, в особенности, из-за роста степени подогрева воздуха при торможении с увели- чением 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 '452
Рис. 15.9. Зависимость удельных параметров ПВРД от числа Мп: а — а = const; б — 0 = const параметры ПВРД при изменении высоты полета будут зависеть только от степени подогрева, однозначно определяемой на рис. 8.2 закономерностью изменения Тъ 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 Тя до высоты 11 км, остаются неизменными при Н = 11 ... 20 км и уменьшаются при дальней- шем увеличении высоты по той же причине. Аналогичный, но еще более резко выраженный характер имеет закономерность увели- чения коэффициента тяги сР в диапазоне высот Н — 0 ... 11 км и падения сР на высотах более 20 км. Необходимо подчеркнуть, что при постоянном значении 0 (неизменной температуре газа перед турбиной) увеличение 7уд, Руд и сР в диапазоне Н = 0 ... 11 км и ухудшение удельных параметров на высотах, больших 20 км, проявляется еще более существенно, чем при а = const из-за более значительного изме- нения степени подогрева вследствие увеличения а с уменьше- нием Тн _ Р«Чг 1_______1_____ ср ср Тц 0 — т (М) Lo 453
Рис. 15.10. Зависимость лобовой тяги ПВРД от высоты полета Н. Мп == 4, топливо — керосин Действительно, при 0 = = const, М — const и Ни = = const а ~ 1/Тн увеличива- ется с уменьшением Тк. Закономерность изменения лобовой тяги, отнесенной к пло- щади входа в двигатель в за- висимости от условий полета (высоты Н, км) при различ- ных значениях степени тепло- подвода (а и 0) приведена на рис. 15.10. Видно, что с уве- личением Н лобовая тяга па- дает тем значительнее, чем меньше а и больше 0. С увеличением высоты полета из-за снижения рп удельная мас- са непрерывно увеличивается. 15.5. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПВРД Характеристики прямоточного ВРД представляют собой зависимости основных данных двигателя (в первую очередь, тяги и удельного импульса) от режима полета (Мп и Н) и пара- метров топливо-воздушной смеси (типа топлива, коэффициента избытка воздуха а и др.). В общем случае в зависимости от тре- бований, предъявляемых к аппарату, характеристики ПВРД так же, как и других ВРД, принято рассматривать при различных способах регулирования: законах регулирования по М и Н и программе дросселирования в заданных условиях полета. В качестве регулирующих факторов, определяющих режим ра- боты ПВРД при изменении внешних условий (Мп и Н), могут быть использованы либо коэффициент избытка воздуха а, либо величина 0 (Т*), определяющие закон изменения расхода то- плива GT при неизменных значениях площадей сечения проточной части, либо площади сечений проточной части, либо коэффи- циент избытка окислителя при условии применения в качестве топлива ПВРД двухкомпонентного ракетного топлива, либо а2 и ат, и т. п. Напомним, что число параметров должно соответ- ствовать числу степеней свободы, определяемых возможностями регулирования площадей проходных сечений входного устройст- ва 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 потреб- ных значений относительной пло- щади камеры сгорания /к. с = = f к. с^н и площади критического сечения реактивного сопла /Кр = = ^кр/^н от числа Мп, <т1( с= 0,95, 6=1,4, 6Г= 1,3. Топливо—керосин, ------1В = 0,1;-------Лв = 0,15 (15.8) и степени теплоподвода с из- менением условий полета для реализации заданных харак- теристик элементов двига- теля. Потребные относи- тельные геометрические раз- меры площадей попереч- ного сечения двигателя на расчетном режиме могут быть определены из уравне- ния расхода, связывающего^различные сечения^проточной части. 1. Относительная площадь камеры сго- рания определяется из уравнения расхода, связывающего сечение невозмущенного потока воздуха и площадь камеры сгора- ния p^q (Ап) = p&bxFk. сЯ (М. откуда f ___^к. с __ Я (^п) 1 К'С °вх Я (^в) ’ где овх — овх (Мп) определяется по характеристике воздухо- заборника, а Хв задается из условия: Хв < Хв гаах « 0,2 в рабо- чем диапазоне чисел Мп- Видно, что потребное значение относи- тельной площади камеры сгорания fK. 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 А,в уменьшается из-за увеличения плотности тока воздуха на входе в камеру сгорания при типичной менения потерь входе. 2. Относи сеченияре же рис. 15.11 в виде зависимости fKP = f (Мп), выражается урав- нением £ _ Нф полного давления при я площадь ого сопла, закономерности из- сжатии воздуха на критического приведенная на том Я (*П) ^кр. в ____ Я (^в) W|;P- в д* О'вхЧк. с мкр. г О'к. с мкр. г (15.9) Видно, что при постоянных значениях Хв и ок. с потребное значение относительной площади критического сечения реактив- ного сопла с ростом числа Мн уменьшается еще в большей степени, 455 т е л ь н а а к т и в н
чем относительная площадь камеры сгорания /к. с из-за умень- шения степени подогрева 0' как при а = const, так и, в особен- ности, при 0 (Т*) = const. 3. Относительная площадь реактивного сопла /с = = (i+А . j^/0i= "Н °вх°к. с ucv 1Л(М '“кр. г (15.10)1 Так как с увеличением чисел Мп приведенный расход воздуха через выходное сечение сопла q (Хс) уменьшается из-за роста лс = = я у = ягаотр, 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 не- возмущенного потока воздуха и соответствующие сечения тракта (Лф, Рк. с и Рг)- 4. Потребная относительная площадь «горла» воздухозаборника, как уже отмечалось (гл. 3), с ростом чисел Мп уменьшается из-за увеличения ком- плекса овх/<7 (Хц), так как fr = Рг/Рн — q (^п)/Овх> где овх — коэф- фициент 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. Рас- полагаемые же площади этих сечений тракта зависят от возмож- ностей регулирования отдельных элементов двигателя и принятой закономерности изменения степени теплоподвода. 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 харак- теристик двигателя при различных законах регулирования необ- ходимо 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 + qT). 1 Предполагается, что <тР л? ^сверхзв. части сопла. 456
Из уравнения теплового баланса камеры сгорания сраТ* (0( — — 1) qvHuf\T. Совместное решение этих уравнений приводит к уравнению для определения коэффициента расхода воздуха через двигатель Фн — \ fai 7ГТ—г f к₽^к-с^> ?(^п) V 01 (1 + Фг) (15.11) где фн — FtJFи, р; /кр — F^P/Fк. с; /к. с — Fк. JFвх; / — ///pl б — <т/(тр, 1 4~ 7т ~ (1 4~ 7т)^(1 4- 7тр)> А = бк. с^с. дозвук, ин- декс р относится к расчетным условиям. Очевидно, что при заданных характеристиках воздухозабор- ника СГВХ = (Твх шах = Овх (Мп) и степени теплоподвода 0* (Мп), обычно определяемой условием а — const или 0 = const, задан- ный закон изменения фн = фн (Mn)//=const может быть реали- зован путем изменения значений /кР, /к. с и А. Для идеального ПВРД фн = 1,0 = invar (Мп) при ствх = 1,0, А = 1,0 и оптими- зации /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 = (?вРуд = <?ВРУД.В + 4- GjPyn. т. При полете на постоянной высоте в условиях, когда площадь сечения струи набегающего воздушного потока Рн остается неизменной (при ф = 1,0), в пренебрежении влиянием добавки топлива на увеличение /уд 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 дви- гателя Р = ОвРуд ~ М„. При больших сверхзвуковых скоростях полета на постоянной высоте Руд ~ 1/Мп, а Р = ОвРуд « 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. Ана- логичные 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 иде- альном 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 457
Рис. 15.12. Зависимость лобовой тяги PF и удельного импульса ./уд от числа Мп идеаль- ного ПВРД. Топливо—керосин при kB = k,, в пренебре- жении влиянием добавки топлива на /уд и PF. Для реальных ПВРД скоростные характеристи- ки будут существенно от- личаться от приведенных из-за ухудшения характе- ристик воздухозаборника (уменьшения овх и <р) вследствие изменения про- пускной способности эле- ментов по сравнению с по- требными значениями и использования действи- тельных КПД элементов, ухудшения характеристик реактивного сопла, глав- ным образом, из-за нера- счетное™ режима расши- рения, и уменьшения степени теплоподвода 0Г из-за необходимости пред- отвращения «запирания» тракта ПВРД. В соответствии с этими соображениями реальные характери- стики будут отличаться от характеристик идеального ПВРД во всем диапазоне чисел Мп для всех законов регулирования. 1. Регулирование поддержанием сте- пени теплоподвода в ПВРД с нерегулиру- емыми сечениями проточной части: 0Г = = const (а = const или 0 = const), fT = const, lBX = const, fxp = = const, f'.c = const. Характер изменения и численные вели- чины отличия реального нерегулируемого ПВРД от идеального будут зависеть от расчетного числа Мп, при котором реализуется коэффициент расхода <р = 1,0 и потребные расчетные значения /кр = /кр. р, /к. с = /к. с. р, ^вх = ^вх. р- Для ПВРД с нерегу- лируемыми сечениями тракта уравнение (15.11) приобретает вид Я (№ /е* В диапазоне чисел Мп от Мпр до Мп Ш1П с уменьшением Мп для поддержания постоянной степени теплоподвода необходимо уменьшать расход воздуха через двигатель по сравнению с расчет- ным режимом и поэтому <р < 1,0,* а потери'^полного давления также увеличиваются из-за необходимости^ уменьшать степень подогрева А 77 = 7? — Тв или 0 = ТР1Ти с уменьшением ско- 458
Рис. 15.13. Характер изменения лобовой тяги Pf, коэффициента тяги ср и удельного импульса ПВРД по числу Мп при различных законах регулирования. идеальный ПВРД,------------------регулирование сечений воздухозабор- ника и сопла,------регулирование сечений сопла, жирная линия—нерегули- руемый ПВРД: а — а — const, б — 0 = const роста полета из-за снижения Тн для поддержания (1 + 9т) V9Г = = const. Все эта факторы (снижение <рн, овх и Рс) приводят к уменьшению коэффициента тяги и лобовой тяги при Мп тщ < <Мп<Мп.р. При Мп >Мп.р величина фн= 1,0, аовх при постоян- ной величине (1 + <?т) Of будет уменьшаться пропорционально уменьшению q (Хп) по сравнению с q (ка. Р)- При ограничении максимального значения температуры газа в камере предельной величиной, определяемой условиями жаропрочности, в области Мп.р < Мп < Мп max комплекс (J. + <?т) V9Г будет уменьшаться, что неизменно приведет к падению полного давления по проточной (1+?т)/01 части, так как ок. сос. Д03ВуК = ---;—т=< П °- Вместе с тем 0 + 9т)р V 01р в этой области из-за недорасширения и других органических потерь в реактивном сопле Рс не только меньше единицы, но 459
и меньше Ра, 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 0i = RtT'/RbTb с ростом числа Мп при Ми шах < Мп < Мп. р уменьшение и PF по сравнению с иде- альным ПВРД будет менее значительным, а при Мп. р < Мп < < Мп шах более существенным (рис. 15.13, а). Одновременно с уменьшением Рр и сР по сравнению с соответ- ствующими значениями Рр тах и сР тах в области Мп <МП. р из-за уменьшения авх и Ра при неизменном значении а умень- шается удельный импульс двигателя /уд. При Мп = Мп. р значения Ркр, сРр и /уд. р также будут несколько ниже, чем PF max, сР шах и /уЯ max, соответственно, из-за отличия реальных значений авх, Рс и других от единицы, но будут совпадать со значениями Рр, ср и Jya ПВРД с регулиру- емыми сечениями по проточной части. При Мп > Мп. р величина <рн = 1,0, однако авх и Рс будут тем значительнее отличаться от единицы, чем выше число Мд, и поэтому значения РР, сР и Jya также будут ниже соответствующих значений Рр max, сР max и /уд max, причем это различие будет увеличиваться с ростом чи- сел Мп. Закономерности изменения <рн, авх и Ро, соответствующие рассматриваемому способу регулирования, приведены на рис. 15.14. Характер изменения PF и сР при постоянной темпе- ратуре подогрева (0 = 77/77 = const) аналогичен приведенным закономерностям изменения этих параметров при а = const. Однако закономерность изменения удельного импульса по числу Мп будет отличаться. При постоянном значении 0 (Т? на заданной высоте) а будет увеличиваться с ростом скорости полета и поэтому при каком-то значении Мп = Мп/ уд тах реализуется такое а, при котором удельный импульс будет достигать макси- мальной величины. Поэтому в зависимости от выбранной вели- чины Мп. р и 0 при 0 (77) = const /Уд шах будет реализовываться при различных значениях Мпр. 2. Регулирование СПВРД поддержанием степени теплоподвода и изменением пло- щади проходных сечений реактивного сопла: 0*=const (а = const) или 0 = const, fBp = var, fc = var, fr = const, /BX = const, /к. c = const. В этом случае уравнение (15.11) принимает вид Регулирование площади критического сечения реактивного сопла при этом при отсутствии ограничений по диапазону его регулирования позволило бы сохранить минимальный приведен- ный расход воздуха, т. е. <рн = 1,0 во всем диапазоне чисел 460
Рис. 15.14. Закономерности изменения управляющих параметров регулирова-• ния ПВРД (/г, /Нр> 91) и коэффициентов <рн, овх и Рв 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 с ростом числа Мп, что привело бы к переразмери- ванию двигателя при Мд шах. Это объясняется тем, что для под- держания фн = -^==Ы = const=l,0 при постоянных гео- q (%п) _ ____ метрических размерах камеры из-за роста aBX/q (Хв) величина q (Д-х) должна резко уменьшиться и при выборе Zx max = 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 к* — — const в диапазоне Мп < Мп. р с увеличением числа Мп <рн уве- личивается, достигая единицы при Мп = Мп. р, оставаясь во всем диапазоне выше, чем <рн в двигателе с нерегулируемыми сечениями. В то же время при Мп > Мп. р значения овх (из-за роста <рн) будут ниже соответствующих значений бвх двигателя с нерегули- руемыми сечениями проточной части, т. е. с увеличением f'Kp увеличение <рн достигается ценою уменьшения овх. При Мп > 461
> мп. р фн = 1,0 и для поддержания ствх = стЕХ тах необходимо уменьшать f'Kp (см. рис. 15.14). Соответствующие приведенным закономерностям изменения <рн и стЕХ 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 сРркp=var > cPFk =const, Pfk =var> > P^Kp=const из-за большего значения <рн, а значения Лудгк =var < < ^y«FKp=const при Мп < Мпр из-за уменьшения авх и •^удгКр=уаг > •/yflFKp=const при Мп > МПр в результате регулиро- вания критического сечения реактивного сопла, обеспечивающего ЗДеСЬ OBxFKp=var > OexFKp=const • 3. Регулирование изменением площади сечений входного воздухозаборника и реактивного сопла: 9Г = const (а = const или 0 = = const), /г = var, /вх = var, f’Kp = var, fc = 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 макси- мальное значение <рн (<рн = === fr = 1> 0 ) • Регулирование пло- щади критического сечения реактивного сопла должно позволить обеспечить сохранение Овх — иех шах по характеристике воздухо- заборника, а регулирование площади среза реактивного сопла должно обеспечить минимальное значение ДРС. Характер изме- нения, управляющих параметров регулирования (fr, f'Kp и ]/0Г), 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 F И Срр При F пр . части — var) приближаются к параметрам идеального ПВРД, a Jynpvar остается меньше/уд max из-за более низких значений авх шах. чем в идеальном ПВРД. Высотные характеристики. На рис. 15.15 приведены высотные характеристики ПВРД, рассчитанные в диапазоне изменения Н от 0 до 25 км при числе Мп = 4 (при Т' = const). Удельный импульс и коэффициент тяги ПВРД непрерывно увеличиваются, а относительная тяга уменьшается с увеличением высоты полета вплоть до Н = 11 км в результате увеличения относительной работоспособности газа 0*. обусловленной увеличением относи- тельной степени подогрева 0* из-за уменьшения статической температуры воздуха на входе. В области Н от 11 до 20 км вели- чины ./уд, сР и Р остаются неизменными из-за сохранения по- стоянной величины ТИ (ТИ = 216,5 К). В то же время расход воздуха при FH = const уменьшается с увеличением высоты полета до Н = 11 км несколько медленнее, 462
Рис. 15.15. Зависимость удельного импульса тяги 7уД, коэффициента тя- ги Ср и относительной тяги Р = = Р/Ря=0 от высоты полета. Топли- во — керосин, Мп 4,0 чем в области //=11 ... 20 км, в которой расход воздуха изме- няется прямо пропорционально статическому давлению. В обла- сти высот полета Н > 20 км удельный импульс, коэффици- ент тяги и относительная тяга уменьшаются с увеличением вы- соты вследствие уменьшения плотности и возрастания стати- ческой температуры атмосфер- ного воздуха, приводящих к уменьшению расхода и относи- тельной степени подогрева воз- духа в ПВРД. Д россельные характеристики ПВРД. Они представляют собой зависимости основных данных , пульса) при заданных режимах полета (скорости или числа Мп и высоты Н) и способе регулирования двигателя от степени подо- грева воздуха, в двигателе. При работе на нефорсированных режимах, т. е. при использовании в качестве топлива горючего, в ПВРД с нерегулируемыми сечениями^проточной части и при Рис. 15.16. Зависимость лобовой тяги Рр и удель- ного импульса тяги /уД от коэффициента избытка воздух а а. Топливо — керосин, Н _= 11 км, ----- Мп = 4,0, — -------Мп = 6,0
регулировании входного устройства и сопла простейшим способом воздействия на характеристики является подача горючего, опре- деляющая 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 зависи- мости от а приведены на рис. 15.16 для Мп = 4,0 и Мп = 6,0 при Н = 11 км. Видно, что максимальная величина удельного импульса СПВРД с увеличением Мп сдвигается в сторону мень- ших значений а. Этот результат является закономерным след- ствием увеличения потребной степени подогрева с увеличением степени повышения давления в цикле, определяемой ростом скорости полета. 15.6. ГИПЕРЗВУКОВЫЕ ПРЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО- РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Ухудшение характеристик СПВРД и возрастание тепло- напряженности элементов конструкции двигателя с увеличе- нием 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, обеспе- чив 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 термо- динамического цикла гиперзвукового ПВРД будут ниже теорети- ческой работы и термического КПД идеального цикла ПВРД, реализуемого при отсутствии необратимых потерь энергии при сжатии воздушного потока (г]с = 1,0), расширении продуктов 464
Рис. 15.18. Влияние коэффициен- та полного давления в камере сго- рания ГПВРД иа изменение отно- сительной теоретической работы £/ = LtгпВГдД'/Брайтопа и КПД цикла т]г = ’П/ГпвРд • Ч/врайтона- % = Т*к. с/Т’н = Ю, 1,4 Рис. 15.17. Изображение циклов ПВРД в i—S-диаграмме н—н0—г0—с—н — иде- альный цикл Брайтона, н—в—г—с—н — теоретический цикл ПВРД при теплопод- воде в камере постоянного сечения сгорания в камере (т]р = 1,0) и отсутствии скорости в камере (Лк..с = 1,0 при Мв —» 0). Это означает, что теоретические ра- бота и термический КПД цикла ГПВРД будут всегда ниже соответствующих значений теоретической работы и термического КПД идеального цикла Брайтона, характеризующих работу Lt и КПД T]t идеального ПВРД. На рис. 15.17 приведено изображе- ние идеального цикла ПВРД и теоретического цикла ГПВРД. Напомним, что теоретическая работа идеального ПВРД / \ [ & 1/0 Lt = LpS — LcS = iH ул/оз ~ 1/ I —feb---1\, а термический КПД \ I \ / k-\ r|f = 1 — l/nvkos. Теоретическая работа ГПВРД Ltr ~ Lp$r Lcsr — ip i'c 4 g- (1b 1h) g ~ fe-1 % 1 1/(аКСЯур5) (15.12) а термический КПД fe-i Г Л Ltr _ vos Q fe-i 0°-л4з -Vos - 1 0o 1—l/(aBX^yps (15.13) 465
Видно, что теоретические работа и термический КПД идеаль- ного ГПВРД ниже соответствующих значений Lzr и т]4г идеального цикла Брайтона из-за органических потерь в камере сгорания, обусловленных теплоподводом к сверхзвуковому потоку. При отсутствии потерь, т. е. при ак. с -> 1,0 и йг -> k, как и следовало ожидать, уравнения (15.12) и (15.13) обращаются в уравнения для определения работы Lt и КПД т]4 идеального ПВРД, соот- ветственно. Чем больше число Мв на входе в камеру сгорания ГПВРД, тем меньше при заданной степени теплоподвода (9* или 9) вели- чина ок. с и больше отличие Ltr от Lt и т]/г от т]z. С увеличением скорости полета из-за роста луо влияние <тк. с уменьшается (рис. 15.18). В реальном ГПВРД потери^ 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 соответ- ствующие параметры реальных ПВРД с дозвуковой скоростью в камере (реальных дозвукового ПВРД и СПВРД). В то же время коэффициент полного давления в камере ГПВРД ок. с из-за под- вода тепла к сверхзвуковому потоку в ГПВРД будет ниже, чем в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере. С увеличением ско- рости полета из-за увеличения степени сжатия воздуха в воздухо- заборнике 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 ГПврд = = гпврд/°2 пврд ~ (огвхогк.с0’с)г1Иврд/(огвх°гк.согс)пврд станет больше единицы, т. е. несмотря на возрастание потерь из- за теплоподвода в камере сгорания (уменьшение <тк. с) отно- сительное увеличение овх гпврд^вх пврд и ° с гпврд/^с пврд приведет к росту <т2 ГПрвд и перепад давления в реактивном сопле реального ГПВРД станет выше перепада давления в реаль- ных 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 эле- ментах 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 <твх пврд, <тк. с пврд и ос пврд число Мп, при котором термодинами- ческая 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: 466
Если заменить ir Д- = ir0 и iB = /н0 и подставить ZlH Z в уравнения (15.14) и (15.15), то нетрудно видеть, что уравнения для определения Ler и т]ег совпадают с соответствующими уравне- ниями для определения Le и 1% ПВРД в дозвуковой камере. Раз- личие состоит только в значениях КПД (или о), определяющих потери в элементах двигателя: чем выше совершенство процессов сжатия воздуха при сжатии воздуха в воздухозаборнике, рас- ширения 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 про- цесса расширения газа в реактивном сопле реализуемые значения Ler и Лег зависят от уровня потерь при теплоподводе к сверхзвуко- вому 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 (fr< 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 ка- мере с р — const (AtpS2 > A*ps > АгР21). 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- 30* 467
Рис. 15.19. Изображение циклов ГПВРД при различных законах теплоподвода в i—S-диаграмме: ----- теплоподвод в камере при fr = Fr/FB = 1.0; — — — — теплоподвод в камере р = const (р = рв = рг),--теплоподвод в сужающейся камере при fr < 1,0. ск с — скорость потока в камере, н—в—к. с—с—н — цикл в камере с = 1,0; н—в—к. с2—с2—н — цикл в камере при f? < 1,0; н—в—к. с*—с*—в — цикл с тепло- подводом в камере р = const ческой камере, в которой скорость потока при теплоподводе прак- тически не снижается, и наименьшим в сужающейся камере, скорость сверхзвукового потока в которой уменьшается из-за теплоподвода и сужения канала х. Предельная величина степени теплоподвода к сверхзвуковому потоку, при которой поток тормозится до скорости звука в вы- ходном сечении камеры, также зависит от типа камеры: она до- стигает наибольшей величины в изобарической камере и мини- мальна 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 F = const до достижения А, = 1,0, а затем камера должна быть расширя- ющейся и удовлетворять условию М ~ 1,0 = invar (х) для мини- мизации 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) эффек- тивные работа и КПД цикла, а следовательно, и удельные парамет- 7 1 Для изобарической камеры сг = св (1 -|- qT), а для сужающейся камеры сверхзвуковая скорость с увеличением степени теплоподвода будет уменьшаться в большей степени, чем в камере с F. = const. 468
Рис. 15.20. Зависимость предельной степени теплоподвода Р = (1 + ?т) от приве- денной скорости потока Ав на входе в камеры сгорания ГПВРД трех геометрических форм: F = const, р = const и в сужающейся = = Fr/FB < 1). 1 — f = 1,0; 2 — р = const; 3 — Fr f <1,0 при a > 0,9; a = ?— f F ^F ’~ 0TH0CIi" BXFB тельная величина снижения импульса потока в камере с /г < 1,0 (в долях входного импульса /вх) скорости полета), завися- ры двигателей будут достигать мак- симального значения при определен- ной степени торможения потока 6 = св/Уп (отношении скорости на выходе из воздухозаборника св к щей от совершенства процессов сжатия и расширения (т]с, т]р) и закономерностей теплоподвода (формы камеры сгорания). Для наиболее простого случая изобарического теплоподвода в ГПВРД приближенный метод расчета основных данных (при 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 управля- ющих параметров рабочего процесса ГПВРД. При изобарическом теплоподводе, как уже указывалось, совместное решение уравне- ний 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: 1 + 9т LzJ-M2 2 п [1 +Ц2(1-б2) + 1Т НыТ|г | 1 АД2 1’н ‘‘ 2 л1+7г fe fer * 1+1=Jm2(1-62) ] Ср = 2фх^ (15.16) (15.17) 469
или в предположении, что kT = k = const, k — 1 2 УД”1Г k ~ 1 М2 _J 2 " 1 4 1 — 62 . ТТЛ--------------ПсПр ~ 1 • Видно, что удельные параметры ГПВРД существенно зависят не только от режима (Мп, Н), типа и относительного расхода топлива (Ни и qT), но и от степени торможения воздушного потока в воздухозаборнике 6 и совершенства процессов сжатия и рас- ширения, т. е. Т1с и т]р. При постоянном уровне потерь на элемен- тарных участках процессов сжатия и расширения КПД процессов сжатия и расширения не зависят от геометрических размеров воздухозаборника и сопла и от степени торможения потока 6 и каждому заданному значению г]с и т]р будет отвечать оптималь- ное значение 6, обеспечивающее максимальный уровень 7уд и сР. Физический смысл существования оптимума по 6 прост. При заданных и неизменных значениях т]с и цр 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 боль- шей скорости. При каком-то значении 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 7уд -> ^уд шах, а Ср-^Ср тах. Это отчетливо видно из кри- вых (рис. 15.21), где приведены зависимости удельного импульса и коэффициента тяги ГПВРД при числе Мп = 10 и Н 11 км от отношения 6. При 6 -> 1,0 все кривые должны сходиться в точке 7уд = = 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 (т]с = 1 >0 и Т1Р == 1,0) наивыгоднейший режим реализуется при максималь- ном 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 пара- метров ПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания. С умень- шением т]с оптимальная степень торможения воздушного потока 470
Рис. 15.21. Зависимость удельных па- раметров ГПВРД с камерой р = const от степени торможения воздушного по- тока в воздухозаборнике б — св/Гп (Мп.= 10, /7=11 км, а = 1,0. Топ- ливо — водород). т]р — КПД процесса расширения, т|с — КПД процесса сжа- тия на входе уменьшается (6 рас- тет), что объясняется возраста- нием относительной доли по- терь в воздухозаборнике в суммарных потерях по про- точной части ПВРД и поэтому для уменьшения абсолютных потерь необходимо уменьшать степени торможения потока. Аналогичную роль играют и потери при расширении по- тока в сопле: увеличение т)р, приводящее к уменьшению ее относительной доли в суммар- ных потерях по проточной части, обусловливает сдвиг оп- тимума в сторону большей сте- пени торможения потока (мень- ших 6) и, наоборот, умень- шение т)р приводит к увели- чению оптимальных значе- ний 6. Оптимальные значения /уд и сР ГПВРД с изобарической камерой, определенные по об- щему правилу, имеют вид (16Л8> где Ао = (1 + ‘т+)-^ыТ1г при а > 1, 0 и Ао = (1 + ?т)(1 7т) при а< 1, 0. В ГПВРД с камерами сгорания других геометрических форм также могут быть найдены оптимальные значения степени тормо- жения потока, обеспечивающие /уд тах и 'сР 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 ско- ростей 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 оце- нить потери, обусловленные^неравновесностью протекания процессов. При детальном анализе работы двигателя в системе аппарата может оказаться необходимым использование методов расчета, учитывающих особенности пространственного 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 (термо- динамические) 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 эле- . ментов 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 отдель- ных участках проточной части двигателя. Входно'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 пара- метра, характеризующего эффективность процесса сжатия, а от двух — эффективности процесса сжатия и степени торможения 472
потока 6 = cB/Vn. 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 уравнений1: при задании <твх: = 1% = = (Хв’ СТвх)мп’ а при задании т]с = (Гв — — iB) FB 1 1+Ц^м*(1-6*) = ТГ = “6 ZET • [1+Ц^м*(1-6*)пс]* * (15.19) Статическая температура воздуха на выходе из воздухозабор- ника, определяемая степенью торможения потока при заданном V2 с2 числе Мп из уравнения срТв = срТв + =срТв + -у-> имеет вид тв = [1 +Ц2м*(1-62)]тн. (15.20) Зависимости/в = / (6) и Тв = Тв (6), определенные из уравнений (15.19) и (15.20) для Мп = 10 и 16, kB = 1,3 и различных значе- ний 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 максималь- ного удельного импульса /уД тах при сгорании водорода в воздухе с а = 1,0 при /к. с. вых = ЧН-= 1Д На этом же рисунке штрих- уя пк- пунктирной линией показаны зависимости величины стати- ческой температуры на выходе из воздухозаборника. Видно, что потребная площадь выходного сечения воздухозаборника /в не- прерывно увеличивается с увеличением бис уменьшением т]с. (ухудшением эффективности воздухозаборника), а статическая температура воздуха на выходе непрерывно уменьшается. С уве- личением чисел Мп наряду с уменьшением относительной пло- щади /в непрерывно повышается уровень статической темпера- туры на выходе из воздухозаборника. 1 С точностью до k = invar (Мп) и применения газодинамических функций. Здесь и при анализе других элементов ГПВРД для наглядности в уравнениях эти предположения используются. Для более точного расчета необходимо решать совместную систему уравнений расхода и энергии, записанных через статические параметры рабочего тела. 473
Рис. 15.22. Зависимость относительной площади «горла» воздухозаборни- ка fB и статической темпе- ратуры на входе в камеру Тв от степени торможения воздушного потока 6: ~ ~ ~ ~~ ?в opt = = (Гв/ГнЪуд ДЛ* ГПВРД с F = const при а = 1,0, ------ fB-------тв- Пс — КПД процесса сжатия Аналогичные приведенным на рис. 15.22 зависимости могут быть получены и при задании <твх = авх (Мп) характеристикой воздухозаборника,'а Хв— выбранной степенью торможения по- тока 6 (рис. 15.23). Видно, что с увеличением авх и уменьше- нием Лв величина fB уменьшается тем значительнее, чем больше число Мп. Относительная длина воздухозаборника lB = LB/FB зависит от типа входного устройства, его совершенства и режима работы двигателя и выбирается на основе комплексного анализа эффек- тивности. С увеличением чисел Мп наряду с ростом потребной площади входа (уменьшением fB) увеличивается его длина и масса, а также растут тепловые потоки в стенки. С целью уменьшения габаритных размеров воздухозаборника и повышения его эффек- тивности становится целесообразным интеграция воздухозабор- ника с носовой частью летательного аппарата, т. е. использование носовой части ЛА в качестве поверхности сжатия потока в воздухо- заборнике. Высокое совершенство сжатия потока (большая вели- чина т]с) при больших значениях Мп может быть достигнуто путем 474
г увеличения числа скачков, охлаждения пограничного слоя и организации течения в пространственном канале, что позволяет уменьшить потери, обусловленные тре- нием потока по сравнению с течением на клине, где эти потери становятся весьма значительными из-за нара- стания пограничного слоя. Камера сгорания. Относительные поперечные размеры f камеры сгорания определяются выбранной от- носительной площадью вы- хода из воздухозаборника, потребной величиной тепло- подвода и циклом двигателя. Рис. 15.23. Зависимость погребной отно' сительной площади «горла» воздухозабор" ника ГПВРД от коэффициента полного давления <гвх. ------Мп = 10, --------Мп = 16,0 Формулу, связывающую раз- меры выходной площади из камеры сгорания с величиной тепло- подвода и параметрами на выходе, можно получить из уравнения расхода, связывающего параметры в выходном и входном сечениях камеры сгорания (с точностью до k = invar (М, Н) и возможности применения газодинамических функций): : f ? (^-в) _ г Р Я (^-в) к. с - Гк. с. вых - 5^ 9(М -Дк.с.вх Ок с (М (15.21) где ак. с Рт/Рв, f К. С Лс. с. вых/Fи; /к. С. ВХ FК. С. Bx/Fи. Площадь входа в камеру сгорания обычно выбирается равной площади выходного сечения воздухозаборника, т. е. FK. с. вх = = FB. Видно, что при фиксированных значениях ХЕ на режимах «запирания» камеры, т. е. при Мг = 1,0, увеличение степени подогрева при ок с = const обусловливает рост потребной пло- щади выходного сечения камеры сгорания тем значительнее, чем меньше величина ок. с. В общем случае потери полного давления при теплоподводе зависят от цикла ГПВРД, параметров воздуха на входе в камеру и закономерностей теплоподвода: для камеры F = const уравне- ние (15.20) имеет смысл только для определения ок. с ; при F = — var для определения /к, с важно знать не только параметры воздушного потока на входе в камеру, но и распределение тепло- подвода по длине камеры сгорания. Для турбулизации воздуш- ного потока с целью стабилизации пламени за скачком сечения во входном или промежуточном сечении камеры могут исполь- зоваться уступы (скачки сечения) или устанавливаться стабили- заторы. 475
В ПВРД со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания установка стабилизаторов может привести к большим сопротивле- ниям, приводящим к необратимым потерям и резкому ухудшению эффективности двигателя, особенно в условиях больших гипер- звуковых 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 под- готовку смеси и стабилизацию фронта горения. На стабилизацию и устойчивое горение смеси в камере большое влияние оказывают процессы подготовки смеси, играющие опре- деляющую роль при больших давлениях потока. Одним из основных направлений для создания условий, обес- печивающих стабилизацию фронта горения на стейках, следует рассматривать газодинамические воздействия на поток, приводя- щие 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 распростра- нению сильных возмущений навстречу потоку (например, поло- жительный градиент давления вдоль камеры, вдув топлива пер- пендикулярно 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, опре- деляемое периодом задержки воспламенения и временем соб- ственно реакции, большое влияние оказывают давление и темпе- ратура смеси: при понижении р и 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 и Т, также как и анализ одновремен- ного учета диффузионных и кинетических факторов на воспла- менение 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 исполь- зовать конкретные экспериментальные данные. 476
Реактивное сопло. Относительная площадь выход- ного сечения реактивного сопла определяется величиной относи- тельной площади выходного сечения камеры сгорания, параме- трами на выходе, степенью и эффективностью процесса расшире- / р* \ ния. При kr = k = invar 1 — 1 и полном расширении при- \ Рн / ближенное уравнение для определения /с = имеет вид * н f _ f Рг У(АГ) <? (Хг) 1 'с 'к,с Рн У(№ <J(M Ос ’ При задании потерь в реактивном сопле ГПВРД другими коэффициентами следует воспользоваться уравнениями связи: между ас и КПД процесса расширения т]р — уравнениями из разд. 15.2, между ас и коэффициентом скорости истечения <рс — системой уравнений: 1 m 1 „ ____ я (Acs) ___ я (Acs) . С - фсЛс.ад, <Тс - „(М - я(фсМ ’ л (Acs) = рн/рк. с И т. д. В соответствии с уравнением для определения fc относительная площадь выходного сечения реактивного сопла может быть опре- делена по заданным^значениям fK. с, Хг, ос^и определенному по заданным значениям" чисел Мп, <твх и ак. Р перепаду давления в реактивном сопле k Пс “ я (Acs) ~ СГвх0Гк-с0Гс (1 + Мп/ При полном расширении продуктов сгорания потребная отно- сительная площадь реактивного сопла будет тем больше, чем меньше его эффективность и больше число МП. Потребная относи- тельная площадь выходного сечения реактивного сопла достигает значительных величин уже при МП = 10 и достаточно высоких значениях т]р. Вместе с тем с увеличением fc растет мидель двига- теля и суммарное сопротивление аппарата, что сказывается на ухудшении эффективных параметров ГПВРД. Относительная длина реактивного сопла lc = LJFn в общем случае зависит от типа сопла и выбранной степени геометрического расширения /с: для данного типа с увеличением fG значение 1С, как правило, уве- личивается. В общем случае определение потребных геометрических раз- меров 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 неравновесность (что особенно важно в условиях больших степеней теплоподвода, чисел Мп и высот полета), а также изменения коэффициента подъемной силы в за- висимости от угла отклонения струи с учетом внешнего сопро- тивления аппарата. 477
Результаты оценки влияния основных параметров процесса на геометрические размеры двигателя могут служить базой для определения основных геометрических размеров ГПВРД в раз- личных условиях полета и подхода к методу выбора типа двига- теля для аппаратов различного назначения. Характеристики ГПВРД Характеристики ГПВРД при различных законах регу- лирования по Мп и Н и программам дросселирования целесооб- разно 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. 1. 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. 2. 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 регулиро- вания двигателя, а определяется только площадью входа, за- данными режимом полета и углом^ атаки. Удельные параметры идеально регулируемого ПВРД рассчи- тываются по значениям удельного импульса /уд и коэффициента тяги сР в расчетной точке, т. е. при оптимально подобранных значениях /в и /с для заданных Мп, Н и а, а удельные параметры нерегулируемого двигателя определяются по располагаемым ха- рактеристикам элементов ГПВРД с помощью приведенной в пре- дыдущем параграфе методики. С изменением высоты полета из-за изменения температуры* Та и давления рн меняются: степень подогрева воздуха при фиксиро- ванной температуре конца сгорания Тг или заданном значении а; степень диссоциации продуктов сгорания, а следовательно, и со- став смеси; вязкостные характеристики воздуха и продуктов сго- рания 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 темпера- тур и скоростей в проточной части двигателя. Рабочий диапазон высот полета при каждом числе Мп ограни- чен сравнительно узкой областью: верхний предел высотности аппарата определяется потребными тяговыми характеристиками, а * нижний — максимально допустимой величиной ~аэродинами- ческого 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- 478
Рис. 15.24. План полета крылатых аппаратов. Заштрихован типичный «кори- дор» полета:---------вероятный план полета аппаратов с ГПВРД нения чисел Мп, характерных для ГПВРД, составляет 10 ..Л20 км. В этом интервале высот полета изменение удельных параметров двигателя при Мп = const в широком диапазоне изменения пара- метров процесса (а = 0,4 ... 1,0) не превышает 6 % от исходных данных. Поэтому высотно-скоростные характеристики, построен- ные в виде зависимостей JyR, сР и Руд от числа Мп вдоль траек- тории, представляющей 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 скоро- стные характеристики двигателя. Высотно-скоростные характеристики идеально регулиру- емого водородного ГПВРД без учета потерь при сжатии воздуш- ного потока в воздухозаборнике (ASB = 0) в виде зависимости удельного импульса тяги от числа Мп для приведенной на рис. 15.24 зависимости Н == f (М) построены на рис. 15.25. Ха- рактеристики рассчитаны в предположении, что Мв = 0,5Мп, ТИг = 20 К. Там же приведены высотно-скоростные характеристики ГПВРД неизменной геометрии при использовании плоского одно- скачкового воздухозаборника с ASBmax = 0,4. Видно, что уве- личение числа Мп приводит к монотонному уменьшению удель- ного импульса. При этом удельный импульс тяги идеального ГПВРД, использующего водородное горючее, при а = 1,0 умень- 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 7уд ГПВРД существенно выше импульса ЖРД, работающего на высококалорийном ракет- ном топливе (например, водородно-кислородного ЖРД с 7уд — = 4,65 кН-с/кг). Удельный импульс тяги реального ГПВРД при достаточно высоких значениях а (а 0,8) с увеличением 479
Рис. 15.25. Высотно-скоростные характерис- тики ГПВРД. План полета по «коридору», рис. 15.24 (Мв = 0,5 Мп, топливо—водород, ТНа = 20 К),-----идеальный ГПВРД ASB = = 0,----------ГПВРД нерегулируемый, Мпу = Ю, диффузор плоский, односкачко- выи A*SB max - 0,4 Рис. 15.26. Дроссельные харак- теристики ГПВРД (топливо— водород, THj = 20 К), -----идеальный ГПВРД, ----- нерегулируемый ГПВРД, Мпр = 10 чисел Мп ухудшается быстрее, чем удельный^импульс тяги иде- ального двигателя, а при работе на богатых смесях (а = 0,2 ... 0 4) 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 переобогащении смеси в условиях значительного сни- жения абсолютной тяги. Дроссельные характеристики идеального и реального ГПВРД,. использующих в качестве горючего водород, приведены на рис. 15.26. Видно, что закономерности изменения «7уд от коэф- фициента тяги существенно зависят от уровня потерь в проточной части. Так, из сопоставления дроссельных характеристик идеаль- ного ГПВРД с соответствующими характеристиками реального ГПВРД (при ASB max = 0,4) видно, что увеличение потерь в про- точной части, обусловливающее уменьшение значений импульса тяги, одновременно приводит к уменьшению оптимальных значе- ний а тем более значительному, чем выше Мп. Так, если в идеаль- ном ГПВРД оптимальные значения а существенно больше 1,0, то в реальном ГПВРД aopt от 1,4 ... 1,6 при Мп = 8 ... 10 сни- жается до aopt < 0,2 при Мп = 24. 480
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 не- высокие 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 механи- ческую комбинацию устанавливаемых на летательный аппарат двигателей различных типов, каждый из которых обладает удо- влетворительными 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 использова- нии составной силовой установки, состоящей из ТРД и ЖРД, нельзя достичь высокой эффективности двигателей обоих типов в широком диапазоне режимов полета (на умеренных скоростях Из-за низкой эффективности ЖРД, а при числах Мп >4,0 — из-за низкой эффективности ТРД). При последовательной работе двигателей, образующих составную силовую установку, ухуд- шаются 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 от- дельных агрегатов реактивных двигателей различных типов в од- ном сложном реактивном двигателе. 16.1. ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ И ПРИНЦИПЫ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ КОМБИНИРОВАННЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Комбинированными называются двигатели, представ- ляющие собой органическое сочетание реактивных двигателей (воздушно-реактивных или ракетных) в общей двигательной уста- новке. Можно выделить две основные группы комбинированных двигателей: 1) двигатели комбинированных циклов, органически сочета- ющие 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: 1 — компрессор; 2 — канал.; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — камера смешения; 6 — блок форсунок; 7 — стабилизаторы; 8 — затурбинная камера сгорания; 9 — регу- лируемое сопло 2) комбинированные двигатели, использующие общие эле- менты 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 прямо- точного 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 со- четающих 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 Рис. 16.2. Ракетно-турбинный двигатель со смешением потоков: 1 — компрессор; 2 — редуктор; 3 — насос горючего; 4 — насос окислителя; 5 — газо- генератор; 6 — турбниа; 7 — стабилизаторы; 8 — камера сгорания; 9 — реактивное сопло 482
Рис. 16.3. Ракетно-турбинный двигатель с раздельными контурами: 1 — компрессор; 2 — редуктор; 3 — насос окислителя; 4 — газогенератор; 5 — насос горючего; 6 — турбина; 7 — камера сгорания воздушного контура; 8 — камера сгора- ния 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 струй- ного 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, Рис. 16.4. Ракетно-прямоточные двигагети: а — РД с воздушным форсированием (РПДэ и РД с дожиганием); б — ракетно-прямо- точный двигатель жидкого топлива (РПДЖ); а — ракетно-прямоточный двигатель с раз- дельными камерами смешения н сгорания: 1 — воздухозаборник; 2 — газогенератор; 3 — сопло газогенератора; 4 — камера смешения (и сгорания); 4' — камера смешения; 4" — камера сгорания; 5 — корпус прямоточного контура; 6 » реактивное сопло 16* 483
безэжекторный турбопрямоточный двигатель (ТРДП), в котором камера сгорания ТРДФ по достижении определенной скорости полета используется в качестве камеры сгорания прямоточного ВРД (при отключении турбокомпрессора или переводе его на ре- жим авторотации). Основные процессы, составляющие циклы любых двигателей, использующих химическое топливо, — процессы горения и исте- чения — не зависят от типа двигателя, а определяются пара- метрами 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 воз- духозаборнике и дополнительном устройстве, энергия к которому подводится от агрегатов, работающих по круговому процессу и играющих роль генераторов мощности. В качестве устройства для дополнительного сжатия воздуха служат: струйный нагнетатель (эжектор) в ракетно-прямоточных двигателях, турбореактивный двигатель в турбопрямоточных 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 = л?/пу рассчиты- вается на основе определения параметров газа за турбиной путем совместного решения уравнений расхода и баланса работ компрес- сора и турбины. В РПД значение лдоп = = р*ж/р1 — степень повышения давления воздуха в струйном компрессоре (эжек- торе) — определяется на основе решения системы основных урав- нений сохранения (массы, 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 = = Рк/Р* — степень повышения давления в компрессоре — либо задается, либо определяется по заданной характеристике компрессора для соответствующих зна- чений приведенной частоты вращения ротора компрессора, либо (при отсутствии характеристики компрессора) оценивается из уравнения баланса работ компрессора и турбины по заданным значениям работ турбины и политропического КПД компрессора. Расчет удельных параметров комбинированных двигателей различных схем для заданных режимов полета (Мп, Н) и работы двигателя, определяемых сортом топлива, коэффициентами из- бытка окислителя ап г и а2, производится в следующей после- довательности. 1. Определяется отношение давлений в реактивном сопле по уравнению л? = овхотвлу8л,д0П. 2. По методике расчета параметров потока в процессе сгорания (гл. 15) определяется теплосодержание продуктов сгорания на выходе из комбинированного двигателя i£. 484
3. По заданным значениям л* и определяются скорость истечения, удельные тяга и импульс тяги. Уравнения для опре- деления удельной тяги и удельного импульса комбинированного двигателя любой схемы имеют точно такой же вид, что и уравне- ния для расчета удельных параметров ПВРД Руд = (1 ( Ч'т) Cq Vn't т ... (1 + <7т) сс — Уп *,уд~ • 16.2. ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ К комбинированным двигателям, рассчитанным на ра- боту в широком диапазоне режимов полета, относятся турбопрямо- точные двигатели, сочетающие высокую термодинамическую эф- фективность 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 5» 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, обра- зуемого путем отключения турбокомпрессорного контура с по- мощью специального механизма перекрытия, соединения канала прямоточного контура с входным воздухозаборником и подачи топлива непосредственно в камеру сгорания. В ряде случаев (особенно при использовании турбопрямоточного двигателя на базе ТРДД — ТРДДП) существует возможность отказа от исполь- зования механизма перекрытия контуров путем перевода турбо- компрессора на режим авторотации. Турбопрямоточный двигатель на базе двух контур но го двига- теля может иметь меньшую длину, чем турбопрямоточный двига- тель на основе ТРД (ТРДП), так как камера сгорания ТРДДП Рис. 16.5. Турбопрямоточный двигатель с форсажно-прямоточной камерой на основе ТРДФ: 1 — компрессор; 2 — канал прямоточного контура; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — механизм перекрытия прямоточного контура; 6 — топливный коллектор; 7 — ста- билизаторы; 8 — камера сгорания; 9 — реактивное сопло 485
Рис. 16.6. Турбопрямоточный двигатель с форсажно-прямоточной камерой на основе ТРДДФ: 1 — 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 вентиля- торного контура. Это создает благоприятные условия для умень- шения массы такого двигателя по сравнению с ТРДП, имеющего такую же тягу в условиях расчетного режима при большой ско- рости 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 изме- нения тяги при постоянном расходе воздуха через двигатель. Целесообразность применения турбопрямоточного двигателя на базе одноконтурного или двухконтурного ТРД определяется назначением аппарата: если преследуются цели достижения макси- мальной 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 усло- виях больших скоростей полета, то наряду с ТРДДП может рас- сматриваться и ТРДП (турбопрямоточный 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 характе- ристикам ТРДП и ТРДДП и поэтому ТРДП этого типа не нашел применения. 486
16.3. РАКЕТНО-ТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Основные типы и особенности ци- кла. 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 ком- прессора и турбины и РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с ротором турбины, что позволяет при больших значениях 0 и малых относитель- ных расходах рабочего тела в турбине избежать чрезвычайного увеличения числа ступеней, габаритных размеров и массы тур- бины. 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: 1) ракетного цикла, т. е. кругового процесса изменения состоя- ния топлива, служащего для вырабатывания энергии, передавае- мой основному циклу. 2) 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—пг, расширения на турбине пг—к, процесса смешения с воз- духом при примерно постоянном давлении к—кх (в двигателе со смешением потоков), теплоподвода в камере сгорания кх—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 компрес- соре осуществляется в результате подвода энергии от ракетного цикла путем привода компрессора от турбины, работающей на ракетном топливе. Поэтому при равных значениях степени повы- шения давления в компрессоре обычного турбореактивного двига- теля и РТД степень повышения давления газа в сопле последнего в 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- меры и сопла, то допустимая температура цикла РТД может быть выбрана заметно выше, чем Тг в ТРД. Иначе, располагаемая ра- 487
Рис. 16.7. Изображение ракетного цикла РТД в i—S-диаграмме (р; — 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 сго- рания РТД по сравнению с от- ношением давления nJ и темпе- ратурой газа перед турби- ной ТРД. При дополнительном тепло- подводе за турбиной ТРД и вы- боре.одного и того же сорта то- плива для ТРДФ и РТД темпе- ратура и работоспособность газа для обоих сравниваемых двига- телей не будут отличаться. По- этому различие располагаемых работ циклов РТД и ТРДФ будет определяться различным уровнем давления перед соплами обоих типов двигателей. Отношение этих работ при л£РТд = лкТРдф всегда больше единицы. Поэтому увеличение работы идеального цикла РТД по сравнению с ТРДФ определяется исключительно увеличением отношения давления в реактивном сопле РТД в nJ раз, если использовать двигатели с одним и тем же значением nJ. Выражение для термического КПД цикла РТД имеет такой же вид, что и КПД цикла ТРДФ. Отличие количественное и за- ключается в том, что если в идеальном РТД степень повышения давления в цикле при Мп — О, И = 0 nAon = nJ, то в идеальном ТРДФ Пдоп = nJ. Поэтому отношение термического КПД иде- ального цикла РТД к КПД идеального цикла ТРДФ при оди- наковой степени теплоподвода и одинаковом сорте топлива, т. е. / fe-i\ // fe-i При Тг = ТфТрррд/Цг.ррдф =у! )/\ больше единицы. Предельные возможности двигателей обоих типов можно уста- новить при сопоставлении работ РТД и ТРД при равных значе- ниях Н и qT, и при максимальных величинах работ расширения двигателей обоих типов, соответствующих nJ оо. Результаты такого сопоставления свидетельствуют о том, что работа РТД тем значительнее превышает работу ТРД, чем ниже исходные зна- чения nJ и выше температура цикла в сравниваемых двигателях при Т;трд =Тп.грТд. При определенных значениях nJ, зависящих от величины температуры газа в цикле, предельная работа ТРД начинает превышать предельную работу ракетно- турбинного двигателя. Увеличение удельной теплоты сгорания топлива, например, при переходе от керосина к водороду расширяет область, в кото- рой РТД имеет преимущества перед ТРД. Сравнение РТД с ТРДФ 488 всегда
показывает, что при = Т^.г > 1400 К при 7фРТД — = Тф-грдф 1600 К во всей области рабочих значений 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 nJ, то при форсировании ТРД увеличение qr при Тг ~ = const определяет увеличение работы, главным образом, вслед- ствие повышения физического теплосодержания рабочего тела на выходе из двигателя без увеличения л*. Удельные параметры и основные данные РТД Удельные параметры РТД (удельный расход топлива суд и удельная тяга Руд) в общем случае определяются: сортом и составом газогенераторного топлива (Ни и апг) и степенью расширения его на турбине л£, однозначно определя- ющими температуру газа перед турбиной Т„г, мощность турбины NT и реализуемые значения степени повышения давления воздуха в компрессоре nJ; теплосодержанием газа на выходе из двигателя if, зависящим от суммарного коэффициента избытка окислителя а2 и определя- ющим температуру Тф и работоспособность RT$, продуктов сго- рания топливо-воздушной смеси в камере. При использовании топлива определенного сорта в качестве основных параметров поэтому могут рассматриваться: темпера- тура перед турбиной Т£г и в форсажной камере Тф, степень повы- шения давления в компрессоре Яд и величина работы турбины LT. Увеличение температуры газа перед турбиной при Лд0 = const и а2 = const приводит к росту удельной тяги в условиях старта ценою некоторого ухудшения экономичности двигателя. Увели- чение степени повышения давления в компрессоре л*0 при задан- ной тяге в расчетных условиях полета (заданном миделевом сече- нии входного воздухозаборника) наряду с увеличением удельной тяги как в расчетных, так и в нерасчетных условиях полета при- водит к росту абсолютной тяги не только вследствие роста удель- ной тяги, но и увеличения расхода воздуха на всех нерасчетных режимах полета, обусловленных расширением диапазона изме- нения производительности компрессора с ростом Лд0. Одновре- менно с этим при повышении Лд0 растет и масса двигателя, глав- ным образом, вследствие утяжеления турбокомпрессора. Удельная масса двигателя при этом в стартовых условиях (И — 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 Лко на закономерности изменения удельного рас- хода топлива, относительной удельной массы двигателя, отно- 489
Лко расположены в диапазоне Лко Рис. 16.8. Влияние степени повыше- ния давления воздуха в компрессоре на основные данные РТД (Топливо— керосин -|_ азотная кислота, М = О, Н = 0, Мр = 4,0, Н 5s 11 км, = = idem, ап. г = idem). 1 — расчет- ный режим — РТД; 2 — расчетный ре- жим — ПВРД (у^ =Урв/урвлк0=б) — отношение удельной массы РТД к удельной массе РТД при л*0 = 6, Lt = 1170 кДж/кг сительной тяги двигателя при М = 0, Н =0 (отношения тяги двигателя к тяге в расчетных условиях), выполненные в пред- положении сохранения одина- ковых масс и абсолютных вну- тренних тяг РТД, в которых в качестве топлива используют керосин и азотную кислоту, приведены на рис. 16.8. Видно, что при любых условиях вы- бора расчетного режима ра- боты двигателя (на турбора- кетном или прямоточном режи- мах) целесообразные значения = 3,0 ... 6,0; как в области мень- ших значений л£0 (nJo < 3,0), так и в области л‘0> 6 ... 7 од- новременно с увеличением удельного расхода топлива увеличи- вается удельная масса и падает относительная тяга двигателя. Увеличение работы турбины при неизменных значениях а2, Тпг и л;0, приводя к уменьшению доли жидкого окислителя в ра- кетном топливе, определяет уменьшение удельных расходов топ- лива 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 жаростой- кости и жаропрочности турбинных лопаток температурой газа, перед турбиной, максимально допустимыми давлением в камере газогенератора и массой двигателя. При максимально допустимых значениях р„г = 30000 кПа и Т„г = 1400 К в РТД с азотно-керо- синовым газогенератором при а2 =1,0 целесообразные значения LT находятся в диапазоне LT = 900 ... 1500 кДж/кг. Характеристики РТД Высотно-скоростные характеристики РТД, рассчитан- ные в соответствии с выявленными общими принципами регули- рования двигателя на режимах максимальных тяг приведены на 490
Рис. 16.9. Скоростные характеристики РТД: Н= 11 км, Мпр = 4,0 (Топливо—керосин + -|- азотная кислота, = Ь0).--~ 6,0; ---. л*0 = 3,0;-------як0=2’°° —н = = 0, М — 0 рис. 16.9. Видно, что в РТД так же, как и в ТРДФ, увеличение л*0 при а2 = const приводит к значитель- ному повышению тяги на всех не- расчетных режимах полета и взлете ценою ухудшения экономичности РТД вследствие роста доли окисли- теля в газогенераторном топливе с увеличением Лко- Сравнение ха- рактеристик РТД с регулируемыми и неизменными сечениями проточной части показывает, что при выборе одних и тех же значений Лк0, Ьч 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, увеличе- нием расхода воздуха в условиях старта, а с другой стороны, уменьшением относительного прироста расхода воздуха с увеличе- нием скорости полета. 16.4. ВРД С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ХЛАДОРЕСУРСА И ВЫСОКОЙ РАБОТОСПОСОБНОСТИ КРИОГЕННЫХ ТОПЛИВ Улучшение эффективности цикла ВРД может быть до- стигнуто благодаря использованию . хладоресурса криогенных топлив для уменьшения относительной работы сжатия, работо- способности топлива для увеличения относительной работы рас- ширения и регенерации тепла с топливом для увеличения распо- лагаемой работы при одновременном повышении термического КПД цикла. Эти пути использования хладоресурса и высокой ра- ботоспособности 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 491
Рис. 16.10. «Пароводородный» ракетно-турбиниый 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 в'о вращение компрессор, служит газифицированный и подогретый в газоводородном теплообменнике водород. После расширения в турбине водород смешивается с воздухом, поступа- ющим из компрессора, и сгорает в камере сгорания. Демонстра- ционный вариант двигателя такой схемы был создан й испытан фирмой Пратт-Уитни. В «пароводородном» двигателе используется чрезвычайно высокая энергоемкость подогретого водорода (газовая постоян- ная 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 ко- эффициента избытка воздуха (а2 5= 1,1) из-за малого относитель- ного 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 Тцг = 1200 К со- составляет при М =0, Н = 0, л^тах = 5,0, что ограничивает термический КПД и основные данные двигателя этой схемы на режиме максимальной тяги х. 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 «пароводород- ной» схемы. 1 Максимальная величина температуры Тщ ограничивается жаростойкостью стенок теплообменника подогрева водорода. 492
Рис. 16.11. Ракетио-турбинный двигатель с сжижением воздуха: 1 — компрессор; 2 — отбор воздуха; 3 — теплообменник-конденсатор; 4 — насос сжи- женного воздуха; 5 — насос жидкого водорода; 6 — редуктор; 7 — водородно-воздушный генератор; 8 — тур б ил а; 9 — стабилизатор; 10 — камера сгорания; 11 — реактивное сопло Более низкая, чем в ТРДФ, лобовая масса и высокие значения удельной тяги воздушно-реактивных двигателей, в которых ис- пользуются хладоресурс и высокая' работоспособность криоген- ного топлива, определяют вероятные преимущества этих двигате- лей перед ТРДФ по удельной массе, что в сочетании с высокими удельными параметрами на режимах максимального форсирова- ния содержит потенциальные возможности и перспективы их ши- рокого применения. 16.5. РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (РПД) В зависимости от условий смешения и горения раз- личают РПД с совмещенной камерой смешения и горения (см. рис. 16.4, б) и РПД с раздельными камерами смешения и горения (см. рис. 16.4, в), в котором за камерой смешения расположен диффузор, тормозящий поток перед поступлением в камеру сго- рания. В этом двигателе рабочий процесс может быть организован более эффективно в результате улучшения условий сжатия воз- душного потока и теплоподвода. Но такой двигатель имеет боль- шие 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 на- зываемых ракетных двигателей с воздушным форсированием, т. е. обычных ракетных двигателей, вокруг кормовой части которых устанавливается эжекторный сопловой насадок, в котором допол- нительно 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- 493
ться, с одной стороны, степенью завершенности процесса тепловы- деления в пределах тракта двигателя, характеризуемого значением теплосодержания рабочего тела на выходе из камеры сгорания, а с другой стороны, — совершенством составляющих ракет- ный 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 однокомпо- нентные жидкие ракетные топлива с избытком горючего, так и твердые топлива с отрицательным балансом кислорода и, следо- вательно, с содержанием горючих компонентов в продуктах сго- рания газогенераторного топлива. В соответствии с этим в качестве жидких топлив могут ис- пользоваться окись этилена, гидразин, нитропарафиновые со- единения и др. (однокомпонентные топлива), кислород + керосин, кислород + горючее на основе гидразина или нитроуглеводородных соединений, азотная кислота + керосин и другие двухкомпонент- ные топлива. Твердыми топливами РПДТ могут служить баллис- титные пороха с основой на базе нитроклетчатки и использованием нитроглицерина и других нитросоединений в качестве раствори- теля, обеспечивающего пластичность всей массы, и смеси топлив, представляющие собой механическую смесь минерального окисли- теля (например, перхлората аммония, содержащего высокий про- цент 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 допу- стимым значением Тпг, а также ограничения, которые определяют целесообразность использования в РТД топлив, в продуктах сго- рания которых содержится минимальное количество частиц из-за возможности резкого ухудшения характеристик турбины. Поэтому характеристики упомянутых выше топлив (жидких, гиб- ридных и, главным образом, твердых) могут быть заметно улуч- шены 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 7УД, коэффициент тяги сР и удельная масса ракетно-прямоточных двигателей так же, как и других ти- пов комбинированных ракетных двигателей, определяются сор- том топлива, основными параметрами рабочего процесса и ре- жимом полета. К числу основных параметров рабочего процесса РПД можно отнести: tn = = —-----коэффициент эжекции или отно- 494
шение массового расхода воздуха к расходу газогенераторного Рпг топлива; р = -р-----отношение давления в камере газогенера- тора к полному давлению воздуха на входе в камеру РПД и апг — коэффициент избытка окислителя в камере газогенератора. По- следние два параметра — отношение р и апг в общем случае определяют импульс газогенератора 7удпг. который часто рассма- тривается в качестве основного параметра РПД (особенно в РПДТ, где величина 7уд при т = 0, равная импульсу газогенератора, определяется рецептурой топлива и перепадом давлений в реак- тивном сопле). Удельные параметры РПД при различных режимах работы (апг, т и р) и полета (Мп и Н) могут быть определены как из условия выбора оптимальных по удельному импульсу значений «□г, тир, что соответствует условиям идеального регулирования состава рабочего тела и основных элементов РПД на всех режимах полета и работы, так и из условия выбора фиксированных геометри- ческих 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 присоеди- нение воздушной массы к струе продуктов горения и последующее смешение их с воздухом приводит к увеличению удельного им- пульса исходного ракетного двигателя тем более значительному, чем меньше потери в проточной части РПД и больше отношение температур смешиваемых потоков Т„г/Т1. В РПД с дожиганием топлива (рис. 16.4. а, б) в воздушном потоке прирост 7УД и соот- ветственно увеличение коэффициента тяги возрастают из-за ути- лизации 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 сго- рания т]к. с = 0,9 и отношении давлений р — 50 при m = 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 регулиру- емого РПД при использовании твердого топлива с теплопроиз- водительностью Qmax = 17000 кДж/кг и р£г = 1961 кПа на вы- соте Н — 12 км и регулировании по закону m = 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 ракет- ных двигателей показывает, что РПД имеют более высокие удель- ные импульсы, чем РД, что, однако, достигается ценой увеличения его удельной массы по сравнению с РД. Сравнение характеристик ракетно-прямоточного и прямоточного двигателей показывает, 495
Jnj, Н-С/кг Рис. 16.12. Скоростные характерис- тики РПД с регулируемыми сечениями тракта. Воздухозаборник — двухскач- ковый с оптимальной системой тормо- жения: Топливо—керосин + азотная кислота, О = 6680 кДж/кг, а = 0,8, а == max пг 2 = 1,25, Пг = 0,9, р = 50). -----РПД с дожиганием,-------РПД без дожига- ния Рис. 16.13. Скоростные характерис- тики идеально-регулируемого РПД (твердое топливо с 0тах = (Дв—<?пг) х X“s + ^пг= 17 000 кДж/кг, рпг = = 1961 кПа, Н = 12 км). ------ ^УД’ СР что РПД превосходит ПВРД по величине лобовой тяги, что объ- ясняется увеличением давления в камере РПД по сравнению с ПВРД из-за дополнительного сжатия воздуха продуктами сгорания газогенератора. При этом, если в ПВРД и РПД используется од- но и то же топливо, то последний превосходит ПВРД и в эко- номичности. С увеличением скорости полета эти преимущества уменьшаются вследствие возрастания влияния сжатия воздуха продуктами сгорания газогенератора на суммарную степень по- вышения давления воздуха в двигателе. В наиболее распростра- ненных случаях при использовании кислородсодержащего газо- генераторного топлива РПД и горючего в ПВРД (т. е. при су- щественно большей удельной теплоте сгорания топлива ПВРД) ракетно-прямоточный двигатель, сохраняя преимущества в лобо- вой 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 крио- генных компонентов жидкого топлива так же, как и ограничен- ность сроков хранения изделия с РПДЖ в подготовленном (за- 496
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 харак- теристик необходимо обеспечить путем специального проектиро- вания 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 характери- стик двигателей. Ракетно-прямоточные двигатели твердого топ- лива конструктивно более просты, чем РПДЖ, так как не требуют специальной системы топливоподачи, и так же, как ракетные дви- гатели 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 термодинами- ческого цикла и показателей совершенства будущего двигателя; расчетно-теоретическую оценку массы двигателя; согласование двигателя с самолетом, при котором определя- ются наивыгоднейшие тип двигателя, его тяга и основные пара- метры, дающие оптимальные характеристики системы «летатель- ный аппарат—двигатель»; определение «облика» двигателя, включающее рациональное формирование проточной части ГТД, согласование компрессоров и турбин, выбор числа их ступеней, определение общих габарит- ных размеров двигателя и размеров сечений тракта. Таким образом, в результате теоретического проектирования ГТД получают исходные представления об общей схеме, пара- метрах, размерах, массе двигателя и основных его элементов. Эти данные в дальнейшем положены в основу детальных расчетов характеристик двигателя и разработки его конструкции в про- цессе детального проектирования. На стадии теоретического проектирования ГТД широко ис- пользуются методы автоматизированных расчетных и проектных исследований с помощью ЭВМ — так называемые системы авто- матизированного проектирования двигателей (САПРД). Первые две задачи теоретического проектирования рассмотре- ны в предыдущих главах учебника, а две другие рассматриваются в гл. 17 и 18. 498
ГЛАВА 17. ВЫБОР РАЗМЕРА, ПАРАМЕТРОВ И ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ, ОПТИМАЛЬНЫХ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 17.1. 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 реше- нии 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 про- ектирования самолета и двигателя. Выбор двигателя. Современные воздушно-реактивные двига- тели отличаются друг от друга по ряду признаков, основными из которых при формировании облика самолета и его двигательной установки являются: тип и схема двигателя, параметры рабо- чего процесса, размер двигателя. Основными характеристиками двигателя, которые представ- ляют интерес при проектировании самолета, являются тяга, удельный расход топлива, массовые и геометрические характери- стики двигателя. Эти характеристики существенно зависят от типа двигателя, его параметров и размеров. Из этого многообра- зия двигателей конструктор самолета должен остановить свой вы- бор на одном двигателе, который способен обеспечить наилучшие данные проектируемому самолету. В силовых установках современных самолетов применяются следующие типы двигателей. Дозвуковые самолеты. Основными типами двигателей, приме- няющихся в настоящее время для дозвуковых самолетов, явля- ются двухконтурные турбореактивные и турбовинтовые двигатели. Оптимальные параметры двигателей в существенной мере за- висят от назначения самолета, протяженности маршрута, скорости и высоты полета. Так, для магистральных пассажирских самолетов большой дальности целесообразным является применение двух- контурных двигателей с большой степенью двухконтурности (т = 5 ... 8). Для самолетов воздушных линий и магистральных самолетов малой дальности, т. е. для самолетов, имеющих крей- серский участок полета небольшой протяженности и значительное число взлетов, оптимальными становятся двигатели умеренной степени двухконтурности (т = 2 ... 3). Сверхзвуковые самолеты. На сверхзвуковых самолетах с мак- симальной скоростью полета, соответствующей числам М = 2 ... 499
... 3, применяются одноконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой и без нее и двухконтурные двигатели с фор- сажной камерой. Выбор типа двигателя и.оптимальных значений параметров рабочего процесса двигателя в существенной мере за- висит от назначения самолета и соотношения протяженности участков полета с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью. Для многорежимного самолета, у которого значительная часть полета 1 происходит на дозвуковых скоростях, целесообразным является применение ТРДДФ со степенью двухконтурности т =2,0... ... 2,5. Уменьшение доли дозвуковых участков в типовых профи- лях полета самолета снижает оптимальное значение степени двух- контурности до т = 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 приме- нение ТРДДФ с весьма малыми значениями степени двухконтур- ности т = 0,2 ... 0,3 или даже переход к одноконтурному двига- телю с форсажной камерой. Впрочем, при высоких значениях па- раметров процесса Тг и целесообразным в этом случае может оказаться применение двигателей без форсажных камер. Задача выбора оптимальной степени двухконтурности, каза- лось 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 /Ивал или меньше взлетная масса самолета при заданной даль- ности полета. Однако увеличение степени двухконтурности двига- теля сопровождается уменьшением тяги Руд, т. е. тяги, приходя- щейся 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 по- требной в полете тяги с ростом степени двухконтурности необхо- димо увеличивать размер двигателя FB, что приводит к увеличению его массы Мдв и габаритных размеров, а также ухудшению аэро- динамических характеристик самолета (таких, как аэродинамиче- ское качество К самолета). Таким образом, задача выбора оптимальной степени двух- контурности, как и других параметров, а также размера двига- теля является компромиссной и не может быть решена путем ис- следования двигателя в отрыве от самолета (рис. 17.1). Эта задача является довольно сложной и требует от исследователя знания са- молета и двигателя, математики (в частности, математических ме- тодов оптимизации), умения владеть современными электронными вычислительными машинами, без применения которых невозмо- жно выполнение таких работ. Формирование оптимальных программ управления двигатель- ной установкой. Эффективность применения двигателя на само- лете в существенной мере зависит от эффективной работы других элементов двигательной установки (входного устройства, реактив- 500
IRopt М Рис. 17.1. Схема процедуры согласования двигателя с самолетом ного сопла), от степени согласования режимов их совместной ра- боты, от способности системы регулирования двигательной уста- новки оптимальным образом реагировать на изменяющиеся усло- вия полета (скорость полета, температуру наружного воздуха и,т. 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 двига- теля 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 пока- зателей самолета. Двигательная установка самолета, представляющая собой сложную систему, настроенную на определенный расчетный ре- жим полета, работает зачастую в условиях, далеких от расчет- ных. Правильно спроектированная двигательная установка, ха- рактеристики которой хорошо согласуются с характеристиками самолета, в расчетных условиях обеспечивает максимальную эф- фективность самолета. Изменение. условий работы двигательной установки, выз- ванное, например, отклонением атмосферных условий или скоро- сти полета от расчетных величин, приводит к ухудшению эффек- тивности самолета вследствие рассогласования, во-первых, ха- рактеристик самолета и двигательной установки и, во-вторых, характеристик элементов самой двигательной установки. Основ- 501
лая задача системы автоматического управления двигательной установкой заключается в том, чтобы в максимальной степени устранить это рассогласование. Для того чтобы самолет выполнил наилучшим образом по- ставленную задачу, необходимо в соответствии с фактическими условиями полета задавать определенные положения регулирую- щих органов двигательной установки. В качестве регулируемых параметров двигательной установки могут быть названы, напри- мер, 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 Тф (или другой параметр, характеризующий степень форсирования), площадь критического сечения внутренних створок реактивного сопла FKP, площадь выходного сечения реактивного сопла Fc. р и др. Оптимальная программа управления двигательной установ- кой самолета представляет собой программу изменения регули- руемых 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 дру- гих, позволяет повысить эффективность самолета. Особенно зна- чительный 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 реализа- ция этих программ возможна лишь при условии применения элек- тронных систем управления, включающих бортовые цифровые уп- равляющие машины. 17.2. КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ Источником энергии для установленных на самолете двигателей служит авиационное топливо. Поэтому одним из ос- новных 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 пред- ставления об эффективности двигателя как составной части са- молета. Для того чтобы более полно охарактеризовать эффектив- ность применения того или иного двигателя на самолете, необ- ходимо согласовать характеристики двигателя с характеристиками самолета, приняв во внимание величину потребной тяги, массо- 502
д _ ёсУД . ~ VnK вые, геометрические и аэродинамические данные двигательной установки. Мерой топливной экономичности самолета в целом может служить величина километрового расхода топлива (дк), представ- ляющая собой затраты топлива при перемещении самолета на один километр (кг/км) = (17.1) и п где Рсуд — часовой расход топлива (кг топл./ч); Vn — скорость полета (км/ч). На практике обычно используется относительная величина километрового расхода топлива, приходящаяся на один кило- грамм полетной массы самолета (1/км): Для установившегося крейсерского полета должно быть вы- полнено условие равенства тяги двигателей Р и лобового аэроди- намического сопротивления самолета X, с одной стороны, а также подъемной силы крыла Y и силы веса самолета G = Mcg, с дру- гой стороны, Р = Х\ Y = G. Используя аэродинамическое качество самолета X = Y/X, преобразуем уравнение (17.2) следующим образом: (17.3) Относительный километровый расход топлива имеет размер- ность 1/км. При анализе эффективности применения двигателей на самолете обычно используют величину, обратную относительному километровому расходу, называемую условной дальностью (км) <|7-4> Условная дальность, являющаяся функцией аэродинамическо- го качества самолета и удельного расхода топлива, может быть ис- пользована в качестве критерия при исследовании эффективности применения двигателей на самолете. Однако этот критерий не учитывает ряд весьма важных взаи- мосвязей, 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 мас- сы двигателя и его узлов. Поэтому при решении задач такого рода следует принять во внимание уравнение баланса масс само- лета . Мс — Мпл Ч- у Мпол, нагр •-]- Л1топл (17.5) 503
или после деления на массу самолета 1 — I” у —Н ^пол. нагр I” топл* (17-6) Тогда в качестве критерия оценки эффективности двигателя на начальном этапе проектирования можно использовать величину теоретической дальности, определяемую по известной формуле: £теор = -^ Ш - 1П . Scm 1 — МТопл ^суд Мцл Л4д. у + М по л. нагр (17.7) Необходимо отметить, что эта формула позволяет вычислить только дальность крейсерского полета самолета при использова- нии всего имеющегося на борту топлива. Поэтому для получения более точного результата при формировании облика двигателя в процессе его проектирования следует учесть аэронавигацион- ный 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 постоян- ной. Изменение массы двигательной установки Мд.у приводит в этом случае к изменению запаса топлива Л1ТОпл и, следова- тельно, к изменению дальности полета £Практ- Масса полезной нагрузки Мпол.нагр считается заданной. В тех случаях, когда дальность полета и масса полезной на- грузки заданы и превышение их нецелесообразно (например, уве- личение дальности полета самолета, предназначенного для эксп- луатации на линии определенной протяженности) или невозмо- жно (например, увеличение массы полезной нагрузки при недо- статочном объеме отсеков), критерием оптимальности может быть взлетная масса самолета AfB3n. Очевидно, что при прочих равных условиях производство самолета меньшей массы будет дешевле. Такой самолет будет расходовать меньше топлива и обладать ря- 'дом других преимуществ. Более совершенными критериями оценки эффективности при- менения двигателей на самолете являются функции, составленные из различных летно-технических данных самолета. Из критериев такого вида при проектировании транспортных самолетов при- меняется величина относительной часовой производительности: П ^практ^пол. нагр _ у М /17 «1 -----1——------------V рейсПЧпол. нагр- U 1 °) tpe0czwB3Ji 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- 504
технических данных самолета, является приведенный расход топлива, приходящийся на 1 тонно-километр перевозимой полез- ной нагрузки (г/т • км): Л _ <Этопл. расх , Чтопл. пр — 7 f Х11*'7/ 'Ппол. нагр^практ где <2топл. расх —количество топлива, расходуемого самолетом за один полет. Наиболее обоснованное суждение об эффективности приме- нения двигателей на самолете можно сделать с помощью крите- риев, основанных на экономических показателях. Эти критерии учитывают как эффект от использования данного самолета, так и сумму затрат на его проектирование, производство и эксплуата- цию. В качестве такого критерия для пассажирских самолетов мо- жет быть использована себестоимость перевозок, вычисляемая по следующей формуле (коп/т-км): ЛзагрМцол. нагр^рейс ’ где А — стоимость эксплуатации самолета в течение одного лет- ного часа, руб/самолето-ч; /Саагр — коэффициент загрузки са- молета, представляющий собой отношение фактической загрузки к полной. 17.3. ВЫБОР РАЗМЕРА И ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДВИГАТЕЛЯ Для пассажирских и транспортных самолетов основ- ными участками траектории полета, требования которых необ- ходимо учитывать в первую очередь при выборе двигателей, являются участки взлета и крейсерского полета. В качестве кри- териев оценки эффективности применения двигателей на этих са- молетах могут быть использованы экономические показатели самолета либо его летно-технические характеристики. Применение экономических показателей в качестве критериев оценки эффектив- ности существенно усложняет процедуру выбора двигателя, в связи с тем что требует учета таких факторов, как стоимость амор- тизации и текущего ремонта самолета и двигателей, заработная плата экипажа, аэропортовые расходы и т. д. Поэтому проиллю- стрируем ход решения задачи выбора двигателя с использованием простого критерия, а именно дальности полета самолета с провер- кой удовлетворения требованиям, предъявляемым к двигательной установке самолета на взлетном участке траектории полета. Для того чтобы только продемонстрировать основные прин- ципы выбора двигателей, остановимся на простейшей задаче оп- ределения оптимального размера двигателя из условия получения максимальной дальности крейсерского полета. 505
Определение оптимального размера двигателя. Получим ана- литические выражения для составляющих баланса масс самолета, входящих в уравнение дальности полета (17.7). Рассмотрим на- иболее 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 Мпл зависит от ряда факторов, таких как назначение самолета, геометрические размеры и кон- структивная схема частей планера, механические характеристики применяемых конструкционных материалов, расчетная перегру- зка и т. д. Поскольку в техническом задании на разработку пасса- жирского самолета среди других исходных данных обычно зада- ется число перевозимых самолетом пассажиров, примем форму и размер фюзеляжа, а следовательно, и массу его конструкции заданными. В этом случае масса конструкции планера Мпл бу- дет зависеть, в основном, от площади крыла S. Так как проекти- рование самолета и двигателя целесообразно осуществлять парал- лельно, оптимальное значение площади крыла самолета (или удель- ной нагрузки на крыло G/S) должно определяться одновременно с выбором оптимальной размерности двигателя. Расчеты показывают, что зависимость изменения массы кон- струкции 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 Мпл = а + -^. (17:12) Масса двигательной установки самолета Мд. у, состоящей из ‘двигателей, гондолы, агрегатов, систем и т. д., зависит от боль- шого 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 =/<д. уМдВ £ FB. (17.13) В формулу (17.13) входят величина лобовой массы двигателя МдВ, т. е. масса, приходящаяся на 1 м2 площади входа в двига- тель, и величина 2jFb = ^’дв, представляющая собой суммарную площадь входа (в данном случае, площадь вентилятора) всех дви- гателей самолета. Произведение МдВ JjFB— это суммарная масса 506
всех двигателей, установленных на самолете. Вопрос выбора ра- ционального числа двигателей на самолете здесь не рассматрива- ется. Количество двигателей iRB на самолете принимается задан- ным. Коэффициент массы двигательной установки Кд. у показывает, во сколько раз масса двигательной установки больше массы всех двигателей, установленных на самолете. Величина Кд. у явля- ется сложной функцией многих факторов. Здесь для упрощения принимаем ее заданной. Для дозвуковых самолетов величина ко- эффициента Кд у может быть принята равной 1,4 ... 1,6, для сверхзвуковых — 1,6 ... 2,0. После преобразования уравнения (17.13) получим ^*д. у— ^д. у qJs • 14) Величина полезной нагрузки самолета обычно задается техни- ческим заданием на самолет и принимается в процессе исследова- ний по выбору двигателя постоянной Л4ПОЛи.иагр = const. Уравнение дальности (17.7) с учетом выражений (17.12) и (17.14) получит следующий вид: L — KVn In Ьтеор- £Суд b I *Д. у Мд. в S Pb/S , G/S Н Mt + ™пол.нагр (17.15) G/S Удельная нагрузка на крыло G/S и относительный размер двигательной установки £FB/S, входящие в уравнение (17.15) и в другие уравнения, являются основными параметрами, исполь- зуемыми при согласовании размеров самолета и двигательной ус- тановки и называются параметрами согласования. Изменение параметров согласования G/S и £FB/S оказывает существенное влияние на характеристики самолета. Поэтому для получения наилучшегр результата при формировании облика са- молета необходимо определить оптимальные значения обоих пара- метров 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 £FB дальность полета увеличивается, стремясь к своему наибольшему значению при £FB = 0. Такой неверный вывод обусловлен тем, что изменение величины £FB под знаком логарифма сказывается лишь на балансе самолета. При этом уменьшение размера и, следовательно, массы двига- тельной установки при фиксированном значении взлетной массы приводит к увеличению относительного запаса топлива с соответ- ствующим ростом дальности полета. 507
Рис. 17.2. Характер зависимости полетного аэродинамического качества само- лета /С, удельного расхода топлива суд и условной дальности полета £уСЛ от суммарной тяги двигательной установки у пр = ^>пр2рв’ (2 ^в)1 < (2 Fв)2 < (S 77в)з Однако следует учесть, что изменение размера двигательной установки SFB, наряду с влиянием на баланс масс самолета приведет к изменению величины полетного аэродинамического качества самолета /С. Покажем, что аэродинамическое качество самолета при заданной удельной нагрузке на крыло G/S зависит от режима работы двигателя и величины 2 FB/S. Величина коэф- фициента лобового сопротивления сх обычно определяется из уравнения сх ~ сх0 -f- АСу (17.16) В крейсерском полете суммарная тяга двигательной установки Рл. у = PF равна лобовому сопротивлению самолета X = = cxqS = сх = 0,7M2pHS. Следовательно, величина коэффициента лобового сопротивления самолета может быть вычислена следу- ющим образом: __ рпР L ,|7 17) х~ 0.7М2 ’ где РпР = РР/рй — приведенная (отнесенная к атмосферному дав- лению) 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 — схо yz СУ У 'х сх0 “ Pnp, S Fb/S^ 0,7М2 v (17.18) Характер зависимости полетного аэродинамического каче- ства 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 иллюстрируется на рис. 17.2, а. 508
Рис. 17.3. Характер зависимости теоретической дальности и ее составляющих £усл max и In----от суммарного размера силовой установки У FB 1 — Мт При малом размере двигательной установки Zj^b = (S^b)i, полетное аэродинамическое качество самолета даже на максималь- ных режимах работы двигателя не достигает максимального зна- чения (см. рис. 17.2, а и 17.2, б). Это обусловлено тем, что вели- чина суммарной тяги двигательной установки Рл, у. Пр =Рпр Zj^b 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 £FB = (2^в)зТяга, соответствующая точке минимального удельного расхода топлива (так называемая «ложка» на дроссель- ной характеристике двигателя), существенно больше тяги, при которой достигается максимальное значение аэродинамического качества самолета. Установившийся полет самолета (т. е. по- лет cY = 6и X ~ Р) происходит при этом на большей высоте с углом атаки, превышающим угол атаки максимального аэроди- намического качества. Таким образом, переразмеривание двига- тельной установки приводит не только к ее утяжелению и ухуд- шению массовых характеристик самолета в целом, но и к умень- шению полетного аэродинамического качества. Наиболее высокая топливная экономичность самолета соот- ветствует максимуму условной дальности полета и достигается при использовании на самолете двигательной установки с сум- марной площадью входа '£1Рв = (£Рв)г (рис. 17.2, в и рис. 17.3, а). Принимая во внимание, что в соответствии с балансом масс самолета изменение размера SFB, а следовательно и массы двига- тельной установки /Ид. у, приводит и к изменению запаса топлива на самолете, перейдем от условной дальности к более полному критерию оценки эффективности двигателя на самолете, к теоре- тической 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 (SFB)Opt, при которой те- 509
Суд Рис. 17.4. Дроссельные характеристики двигателя на участке взлета и крейсерско- го полета: — — — — двигатель исходного размера; ------ двигатель увеличенного размера еретическая дальность по- лета достигает максималь- ного значения, меньше пло- щади (gFB)2, дающей мак- симум условной дальности (см. рис. 17.3, а и 17.3, в). Интересно отметить, что ве- личина полетного аэродина- мического качества самолета при оптимальном размере двигательной установки бу- дет меньше своего макси- мального значения. Однако некоторое ухудшение аэро- 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 согласо- вания самолета и двигателя. Необходимо учитывать, что в неко- торых случаях двигательная установка, размер которой выбран из соображений получения наибольшей дальности, не удовлетво- ряет 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 согласо- вания самолета £FB/S и G/S. Так, например, уменьшение длины разбега самолета €»«,» = --------Р---------------- (17.19) «^отр^н/ст F 2j Fb/S . * Gjs Op At p / 8 G/S для обеспечения взлета самолета с взлетно-посадочных полос заданной длины может быть достигнуто при фиксированной удель- ной нагрузке на крыло самолета путем увеличения относительного размера и, следовательно, массы двигательной установки с соот- ветствующим уменьшением дальности полета на величину Д£х (см. рис. 17.3, в) за счет уменьшения относительного запаса топ- лива на самолете и увеличения силы лобового сопротивления двигательной установки. Еще одним отрицательным фактором такого увеличения раз- мера двигательной установки может быть то, что двигатель на участке крейсерского полета окажется переразмеренным и поэтому будет работать на режимах, соответствующих левой ветви дрос- сельной характеристики, с худшей топливной экономичностью (рис. 17.4). 510
T.Ft/S (&/s)z ' (s/s), e/s Рис. 17.5. Линии постоянных значений дальности полета L на плоскости коорди- нат параметров согласования 2 FB/S и G/S (Lx < L2 < ... < Lly ^ll)* линия co штриховкой — ограничение на параметры согласования, накладываемое тре- бованиями взлета Однако потери дальности можно существенно сократить, если для удовлетворения требований взлета изменить одновременно оба параметра согласования — и относительный размер двига- тельной установки £FB/S, и удельную нагрузку на крыло G/S. Это иллюстрируется графиком на рис. 17.5. Самолет с параметрами согласования (2^в/5)1 и (G/S)x имеет максимальную возможную дальность полета на крейсерском участке, но не выполняет тре- бования, которые необходимо выполнять на участке взлета. Если удовлетворить эти требования только путем увеличения относи- тельного размера двигательной установки (вариант самолета с па- раметрами (2Ев/5)3и (G/SJi), то это приведет к уменьшению даль- ности полета на величину При одновременном изменении па- раметров согласования 2 EB/S и G/S (вариант самолета с (ZJEB/S2) и (G/S)2) потери дальности относительно максимально возможной величины составляют Д£2, при этом Д£2 < Д£Р Другой путь согласования характеристик двигателя на участ- ках взлета и крейсерского полета связан с выбором расчетного режима двигателя и применением комбинированных программ регулирования. Расчетным режимом двигателя принято назы- вать условия полета (высота, число Мп), для которых определя- ются площади поперечных сечений проточной части двигателя. Выбор расчетного режима двигателя зависит от ряда обсто- ятельств, таких, как условия взлета (длина взлетно-посадочной полосы, покрытие аэродрома и т. д.), скорость полета на крей- серском участке, протяженность маршрута и др. Рассмотрим сверхзвуковой самолет с одноконтурным турбо- реактивным двигателем без форсажной камеры, предназначен- ный для полета на большую дальность. Двигатели такого само- лета должны иметь высокую топливную экономичность в крей- 511
Рис. 17.6. Выбор расчетной точки и программы регулирования компрессора для удовлетворения требований, предъявляемых к двигательной установке участ- ками взлета и крейсерского полета серском полете. Следовательно, точка на характеристике комп- рессора, соответствующая условиям крейсерского полета (вы- сота и скорость полета, величина потребной тяги), должна рас- полагаться в области максимальных значений коэффициента полезного действия компрессора (точка 1 на рис. 17.6). Исходя именно из таких требований и целесообразно в этом случае вы- бирать размеры проточной части двигателя самолета. Однако, точка на характеристике компрессора, соответствую- щая 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 комп- рессора существенно зависит от принятой программы регулиро- вания двигателя. Так, при использовании программы регулиро- вания с постоянной частотой вращения двигателя п = const точки будут расположены на значительном удалении друг от друга (точки 1 и 2 на рис. 17.6). При применении программы регулирования двигателя с по- стоянной приведенной частотой вращения ппр = п у точки Г Тя на характеристике компрессора совпадают (точки 1 на рис. 17.6). Однако поддержание постоянного значения ппр = const приводит 512
к изменению частоты вращения ротора п и температуры газа перед турбиной Т* в широком диапазоне. Так, в частности, на участках взлета и разгона — набора высоты величины га и 77 будут су- щественно 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 ком- бинированной программы регулирования двигателя, включаю- щей в себя программу гапр = const на дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета (участки взлета и разгона — набора высоты) и программу га = 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 участ- ках полета. Если применение комбинированных программ регулирования не даст удовлетворительного результата, целесообразным может оказаться повторный выбор площадей проходных сечений двига- теля, Можно, например, несколько сместить расчетную точку на характеристике компрессора влево из области максимальных КПД (перенести точку 1 в положение 1' на рис. 17.6), ухудшив при этом экономичность двигателя на крейсерском участке полета. Однако рабочая точка на характеристике компрессора, соответствующая дозвуковым и трансзвуковым скоростям песета, 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 дви- гателя и оценки оптимальной величины перемещения рабочей то- чки на характеристике компрессора необходимо выполнить ана- лиз работы двигателя в системе самолета, согласовав оптималь- ным 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 дви- гателей пассажирского самолета выполняется обычно для условий крейсерского полета при заданных значениях параметров рабо- чего процесса Т*, Лк, гаг и выбранных схеме и размере дви- гателя. Исключение могут составлять самолеты, к которым предъ- являются жесткие требования по взлету (например, эксплуатация с грунтовых аэродромов, взлет при повышенных значениях тем- пературы наружного воздуха), или самолеты, эксплуатируемые на трассах небольшой протяженности. В этом случае при выборе иро- ходных сечений двигателя в качестве расчетного принимается ре- жим работы на участке взлета. Vi 17 В. М. Акимов 513
ний параметров рабочего процесса Рис. 17.7. Линии постоянных зна- чений взлетной массы самолета Мвзл на плоскости координат: степень двухконтурности т и степень повышения давления в компрессоре як (Мвзл1 > МВЗЛ2 > МВзлЗ>Мвзл4) Выбор оптимальных зна- чений параметров рабочего процесса ГТД. Одной из важ- нейших задач, решаемых при формировании облика двигателя является задача выбора оптимальных значе- двигателя, таких, как степень двухконтурности т, суммарная степень повышения давления температура газа перед турбиной Т*, степень повышения давления в вентиляторе лв. Это многопараметрическая задача определения экстремума функции нескольких переменных, в которой в каче- стве критериев оптимизации используются критерии оценки эффективности применения двигателей на самолете, указанные в разд. 17.2. Рассмотрим дозвуковой пассажирский самолет с двухкон- турными турбореактивными двигателями. Наряду с перечислен- ными выше параметрами рабочего процесса двигателя т, Лк2, Т’г, лв, а также размером двигателя, оптимизации подлежат и самолетные параметры, такие как удельная нагрузка на крыло G/S, удлинение X и сужение ц крыла и т. д. Дальность и скорость полета самолета, масса коммерческой нагрузки считаются заданны- ми в техническом задании на самолет. На рис. 17.7 показано сечение многомерного пространства оптимизируемых параметров плоско- стью координат т и Лк2 при фиксированных значениях других параметров самолета и двигателя. Оптимальными значениями сте- пени 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 ока- заться 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.
ГЛАВА 18. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБОКОМПРЕССОРОВ ГТД 18.1. ОСНОВНЫЕ ЦЕЛИ И ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ Формирование турбокомпрессорной части ГТД явля- ется центральной задачей начального проектирования двигателя, так как при этом создаются необходимые предпосылки для до- стижения главных целей проектирования: получение необходимых параметров, сокращение габаритных размеров и массы двига- теля, уменьшение числа ступеней лопаточных машин, т. е. сокра- щение трудоемкости их производства и т. д. Проектирование тур- бокомпрессорной 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. Рас- сматривается двухвальный турбокомпрессор двухконтурного дви- гателя, как наиболее типичный. Турбокомпрессорная часть ТРДД или ТРДДФ включает в себя турбовентиляторный ротор (турбовентилятор: вентиля- тор + турбина вентилятора) и газогенераторный ротор (газогенера- тор: 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 напряжен- ной частью двухконтурного двигателя, так как он включает эле- менты, работающие при наибольших температурах и давлении в проточной части двигателя. Наиболее сложные проблемы воз- никают при формировании проточной части газогенератора и со- гласовании его компрессора и турбины. Поэтому в дальнейшем примем такой порядок рассмотрения: турбокомпрессор газогене- ратора; 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 согла- сования компрессоров и турбин ТРДД и ТРДДФ будем принимать взлетный режим с максимальной тягой (Н =? О, М ~ 0, Ртах). У ТРДД дозвуковых самолетов на этом режиме частота враще- ния роторов и температура газов перед турбиной имеют максималь- ное значение и определяют ограничения по прочности турбины; У некоторых ТРДДФ сверхзвуковых самолетов максимальные значения частот вращения и температуры газов достигаются • У, 17 515
Рис. 18.1. Схемы турбокомпрессоров ТРДД: а — двухвальный ТРДД без подпорных ступеней на валу вентилятора; б — двух- вальный ТРДД с подпорными ступенями; в — трехвальный ТРДД; ] — газогене- ратор в сверхзвуковом полете (при так называемой «раскрутке»), В этом случае формирование проточной части производится на взлетном режиме, но должны в) 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 (Р, GB, m); параметры термодинамического цикла (Т*, Лк2, nJ); 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 опре- делением параметров потока во всех характерных сечениях про- точной части двигателя. 18.2. СВЯЗЬ КОНСТРУКТИВНО-ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ТРДДФ Конфигурация проточной части газогенератора в це- лом характеризуется основными конструктивно-геометрическими показателями: средними диаметрами компрессора DK. ср и тур- бины DTK. ср, числами ступеней компрессора и турбины — zK 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: Г) ^вх + Дшх Ь'ср------2 * Ввиду использования в тексте главы большого числа гео- метрических параметров, для их обозначения наряду с общепри- нятыми применяют дополнительные индексы, характеризующие основные элементы турбокомпрессоров ГТД — вентилятор, комп- рессор 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. 516
Рис. 18.2. Схемы турбовентилятора (а) и газогенератора (б) с принятыми обозна- чениями Соотношение конструктивно-геометрических показателей комп- рессора и турбины определяется следующими условиями: 1) равенством частот вращения пк = гатк; 2) соотношением средних окружных скоростей «тк. ср/^к. ср ~ ^тк. ср/^к. ср’ (18.1) 3) равенством работ компрессора и турбины: = (1 —|— <?т) (1 Сотб) Ля^Лткl-'Tк.s• (18-2) Выразим работу компрессора через средний коэффициент на- пора на среднем диаметре Яср1: Лк = Нср2кик Ср. (18.3) Аналогичная связь для турбины может быть записана через средний параметр нагруженности турбины у^к. ср = = Wtk. ср 'у/'2тк/ ^тк. s *2 2 г* стк. s итк.ср2 *тк /< о Ьтк s — —2 TV2 • С1®-4) Z^TKCp Подставив в (18.2) выражения (18.1), (18.3), (18.4) и обозна- чив (1 + ^т) (1 — ботб) ЦтЦтк = 1/я2, получим соотношение диа- метров и чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора: у = Ктк. (185) ^к. ср 1 ZK г В правой части этого выражения величины параметров у раз- ных двигателей с высокотемпературными охлаждаемыми турби- нами меняются относительно мало: t/£K. ср = 0,5 ... 0,6, Яср = = 0,3 ... 0,4, а = 1,06 ... 1,12, вследствие чего правая часть выражения (18.5), обозначенная Ктк, изменяется в относительно 1 В теории компрессоров коэффициент напора часто определяют по окруж- ной скорости на наружном диаметре (Нг). •17 в. м. Акимов 517
узком диапазоне: /(тк=0,4 ...0,5 (рассматриваются маршевые двигатели большого ресурса) х. Назовем безразмерный пока- затель Ктк параметром согла- сования компрессора и турбины газогенератора, позволяющим найти связь между средними диаметрами компрессора и тур- бины при различном числе их ступеней. Зависимость (18.5), основанная на относительно Р ис. 18.3. Связь чисел ступеней ком- прессора и его турбины с отношением их средних диаметров (Ктк = 0,45) мало меняющихся значениях коэффициента напора //ор, пара- метра нагруженности турбины г/?к. ср и других параметрах, является универсальной, но ее нужно применять с учетом ряда ограничений, рассматриваемых ниже. Приняв величину Ктк = 0,45, получим связь чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора с их средними диаме- трами (рис. 18.3). Как видно, при заданном числе ступеней тур- бины (в газогенераторах ТРДД zTK = 1 ... 2) число ступеней компрессора zK зависит от соотношения диаметров турбины и компрессора. Обычно Т>тк. 0р/-Ок. ср 5s 1, т. е. турбина имеет больший диаметр и определяет диаметральный габаритный раз- мер газогенератора. Для уменьшения общего числа ступеней (за счет zK) целесообразно при заданном диаметре турбины, опре- деляемом ее работой и прочностью лопаток, увеличивать средний диаметр ступеней компрессора, т. е. уменьшать отношение £>ТК. ср/^к. ср- 18.3. 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 удель- ной работы турбины и др. Облик турбины газогенератора ТРДД определяется следую- щими требованиями: обеспечение заданной работы для привода КВД; обеспечение прочности при заданной температуре газов; максимальное увеличение окружной скорости для сокраще- ния числа ступеней турбины; возможно большее увеличение частоты вращения для сокраще- ния числа ступеней компрессора. 1 * 1 Выражение (18.5) получено В. Д. Коровкиным. 518
Рис. 18.4. Связь средней удельной ра- боты ступени турбины газогенератора с окружной скоростью на среднем диа- метре и параметром нагруженностн турбины у*к. ср: 1 (А) — двухступенчатые турбины; 2 (О) — одноступенчатые турбины Эти требования могут быть противоречивыми и должны в детальном проектировании учи- тывать изменение массы тур- бокомпрессора и величины КПД турбины. Работа турбины. В ком- прессорах нефорсированных и форсированных двухконтурных двигателей четвертого поколения реализуются следующие зна- чения степени повышения давления и удельной работы сжатия в компрессорах газогенератора, определяющих потребную работу турбины: ТРДДФ (пг = 0,4 ... 2,0) л*.гг = 5 ... 11, £к = 350 ... 450 кДж/кг; ТРДД (пг = 4 ... 8) л^. гг = 10 ... 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 итк.Ср ~ 1/у4ZrK, а также от параметра у*к. ср» изменяющегося в узких пределах при некоторой тенденции к уменьшению (с величины 0,55 ... 0,6 до 0,5 ... 0,55). Как сле- дует из рис. 18.4, уровни работы ступеней турбины, необходимые для привода компрессоров газогенераторов ТРДД, обеспечива- ются в одноступенчатых турбинах при ытк. ср = 400 ... 550 м/с и выше, а в двухступенчатых — при мтк. ор = 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, воз- можному некоторому снижению КПД турбины и требует приня- тия специальных мер по профилированию проточной части. В перспективе будут увеличиваться величины л^. Гг (см. разд. 18.4), что вызовет рост потребной работы турбины. Эта тенденция сопровождается увеличением температуры газов перед турбиной Т*, 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 сохра- нении zTK = 1 ... 2 должно сопровождаться дальнейшим ростом окружных скоростей мтк. ор для сохранения оптимальных зна- чений параметра нагруженностн у$к. ‘ 17* 519
Г*'^л;лл*' Pref) (e^consl) -^Ogf (новые f —I материалы) * st ~~*~P / (новые материалы) '*'Kqit Рис. 18.5. Возможные пути увеличения частоты вращения ротора газогенератора Из сказанного выше сле- дует, что возможны варианты выбора числа ступеней тур- бины газогенератора (одна или две) в зависимости от потребной работы (лк.гг), уровня КПД и других фак- торов, рассматриваемых ни- же. Однако тенденция сокра- щения числа ступеней тур- бины до zTK = 1 явно про- и пятого поколений: в ТРДДФ является в двигателях четвертого с умеренными величинами nJ. гг, а также и в некоторых схемах ТРДД с «подпорными» ступенями на валу вентилятора (и сни- женными величинами л*. Гг). В результате для заданной работы турбины Ь?к. s 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 пред- варительных оценках обычно рассматривают напряжения растя- жения от центробежных сил, являющиеся главными составляю- щими в общем напряженном состоянии лопаток. Для оценки на- пряжения от растяжения вводят параметр напряжения (м2/с2) 8 = ор/(2рКф), (18.6) где Стр — напряжение растяжения от центробежных сил в корне- вом сечении лопаток; р — плотность материала лопаток (для обычных жаропрочных сплавов — 8 ... 8,5 г/см3); Кф—безраз- мерный коэффициент формы лопатки (обычно — 0,5 ... 0,7). Как показывается в теории лопаточных машин, параметр напряжения зависит от площади выхода из лопаточного венца турбины FTK. ВыХ и квадрата частоты вращения ее ротора птк: 8 “ nFтк.вых^тк* (18.7) Отсюда «тк = V8/(лГтв.выХ). (18.8) Частота вращения ротора газогенератора зависит от допу- стимого напряжения в рабочих лопатках и площади выхода нз лопаточного венца. Повышение частоты вращения ротора, целе- сообразное для уменьшения числа ступеней компрессора, воз- можно двумя путями: уменьшением площади лопаточного венца FTk. вых или увеличением напряжения в лопатках турбины 8 (рис. 18.5). Первый путь (при условии 8 = const) реализуется при уве- личении температуры газа Т' (в этом случае, например, при Лк. гг = const л’к уменьшается и ртк растет, а Кгк уменьшается). 520
Таким образом, основная тенденция развития ТРДД — рост температуры газа в двигателе — способствует при прочих рав- ных условиях относительному росту частот вращения роторов газогенератора. Разумеется, при повышении температуры газа Т' при в = const предполагается использование более совершенных систем охлаждения турбины с тем, чтобы температура материала лопаток и запасы прочности остались иа прежнем уровне. Второй путь — повышение параметра напряжения 8 — воз- можен при росте допустимых напряжений ор в случае применения новых материалов или существенно более совершенных систем охлаждения лопаток с увеличенным 0, при уменьшении плот- ности материала лопатки р и облегчения ее конструкции для снижения Кф. Этот путь также реализуется и имеет значительные перспективы. Из указанных соображений (п. 18.8 и 18.6) выбирается ча- стота вращения ротора птк. Выбор диаметра Турбины. При заданной работе турбины и выбранном числе ее ступеней согласно (18.4) известна ее средняя окружная скорость птк. ср- ОиаЦсвязана со средним диаметром турбины DTK. Ср зависимостью ^ТК. ср = ср^ТК' (18.9) Площадь лопаточного веица на выходе из турбины связаиа^с ее средним диаметром приближенной зависимостью (как правило, форма проточной части турбины близка к закону £>тк.Ср = = const): Ртк. вых Л.Отк. ср (Л/Дтк. ср), ((18.10) где h — высота лопатки турбины. Так как площадь ^тв.вых пРи заданных параметрах (двига- теля и газогенератора (njx, nJ. гг, TJ) величина неизменная, существует принципиальная возможность вариации диаметра турбины и высоты ее лопаток согласно (18.10), при определен- ных ограничениях по прочности лопаток. Из (18.8) с учетом (18.9), (18.10) получим связь отношения диаметра турбины к высоте лопатки DTK. ovlh с окружной ско- ростью и параметром напряжения в лопатках 2 Дтк. ср __ ^тк h 8~ (18.11) Так как при выбранных значениях nJ. гг и 77 частота враще- ния ротора или параметр напряжения 8 заданы, отношение DTK. ^p!h турбины выбирается по (18.11) для получения необхо- димой окружной скорости и работы турбины [(18.4) и рис. 18.4]. На рис. 18.6 показана зависимость (18.11) и точки, соответ- ствующие двигателям разных типов и поколений. Наибольшие напряжения в рабочих лопатках наблюдаются в одноступенчатых турбинах и вторых ступенях двухступенча- 521
примерно на одном уровне — е = Рис. 18.6. Зависимость окружной скорости турбины от ее относитель- ного диаметра при разных значе- ниях параметра напряжения: • — одноступенчатые турбины н вторые ступени турбины газогенерато- ра; О — первые ступени двухступен- чатых турбин; I — ТРДФ; 2 — ТРДДФ третьего поколения; 3 — ТРДДФ четвертого поколения тых турбин. Характерно, что в двигателях второго,треть- его и четвертого поколений эти напряжения сохранялись ,5 ... 2)-104м2/с2, что связано было с применением традиционных жаропрочных материалов на- ряду с интенсивным развитием систем охлаждения лопаток тур- бины. Однако все же наблюдалась некоторая тенденция уменьше- ния 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 окруж- ной скорости из-за роста и гг приводят к увеличению диаметра турбины газогенератора, особенно в ТРДДФ, где этот диаметр не определяет общий диаметральный габаритный размер двигателя: ТРДФ — Дтк.ev/h = 5 ... 8; ТРДДФ третьего поколения —D^^lh = 7 ... 10; ТРДДФ четвертого поколения —DTK. oplh = 10 ... 16 (боль- шие значения относятся к одноступенчатым турбинам, меньшие — ко вторым ступеням двухступенчатых турбин высокого давления). Лопатки первых ступеней двухступенчатых турбин вслед- ствие 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 Dw,^lh = 14 ... 18). Возможность увеличения диаметра турбины газогенератора в ТРДД третьего и четвертого поколения способствовало полу- чению необходимой работы турбины при росте и увеличению температуры Таза. Однако это привело к уменьшению высоты лопатки первой ступени турбины и возникновению трудностей получения высокого КПД. Сохранение параметра напряжения лопаток турбины s 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 ско- рости (т. е. работы) турбины уменьшить ее относительный диа- 522
метр и увеличить частоту вращения ротора. Высота лопаток турбины h при этом увеличится, что будет способствовать увели- чению КПД турбины. Как показывают исследования, при этом уменьшается также и масса турбины. 18.4. 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 njs = 50 ... 60 и степени повышения давления в газогенераторе до nJ. гг = 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. 1. Обеспечение требуемой степени повышения давления. 2. Максимальное сокращение числа ступеней (при этом дости- гается уменьшение длины компрессора, а также достигаются производственные преимущества — уменьшение числа деталей и их типоразмеров). 3. Согласование формы проточной части компрессора газо- генератора с выходной частью проточной части вентилятора ТРДД Ф, с целью избежать длинных изогнутых каналов между ними. 4. Обеспечение высокого КПД компрессора. 5. Уменьшение массы компрессора. В результате предварительного выбора параметров турбины для заданных значений параметров газогенератора nJ. гг, Т* определяется частота вращения ротора, число ступеней и диа- метр турбины. Соотношение среднего диаметра компрессора £>к. ср и числа его ступеней zK при этом согласно (18.5) ^определяется однозначно: причем, если принять Ктк = const, то ЕВ _ Л ?К (18.13) Для сокращения числа ступеней компрессора при опреде- ляемой турбиной частоте вращения ротора согласно этим зави- симостям нужно максимально увеличить диаметр проточной части компрессора. 523
Таблица 18.1 Тип двигателя Двигатели четвертого поколения ТРДДФ с малой степенью двух- контурности ТРДД с большой степенью двух- контурности л*. гг = 5 ... И (т= 0,4 ... 2,0) л-гг=Ю...18 (т = 4 ... 8) Условие Ктк = const, принимаемое нами для дальнейшего анализа и означающее примерное постоянство коэффициентов напора ступеней компрессора на среднем диаметре Нср при изме- нении расчетной окружной скорости ик.ор, подтверждается тен- денцией развития компрессоров газотурбинных двигателей (см. разд. 18.2). Анализ показывает, что сохранение /7ср « const при росте ик. ор достигается соответствующим профилированием лопаточных венцов и выбором их параметров (густоты, относи- тельного удлинения лопаток, величины осевых скоростей и др.). Выбор диаметра и формы проточной части компрессора. В ТРД (ТРДФ) диаметр входа и всей проточной части компрес- сора определяет в значительной степени диаметральный габарит- ный размер двигателя. Поэтому в двигателях второго и третьего поколений такого типа выбирали максимальную производитель- ность по входу, т. е. минимальный относительный диаметр втулки вх = 0,35 ... 0,45, максимальную осевую скорость воздуха сивх до 200 м/с (сверхзвуковые ступени), что определяло минимально возможный диаметр компрессора DK. вх. Для уве- личения при этом среднего диаметра компрессора часто выбира- лась форма проточной части DK = const. Умеренные степени повышения давления в компрессорах ТРД (nJ = 10 ... 15) при- водили к тому, что относительный диаметр втулки при выходе из компрессора возрастал до умеренных величин dK 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 менывей степени влияет на внешние габаритные размеры двигателя. По- этому задача выбора формы и размеров проточной части ком- прессора высокого давления в системе ТРДД допускает ряд ва- риантов. Рассмотрим некоторые из них. Вначале рассмотрим наиболее простую форму проточной ча- сти DK. ср = const. Поскольку, как мы увидим в дальнейшем, выходное сечение компрессора оказывается в значительной сте- пени определяющим, будем рассматривать геометрические пока- затели компрессора, начиная с этого сечения. Введем некоторые общие соотношения для этого сечения (справедливые, естественно, при любой форме проточной части компрессора): 524
площадь кольцевого венца при выходе из компрессора Вых = лАк. Вых^к. ср» (18.14} где /гк. вых — высота лопатки выходного венца; связь высоты лопатки с относительным диаметром втулки последней ступени dK. вых (DK. BT/DK)Bblx hK. вых = 117>в” Ои. Ср (18.15> 1 “г “к. вых ИЛИ __ 4~ <?к. вых Ьк. ВЫХ 1 &к. вых [(18.15а} (для сравнения с аналогичным параметром относительного диа- метра, используемым в теории газовых турбин, см. разд. 18.3); средний диаметр выходного сечения компрессора К18.16). Применяя эти соотношения к компрессору с постоянным средним диаметром, из (18.13) и (18.16) получим выражение для относительного числа ступеней заданного компрессора (FK. вых = = const) при изменении относительного диаметра втулки при выходе, характеризующего изменение среднего диаметра компрес- сора, а следовательно, и его среднюю окружную скорость при nTK = cons/ На рис. 18.7 показано относительное увеличение среднего диаметра компрессора Ьк. ор, средней работы ступени сг (пропорциональной квадрату средней окружной скорости йк. ср ~ ~ Ок. ср при Яёр = const) и относительное уменьшение числа, ступеней zK при увеличении диаметра втулки выходного сечения компрессора (nTK = const). В качестве базового значения при- нята величина dK. ВЫх = 0,85, характерная для компрессоров. ТРДФ, имеющих ограничения по габаритным размерам. Как видно, увеличение <?к.ВЫх до величины 0,92, характерной для ТРДДФ четвертого поколения, позволяет увеличить средний диаметр компрессора (£>к.ср = const) на 40 %, а работу ступени в среднем — в два раза и при заданном л£,гг сократить число- ступеней в два раза. Характерно, что отношение диаметра послед- ней ступени компрессора к высоте лопатки (DK. ф//г)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 и Рис. 18.7. Зависимость относительно- го диаметра выходной ступени, сред- ней работы ступеней, среднего диа- метра и окружной скорости, потребно- го числа ступеней (при ЯСр = const) от относительного диаметра втулки при выходе из компрессора Dv. Ср = const (лтк == const) Примем величину dK. Вых=0>92 как предельную для дальней- шего анализа и рассмотрим проточные части компрессора других форм. Сравнение про- изведем при условиях птк = - const, dK, ВЬ1Х = 0,92 по компрессора, потребному Лк. гг = idem) и величине относительного диаметра втулки на входе в компрессор. Представим некоторые геометрические соотношения: относительная площадь входа в компрессор F = = (ХК. вых)/д (XK. Вх)] = г к. вых 1/ т* V ‘к. гг п+1 = як?гг I? (^к. вых)/? (^к. вх)]> (18.18) где п — показатель политропы сжатия. Принимая характерные значения п & 1,5, q (1К. вых)/? (^к. вх) 0,6, полу- чим F « 0,6<5/®г; (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 Dk. ср — ~2~ l + -]/'l-F(l-4. вых) 1 + ^к. вых 4-1 (1&.19) для проточной части с постоянным внутренним диаметром DK, вт = const ок. ср 2” dK. вых + У ВЫХ + f 0 4. вых) I 8 —— 1-1 , (le.ZUJ 1 -Г ак, вых J относительный диаметр втулки при входе в компрес- сор ак. вх’ 526
для постоянного среднего диаметра £>к. Ср = const -1 2 “к. вх — 1 j 1 , Л. • j _|_1 Т “к. вых F 1 -- ^к. вых для постоянного наружного диаметра £>к = const йк. вх = ]/”1 — F (1 — вых) ! для постоянного внутреннего диаметра £>к> вт = const л d*. вых “к. вх — _ -г • ]Л1+(^-1)(1-^.вых) (18.21) (18.22) (18.23) На рис. 18.8 в соответствии с зависимостями (18.18а)—(18.23) показано изменение DK, dK, вх, F и относительного числа сту- пеней zK (18.13) в зависимости от степени повышения давления в компрессоре газогенератора nJ. гг. Как видно, формы проточ- ной части DK. ор — const и DK вг = const близки друг к другу, но в компрессоре с постоянным диаметром втулки может быть реализован несколько больший средний диаметр проточной ча- сти и меньшее число ступеней (например, при nJ. гг = 15 на +8 % и —15 %, соответственно). Относительные диаметры вту- лок на входе dK. вх оказываются приемлемыми по конструктив- ным соображениям до высоких значений nJ. Гг. Проточная часть DK = const может быть применена лишь до умеренных величин nJ. Гг («12), так как при этом уже дости- гается величина относительного диаметра втулки на входе dK. вх « « 0,5, которая ориентировочно может считаться минимальной по конструктивным соображениям (размещение валов, опор и т. п.). При этом (nJ. гг ~ 12) средний диаметр компрессора по сравнению с проточной частью Л)к. ор = 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 DK. ср = const, DK_ вт = const и £>к = const при nJ. гг = 15 и dK. Вых = 0,92. Частота вращения ротора и средний коэффициент напора в ступенях выбраны так, чтобы в компрессоре DK. ор = const такая степень повышения давления реализовалась в 12 ступенях. При форме проточной части £>к. вт = const компрессор может быть выполнен с 10 сту- пенями 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 конструк- тивным соображениям, так как относительный диаметр втулки на входе получается слишком малым («0,36). Однако выбор форм проточных частей с уменьшающимся наружным диаметром, несмотря на их преимущества, должен производиться с учетом ряда возможных ограничений. Одно из 527
н----1----1----1----1------1---I—< 2 3 4 5 6 7 6 F Рис. 18.8. Зависимость относи- тельных величин среднего диаметра проточной части компрессора, числа ступеней (Яср = const), диаметра втулки и площади на входе в ком- прессор в зависимости от степени повышения давления в нем. При- нято dK. ВЫх = 0,92, Q (^к. вых)/? (^к. вх) = 0>6 Рис. 18.9. Сравнение различных форм проточной части компрессора с лк. гг = 15 (F = 5,68), <fK. вык = = 0,92: 1 - Пк. ВТ = const- гк = 9: 2~ DK. ср = const- гк = 10: 3 “ DK “ = const, zK = 14 (dK BI = 0,357) них в компрессорах с высоким гг связано с высокой окружной скоростью первых ступеней. Так, по сравнению с компрессором £)к = const при Лк. 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. ор ~ const и Т)к. 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 наруж- ный корпус компрессора должен иметь переменный диаметр. Несмотря на эти ограничения формы проточной части с умень- шающимся наружным диаметром DK. ср = const, DK. вт = const, а также возможные промежуточные варианты или комбинации этих форм, такие, как (DK. op = const) + (DK = const), (Рк.вт = = const) + (DK. op = const) и другие с уменьшающимся в целом средним диаметром, являются перспективными и предпочтитель- ными для двухконтурных двигателей, так как в этом случае компрессоры получаются более компактными с меньшими числами ступеней и длиной. Следует отметить, что при низких степенях повышения давле- ния (л;.Гг < 5 ... 7, т. е. у ТРДДФ) различия между рассма- 528 Рис. 18.10. Зависимость относительной высоты ло- патки последней ступени компрессора йк. вых от относительного диаметра ее втулки <?к. вых ПРИ Оди- наковых значениях FK_ вых (за единицу принята величина вых при dK, вых = 0,85, характерном для ТРД) 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. Вы- сота лопаток последней ступени газогенераторов ТРДД (особенно у нефорсированных двигателей) уменьшается в связи со следу- ющими тенденциями: 1) увеличение степени двухконтурности ТРДД для дозвуко- вых самолетов и соответствующее уменьшение расхода воздуха через внутренний контур GB1; 2) увеличение температуры газа перед турбиной ТРДДФ и, как следствие, увеличение удельной тяги и снижение общего расхода воздуха через двигатель (при Рф = idem); 3) увеличение общей степени повышения давления в двигате- лях irjs, приводящее при том же массовом расходе воздуха через внутренний контур к уменьшению объемного расхода на выходе из компрессора; 4) увеличение относительного диаметра компрессора газо- генератора ТРДД за счет увеличения относительного диаметра втулки на выходе из него dK. вых. Высота лопатки последней ступени компрессора геометриче- ски связана с площадью выхода из компрессора и относительным диаметром втулки зависимостью, полученной из (18.14) и (18.16): 1/ Z7к- вых 1 —’ &к- вых Г Л 1 + <?к. вых (18.24) Сильное влияние на высоту лопатки йк. вых оказывает отно- сительный диаметр втулки, т. е. диаметр проточной части при FK. вых = const (рис. 18.10). При переходе от диаметра втулки dK. вых = 0,85, характерного для ТРДФ, к величине вых = = 0,92, типичной для компрессоров газогенераторов ТРДД, высота лопатки на выходе из компрессора уменьшается на 28 %. Площадь выхода из компрессора газогенератора связана с при- веденным расходом воздуха через внутренний контур ТРДД GBl уравнением расхода: F 1 к. вых 1 у тна V ТкД °ВГ Пр ткр. в Рца я*2 ? (А'и. вых) ’ (18.25) 529
или с общим расходом воздуха через степень двухконтурности ^В пр ~~ “Ь 1)Св1пр. ___ р _ 1 Т7 Тн, ____________________________ к. вых тКр в рн° (m + 1) q (Хк. вых) бв. пр (18.25а) Здесь Ткх = TJ/Tho — степень повышения температуры при сжатии во внутреннем контуре ТРДД, связанная с ной степенью повышения давления в нем через средний показа- n—1 тель политропы сжатия п зависимостью твЕ = Якбп . Подставляя значения 7н0, /тгкр. в (для k = 1,4) и принимая, как и ранее, пт 1,5, получим Вых воздуха суммар- ен. пр 0,00415---------=7=------- (т+1)< 2<?(ХК вых) Величина q (Л*. вЫХ) изменяется в узких пределах, так как у со- временных компрессоров вЫХ = 0,25 ... 0,35. Полученная зависимость позволяет проанализировать влия- ние степени двухконтурности и общей степени повышения давле- ния в двигателе на площадь сечения на выходе из компрессора высокого давления fK. вых и высоту лопатки последней ступени ^к. вых (18.24) при одинаковом общем расходе воздуха через двигатель (GB = idem) (рис. 18.11). Сравнение проводится с ТРД, имеющим Як = 10 и величину втулки на выходе из компрес- сора йк. вых = 0,85, т. е. с характерным двигателем второго поколения.В двухконтурных двигателях с параметрами, характерными для четвер- того поколения, т = 4 ... 6, Якб = 25 ... 30, £?к. вых=0,92, при GB = idem, площадь на выходе из КВД FK. вЫХ умень- шается по сравнению с ука- занным ТРД в И ... 17 раз, а высота лопатки последней ступени — в 4,5 ... 6 раз. Мы видим, что решающими фак- торами, приводящими к уменьшению FK. вых и hK. вЫх. оказываются увеличение сте- Рис. 18.11. Изменение относитель- ных величин выходной площади и высоты лопатки последней ступе- ни КВД ТРД и ТРДД в зависимости от суммарной степени повышения давления и степени двухкоитурно- сти (GB = idem}. ТРД — dK. вых =. = 0,85, ТРДД - dK. вых = 0,92 (18.26) 530
пени двухконтурности в ТРДД (т. е. уменьшение расхода воздуха через внутренний контур) и увеличение nJЕ (уменьшение объемного расхода воздуха через последнюю ступень), т. е. факторы, свя- занные с основной тенденцией развития турбореактивных дви- гателей. На абсолютную величину площади выхода из компрессора и высоту лопатки последней ступени помимо указанных факто- ров оказывает влияние величина тяги двигателя, его тип, опреде- ляющие удельную тягу и расход воздуха через двигатель. Площадь выхода из компрессора FK, вых пропорциональна при заданной приведенной осевой скорости воздуха вЫХ вели- чине приведенного расхода воздуха на выходе из компрессора (Овг)пр. вых = GBi— = 1,67" 10“4GBl , которая характеризует объемный расход воздуха в этом сече- нии. Величины FK. вых и (GBl)np. вых прямо связаны друг с другом уравнением расхода (числовой коэффициент соответствует k = 1,4): FK. вых = 0,00415-^52^. (18.27) ? (Лк. вых) При Хк. вЫХ = 0,27 получаем легко запоминающуюся зави- симость Fk. вых = 0,01 (Оы)пр.вых. [(18.27а) Здесь FK. вых выражено в м2, a (GBl)np. вых в кг/с. Сравнивая выражения (18.26) и (18.27), получим связь при- веденного (объемного) расхода на выходе из КВД с приведенным массовым расходом воздуха через внутренний контур ТРДД и общим расходом в стартовых условиях: (Gbi )прлвых> GBI пр/л:1/6 = м gB npt^ . *1 (18.28) ' (m+ 1) nKg- Назовем параметры FK. вых и (GBl)np. вых параметрами размер- ности газогенератора ТРДД (или турбокомпрессора ТРД), так как они определяют величину выходного сечения, средний диа- метр выходного лопаточного венца (по 18.16), минимальную высоту проточной части hK. вых на выходе из компрессора. Эти параметры удобны тем, что не зависят от того, в каком двигателе используется данный газогенератор, так как изменение пара- метров на входе в него не влияет на объемный расход воздуха на выходе (т. е. на (GBl)np. вых) при фиксированном значении ^к.вых- Действительно, если при неизменном газогенераторе увеличи- вать общую степень повышения давления в двигателе (на- пример, добавлением «подпорных» ступеней за вентилятором 531
375 кг/с, т = 6, Я *Е = 26); 6 — TF-34 (й Рис. 18.12. Тенденция изменения параметров размерности газогене- раторов (турбокомпрессоров), от- носительного диаметра втулки при выходе из компрессора и высоты лопатки последней его ступени (принято Хк. вых яа 0,3): Д — ТРД (ТРДФ) второго и третьего поколений; 1 — «Олимп 593» (<?в = = 197 кг/с, л* = 16); 2 — 7-79 (<7В = = 77 кг/с, Я* = 13,5); 3 — J-85 (бв = = 23,8 кг/с, л* = 8,1); О — ТРДД (ТРДДФ) третьего н четвертого поко- лений; 4 — RB.211-22 (GB = 580 кг/с, т = 5, Лих = 25); 5 — CFM.56-2 (бв = з = 153 кг/с, т = 6,2, = 21) ТРДД), то в соответствии с (18.26) увеличится расход воздуха через внутренний контур GBiПр (пропорционально n£s), а при- веденный расход на выходе (GBl)np. вых останется неизменным, так как газогенератор не изменил своих размеров. Полученные зависимости (18.25) ... (18.28) позволяют про- анализировать статистическую тенденцию изменения параме- тров размерности и других параметров турбокомпрессоров ТРДФ и газогенераторов ТРДДФ (рис. 18.12). При переходе от ТРДФ второго и третьего поколений к двух- контурным ТРДДФ третьего и четвертого поколений вслед- ствие роста степени двухконтурности и Дкх сильно уменьшилась размерность газогенераторов — от (GBi)np,вых = 4 ... 20 кг/с до 2... 12 кг/с (или в величинах FB.Bbu 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 dK. вых = 0,9 ... 0,92 в ТРДД. Эти тенденции привели к уменьшению высоты лопатки на вы- ходе 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 при- меняются консольные спрямляющие аппараты) и влияния умень- шающегося числа Рейнольдса на рост потерь при обтекании лопаток малого размера (этот фактор сказывается особенно в дви- гателях, предназначенных для высотных полетов). Влияние радиального зазора в двигателях современной кон- струкции парируется устройством жестких корпусов с разгру- женной оболочкой, образующей наружную поверхность воздуш- ного тракта, а также специальных систем регулирования ради- 532
Рис. 18.13. Газогенера- тор перспективного ТРДД с «замыкающей» центробежной ступенью компрессора ального зазора, учитывающих фактическую термическую и ме- ханическую деформацию деталей ротора и статора компрессора. Это позволяет устанавливать минимальные монтажные радиаль- ные 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 дозвуко- вых самолетов приведет к увеличению суммарной степени повы- шения давления и степени двухконтурности. В таких двигателях использование осевого компрессора газогенератора из-за слиш- ком малых размеров лопаток последних ступеней окажется не- возможным, и необходимо будет применение замыкающей цен- тробежной ступени вместо нескольких осевых. Пример газогене- ратора перспективного ТРДД для дозвуковых полетов с комби- нированным компрессором показан Hff рис. 18.13. Параметры такого гипотетического двигателя и его газогенератора выбраны следующими [10]: Лкх «60, « 1800 К, m « 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 само- летов) применение последней центробежной ступени может ока- заться и не обязательным в связи с большей общей размерностью газогенератора. Сокращение числа деталей ротора компрессора. Рассмотрим тенденцию отно- сительного 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 компрес- сора: число ступеней (дисков) zK, число лопаток гл, а также число типоразмеров этих элементов гт. р, которое в первом приближении пропорционально числу ступеней (гт. р да гк). При заданных работе, частоте вращения и диаметре турбины возможность сокращения числа ступеней компрессора, как это было показано выше, в соот- ветствии с зависимостью (18.13) связано с увеличением среднего диаметра про- точной части компрессора Ок. ср, т. е. с ростом окружных скоростей в ступенях (см. рис. 18.7—18.9). 933
Число лопаток рабочего колеса со средним диаметром Оср и шагом лопа- ток t равно гл = л£>ср/7. Введем сюда величины относительного шага лопаток tie (в — хорда лопаток) и относительного их удлинения h/e: (h/b) лОСр ZjI~ (t/b) h ’ Высота лопатки h связана с кольцевой площадью лопаточного венца зави- симостью F = n/i£>Cp, причем можно принять F « const при вариациях среднего „ _ , (h/e) (лрсп)2 диаметра ступени Dcp. Тогда число лопаток будет равно гл « ylfe) Г а относительное его изменение при изменении диаметра ступени Dcp выразится зависимостью ___ г"“Т5гг^р’ <18»> т. е. число лопаток на каждой ступени растет при увеличении Dcp пропорцио- нально 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 компрес- сора -хл2, рассмотрим на примере компрессора с DK ср = const. В этом случае из (18.13) и (18.29) получим для i ступеней компрессора: ^ле= (18.30) i Эта зависимость справедлива при заданной частоте вращения ротора лтк = const. Если относительные удлинения и шаги лопаток при увеличении Е>к. ср и средней окружной скорости ик. ср сохраняются, то общее число лопаток, не- смотря на уменьшение числа ступеней, останется прежним (вследствие их абсо- лютного измельчения). Однако зависимости (18.13), (18.29), (18.30) получены при постоянных средних коэффициентах напора Яср в ступенях. В этих усло- виях рост ик, Ср позволяет увеличить относительный шаг лопаток t/e. Кроме того, в практике наблюдается тенденция снижения удлинения лопаток, в част- ности, в целях увеличения КПД. Все это приводит к снижению общего числа лопаток по выражению (18.30) при росте DK. ср и уменьшении числа ступеней i. В перспективе применение в турбине новых материалов или более эффек- тивных систем охлаждения позволит увеличить параметр напряженности лопаток турбины е и, согласно (18.8) и (18.11), увеличить частоту ее вращения и умень- шить диаметр; соответственно (18.12) уменьшится диаметр компрессора и пропор- ционально квадрату диаметра — общее число лопаток Даже при гк = const. Может быть, согласно (18.12) и (18.13), еще более уменьшено число ступеней гк, но при некотором увеличении диаметра DK_ ср и примерном сокращении общего (умень- шенного) числа лопаток г '2 (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: 1) При заданной прочностью турбины частоте вращения ротора газогенера- тора 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. 2) При увеличении в перспективе частот вращения роторов (новые мате- риалы и более эффективные системы охлаждения в турбине) возможны следующие варианты использования этого преимущества: 534
а) уменьшение среднего диаметра простойной части компрессора до полу- чения 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); б) сохранение среднего диаметра проточной части компрессора (в соответ- ствии с п. 1); при этом: дополнительно снижается число его ступеней и типоразмеров дисков и ло- паток; сокращается общее число лопаток; в) 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 по- зволяют выбрать и согласовать конструктивно-геометрические параметры компрессора и турбины газогенератора ТРДД, т. е. сформировать его проточную часть с учетом главных ограниче- ний. По-прежнему, рассматриваем наиболее простой случай — одновальный газогенератор двухвального ТРДДФ. Все при- веденные в этом разделе и ранее соотношения и порядок их при- менения справедливы также и для одновальных ТРДФ с уче- том 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 1. Основные данные и параметры термодинамического цикла на расчетном по прочности режиме работы (например, взлетном): GB, т, лк2, Тг, лё, лё. гг. Вопрос о рациональном выборе л* гг при заданном njs требует анализа многих факторов, в том числе чисто конструктивных, габаритных и компоно- вочных. Величина nJ гг связана в значительной степени с выбором односту- пенчатой или Двухступенчатой турбины газогенератора. В простейшем случае, когда ротор вентилятора не имеет подпорных ступеней во внутреннем контуре як. гг = якх/яв’ ПРИ наличин подпорных ступеней с nJ : nJ гг = njs/njnj. При высоких значениях njs :> 25 ... 30 в двухвальных ТРДД с большой степенью двухконтурности (т 5 ... 6) из-за низких значений nJ = 1,6 ... 1,8 обойтись без подпорных ступеней в роторе вентилятора не удается. Могут быть рассмотрены гезогенераторы с несколькими вариантами зада- ния nJ гг. 2. КПД, коэффициенты потерь в элементах проточной части, относительные величины отборов воздуха. 535
3. Результаты термогазодинамического расчета двигателя (да- вления и температуры воздуха во всех характерных сечениях газогенераторов). Последовательность формирования проточной части 1. Определяем размерность газогенератора (площадь выхода из компрессора Fк. ВЫх) (по (18.25а) или приближенно по (18.26). Турбина газогенератора 2. Определяем отношение площадей на выходе из турбины и нз компрес- сора, полагая, что направление потока за турбиной близко к осевому: ТВ, вых Рк вых ^-5- (1 + <?т) (1 - Сохл, тв) "*Кр. г °к. с ? (^к. вых) У (^тк. вых) (18.31) Здесь величины приведенных скоростей находятся обычно в узких пределах: ^к. вых == 9,25 ... 0,35, ^тк. вых = 0,4... 0,5, (?охл. тв — относительный расход воздуха, отбираемый на охлаждение турбины вентилятора. .3. В целях упрощения принимаем проточную часть турбины с DTK. ср = = const, что мало влияет на конечный результат по сравнению с другими ва- риантами. 4. Определяем из (18.4) окружную скорость турбины на среднем диаметре И = и I / 1П а ТК. Ср УТК. Ср I/ - ’ г гтк где L*KS определяется из (18.2), у*к ср а: 0,55 (см. рис. 18.4 и разд. 18.3). Число ступеней турбины с целью сокращения деталей конструкции жела- тельно иметь минимальным (zTK = 1), однако это может привести при высоких значениях л* гг и умеренных Т* к слишком большим отношениям DTK ср/й (см. п. 5) и перепадам л*к, что приведет к снижению КПД и трудностям конструк- тивного характера (см. разд. 18.3). В этом случае необходимо применить двух- ступенчатую турбину. 5. Определяем отношение £>тк. ср/й в турбине [(18.11) и рис. 18.6]. Для реализации параметра напряжения е = (1,5 ... 2)-104 м3/с3, связанного с напряжением растяжения лопаток ор по (18.6), необходимо осуществить эффек- тивное охлаждение лопаток, чтобы получить нужные уровни температуры ме- талла 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 ЖС-6. В перспективе возможно появление более жаропрочных материалов, которые позволят увели- чить параметр напряжения е. Величина DTK. ср/й одноступенчатой турбины не должна быть выше 14 ... 16 (см. разд. 18.3 и рис. 18.6). В противном случае следует перейти к двухступенча- той турбине (п. 4). 6. Определяем частоту вращения ротора газогенератора из (18.8) лтк = = У^8/(лКтк вых), гДе Fтк. вых находим по п. 2. 7. Определяем средний диаметр турбины (18.10) и высоту лопатки на выходе: 1 / Fтк. вых / Птк. ср \ Отк. ср = |/ „ д } . h ~П //D™. ср\ «Т. ВЫХ — ^тк. ср / I д I > где (Ртк. находим по п. ^*тк. вых но н»
Компрессор газогенератора 8. Задаемся относительной величиной втулки на выходе zZK. вых 0,92 (см. разд. 18.4). 9. Определяем высоту лопатки последней ступени /iK. вых по (18-24), где ^к. вых по п- 1- ^к. вых—по п- 8. В случае, если йк. вых 15 20 мм (см. разд. 18.4), следует уменьшить величину <7К. вых (п. 8). 10. Определяем площадь входа в компрессор FK. вх = Р Рк. вых> где Р — по (18.18) или приближенно—по (18.18а), Ек. вых—по п- !• 11. Выбираем форму тракта компрессора DK. ср = const, DK.BT= const, DK = const (или промежуточную, или комбинированную из этих форм в соот- ветствии с рекомендациями разд. 18.4). 12. Определяем относительный диаметр втулки на входе <7К. вх по (18-21)— (18.23), где <7К. вых — по п. 8. Если получилась слишком малая величина dv. вх (<0,5), то выбираем более «высокую» проточную часть. В частности, можно за- дать величину dK, вх из конструктивных соображений и выбрать соответствую- щую проточную часть при заданном <7К. вых. 13. Определяем наружный диаметр компрессора на входе DK. вх 4____Рк. вх я 0-4.вх)' 14. Определяем периферийную окружную скорость на входе в компрессор ик. вх “ итк. ср (Ок. вх^Отк. ср)> где итк. ср ' по п. 4, DTk. ср по п. 7. Может быть получена слишком большая окружная скорость, которая потребует при- менения специальных сверхзвуковых ступеней (см. разд. 18.4). Возможна кор- рекция ик. вх с уменьшением dK вх в п. 11 ... 14. 15. Определяем средний диаметр выходной ступени (Ок. ср)вых по (18.16). 16. Определяем средний диаметр компрессора DK. Ср- При формах проточной части Пк. ср = const, DK. ср = (^к. ср)вых по п. 15; DK = const и_Ок. вт = = const — DK. ср определяется по (18.19) и (18.20) с использованием F по п. 10. 17. Определяем число ступеней компрессора (см. разд. 18.2 и рис. 18.3) (Птк. ср ~п----’ г7 к. срЛтк / где параметр согласования Ктк = 0,4 ... 0,5 (18.5), DTK, ср по п. 7, Ср — по п. 16. Построение меридионального сечения проточной части газогенератора Полученные выше данные касались выбора диаметраль- ных размеров, формы проточной части и чисел ступеней компрес- сора и турбины. Для получения геометрического облика проточ- ной части компрессора и турбины необходимы данные об относи- тельных 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 лопа- точных машин. Размеры и форма камеры сгорания газогенератора могут быть определены с использованием данных гл. 5 по известным пара- метрам и диаметральным размерам в выходном сечении компрес- сора и на входе в турбину. 18 В. М. Акимов 537
Рассмотренная методика формирования проточной части мо- жет быть использована для вариантных расчетов облика газо- генератора (nJ. гг = var, zTK = var, е = var, dK. вых = var, раз- личная 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 растя- жения 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 х. Газогенератор № 1 (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 при- нят на характерном современном уровне е = 1,75-104 м2/с2 (п. 10). Указанные особенности определили умеренные окружные ско- рости в компрессоре (п. 18) и турбине (п. 9) и достаточно большое число ступеней компрессора (zK = 15, п. 22). Общее число сту- пеней 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 че- твертого поколения (например, ТРДД типа CF-6 фирмы Дже- нерал Электрик). Газогенератор № 2 (гг-2) отличается высокой максимальной температурой газа Т*Г = 1800 К. Параметр напряжения в лопат- ках турбины е такой же, как у гг-1 (п. 10). Необходимый запас прочности турбинных лопаток обеспечивается применением соот- ветствующих систем охлаждения и материалами. Высокая тем- пература 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 увеличи- вается, а площадь выхода из турбины уменьшается на 7 % (п. 7). Это, согласно (18.8), позволяет при том же уровне напря- жений в лопатках 8 увеличить частоту вращения ротора на 3,5 % 1 Далее в тексте в скобках даются ссылки на позиции этой таблицы (напри- мер, п. 1, п. Юн т. п.). 538
Таблица 18.2 № по пор. Номер газогенератора 1 2 3 1 т;, к 1600 1800 2 30 35 СХ 3 л* 15 15 «3 К. гг сх 4 0г = Гг*/Гвх 4,44 4,72 X ф 5 Ттк, кДж/кг 523,4 553,9 о со «О 6 пт*к 4,713 4,22 7 ^ТК. вых^к. вых 3,6 3,36 8 Z>p 2 2(1) 1 9 UTK. ср’ М/С 424 436 (617) 617 сз 10 е-104, м2/с3 1,75 1,75 2,625 X X \© 11 7\к- ср//1 10,27 10,88 (21,75) 14,5 сх Ь 12 ^тк- ср 1 0,995 (1,41) 1,15 13 /2Тк 1 1,035 1,267 14 ^(К. ВЫХ) 0,92 0,92 0,91 15 Проточная часть (DK ср= const) + Dr. вт = const Dr. ср = +(£>к = const) = const 16 ^к. ВХ 0,5 0,7 0,61 сх 17 Dr. вх 1 1,212 1,093 © о <£) 18 WK ВХ’ м^с 384 481 536 X £ 19 Dr. ср 1 1,17 1,08 © 20 ^тк. ср/^к. ср 1,35 1,145 (1,62) 1,44 21 Ктк 0,49 0,49 0,49 22 гк 15 11 8 23 Z2rr 154-2=17 114-2=13 84-1=9 24 Lrr (длина) 1 «0,8 «0,65 И 539
Рис. 18.14. Схемы проточных частей газогене- раторов ТРДД (размерность FK. вых = idem): гг-1 — гг = 15, Тг = 1600 К, г2гг = 17, еисх = = 1,75-ю4 м2/с2; гг-2 — п* гг = 15, Тг = 1800 К, Z£rr = 13, е = .еЙСХ (пунктир — одноступенчатая турбина); гг-3 — гг = 15, Г* = 1800 К» — 9, е = 1»б8нсх (другие параметры см. в табл. 18.2). Треугольниками (► <) обозначены величины наружных диаметров на входе в компрессор и на выходе из турбины у первого газогенератора (п. 13). Кроме того, в компрессоре применена проточная часть DK. вт = const (п. 15) с падающим средним диаметром, что по- зволило заметно увеличить <7К. вх, входной наружный диаметр (п. 16, 17) и на 17 % — средний диаметр компрессора (п. 19). В результате увеличения частоты вращения и среднего диаметра DK. ср сильно возрос уровень окружных скоростей в компрес- соре (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 Lrr 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, £>тк. Ср/Л = 21,75 (п. 11). Газогенератор № 3 (гг-3) имеет такую же температуру газа, как и гг-2 (1800 К), но отличается на 50 % большим уровнем напряжения в лопатках турбины е = 1,5 еисх = 2,625-104 м2/с2 (п. 10), что должно быть обеспечено применением более совер- шенных материалов рабочих лопаток с повышенной удельной жаропрочностью, улучшенных систем их охлаждения, облегчен- ных конструкций охлаждаемых лопаток и т. п. Повышение уров- ней 77 и е позволяет увеличить частоту вращения ротора п™ на 27 % по сравнению с гг-1 (п. 13). Это делает возможным при- менить одноступенчатую турбину с высокой окружной скоростью «тк. ср — 617 м/с (п. 9) при допустимой величине отношения £>тк. cp/h = 14,5 (п. 11). Создаются предпосылки также для существенного уменьшения числа ступеней компрессора. Напри- мер, при сохранении проточной его части с £>к-вг = const (как в гг-2) число ступеней компрессора уменьшается до zK = 7, но окруж- 540
ная скорость на выходе в него возрастает до чрезмерно большой величины ик. вХ « 600 м/с. Поэтому целесообразно несколько «понизить» проточную часть компрессора. Выбираем dK. вых = = 0,91 и проточную часть DK. Ср = const, при этом несколько возрастает высота лопаток последних ступеней и снижается окружная скорость на входе до величины мк. вх = 536 м/с (п. 18), что облегчает задачу получения высоких КПД компрессора. В компрессоре добавляется одна ступень (zK = 8). Общее число ступеней в гг-3 z2rr = 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 боль- ших диаметральных габаритных размерах. При этом может быть получена конструкция короткого жесткого двухопорного ротора газогенератора. Приведенные примеры и материалы разд. 18.2 ... 18.4 позво- ляют выделить следующие основные факторы, определяющие тенденцию развития облика газогенераторов ТРДД в направле- нии сокращения числа ступеней, типоразмеров элементов турбо- компрессора и числа деталей, а также уменьшения продольных габаритных размеров газогенератора: 1) Повышение температуры газа Тг, способствующее увели- чению частоты вращения ротора. 2) Применение новых турбинных материалов с высокой удель- ной жаропрочностью, высокоэффективных систем охлаждения и облегченных конструкций охлаждаемых лопаток, позволяющих повысить уровень параметра напряжения в рабочих лопатках турбин. 3) Применение при Пк.гг>7...8 форм проточной части компрессора с понижающимся или постоянным средним диаме- тром (Dv. вт = const, £>к. ср = const и др.). 4) Увеличение диаметра компрессора вплоть до dK. вых = 0,92 (с ограничением по /гк. выхтш)- При возможности значительного сокращения числа ступеней за счет других факторов [например, за счет увеличения частоты вращения (см. гг-3)1 или при очень малых Ак. вых целесообразно наоборот уменьшить средний диа- метр проточной части компрессора и перейти к меньшим значе- ниям dv. вых для получения более высоких КПД ценой некото- рого увеличения числа ступеней. 5) Применение в перспективе при высоких значениях Лк. гг и малых размерах газогенератора осевых компрессоров с «замы- кающей» центробежной ступенью. 18.6. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРА ТРДДФ Общие принципы выбора конструктивно-геометриче- ских параметров турбовентилятора и газогенератора близки, однако должны быть учтены специфические особенности работы вентилятора и его турбины и соответствующие ограничения. 541
Определения (средних диаметров, коэффициентов напора 7/ср, параметров нагруженностн z/c*P 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 подпор- ными ступенями во внутреннем контуре, в которых реализуется степень повышения давления а во всем компрессоре низкого давления (вентилятор + подпорные ступени) — Лкнд = ЛвЛп- Так же, как и в газогенераторе, согласование компрессоров и турбин турбовентилятора определяется тремя условиями: 1) равенством частот вращения пв = птв; 2) соотношением средних окружных скоростей «тв. ср/«в. ср Т)тв< ср/^в. ср» «ТВ. ср/«п. ср = ^ТВ. Ср/Т^п. ср> (18.32) где £>тв. ср, £>в. ср, £>п.ср— средние диаметры турбины венти- лятора, вентилятора и подпорных ступеней по определению, данному в разд. 18.2; 3) равенством работ компрессоров и турбины («I “Ь 1) ^-В И- Ln ~ (1 ~| Qt) (1 Сохл, тв) Г]тТ]твТтв S (18.33) или (т + 1) LB + Lu = L™s/a\ где 1/a2 = (1 + <ут) (1 — — Сохл, тв) ЛтЛтв; Сохл, тв— расход воздуха на охлаждение турбины вентилятора. Выражая по аналогии с (18.3) и (18.4) работы через окруж- ные скорости: = Н-в. ср^В«В. ср, Ln. — Нп. ср^п«п. ср, u2 Z j * ТВ. ср^тв ТК S~2« ср)2 и полагая приближенно Нъ.ср Нп ср = Нср, получим урав- нение согласования компрессоров и турбины турбовентилятора с подпорными ступенями: дтв. ср / гтв _ • К DB. ср ? *в (т + 1) + zn (£>п. Cp/Da. ср)а " йу™ ср V ~ Лтв (18.34) и без подпорных ступеней: V —Cm + l) = ау'^ ср (18‘34а) иВ. ср ’ ZB \т TU г г (сравните с выражением 18.5). 542
Показатель дтв, как и ра- нее, назовем параметром со- гласования1. Поскольку входя- щие в этот показатель величи- ны изменяются в относительно узких пределах: а = 1,03 ... 1,06 (для неохлаждаемых или слабо охлаждаемых турбин вентиляторов), у*в. ср = 0,55 .. • 0,6, НСр = 0,35 ... 0,55, пара- метр согласования имеет ста- бильные значения в пределах /Ств = 0,48 ... 0,58, что под- KTl Ofi О? Рис. 18.15. Параметр согласования турбовентнляторов зарубежных ТРДД н ТРДДФ: О — турбовентнляторы без подпорных ступеней; □ — турбовентнляторы с под- порными ступенями тверждается статистическими данными турбовентиляторов дви- гателей 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 турбовен- тилятора определяющим узлом оказывается не турбина, а вен- тилятор, поскольку он при заданном общем расходе воздуха определяет лобовой габаритный размер двигателя. Выбранные размеры и параметры вентилятора в дальнейшем могут коррек- тироваться, если не обеспечивается прочность турбины. Наружный диаметр вентилятора определяется из уравнения расхода воздуха через ометаемую лопатками первой ступени кольцевую площадь FB. вХ: п _ о , Г Fb. вх _ 2 1 /_________________°В- пр УТН0_______ ввх V Ч^<в.Г У ™Kp.BPUi-4BXh(4.BX)’ (18.35) Желательно, в целях сокращения габаритного размера иметь наи- меньший диаметр втулки dB. вХ и наибольшую осевую скорость на входе Хв. вх, однако эти параметры ограничиваются по кон- структивным и газодинамическим соображениям и изменяются в относительно узких пределах. Обычно dB.вХ = 0,3 ... 0,4, а ^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 пре- делах нв. вх = 400 ... 500 м/с и имеет тенденцию к возрастанию. У ТРДД с большой степенью двухконтурности (т 5s 4 ... 5) для дозвуковых самолетов, имеющих одноступенчатые венти- ляторы, м8. вх по условию минимального шума, очевидно, не будет 1 Выражение (18.34) получено В. Д. Коровкиным. 543
возрастать сверх указанных пределов. Такие значения ив. вх предполагают использование транс- и сверхзвуковых ступеней вентилятора. Обычно вентиляторы ТРДДФ имеют форму проточной части, близкую к DB. ср = const, проточные части с £>в = const встре- чаются реже, а с £)в. вт = const практически не используются. Возможны комбинации форм проточной части, например, (£>в = = const) + (£>в. ср = const). Следует иметь в виду, что из-за относительно низких значений лв (по сравнению с л£ газогене- раторов) форма проточной части практически не влияет на вели- чину среднего диаметра и число ступеней вентилятора. Поэтому в дальнейшем будем рассматривать проточную часть с £>в. ср = = const. Приведем некоторые геометрические соотношения для про- точной части такой формы, имея в виду, что для входного сече- ния определены и выбраны величины dB. BI, FB. вх, £)в. вх (18.35): 1) Средний диаметр вентилятора Дв.ср-Дв.вх . (18.36) 2) Отношение площадей входа и выхода вентилятора F — = -^в. вх/^в.вых определяется по выражениям (18.18) или (18.18а), в которых вместо лв. гг используется лв вентилятора. 3) Относительный диаметр втулки на выходе <?в. вых = (лДв. ср ' FB. вых)/(лРв. ср ^*в. вых), (18.37) где FB. вых = FB. BtJF. Окружная скорость на среднем диаметре вентилятора опре- деляется выражением «в.Ор = «в.вх^^=ив,вхШ^. (18.38) Теперь по известным значениям лв и LB вентилятора, выбирая средний коэффициент напора Яср в указанных выше пределах («0,35 ... 0,55), мы можем оценить потребное число ступеней вентилятора: zB = £в/(ЯСрыв. с₽)- (18.39) Определение числа ступеней вентилятора по приведенным зависимостям производится для ТРДДФ с пониженными сте- пенями двухконтурности т < 2 ... 3, имеющих двух- и много- ступенчатые вентиляторы. ТРДД с большой степенью двухкон- турности (т 4 ... 5), предназначенные для дозвуковых самоле- тов с Мп « 0,8, имеют примерно одинаковые значения лв = =* 1,6 ... 1,75 и на них установлены одноступенчатые вентиля- торы, т. е. zB = 1 в зависимости (18.39). Для ориентировки при выборе числа ступеней вентилятора на рис. 18.16 показаны дан- ные ТРДДФ четвертого поколения. При т = 0,15 ... 1 исполь- 544
Рис. 18.16. Число ступеней вентиля- тора и подпорных ступеней у ТРДД Ф четвертого поколения: • — число ступеней вентиляторов без подпорных ступеней zfi; Д — общее число ступеней вентиляторов с подпорными сту- пенями (zfi + zn); X —X — перспектив- ные разработки по программе EFA (XG-40); 1 — одноступенчатые вентиляторы ТРДД —4^—* It! ilt i 4 - 7 ______l....... J. 0 12 1' I IKI iiti_____ 4 5 6 7 m зуются трехступенчатые вентиляторы, при т « 2 — двухступен- чатые. Одноступенчатые вентиляторы ТРДД с большой степенью двухконтурности (т > 4) часто имеют подпорные ступени в тракте внутреннего контура (zn = 1 ... 4). Отмеченная выше тенденция роста окружной скорости ив у двигателей с небольшой степенью двухконтурности должна приводить к сокращению числа ступеней вентилятора, в частно- сти, к применению двухступенчатых вентиляторов при т < 1, о чем свидетельствуют разработки некоторых европейских и аме- риканских фирм (см. рис. 18.16). Турбина вентилятора. Частота вращения ротора турбовентилятора итв в отличие от газогенератора определяется не турбиной, а вентилятором, диаметр которого определяется зависимостью (18.35), а окружная скорость выбирается в ука- занных выше пределах. Тогда Итв = UBi вх/^^в. 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 по- следней ступени. Для оценки уровня напряжений в рабочих лопатках последней ступени согласно (18.7) необходимо знать площадь выхода из турбины FTB. вых. Из урав- нений имеем расхода на входе в вентилятор и на выходе из турбины _________ ткр в (1 + <7т) ят । / гт д (Хв, вх) /18 41\ fB. ВХ ткр. rtn +1 CTK.cn*sF ГН1) g(X ТВ. вых) FB. вх по (18.35); nJ — общая степень понижения в тур- ТРДД; 7; — температура за ними — параметры, опре- ^тв. вых Здесь бинах деляемые термогазодинамическим расчетом двигателя; ХгВ. ВЬ1Х — выбирается в пределах ~0,35 ... 0,5. По выражению, аналогичному (18.7), найдем параметр напряжения: 8 — вых^тв* (18.42) 545
Рис. 18.17. Отношение средних диа- метров турбины вентилятора и венти- лятора в зависимости от степени двух- контурности: 1 — ТРДДФ; 2 — ТРДФ (одиоваль- ные двигатели или каскады низкого дав- ления с одноступенчатыми турбинами) Рис, 18.18. Отношение чисел ступеней турбины вентилятора н вентилятора в зависимости от степени двухконтур- ности у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения без подпорных ступеней: X — X перспективные разработки по про- грамме EFA (XG-40) Параметр напряжения е в рабочих лопатках последней сту- пени турбины вентилятора уменьшается по мере роста степени двухконтурности, что в основном связано с уменьшением частоты вращения (18.42). Систематические расчетные оценки рацио- нальных компоновок турбо вентиляторов и статистические дан- ные дают некоторые характерные уровни параметра напряже- ния е для ТРДД (Ф) четвертого поколения с различной степенью двухконтурности: т = 1 ... 2 (двухступенчатая турбина вентилятора с неохла- ждаемой второй ступенью) — е а; (2 ... 1,5)-104 м2/с2; т = 0,25 ... 0,5 (одноступенчатые охлаждаемые турбины) — е на 30 ... 20 % выше; т = 5 ... 8 (многоступенчатые турбины с неохлаждаемой по- следней ступенью) — е в ~2 раза ниже, чем при т = 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 необ- ходимости произвести корректировку проточной части. Уточ- ненная оценка теплового состояния и прочности лопаток произ- водится 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; О — турбовентиляторы с под- порными ступенями растанию zTB по мере роста степени двухконтурности. По- этому для сокращения числа ступеней турбины целесооб- разно максимально увеличить ее диаметр. Увеличение диа- метра турбины вентилятора ограничивается габаритными размерами обводов внутреннего контура, расположенных в канале наружного контура и влияющих тем самым на диаметральные габаритные раз- меры двигателя в целом. У ТРДД с малой степенью двухконтур- ности при относительно небольшом диаметре вентилятора эти ограничения особенно жестки, и здесь средний диаметр турбины вентилятора, как правило, не превышает среднего диаметра тур- бины газогенератора (£>тв ср «£>тк. ср)- В ТРДД с большой степенью двухконтурности канал наружного контура существенно выше, и диаметр турбины вентилятора может быть увеличен, что, однако, требует конкретной компоновочной проработки. При начальном проектировании можно воспользоваться ста- тистической зависимостью отношения средних диаметров турбины вентилятора и вентилятора в зависимости от степени двухкон- турности (рис. 18.17). Отношение £>тв. ср/^в. ср уменьшается при увеличении т вследствие сильного увеличения диаметра вентилятора, несмотря на некоторое увеличение диаметра тур- бины. В области больших т. это отношение изменяется слабо. Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентиля- тора z^/Zb при известном отношении D,1В. Cp/Dв. ср определяется из (18.34). При отсутствии подпорных ступеней эта зависимость приобретает вид ZIB __ (от + Ч #тв 2в (^тв. ср/^в. ср)3 ’ (18.43) причем отношение чисел ступеней zTI1/zB оказывается практически однозначной функцией степени двухконтурности (рис. 18.18). Числа ступеней турбин вентилятора, ис- пользуемых в двигателях с различной степенью двухконтурности, показаны на рис. 18.19. Турбины вентиляторов двигателей че- твертого поколения без подпорных ступеней выполняются со следующими числами ступеней: т 0,15 ... 0,5 0,7 ... 2 4 ... 5 5,5 ... 6 zTB 1 2 3 4 547
Рис. 18.20. Проточные части турбин некоторых зарубежных двухвальных ТРДДФ четвертого поколения с различной степенью двухконтурности (размеры приведены к одинаковому среднему диаметру вентилятора, DB. ср = idem): а - ТРДДФ F 404, т = 0,34, 2]J = 3, 2тк = 1, 2тв = 1, 7>тв. /7>в = 1,07; б - ТРДДФ F 100, т = 0,7, 2]J = 3, гтк = 2, 2тв = 2, Dтв с /О = 0.95; в - ТРДДФ F 10!. т = 2, гв = 2, 2тк = 1, 2тв = 2, 7>тв /D* = 0,8 ТРДД большой степени двухконтурности с подпорными ступе* ними имеют обычно на одну ступень турбины вентилятора больше (zTB = 4 ... 5). Форма проточной части турбины вентилятора у двигателей с низкой степенью двухконтурности (пг < 2), как правило, выбирается из условия £>тв ср = const, причем средние диаметры турбин компрессора и турбины практически равны, £>тв. ср ~ Вт. ср (рис. 18.20). Эти условия существенно облег- чают формирование проточной части турбин. У двигателей с большой степенью двухконтурности 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 £)тввт <; различные комбинации этих форм (в том числе с криво- линейным каналом). Проточная часть £>тв = const имеет уменьшающийся по ходу проточной части средний диаметр. Большой входной диаметр требует изогнутого переходника от турбины компрессора к тур- бине вентилятора значительной длины (см. рис. 18.21, а). В ре- зультате 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 тур- бин 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). 548
Рис. 18.21. Формы проточных частей турбин некоторых зарубежных двух- вальных ТРДД с большой степенью двухконтурности (размеры приведены к одинаковому диаметру турбины ком- прессора, гтк = 2): а — 7?тв = const ]ТРДД CF 6-50, т ~ 4,4, 2тв = 4’ (Отв. ср/й)вых ~ 4,2®]: 6 ~ Dtb. ср “ const 1трДД JT 10 D — 2, т = = 5,65, zTB — 4, (°тв Ср/'')вых — 3’6]; в “ °тв ВТ ~ const [трДД CF 6'80’ т = = 4,66, \в = 4. (DTB Ср/Ь)вых= 3,7]; *-(°тв. вт <)+ (°тв. вт = const) 1ТРДД GE Е\ т = 7,5, гтв=5, (7>тв ср//?)вых = = 5] Большинство турбин вентиляторов ТРДД имеют проточную часть £>тв. вт = const или близкую к £)тв. ср = const'. В кон- струкциях некоторых новых двигателей с повышенной степенью двухконтурности или с большим числом подпорных ступеней используются проточная часть турбины вентилятора с повыша- ющимся 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 благо- приятно 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 относитель- ной высоты лопатки последней ступени. В качестве минимально допустимой величины следует считать (£>тв. Ср/Л)Вых = 3,5 ... 4, что соответствует относительному диаметру втулки ,. (Отв. Ср/Л)вых 1 лег л Л ЛЛ (^?тв. вых)т1п — 77j 775 i 1 — 0,55 . . . 0,6. (18.44) (^тв. ср/я7вых т 1 Оценка прочности рабочих лопаток После выбора диаметра турбины £)тв- 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 £>тв. ср = = const). Находят: 1) напряжения растяжения из (18.6) ар = 2рХфе, (18.45) где е из (18.42), Кф = 0,5 ... 0,6; 2) окружную скорость на среднем диаметре мтв. ср — ^^тв. ср“тв! (18.46) 3) температуру торможения в относительном движении на выходе из тур- бины (в предположении осевого выхода потока) TW — Ti + “тв. ср j (2 _ J *г) ’ (18.47) где Тт — температура в сечении за турбиной, известная из термогазодинами- ческого расчета двигателя; 549
4) температуру тела лопатки, задаваясь безразмерной глубиной охлажде- ния 0 (у двигателей с малыми гл): Тл = Т^-в(Т^-То11л), ' (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 = 5) величину разрушающего напряжения ав (для выбранного материала ло- патки, найденной величины Тл и необходимой длительности работы на режимах, эквивалентных максимальному) и запас прочности по растягивающим напря- жениям Ка = Ств/ffp, (18.49) который не должен быть ниже нормируемого запаса прочности. В первом прибли- жении можно принять Линорм~2. Если напряжение в лопатках превышает допустимый уровень, т. е. Ка < < ^анорм, то необходимое увеличение К,, может быть достигнуто двумя пу- тями (18.49): а) уменьшением температуры лопатки Тл, т. е. повышением величины раз- рушающего напряжения ов (в охлаждаемой турбине); б) уменьшением действующего напряжения растяжения сгр. Снижение Тл, согласно (18.48), может быть достигнуто применением кон- струкции рабочей лопатки с большей глубиной охлаждения 0 или снижением температуры охлаждающего воздуха Тохл. Уменьшение напряжения растяжения сгр, согласно (18.45) и (18.42), может быть достигнуто уменьшением выходной площади турбины Е,гв вых или сниже- нием частоты вращения ротора пТв. Площадь выхода из турбины Етв. вых (18.41) можно несколько уменьшить, увеличивая скорость выхода газа из нее. Однако выходить за указанный в за- висимости (18.41) предел (Хтв вь1Х)тах ~ 0,5 не рекомендуется, так как при этом увеличиваются потери в затурбинной части и суживается диапазон характерис- тик турбины. Уменьшение частоты вращения ротора турбовентилятора птв при выбран- ных диаметрах вентилятора и его турбины связано с уменьшением окружных скоростей вентилятора и турбины пв. Ср и птв. ср и может быть реализовано, если имеются запасы по нагруженностн ступеней вентилятора и турбины, т. е. возможность увеличения 7/ср и уменьшения у*ъ ср при Ктв « const в выраже- нии (18.34 и 18.34а). Если имеются возможности увеличения только ЯСр> то согласно (18.34) при = const потребуется увеличение диаметра турбины Отв ср. Если величины 7/ср и у*ъ ср (т. е. Ктв) изменить нельзя, то для умень- шения птв необходимо увеличить диаметры и вентилятора, и турбины, что неже- лательно, так как при этом возрастут диаметральные габаритные размеры дви- гателя в целом. Приведенный метод приближенной оценки теплового состояния и прочности по растягивающим напряжениям 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 продоль- ные 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 компрес- сора. Они коротко сводятся к следующим положениям. У дви- гателей с небольшой степенью двухконтурности (т < 2) средние диаметры обеих турбин примерно равны (£>тк. ср -Отв. ср), а форма их проточных частей близка kDt.cp= const. У двига- телей с большой степенью двухконтурности (т > 4) средний диа- метр турбины вентилятора выбирается по компоновочным (габа- ритным) соображениям и может быть приближенно оценен по статистической зависимости (см. рис. 18.17). Форма проточной части турбины вентилятора должна соответствовать условию Z)TB. ср const или, что лучше, обеспечивать увеличение сред- него диаметра по потоку (£)тв. вТ = const, £)<в 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 тур- бины газогенератора с увеличенным относительным диаметром DTK, 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 вен- тилятора и компрессора ТРДДФ с низкой степенью двухконтур- ности (m = 1). В первом варианте и вентилятор, и компрессор имеют проточную часть с постоянным наружным диаметром. Увеличенная втулка на выходе из вентилятора (dB. вых = 0,75) и уменьшенная втулка на входе в компрессор (<7К. вх = 0,65 при <7К. вых = 0,9) приводят в этом случае к необходимости уст- ройства длинного переходного канала и заметным потерям пол- ного давления в нем. Во втором случае вентилятор и компрессор имеют проточные части с 7)Ср = = const. Это уменьшает втулку Рис. 18.22. Варианты проточных частей вентиляторов и компрессоров ТРДДФ (т = 1, Т* = 1800 К, лк2 = = 25); а — вентилятор = const, компрессор D — const; б вентилятор ZX = к в. ор — const, компрессор £>к Ср const
Рис. 18.23. Варианты проточных частей вентиляторов и компрессоров ТРДД с большой степенью двухконтурности (т = 6, Т*тах = 1600 К, = 26, пк.гг = 15): a — вентилятор £>в = const, компрессор с предельно низкой втулкой на входе (dK вх = = 0,5, <?к вых = 0,92); б — вентилятор £>в ср = const, компрессор с DR ср =' const (dK. вх ~ °-615. <?к. ВЬ1х = 0'92); в — вентилятор £>в с = const, компрессор Г>к вт = = const (d = 0,7, d =0.92) вентилятора (dB. ВЫх = 0,64) и увеличивает втулку на входе в компрессор (<?к. 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 компрес- сора 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 DB, ср — const и проточной части компрессора с £>к. ср = const (или DK. вт = = const) оказывается наиболее благоприятным для их взаимного согласования. Как указывалось в разд. 18.4, при выборе проточ- ных частей компрессора с DK, ор = const и £>к. вт = const воз- можно сокращение числа его ступеней по сравнению с проточной частью DK = const, что дает дополнительные преимущества. Вариации формы проточной части вентилятора, как указыва- лось, вследствие относительно низких значений лв 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 преимуще- ственное применение. Отмеченные тенденции особенно ярко проявляются в двигате- лях с большой степенью двухконтурности без подпорных ступе- ней (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 в (DB, ср = const, DK, вт = const) по сравнению с вариантом a 552
число ступеней окружная скорость диаметр (pTf<cp/n) прочность диаметр /Ре) окружная скорость форма проточной части число ступеней Ограничения Ограничения Построение проточной части I Облик турбокомпрессорной группы ГРДД Рис. 18.24. Схема формирования облика турбокомпрессорной группы ТРДД (ТРДДФ) 553
(D^ = const, d,. BX mln = 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 рас- пространение. 18.7. ОБЩАЯ СХЕМА ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА g 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 началь- ного 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 сту- пеней г турбины и компрессора газогенератора; вентилятора и его турбины; блоки построения проточной части газогенератора и турбо- вентилятора (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 (т = 6, Т* = 1520 К, = 26) 554
Следует обратить внимание на то, что формирование облика газогенератора начинается с турбины и заканчивается компрес- сором, а облик турбовентилятора 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 рассмо- трение большого числа вариантов облика турбокомпрессорной части ТРДД (газогенераторов и турбовентиляторов), что осо- бенно 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 Графики для определения pr(S.B) и gr^(.5.7) , Приложение 1 556
557
Приложение 3 558
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. 4-е изд. М.: Наука’ 1976. 888 с. 2. Авиационная акустика/Под ред. А. Г. Мунииа и В. Е. Квитки. М.: Машиностроение, 1973. 448 с. 3. Акимов В. М. Основы надежности газотурбинных двигателей. М.: Ма- шиностроение, 1981. 207 с. 4. 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. 5. Бакулев В. И., Худенко Б. Г. Расчет высотно-скоростных характеристик ТРДФ на ЭВМ. М.: МАИ, 1979. 64 с. 6. Бакулев В. И., Ковнер Д. С., Козленко Б. А. Расчет характеристик ТВД на ЭВМ. М.: МАИ, 1984. 41 с. 7. Бассард Р. В., Де-Лауэр Р. Д. Ядерные двигатели для самолетов и ра- кет. Пер. с англ. М.: Воениздат, 1967. 399 с. 8. Голубев В. А. Теории и расчет двухконтурных ТРД. М.: МАИ, 1983. 83 с. 9. Ильичев Я. Т. Термодинамический расчет воздушно-реактивных дви- гателей. Труды ЦИАМ № 677, 1975. 126 с. 10. Курзинер Р. И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых ско- ростей полета. М.: Машиностроение, 1977. 212 с. 11. Масленников М. М., Шальман Ю. Н. Авиационные газотурбинные дви- гатели М.: Машиностроение, 1975. 576 с. 12. Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газотурбинных дви- гателей. Часть I. М.: Машиностроение, 1977. 312 с. 13. Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газотурбинных дви- гателей. Часть II. М.: Машиностроение, 1978. 336 с. 14. Онищик И. И., Христофоров И. Л. Организация рабочего процесса и выбор параметров камер сгорания турбореактивных двигателей. М.: МАИ, 1982. 81 с. 15. Павленко В. Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикаль- ного взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1972. 284 с. 16. Расчет характеристик ТРДД и ТРДДФ на ЭВМ/В. И. Бакулев, В. А. Го- лубев, Д. С. Ковнер, Б. А. Козленко. М.: МАИ, 1981. 83 с. 17. Сосунов В. А., Литвинов Ю. А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1975. 216 с. 18. Талантов А. В. Горение в потоках. М.: Машиностроение, 1978. 160 с. 19. Теория двухкоитурных турбореактивных двигателей/В. П. Деменченок, Л. Н. Дружинин, А. Л. Пархомов и др. Под ред. С. М. Шляхтеико н В. А. Сосу- нова. М.: Машиностроение, 1979 . 432 с. 20. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД/А. М. Ахмедзянов, В. П. Алаторцев, С. Е. Аксельрод н др. Уфа: УАИ, 1982. 256 с. 21. Товарные нефтепродукты, свойства и применение/Под ред. В. М. Школь- никова. М.: Химия, 1978. 472 с. 22. Флоров И. Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации. Труды ЦИАМ № 1099, 1985. 260 с. 23. Черкасов Б. А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных дви- гателей. М.: Машиностроение, 1974 . 376 с. 24. Черкез А. Я. Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом малых отклонений. М.: Машиностроение, 1975. 380 с. 25. Югов О. К-, Селиванов О. Д. Согласование характеристик самолета н двигателя. М.: Машиностроение, 1975. 204 с. 26. Янкин В. И. Система программ для расчета характеристик ВРД на ЭВЦМ. М.: Машиностроение, 1976, 168 с. 27. Muehlbauer J. С., Thompson R. Е. Nuclear aircraft innovation and appli- cations. Jn AJAA very large vehicle conference proc. Arlington, Virginia, April 26—27, 1979, p. 30 ... 44. 28. Fuel Research Spurred by Cruise Missile. Aviation Week and Space Techno- logy, Jan. 26, 1976, Vol. 104, p. Ill ... 113. 559
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ А Авиационная ядерная силовая уста- новка 77 Авиационный ядерный реактор 75 Автономная пусковая система 415 Антивибрационный экран 125, 149 Авторотация 417 Акустическая мощность 420 Б Бороводородное топливо 61 В Вентилятор 17, 112, 291, 541 Вибрационное горение 152 Виит 351, 366 Винтовентиляторный двигатель (ТВВД) 351 Внешнее сопротивление входного уст- ройства 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 157 560 Г Газовая постоянная 29 Газогенератор 9, 186, 201, 516, 535 Газотурбинный двигатель (ГТД) 9, 354, 357 Гиперзвуковое входное устройство (воздухозаборник) 472 Гиперзвуковой прямоточный воздуш- но-реактивный двигатель (ГПВРД) 19, 436, 464 Граница газодинамической устойчи- вости 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 Двухкаскадный компрессор 116 Двухконтурный турбореактивный дви- гатель (ТРДД) 17, 291 — с форсажной камерой (ТРДДФ) 18, 330 Действительный цикл 27 Дозвуковое входное устройство (воз- духозаборник) 82 Дозвуковое (сужающееся) выходное устройство 164 Дониое сопротивление кормовой ча- сти 164 Дополнительное сопротивление вход- ного устройства 47, 81, 95 Допустимый уровень шума 420 Дросселирование двигателя 270 Дроссельная характеристика входного устройства 103 Дроссельные характеристики — ГПВРД 480
— ПВРД 463 — 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 К Камера сгорания — основная 123, 137 — форсажная 124, 148 Качество (аэродинамическое) 53, 500, 508 Классификация двигателей 9 Комбинированный реактивный двига- тель 14, 481 Компрессор ПО, 116, 119 — высокого давления 243 — низкого давления 246 Коэффициент аэродинамического (внеш- него) сопротивления 47, 81, 161 Коэффициент восстановления полного давления — в камере сгорания 140 — во входном устройстве 81 — в форсажной камере 150 Коэффициент устойчивости компрес- сора 113 Коэффициент избытка воздуха 125 Коэффициент интенсивности охлажде- ния 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 — 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 уст- ройства 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 при- менения двигателя на самолете 502 Критическое отношение (перепад) дав- лений 157 Критическое сечение рактивного сопла 219, 222 Крутящий момент 395 Л Линия рабочих режимов на характе- ристике компрессора (вентилятора) 113, 225, 244, 248, 271, 275, 280, 317, 338, 364 Лобовая тяга 20 М Максимальный продолжительный ре- жим 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 устрой- ства 101 Низшая удельная теплота сгорания топлива 29, 58 561
Номенклатура режимов работы двига- теля 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 вен- тилятора 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 охлаждаю- щего 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 сго- рания 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, 435 562 Р Работа — входного устройства иа углах ата- ки 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 устрой- ство) 157, 477 Реактивный двигатель 7 Реверс тяги 181 Реверсивное устройство 182, 183 Редуктор 353 , 482 Режим малого газа (земной и полет- ный) 270 Регенерация тепла 360 Регулируемое — входное устройство 96, 97 — выходное устройство 172, 179 Регулируемый сопловой аппарат тур- бины 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 по- садкой (СВВП) 376 Сброс газа 396 Сверхзвуковое входное устройство (воз- духозаборник) 87 Сверхзвуковое выходное устройство (реактивное сопло) 173 Сверхзвуковой пассажирский самолет (СПС) 203 Свободная энергия 38, 292 Силовая установка 44 Система автоматизированного проек- тирования двигателей (САПРД) 332, 498
Система автоматического регулирова- ния (САР) 219 Система «летательный аппарат — дви- гатель» 498 Скольжение роторов 251, 285, 325, 329 Скоростной напор набегающего пото- ка 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 соп- ла 193, 197, 201 Смесительное устройство 309 Совместная работа компрессора, ка- меры 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 сго- рания 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 (об- щая степень повышения давления) 24 — повышения температуры (подогрева) 24 — понижения давления в турбине 108 — форсирования двигателя 213 Стехиометрический 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 тур- биной 352 — 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 — 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 5?з
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 — винта 366 — входного устройства 103 — выходного устройства 170, 175 — камеры сгорания 142 — компрессора ПО, 117, 119 — турбины 120 Ц Цикл двигателя (см. термодинамиче- ский 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 — 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, теплоза- щитный) 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 I. Термогазодинамнческне н энергетические основы ВРД. ... 15 Глава 1. Общие вопросы теории ВРД .................................. 15 1.1. Основные типы н принцип действия ВРД............... 15 1.2. Удельные параметры ВРД............................. 19 1.3. ВРД как тепловая машина............................. 22 1.4. Работа воздушно-реактивного двигателя как движителя 43 1.5. Взаимосвязь коэффициентов полезного действия воз- душно-реактивных двигателей............................. 51 Глава 2. Источники энергии ВРД...................................... 54 2.1. Основные функции топлив и возможные источники энер- гии ВРД ................................................. 54 2.2. Химические топлива и их энергетические характерис- тики .................................................... 57 2.3. Углеводородные реактивные топлива ................. 62 2.4. Водород как авиационное топливо ................... 70 2.5. Особенности использования ядерной энергии в ВРД 74 Часть И* Характеристики основных узлов ВРД.......................... 79 Глава 3. Входные устройства ВРД.................................... 79 3.1. Требования, предъявляемые к входным устройствам 79 3.2. Входные устройства для дозвуиовых и небольших сверх- звуковых скоростей полета............................... 82 3.3. Входные устройства для сверхзвуковых скоростей по- лета (Мп >1,5).......................................... 87 Глава 4. Характеристики компрессоров и турбин...................... 107 4.1. Основные уравнения................................ 107 4.2. Характеристики и регулирование компрессоров ... 110 4.3. Характеристики и регулирование турбин........... 120 Глава 5. Камеры сгорания воздушно-реактивных двигателей.... 123 5.1. Общие сведения о камерах сгорания................ 123 5.2. Характеристика процессов горения.................. 125 5.3. Основные камеры сгорания ТРД...................... 137 5.4. Форсажные камеры сгорания......................... 148 5.5. Вредные выделения камер сгорания и пути их снижения 153 565
Глава 6. Выходные устройства ВРД................................. 157 6.1. Общие вопросы ...................................... 157 6.2. Выходные устройства для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета ..................... 164 6.3. Выходные устройства для сверхзвуковых скоростей полета................................................... 173 6.4. Использование реактивной струи для создания отри- цательной тяги .................................... 181 Часть Ш. Удельные параметры и характеристики ГТД............... 184 Глава 7. Термогазодинамический расчет и зависимость удельных па- раметров ТРД, ТРДФ и газогенераторов ТРДД от пара- метров рабочего процесса............................................ 184 7.1. Термогазодииамический расчет ТРД, ТРДФ н газо- генераторов ТРДД иа расчетном режиме..................... 186 7.2. Зависимости удельной тяги и удельного расхода топ- лива ТРД от основных параметров рабочего процесса 203 7.3. Зависимости степеней повышения давления и подогрева в газогенераторе ТРДД от параметров рабочего процесса 211 7.4. Зависимости удельной тяги и удельного расхода топ- лива ТРДФ от параметров рабочего процесса. ... 212 Глава 8. Характеристики и методы регулирования ТРД и ТРДФ . . . 217 8.1. Понятие о характеристиках авиационных двигателей и их связи с регулированием.............................. 217 8.2. Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины одиовальных ТРД при различных законах регу- лирования ............................................... 219 8.3. Совместная работа компрессоров, камеры сгорания и турбин двухвальных ТРД при различных законах регу- лирования ............................................... 242 8.4. Регулирование ТРДФ на форсированных режимах . . . 256 8.5. Высотно-скоростные характеристики ТРД и ТРДФ . . . 261 8.6. Дроссельные характеристики ТРД и ТРДФ........... 270 8.7. Расчет характеристик ТРД и ТРДФ ................... 286 8.8. Приведение основных параметров ТРД к стандартным атмосферным условиям............................... 290 Глава 9. Двухконтурные двигатели для самолетов с дозвуковыми скоростями полета .................................................. 291 9.1. Общие сведения............................... 291 9.2. Некоторые вопросы теории ТРДД................ 292 9.3. Параметры, характеризующие эффективность ТРДД 294 9.4. Оптимальное распределение свободной энергии между потоками внутреннего и наружного контуров .... 296 9.5. Расчет параметров ТРДД....................... 307 9.6. Влияние основных параметров рабочего процесса Н и Мп на удельную тягу и удельный расход топлива ТРДД ................................................... 309 9.7. Влияние параметров рабочего процесса на удельный вес и диаметр миделевого сечения ТРДД................... 313 9.8. Методика расчета высотно-скоростных и дроссельных режимов ТРДД............................................ 316 9.9. Высотные и скоростные характеристики ТРДД. . . 323 9.10. Дроссельные характеристики ТРДД.................... 328 Глава 10. Двухконтурные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ) 330 10.1. Область применения, схема.......................... 330 5<?б
10.2. Оптимальные параметры рабочего процесса ТРДДФ 331 10.3. Алгоритмы расчета удельных параметров и параметров рабочего процесса ТРДДФ ............................... 335 10.4. Влияние параметров рабочего процесса ТРДДФ на Руд и Суд ....................................^ . . . 335 10.5. Алгоритм расчета высотно-скоростных и дроссель- ных режимов работы ТРДДФ............................... 337 10.6. Высотно-скоростиые и дроссельные характеристики ТРДДФ ................................................. 344 10.7. Двигатели изменяемого рабочего процесса (ТРДИ) 348 Глава 11. Турбовинтовые, винтовентиляторные, турбовальные дви- гатели и вспомогательные силовые установки......................... 351 11.1. Турбовинтовые и турбовальные двигатели. Схемы. Области применения.............................. 351 11.2. Параметры, характеризующие эффективность работы ТВД. Некоторые особенности расчета параметров ТВД................................................... 355 11.3. Влияние параметров рабочего процесса иа удельную мощность, удельный расход топлива и удельный вес ТВД и турбовальных ГТД ................................ 357 11.4. Некоторые особенности ТВД и турбовальных двига- телей с регенерацией тепла............................. 360 11.5. Дроссельные характеристики ТВД и турбовальных двигателей ........................................... 363 11.6. Высотные и скоростные характеристики ТВД и турбо- вальных двигателей. Законы их регулирования . . . 366 11.7. Вспомогательные авиационные ГТД и их основные особенности............................................ 370 11.8. Работа вспомогательной сяловой установки в режиме - отбора воздуха ................................... 372 11.9. Форсирование ТВД и других ГТД впрыскиванием жидкости............................................... 374 Глава 12. Двигатели самолетов с вертикальным взлетом и посадкой 376 12.1. Требования к силовым установкам СВВП и возможные типы двигателей ....................................... 376 12.2. Подъемные турбореактивные двигатели.............. 379 12.3. Подъемно-маршевые двигатели...................... 383 12.4. Двигатели с подъемными, турбовеитиляторами .... 386 12.5. Сравнение различных силовых установок для верти- кально взлетающих самолетов............................ 389 Часть IV. Некоторые эксплуатационные характеристики ГТД.......... 394 Глава 13. Неустановившиеся режимы работы авиационных ГТД . . . 394 13.1. Расчет параметров одиовальиого ТРД на неустановив- шихся режимах.......................................... 395 13.2. Приемистость одновального ТРД и способы ее улучше- ния ................................................... 403 13.3. Особенности переходных режимов двухвальных ТРД 410 13.4. Запуск газотурбинных двигателей в стартовых усло- виях .................................................. 413 13.5. Запуск газотурбинных двигателей в полете.......... 417 Глава 14. Шум воздушно-реактивных двигателей....................... 420 14.1. Основные понятия и нормы на допустимый уровень шума.................................................. 420 14.2. Источники шума в ВРД............................. 425 14.3. Способы снижения шума ВРД........................ 429 567
Часть V. Прямоточные и комбинированные двигатели для больших сверхзвуковых н гиперзвуковых скоростей полета...................... 435 Глава 15. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели................ 435 15.1. Особенности основных типов ПВРД.................. 436 15.2. Эффективность ПВРД.............................. 438 15.3. Методы расчета параметров рабочего процесса. . . 446 15.4. Удельные параметры и основные данные ПВРД. . . 448 15.5. Характеристики ПВРД.............................. 454 15.6. Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные дви- гатели ................................................ 464 Глава 16. Комбинированные реактивные двигатели................ 481 16.1. Основные схемы и принципы расчета параметров ком- бинированных реактивных двигателей..................... 481 16.2. Турбопрямоточные двигатели ................. 485 16.3. Ракетно-турбинные двигатели...................... 487 16.4. ВРД с использованием хладоресурса и высокой работо- способности криогенных топлив.......................... 491 16.5. Ракетно-прямоточные двигатели (РПД).............. 493 Часть VI. Теоретические основы проектирования газотурбинных дви- гателей ........................................................... 498 Глава 17. Выбор размера, параметров и программ управления дви- гателем, оптимальных для летательного аппарата.... 499 17.1. Двигатель как элемент системы «летательный аппа- рат». Задачи согласования двигателя с самолетом . . . 499 17.2. Критерии оценки эффективности применения двигате- лей на самолете ....................................... 502 17.3. Выбор размера и параметров рабочего процесса дви- гателя ................................................ 505 Глава 18. Проектирование проточной части турбокомпрессоров ГТД 515 18.1. Основные цели и исходные данные.................. 515 18.2. Связь конструктивно-геометрических параметров ком- прессора и турбины газогенератора ТРДДФ . . . 516 18.3. Особенности проектирования проточной части турбин газогенераторов ТРДДФ.................................. 518 18.4. Проектирование проточной части компрессора газо- генератора ТРДДФ....................................... 523 18.5. Проектирование проточной части газогенераторов двухконтурных двигателей.............................. 535 18.6. Проектирование проточной части турбовентилятора ТРДДФ.................................................. 541 18.7. Общая схема формирования облика турбокомпрессо- ров ТРДДФ ............................................. 554 Приложение......................................................... 556 Список литературы.................................................. 559 Предметный указатель .............................................. 560