Text
А. Л. КЛЯЧКИН
ОСНОВЫ ТЕОРИИ
АВИАЦИОННЫХ
РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
!
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СОЮЗА ССР
МОСКВА-1 956
ГпА- Ш
]/fрея fi U paanhX Ц,ик/ т?Z)P р р'у
-.^./?гЛГй g О_~.22_
Р->^ 2-Ь
' д~> >/'
р - • о
/ . ,.
Кол/?/о -д> 7-</; 7 - //2
т^. ^/- , ^/-1^
/рдоаяг'рь/ ^ 7/га^у Д Р7) " */ '^/
'б^оёоС д2/)а/г'( 77 i
2^> .,/ , , . , .,
cl, j
21591
АНАЛИТИЧЕСКАЯ КАРТА
Студента Авиационного колледжа РГАСХМ ГОУ
А. Л. КЛЯЧКИН
ОСНОВЫ ТЕОРИИ
АВИАЦИОННЫХ
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ОДОБРЕНО НАЧАЛЬНИКОМ УПРАВЛЕНИЯ
ВОЕННО-УЧЕБНЫХ ЗАВЕДЕНИЙ ВВС
В КАЧЕСТВЕ УЧЕБНИКА ДЛЯ ВОЕННЫХ
АВИАЦИОННЫХ УЧИЛИЩ ЛЕТЧИКОВ ВВС
Инв. № 2739/
БИБ. ИОТ&КА А-ШАУЛ .
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СОЮЗА ССР
МОСКВА-1956
Кандидат технических наук
инженер-подполковник А. Л. Клячкин
ОСНОВЫ ТЕОРИИ АВИАЦИОННЫХ РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Одобрено начальником Управления военно-учебных заведений ВВС
в качестве учебника для военных авиационных училищ летчиков ВВС.
В книге в доступной форме изложены основы термодинамики, тео-
рии лопаточных машин и реактивных двигателей.
На современном этапе развития авиационной техники основным
типом реактивного двигателя, получившим широкое применение в ско-
ростной авиации, является турбореактивный двигатель, поэтому глав-
ное внимание в книге уделено теории турбореактивных двигателей.
Грамотная эксплуатация турбореактивного двигателя требует
ясного понимания физических явлений, происходящих в его элемен-
тах — компрессоре, камере сгорания, турбине, реактивном сопле, изу-
чения основных факторов, определяющих его тягу и удельный расход
топлива, знания характеристик и особенностей эксплуатации двига-
теля. Эти вопросы рассматриваются в книге достаточно подробно.
Вместе с тем в книге сообщаются необходимые сведения о других
типах газотурбинных и реактивных двигателей — турбовинтовых, пря-
моточных и жидкостно-реактивных. Книга содержит основной текст
и дополнительный текст (мелким шрифтом), который может быть ис-
пользован для более глубокого изучения разбираемых вопросов.
В книге приводятся краткие сведения из истории развития авиа-
ционной реактивной техники и сообщаются некоторые справочные ма-
териалы о достижениях в этой области за рубежом.
Книга может быть также использована летным и техническим со-
ставом частей ВВС для повышения своих технических знаний.
ВВЕДЕНИЕ
Появление реактивного двигателя в авиации знамено-
вало собой начало новой эры в ее развитии — эры реактив-
ной авиации. Она была предсказана знаменитым деятелем
науки и техники К- Э. Циолковским еще в 1930 г., который
писал: «За эрой аэропланов винтовых должна следовать
эра аэропланов реактивных».
В развитии реактивной авиации большая заслуга при-
надлежит русским ученым и изобретателям.
Русские изобретатели одними из первых высказали
основные идеи и разработали принципиальные схемы реак-
тивных двигателей. Знаменитые русские ученые Н. Е. Жу-
ковский, К. Э. Циолковский, И. В. Мещерский, С. А. Чап-
лыгин создали теоретические основы реактивного дви-
жения.
Современный этап в развитии авиации характеризуется
бурным ростом реактивной техники, на основе которого про-
исходит быстрый и непрерывный рост основных показате-
лей авиации и в первую очередь скорости и высоты полета.
Советская реактивная авиация благодаря постоянному
вниманию, которое ей уделяют Коммунистическая партия
и Советское правительство, превратилась в могучую силу и
занимает сейчас ведущее положение в мировой авиации.
Директивы XX съезда партии по шестому пятилетнему
плану развития народного хозяйства СССР предусматри-
вают дальнейшее развитие скоростной авиации, в частности,
внедрение в эксплуатацию на магистральных воздушных
линиях скоростных многоместных пассажирских самолетов,
значительное увеличение производства жаропрочных спла-
вов, применяемых для изготовления деталей реактивных
двигателей.
Достижения нашей авиационной науки и техники велики
и бесспорны.
И 3
Однако следует иметь в виду, что авиация является пе-
редовой, исключительно быстро развивающейся отраслью
науки и техники. В ней непрерывно происходит технический
прогресс.
Для того чтобы успешно эксплуатировать новую авиа-
ционную технику, летный, а также инженерно-технический
состав авиации должен в совершенстве изучить эту тех-
нику, отлично знать не только конструкцию двигателей, но
и процессы, которые происходят внутри двигателя.
Автор надеется, что его книга поможет осуществить
одну из этих задач — изучить основы теории реактивных
двигателей.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
Н — высота полета {км)
Wq — скорость полета {м/сек)
р — давление {кг/см2)
Т — температура (° абс)
у — удельный вес {кг/м2)
v — удельный объем {м2/кг)
р — плотность {кг-сек2/мА)
ср — удельная теплоемкость при постоянном да-
влении {ккал/кг °Ц)
cv— удельная теплоемкость при постоянном
объеме {ккал/кг '"LI,)
/г — показатель адиабаты
п — показатель политропы
и — внутренняя энергия {ккал/кг) •
i — теплосодержание {ккал/кг) Л ~ Сд /
— подведенное тепло {ккал/кг)
qn — отведенное тепло {ккал/кг)
А — ~— термический эквивалент работы {ккал/кгм)
qB — внешнее тепло {ккал/кг)
Ни— теплотворная способность топлива {ккал/кг)
с — абсолютная скорость {м/сек)
w — относительная скорость {м/сек)
и — окружная скорость {м/сек) /?
к — степень повышения давления
3 — степень подогрева - ZL
а — скорость звука {м/сек)
М — отношение скорости движения газа к мест-
ной скорости звука
ю — угловая скорость вращения
п — число оборотов в минуту
V—объемный расход {м2/сек)
б
GB— весовой расход воздуха (кг)сек)
С?г— весовой расход газа (кг1сек)
GT— весовой расход топлива (кг1сек)
7VK, — мощность компрессора и турбины (л. с.)
Ne — эффективная мощность (л. с.)
Nr — тяговая мощность (л. с.)
Лац — адиабатическая работа (кгм)кг)
Lr — работа трения (кгм1кг)
LK, — полная работа компрессора и турбины (кгм/кг)
Lo — располагаемая работа (кгм!кг)
Lr — тяговая работа (кгм!кг)
Le — эффективная работа (кгм/кг)
г1( — термический к. п. д.
% — эффективный к. п. д.
'f]R — тяговый к. п. д.
7]0 — общий к. п. д.
*)к, *1т — к. п. д. компрессора и турбины
^р, —к. п- Д- расширения и сжатия
— к. п. д. винта
R — тяга (кг)
п / кг \
/?„-удельная тяга
Суд —удельный расход топлива ( *г )
DB у.
v~~]j----относительный диаметр втулки
Скс — коэффициент выделения тепла
f— площадь сечения (м2)
г— радиус (м)
РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ГЛАВА I
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ПРОЦЕССЫ
В ПОТОКЕ ГАЗА
§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ГАЗАХ
Получение полезной работы в двигателе за счет тепла,
выделяющегося при сгорании топлива, требует наличия по-
средника — рабочего тела. Таким рабочим телом является
газ (например, атмосферный воздух, продукты сгорания
топлива и др.).
Строение газа
Газ, как и всякое вещество, состоит из мельчайших
частиц—молекул, находящихся в непрерывном и беспоря-
дочном движении. Расстояния между движущимися моле-
кулами газа намного превосходят линейные размеры самих
молекул. Благодаря этому силы взаимного притяжения мо-
лекул почти не проявляются и газ легко расширяется, т. е.
распространяется по всему объему, в котором он заключен.
Вместе с тем большие расстояния между молекулами
обусловливают значительную сжимаемость газа, т. е. воз-
можность принудительно (за счет затраты работы) умень-
шать занимаемый им объем. Этим газы отличаются от жид-
костей, которые являются практически несжимаемыми.
Сущность тепловой энергии
Беспорядочное (хаотическое) движение непрерывно
сталкивающихся между собой молекул называется тепло-
вым движением. Оно определяет собой сущность тепловой
энергии.
7
Тепловая энергия — это энергия молекулярного движе-
ния, или кинетическая энергия молекул газа. Мерой тепло-
вой энергии газа является температура газа. Чем больше
средняя скорость движения молекул газа, тем выше его
температура.
Представление о теплоте, как об энергии молекулярного
движения, было впервые высказано великим русским уче-
ным М. В. Ломоносовым больше 200 лет назад.
Основные параметры газа
Состояние газа, его физические свойства определяются
характерными величинами, называемыми параметрами
газа.
К основным параметрам газа обычно относят: давление,
температуру и удельный объем. Эти величины легко под-
даются непосредственному измерению.
Давление. Давление р есть сила, действующая на еди-
ницу поверхности перпендикулярно к ней. Давление газа
представляет собой результат непрерывных ударов молекул
о препятствие, например, о стенку сосуда, в котором заклю-
чен газ.
В технике за единицу измерения давления принимают
обычно 1 кг/см2, так называемую техническую атмо-
сферу.
Следовательно,
1 ата—\ кг/см2 = 10000 кг!мг — 735,6 мм рт. ст.
Приборы, служащие для измерения атмосферного давле-
ния, называются барометрами, а для измерения из-
быточного давления газа, т. е. разности между абсолютным
давлением газа в сосуде (канале) и атмосферным давле-
нием, манометрами.
Температура. Температурой газа называют степень _его
нагретостщ Температура газа характеризует среднюю кине-
тическую энергию молекул газа. В технике температура
газа измеряется градусами международной 100-градусной
шкалы (°Ц). 0° Ц соответствует температуре таяния льда,
100° Ц — температуре кипения воды. Часто пользуются
абсолютной шкалой температур, градусы которой соответ-
ствуют международной 100-градусной шкале, 0° которой
перенесен на 273° ниже точки таяния льда (абсолютный
нуль).
Таким образом,
Г=/ + 273,
8
где Т—температура газа в °ia6c.;
t — температура газа в ° Ц.
Для замера температуры газа применяют термометры и
термопары.
Удельный объем. Удельным объемом называют объем,
приходящийся на единицу веса тела (газа), т. е.
У ч/
v — м* кг.
(j
где V—полный объем газа;
G—вес газа в занимаемом объеме.
Удельный объем тела является величиной, обратной
удельному весу, т. е. весу, приходящемуся на единицу
объема
& 1 ’
откуда
1
v
Основные параметры газа — давление, температура и
удельный объем — не могут изменяться произвольно; они
связаны между собой определенной зависимостью.
На основании многочисленных опытов, а также теорети-
чески установлено, что связь между основными параме-
трами идеального газа может быть выражена уравнением
pv = RT, (1)
г, кгм
где R кг, uj—газовая^ постоянная, различная для разных
газов и неизменная для данного газа.
Для воздуха
/? = 29,3-^Ц.
’ кг град
Для водорода
^=424-J^.
кг • град
Уравнение (1) называется уравнением состоя-
ния газа, или характеристическим уравне-
нием. Из него следует, что любые два параметра дан-
ного газа автоматически определяют третий.
9
Состояние газа в системе координат р — v изображается
точкой. Всякая совокупность изменений состояния газа на-
зывается процессом газа. В системе координат р — и
процесс газа изображается линией 1-2 (фиг. 1).
Фиг. 1. Изображение процесса и работы
газа в системе координат р — v
§ 2. ПЕРВЫЙ ЗАКОН ТЕРМОДИНАМИКИ
Энергия и ее виды. Закон сохранения энергии
Под энергией обычно понимают способность тела произ-
водить работу.
Опытами установлено, что тело может совершать ра-
боту, когда оно движется. В природе существуют разнооб-
разные виды движения. Поэтому различным видам движе-
ния тел (материи) соответствуют и различные виды энер-
гии — механическая, внутренняя, тепловая, электрическая,
химическая и т. д. С этими видами энергии мы постоянно
встречаемся в природе, быту и технике.
Энергия не может быть получена из ничего, без затраты
какого-либо другого вида энергии. Равным образом, она не
может бесследно исчезнуть, не превратившись в какой-либо
другой вид энергии. Это свойство носит название закона
сохранения и превращения энергии, кото-
рый является одним из основных законов природы.
Можно привести бесчисленное множество примеров
взаимопревращения энергии. Например, в тепловом двига-
теле происходит последовательное превращение химической
энергии топлива в тепловую энергию газа, а тепловой энер-
гии газа в механическую энергию вращения вала двига-
10
теля; в электрической лампочке — превращение электриче-
ской энергии в световую и тепловую; в водяной турбине
потенциальная энергия падающей воды превращается в ме-
ханическую энергию вращения рабочего колеса турбины.
Закон сохранения и превра-
щения энергии в общем виде
был впервые высказан великим
русским ученым М. В. Ломоно-
совым в 1747 г.
Первый закон термодинами-
ки, сформулированный в 1842 г.
Майером, является частным слу-
чаем закона сохранения энергии.
Этот закон гласит: теплота мо-
жет превращаться в механиче-
скую работу, равно как и ме-
ханическая работа может пре-
вращаться в тепло; эти превра-
щения происходят всегда в
определенных количественных
(эквивалентных) соотношениях,
именно 427 кем работы равноценны (эквивалентны)
килокалории (ккал) тепла.
Если обозначить тепло, превращенное в работу, через q,
работу, полученную за счет этого тепла, через L, то
Фиг. 2. К объяснению первого
закона термодинамики
a
a
где ^ = 427 ккал1кгм — термический эквивалент работы.
Пусть к 1 кг газа, заключенному в цилиндре, с подвиж-
ным поршнем (фиг. 2), подводится извне q калорий тепла;
в начальный момент параметры газа равны рх, vx, Тх и си-
стема цилиндр — газ — поршень находится в равновесии
(состояние /). Это означает, что сила давления газов, равная
произведению давления газа pi на площадь поперечного се-
чения поршня Д уравновешивается весом груза G, которым
нагружен поршень.
В результате нагрева газа при постоянном давлении
(емпература газа увеличится от 7Д до Г2, а в соответствии
с этим внутренняя тепловая энергия газа возрастет от Wi
до и2, т. е. изменение внутренней энергии будет равно
Ди = щ — иг
И
Кроме того, газ расширится и его удельный объем воз-
растет от Ui до v2. При этом газ произведет работу, равную
произведению веса груза G на высоту h, на которую под-
нимется груз, т. е.
L = Gh = pxfh [кгм!кг\.
Произведение //г есть не что иное, как изменение удель-
ного объема газа, т. е.
fh — Дг/ = г/2— г/р
Следовательно,
L = [кгм]кг\.
На основании закона сохранения энергии напишем, что
подведенное тепло q израсходовалось на нагрев газа, т. е.
на увеличение его внутренней тепловой энергии, а также на
совершение газом механической работы, т. е.
q — Ди -\-AL \ккал!кг\. (2)
Выражение (2) называется уравнением первого закона
термодинамики. Оно гласит, что тепло, подведенное к газу
в любом процессе, расходуется на изменение внутренней
энергии газа, а также на совершение газом работы измене-
ния объема.
При постоянном давлении работа газа в системе коорди-
нат р — v изображается графически площадью прямоуголь-
ника, образованного основанием — изменением объема Дт»,
и высотой — давлением газа р (см. фиг. 5).
Работа газа в произвольном процессе (7-2), в котором
давление газа переменно (см. фиг. 1), определяется как
сумма работ в элементарных процессах 1-а, а-Ь, b-с и т. д.,
т. е.
L = Р^и,
и изображается в системе координат р — v площадью
1-2-2'-!', лежащей под линией процесса 1-2.
В теории реактивных двигателей условно принято, что
при расширении газ совершает полезную работу, т. е. его
работа положительна; на сжатие же газа затрачивается
работа извне, т. е. работа газа отрицательна.
12
§ 3. ТЕПЛОЕМКОСТЬ ГАЗА
Теплоемкостью газа называют количество тепла (в ка-
лориях), потребное для нагрева 1 /сг газа на 1 градус. Теп-
лоемкость газа зависит от его природы, от процесса, при
котором происходит нагрев,
а также от температуры
газа.
В соответствии с усло-
виями, в которых происхо-
дит процесс нагрева газа,
различают теплоемкость при
постоянном объеме и тепло-
емкость при постоянном дав-
лении, т. е.
cv {ккал\кг-град'),
с (ккал\кг-град').
При нагреве 1 кг газа на
1 градус при постоянном
давлении внешнее тепло рас-
ходуется на увеличение вну-
L=0
ir=const
L=G-h.
Г” “I
:р'= const
Фиг. 3. К сравнению теплоемкости
при постоянном объеме й посто-
янном давлении
тренней тепловой энергии
газа и на совершение им механической работы расширения
(фиг. 3); при постоянном же объеме тепло расходуется
только на увеличение внутренней тепловой энергии газа.
Поэтому теплоемкость при постоянном давлении всегда
больше, чем теплоемкость при постоянном объеме. Для воз-
духа при стандартных атмосферных условиях
cv — 0,170 ккал)кг-град и ср — 0,242 ккал1кг-град.
С увеличением температуры газа теплоемкость газа ра-
стет. Последнее объясняется увеличением энергии, расходуе-
мой на внутримолекулярные колебания.
Зная теплоемкость при постоянном объеме cv, легко
определить изменение внутренней тепловой энергии газа
в любом процессе. Пусть 1 кг газа нагревается при постоян-
ном объеме от температуры Т\ до температуры Г2. В этом
случае все подведенное тепло q расходуется на изменение
внутренней энергии газа, т. е.
q — Azz.
13
Чтобы нагреть 1 кг газа на ДГ = Т2 — Т\ градусов, потре-
буется затратить
q = cv Д Т— cv (Т2 — 7Д ккал!кг.
Следовательно, изменение внутренней тепловой энергии
газа при этом составит
Дм — cv(T2 — rj ккалIкг. (3)
Отношение теплоемкости при постоянном давлении
к теплоемкости при постоянном объеме носит название п о-
казателя адиабаты и обозначается буквой k, т. е.
— = k. Оно различно для разных газов. Для воздуха при
стандартных атмосферных условиях k 1,4; для продуктов
4
сгорания при температурах до 1200—1300° абс .
§ 4. ОСНОВНЫЕ ГАЗОВЫЕ ПРОЦЕССЫ
Различают следующие основные газовые процессы:
— процесс при постоянном объеме (изохорический про-
цесс) ;
— процесс при постоянном давлении (изобарический
процесс);
— процесс при постоянной температуре (изотермиче-
ский процесс);
— процесс без теплообмена между газом и внешней сре-
дой (адиабатический процесс).
Процесс при постоянном объеме (и = const)
Примером процесса при постоянном объеме может слу-
жить подогрев сжатого воздуха в закрытом сосуде. Этот
процесс характеризуется тем, что подведенное к газу извне
тепло полностью расходуется на увеличение его внутренней
тепловой энергии. При этом газ не совершает никакой внеш-
ней работы, так как его объем остается неизменным.
Напишем характеристическое уравнение для двух со-
стояний газа: '/л —//?L. /? ///
до подогрева Ауь /7—
= ™ ^(а)
и после подогрева
p2v = RT2. (б)
14 «
Разделив уравнение (б)
уравнение (а), получим
Pi __
Pi Л ’
на
(4)
Таким образом, при постоян-
ном объеме давление газа изме-
няется пропорционально его абсо-
лютной температуре.
В системе координат р — е
процесс v = const изображается
отрезком вертикальной прямой
(фиг. 4).
Подведенное тепло в процессе
Фиг. 4. Процесс при по-
стоянном объеме
v = const будет
я = = суьт= cv(t,— т;).
Процесс при постоянном давлении (р = const)
Примером процесса при постоянном давлении является
случай нагрева газа, находящегося в цилиндре с подвиж-
ным поршнем (см. фиг. 2), на который извне действует по-
стоянная внешняя сила (например, груз с неизменным ве-
сом) .
В процессе при постоянном давлении внешнее тепло
расходуется на подогрев газа (увеличение внутренней тепло-
вой энергии) и на совершение им механической работы.
Напишем характеристическое уравнение для двух со-
стояний газа:
до подогрева
= Rl\
и после подогрева
Разделив уравнение
pv2 = RT2. (б)
(б) на уравнение (а), получим
Таким образом, при постоянном давлении объем газа
(полный и удельный) изменяется обра,тно пропорционально
его абсолютной температуре.
15
В системе координат р — v процесс р = const изобра-
жается отрезком горизонтальной прямой (фиг. 5).
Подведенное тепло в процессе р — const будет
q = cp^T=cp(T2-Tl),
или
<7 —
где Д/ — изменение теплосодержания газа.
Процесс при постоянной температуре (Г = const)
Примером процесса при постоянной температуре можеч
служить медленное расширение газа с одновременным его
Фиг. 6. Процесс при постоянной
температуре
подогревом в цилиндре с по-
движным поршнем; регули-
руя подогрев, можно добить-
ся практического постоян-
ства температуры газа.
Так как в изотермиче-
ском процессе Т = const, то
внутренняя тепловая энер-
гия газа не изменяется («1 =
= U2) и все внешнее тепло
расходуется на совершение
газом механической работы,
т. е.
q = AL.
16
Написав характеристическое уравнение для двух состоя-
ний газа, до и после подогрева (или охлаждения), получим
Р\и\ = Р^2 = ..pv — RT,
или *
pv = const, (6)
г. е. в изотермическом процессе произведение объема на
давление газа есть величина постоянная.
В системе координат р — v изотермический процесс изо-
бражается кривой — изотермой (фиг. 6), представляющей
собой гиперболу.
Процесс без теплообмена между газом
и внешней средой (Ду = О)
Примером процесса, происходящего без теплообмена
между газом и внешней средой (адиабатического процесса),
является быстрое сжатие или расширение газа в цилиндре
с подвижным поршнем. При быстром протекании процесса
теплообмена между газом и внешней средой практически
не происходит.
В адиабатическом процессе расширения газ совершает
полезную работу, при этом его температура и внутренняя
энергия уменьшаются. Так как в данном случае не проис-
ходит теплообмена с окружающей средой, то работа расши-
рения, совершенная газом, в точности равна уменьшению
его внутренней энергии, т. е.
AL = -^u = -cv(T.,-Tl). (7)
В адиабатическом процессе сжатия, наоборот, темпера-
тура и внутренняя энергия газа возрастают. При этом уве-
личение внутренней энергии газа в точности равно затрате
внешней работы на сжатие газа, т. е.
-ЯЛ = Д« = г„(Гг-Г1). (7')
Связь между параметрами газа в адиабатическом процессе опре-
деляется так называемым уравнением адиабаты.
k
Pt
Pi
(8)
17
Ср
где k =----показатель адиабаты процесса.
2-256 N 2*13 9!
ЬИ6лИО1Ека АЬЬДУЛ
Уравнение (8) получено теоретически и подтверждено многочис-
ленными опытами.
В системе координат р — v адиабатический процесс изо-
бражается кривой — адиабатой, протекающей более круто,
чем изотерма (фиг. 7). Это означает, что при уменьшении
объема в одинаковое число раз в адиабатическом процессе
сжатия давление возрастет больше, чем в изотермическом,
а следовательно, на процесс адиабатического сжатия необ-
ходимо израсходовать и большую работу.
Фиг. 7. Процесс без теплообмена (адиабатический процесс):
а — расширение; б — сжатие
При равном увеличении объема работа изотермического
процесса расширения оказывается больше, чем работа адиа-
батического процесса расширения.
Таким образом, с точки зрения затраты возможно мень-
шей внешней работы при сжатии газа и получения воз-
можно большей работы при расширении газа изотермиче-
ский процесс выгоднее адиабатического.
) Понятие о политропических процессах
Рассмотренные выше четыре основных процесса яв-
ляются частными случаями общего политропического про-
цесса газа, в котором изменяются все параметры газа и
имеет место произвольный теплообмен между газом и внеш-
ней средой.
18
Уравнение политропического процесса газа имеет вид
п
р2 = (ЛУ-1 = ЛЕдУ
Pi к Л / \v2J
(9)
где п — показатель политропы газа, который может равняться любому
постоянному числу:
для изохорического процесса п = оо;
для изобарического процесса п = 0;
для изотермического процесса п=1;
для адиабатического процесса п = к.
Фиг. 8. Диаграмма возможных политропических
процессов
Подставив в уравнение (9) значения п для основных процессов,
получим приведенные выше соотношения между параметрами газа.
Диаграмма возможных политропических процессов газа представ-
лена на фиг. 8.
§ 5. ПРОЦЕССЫ В ПОТОКЕ ГАЗА
Термодинамические процессы в движущемся газе по
сравнению с процессами в ограниченном объеме имеют не-
которые особенности. Они заключаются в том, что в этих
процессах необходимо учитывать кинетическую энергию по-
тока газа (так как скорости движения газа могут достигать
больших значений), а также влияние гидравлических сопро-
тивлений (трение, местные завихрения, повороты потока,
19
внезапные расширения), на преодоление которых расхо-
дуется часть энергии газа.
Рассмотрим движение газа в канале переменного сече-
ния. При этом будем считать, что:
1) движение газа является одномерным, т. . е. пара-
метры газа (давление, температура, скорость) изменяются
лишь вдоль оси канала; во всех же точках поперечного се-
чения потока параметры газа имеют одинаковое значение;
2) движение газа является установившимся, т. е. с те-
чением времени параметры газа в любом сечении потока
сохраняют неизменное значение.
Если установившееся движение газа происходит в ка-
нале без стоков и притоков, то расход газа через любое се-
чение канала остается неизменным.
Обозначая весовой расход газа через G кг/сек, получим,
что:
G1 = О2 = ... = Gn = const. - (10)
Но так как
G — fwy,
где f— поперечное сечение потока в м2\
w — относительная скорость газа в м/сек-,
7 — удельный вес газа в кг/м3,
то выражение (10) примет вид
/iWi = = • • • = = const. (11)
Уравнение (11) называется уравнением нераз-
рывности потока газа.
§ 6. УРАВНЕНИЕ ЭНЕРГИИ ПОТОКА ГАЗА
Выделим в потоке газа сечения 1 и 2 (фиг. 9). Пусть
- в этих сечениях параметры газа соответственно равны:
А, А, Л. и р2, v2, Т2, w2.
Обозначим соответствующие поперечные сечения канала
через fi и f2. Весовой расход газа в канале составляет
G кг/сек.
При перемещении газа от сечения 1 до сечения 2 к каж-
дому килограмму его подводится извне энергия в виде
тепла дя ккал/кг и работы Le кгм/кг. Например, тепло
20
сообщается газу в камере сгорания в результате сжигания
топлива; работа же передается газу или отбирается от него
с помощью лопаточных машин (компрессора или турбины).
Напишем уравнение сохранения энергии для 1 кг газа
при перемещении его от сечения 1 до сечения 2.
Из закона сохранения энергии следует, что полная энер-
гия 1 кг газа в сечении 1 плюс энергия, приобретенная этим
количеством газа при его движении между указанными се-
чениями, равна полной энергии 1 кг газа в сечении 2, т. е.
^Ж12)
где i\ и ZJ— соответственно полные энергии газа в сече-
ниях 1 и 2.L-
Полная энергия 1 кг газа в сечении 1 складывается из:
/ к1?
1) кинетической энергии газа Дкгм[кг-,
2) внутренней тепловой энергии 'газа, характеризующей
осредненную кинетическую энергию молекул газа
3) работы сил давления газа.
Под работой сил давления газа понимается способность
движущегося газа вытеснять (проталкивать) лежащие впе-
21
реди него слои газа. Для уяснения физического смысла ра-
боты сил давления газа представим себе, что в сечении 1
потока помешена тонкая пластина, на которую передается
давление pi. Пусть 1 кг газа протекает через сечение / за
малый промежуток времени Дт сек., при этом пластина
переместится из положения 1 в положение Г, пройдя
путь Sj.
Тогда работа сил давления газа найдется как
ZnP (1) = АЛ X = а/А = А А,
работа сила путь
где /iSi = vi — объем 1 кг газа.
Следовательно, полная энергия газа в сечении 1 будет
= ' + ‘Ap(i) ккал [кг,
- Р.+РЪ'г
^4 —^27 KKCUlf KZM,
Аналогично для сечения 2 полная энергия
л W2
z2 = + «2 +л£пр (2) ккал{кг.
Подставляя в уравнение (12) значения полных энергий,
которыми обладает газ в сечениях / и 2, получим
Щ + А^пр (1) + А + ALe = М2 + .
’ у. "* 70,470 до^ле-
wl
+ Л£"Р«)+Л^-' .
или ръ L + % L
. 2 2 ‘Ж
/ \ Wo — W, х ,
= 1ш + +Ли»Р'= & L <12')
Уравнение (12') называется уравнением энер-
гии потока газа. Оно гласит, что внешняя энергия,
подведенная к газу в виде тепла или работы, расходуется
на нагрев газа (увеличение внутренней тепловой энергии),
22 J И 4 -
ускорение потока (увеличение кинетической энергии) и на
проталкивание газа по каналу (работу сил давления).
Уравнение энергии потока газа является важнейшим
уравнением термодинамики, получившим широкое примене-
ние в теории лопаточных машин и реактивных двигателей.
Уравнение энергии потока (12') можно привести к дру-
гому виду. Для этого преобразуем сумму внутренней тепло-
вой энергии и работы проталкивания:
и + ХАпр = cv Т + Apv = cvT + ART =* I
= (cv+^R)7' = cpT, I
где
cv = 1
Имея в виду, что срТ = I есть теплосодержание газа, [
получим ----- ’
- у 4 '
или Л L aEjchh, . и
г— w29-w“
4 ( q*+XLe = cp(T2— 7Д+Д——ккал!кг, (12")
т. е. внешняя энергия, подведенная к газу в виде тепла или
работы, расхцдуется на изменение теплосодержания газа и
изменение его кинетической энергии.
Уравнение энергии потока газа справедливо как для те-
чений с трением, так и без трения. Это объясняется тем, что
при наличии гидравлических сопротивлений (трения) часть
работы газа затрачивается на их преодоление, однако раз-
вивающееся при этом тепло (эквивалентное затраченной
работе) тут же сообщается газу. В итоге баланс энергии не
нарушается, хотя трение само по себе влияет на изменение
параметров газа в потоке.
Течение газа, к которому извне энергия не подводится и
от которого энергия не отводится ни в виде тепла, ни в виде
работы, называется энергетически изолированным. Приме-
рами таких течений .являются течения в неподвижных не-
о х л а ждаемых каналах (диффузорах и соплах) лопаточных
машин, входных устройствах и реактивных соплах реактив-
ных двигателей.
В этом случае <7в = 0 и Le = Q.
по
Тогда уравнение (12) примет вид
или
(13)
(13')
Выражение (13z) гласит, что при отсутствии подвода
энергии извне сумма теплосодержания и кинетической энер-
гии газа остается для любых сечений потока неизменной.
Таким образом, в энергетически изолированном течении
полная энергия газа не изменяется. В нем лишь происходит
перераспределение полной энергии газа между ее состав-
ляющими. Так, например, в сходящемся канале кинетиче-
ская энергия потока возрастает за счет уменьшения тепло-
содержания газа; другими словами, вдоль такого канала
скорость течения увеличивается, а температура газа умень-
шается.
§ 7. ПОНЯТИЕ О ПАРАМЕТРАХ ЗАТОРМОЖЕННОГО
ПОТОКА ГАЗА
Рассмотрим течение газа в каиале, в котором установ-
лен какой-либо предмет, являющийся препятствием движе-
нию газа (фиг. 10). Таким предметом может быть: термо-
Фиг. 10. К определению параметров за-
торможенного потока газа
24
метр, насадок для замера давления, лопатка компрессора
или турбины и др. Перед препятствием в струйке газа на-
чинается уменьшение скорости — «торможение потока»; ли-
нии тока в струйке (траектории движения частиц газа) при
этом расходятся. Непосредственно у препятствия скорость
струйки равна нулю (ау0 = 0), т. е. поток полностью затор-
можен. Вдоль струйки за счет уменьшения кинетической
энергии растут теплосодержание, температура и давление
газа.
Опыт показывает, что процесс торможения потока про-
исходит практически без трения и подвода тепла, т. е. адиа-
батически. Другими словами, процесс торможения газа
есть процесс адиабатического сжатия газа за счет исполь-
зования его кинетической энергии.
Таким образом, установленный в потоке газа термометр
будет показывать не истинную (термодинамическую) тем-
пературу, а температуру заторможенного потока газа Т*.
Для определения температуры заторможенного потока газа
необходимо составить уравнение энергии для двух сечений
энергетически изолированной струйки: сечения О вдали от
препятствия, где газ течет с исходной скоростью Wo и сече-
ния О*, где поток полностью заторможен.
Из уравнения (13') имеем
отсюда . *
Для воздуха 2g-~-~2000, следовательно,
wo ~ГГ Т
+ - (14')
2020
Аналогично термометру установленный навстречу потоку
газа насадок для замера давления будет показывать не ста-
тическое давление, а давление полностью заторможенного
потока газа р*, которое больше статического р.
Параметры Г* и р* принято называть температурой и
давлением заторможенного потока газа.
25
ТО~То
Выражение (14) можно представить в виде
ср
2^т° у
Ср k
Подставив в это уравнение вместо -г- = —-=- R и заметив, что
/1 R- — 1
где ао — местная скорость звука (в сечении О), получим
/ 9 \
* / b 1 W7\ \
i+V-r’ . (in
\ 2 >
Заменив отношение скорости течения газа к местной скорости
звука числом Мо = —, получим для воздуха (k =1,4)
«о
rj =Г0(1 +0,2 442). (14'")
Соотношение между давлениями заторможенного и незаторможен-
ного потока газа можно определить по уравнению адиабаты
,* / '7'* \k 1
Ро______( 'О )
Ро То
откуда для воздуха
?0 =/’о (1 + 0,2Л/д)3,5.
(15)
§ 8. КЛАССИФИКАЦИЯ КАНАЛОВ
Рассмотрим течение газа в неподвижных каналах
с теплоизолированными стенками при отсутствии трения.
При течении газа в таких каналах увеличение скорости со-
провождается падением давления и, наоборот, уменьшение
скорости — повышением давления газа. В соответствии
с этим каналы могут быть разделены на диффузоры и кон-
фузоры.
Диффузором называется канал, в котором за счет
уменьшения скорости происходит увеличение давления газа.
Следовательно, в диффузоре теплосодержание газа увели-
чивается, а кинетическая энергия потока уменьшается. Диф-
фузор обычно имеет вид расходящегося канала (фиг. 11, а).
Конфузором (соплом) называется канал, в котором
за счет падения давления происходит ускорение течения.
Другими словами, в конфузоре приращение кинетической
26
Фиг. 11. Классификация каналов:
а — диффузор; б — конфузор (сопло)
энергии происходит за счет уменьшения
газа. Конфузор для дозвуковой скорости
вид сходящегося канала (фиг. 11, б).
теплосодержания
истечения имеет
§ 9. СКОРОСТЬ ИСТЕЧЕНИЯ ИЗ СОПЛА
Рассмотрим процесс истечения газа из сходящегося
сопла в окружающую среду. Обозначим параметры потока
газа на входе в сопло через р±, 7\, а на выходе из него
через р2, Т2, w2 (фиг. 12).
Фиг. 12. К определению скорости истече-
ния газа из сходящегося сопла
27
Пусть давление на выходе из сопла (наружное противо-
давление) меньше давления на входе в сопло, т. е. р2<р\-
Тогда вследствие разности давлений будет происходить
истечение газа в среду с меньшим давлением; при этом
вдоль сопла давление и температура будут непрерывно по-
нижаться (газ будет расширяться), а скорость расти.
На величину скорости истечения газа из сопла w2 влияют
(см. формулу 16'):
1) начальная температура газа (температура Т\ на
входе в сопло);
2) начальная скорость газа W\\
3) соотношение между наружным противодавлением р->
и давлением на входе в сопло р\.
С увеличением начальной температуры и начальной СКО-
Лз
рости газа и с уменьшением отношения — скорость исте-
чения газа из сопла возрастает.
Это можно объяснить следующим образом.
Чем выше температура газа на входе в сопло, тем боль-
шая доля внутренней тепловой энергии газа используется
для ускорения потока, тем больше скорость истечения газа
из сопла.
Чем меньше отношение наружного противодавления
к давлению на входе в сопло, т. е. чем больше степень па-
дения давления газа в сопле —, тем больше при адиабати-
Ръ
ческом процессе степень падения температуры газа. А боль-
шему понижению температуры газа в энергетически изоли-
рованном течении соответствует большее увеличение скоро-
сти истечения газа.
Напишем уравнение энергии для сечений 1 и 2 потока на входе
в сопло и выходе из него:
w, » *
CPTi + A~2g = CpT* + A~2g = cpT^ CPT? •
Из этого уравнения можно найти скорость истечения газа из сопла:
».-)/ 2?^(T,-72)+w’-
“ J//^'T7'‘(1_^)+'W> • (16)
Для адиабатического процесса расширения газа можно записать
й-1
Л (Р2 л .
л “ w ’
28
тогда
(16')
Рассмотрим частные случаи истечения:
а) Давление газа на входе в сопло равно давлению на
выходе ив него, т. е. р2 = Р\ = Q •
В этом случае скорость истечения газа из сопла w2
равна начальной скорости входа газа в сопло wlf т. е.
при Wi = 0 и w2 = 0. Иначе говоря, истечения газа не про-
исходит. Следовательно, для ускорения потока в сопле необ-
ходим перепад давлений (pi>P2)-
б) Наружное давление равно нулю, т. е. истечение про-
исходит в вакуум (р2 — 0); в этом случае скорость истече-
ния газа из сопла будет максимальной.
Максимально возможная скорость истечения газа из
сопла зависит от температуры заторможенного потока
газа Ту на входе в сопло.
При W\ = 0
для воздуха при стандартной температуре (k — 1,4)
w2 ~ V 2000 Т*. ;
*макс — 1
для продуктов
1
сгорания при 7\ < 1200—1300° Ц (k =
w2 К 2300 Г.
^макс = 1
в) Скорость истечения равна местной скорости звука, т. е.
w2 — а2 или М — 71 = 1 •
Расчеты и эксперименты показывают, что для того чтобы
скорость истечения из сопла стала равной местной скоро-
сти звука, давление газа в сопле должно понизиться при-
мерно в 2 раза, а температура газа — примерно на 17%.
Значения
чения равна
ч е ск и м и.
Определим
ставим в выражение (16) вместо аг>2 его значение
параметров газа, при которых скорость исте-
местной скорости звука, называются крити-
критические параметры газа на выходе из сопла. Под-
w2 = а3 = У kgiU\.
29
Тогда при КУ] = 0 получим, имея в виду, что ~~
k
R
/ Ь /
У^-^^Rax-T.) -ykgRT.,
откуда
^(Г.-Ч-Г,
Критическая температура определяется как
Л
2кр
у-рр Л ж 0,83 Т1 (для k = 1,4).
(17)
Из уравнения адиабаты (8) находим критическое давление на вы-
ходе из сопла
k k
/ ^KpV-i / 2 У”1
?2кр = Pi = Pi (Т+Т) ~ °>528Pi (Для k = 1,4).
k
Выражение ( —) = {Зкр = ( --Г-1 обычно называют критн-
\ Pi / k-p \ « + 1 /
ческим отношением давлений.
§ 10. РАСХОД ГАЗА
Весовой расход газа из сопла определяют по формуле
G = /2^2y2. s (18)
Из формулы (18) видно, что весовой расход газа зави-
сит от площади выходного сечения сопла, скорости истече-
ния газа и его удельного веса.
В свою очередь скорость истечения W2 зависит от на-
чальной температуры газа Л, начальной скорости газа
и отношения наружного противодавления к давлению на
входе в сопло -у .
Плотность же газа на выходе из сопла у2 зависит от
начальной плотности газа, т. е. давления pi и температуры 7\
на входе в сопло, а также степени расширения газа в сопле,
определяемой отношением —. Таким образом, в конечном
Pz
итоге расход газа через сопло определяется параметрами
газа на входе в сопло р\ и Л, отношением наружного про-
тиводавления к начальному давлению газа — и площадью
Pi
выходного сечения сопла
30
С увеличением площади /2 и давления р\ и уменьше-
нием температуры Т\ расход газа возрастает. Чем больше
давление и чем ниже температура газа на входе в сопло,
гем больше начальная и конечная плотности газа. Следо-
вательно, весовой расход газа при этом возрастает.
Обращает на себя внимание противоположное влияние
начальной температуры газа 7\ на скорость истечения и на
расход газа.
С увеличением температуры газа на входе в сопло Т\
скорость истечения газа w2 возрастает, а весовой расход
। аза через сопло уменьшается. Однако это противоречие
оказывается только кажущимся, так как при заданном на-
чальном давлении р\ увеличение температуры 1\ приводит
к уменьшению плотности газа. Поэтому с ростом начальной
температуры Тх объемный расход газа V2 =/2^2 возрастает,
а весовой расход газа С?г = 1/2у2 уменьшается.
Подставим в формулу (18) значение у2 из формулы (8)
1
Ь _ vi _ ( Р2 \k
71 ^2 \ /
или
1 1
„ _ Y (РЛ k = _£1_ (Р£\ k
Ср
и значение w2 из формулы (16'), имея в виду, что значение
„ , k _
в этой формуле равно R, т. е.
Тогда, после преобразований получим
Pi_
VRTi
(19)
Формулу (19) можно представить в виде
Gr-Л-^Х, (19)
V RTt
где
(X — функция расхода).
31
§ 11. ДВЕ ОБЛАСТИ ИСТЕЧЕНИЯ ГАЗА
Рассмотрим процесс истечения газа из сходящегося
сопла при уменьшении наружного противодавления р2, т. е.
уменьшении отношения При отношении — =1 ско-
рость истечения w2 и расход газа Gr равны нулю. С умень-
шением отношения ~ скорость истечения возрастает до
тех пор, пока не достигнет критического значения (равного
скорости звука); при этом на выходе ив сопла параметры
газа (давление, температура, удельный объем) достигнут
также критических значений.
Расход газа в этот момент достигает наибольшего зна-
чения. При дальнейшем уменьшении наружного давления
параметры потока газа па выходе из сходящегося сопла,
а также расход газа сохраняют неизменные значения, рав-
ные критическим, как бы ни уменьшалось наружное давле-
ние. Наступает кризис течения.
Область истечения, в которой
1 > ~ > ?кР = (—) , а 0 < w2 < а2 (или 0 < < 1),
\ pt / кр • >
называется дозвуковой, или д о к р и т и ч е с к о й.
Она характеризуется для сходящегося сопла тем, что
с уменьшением отношения -у- скорость истечения и расход
газа непрерывно возрастают, а температура и плотность
газа непрерывно уменьшаются. Давление на выходе из
сопла равно давлению окружающей среды. Таким образом,
указанной области соответствует полное расширение газа.'
Область истечения, в которой
Рг
Р1
называется сверхзвуковой, или за критической.
Она характеризуется для сходящегося сопла тем, что
с уменьшением отношения скорость истечения и расход
газа сохраняют неизменное значение. В этом случае давле-
ние на выходе из сопла оказывается критическим и больше
наружного. Следовательно, в указанной области расшире-
ние оказывается неполным, т. е. /\Р>А-
32
Таким образом, на выходе из сходящегося сопла полу-
чить сверхзвуковой поток (ш2 > а2 и М2 > 1) непрерывным
увеличением скорости невозможно.
На фиг. 13 показано влияние отношения давлений —
Pi
и начальной температуры газа ,Т\ на скорость истечения и
расход газа из сходящегося сопла.
Фиг. 13. Влияние отношения давлений и начальной температуры газа
на скорость истечения и расход газа из сходящегося сопла
Найдем максимальный расход газа из
видно, максимальный расход будет тогда,
ний будет критическим, т. е.
( 2 V-1
И+Т/
сходящегося сопла. Оче-
когда отношение давле-
k
Подставив это выражение в формулу (19'), получим
макс ~f* УТГЦ ХмаКС' (19
Для воздуха при обычной температуре (к =1,4) Хмакс =2,15.
( 4\
Для продуктов сгорания при температуре до 1200—1300° LU k —
Хмакс = 2,11.
Процесс истечения газа из сходящегося сопла в системе коорди-
нат р — v показан на фиг. 14, а.
3—256
33
Фиг. 14. Процесс истечения газа из сопла в системе координат р— v:
а — сходящееся» сопло; б — сверхзвуковое сопло
Здесь:
кривая 1-к— адиабата расширения газа в сходящемся сопле;
1-2 — адиабата расширения газа до давления окружающей среды;
площадь 1-к-а-с изображает адиабатическую работу истечения
газа, эквивалентную кинетической энергии газа, вытекающего со ско-
ростью звука, т. е.
о 2
WK-p а2 .
2^ 2g ’
площадь к-2-b-a изображает неиспользованную в сходящемся гопле
энергию избыточного давления газа и расходуемую на беспорядочное
расширение и вихреобразование потока вне сопла.
§ 12. СВЕРХЗВУКОВОЕ СОПЛО
(сопло Лаваля)
Для увеличения скорости истечения газа до сверхзвуко-
вой (при наличии достаточного перепада давлений) необхо-
димо, чтобы профиль сопла вначале имел вид сужающе-
гося, а затем расширяющегося канала (фиг. 15). Поэтому
сверхзвуковое сопло (сопло Лаваля) имеет две части: до-
звуковую — сходящуюся— и сверхзвуковую—расходящуюся.
В сходящейся части происходит ускорение потока до скоро-
сти звука. В наименьшем сечении сопла /чин скорость тече-
ния достигает местной скорости звука (М = 1), а давление,
температура и плотность — критических значений. В расхо-
дящейся части сопла происходит дальнейший разгон по-
тока — скорость газа становится сверхзвуковой, а давление
и температура газа продолжают снижаться до тех пор, пока
на выходе из сопла давление газа не станет равным наруж-
ному противодавлению.
34
Таким образом, характерной особенностью Сверхзвуко-
вого потока является то, что с увеличением скорости про-
ходные сечения потока возрастают (линии тока расходятся),
в то время как в дозвуковом потоке с увеличением скоро-
сти проходные сечения уменьшаются (линии тока сужа-
ются) .
Чем же объяснить такую особенность сверхзвукового
потока? Это объясняется различными законами изменения
скорости и плотности (удельного веса) газа в дозвуковой
и сверхзвуковой областях.
Рассмотрим изменение параметров потока газа в сверх-
звуковом сопле. В дозвуковой области скорость растет бы-
стрее, чем уменьшается плотность (удельный вес) газа, по-
этому из условий постоянства расхода газа в дозвуковой
части сверхзвукового сопла проходные сечения потока
должны уменьшаться. Это непосредственно вытекает из
уравнения неразрывности (11):
/• Gr const
' wy W( '
В сверхзвуковой области дальнейший рост скорости ока-
зывается возможным только за счет последующего интен-
сивного падения плотно-
сти, для чего в сверх-
звуковой части сопла про-
ходные сечения должны
расширяться.
‘Применяя расширяю-
щиеся сопла, можно полу-
чить большие сверхзвуко-
вые скорости истечения.
(уменьшением паружню-
го противодавления р2 и
( Рг \
отношения скорость
истечения из сверхзву-
кового сопла возрастает,
достигая максимума при
истечении в вакуум (для
• того случая площадь
/а = оо).
Изменение скорости
истечения и расхода газа
в расширяющемся сопле
Фиг. 15. Изменение параметров газа
в сопле Лаваля
3*
35
в зависимости от отношения давлений ~~ и температуры
показано на фиг. 13.
Как же найти потребную площадь выходного сечения сопла?
Из уравнения расхода газа
Gf -- /кр Ткр ----- /2^2(2
найдем
/ — г 2Д2 . И1'Г
72 7кр ?2 w2
(20)
где
1
Ткр (Ркр\
7 2 ~ \Р2 /
Скорость истечения w2 определяется по уравнению (16). Чем
больше срабатываемый перепад давлений в сопле, тем больше должно
быть отношение площади выходного сечения сопла к площади крити-
ческого сечения.
Максимальный расход газа через сверхзвуковое сопло опреде-
ляется начальными параметрами газа, а также площадью критиче-
ского сечения сопла
п — f Y
макс ~ 7Т макС’
Процесс расширения газа в расширяющемся сопле в системе
координат р—v изображен на фиг. 14,6. Здесь площадь l-2-b-c пред-
ставляет собой работу истечения газа, эквивалентную кинетической
энергии газа, вытекающего из расширяющегося сопла со сверхзвуко-
вой скоростью ~
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Что такое основные параметры газа и что они собой характе-
ризуют?
2. Как формулируется первый закон термодинамики?
3. Что такое теплоемкость газа и от чего она зависит?
4. Какие термодинамические процессы газа называются основ-
ными и каковы их свойства?
5. Как формулируется уравнение неразрывности потока газа?
"6. Как формулируется уравнение энергии потока?
7. Что такое полная энергия газа и из чего она складывается?
8. Какое течение называется энергетически изолированным?
9. Что такое параметры заторможенного потока газа и как они
определяются?
10. Какие факторы влияют на скорость истечения газа из сопла?
36
11. От чего зависит расход газа через сопло?
12. При каком условии наступает критический режим истечения
газа из сопла?
13. Чему равны критические скорость и давление газа на выходе
из сопла?
14. Можно ли на выходе из сужающегося насадка получить сверх-
звуковую скорость истечения газа?
15. Как происходит процесс расширения #аза в сверхзвуковом
сопле?
16. Как изменяются параметры газа в сверхзвуковом сопле?
17. От чего зависит расход и скорость истечения газа из сверх-
звукового сопла?
ГЛАВА II
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ЦИКЛЫ
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
§ 13. КРУГОВОЙ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОЦЕСС (ЦИКЛ)
Сочетание процессов, в результате которых газ возвра-
щается в исходное состояние, а параметры газа принимают
начальное значение, называется круговым тер мод и-
намическим процес-
Фиг. 16. Круговой термодинами-
ческий процесс (цикл)
с о м, или ц и к л о м.
Цикл изображается в си-
стеме координат р — ив ви-
де замкнутой кривой линии
(фиг. 16).
Примером кругового про-
цесса в природе является
круговорот воды (испарение
воды в реках, морях и т. д.
и выпадение ее в виде осад-
ков) .
Всякий круговой термо-
динамический процесс можно
представить состоящим из
двух процессов: сжатия (7-а-2) и расширения (2-Ь-1). Если
из работы расширения, изображенной в системе координат
Р — v площадью 2-Ь-1-т-п, вычесть работу сжатия (пло-
щадь l-a-2-п-т), то в результате мы получим полезную ра-
боту, произведенную рабочим телом за цикл. Эта работа
изобразится площадью l-a-2-b-l, т. е.
Т-'ц ^С‘
(21)
Таким образом, работа цикла изображается в системе
координат р — v площадью, ограниченной контуром цикла.
38
Связь между подведенным, отведенным теплом
и работой цикла
Применим уравнение (2) первого закона термодинамики
к круговому термодинамическому процессу (циклу):
q = Дм 4- ЛА.
здесь q = q{ — q^
q{ — подведенное тепло за цикл;
q{{ — отведенное тепло за цикл;
Дм — 0 (так как за цикл состояние газа не изме-
няется) ;
1 = АЦ.
Тогда
(22)
Следовательно, разность между подведенным и отведен-
ным теплом за цикл есть ие что иное, как тепло, превра-
щенное в полезную работу цикла.
В реактивных двигателях полезная работа газа за цикл
выражается в виде приращения кинетической энергии газа
внутри двигателя, т. е.
(23)
Термический к. п. д. цикла
Отношение тепла, эквивалентного полезной работе цикла,
к подведенному теплу называется термическим к. п. д.
цикла т. е.
_Х^ц == 1____' (24)
‘ q'
Термический к. п. д. характеризует экономичность цикла,
г. е. совершенство преобразования тепла в механическую
работу в идеальном двигателе.
Термический к. п. д. цикла меньше единицы, так как
в егда существуют тепловые потери, т. е. потери тепла, уно-
симого с выхлопными газами в окружающую среду.
39
§ 14. ОСОБЕННОСТИ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИХ ЦИКЛОВ
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Идеальные термодинамические циклы реактивных двига-
телей являются циклами с полным расширением рабочего
тела. Это означает, что газ в реактивных двигателях может
расширяться полностью, до атмосферного давления. В этом
и состоит особенность термодинамических циклов реакт и в и ых
двигателей по сравнению с циклами обычных поршневых
двигателей (без использования энергии выхлопных газов),
у которых процесс расширения всегда заканчивается тогда,
когда газ обладает еще значительным избыточным давле-
нием.
Отвод тепла в окружающую среду, без которого не мо-
жет совершаться в непрерывно действующей машине пре-
образование тепла в работу, происходит при постоянном
давлении на выходе из реактивного двигателя.
Другой особенностью термодинамических циклов реак-
тивных двигателей является то, что они совершаются в газе,
движущемся с большой скоростью, т. е. в потоке газа. При
этом скорость выхода газа из реактивного двигателя всегда
больше скорости, с которой газ в него поступает. Другими
словами, внутри реактивного двигателя всегда происходит
приращение кинетической энергии газа.
§ 15. КЛАССИФИКАЦИЯ ИДЕАЛЬНЫХ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИХ
ЦИКЛОВ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Идеальные (т. е. без потерь трения) термодинамические
циклы реактивных двигателей можно классифицировать
следующим образом (фиг. 17):
1. Циклы с подводом тепла при постоянном давлении
(р = const).
По этим циклам работают прямоточные и газотурбин-
ные реактивные двигатели с непрерывным установившимся
потоком газа.
2. Циклы с подводом тепла при постоянном объеме
(и = const).
По циклам с подводом тепла при и — const работают
прямоточные и газотурбинные реактивные двигатели с пуль-
сирующим потоком газа.
3. Двухфазные циклы с подводом тепла при постоянном
давлении р — const.
По этим циклам работают жидкостные реактивные дви-
гатели и пороховые ракетные двигатели.
40
Фиг. 17. Классификация термодинамических циклов реактивных двигателей;
а — при постоянном давлении; б — при постоянном объеме; в — двухфазные циклы с подводом тепла при постоянном давлении
§ 16. циклы С ПОДВОДОМ ТЕПЛА ПРИ постоянном
ДАВЛЕНИИ (р = const)
Четырехпроцессный адиабатический цикл
с подводом тепла при постоянном давлении
Рассмотрим идеальный термодинамический цикл турбо-”
реактивного двигателя, состоящего из диффузора, воздуш-
ного компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и
реактивного сопла. В диффузоре и компрессоре происходит
сжатие, в камере сгорания — подвод тепла, наконец, в тур-
бине и реактивном сопле—расширение рабочего тела.
Пусть:
1. Рабочим телом является воздух неизменного химиче-
ского состава с газовой постоянной R = 29,3 кгм/кг • град.
2. Теплоемкости рабочего тела (воздуха) не зависят от
температуры, и, следовательно, /->' Rу и
Ср = const, с — const, k — — = 1,4 = const,
и Су
где k — показатель адиабаты. - LJ
Будем полагать также, что: '-'У к
1. При движении газа во всех элементах двигателя отсут-
ствуют гидравлические потери (трение, завихрения и т. д.).
2. В процессах сжатия и расширения отсутствует тепло-
обмен между рабочим телом и окружающей средой. Это
означает, что процессы сжатия и расширения протекают
адиабатически.
3. Процесс подвода тепла к рабочему телу (при горении
топлива в потоке газа) происходит при неизменном давле-
нии.
Тогда в системе коор-
динат р— v (фиг. 18) та-
кой идеальный цикл изо-
бразится в виде фигуры
0-2-3-5, состоящей из адиа-
баты сжатия (0-2), изо-
бары подвода тепла (2-3),
адиабаты расширения
(3-5) и изобары отвода
тепла (5-0).
Цикл, состоящий из
двух адиабат и двух изо-
бар, назовем адиабатиче-
ским циклом р — const.
42
Адиабатический цикл р = const является основным тер-
модинамическим циклом современных реактивных двигате-
лей.
Отношение давления в конце процесса сжатия р2 к дав-
лению в начале процесса сжатия ро называется сте-
пенью повышения давления рабочего тела
(в процессе сжатия), т. е.
Отношение максимальной температуры газа Т3 к его ми-
нимальной (начальной) температуре То называется сте-
пенью подогрева рабочего тела, т. е.
Величины тс и <5 для реактивных двигателей являются
важными параметрами рабочего процесса двигателя; они
определяются конструкцией компрессора, жаропрочностью
материала лопаток турбины, а также высотой и скоростью
полета.
Термический к. п. д. адиабатического цикла р = const
можно определить по формуле (24):
г, = 1 _ Il Zt^’ ъ. У/ -
41 ’
здесь q1 — cp(T.3— Т2)—тепло, подведенное при по-
стоянном давлении;
qn = cp(T5—То) —тепло, отведенное при постоян-
ном давлении.
Подставив в формулу для термического к. п. д. значе-
ния <7j и q{{y получим
п — 1___?6~ 7 °
1 т3-т2‘
Выражение можно привести к виду
^=1------и- • (25)
7Г Л
В самом деле,
43
Но для адиабат сжатая 0-2 и расширения 3-5
Ы fe-1
- k тт k
Л т0^\р0) “
Следовательно,
Таким образом, термический к. п. д. адиабатического
цикла зависит от степени повышения давления рабочего
тела тс и с увеличением ее непрерывно растет.
Фиг. 19. Влияние степени повышения
давления на термический к. п. д. адиа-
батического цикла р = const
При тс = 1 термический к. п. д. цикла ^ = 0, т. е. в слу-
чае подвода тепла к рабочему телу при давлении окружаю-
щей среды тепло, подведенное к рабочему телу qv равно
теплу, унесенному с выхлопными газами q{[. При этом газ
никакой полезной работы не совершает, т. е. Ац — 0.
При тс-> со термический к. п. д. цикла vjz1 (фиг. 19).
Увеличение термического к. п. д. цикла с ростом степени
повышения давления тс физически объясняется улучшением
использования подведенного тепла. При увеличении степени
повышения давления в процессе сжатия рабочего тела уве-
личивается степень понижения давления газа при расшире-
нии рабочего тела. Следовательно, при постоянной темпера-
туре рабочего тела Л снижается температура рабочего тела
на выходе из двигателя Т5. При этом тепловые потери (с от-
работавшими газами) уменьшаются. Хотя одновременно
уменьшается и количество подведенного тепла qIt (из-за
44
роста температуры Т2), однако уменьшение количества
тепла, уносимого отработавшими газами происходит более
интенсивно, в результате чего термический к. п. д. растет.
Некоторые значения термического к. п. д. цикла как
функции степени повышения давления рабочего тела при-
ведены в табл. 1.
Таблица 1
тс 1 2 3 4 6 10 20 100
fit 0 0,18 0,27 0,327' 0,40 0,482 0,575 0,735
Характерно, что при тс = 10 термический к. п. д. цикла
все еще меньше 0,5. Это означает, что даже в идеальном
случае (при полном отсутствии гидравлических потерь)
свыше 50% подведенного тепла не получает полезного при-
менения в двигателе и отводится в виде неизбежных тепло-
вых потерь в окружающую среду.
Следует также обратить внимание та то, что термиче-
ский к. п. д. адиабатического цикла р— const не зависит
от количества подведенного тепла qv так как всякое увели-
чение подведенного тепла (посредством увеличения темпе-
ратуры Г3) вызывает пропорциональное увеличение отве-
денного тепла q{[ (из-за роста температуры Г5), отноше-
ние же — при этом остается
На фиг. 20 в системе ко-
ординат р — v сравниваются
два термодинамических цик-
ла с подводом тепла при
постоянном давлении р —
—• const: с полным расшире-
нием 0-2-3-5 (реактивного
двигателя) и неполным рас-
ширением 0-2-3-5' (поршне-
вого двигателя тяжелого топ-
лива) при условии равенства
степеней повышения давле-
ния рабочего тела и количе-
ства подведенного тепла.
неизменным.
Фиг. 20. Сравнение циклов
р — const с полным и непол-
ным расширением
45
Как следует из фиг. 20, адиабатический цикл р — const
реактивных двигателей с полным расширением характери-
зуется большей удельной работой, чем цикл р = const
поршневого двигателя с неполным расширением (на вели-
чину, эквивалентную площади 5'-5-0); следовательно, тер-
мический к. п. д. цикла с полным расширением газа больше,
чем термический к. п. д. цикла с неполным расширением.
Другие циклы с подводом тепла при постоянном давлении
Цикл р = const со ступенчатым подводом
тепла
В современных турбореактивных двигателях с форсаж-
ными камерами применяются циклы р = const со ступенча-
тым подводом тепла.
Фиг. 21. Цикл р = const со ступенчатым
подводом тепла
Цикл р = const со ступенчатым подводом тепла (фиг. 21)
состоит из адиабаты сжатия (0-2), двух адиабат расшире-
ния (3-4 и 6-7), двух изобар подвода тепла (2-3 и 4-6) и
изобары отвода тепла (вне двигателя — 7-0).
Таким образом, рассматриваемый ступенчатый цикл со-
стоит из двух циклов р = const, у которых тепло подво-
дится при различных давлениях. Естественно, что дополни-
тельный подвод тепла (по изобаре 4-6) увеличивает работу
всего цикла (на величину ДЛЦ). Однако термический
к. п. д. цикла со ступенчатым подводом тепла ниже терми-
ческого к. п. д. обычного адиабатического цикла р = const,
так как степень использования тепла при подводе его к ра-
бочему телу при пониженном давлении уменьшается.
46
Цикл р — const с изотермическим сжатием
Рассмотрим идеальный термодинамический цикл р — const (см.
фиг. 17, а) с изотермой сжатия (0-2и) и адиабатой расширения
(3-5а).
По этому циклу работают турбореактивные двигатели с системами
форсирования тяги путем впрыска охлаждающей жидкости (водо-
спиртовой или других смесей) в компрессор.
Изотермический процесс сжатия является идеальным процессом
сжатия с полным охлаждением рабочего тела (до начальной темпе-
ратуры).
Сравним этот цикл с ранее рассмотренным адиабатическим циклом
р = const при условии равных значений тс и Тз.
Как видно из фиг. 17, а, переход от адиабатического процесса
сжатия к изотермическому при указанных условиях увеличивает по-
лезную работу цикла (на величину, эквивалентную площади 0-2и-2а),
так как при этом уменьшается работа, затрачиваемая на сжатие ра-
бочего тела в компрессоре. Однако вместе с этим увеличивается и ко-
личество подводимого за цикл тепла:
— ср Ц3 7 о),
так как подогрев рабочего тела приходится теперь начинать от более
низких температур.
Расчеты показывают, что термический к. п. д. цикла с изотерми-
ческим процессом сжатия ниже, чем с адиабатическим, так как допол-
нительные затраты тепла не компенсируются увеличением полезной
работы цикла.
Цикл р = const с изотермой расширения
В тех случаях, когда в процессе расширения газа одновременно
происходит подвод тепла, идеальным циклом р = const (см. фиг. 17, а)
является цикл с адиабатой сжатия и изотермой расширения 3-5и.
Сравнивая указанный цикл с адиабатическим циклом р = const
при условии тс = const и Тз — const, мы видим, что переход к изотер-
мическому расширению увеличивает полезную работу цикла (на вели-
чину, эквивалентную площади 3-5и-5а). Однако термический к. п. д.
цикла при таком переходе также уменьшается, причем более значи-
тельно, чем в предыдущем случае.
Цикл р = const с изотермами
сжатия и расширения
Изотермический цикл 0-2и-3-5и (см. фиг. 17, а) по сравнению
с предыдущими циклами при условии тс = const и Т3 = const характе-
ризуется наибольшей полезной работой и наименьшим термическим
к. п. д.
Таким образом, переход от адиабатических процессов сжатия и
расширения к изотермическим увеличивает полезную работу цикла, но
уменьшает его экономичность.
47
§ 17. ИДЕАЛЬНЫЙ АДИАБАТИЧЕСКИЙ ЦИКЛ
С ПОДВОДОМ ТЕПЛА ПРИ ПОСТОЯННОМ ОБЪЕМЕ
Рассмотрим идеальный цикл с подводом тепла при по-
‘ стоянном объеме 0-2-3-5 (см. фиг. 17,6),
где 0-2 — адиабата сжатия;
2-3 — изохора подвода тепла;
3-5 — адиабата расширения;
5-0 — изобара отвода тепла.
Указанный цикл является идеальным для пульсирующих
газотурбинных реактивных двигателей, а также пульсирую-
щих прямоточных двигателей.
Термический к. п. д. адиабатического цикла v = const
зависит от степени повышения давления рабочего тела
Л 2 Р 3 3
в процессах сжатия к = — и подвода тепла •
С увеличением значений тс и X термический к. п. д. цикла
растет.
Характерно, что при полном отсутствии предваритель-
ного сжатия (до подвода тепла), т. е. при тс= 1, полезная
работа и термический к. п. д. цикла не равны нулю.
В этом частном случае цикл имеет вид криволинейного
треугольника (0-3'-5) (см. фиг. 17,6).
Таким образом, использование адиабатического цикла
v — const дает принципиальную возможность получать
в реактивном двигателе полезную работу даже при полном
отсутствии механического сжатия, или сжатия рабочего
тела за счет скоростного напора.
Произведем графически сравнение к.
Фиг. 22. Сравнение циклов р — const и
v = const с полным расширением
п. д. двух циклов (фиг. 22)
р — const (0-2-3'-5') и
v = const (0-2-3-5) при
условии равенства тс и Т3.
Сначала сравним циклы
р — const 0-2-3'-5' и 0-2-3"-5.
При равных значениях тс
указанные циклы р — const
имеют равные к. п. д.
Цикл 0-2-3"-5 по срав-
нению с циклом 0-2-3-5 ха-
рактеризуется меньшей по-
лезной работой при одном и
том же количестве отведен-
ного тепла (общая изоба-
ра 0-5). Следовательно, он
имеет и меньший термиче-
ский к. п. д.. Значит цикл
и = const имеет больший
к. п. д., чем цикл р — const
при тех же значениях тс и Т3.
48
§ 18. ДВУХФАЗНЫЙ ЦИКЛ С ПОДВОДОМ ТЕПЛА
ПРИ ПОСТОЯННОМ ДАВЛЕНИИ (р = const)
На фиг. 17, в представлен термодинамический цикл
(0-2-3-5), по которому работают жидкостные реактивные
двигатели (ЖРД) и пороховые реактивные двигатели
(ПРД). Он состоит из процессов сгорания рабочей смеси
(подвода тепла) при постоянном давлении (2-3), адиабати-
ческого расширения продуктов сгорания (3-5) и отвода их
ив двигателя при постоянном давлении (5-0). Этот цикл
условно замыкается изохорой 0-2, так как удельным объ-
емом жидкого или твердого топлива по сравнению с объ-
емом газообразных продуктов сгорания можно пренебречь
Двухфазным этот цикл называется потому, что рабочее
тело (топливо) здесь пребывает в двух фазах — жидкой
(или твердой) и газообразной.
В цикле ЖРД (или ПРД) полезная работа эквива-
лентна приращению кинетической энергии газов, вытекаю-
щих из реактивного сопла двигателя.
Термический к. п. д. цикла ЖРД (или ПРД) характе-
ризуется отношением количества тепла, эквивалентного ки-
нетической энергии газов на выходе из двигателя, к коли-
честву тепла, подведенного в камеру сгорания двигателя:
АЦ
Термический к. п. д. цикла ЖРД (или ПРД) зависит
/М
Р& J
в основном от степени расширения газов в двигателе
Вследствие того, что при сгорании рабочей смеси давление
газов в камере сгорания ЖРД или ПРД достигает боль-
ших значений, термический к. п. д. цикла этих двигателей
является сравнительно высоким (порядка 0,4—0,6).
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Что такое круговой термодинамический процесс?
2. Что такое работа цикла?
3. Каково соотношение между полезной работой цикла, подве-
денным и отведенным теплом?
4. Что называется термическим к. п. д. цикла?
4-256
49
5. Как изображается в системе Координат р — v адиабатический
цикл р = const?
6. Чему равен термический к. и. д. цикла р — const и от чего за-
висит его численное значение?
7. Зависит ли термический к. п. д. идеального цикла р — const от
максимальной температуры рабочего тела?
8. Как влияет введение охлаждения при сжатии и подогрева при
расширении на работу и термический к. п. д. цикла р = const?
9. Как изображается в системе координат р — v цикл р = const
со ступенчатым подводом тепла.
10. Как изображается в системе координат р — v адиабатический
цикл v — const? От чего зависит термический к. п. д. этого цикла?
11. Как изображаются в системе координат р — v циклы ЖРД
или ПРД?
12. Как сравнить при одной и той же степени повышения давле-
ния различные циклы реактивных двигателей. Какой из них обладает
наибольшим термическим к. п. д.?
РАЗДЕЛ ВТОРОЙ
АВИАЦИОННЫЕ КОМПРЕССОРЫ И ТУРБИНЫ
(Лопаточные машины)
ГЛАВА III
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЛОПАТОЧНЫХ МАШИНАХ
§ 19. ПОНЯТИЕ О ЛОПАТОЧНЫХ МАШИНАХ
Важнейшими и неотъемлемыми элементами современных
газотурбинных двигателей являются лопаточные машины.
Лопаточными называются машины, у которых основным
рабочим элементом служит вращающееся колесо (ротор),
снабженное лопатками. Такие машины очень многообразны.
К их числу относятся, например, воздушные винты, ком-
прессоры, вентиляторы, турбины и др. В настоящем разделе
рассматриваются только те лопаточные машины, у которых
в качестве рабочего тела используется воздух или газ и ко-
торые служат либо для повышения давления воздуха за
счет подвода внешней механической энергии, либо для пре-
вращения энергии потока газа в механическую энергию.
К первым относятся воздушные компрессоры, ко вторым —
газовые турбины.
Всякая лопаточная машина состоит из рабочего колеса —
ротора и неподвижного направляющего аппарата — ста-
тора. Передача механической энергии от внешнего источ-
ника к рабочему телу (в компрессоре) и отвод ее от рабо-
чего тела к внешнему потребителю (в турбине) осуще-
ствляется посредством лопаток рабочего колеса. Рабочая
лопатка является посредником между рабочим телом и по-
требителем или источником внешней энергии. Таким обра-
зом, полная энергия воздуха или газа в роторе лопаточной
машины изменяется. Она возрастает в рабочем колесе ком-
прессора и убывает в рабочем колесе турбины.
Статор.также служит для преобразования энергии по-
тока, однако без совершения внешней работы (без подвода
4
51
или отвода ее). Другими словами, в статоре происходит пре-
вращение кинетической энергии потока в потенциальную
энергию давления газа, либо, наоборот, потенциальной энер-
гии в кинетическую энергию газа; величина полной энер-
гии потока при этом преобразовании остается неизмен-
ной. Например, в диффузоре центробежного компрессора
или в направляющих аппаратах осевого компрессора за
счет уменьшения скорости воздуха происходит увеличение
его давления и температуры; в сопловом аппарате турбины
за счет понижения температуры и давления газа происхо-
дит увеличение скорости газа.
Фиг. 23. Классификация лопаточных машин
Ротор и статор образуют ступень лопаточной машины.
Несколько ступеней, установленных последовательно, со-
ставляют многоступенчатую л-опаточную машину.
Лопаточные машины бывают одно-, двух- и многоступен-
чатые.
В зависимости от направления движения воздуха (газа)
по отношению к рабочему колесу лопаточные машины под-
разделяются на центробежные и осевые. В цен-
тробежных машинах воздух или газ перемещается по ра-
диальным направлениям (от центра к периферии рабочего
колеса), в осевых машинах — движение рабочего тела про-
исходит по цилиндрическим поверхностям, соосным ротору.
Воздушные компрессоры (центробежные и осевые) и га-
зовые турбины (преимущественно осевого типа) получили
широкое применение в турбореактивных и турбовинтовых
двигателях.
Лопаточные машины характеризуются наличием только
вращательного движения элементов, что обусловливает их
52 /
компактность, конструктивную простоту и хорошую уравно-
вешенность. Они обеспечивают большие расходы газа и по-
этому весьма удобны для применения в реактивных дви-
гателях.
Классификация лопаточных машин дата на фиг. 23.
§ 20. ПОНЯТИЕ ОБ ОТНОСИТЕЛЬНОМ И АБСОЛЮТНОМ
ДВИЖЕНИЯХ
Частицы газа, перемещаясь в рабочем колесе лопаточ-
ной машины, совершают сложное движение. Движение их
по отношению к лопаткам ротора называется относи-
тельным и происходит с относительной скоростью w.
Вместе с рабочим колесом частицы газа переносятся в на-
правлении его вращения, т. е. участвуют в переносном дви-
жении со скоростью, равной окружной скорости колеса и.
Действительное движение газа в колесе по отношению
к неподвижному наблюдателю называется абсолютным
и совершается с абсолютной скоростью с.
Скорость движения газа является вектором, т. е. величи-
ной, имеющей определенное численное значение и направ-
ление.
Вектор обычно изображается в виде стрелки, длина ко-
торой пропорциональна численному значению изображае-
мой величины.
Таким образом, относительная, переносная и абсолютная
скорости могут быть изображены в виде векторов и обозна-
чены так: w, и, с. Так как абсолютное движение является
результатом, суммой относительного и переносного движе-
ний, то вектор абсолютной скорости является суммой век-
торов относительной и переносной скоростей, т. е.
с = w 4- и. (26)
Для нахождения неизвестной абсолютной скорости по
заданным значениям окружной и относительной скоростей
необходимо отложить вектор w и из конца его провести
вектор и; тогда замыкающая сторона треугольника даст
искомый вектор с.
53
Фиг. 24. Движение пассажира по эскалатору метро
Для определения неизвестной относительной скорости w
по заданным значениям с и и нужно решить уравнение (26)
относительно w:
w = с Н- (—«).
(26')
Следовательно, для нахождения вектора w необходимо
отложить вектор с и из конца его провести вектор и, взя-
тый с обратным знаком. Тогда замыкающая сторона тре-
угольника даст искомый вектор w.
Сложение, а также разложение скоростей производится
при помощи треугольников скоростей.
Приведем несколько примеров сложения и разложения
скоростей:
1. Простейшим случаем сложения скоростей, направлен-
ных вдоль одной линии, является движение пассажира по
эскалатору метро (фиг. 24). Алгебраическая сумма относи-
тельной и переносной скоростей дает абсолютную скорость
пешехода по отношению к неподвижному наблюдателю.
Фиг. 25. Переправа па лодке через реку
54
2. Гребец переправляется на лодке из пункта Л в пункт Б
с относительной скоростью w (относительно воды). Ско-
рость течения реки равна и. Геометрическая сумма скоро-
стей w и и составляет абсолютную скорость движения
лодки с. Очевидно, что течение снесет лодку вниз по реке
и гребец попадет вместо пункта Б в пункт С. (фиг. 25, а).
Фиг. 26. Движение дождевых Фиг. 27. Полет самолета с бо-
капель по стеклу окна движу- новым ветром
щегося вагона
Для того чтобы попасть в пункт Б, лодку необходимо
направить против течения так, чтобы сумма относительной
скорости w и скорости течения воды и дала вектор с же-
лаемого направления (фиг. 25,6). Определение w произво-
дим по формуле (26х).
3. Во время дождя при безветрии капли падают на
землю отвесно, однако на окне движущегося вагона поезда
(фиг. 26) они оставляют косые следы. Если сложить ско-
рость движения вагона и, взятую с обратным знаком,
с абсолютной скоростью вертикального движения капель с,
то сумма их будет равна w — относительной скорости дви-
жения капель по стеклу окна.
4. На фиг. 27 графически найдена абсолютная ско-
рость с самолета, летящего со скоростью w (относительная
скорость движения) при боковом ветре со скоростью и (пе-
реносная скорость движения).
55
Выберем три характерных направления (оси координат):
осевое — ось а, радиальное — ось г и окружное — ось и
и будем относить к ним в дальнейшем составляющие абсо-
лютной скорости движения газа (фиг. 28).
и
Фиг. 28. Система координат примени-
тельно к лопаточной машине
Следовательно, выражения са, ст и си есть не что ииое,
как осевая, радиальная и окружная составляющие абсо-
лютной скорости.
§ 21. РОЛЬ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ УЧЕНЫХ И НОВАТОРОВ
ТЕХНИКИ В РАЗВИТИИ ЛОПАТОЧНЫХ МАШИН
Теоретической базой развития лопаточных машин являются термо-
динамика — наука о взаимных превращениях тепла и работы и гидро-
динамика— наука о движении жидкости под действием сил.
В создании основ этих наук (середина 18 в.) велика роль
Российской Академии наук в лице выдающихся ее ученых Ми-
хаила Васильевича Ломоносова, Леонарда Эйлера и Даниила Бер-
нулли.
М. В. Ломоносов является создателем современной молекулярно-
кинетической теории тепла. Он впервые высказал всеобщий закон
сохранения вещества и движения (закон Ломоносова), частными
случаями которого являются закон сохранения энергии и первый закон
термодинамики.
Леонарду Эйлеру принадлежит вывод основных уравнений движе-
ния жидкости.
Даниил Бернулли вывел известное уравнение, устанавливающее
связь между давлением и скоростью движения жидкости.
Дальнейшим вкладом в науку, приведшим к созданию газовой
динамики, без которой было бы немыслимо создание и развитие тео-
.56
рии лопаточных машин и реактивных двигателей, явились фундамен-
тальные работы Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина по теории крыла.
Н. Е. Жуковский является признанным создателем эксперимен-
тальной аэродинамики. Знаменитая теорема Н. Е. Жуковского о подъ-
емной силе профиля в решетке явилась основой для исследования и
развития осевых компрессоров и турбин.
На основе фундаментальных работ Н. Е. Жуковского и С. А. Чап-
лыгина советские ученые: Б. С. Стечкин, К. А. Ушаков, В. В. Уваров,
В. И. Дмитриевский и другие, разработали современную теорию лопа-
точных машин; советские опытно-конструкторские бюро под руковод-
ством А. М. Люлька, В. Я. Климова, С. К. Тумапского, Н. Д. Кузне-
цова, В. А. Добрынина и др. создали первоклассные образцы ‘авиацион-
ных компрессоров и турбин.
§ 22. ИДЕАЛЬНЫЙ И ДЕЙСТВИТЕЛЬНЫЙ ПРОЦЕССЫ
СЖАТИЯ В КОМПРЕССОРЕ
Рассмотрим принцип действия поршневого компрессора,
схематически изображенного на фиг. 29. Процесс сжатия
воздуха в таком компрессоре можно представить как по-
следовательное чередование трех процессов: 1) наполнения
воздухом при начальном давлении р{ (Ь-1), 2) сжатия от
начального давления р\ до конечного давления р% (1-2),
3) выталкивания сжатого воздуха при давлении ра (2-а).
Для определения работы, затраченной на сжатие воз-
духа в компрессоре, необходимо сложить работы в этих
процессах, т. е.
Аж = А + А. + Ai/Z-
Помня, что работа газа в любом процессе графически
изображается площадью, лежащей под линией процесса, и
руководствуясь правилом знаков для работы, найдем:
работу наполнения L^—ppv^. Эта работа выражается
площадью b-l-d-O\
2
работу процесса сжатия Lc ——Эта работа вы-
1
ражается площадью l-2-c-d-,
работу выталкивания А=^=—Р^2- Эта работа выра-
жается площадью 2-а-О-с.
Графически складывая площади l-2-c-d и 2-а-О-с и вы-
читая площадь b-1-d-O, получим
2 2
= Р^ ~ Р^ + Р^х = “
1 1
что равно площади l-2-a-b (фиг. 30).
57
СП
ОО
Фиг. 29. Принцип действия поршневого компрессора:
а — наполнение; б — сжатие; в — выталкивание
Следовательно, работа сжа-
тия в поршневом компрессоре
изображается в системе коор-
динат р — v площадью, лежа-
щей слева от линии процесса.
Приведенное объяснение
принципа действия поршневого
компрессора справедливо и для
любого другого типа компрес-
сора: центробежного, осевого
и т. д., так как процесс сжатия
в любом компрессоре можно
расчленить на три таких же
Фиг. 30. Работа сжатия пор-
шневого компрессора
составляющих процесса.
Пусть точка 1 (фиг. 31) характеризует состояние рабо-
чего тела на входе в компрессор. Тогда при отсутствии
гидравлических потерь (трения) процесс сжатия в компрес-
соре от начального давления р\ до конечного давления р2
изобразится адиабатой 1-2а. В идеальном случае (при от-
сутствии потерь) площадь 1-2а-а-Ь представит собой адиа-
батическую работу
сжатия газа в компрессоре, равную
^ад. к
Адиабатическая работа компрессора является важным
понятием в теории компрессоров. Она характеризует полез- .
ный эффект компрессора.
Представим адиабатическую работу компрессора в другом виде:
Фиг. 31. Процесс сжатия рабочего тела
в компрессоре
59
Из уравнения адиабаты (8) следует, что
й-1
Л-1
. k
к
где тск— степень
ставляя значение
повышения давления воздуха в компрессоре. Под-
—jr1- в уравнение адиабатической работы, получим
. / л-1 \
'ад. к —
(27')
ср k — 1 (ср
воздуха -г- и —т— их цифровыми значениями'-г =
гт. К \ /1
Заменяя для
_ k— 1
= 102,6; —— = 0,286), окончательно получим
£ад.к = 102,57; (т^’286 -!). (27")
Таким образом, адиабатическая работа компрессора (при данной
температуре на входе в компрессор) однозначно связана со степенью
повышения давления воздуха в компрессоре. Другими словами, вся-
кому значению соответствует определенное значение адиабатиче-
ской работы (при температуре 7’1 = const).
Действительный процесс сжатия происходит с трением
и, значит, сопровождается подводом тепла от трения. Сле-
довательно, действительный процесс сжатия является не
адиабатическим, а политропическим процессом, причем по-
литропа сжатия 1-2 в системе координат р — v проходит
более круто, чем адиабата (см. фиг. 31).
Таким образом, затрачиваемая при наличии трения по-
литропическая работа сжатия в компрессоре эквивалентна
площади l-2-a-b.
Разность между политропической и адиабатической ра-
ботами сжатия называется дополнительной работой сжатия.
Она обусловлена подогревом газа за счет подвода тепла
трения и, следовательно, увеличением его удельного объема,
в результате чего при одинаковом повышении давления ра-
бочего тела приходится затрачивать большую работу.
Внешняя работа, передаваемая на привод компрессора
от постороннего источника энергии, называется эффек-
тивной работой компрессора. Эффективная работа ком-
прессора складывается из политропической работы сжатия,
работы трения и приращения кинетической энергии газа
в компрессоре.
Совершенство или эффективность компрессора с точки
зрения существующих в нем гидравлических потерь при-
нято оценивать коэффициентом полезного действия.
60
Коэффициентом полезного действия компрессора назы-
вают отношение минимально потребной работы сжатия, рав-
ной адиабатической работе компрессора /,ад. к, к эффектив-
ной работе компрессора LK, т. е.
^ад. к
~цг
(28)
Коэффициент полезного действия компрессора показы-
вает, какая доля работы, затраченной на сжатие воздуха
и преодоление гидравлических сопротивлений, переходит
в полезную работу сжатия. Таким образом, к. п. д. ком-
прессора характеризует степень конструктивного совершен-
ства компрессора с точки зрения гидравлических потерь.
§ 23. ИДЕАЛЬНЫЙ И ДЕЙСТВИТЕЛЬНЫЙ ПРОЦЕССЫ
РАСШИРЕНИЯ В ТУРБИНЕ
Рассмотрим процесс расширения газа в турбине в си-
стеме координат р— v (фиг. 32).
Пусть точка 3 характеризует начальное состояние по-
тока газа на входе в турбину (давление р3, температуру Г3
и абсолютную скорость газа с3).
Фиг. 32. Процесс расширения рабочего тела
в турбине
При отсутствии трения процесс расширения газа от на-
чального давления р3 до давления на выходе р4 изобра-
зится адиабатой 3-4а.
Аналогично работе компрессора работу турбины можно
расчленить на три процесса: 1) процесс наполнения а-3;
61
2) процесс расширения 3-4а и 3) процесс выталкива-
ния 4а-Ь.
В идеальном случае (при отсутствии потерь) площадь
а-3-4а-Ь представит собой адиабатическую работу расшире-
ния газа в турбине, равную
Представим адиабатическую работу турбины в другом вид©:
г _ СР т Л _ Т^а >
ъад. т —-д~ 1 3 I 1 у
Из уравнения адиабаты (8) следует, что
k—1
Д С Рэ \ k _ й
Tia \Pi)
где
тгт — степень понижения давления газа в турбине.
7
Подставляя значение в формулу адиабатической работы, по-
* з
лучим
Т _____________ Р Т 1 _________________
'-ад. т — 1 3
Й-Г
щ A k
Рз) -I
(29')
Ср
Заменяя для продуктов сгорания при 7*3 = 1100 — 1300° абс. и
6-1 (Ср Ь-\ 1\
•—-— их численными значениями ~д~ — ‘*°> —()> получим
L„.T-1187,(1--^.'). (29")
выше начальная
Адиабатическая работа
температура газа Д и чем
в турбине, равная
турбины тем больше, чем
больше степень понижения давления газа
_ _ Рз
7Г<г — •
Р-1
давления газа к противодавлению на вы-
т. е. отношение начального
ходе из турбины.
Действительный процесс расширения газа в турбине
происходит с трением, а следовательно, сопровождается
подводом тепла от трения. Таким образом, действительный
процесс расширения газа является не адиабатическим, а по-
62
литропичеоким процессом, причем политропа расширения
3-4 в системе координат р — v (см. фиг. 32) проходит бо-
лее полого, чем адиабата.
Площадь а-З-4-b представляет собой политропическую
работу расширения турбины. Политропическая работа тур-
бины больше адиабатической на величину, эквивалентную
площади 3-4-4а. Дополнительная работа расширения газа
(или, как ее еще иначе называют «возвращенное тепло»)
обусловлена подогревом газа от трения, в результате чего
при том же уменьшении давления подогретый газ в состоя-
нии произвести большую работу.
Не следует, однако, думать, что трение увеличивает
эффективную работу турбины. Эффективная работа тур-
бины, т. е. работа, переданная на вал турбины, равна поли-
тропической работе, уменьшенной на потери трения и при-
ращение кинетической энергии газа. Потери же трения
всегда больше дополнительной работы расширения газа.
F Совершенство турбины с точки зрения гидравлических
потерь оценивается коэффициентом полезного действия
(к. п. д.).
Коэффициентом полезного действия тур-
бин ы называют отношение эффективной работы турбины
к максимально возможной работе расширения газа (при
отсутствии потерь), равной адиабатической работе Аадт, т. е.
% = (30)
*-ад. т
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Какие машины называются лопаточными?
2. Что такое компрессор и турбина, каково их назначение?
3. Из каких основных элементов состоит всякая лопаточная ма-
шина?
4. Почему действительные процессы в компрессоре и турбине яв-
ляются политропическими?
5. Почему политропическая работа компрессора (турбины) больше
адиабатической?
6. Почему адиабатическая работа является мерой работы компрес-
сора и турбины?
7. Что называется коэффициентом полезного действия компрессора
и турбины?
ГЛАВА IV
ЦЕНТРОБЕЖНЫЕ КОМПРЕССОРЫ
Авиационные центробежные компрессоры нашли широ-
кое применение в современных турбореактивных двигате-
лях, а также в турбо-стартерах — агрегатах для запуска
мощных газотурбинных двигателей.
Широкому использованию центробежных компрессоров
в реактивных двигателях способствовали их конструктивная
простота, высокая надежность в эксплуатации, относительно
малый вес и возможность обеспечения больших степеней
повышения давления воздуха в одной ступени.
§ 24. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА
Центробежным называют такой компрессор, у ко-
торого повышение давления воздуха в рабочем колесе про-
исходит под действием центробежных сил инерции, возни-
кающих при его вращении.
Повышение давления воздуха в рабочем колесе можно
объяснить следующим образом (фиг. 33). Мысленно разде-
лим массу воздуха, заполняющую межлопаточный канал
рабочего колеса, на тонкие концентрические слои и выде-
лим один из них. Рассмотрим силы, действующие на выде-
ленный слой воздуха (или, иначе говоря, на элементарную
массу). На нижнюю грань cd слоя действует давление р\
от нижернеположенных слоев воздуха, на верхнюю же
грань ab действует давление р% от вышерасположенных
слоев. Кроме того, к центру тяжести выделенной элемен-
тарной массы воздуха приложена центробежная сила инер-
64
ции, направленная вдоль радиуса от центра к периферии
и равная
ДР,. = Д m • га)2 = гад2.
ц ё
Так как система находится в динамическом равновесии,
то сумма проекции сил, действующих на выделенный слой
воздуха, равна нулю1 (с учетом сил инерции), т. е.
Фиг. 33. К объяснению явления повышения
давления рабочего тела в центробежном колесе
откуда при допущении, что /1=/2 = /, следует
А = Pi + -у = Pi + ДР > Pi-
Таким образом, давление воздуха постоянно нарастает
от слоя к слою, от центра к периферии.
На фиг. 34 изображена принципиальная схема центро-
бежного компрессора.
Основными элементами центробежного компрессора яв-
ляются:
— входное устройство;
1 При этом мы не учитываем веса воздуха, силы трения и пола-
гаем, что относительная скорость воздуха в канале также не изме-
няется.
6-256
65
Фиг. 34. Принципиальная схема центробежного компрессора:
/ — входное устройство; // — рабочее колесо; /// — диффузор; IV — выходное устрой-
ство; 0-0 — сечение на входе в компрессор; /-/ — сечение на входе в рабочее колесо;
2-2 — сечение на выходе из рабочего колеса; 3-3 — сечение на выходе из диффузора;
4-4 — сечение на выходе из компрессора
— рабочее колесо;
— диффузор;
— выходное устройство.
Входное устройство служит для того, чтобы подвести
воздух к рабочему колесу с минимальными потерями и
в необходимом направлении (осевом или с предварительной
закруткой). Для равномерного заполнения рабочего колеса
воздухом входное устройство устраивают в виде сужающе-
гося канала (конфузора), в котором происходит некоторое
увеличение скорости. При этом температура и давление
воздуха несколько снижаются, а скорость воздуха вырав-
нивается. У современных центробежных компрессоров осе-
вая составляющая скорости на входе в рабочее колесо до-
ходит до 160—180 м/сек, а возникающее при этом разре-
жение составляет
Ду/= 0,15-4—0,20 кг/см2.
Рабочее колесо (ротор) является главным элементом
центробежного компрессора. Оно предназначено для того,
66
Фиг. 35. К объяснению явле-
ния передачи энергии воздуху
от рабочего колеса компрес-
сора
чтобы передавать воздуху по-
средством лопаток внешнюю
механическую энергию. Это
происходит следующим обра-
зом (фиг. 35).
При вращении рабочего ко-
леса ведущая поверхность ло-
патки (+), непосредственно
воздействуя на сжимаемый
воздух в межлопаточном кана-
ле, дополнительно увеличивает
его давление. В то же время
на ведомой поверхности лопат-
ки (—) повышение давления
происходит в меньшей степени.
Разность давлений на обе по-
верхности лопаток обусловли-
вает образование момента сопротивления вращению колеса,
который преодолевается равным ему внешним моментом
вращения, приложенным к валу.
При протекании воздуха в межлопаточных каналах ра-
бочего колеса давление, температура и скорость его возра-
стают. Повышение давления воздуха в рабочем колесе за-
висит главным образом от окружной скорости колеса. По-
следняя в современных конструкциях компрессоров доходит
до 480—520 м/сек. В рабочем колесе давление повышается
в 2—2,5 раза, а температура — на 80—120°Ц.
Диффузор (статор). С целью использования значитель-
ной скорости воздуха на выходе из рабочего колеса (при-
мерно равной окружной скорости колеса) для дополнитель-
ного повышения давления на выходе из рабочего колеса
применяют неподвижные направляющие каналы — диффу-
зоры. При движении воздуха в диффузоре давление и тем-
пература его возрастают, скорость же уменьшается до
200—150 м/сек.
Выходное устройство (см. фиг. 34) служит для сбора
сжатого воздуха и подвода его к потребителю (в ТРД —
к камере сгорания). В ряде случаев выходное устройство
как естественное продолжение диффузора используют для
дальнейшего торможения потока; при этом давление и тем-
пература воздуха в выходном устройстве продолжают на-
растать.
На выходе из компрессора скорость воздуха обычно со-
ставляет около 100 м/сек.
5*
67
Фиг. 36. Изменение параметров воздуха в эле-
ментах центробежного компрессора:
О, /, 2, 3, 4 — сечения потока (см. фиг. 34)
На фиг. 36 приведены примерные кривые изменения па-
раметров воздуха (давления, температуры и скорости) при
прохождении его по элементам центробежного компрессора.
В рабочем колесе за счет подвода механической энергии
извне одновременно растут и теплосодержание и кинетиче-
ская энергия газа. Во входном и выходном устройстве,
а также в диффузоре энергия извне к воздуху не подво-
дится, поэтому в этих элементах происходит лишь перерас-
пределение полной энергии газа между ее составляющими:
кинетической энергией и теплосодержанием.
Центробежные компрессоры современных ТРД имеют
степени повышения давления тск = 4,5—Н5,5 при расходах
воздуха <7в = 40-4—50 кг/сек, и к. п. д., доходящем до
0,78—0,80.
68
§ 25. ВХОД ВОЗДУХА В РАБОЧЕЕ КОЛЕСО
Назначение входного устройства, как уже указывалось,
состоит в том, чтобы подвести воздух к рабочему колесу
в необходимом направлении с минимальными потерями
(фиг. 37).
Существует большое разнообразие конструктивного вы-
полнения входных устройств (прямые и коленообразные
патрубки, входные улитки, кольцеобразные каналы).
Фиг. 37. Входное устройство центробежного компрессора:
а — общий вид входного устройства; 6 — вид в разрезе
69
Фиг. 38. Условие обеспечения безударности входа
на лопатку:
а — прямые лопатки; б — изогнутые лопатки
Однако независимо от конструктивной схемы все входные
устройства имеют вид суживающихся каналов, в которых
происходит нарастание скорости потока. Опыт показал, что
в этом случае происходит более равномерное заполнение
рабочего колеса. С этой же целью в ряде случаев приме-
няют специальные разделители потока, которые выравни-
вают скорость потока перед рабочим колесом.
Вместе с тем входные устройства обеспечивают либо
осевой подвод воздуха к рабочему колесу, либо подвод
воздуха с предварительной закруткой в сторону вращения
рабочего колеса.
Во всех этих случаях главным является обеспечение ми-
нимальных потерь на входе в рабочее колесо. С этой целью
необходимо предотвратить при обтекании лопаток возник-
новение гидравлических ударов и ударных волн (скачков
уплотнения).
Для предотвращения возникновения гидравлических уда-
ров, т. е. для обеспечения безударного входа в рабочее ко-
лесо, относительная скорость потока Wi должна быть на-
правлена по касательной к лопатке (фиг. 38).
Для предотвращения появления скачков уплотнения при
обтекании лопаток необходимо, чтобы относительная ско-
рость Wi воздуха не превышала некоторого предельного
значения, которое принимают обычно равным 85—90% от
местной скорости звука, т. е.
М = = 0,85 4-0,90,
где Wi — относительная скорость потока на максимальном
радиусе входного устройства;
al^l/kgRr1a20VT1 — местная скорость звука на
входе в рабочее колесо.
70
Рассмотрим, как выполняются эти условия при осевом
входе воздуха в рабочее колесо и при наличии предвари-
тельной закрутки воздуха на входе в сторону вращения ра-
бочего колеса.
Предотвращение гидравлического удара
Осевой вход воздуха
в рабочее колесо
Для удобства рассуждений рассечем рабочее колесо ци-
линдрической поверхностью на среднем радиусе входа г1ср
и развернем полученное сечение в плоскости; в результате
этого получим так называемую плоскую решетку рабочего
колеса (фиг. 39).
Пусть и\ — окружная скорость лопаток на радиусе г1ср;
Ci = С\а — абсолютная скорость воздуха перед рабочим
колесом.
Найдем относительную скорость о/г.
4- (- «О,
т. е. для графического определения относительной скорости
необходимо из конца вектора абсолютной скорости отло-
жить вектор окружной скорости, взятый с обратным зна-
ком. Замыкающая сто-
рона треугольника ско-
рости и будет относи-
тельной СКОРОСТЬЮ W\.
Из фиг. 39 следует,
что скорость До] направ-
лена к лопаткам под
углом аь где
Для того чтобы пре-
дотвратить гидравличе-
ский удар при осевом
входе воздуха, необхо-
димо изогнуть входные
кромки лопаток рабо-
чего колеса в сторону
вращения также под
Фиг. 39. Обеспечение безударного
осевого входа в рабочее колесо
71
Фиг. 40. Работа вращающегося направляющего аппарата на нерасчет-
ном режиме:
а — при уменьшении расхода воздуха; б — при увеличении расхода воздуха
углом т. е. чтобы вектор W] был направлен по касатель-
ной к лопатке.
Таким образом, безударный осевой вход в рабочее ко-
лесо обеспечивается изгибом входных кромок рабочих лопа-
ток в сторону вращения.
Изогнутые кромки лопаток называют вращающим-
ся направляющим аппаратом (ВИА). В ряде
случаев вращающийся направляющим аппарат выполняют
в виде отдельной крыльчатки.
Следует иметь в виду, что угол изгиба лопатки непостоя-
нен вдоль радиуса. С увеличением окружной скорости вдоль
радиуса рабочего колеса и\ — Г\ со угол изгиба лопаток 04
ВНА растет.
Изгиб входных кромок лопаток ротора устраняет гидрав-
лический удар только на определенном, расчетном режиме
работы, когда отношение — остается постоянным. Если
воздух на выходе из компрессора при заданной окружной
скорости рабочего колеса дросселировать (т. е. уменьшать
расход воздуха), то направление относительной скорости
будет изменяться. Отклонение относительной скорости от ее
направления на расчетном режиме (т. е. от касательной
к лопатке) вследствие уменьшения расхода воздуха будет
приводить к появлению гидравлического удара в вогнутую
часть лопатки (фиг. 40, а). В этом случае на выпуклой
стороне лопатки образуется неустойчивая вихревая пелена,
имеющая тенденцию к самораспространепию. Распростра-
нение ее под действием центробежных сил инерции вте-
72
кающих струек еще больше суживает уменьшившееся про-
ходное сечение потока, в результате чего расход воздуха
уменьшается еще больше. В итоге подача воздуха может
совсем прекратиться, а давление, развиваемое компрессо-
ром, резко упасть. В последующий момент вихревая пелена
смывается, при этом расход воздуха и давление, развивае-
мое компрессором, увеличиваются. Указанное явление пе-
риодически повторяется с большой частотой. В связи с этим
компрессор работает неустойчиво, с пульсациями — насту-
пает «помпаж».
При увеличении расхода воздуха (фиг. 40, б) возникаю-
щие вихри на вогнутой стороне лопатки оказываются доста-
точно устойчивыми, так как прижимаются потоком входя-
щего воздуха. Компрессор работает в этом случае устой-
чиво.
Вход воздуха в рабочее колесо
с предварительной закруткой
в сторону вращения
рабочего колеса
Предварительная закрутка на входе может создаваться
неподвижным направляющим аппаратом, установленным
перед рабочим колесом и имеющим вид системы лопаток
с последующими- разделителями потока (см. фиг. 37) или
входной улиткой (фиг. 41). В этом случае абсолютная ско-
рость потока на входе Ci имеет окружную составляю-
щую с\и, направленную в сто-
рону вращения колеса.
Найдем величину предвари-
тельной закрутки воздуха для
осуществления безударного вхо-
да в рабочее колесо с прямыми
лопатками (фиг. 42). Так как
относительная скорость должна
быть направлена вдоль лопат-
ки, то Wi — с1и.
Для определения абсолют-
ной скорости С\ воспользуемся
правилом сложения векторов:
Н = +
Фиг. 41. Входная улитка
согласно которому абсолютная
скорость определится как за-
73
Ui=c1u
Фиг. 42. Обеспечение безударного
входа при прямых лопатках рабо-
чего колеса
мыкающая сторона тре-
угольника скоростей, по-
строенного на относитель-
ной и окружной скоро-
стях. Из фиг. 42 находим,
что
Таким образом, при
прямых лопатках для обес-
печения безударного вхо-
да в рабочее колесо не-
обходимо создать предва-
рительную закрутку в сто-
рону вращения рабочего
колеса, причем окружная
составляющая абсолютной
скорости в этом случае
должна равняться окруж-
ной скорости рабочего ко-
леса.
В настоящее время закрутка воздуха на входе в ком-
прессор как средство устранения гидравлического удара не
применяется, так как при этом уменьшается механическая
энергия, передаваемая воздуху через лопатки рабочего ко-
леса, и, следовательно, уменьшается степень повышения дав-
ления воздуха в компрессоре.
Предотвращение скачков уплотнения
У современных центробежных компрессоров, рассчитан-
ных на большие окружные скорости и расходы воздуха, ма-
ксимальная относительная скорость W\ (на внешнем ра-
диусе входа Г1) достигает и даже превосходит значение
местной скорости звука «1, где 61^201/ Тх. Однако даже
в том случае, когда скорость на входе w<A (A4i<l) при
обтекании выпуклой стороны лопатки происходит ускорение
потока до звуковых или даже сверхзвуковых значений ско-
рости (как у профиля крыла), в результате чего появляются
местные скачки уплотнения (ударные волны), фиг. 43.
Скачки уплотнения и образующиеся за ними срывы по-
тока (завихрения) уменьшают к. п. д. и степень повышения
давления воздуха в компрессоре. Опасность появления
ударных волн возрастает на больших высотах полета,
74
иа которых снижение тем-
пературы воздуха приво-
дит к уменьшению скоро-
сти звука сь и росту числа
Для предотвращения
появления скачков уплот-
нения необходимо умень-
шить относительную ско-
рость tiyj до некоторого
безопасного предела. Та-
ким пределом принято счи-
тать < (0,85 -т- 0,90) at.
Относительную ско-
рость нецелесообразно
уменьшать за счет окруж-
ной скорости U], так как
в этом случае снижается
степень повышения давле-
Фиг. 43. Возникновение скачков
уплотнения на лопатках рабочего
колеса при больших скоростях тече-
ния воздуха
ния воздуха; нецелесообразно уменьшать и осевую ско-
рость cJa, так как при этом понижается расход воздуха.
Наиболее целесообразным способом снижения относитель-
Фиг. 44. Схема входа воздуха в современном центро-
бежном компрессоре с ВНА и ННА
75
ной скорости 101 является применение предварительной за-
крутки на входе в рабочее колесо посредством неподвижного
направляющего аппарата — ННА (фиг. 44).
Таким образом, современный высоконапорный центро-
бежный компрессор ТРД снабжен одновременно вращаю-
щимся и неподвижным направляющими аппаратами (см.
фиг. 44). Первый служит для предотвращения гидравличе-
ских ударов на входе в рабочее колесо, второй — для пре-
дотвращения скачков уплотнения.
§ 26. РАБОЧЕЕ КОЛЕСО
Типы рабочих колес
Рабочее колесо служит для передачи внешней механи-
ческой энергии воздуху. В зависимости от количества воз-
духа, протекающего через компрессор при заданном диа-
метре рабочего колеса, оно может быть выполнено с одно-
сторонним (фиг. 45) и двусторонним (фиг. 46) входом.
Фиг. 45. Ра-
бочее колесо
компрессора
с односто-
ронним вхо-
дом
Фиг. 46. Ра-
бочее колесо
компрессора
с двусторон-
ним входом
В последнем случае воздух подводится к колесу с двух сто-
рон. При равных диаметрах и числах оборотов колесо
с двусторонним входом имеет примерно в два раза боль-
ший расход воздуха, чем в случае одностороннего входа.
Для уменьшения наружного (габаритного) диаметра при
больших расходах воздуха центробежные компрессоры ТРД
всегда устраивают с двусторонним входом.
Различают три типа конструкций рабочих колес
(фит. 47):
— открытое колесо;
76
Фиг 47. Типы рабочих колес компрессора:
а — открытое, б — полуоткрытое, в — закрытое
— полуоткрытое колесо;
— закрытое колесо.
Колесо открытого типа представ-
ляет собой втулку, выполненную за-
одно с радиальными лопатками.
К недостаткам таких колес относит-
ся низкий к. п. д. вследствие по-
терь от двусторонних утечек и пере-
теканий воздуха в самом колесе.
Колесо полуоткрытого типа со-
стоит из диска с выфрезерованиыми
или выштампованпыми лопатками.
Колесо полуоткрытого типа имеет бо-
лее высокий к. п. д., чем открытое
колесо, так как потери в нем от уте-
чек и перетеканий воздуха меньше.
К недостаткам колес полуоткры-
того типа относится наличие боль-
шого осевого усилия, возникающего
во время работы двигателя и пере-
дающегося на вал компрессора. Это
требует постановки мощных упор-
пых подшипников. Возникновение
осевого усилия объясняется следую-
щим образом: на выходе из рабо-
чего колеса сжатый воздух, обла-
Фиг. 48. Возникновение
осевого усилия в рабо-
чем колесе полуоткры-
того типа
77
дающий повышенным давлением р2 (фиг. 48), заполняет
зазор между корпусом и диском ротора и создает силу, дей-
ствующую в сторону входа в колесо. В то же время воздух
при протекании по межлопаточным каналам оказывает на
колесо давление, направленное в противоположную сто-
рону. Так как давление в зазоре больше, чем давление
в межлопаточных каналах (р2^>р), то в результате возни-
кает осевое усилие, направленное в сторону входа в колесо.
Для уменьшения осевого усилия в. диске колеса просвер-
ливают отверстия для уравнивания давления. Для уменьше-
ния утечки воздуха в зазор между колесом и корпусом ком-
прессора на тыльной стороне рабочего колеса устраивается
лабиринтное уплотнение.
Колесо с двусторонним входом не испытывает таких осе-
вых усилий.
Колесо закрытого типа (см. фиг. 47, в) состоит из двух
дисков, между которыми расположены лопатки. Закрытое
колесо имеет более высокий к. п. д., чем колеса открытого
и полуоткрытого типа, так как в нем почти полностью от-
сутствуют утечки и перетекания воздуха.
Недостатками колеса закрытого типа являются большие
напряжения, возникающие при работе, а также сложность
изготовления. Эти обстоятельства до последнего времени
препятствовали распространению закрытых колес.
Наибольшее распространение в компрессорах газотур-
бинных двигателей и турбостартеров получили колеса полу-
открытого типа.
Требования, предъявляемые к рабочим колесам
К основным требованиям, предъявляемым к рабочим
колесам, относятся:
1. Достаточная прочность. Это требование лимитирует
дальнейшее повышение окружных скоростей колес полуот-
крытого типа сверх 480—520 м/сек.
2. Полная статическая и динамическая уравновешен-
ность. Важность этого требования объясняется тем, что
центробежные силы инерции всякой неуравновешенной
массы во много раз превышают саму неуравновешенную
массу. В результате этого возникает «биение» ротора, раз-
рушаются подшипники, появляются высокие вибрационные
перегрузки деталей и т. д.
Обозначим через Дт = — неуравновешенную массу.
78
Тогда центробежная сила этой массы
ДРЦ = Д/77.-г<о2.
Отсюда
ДРЦ_ Гш2__Г ( К/1 2
ДО ~g ~ g\^j ‘
Для /г=12 ООО об/мин и г — 0,25 м
40 000.
Ди
Следовательно, каждый неуравновешенный грамм ме-
талла создает неуравновешенную силу инерции в 40 кг.
Движение воздуха в колесе
Рассмотрим относительное движение воздуха в колесе
(фиг. 49). Выделим в межлопаточном канале на входе в ко-
лесо две частицы: частицу а, находящуюся у ведущей стенки
(О
Фиг. 49. План скоростей на выходе из рабочего колеса
компрессора
лопатки 1, и частицу Ь, примыкающую к ведомой стенке
лопатки 2. Частица а при своем движении будет поджи-
маться ведущей стенкой и двигаться точно в радиальном
направлении. Частица b в своем относительном движении
под действием инерции будет отставать от ведомой стенки
и отклоняться от радиального направления. На выходе из
рабочего колеса относительная скорость частицы b будет
отклонена в сторону, противоположную вращению. Другие
частицы воздуха, находящиеся между частицами а и Ь, бу-
дут отклоняться от радиального направления в большей
или меньшей степени. Это явление называется скосом
н о т о к а. Будем считать, что поток на выходе из колеса
имеет относительную скорость w2 с некоторым средним от-
79
клонением. Найдем абсолютную скорость воздуха на вы-
ходе из колеса, для этого прибавим к средней относитель-
ной скорости W2 окружную скорость 112, т. е.
с2 = w2 + и2.
Абсолютная скорость воздуха на выходе из рабочего ко-
леса достигает весьма больших значений (420—480 м/сек).
Разложим полученную абсолютную скорость на радиаль-
ную с2г и окружную (с2и) составляющие. Эти составляю-
щие имеют вполне определенный физический смысл:
с2и — представляет собой закрутку воздуха на выходе
из колеса;
с2г—представляет собой скорость, определяющую рас-
ход воздуха через колесо (чем больше расход воздуха
при заданном числе оборотов, тем больше радиальная со-
ставляющая абсолютной скорости на выходе).
Обычно с2и = (4 — 5) с2г.
Из параллелограмма скоростей на выходе видно, что
C2U < М2-
Причиной этому является наличие скоса потока.
Обозначим отношение через р, т. е.
Отношение —2- всегда меньше 1 и носит название коэффициента
и2
скоса* потока. Коэффициент р зависит главным образом от рас-
стояния между лопатками, т. е. от числа лопаток z. С увеличением
числа лопаток отклонение потока уменьшается и коэффициент р ра-
стет; при бесконечно большом числе лопаток z = оо р = 1 и с7п = н2,
т. е. окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из
рабочего колеса компрессора становится равной окружной скорости
колеса. В среднем р = 0,9-4-0,95.
Энергия, переданная воздуху в колесе
(уравнение Эйлера)
Пусть С\ и с2 абсолютные скорости на входе и выходе из рабочего
колеса (фиг. 50). Найдем секундные количества движения 1 кг газа
на входе и выходе из колеса:
на входе тсх = ,
с2
на выходе тс2 =—.
___________ Ж
* Коэффициента циркуляции.
80
Определим моменты секундных количеств движений 1 кг газа от-
носительно оси вращения ротора. Для этого помножим окружные со-
ставляющие секундных количеств движения на соответствующие ра-
диусы вращения (так как радиальные составляющие не дают момента
относительно оси вращения):
С1аГ\ .
на входе ------,
S г
на выходе . д /01^ '' '*
Изменение момента количества движения I кг газа в колесе равно
моменту внешних сил, т е. моменту вращения на валу ротора (от-
Фиг. 50. К выводу уравнения Эйлера для центробежного компрессора
несенному к I кг газа) за вычетом момента, расходуемого на трение
диска рабочего колеса о воздух.
Следовательно,
^ВН = ^вр Mfd — ~~ (^2U^*2 (31)
ч
Умножив все члены выражения (31) на угловую скорость <о, по-
лучим
у I
— Lk — Ltq = —— (с2ии2 — c1Kz/j). (32)
Полученное уравнение называется уравнением Эйлера и яв-
ляется одним из основных уравнений лопаточных машин. Это урав-
нение дает возможность определить работу, переданную I кг воздуха
в колесе.
Из уравнения (32) следует, что энергия, переданная I кг воздуха,
в основном зависит от окружной скорости рабочего колеса и тем
больше, чем больше окружная скорость и-2 и чем меньше скос потока
и закрутка воздуха на входе в рабочее колесо с1и. Уравнение Эйлера
также объясняет, почему в центробежных компрессорах для предот-
вращения гидравлического удара не применяются входные улитки.
Предварительная закрутка в сторону вращения рабочего колеса умень-
шает энергию, передаваемую воздуху, а следовательно, политропиче-
скую работу сжатия, что в конечном итоге уменьшает степень повы-
шения давления воздуха в компрессоре.
6—256
81
Применение неподвижных направляющих лопаток на входе в ра-
бочее колесо, также уменьшающих степень повышения давления воз-
духа в компрессоре, имеет смысл лишь в том случае, если оно пре-
следует цель предотвращения возможности возникновения скачков
уплотнения в рабочем колесе.
В случае осевого входа (с ( и = 0) формула (32) принимает вид:
Для увеличения энергии, переданной воздуху в рабочем колесе
компрессора, а следовательно, и степени повышения давления воздуха
в компрессоре тск, в последнее время начинают применять рабочие
колеса с лопатками, изогнутыми вперед, в сторону вращения колеса.
У таких колес значительно возрастает окружная составляющая абсо-
лютной скорости, вследствие чего возрастают энергия, передаваемая
воздуху в рабочем колесе, и степень повышения давления воздуха
в компрессоре.
§ 27. ДИФФУЗОР
Мы уже отметили, что абсолютная скорость воздуха на
выходе из рабочего колеса с2 достигает больших значений
(порядка 420—480 м/сек), в результате чего создается зна-
4
чительный запас кинетической энергии потока . Было бы
бессмысленно направлять поток сжатого воздуха с такой
скоростью в камеры сгорания двигателя. Кинетическая энер-
гия в этом случае бесполезно расходовалась бы на преодо-
ление разного рода сопротивлений, поэтому кинетическую
энергию потока необходимо преобразовать в теплосодержа-
ние газа, т. е. использовать скорость газа для увеличения
его давления. С этой целью применяют диффузоры.
Существует два типа диффузоров: безлопаточный (или
щелевой) и лопаточный.
Безлопаточный диффузор
Безлопаточный диффузор представляет собой кольцевой
канал, образованный двумя параллельными, сходящимися
или расходящимися стенками (фиг. 51).
В теории лопаточных машин доказывается, что траекто-
рия движения частицы воздуха в таком диффузоре близка
к логарифмической спирали 2-3, т. е. к кривой, во всех точ-
ках которой угол, образованный касательной к ней и пер-
пендикуляром к радиусу-вектору, остается постоянным
82
Фиг. 51. Схемы безлопаточных диффузоров
(фиг. 52). При движении вдоль логарифмической спирали
абсолютная скорость частицы изменяется обратно пропор-
ционально радиусу, т. е.
cr== const
(33)
или
2 — С8г3.
Следовательно, скорость на выходе из диффузора зави-
сит только от соотношения входного и выходного диаметров
диффузора, т. е.
Фиг. 52. Движение воздуха по логарифмической спи-
рали в безлопаточном диффузоре
6*
83
Фиг. 53. К объяснению принципа дей-
ствия безлопаточного диффузора
Принцип действия
безлопаточного диффу-
зора можно объяснить
следующим образом.’
Выделим элементарную
струйку, образованную
двумя соседними лога-
рифмическими спираля-
ми (фиг. 53). Мы ви-
дим, что эта струйка
имеет естественную фор-
му расширяющегося ка-
нала, чем и объясняет-
ся уменьшение скорости
и увеличение давления
вдоль нее.
Так как отноше-
ние Ь2" выбирается равным 1,3—1,5 из габаритных сообра-
жений, то для абсолютных скоростей на выходе из рабочего
колеса с2 = 420-4-480 м/сек находим, что абсолютная ско-
рость воздуха на выходе из диффузора с3 — 280 -4-380 м/сек.
Отсюда видно, что безлопаточный диффузор является
недостаточно эффективным преобразователем энергии, так
как он требует, с одной стороны, значительного увеличения
габаритов диффузора, а значит, и компрессора, с другой
стороны, процесс преобразования энергии в нем связан
с большими потерями трения (вследствие большой длины
логарифмической спирали). Более эффективным преобразо-
вателем энергии потока, в котором частицы перемещаются
не по естественным, а по принудительным траекториям, яв-
ляется лопаточный диффузор.
Лопаточный диффузор
Лопаточный диффузор (фиг. 54) состоит из ряда лопа-
ток, образующих систему расширяющихся каналов. Лопатки
применяются для более быстрого уменьшения основной со-
ставляющей скорости с2и, чем это имеет место в безлопа-
точном диффузоре. С этой целью их изгибают по дуге,
длина которой меньше длины логарифмической спи-
рали.
84
Лопатки диффузора образуют на входе углы р, с на‘
правлением окружной скорости. При выполнении условия
безударности входа
tg₽2 = ^.
C2ZZ
На выходе из диффузора угол (З3 больше угла |Э2 на
входе. Кривизна лопаток диффузора подбирается с таким
расчетом, чтобы угол раствора диффузора не превышал
10—12° во избежание отрыва струй от стенок при движе-
нии воздуха. Вследствие увеличения угла Р вдоль лопатки
длина траектории частицы воздуха в лопаточном диффузоре
значительно короче, чем в безлопаточном, и, следовательно,
потери на трение в этом случае получаются меньшими;
кроме того, благодаря увеличению угла р окружная состав-
ляющая абсолютной скорости уменьшается быстрее, чем
в случае безлопаточного диффузора, когда р3 = Р2 = const,
т. е. с3м<<с3н. Таким образом, при равных диаметрах D2
и D3 в лопаточном диффузоре можно добиться большого
снижения скоростей.
Лопаточный диффузор хорошо работает на расчетном
режиме. При изменении расхода воздуха через компрессор
изменяется направление абсолютной скорости на выходе из
рабочего колеса и не совпадает с направлением касатель-
ной к лопатке на входе в диффузор. При этом возникают
гидравлические удары, которые резко повышают потери
энергии (фиг. 55).
Фиг. 54. Принципиальная схема движения воздуха в лопаточном
диффузоре
85
При уменьшении расхода воздуха изменяется направле-
ние абсолютной скорости на входе в диффузор, возникает
гидравлический удар в выпуклую сторону лопатки и срыв
потока на вогнутой ее стороне. Так как частицы воздуха
стремятся двигаться по траекториям, близким к логарифми-
ческим спиралям, то срывная зона на вогнутой стороне
а
б
Фиг. 55. Работа лопаточного диффузора на нерасчетном режиме:
а — при уменьшении расхода воздуха; б — при увеличении расхода воздуха
ввиду этого возрастает и быстро распространяется на все
«живое» сечение потока (фиг. 55, а). Расход и давление воз-
духа падают, наступает помпаж.
При увеличении расхода возникает гидравлический удар
в вогнутую сторону лопатки и образуется срывная зона на
выпуклой стороне. Однако частицы воздуха, отклоняясь от
контура лопаток, прижимаются к их выпуклой стороне и
ограничивают срывную зону (фиг. 55,6). Компрессор в этом
случае работает устойчиво.
§ 28. ПОТЕРИ, К- П. Д. И МОЩНОСТЬ ЦЕНТРОБЕЖНОГО
КОМПРЕССОРА
Потери и к. п. д. компрессора
В центробежном компрессоре различают следующие
виды потерь:
1. Гидравлические потери, связанные с движением воз-
духа в межлопаточных каналах входного устройства, рабо-
чего колеса, диффузора и выходного устройства. К ним от-
носятся потери на завихрение, трение частиц воздуха между
собой, потери на повороты потока, потери в гидравлических
ударах, потери волнового сопротивления.
2. Гидравлические потери, связанные с трением вра-
щающегося диска (ротора) об окружающий воздух.
3. Потери утечек и перетеканий.
4. Механические потери в передаче и подшипниках.
Основной вид потерь — это гидравлические потери, свя-
занные с движением воздуха в межлопаточных каналах.
Все эти виды потерь оцениваются полным к. п. д. ком-
прессора, величина которого для центробежного компрес-
сора равна
= 0,76—j—0,80.
Мощность, затрачиваемая на привод компрессора
Пусть LK — полная работа, затрачиваемая в компрес-
соре на сжатие 1 кг воздуха; GB — расход воздуха через
компрессор, тогда произведение LK-GB представит собой
всю работу (в кг/сек), затрачиваемую на привод компрессора
Очевидно,
= (34)
I о
представляет собой мощность компрессора в л. с.
Заменяя LK = —, получим
Мощность компрессора тем больше, чем больше расход
воздуха, чем выше температура воздуха на входе, чем
больше степень повышения давления воздуха в компрес-
соре и чем больше потери (т. е. ниже к. п. д.).
У центробежных компрессоров ТРД мощность, затрачи-
ваемая на их привод, достигает
NK= 15 000 -4- 25 000 л. с.
§ 29. ХАРАКТЕРИСТИКИ ЦЕНТРОБЕЖНЫХ КОМПРЕССОРОВ
Конструктивное совершенство компрессора определяется
его основными данными. К основным данным компрессора
относятся: степень повышения давления воздуха в нем кК)
коэффициент полезного действия т]к, мощность, затрачиваемая
на вращение рабочего колеса NK, и др.
Расчетные значения кК) tqk, Nk соответствуют некоторому
расчетному режиму работы компрессора.
Однако в условиях эксплуатации компрессор работает
в широком диапазоне нерасчетных режимов, на которых его
основные данные могут существенно изменяться.
Зависимости, показывающие изменение основных дан-
ных компрессора на различных режимах, называются х а-
р актер и ст ика м и компрессора. Характеристики
компрессора дают возможность судить о влиянии различ-
ных условий эксплуатации (скорости и высоты полета, из-
менения атмосферных условий, числа оборотов рабочего ко-
леса и т. д.) на основные данные компрессора.
Так как процессы, происходящие на нерасчетных режи-
мах компрессора, сложны и не поддаются точному расчету,
то характеристики компрессора обычно получают экспери-
ментальным путем, испытаниями компрессора на стенде. На
стенде не удается воспроизвести все многообразие условий,
в которых компрессор работает в полете. Для объяснения
работы компрессора в полете с помощью характеристик,
снятых на стенде, может быть использована теория по-
добия.
Понятие о режимах работы компрессора
Под режимом работы компрессора следует понимать
совокупность значений (т. е. полей) основных параметров
потока воздуха вдоль тракта компрессора: давлений, темпе-
ратур и скоростей. Отсюда можно заключить, что режим
88
работы компрессора определяется числом оборотов рабочего
колеса п, расходом’ воздуха GB, а также окружающими
атмосферными условиями рн и Тн, так как от изменения
этих величин зависит состояние полей давлений, температур
и скоростей внутри компрессора. Величины GB, п, ри, Тн
называются режимными параметрами компрес-
сора.
Характеристики компрессора по расходу воздуха
Фиг. 56. Характеристика центро-
бежного компрессора по расходу
воздуха
Наибольшее распространение в практике получили ха-
рактеристики компрессора по расходу воздуха.
Характеристики компрессора по расходу воздуха пред-
ставляют собой кривые, показывающие зависимость степени
повышения давления воздуха или адиабатической ра-
боты компрессора Лад.к от расхода воздуха через компрес-
сор Gn при постоянном числе оборотов рабочего колеса
(фиг. 56).
Характеристики компрессора изображаются в виде се-
мейства кривых, каждая из которых соответствует некото-
рому постоянному числу оборотов, причем большему числу
оборотов соответствуют и большие значения степени повы-
шения давления во всем диапазоне расходов воздуха.
Каждая кривая имеет две ветви: правую — рабочую, на
которой компрессор работает нормально, и левую — нера-
бочую, на которой компрессор работает неустойчиво, где
возникает «помпаж». Таким
образом, с уменьшением
расхода воздуха через дви-
гатель, начиная от больших
его значений, степень повы-
шения давления тск сначала
растет, достигает макси-
мального значения при ве-
личине расхода воздуха,
близкой к расчетному, а за-
тем начинает падать. Точка
начала появления помпажа
расположена примерно возле
точки максимума характери-
стики.
С уменьшением числа
оборотов характеристики де-
лаются более пологими, их
89
максимум, а также точка начала помпажа, смещаются
в сторону меньших расходов. Совокупность точек начала
неустойчивой работы при различных числах оборотов опре-
деляет границу помпажа компрессора. Обычно характери-
стики изображают до границы помпажа, так как нормаль-
ная эксплуатация компрессора за этой границей становится
невозможной.
Каждому числу оборотов компрессора (при совместной
работе его с турбиной), а также заданным окружающим
атмосферным условиям, постоянной высоте и постоянной
скорости полета и неизменному положению регулирующих
органов ТРД соответствует одна рабочая точка на характе-
ристике компрессора (расположенная несколько правее ма-
ксимума характеристики). Совокупность рабочих точек
с изменением числа оборотов определяет кривую рабочих
режимов двигателя. С изменением высоты и скорости по-
лета, а также при регулировании двигателя кривая рабочих
режимов может приближаться или удаляться от границы
помпажа.
Принципиальную форму характеристики, как зависимости адиа-
батической работы компрессора Аад.к или степени повышения давления
воздуха 7гк от расхода воздуха Св при постоянном числе оборотов
ИЛИ при ПОСТОЯННОЙ окружной скорости «2, можно обосновать следую-
щим образом (фиг. 57).
В идеальном случае (при отсутствии потерь) адиабатическая ра-
бота компрессора или степень повышения давления воздуха в ком-
90
прессоре максимальна и не зависит от расхода воздуха (горизон-
таль /). Наличие скоса_потока уменьшает адиабатическую рабгту ком-
прессора, однако это уменьшение постоянно, так как в основном опре-
деляется числом лопаток рабочего колеса и не зависит от расхода
воздуха (горизонталь 2). Наличие трения также уменьшает адиаба-
тическую работу компрессора. Работа трения пропорциональна ква-
драту скорости протекания воздуха по межлопаточным каналам, сле-
довательно, квадрату весового расхода воздуха; это вытекает из урав-
нения неразрывности (11)
Следовательно, адиабатическая работа компрессора с учетом по-
терь на трение с увеличением расхода воздуха будет непрерывно
уменьшаться (кривая 3).
Отметим, что при GB — 0 (что соответствует, например, полностью
прикрытому дросселю на выходе из компрессора) работа трения не
равна нулю, так как в этом случае в межлопаточных каналах рабо-
чего колеса имеют место циркуляционные движения воздуха, направ-
ленные в сторону, противоположную вращению рабочего колеса, и вы-
зывающие нагрев воздуха.
Наконец, уменьшение адиабатической работы компрессора проис-
ходит и вследствие потерь гидравлических ударов на входе в рабочее
колесо или лопаточный диффузор, что имеет место в широком диапа-
зоне нерасчетных режимов. Чем больше отклоняется расход воздуха
от расчетного значения, тем больше потери работы гидравлических
ударов. Кривая 4 учитывает все виды потерь в компрессоре и пред-
ставляет собой характеристику компрессора.
Заметим, что на характеристике компрессора вместо ве-
сового расхода воздуха <7В могут быть отложены пропор-
циональные ему величины — объемный расход воздуха Vi
или осевая скорость на входе в рабочее колесо с}а. ~В рав-
ной степени вместо числа оборотов п для построения харак-
теристик могут быть взяты окружные скорости рабочего ко-
леса «2-
Приложение теории газодинамического подобия
к характеристикам компрессора
Режим работы и основные данные компрессора зависят от окру-
жающих атмосферных условий: рн и Тн. Что это действительно так,
можно показать, например, на выражении адиабатической работы ком-
прессора (27") ,
Д„., - 102,5Г, (к»’286 - 1) , = Q/f
где
Отсюда следует, что всякое изменение температуры Тн ведет к изме-
нению адиабатической работы компрессора £ад.к.
Возникает вопрос, можно ли пользоваться характеристикой ком-
прессора, снятой на стенде при данных атмосферных условиях, для
91
других значений окружающего давления или температуры или необ-
ходимо иметь множество характеристик, соответствующих такому же
множеству возможных изменений атмосферных условий.
Оказывается, характеристикой компрессора, снятой при данных
атмосферных условиях, можно пользоваться при любых других атмо-
сферных условиях, если ее перестроить в предположении сохранения
газодинамического подобия потоков в компрессоре, т. е. сохранения
подобия режимов работы компрессора (при изменении атмосферных
условий).
Под газодинамическим подобием следует понимать подобие полей
основных физических величин, т. е. полей давлений, температур и ско-
ростей потока.
Подобие полей имеет место тогда, когда в двух любых сходствен-
ных точках геометрически подобных или тождественно равных пото-
ков отношение физических величин сохраняет свое неизменное зна-
чение. /
Например, если на всех режимах отношение температуры на входе
в рабочее колесо к наружной температуре остается постоянным, т. е.
Т
= const,
1 н
то температурные поля компрессора на этих режимах подобны.
Если на всех режимах отношение давлений на выходе из ком-
прессора к давлению на входе в компрессор остается постоянным, т. е.
А *
-- = = const,
Рц
то сохраняется подобие полей давлений.
Таким образом, газодинамическое подобие полей означает про-
порциональность параметров потока газа в двух любых сходственных
точках потоков.
Газодинамическое подобие потоков предполагает подобие гео-
метрическое, кинематическое и динамическое.
При рассмотрении работы компрессора на подобных режимах
имеется геометрическое тождество каналов (а следовательно,
потоков), так как рассматривается течение воздуха в одном и том же
канале.
Кинематическое подобие означает подобие треугольников
скоростей на входе и выходе из рабочего колеса, т. е. равенство
= _£io_
W1 «1 с\а
или пропорциональность сторон подобных треугольников скоростей
С1Д с1а .
= —г = const.
М1 W]
Наконец, подобие динамическое означает пропорциональ-
ность сил давления, действующих на выделенную элементарную массу
газа в любых двух сходственных точках подобных потоков.
92
Газодинамическое подобие, как и всякое другое подобие, характе-
ризуется постоянством некоторых безразмерных величин, называемых
критериями подобия.
Критериями газодинамического подобия являются числа М.
Покажем это. На основании кинематического подобия, т. е. подо-
бия треугольников скоростей на входе в рабочее колесо (фиг. 58),
запишем
— = const.
Щ
Условие (а) равнозначно условиям
—= = const и —— = const, (б)
УЛ УЛ
или
= const
<*1 а
= М1И = const.
«1
Фиг. 58. К выводу критерия
газодинамического подобия
(в)
Таким образом, при наличии газодинамического подобия числа М
на входе в рабочее колесо, подсчитанные по осевой и окружной ско-
рости потока, сохраняют неизменное значение. Очевидно, и наоборот,
если числа
М1Д = const и М1м = const,
то существует газодинамическое подобие потоков.
При соблюдении условия (в) также имеет место следствие
М1Щ) = const,
т. е. постоянство числа М, подсчитанного по относительной скорости
потока.
Условия газодинамического подобия двух потоков могут быть
сформулированы так:
1. При течении газа в неподвижных каналах (т. е. при отсутствии
подвижных элементов) газодинамическое подобие потоков имеет место
при сохранении постоянства числа М в любом сечении потока.
2. При наличии сложного движения в канале (т. е. при наличии
вращающихся рабочих колес) газодинамическое подобие потоков имеет
место при сохранении постоянства двух чисел М, подсчитанных на
входе или выходе из ротора в абсолютном и переносном (или отно-
сительном) движениях.
Можно доказать, что при наличии газодинамического подобия
безразмерные параметры, характеризующие эффективность компрес-
сора (к. п. д., степень повышения давления, показатель политропы),
сохраняют неизменное значение.
93
Рассмотрим, например, выражение к. п. дл
fe-i *
(ра\ k - I
т = -^ад _ ^2д Л _ \ Pl J________________
Ln + Lr~ Т2-Т\ - 7^ ’
Л
На подобных режимах отношения = const и = const; от-
сюда следует, что и к. п. д. компрессора >]к = const.
Фиг. 59. Приведенная характеристика центро-
бежного компрессора
Таким образом, можно сделать важный вывод: если в эксплуата-
С\а и1
ции компрессора режимные параметры р= и или пропорциональ-
/288 /288
ные им приведенные параметры cia 1/ и п 1/ сохраняют неиз-
Т 7 О V 1 о
менное значение, то режимная точка на характеристике не изменяется,
компрессор работает на подобном режиме и степень повышения давле-
( р2 \
ния воздуха в компрессоре (як = — ) к. п. д. и приведенная адиаба-
. , 288
тическая работа Аад остаются также неизменными.
7 о
Стало быть, для того чтобы характеристики компрессора стали
универсальными, т. е. чтобы ими можно было пользоваться для любых
94
атмосферных условий, их нужно строить в координатах: (или
^ад. пр) как функции Gnp (или С^пр: Vlnp) ПРИ "пр = const,
где
<?в. пр
/288
®1Япр “ у То >
• 222,/Л
° р0 V 288’
здесь ро и То — давление и температура атмосферного
воздуха;
р=760 мм рт. ст. и Г=288° абс—давление и температура воздуха при
стандартных условиях.
Приведенная характеристика к стандартным атмосферным усло-
виям центробежного компрессора показана на фиг. 59.
§ 30. НЕУСТОЙЧИВЫЙ РЕЖИМ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА
(помпаж)
При уменьшении расхода воздуха ниже некоторой мини-
мальной величины компрессор начинает работать неустойчи-
во — появляется помпаж. Внешними признаками помпажа
являются: резкие колебания давления (причем среднее дав-
ление в этом колебательном процессе значительно падает),
прерывистая с толчками подача воздуха, тряска компрес-
сора, вызываемая колебаниями воздушного потока, харак-
терный звук. В нормальной эксплуатации помпаж недопу-
стим, так как приводит к падению тяги, повышению темпе-
ратуры газов перед турбиной и самопроизвольным
остановкам двигателя.
Физической причиной появления помпажа в центробеж-
ном компрессоре являются периодические срывы неустойчи-
вой вихревой пелены, образующейся в межлопаточных ка-
налах рабочего колеса и диффузора (см. фиг. 40 и 55).
ВОПРОСЫ для ПОВТОРЕНИЯ
1. На каком принципе основано повышение давления воздуха
в центробежном компрессоре?
2. Из каких основных элементов состоит центробежный компрес-
сор и каково их назначение?
3. Как изменяются параметры потока воздуха (давление, темпе-
ратура и скорость) в отдельных элементах центробежного компрес-
сора?
4. В чем состоит условие обеспечения безударного входа воздуха
в рабочее колесо? Как выполняется это условие при прямых лопатках
рабочего колеса и в случае осевого входа?
95
5. Как можно предотвратить возникновение скачков уплотнения
на входе в рабочее колесо?
6. Какие типы рабочих колес применяются в центробежном ком-
прессоре?
7. Какие факторы влияют на энергию, передаваемую воздуху
в рабочем колесе?
8. Что такое скос потока и каково его влияние на работу ком-
прессора?
9. Каково назначение неподвижных направляющих аппаратов,
установленных перед входом в рабочее колесо?
10. Какие существуют способы увеличения напорности компрес-
сора?
11. На каком принципе основано действие диффузора (лопаточ-
ного и безлопаточного)?
12. В чем состоят преимущества лопаточного диффузора над без-
лопаточным?
13. В чем состоит условие обеспечения безударного входа в лопа-
точный диффузор? .
14. Какие факторы влияют на мощность, потребляемую центро-
бежным компрессором?
15. Что называется характеристикой компрессора по расходу воз-
духа?
16. В чем состоит условие сохранения подобия режимов работы
компрессора?
17. Если с поднятием на высоту число оборотов компрессора со-
храняется неизменным (по прибору), то остается ли этот режим ра-
боты компрессора подобным?
18. Что называется приведенной характеристикой центробежного
компрессора?
19. Что такое помпаж, каковы физические причины его возникно-
вения?
ГЛАВА V
ОСЕВЫЕ КОМПРЕССОРЫ
ч
§ 31. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП РАБОТЫ
ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА
Тяга (или мощность) и экономичность газотурбинных
двигателей в большой степени зависят от к. п. д. компрес-
сора. К. п. д. современных центробежных компрессоров яв-
ляется сравнительно невысоким (не превышает 0,78—0,80).
При больших расходах воздуха, характерных для совре-
менных газотурбинных двигателей (GH — 80150 кг/сек),
габаритные диаметры центробежных компрессоров стано-
вятся недопустимо большими. Кроме того, в одной ступени
центробежного компрессора трудно получить степени повы-
шения давления воздуха более 6,0.
Эти причины обусловили широкое применение для со-
временных газотурбинных двигателей других типов компрес-
соров — осевых, обладающих высокими к. п. д., меньшими
габаритными диаметрами и обеспечивающих большие сте-
пени повышения давления воздуха по сравнению с центро-
бежными компрессорами.
Принцип действия осевого компрессора
Осевым называют компрессор, у которого поток воздуха
перемещается по соосным с рабочим колесом цилиндриче-
ским поверхностям.
Отличительной особенностью осевого компрессора яв-
ляется прямоточность, т. е. движение воздуха без резких из-
менений направления и многократных поворотов. Это об-
стоятельство, а также умеренные малые скорости проте-
кания воздуха обусловливают высокий к. п. д. осевого ком-
прессора, достигающий значений 0,86—0,88.
7—256
97
Осевой компрессор (фиг. 60) состоит из ряда последова-
тельно установленных рабочих колес, между которыми раз-
мещены неподвижные спрямляющие аппараты. Совокуп-
ность рабочих колес образует ротор, а спрямляющих ап-
паратов— статор компрессора (фиг. 61). Рабочее колесо
и следующий за ним неподвижный спрямляющий (направ-
ляющий) аппарат образуют ступень осевого компрес-
сора. Осевой компрессор выполняется многоступенчатым,
так как степень повышения давления воздуха в одной сту-
пени обычно не превышает 1,3—1,4.
Профилированные лопатки ротора и статора образуют
круговую аэродинамическую решетку, межлопаточные про-
странства которой имеют форму расширяющихся каналов.
Принцип действия осевого компрессора основан на повы-
шении давления воздуха при движении его по системе рас-
ширяющихся каналов.
Рассмотрим, как изменяются параметры воздуха в ком-
прессоре (фиг. 62). В роторе за счет подвода внешней ра-
боты энергия потока увеличивается, растут давление и абсо-
лютная скорость движения воздуха, при этом поток воздуха
получает закрутку (т. е. отклоняется) в сторону вращения
колеса. В статоре происходит внутреннее преобразование
98
a
б
Фиг. 61. Общий вид ротора и статора осевого компрессора:
а — ротор; 6 — статор
7*
99
Фиг. 62. Изменение параметров воздуха в осевом компрес-
соре
энергии без подвода ее извне: скорость уменьшается, а дав-
ление воздуха растет. Скорость движения воздуха в статоре
Фиг. 63. Схема ступени осе-
вого компрессора
уменьшается обычно до значе-
ния ее на входе в ротор рас-
сматриваемой ступени. Таким
образом, давление воздуха
(а также температура возду-
ха) растет от ступени к сту-
пени, осевая же скорость по-
тока на выходе из каждой сту-
пени остается практически по-
стоянной или несколько умень-
шается к выходу из компрес-
сора.
Обозначим (фиг. 63) через:
DB — внутренний диаметр
рабочего колеса (диаметр
втулки);
DH — наружный диаметр ра-
бочего колеса;
DB
v = 75s — относительный диа-
метр втулки.
100
Для первых ступеней компрессора
v = 0,4 4-0,6.
Так как в компрессоре плотность воздуха в несколько
раз увеличивается, а осевая скорость воздуха остается прак-
тически постоянной (точнее, несколько снижается), то из
уравнения расхода
СВ = Ж = const,
где /— проходное сечение;
у — плотность воздуха;
са — осевая скорость,
следует, что проходные сечения от первой ступени к послед-
ней должны уменьшаться. Это достигается постепенным
уменьшением высоты лопаток.
Таким образом, для увеличения расхода воздуха 1 лопатки
1-й ступени делают увеличенной длины, соответственно
этому относительный диаметр втулки v выбирается равным
0,3—0,4.
§ 32. ПРОЦЕСС В СТУПЕНИ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА
Основные обозначения и понятия
Рассмотрим процесс в ступени осевого компрессора. Рас-
сечем мысленно ступень компрессора соосной с ней цилин-
дрической поверхностью с радиусом, равным среднему ра-
диусу лопаток, и полученное сечение развернем на плоско-
сти. Получим плоскую аэродинамическую решетку (фиг. 64).
На фиг. 64 ясно видно расширение межлопаточных каналов
/2 > /1 рабочего колеса (ротора) и спрямляющего аппарата
(статора) — /' >> 1\, благодаря которому и обеспечивается
повышение давления воздуха.
Обозначим характерные сечения потока индексами:
1-1 — вход в рабочее колесо;
2-2 — выход из рабочего колеса;
3-3 — выход из спрямляющего аппарата.
Введем для решетки компрессора следующие понятия и
обозначения:
линия изгиба — средняя линия профиля в решетке;
t—шаг решетки;
1 Или для уменьшения габаритного диаметра компрессора.
101
b — хорда профиля решетки — прямая, со-
единяющая концы линии изгиба;
Ь
у—густота решетки;
ср — угол установки лопатки, образованный
хордой и направлением окружной скоро-
сти, в градусах;
w — относительная скорость обтекания ло-
патки;
О — угол изгиба профиля;
а — угол атаки, образованный хордой и на-
правлением средней относительной ско-
рости притекания воздуха.
Фиг. 64. Схема решетки ступени осевого ком-
прессора
Для лопаток рабочих колес осевого компрессора приме-
няют профили с относительной толщиной 5—10%, которые
предварительно изгибают под углом 0 для получения необ-
ходимой кривизны.
В дальнейшем для простоты рассуждений действитель-
ные профили лопаток будем заменять условными дуговыми
профилями, совпадающими с линией изгиба.
Движение воздуха в ступени компрессора
Допустим, что траектории движущихся частиц воздуха
в их относительном движении примерно совпадают с услов-
ными дуговыми профилями.
102
Пусть воздух притекает к ступени в осевом направлении
(фиг. 65) и осевая скорость потока по тракту ступени
остается постоянной, т. е.
== == £2а = == const.
Зная абсолютную скорость воздуха на входе в колесо с1а
и окружную скорость и, легко построить треугольник скоро-
стей на входе в рабочее колесо и определить относитель-
ную скорость обтекания лопатки на входе.
cia обычно выбирают равным 150—200 м/сек, а и —
равным 250—300 м/сек.
Чтобы обтекание лопатки было безотрывным, ско-
рость Wi должна быть направлена примерно по касательной
к профилю лопатки на входе. Для построения треугольника
скоростей в сечении 2 отложим относительную скорость ш2
в направлении касательной к профилю на выходе так, чтобы
wia — с2а — сю> и из конца отложим вектор окружной ско-
рости и; тогда замыкающая сторона треугольника будет
представлять собой абсолютную скорость с2.
В целях удобства сравнения между собой скоростей по-
тока, построим совмещенный план скоростей с общей сторо-
ной, равной окружной скорости колеса и.
Рассматривая план скоростей, замечаем, что в рабочем
колесе:
1) абсолютная скорость воздуха возрастает (c2^>Ci) и
поток получает закрутку Дс„ в сторону вращения колеса;
’2) относительная скорость уменьшается (w2 < и от’
клоняется в сторону вращения колеса.
Уменьшение относительной скорости происходит вслед- |
ствие расширения канала, а ее отклонение — благодаря из- |
гибу профиля лопатки.
Отклонение относительной скорости в колесе численно
равно закрутке, т. е.
Д^а = Дси.
Закрутка воздуха в колесе при данной окружной скоро-
сти и густоте решетки зависит в основном от изгиба про-
филя. Чем больше изгиб (кривизна) профиля, т. е. чем
больше угол 9, тем больше закрутка.
С целью уменьшения потерь отрыва потока угол О
обычно не делают больше 40°. С увеличением густоты ре-
шетки при всех прочих равных условиях закрутка воздуха
в колесе растет.
103
о
Фиг. 65. Схема ступени с осевым входом воздуха
vuJc/jw? н~) 7
Уменьшение относительной скорости в колесе приводит
к увеличению статического давления от р\ до р2.
Из рабочего колеса воздух, имеющий абсолютную ско-
рость с2, попадает в спрямляющий аппарат (статор).
Назначение спрямляющего аппарата состоит в преобра-
зовании кинетической энергии, приобретенной воздухом
в рабочем колесе, в приращение теплосодержания — в энер-
гию давления воздуха. При этом преобразовании абсолют-
ная скорость воздуха уменьшается от значения с2 до значе-
ния Сз = Ci, а давление возрастает от р2 до р3.
Статор осевого компрессора, являясь одновременно на-
правляющим аппаратом, обеспечивает безударный вход воз-
духа в следующую ступень. Для обеспечения безударного
входа в статор скорость с2 должна быть направлена по ка-
сательной к линии изгиба его лопатки. В рассмотренной
схеме ступени в повышении давления воздуха принимает
участие рабочее колесо и спрямляющий аппарат.
§ 33. ЭНЕРГИЯ, ПЕРЕДАВАЕМАЯ ВОЗДУХУ В КОЛЕСЕ
(уравнение Эйлера для осевого компрессора)
Для определения энергии, передаваемой 1 кг воздуха ' в колесе,
воспользуемся уравнением Эйлера (32), выведенным для центробеж-
ного компрессора:
, 1 .
= — (с2ии2 СщИр.
В случае осевого компрессора окружные скорости, на входе и вы-
ходе из рабочего колеса равны, т. е. ti\ = и2 — и. Разность окружных
составляющих абсолютных скоростей движения воздуха на выходе и
на входе в рабочее колесо будет с2и — с1и = Ьси.
Следовательно,
г и^си ,
Lu = —кгм/кг.
(35)
При относительно малых значениях окружной скорости потери на
трение диска незначительны (Lrd ~ 0), поэтому можно принять, что
эффективная работа (на валу компрессора) равна работе, сообщенной
1 кг воздуха в колесе, т. е.
f-k = Lu —
g
(35')
Выражение (35) называется уравнением Эйлера для осе-
вого компрессора.
Уравнение Эйлера показывает, что энергия, переданная воздуху
в колесе, зависит от окружной скорости рабочего колеса и закрутки
105
потока. С увеличением окружной скорости рабочего колеса и закрутки
потока воздуха в рабочем колесе энергия, передаваемая воздуху в сту-
пени компрессора, возрастает.
Какие же существуют пределы увеличения окружной скорости ра-
бочего колеса, что является критерием выбора ее?
Критерием в выборе окружной скорости рабочего колеса дозвуко-
вой ступени является число М1да на входе:
М1№ = < 0,9.
«1
Максимальное значение окружной скорости на среднем радиусе ло-
патки обычно лимитируется предельно допустимым числом М1И) (из
условия предотвращения волнового сопротивления при обтекании ло-
паток компрессора).
Окружные скорости на среднем радиусе рабочего колеса первой
ступени в существующих конструкциях осевых компрессоров находятся
в пределах 250—300 м/сек. При этом на периферии число М1да может
несколько превышать 1. Превышение окружной скорости на среднем
радиусе у отдельных выполненных конструкций осевых компрессоров
над максимально допустимой (из условия предотвращения волновых
потерь) объясняется стремлением получить возможно больший напор
в ступени даже ценой некоторого ухудшения к. п. д.
Когда относительная скорость на входе в рабочее колесо уже до-
стигла предельного значения, дополнительное увеличение окружной
скорости лопаток и напора ступени может быть получено применением
предварительной закрутки потока перед рабочим колесом в сторону
его вращения.
Дальнейшее увеличение окружной скорости рабочего колеса до-
пустимо в сверхзвуковых ступенях осевого компрессора, снабженных
тонкими профилями. В таких ступенях достигаются большие степени
повышения давления воздуха (тгст = 1,6 -4— 2,5), но они имеют не-
сколько пониженные значения к. п. д.
§ 34. СВЕРХЗВУКОВАЯ СТУПЕНЬ
В последнее время начинают получать распространение компрес-
соры, имеющие сверхзвуковые ступени на входе. Такие ступени полу-
чили свое название в соответствии с тем, что их лопатки обтекаются
сверхзвуковым потоком, т. е. относительная скорость на входе в ра-
бочее колесо (или спрямляющий аппарат) больше местной скорости
звука (а?1 >• а\ или С2>«г)-
Увеличение относительной скорости до больших сверхзвуковых
значений достигается как за счет увеличения окружной скорости ло-
паток (до и = 400-4-450 м/сек), так и за счет увеличения осевой ско-
рости (до са = 220 -4- 260 м/сек).
Использование сверхзвуковых скоростей потока воздуха дает воз-
можность существенно увеличить напор ступени (irCT = 1,6-4-2,5 и
больше) и, следовательно, сократить количество ступеней, а в резуль-
тате этого — длину компрессора и двигателя.
Кроме того, при заданном расходе воздуха переход к большим
осевым скоростям дает возможность уменьшить габаритный диаметр
компрессора.
Таким образом, применение сверхзвуковых ступеней дает возмож-
ность существенно снизить вес двигателя.
106
Недостатком сверхзвуковой ступени является пониженное значе-
ние к. п. д., что обусловлено дополнительными потерями энергии
из-за появления скачков уплотнения (при торможении сверхзвукового
потока в межлопаточных каналах решетки). Коэффициент полезного
действия сверхзвуковой ступени оказывается на 3—5% ниже к. п. д.
обычной дозвуковой ступени.
На фиг. 66 представлена схема сверхзвуковой ступени со сверх-
звуковым рабочим колесом и дозвуковым спрямляющим аппаратом.
Там же изображены треугольники скоростей на входе в рабочее колесо
и выходе из него.
§ 35. ПОТЕРИ И К. П. Д. СТУПЕНИ
(фиг. 67)
Потери в ступени осевого компрессора обычно подразде-
ляют на профильные, вторичные, краевые и потери в зазоре.
Профильными называют потери, возникающие при
обтекании профилей решетки; к профильным потерям при
обтекании обычных дозвуковых решеток относятся потери
на трение, гидравлические удары и потери, связанные со
срывом потока (фиг. 67, а).
Вторичным и называются потери, связанные с по-
явлением перемещений воздуха, не совпадающих с направ-
лением основного потока. Такие перемещения обычно воз-
никают в плоскости вращения колеса под действием цен-
107
Фиг. 67. Потери в ступени осевого компрессора:
а — профильные потери; б — вторичные потери (от возникновения „парных вихрей”);
в — краевые потери; г — потери в зазорах
тробежных сил и из-за влияния конечного (т. е. ограничен-
ного) числа лопаток. К вторичным относятся также потери,
связанные с возникновением так называемых «парных вих-
рей».
Образование «парного вихря» можно объяснить следую-
щим образом.
У цилиндрических стенок межлопаточных каналов (на
внутреннем и наружном радиусе) образуется пограничный
слой. В нем происходит перетекание воздуха от вогнутой по-
верхности лопатки 1 (область повышенного давления) к вы-
пуклой поверхности лопатки 2 (область пониженного дав-
ления) — фиг. 67, б. Эти течения, складываясь с основным
потоком, образуют два вихря, которые вращаются в проти-
воположных направлениях и рассеивают энергию, подведен-
ную к воздуху.
К краевым потерям относятся потери, возникающие
вследствие трения и вихреобразований на стенках кольце-
вого канала решетки (фиг. 67, в).
Наконец, потери в зазоре (щелевые потери) обуслов-
лены обратным перетеканием воздуха в радиальном зазоре
108
между лопатками рабочего колеса и корпусом компрессора
из области повышенного давления в область пониженного
давления (фиг. 67, а).
К потерям в зазоре относятся также потери перетеканий
воздуха со стороны вогнутой поверхности лопатки к вы-
пуклой ее стороне через торец. Эти перетекания выравни-
вают давление на концах лопаток и уменьшают напор, раз-
виваемый ступенью.
Если принять общие потери энергии в ступени за 100%;
то на профильные потери приходится примерно 40%, вто-
ричные и щелевые — примерно 40%, краевые — при-
мерно 20%.
Коэффициент полезного действия ступени, учитывающий
все эти потери, равен
т]ст = ^ = 0,88-4-0,92.
ьст
§ 36. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛОПАТКУ
(фиг. 68)
Рассмотрим обтекание элемента лопатки рабочего колеса
потоком воздуха со средней относительной скоростью wcp,
направленной под углом атаки а к профилю.
По теореме Н. Е. Жуковского о подъемной силе профиля
в решетке на обтекаемый воздухом профиль действует
подъемная сила Ру, направленная перпендикулярно к сред-
ней относительной скорости wcp, и сила сопротивления Рх,
направленная вдоль скорости wcp (по потоку). Равнодей-
Фиг. 68. Силы, действующие на лопатку
осевого компрессора
109
ствующая этих сил Р является силой, изгибающей лопатки
рабочего колеса. Эта сила может быть разложена на осе-
вую Ра и окружную Ри составляющие. Осевое усилие Ра
стремится сдвинуть рабочее колесо в сторону меньших дав-
лений и воспринимается опорно-упорным подшипником ро-
тора компрессора. Чем больше усилие Ра, тем больше по-
вышение давления в рабочем колесе.
Окружное усилие Ри направлено в сторону, противопо-
ложную направлению вращения колеса; это усилие создает
момент сопротивления вращению колеса и преодолевается
моментом вращения турбины.
Кроме рассмотренных аэродинамических сил, на лопатку
рабочего колеса действуют центробежные силы инерции.
Центробежные силы пропорциональны массе лопатки, ква-
драту числа оборотов и радиусу центра тяжести лопатки.
Чтобы снизить напряжение от центробежных сил, обычно
вдоль радиуса уменьшают толщину лопатки, а в некото-
рых конструкциях, кроме того, уменьшают также ее хорду.
§ 37. ПРОФИЛИРОВАНИЕ ЛОПАТКИ ВДОЛЬ РАДИУСА
До сих пор мы рассматривали течение воздуха на среднем ра-
диусе лопатки компрессора, предполагая, что частицы воздуха дви-.
ж^тся по соосным цилиндрическим поверхностям.
Однако изменение окружной скорости по длине лопатки, а также
наличие вторичных токов, в том числе радиальных, в межлопаточных
каналах под действием центробежных сил инерции — вызывает изме-
нение параметров потока (скорости, давления и температуры) по ра-
диусу, изменяет треугольники скоростей на входе и выходе из рабо-
чего колеса и направляющего аппарата ступени осевого компрессора.
Чтобы обеспечить безударное и безотрывное обтекание лопатки
(с наименьшими потерями) и передачу воздуху необходимой энергии
лопаткой по всей ее высоте, необходимо определенным образом изме-
нять форму и положение профиля лопаток ротора и статора вдоль
радиуса.
Одним из распространенных методов профилирования лопатки
является метод так называемой постоянной циркуляции, при
котором все элементы рабочей лопатки передают воздуху одинаковую
энергию (вдоль радиуса)
По этому методу закрутка в рабочем колесе изменяется обратно
пропорционально радиусу, т. е.
const
^си = -у-,
при этом с1и-г =* const, cSa-/'= const и cu-r= const,
по
Метод профилирования решеток рабочего колеса компрессора ПО
закону r-cu = const обеспечивает:
1) минимальные потери в ступени, а следовательно, высокий к. п. д.;
2) отсутствие радиальных перетеканий в осевом зазоре между ро-
тором и статором;
3) постоянство осевой скорости вдоль радиуса.
Рассмотрим устройство лопатки рабочего колеса вдоль радиуса
(фиг. 69) при профилировании ее по методу постоянной циркуляции.
Фиг. 69. Изменение формы лопатки осевого компрессора вдоль ра-
диуса. Треугольники скоростей у втулки и на периферии лопатки
Мы уже установили, что закрутка воздуха в рабочем колесе в этом
случае изменяется обратно пропорционально радиус}' вращения. Сле-
довательно, у корня лопатки (втулки) закрутка оказывается наиболь-
шей, а у периферии — наименьшей. Соответственно закрутке, профиль
лопатки у втулки имеет наибольшую, а у периферии наименьшую кри-
визну.
Пусть на любом радиусе лопатки осуществлен осевой подвод воз-
духа с одинаковой скоростью; тогда у корня лопатки, где окружная
скорость наименьшая, мы будем иметь малые относительные скорости
потока и Wi и больший угол установки ув. У периферии лопатки,
111
работающей на большой окружной скорости, наоборот, мы будем
иметь большие относительные скорости потока и меньший угол уста-
новки <£н> чем У втулки.
На фиг. 69 представлены корневые и периферийные сечения ло-
патки рабочего колеса осевого компрессора, а также соответствующие
треугольники скоростей.
Таким образом, лопатка осевого компрессора имеет профиль пере-
менной кривизны вдоль радиуса и переменный угол установки.
§ 38. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СХЕМЫ СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА
Осевые компрессоры различаются не только геометриче-
скими размерами, но и своими гидравлическими схемами.
Выбор гидравлической схемы компрессора диктуется кон-
кретными условиями его работы, но иногда он бывает обу-
словлен также и производственными (технологическими) со-
ображениями.
Известны три гидравлические схемы, ступени компрес-
сора:
1) с осевым входом;
2) с предварительной закруткой воздуха против враще- .
ния ротора;
3) с предварительной закруткой воздуха по вращению
ротора.
Гидравлические схемы ступени осевого компрессора раз-
личаются степенью реактивности ступени, т. е. отно-
шением адиабатической работы ротора к адиабатической
работе всей ступени
Степень реактивности является важным параметром, так
как она характеризует участие рабочего колеса в процессе
повышения давления воздуха в ступени.
Степень реактивности ступени может изменяться от
О до 1.
В современных компрессорах чаще применяется схема
с предварительной закруткой воздуха в сторону вращения
рабочего колеса (фиг. 70).
Предварительная закрутка воздуха в сторону вращения
рабочего колеса обеспечивается постановкой направляю-
щего аппарата на входе в ступень. Из треугольника скоро-
стей (см. фиг. 70) следует, что наличие предварительной
закрутки позволяет увеличивать окружную скорость рабо-
чего колеса при сохранении постоянной относительной ско-
рости воздуха Wi. Увеличение относительной скорости воз-
112
духа Wi лимитируется возникновением волновых сопротив-
лений при достижении местной скорости звука. Применение
повышенных окружных скоростей дает возможность либо
уменьшать величину закрутки и применять профили мень-
шей кривизны, т. е. более высокого к. п. д., либо увеличивать
напор ступени.
Сщ Д С и
Фиг. 70. Схема ступени с предварительной закруткой
воздуха в сторону вращения рабочего колеса
В рассматриваемой схеме ступени параметры воздуха
изменяются следующим образом: в роторе давление и абсо-
лютная скорость воздуха возрастают; в статоре скорость
воздуха уменьшается, благодаря чему давление воздуха по-
вышается.
Так как в данной схеме ротор и статор нагружены более
равномерно, относительные скорости протекания воздуха
сравнительно невелики, а поток в межлопаточных каналах
ротора и статора претерпевает незначительные повороты, то
напор и к. п. д. ступени оказываются более высокими, чем
в схеме с осевым входом воздуха в рабочее колесо.
Особенностью настоящей схемы является также то, что
треугольники скоростей на входе и выходе могут быть вы-
браны равными, если = w2 и с2 = Wj_. Степень реактив-
ности ступени в этом случае равна 0,5, т. е. ротор и статор
8—256
113
в равной степени участвуют в повышении давления воз-
духа. Благодаря этой особенности лопатки ротора и статора
ступени могут быть выполнены одинаковыми, что значи-
тельно упрощает технологию производства. Это обстоятель-
ство является немаловажным при массовом производстве,
если учесть, что многоступенчатый осевой компрессор имеет
большое количество лопаток.
Применение предварительной закрутки воздуха против
вращения рабочего колеса при относительной скорости воз-
духа на входе wr, меньшей скорости звука, может привести
к увеличению напора ступени за счет увеличения закрутки
в рабочем колесе, однако к. п. д. ступени при этом оказы-
вается пониженным по сравнению со схемой с осевым вхо-
дом воздуха в рабочее колесо. Схема компрессора с пред-
варительной закруткой против вращения рабочего колеса
применяется главным образом в последних ступенях ком-
прессора Ч
§ 39. КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ
МНОГОСТУПЕНЧАТОГО КОМПРЕССОРА
На фиг. 71 представлена зависимость к. п. д. компрессора от сте-
пени повышения давления воздуха в компрессоре. Из фиг. 71 следует,
что чем больше степень повышения давления воздуха в компрессоре
(при заданном к. п. д. ступени), тем ниже к. п. д. компрессора. При-
чина этого заключается в том, что вследствие подогрева воздуха в пре-
дыдущей ступени теплом от трения действительная температура на
Фиг. 71. Влияние степени повышения давления осевого
компрессора на его к. п. д.
1 В сверхзвуковой ступени применение предварительной закрутки
воздуха против вращения рабочего колеса дает возможность значи-
тельно увеличить напор ступени.
114
входе в каждую последующую ступень несколько выше, чем при отсут-
ствии трения. Поэтому адиабатическая работа компрессора всегда
меньше суммы адиабатических работ отдельных его ступеней.
К. п. д. современного осевого компрессора (при кк = 6-Н8) равен
v]K = 0,86 -4- 0,88.
§ 40. ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСЕВЫХ МНОГОСТУПЕНЧАТЫХ
КОМПРЕССОРОВ
Характеристика осевого компрессора (фиг. 72) отли-
чается от характеристики центробежного компрессора более
высокими значениями максимального к. п. д. (до 0,88) и бо-
лее крутым протеканием кривых напора (тск) и к. п. д. (т]к).
В осевом компрессоре небольшие отклонения расхода воз-
духа от расчетного значения приводят к значительным из-
Фиг. 72 Сравнительные характеристики ос-евого и центробежного
компрессоров
мелениям напора и -к. п. д. Высокая чувствительность осе-
вого компрессора к изменению расхода воздуха объясняется
тем, что всякое изменение осевой скорости на входе в сту-
пень при постоянном числе оборотов приводит к изменению
угла атаки профилей решетки, что нарушает плавное без-
отрывное обтекание лопаток, вызывает срыв потока и т. д.
При уменьшении расхода воздуха уменьшается осевая
скорость потока с1а на входе в решетку рабочего колеса.
Следовательно, углы атаки а при обтекании лопаток возра-
стают, растут и аэродинамические силы Ру, в результате
чего степень повышения давления воздуха ступени кст уве-
личивается. Рост углов атаки приводит в конце концов
к срыву потока со спинок лопаток и к появлению помпажа
Фиг. 73, Обтекание лопаток:
I — на малых расходах (помпажный режим); II — на больших расходах (турбинный
режим)
При увеличении расхода воздуха увеличивается осевая
скорость потока на входе в рабочее колесо. Следовательно,
углы атаки при обтекании лопаток уменьшаются и могут
стать даже отрицательными. При этом подъемная сила ло-
паток резко падает, резко падает также степень повышения
давления воздуха ступени,— наступает «турбинный» режим
компрессора со свойственным ему срывом потока с корытец
лопаток (фиг. 73,//).
На фиг. 73а представлены характеристики осевого и
центробежного компрессоров.
На характеристиках представлено изменение степени по-
вышения давления и к. п. д. компрессора в функции от отно-
сительного расхода воздуха. Из сравнения характеристик
следует, что при равных относительных расходах ( )
\ расч /
116
Фиг. 73а. Характеристики осевого и центробежного компрес-
соров:
а — осевой компрессор; б — центробежный компрессор
117
и относительных числах оборотов ----------) к. п. д. осевого
\ /грасч/
компрессора выше, чем к. п.д. центробежного компрессора.
Максимальный к. п. д. осевого компрессора равен 0,88,
а центробежного компрессора — 0,80.
§ 41. КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА
(фиг. 74)
Конструктивно уменьшение высоты лопаток вдоль ком-
прессора выполняется по различным схемам:
1. По схеме, в которой внутренний диаметр лопаток
остается постоянным, а наружный диаметр уменьшается
(фиг. 74, а).
2. По схеме, в которой наружный диаметр лопаток
остается постоянным, а внутренний диаметр увеличивается
(фиг. 74,6).
Фиг. 74. Конструктивные схемы осевого компрессора
3. По схеме, в которой внутренний и наружный диа-
метры лопаток увеличиваются (фиг. 74, в).
Первая и вторая схемы дают некоторое преимущество
в технологическом отношении (проще изготовление и сборка
корпуса или ротора компрессора). Кроме того, компрессор,
выполненный по первой схеме, отличается несколько мень-
шим весом. Вместе с тем число М вдоль оси компрессора
в этих схемах уменьшается, так как периферийная окруж-
ная скорость или уменьшается (1-я схема), или остается
постоянной (2-я схема), а температура воздуха от ступени
к ступени растет. Поэтому последние ступени в этих схемах
менее нагружены (меньше работа ступени).
Важным достоинством третьей схемы является возмож-
ность повышения напора последних ступеней, работающих
в условиях высоких окружных скоростей. Число М вдоль
118
оси компрессора в такой схеме вследствие нагрева воздуха
может оставаться неизменным.
В турбореактивных и турбовинтовых двигателях приме-
няются все три схемы.
§ 42. СРАВНЕНИЕ ОСЕВЫХ И ЦЕНТРОБЕЖНЫХ
КОМПРЕССОРОВ
1. Коэффициент полезного действия — к. п. д. выше у осе-
вого компрессора (примерно на 10%).
2. Расход воздуха — при равных габаритных диаметрах
расход воздуха больше у осевого компрессора в 3—4 раза.
3. Габаритный диаметр — при равном расходе воздуха
габаритный диаметр осевого компрессора значительно
меньше.
4. Габаритная длина — габаритная длина больше у осе-
вого компрессора.
5. Удельный вес ТРД (вес, отнесенный к единице тяги).
В связи с увеличением напорности ступени удельный вес
ТРД с осевым компрессором за последние годы значительно
снизился и стал меньше, чем в ТРД с центробежным ком-
прессором.
6. Эксплуатация — эксплуатация осевого компрессора
более сложна, чем центробежного. Необходим тщательный
уход за лопатками. Попадание на лопатки механических
частиц вместе с воздухом может повредить лопатки и вы-
звать их разрушение. Попадание на лопатки пыли ухудшает
к. п. д. компрессора.
В связи с большими осевыми скоростями на входе
(cia — 150 -н 200 м/сек) и большим снижением температуры
перед компрессором, у осевого компрессора существует
реальная опасность обледенения лопаток. Поэтому во избе-
жание обледенения и ухудшения в связи с этим работы ком-
прессора необходимо применять специальные противообле-
денительные системы.
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. На каком принципе основано повышение давления воздуха
в осевом компрессоре?
2. Как изменяются параметры воздуха вдоль осевого компрес-
сора?
3. Почему высота лопаток осевого компрессора уменьшается от
ступени к ступени?
119
4. Чем объяснить более высокий к. п. д. осевого компрессора по
сравнению с центробежным компрессором?
5. От чего зависит работа, сообщаемая воздуху, в осевом ком-
прессоре и как повысить напорность ступени осевого компрессора?
6. Какие имеются виды потерь в ступени осевого компрессора?
7. Какие силы действуют на лопатку осевого компрессора?
8. Почему необходимо изменять профиль лопатки осевого ком-
прессора вдоль радиуса?
9. В чем сущность метода профилирования лопатки по закону
Г-са = const.
10. В каких случаях применяется гидравлическая схема ступени
осевого компрессора с предварительной закруткой в сторону вращения
колеса?
11. Как конструктивно осуществляется уменьшение высоты лопа-
ток вдоль осевого компрессора?
12. Какие сравнительные достоинства и недостатки имеют центро-
бежный и осевой компрессоры?
13. Чем объяснить относительную сложность эксплуатации осевого
компрессора по сравнению с центробежным?
ГЛАВА VI
ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ
§ 43. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ГАЗОВЫХ ТУРБИНАХ
Газовые турбины являются одним из основных агрегатов газотур-
бинных двигателей.
Прообразом первой реактивной турбины явился шар Герона Але-
ксандрийского, построенный им за 120 лет до нашей эры.
В течение XVIII и XIX вв. в различных странах предлагалось мно-
жество проектов газовых турбин и предпринимались различные по-
пытки их построить. Сюда следует отнести проекты и патентные заявки
Барбера (Англия, 1791 г.), Штольца (Германия, 1872 г.), Парсонса
(Англия, 1884 г.), Кертисса (США, 1895 г.).
Первой построенной и испытанной в России газовой турбиной (по-
стоянного давления) была газовая турбина русского инженера, моряка
П. Д. Кузьминского (1892—1897 гг.). Кузьминский также высказал
идею о выгодности применения газовой турбины в авиации.
В дальнейшем в различных странах были созданы успешно рабо-
тающие промышленные образцы газовых турбин (турбины «взрыв-
ного» типа Хольцварта, турбины р = const Арманго и Лемаля, Мосса,
наконец, испытанная в 1939 г. турбина в 4000 кет известного чеш-
ского ученого А. Стодола).
В 1914 г. русский морской офицер М. Н. Никольский разработал
авиационную трехступенчатую газовую турбину с винтом.
Энтузиастом применения газовой турбины в народном хозяйстве
с использованием подземной газификации угля был заслуженный дея-
тель науки профессор В.' М. Маковский. Им был создан успешно ра-
ботающий образец газовой турбины.
Крупными специалистами в области теории и конструирования
газовых турбин в нашей стране являются профессора В. В. Уваров,
Г. И. Зотиков, Г. G. Жирицкий, И. И? Кириллов, Я. И. Шнеэ,
П. К- Казанджан и др.
Первоклассные образцы газовых турбин создали советские опытно-
конструкторские бюро под руководством В. Я. Климова, А. М. Люлька,
G. К. Туманского, Н. Д. Кузнецова и др.
§ 44. КЛАССИФИКАЦИЯ ГАЗОВЫХ ТУРБИН
На фиг. 75 приведена общая классификация газовых
турбин. Турбины в зависимости от направления движения
газа относительно ротора подразделяют на осевые и р а-
121
д и а л ь н ы е. Следует заметить, что в авиационных силовых
установках до настоящего времени применяются почти
исключительно осевые газовые турбины, поэтому мы огра-
ничимся рассмотрением именно этого типа турбин.
По принципу действия газовые турбины подразделяются
на активные и реактивные.
Активными называются турбины, у которых расши-
рение (падение давления) газа происходит лишь в сопловом
аппарате (статоре), а давление газа перед рабочим колесом
(ротором) и за ним одинаково.
Фиг. 75. Классификация газовых турбин
Реактивными называются турбины, у которых рас-
ширение газа происходит как в сопловом аппарате, так и на
лопатках рабочего колеса. У таких турбин давление газа
перед рабочим колесом всегда больше давления за ним.
Как активные, так и реактивные турбины бывают одно-
и многоступенчатые.
В авиационных газотурбинных реактивных двигателях
применяются почти исключительно реактивные турбины.
Активные турбины применяются для привода вспомогатель-
ных агрегатов, например, топливных насосов ЖРД.
§ 45. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ОСЕВОЙ
ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Рассмотрим схему и принцип действия осевой газовой
турбины (фиг. 76), состоящей из соплового аппарата (ста-
тора) и рабочего колеса (ротора). Ротор и статор по окруж-
ности имеют профилированные лопатки, образующие кру-
122
Фиг. 76. Схема и принцип действия осевой газовой
турбины
говые турбинные решетки. Межлопаточные каналы соплового
аппарата, а в реактивных турбинах и рабочего колеса имеют
вид суживающихся каналов (конфузоров). При движении
по этим каналам газ расширяется.
Принцип действия газовой турбины основан на исполь-
зовании кинетической энергии струи газа для вращения ра-
бочего колеса.
Горячий газ из газосбориика поступает в сопловой аппа-
рат, в котором за счет уменьшения температуры и давления
увеличивается скорость его движения. С термодинамической
точки зрения в сопловом аппарате кинетическая энергия
потока возрастает за счет уменьшения теплосодержания
газа. Затем газ поступает на лопатки рабочего колеса. При
обтекании с большой скоростью лопаток на последних воз-
никают аэродинамические силы, благодаря которым со-
здается момент вращения на валу турбины — кинетическая
123
энергия газа таким образом преобразуется в механическую
работу вращения вала. При этом преобразовании энергии
на лопатках рабочего колеса абсолютная скорость газа
уменьшается, а если турбина реактивная, то также умень-
шается давление и температура газа.
На фиг. 77 представлена схема многоступенчатой реак-
тивной турбины и изменение в ней параметров газа. Давле-
ние и температура газа непрерывно уменьшаются от статора
к ротору, от ступени к ступени; абсолютная скорость по-
тока, возрастая в сопловом аппарате, уменьшается в рабо-
чем колесе; однако на выходе из каждой ступени она
мало изменяется.
Так как плотность газа (при расширении) вдоль тракта
турбины значительно уменьшается, а осевая скорость проте-
Z/2
|с Р с Т°
Фиг. 77. Схема многоступенчатой реактивной турбины
и изменение параметров газа в ней
124
кания мало изменяется \ то из уравнения расхода газа
через турбину:
G = fyca — const,
где f—проходное сечение канала;
Y — удельный вес газа;
са — осевая скорость газа,
следует, что проходные сечения турбины должны возра-
стать в направлении течения газа. Это достигается посте-
пенным увеличением, от ступени к ступени, высоты лопаток.
При больших расходах газа с целью уменьшения высоты
лопаток и габаритного диаметра турбины допускают значи-
тельные осевые скорости на выходе из турбины (до 400—
420 м/сек).
Таким образом, принцип действия осевой турбины про-
тивоположен принципу действия осевого компрессора. Дру-
гими словами, осевая турбина является «обращенным» осе-
вым компрессором.
Если представить себе, что в турбине газ изменил бы
свое движение на обратное, то в межлопаточных каналах
происходило бы не расширение, а сжатие газа. Турбина
«обратилась» бы в компрессор. Правда, вследствие боль-
шой кривизны лопаток такой компрессор работал бы
с весьма низким к. п. д.
Приведем общие соображения по оценке к. п. д., габарит-
ных размеров и мощности турбины. Будем сравнивать осе-
Фиг. 78. Сравнение компрессорной и турбинной
решеток:
а — компрессорная решетка; б — турбинная решетка
1 Обычно несколько возрастает.
125
вой компрессор и осевую турбину при одинаковых весовых
расходах газа и одинаковых мощностях.
Турбинная решетка в сравнении с компрессорной решет-
кой (фиг. 78) имеет всегда более высокий к. п. д. Это объ-
ясняется тем, что преобразование давления в скорость
(в конфузоре) связано с меньшими потерями, чем преобра-
зование скорости в давление (в диффузоре).
Действительно, при замедленном течении газа (в диффу-
зоре) вдоль стенок канала происходит непрерывное нако-
пление пограничного слоя: в этом случае легко возникают
возвратные токи и срывы потока со стенок, приводящие
к значительным потерям (фиг. 79, а).
Фиг. 79. Течение газа:
а — в диффузоре; б — в конфузоре
При ускоренном течении газа (в конфузоре) толщина
пограничного слоя не только не увеличивается, но даже
уменьшается; а в случае конфузорного канала с прямой
осью срывов потока вообще не происходит (фиг. 79,6).
Так как срыв струй, а следовательно, и потери в уско-
ренном потоке газа всегда меньше, чем в замедленном, то
турбинная решетка набирается из профилей большей кри-
визны (с углом поворота потока е = 100 -Ч— 130°) и большей
относительной толщины. Поэтому при равных к. п. д. работа
турбинной ступени значительно больше работы компрессор-
ной ступени.
Это обстоятельство является причиной того, что при рав-
ных расходах газа и равных мощностях турбину делают
со значительно меньшим числом ступеней, нежели ком-
прессор.
123
§ 46. СТУПЕНЬ ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Для изучения процесса в ступени осевой газовой тур-
бины воспользуемся обычным методом — рассечем ступень
турбины соосной с ней цилиндрической поверхностью, ра-
диус которой равен среднему радиусу лопаток, и развернем
полученное сечение в плоскости. Получим плоскую турбин-
Фиг. 80, Принципиальная схема ступени турбины
На фиг. 80 представлена принципиальная схема ступени
турбины. Для дальнейших рассуждений введем следующие
понятия и обозначе<ния:
t — шаг решетки;
b—хорда лопатки;
— угол выхода из соплового аппарата, образованный
осью канала соплового аппарата (на выходе) и направле-
нием окружной скорости;
Pi — угол входа рабочей лопатки, образованный каса-
тельной к спинке лопатки (на передней кромке) и направле-
нием окружной скорости;
Р2 — угол выхода рабочей лопатки, образованный ка-
сательной к спинке лопатки (на задней кромке) и направ-
лением окружной скорости;
0—угол изгиба профиля лопатки рабочего колеса.
Обозначим сечения ступени турбины;
z-z — вход в статор ступени;
1-1 — вход в ротор ступени;
2-2 — выход из ротора ступени.
127
Ступень активной турбины
Активной называется турбина, у которой расширение
газа происходит только в сопловом аппарате.
Характерной особенностью активной турбины является
равенство давления газа перед лопатками рабочего колеса
и за ними. Поэтому активную турбину называют также тур-
биной равного давления.
Фиг. 81. Схема ступени активной турбины и изменение параметров
газа в ней
На фиг. 81 представлена схема ступени активной тур-
бины и даны кривые изменения параметров газа в ней.
Принцип действия активной турбины состоит в следующем.
Горячий газ притекает к сопловому аппарату в осевом
направлении со скоростью сг, давлением pz и температу-
рой Тг. В сопловом аппарате скорость газа возрастает до
значения с\, причем вектор скорости Су образует с направ-
лением окружной скорости угол ар В связи с ростом ско-
рости газа в сопловом аппарате происходит падение давле-
ния и температуры газа (до значений pi и Ту).
На лопатки рабочего колеса газ поступает с относитель-
ной скоростью Wi, направление которой на входе примерно
совпадает с касательной к спинке, т. е. определяется
углом Это обеспечивает безударность входа газа на ло-
патки рабочего колеса турбины. Относительную скорость Wy
можно получить, построив треугольник скоростей на входе:
Рабочие лопатки активной турбины обычно имеют сим-
метричный профиль с утолщением посредине. Межлопаточ-
ные пространства рабочего колеса представляют собой кри-
волинейные каналы примерно постоянных проходных се-
чений.
При отсутствии потерь численные значения относитель-
ной скорости, давления и температуры газа на входе и на
выходе из рабочего колеса активной турбины одинаковы,
т. е.
w2 = wb р2=рь Т2=Т\.
В действительности при протекании газа в каналах рабо-
чего колеса имеются потери, которые при равенстве давле-
ний р2 и р\ преодолеваются за счет кинетической энергии
газа. Наличие по.терь обусловливает и некоторый подогрев
газа. Таким образом, в действительности на выходе из рабо-
чего колеса активной турбины мы имеем
w2<wb
На выходе из рабочего колеса относительная скорость w?
направлена по касательной к выходной
углом р2 к окружной
скорости.
При симметричном
профиле углы входа и
выхода потока пример-
но равны
кромке лопатки под
Абсолютную ско-
рость на выходе из ра-
бочего колеса с2 можно
найти из треугольника
скоростей на выходе
—> —> —>
с2 = W2 + и.
Скорость с2, обра-
зующая с направлением
окружной скорости угол
«... значительно мень-
Фиг. 82. Совмещенный план скоростей
активной турбины
У—256
129
Ше скорости C\, так как в рабочем колесе кинетическая
энергия потока частью превратилась в механическую ра-
бот}/ на валу турбины.
Имея треугольники скоростей на входе и выходе из ра-
бочего колеса, удобно построить совмещенный план скоро-
стей. Для этого треугольники скоростей наносят так, что они
образуют либо общую вершину (фиг. 82, а), либо общую
сторону — окружную скорость колеса (фиг. 82, б).
Совмещенный план скоростей дает возможность легко
графически найти угол поворота потока, а также изменение
скоростей течения газа в решетке.
Введем обозначения:
с2а ~ осевые составляющие скорости газа на
входе и выходе из рабочего колеса;
ciu — предварительная «закрутка» газа на вы-
ходе из соплового аппарата;
c2w—«закрутка» газа на выходе из рабочего
колеса;
Дси = с1ц— ciu— «раскрутка» газа в рабочем колесе.
Как мы увидим дальше, «раскрутка» газа в рабочем ко-
лесе существенно влияет на работу и мощность турбины.
Ступень реактивной турбины
В газотурбинных авиационных двигателях преимуще-
ственно применяются реактивные газовые турбины.
Реактивной называется турбина, у которой расширение
газа происходит в сопловом аппарате и на лопатках рабо-
чего колеса.
Таким образом, у реактивной турбины давление газа
уменьшается и в статоре и в роторе, в то время как у актив-
ной турбины падение давления происходит только в сопло-
вом аппарате.
Так как давление газа перед лопатками рабочего колеса
реактивной турбины больше, чем за ними, то реактивную
турбину еще называют турбиной избыточного д а в-
л е н и я.
Разность давления газа создает значительное осевое уси-
лие, которое обычно направлено от статора к ротору, т. е.
в сторону движения газа.
На фиг. 83 представлена схема ступени реактивной тур-
бины.
130
Горячий газ перед сопловым аппаратом турбины имеет
скорость сг, давление рг и температуру Тг. В сопловом ап-
парате турбины скорость газа возрастает до С\, а давление
и температура газа соответственно уменьшаются до значе-
ний pi и Т\.
Так как полный
бины срабатывается
Pz
перепад давлений
реактивной тур-
и в статоре и в роторе, то при одина-
ковых начальных давлениях и температурах скорость исте-
чения из соплового аппарата реактивной турбины оказы-
вается меньше, чем у активной турбины.
На лопатки рабочего колеса газ поступает с относитель-
ной скоростью w-l, направление которой па входе примерно
совпадает с касательной к спинке лопатки.
Вектор относительной скорости W\ можно получить, по-
строив треугольник скоростей на входе:
w1 = cl + (— и).
Лопатки рабочего колеса реактивной турбины имеют
несимметричный профиль с утолщением в .передней части.
Межлопаточные каналы рабочего колеса имеют суживаю-
щиеся сечения. При перемещении газа по этим каналам
относительная скорость газа возрастает, а давление и тем-
пература его уменьшаются. На выходе из ротора относи-
тельная скорость w2 достигает наибольшего значения и мо-
жет значительно превосходить по величине скорость Wi
Фиг. 83. Схема ступени реактивной турбины и изменение параметров
газа в ней
9
131
Фиг. 84. Совмещенный план скоростей реактивной турбины
Абсолютная скорость е2 находится из треугольника ско-
ростей на выходе:
с2 = 4- и.
Абсолютная скорость с2 на выходе из рабочего колеса ока-
зывается значительно меньше, чем скорость на входе Ci,
так как в роторе турбины кинетическая энергия газа ча-
стично превращается в механическую работу.
Таким образом, на лопатках рабочего колеса давление,
температура и абсолютная скорость газа уменьшаются, от-
носительная же скорость газа возрастает, т. е.
Р2<А> Л<Л, ^2<O, ^2>^р
Совмещенный план скоростей реактивной турбины газо-
турбинного двигателя показан на фиг. -84.
У активной турбины углы входа и выхода лопаток рабо-
чего колеса равны и лежат в пределах
₽1 = р2^30~40°.
У реактивной турбины угол входа лопаток рабочего ко-
леса больше угла выхода:
р, = 50 70°,
р2 = 30 н- 40°.
Степень реактивности ступени турбины
Мерой работы турбины является адиабатическая работа
расширения газа. Однако эта работа может по-разному
распределяться между статором и ротором ступени турбины.
132
Отношение адиабатической работы расширения газа
в рабочем колесе к адиабатической работе расширения газа
в ступени в целом называется степенью реактив-
но с т и ступени турбины
где индексы «р.к» и «ст» относятся соответственно к рабо-
чему колесу и ступени турбины в целом.
Активная турбина имеет степень реактивности р = О, так
как на лопатках рабочего колеса не происходит расширения
газа.
Реактивная турбина имеет степень реактивности 0 < р < 1
в зависимости от схемы и устройства ступени.
Чисто реактивные турбины, у которых степень реактив-
ности р=1, не получили распространения. Применяемые
в практике газовые турбины имеют р <С 1.
Степень реактивности турбин газотурбинных двигателей
на среднем радиусе равна обычно 0,20—0,35. Это означает,
что 20—35% всей адиабатической работы расширения газа
приходится на рабочее колесо, а остальные 65—80%—на
сопловой аппарат турбины.
Применение турбин с большей степенью реактивности
в авиационных двигателях нецелесообразно, так как умень-
шение теплоперепада в статоре привело бы к повышению
температуры заторможенного (по относительной скорости)
потока газа на входе в рабочее колесо T*wl. В результате
этого повысилась бы опасность разрушения лопаток от
перегрева или пришлось бы снизить начальную температуру
газа Тг, что также нежелательно, так как это привело бы
к падению мощности турбины или тяги двигателя.
§ 47. ПРОЦЕСС В СОПЛОВОМ АППАРАТЕ ТУРБИНЫ
Форма соплового аппарата турбины зависит от величины
перепада давлений, при которой оно работает.
При отношении давлений ~ больше критического зна-
чения скорость истечения газа всегда меньше скорости
звука. В этом случае сопло выполняют в виде суживаю-
щегося канала.
1 Температура заторможенного по относительной скорости потока
газа T'lw примерно равна температуре стенки лопатки.
133
Если же отношение давлений — меньше критического
Pz
значения, то для получения сверхзвуковой скорости исте-
чения необходимо применять сверхзвуковые расширяю-
щиеся сопла.
При температуре продуктов сгорания до 1300°Ц, для
ср 4
которых k = —критическое отношение давлений
О
равно
k
) =(-г-гт)й-1~°.54-
Современные газотурбинные двигатели работают в ши-
роком диапазоне режимов, а следовательно, и отноше-
ний давлений поэтому в этих условиях применение сверх-
звуковых сопел в сопловых аппаратах газотурбинных дви-
гателей является нецелесообразным, так как эти сопла
в докритической области истечения будут работать с боль-
шими потерями вследствие появления волновых сопротив-
лений (в расширяющейся части конфузора). Однако ока-
зывается возможным и в суживающемся сопле, если оно
выполнено с косым срезом (фиг. 85), получить сверхзвуко-
вую скорость истечения.
В сопловых аппаратах авиационных газовых турбин
применяются почти исключительно суживающиеся сопла
с косым срезом..
Скорость истечения газа из сопла при адиабатическо.м процессе
истечения (т. е. при отсутствии теплообмена и потерь) определяют по
формуле
(т;) ‘ J’ (38)
где pz и Tz — давление и температура газа перед соплом;
— противодавление на выходе из сопла.
Для обычного суживающегося сопла (с прямым срезом) при
₽кр скорость истечения оказывается равной местной скорости
звука (при tz — 700 -4— 900° Ц Ci = ci\ — 570 -4— 630 м/сек).
Действительный процесс истечения газа из сопла сопровождается
трением и завихрениями, что снижает скорость истечения, уменьшая
кинетическую энергию газа. Действительная скорость истечения ока-
зывается меньше теоретической и может быть определена как
ci = <Р -с1ад. (38')
134
где <р — коэффициент скорости сопла, равный 0,96—0,98 (для правиль-
но спроектированных сопел);
С1ад — адиабатическая скорость истечения;
Ci—действительная скорость истечения.
Потери в сопле зависят от кривизны канала, от угла поворота по-
тока (90—<2i). При осевом входе газа в сопло, чем меньше угол на-
клона сопла 04, тем больше потери на поворот потока, тем меньше <р.
Однако с точки зрения более полного преобразования кинетической
энергии газа в работу на окружности колеса (эффективную работу)
угол Oj выгодно уменьшать.
Практически угол выбирают равным 17—30°.
Фиг. 85. Истечение газа из сопла с косым срезом
Вследствие того, что выходное сечение сопла составляет с осью
канала острый угол (ctj), турбинные сопла имеют так называемый
косой срез (плоскость ас, фиг. 85).
Суживающиеся сопла с косым срезом обладают тем замечательным
о м р\
свойством, что в них при отношении давлении меньше критиче-
Рг
ского значения можно достичь скорости истечения, превышающей мест-
ную скорость звука.
Процесс расширения газа’в сопле с косым срезом (при—— < ^кр)
\ Pz /
происходит следующим образом.
В минимальном сечении сопла устанавливается критическое дав-
ление газа.
Ркр = Зк-р/’г Pi-
В точке а давление газа скачкообразно понижается от ркР до pi,
тогда как вдоль стенки Ьс оно понижается постепенно. При истечении
поток газа, поворачиваясь относительно вершины а, под действием
избыточного давления отклоняется от оси сопла на угол Да, так что
сечение потока увеличивается (/i> /ир).
Таким образом, струя газа, отклоняясь, принимает форму сопла
Лаваля, благодаря чему газ продолжает расширяться и скорость исте-
чения его становится больше критической. Чем больше избыточное
давление, тем больше угол отклонения струи и тем больше скорость
истечения.
135
Применение косого среза дает большие выгоды в практике турбо-
строения, так как дает возможность устанавливать на двигатель бо-
лее простые в конструктивном отношении суживающиеся сопла, кото-
рые к тому же достаточно хорошо работают на нерасчетных режимах
(при нерасчетных перепадах давления).
§ 48. ПРОЦЕСС В РАБОЧЕМ КОЛЕСЕ
Мы уже отметили, что в реактивной турбине межлопа-
точные каналы рабочего колеса представляют собой конфу-
зоры (сопла), в которых происходит расширение газа —
увеличение относительной скорости за счет уменьшения дав-
ления и температуры.
Течение газа в межлопаточных каналах рабочего колеса
принципиально не отличается от течения газа в сопловом
аппарате.
Относительную скорость йуо на выходе из рабочего колеса при
адиабатическом истечении можно определить по формуле
Действительная скорость истечения меньше адиабатической и равна
= Ф^2ад. (39')
Коэффициент ф аналогичен коэффициенту ср в соплах и учиты-
вает затраты энергии газа, связанные с преодолением вредных сопро-
тивлений на лопатках рабочего колеса. На расчетном режиме у реак-
тивных турбин
ф = 0,92 -Ч- 0,95.
Потери на лопатках рабочего колеса определяются
в основном теми же причинами, что и в соплах. К ним от-
носятся: потери трения и на поворот струи, потери, связан-
ные с подсосом газа, и потери гидравлического удара па
входе .при работе на нерасчетных режимах.
Рассмотрим кратко физическую сущность потерь на ло-
патках рабочего колеса.
При повороте струи в межлопаточных каналах рабочего
колеса под действием центробежных сил инерции происхо-
дят срывы потока газа со спинки лопатки (фиг. 86) х.
1 Срыв потока обычно начинается в точке, где наступает повыше-
ние давления газа.
136
Фиг. 86. Изменение давления газа
вдоль контура лопатки
Фиг. 87. Сравнение углов поворота потока:
а — активный канал; б — реактивный канал
Фиг. 88. Сравнение конфузорности каналов при одном
и том же угле поворота потока:
а — активный канал = р2); б — конфузорный канал (pi > £t)
137
Потери при повороте струи тем больше, чем больше кри-
визна (угол изгиба) лопаток. В реактивной решетке эти по-
тери меньше, чем в активной, так как угол поворота
= 80 4- 100° <6а = 100 4-130° (фиг. 87).
При одной и той же кривизне лопаток потери тем
меньше, чем больше степень конфузорности (степень суже-
ния) межлопаточных каналов, определяемая соотношением
углов входа и выхода ₽2.
Поэтому реактивная решетка ((^ 7> Р2) всегда характери-
зуется меньшими потерями энергии, чем активная (^ = Р2)
(фиг. 88).
Лопатки профилируются так, чтобы при работе на рас-
четном режиме относительная скорость на входе была на-
фиг. 89. Работа лопаток рабочего колеса тур-
бины на нерасчетном режиме:
а — удар в корыто лопатки; б — удар в спинку
правлена примерно по касательной к средней линии про-
филя лопатки.
При работе на нерасчетном режиме (фиг. 89) вектор
относительной скорости Wj на входе в колесо отклоняется
от направления касательной; при этом происходит либо
удар в спинку лопатки (при уменьшении скорости истече-
ния Ci), либо удар в корыто лопатки (при увеличении ско-
рости истечения Ci).
Гидравлические удары газа на входе в рабочее колесо
приводят к потерям энергии газа. Гидравлические удары
в спинку лопатки при малых расходах газа характери-
зуются обычно меньшими потерями, чем удары в корыто
лопатки при больших расходах газа, так как при этом воз-
растает степень конфузорности струек газа в межлопаточ-
иых каналах (Р1/Ф2).
138
§ 49. РАБОТА ГАЗА НА ОКРУЖНОСТИ КОЛЕСА
Найдем работу, совершаемую 1 кг газа на окружности рабочего
колеса. Для этого воспользуемся уравнением Эйлера (35) для осевого
компрессора
. «Дси
и g '
где Дси = Сщ Czu-
Выражение Дсы представляет собой «раскрутку» потока газа
(т. е. отклонение потока в сторону, противоположную вращению ко-
леса) в роторе турбины (в отличие от «закрутки» потока газа в ро-
торе осевого компрессора).
Таким образом, уравнение (35) можно сформулировать так: ра-
бота газа на окружности рабочего колеса турбины пропорциональна
окружной скорости рабочего колеса и «раскрутке» газа, создаваемой
рабочим колесом.
Уравнение (35) можно привести к несколько иному виду:
Lu = — ((?! COS ах — с2 COS а2).
о
Из этого выражения следует, что чем меньше угол выхода потока
из соплового аппарата турбины аь тем больше работа на окружности
рабочего колеса. Заметим, что работа на окружности колеса с высокой
степенью точности равна эффективной работе ступени (турбины), т. е.
Lu — LT.
§ 50. ПОТЕРИ В СТУПЕНИ
Располагаемая работа
Располагаемая работа турбины равна адиа-
батической работе расширения газа в турбине от давления
рг = р3 до давления J>2 = Р± и изображается площадью
3-4a-b-(f (см. фиг. 32), заключенной между адиабатой рас-
ширения 3-4а, изобарами начального и конечного давлений
рг=рг и Р‘2 — Pi и осью давлений. Располагаемая работа
представляет собой максимально возможную, идеальную
работу турбины. Это значит, что при отсутствии в турбине
потерь 1 кг газа, протекая через турбину, передавал бы на
ее вал полезную работу, равную -тг
Л-11
Действительная работа, совершаемая 1 кг газа в тур-
бине, из-за потерь (затрат энергии на преодоление раз-
личного рода сопротивлений) меньше располагаемой.
К затратам энергии относятся:
— потери в каналах соплового аппарата;
— потери на лопатках рабочего колеса;
— потери с выходной скоростью и др.
Потери энергии в каналах соплового аппарата и рабо-
чего колеса турбины были рассмотрены выше.
Фиг. 90. К определению минимальных потерь с выходной скоростью:
а — активная турбина; б — реактивная турбина
Сущность потерь с выходной скоростью состоит в том,
что газ покидает рабочее колесо с некоторой скоростью сч,
т. е. с некоторой неиспользованной в ступени (для получе-
ния механической работы) кинетической энергией:
9
Сп
Обычно скорость на выходе из ступени больше скорости
на входе в сопловой аппарат турбины, т. е. с2>сг. Отме-
тим, что даже если в следующих за турбиной устройствах
эта энергия используется, для данной ступени ее нужно
рассматривать как потерю. Потери с выходной скоростью
и
зависят от отношения —, т. е. от отношения окружной ско-
рости лопатки к скорости истечения газа из сопла.
Найдем наивыгоднейшее отношение , при котором
потери с выходной скоростью оказываются минимальными.
В турбине потери с выходной скоростью (при заданной
величине расхода газа) оказываются минимальными тогда,
когда скорость с2 (фиг. 90, а) направлена вдоль оси тур-
бины (перпендикуляр bd короче всякой наклонной bd').
140
В случае активной турбины из треугольника cbd на со-
вмещенном плане скоростей следует, что
2и
— = 008 04,
ч
откуда
/И _ cos«i (40)
V с* Лв 2
Так как
04 = 17-н 30°,
то *
(ЛЛ = 0,43 4-0,48^0,5.
\ / ид
Таким образом, в активной турбине потери с выходной
скоростью имеют минимальное значение тогда, когда окруж-
ная скорость вращения лопаток примерно в два раза мень-
ше скорости истечения газа из сопла.
Нетрудно показать графически, что в реактивной тур-
бине (фиг. 90, б) минимальные потери с выходной скоро-
/ cos «1
стыо (с2н — 0) получаются в том случае, когда—
причем с увеличением степени реактивности (т. е. с увели-
w, \ „ / и \
чением —- наивыгоднеишие значения отношения —)
да1/ \с1/ НВ
растут.
При отклонении режима работы от наивыгоднейшего,
т. е. когда с2и =# 0 и а2 =/= 90°, потери с выходной скоростью
возрастают.
§ 51. РАБОТА, КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО1 ДЕЙСТВИЯ
И МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ
Работа
Напишем уравнение баланса энергии для ступени тур-
бины:
£Т = £О-(Д£С4-ДДЛ +ДАД (41)
где LT — эффективная работа ступени;
Lo— располагаемая работа газа;
ДАС — потери энергии в каналах соплового аппарата;
ДАЛ — потери энергии на лопатках рабочего колеса;
Д£к— потери с выходной скоростью (при с2и 0).
141
Таким образом, эффективная работа ступени равна рас-
полагаемой работе за вычетом потерь в каналах соплового
аппарата, рабочего колеса турбины и потерь с выходной
скоростью. .............
Коэффициент полезного действия турбины
Отношение эффективной турбины к ее располагаемой
работе называется к. п. д. турбины:
^0
Коэффициент полезного действия турбины зависит от
потерь в каналах соплового аппарата и рабочего колеса
турбины, а также от потерь с выходной скоростью; с уве-
личением этих потерь к. п. д. уменьшается. Для современ-
ных турбин т — 0,66-Н 0,80.
Фиг. 91. Потери утечек в радиальном за-
зоре турбины
Так как другие потери (потери утечек и перетеканий
в радиальных зазорах — фиг. 91, механические потери, а
также потери на трение диска турбины о газ) невелики
(около 2% располагаемой работы), то часто ими прене-
брегают и не учитывают при подсчете к. п. д. турбины.
Мощность турбины
Пусть расход газа через турбину равен 1 кг1сек\ тогда
при отсутствии потерь работа турбины будет равна распо-
лагаемой работе газа Lq.
142
Действительная работа турбины (с учетом потерь)
меньше адиабатической работы и равна
Z-т = V]tZ,q.
Мощность турбины в л. с. при расходе газа (?г кг/сек
определяется как
(43)
где
Основными факторами, влияющими на мощность тур-
бины, являются расход газа (?г, располагаемая работа Lq
(зависящая, в свою очередь, от начальной температуры
газа Тг и степени расширения газа тст = -^2) и к. п. д. тур-
I
б ины. -----------
С увеличением значений (7Г, Tz, и vjT мощность тур-
бины растет.
Мощность газовых турбин современных турбореактив-
ных двигателей достигает значений:
NT — 15 000 -ч- 25 000 л. с. и более.
§ 52. ВЛИЯНИЕ ОТНОШЕНИЯ— НА К- П. Д. ТУРБИНЫ
С1
Рассмотрим влияние отношения — на к. п. д. т;т активной турбины.
С1
На фиг. 92 по горизонтальной оси отложены значения --------от 0
ci
до 1,0, а по вертикальной оси — значения к. п. д. 7)т.
Каждая точка горизонтальной оси характеризует собой турбину,
ч » Ч
расчетный режим которой определяется данным значением —.
С1
г-г 1 U
Пусть Ci =const, а изменение — осуществляется за счет окруж-
ci
ной скорости.
Если бы в турбине полностью отсутствовали потери, то к. п. д. тур-
бины был бы равен единице—*]т = 1 (гГрямая /).
При наличии потерь только в каналах соплового аппарата тур-
бины, величина которых не зависит от окружной скорости, к. п. д. тур-
бины т]т< 1 (прямая 2).
Кривая 3 представляет собой к. п. д. турбины с учетом потерь в ка-
143
Фиг. 92. Влияние отношения — на к. п. д. активной
ci
турбины
налах соплового аппарата и рабочего колеса турбины. С увеличением
отношения — потери на лопатках рабочего колеса уменьшаются. Но-
ci и
тери на лопатках рабочего колеса максимальны при =0, т. е.
когда газ обтекает неподвижные лопатки, так как в этом случае отно-
сительная скорость &У1 максимальна и равна й и угол поворота сгруи
максимальный. С увеличением отно-
и
шения — потери на лопатках ра-
ci
бочего колеса уменьшаются ввиду
уменьшения относительной скоро-
сти Wi (фиг. 93).
Кривая 4 (см. фиг. 92) представ-
ляет собой к. п. д. турбины с учетом
всех потерь.
На фигуре видно, что к. п. д.
турбины т)т достигает максимального
значения, когда
U COS
Cj — 2 ’
т. е. когда потери с выходной ско-
ростью минимальны.
144
При — =0 к. п. д. v;T = 0, так как при этом ротор неподвижен
Ci
и турбина никакой полезной работы не совершает.
При — = cos at к. п. д. также равен нулю (*)т — 0). Теоретически
И
это возможно для случая, когда газ выходит из рабочего колеса с той
же кинетической энергией, с которой он вошел в него (в этом случае
лопатки рабочего колеса представляют собой прямые пластины и на-
правлены по оси), т. е. когда е2 = Сь
Фиг. 94. Влияние степени реактивности
и
и отношения --- па к. п. д. реактивной
ct
турбины (ср = const; <р = const)
Из фиг. 92 видно, что всякое отклонение
годнейшего снижает к. п д. турбины.
Так,
при
= 0,45-4—0,50 т]т = 0,80,
и
значения — от наивы-
<•’1
и
С1
и
при
На
пости р на к. п. д. реактивной турбины. С увеличением степени реак-
«
тивности наивыгоднеишее значение — , которому соответствует мини-
мум потерь с выходной скоростью, возрастает. Из фиг. 94 также
следует, что степень реактивности р мало влияет на численное зна-
чение максимума к. п. д. ijr.
фиг.
= 0,30 т]т = 0,70.
94 показано влияние отношения
и
— и степени реактив-
ci
10-256
145
§ 53. ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Характеристиками газовой турбины (по аналогии с характеристи-
ками компрессора) называют зависимости степени расширения газа
Z7 Z '
ят = —и коэффициента полезного действия 7)т турбины от расхода
/’г
г-аза при неизменном числе оборотов. Чтобы эти характеристики были
универсальными, т. е. пригодными для пользования независимо от
изменения атмосферных условий и условий полета, необходимо по-
строить их для параметров, приведенных к условиям на входе
в турбину.
Понятие подобия режимов работы газовой турбины имеет то же
содержание, что и для компрессора. Оно включает подобие полей дав-
ления, температур и скоростей в газовом тракте турбины. Условием
подобия режимов работы турбины при неизменной геометрической
форме каналов является неизменность чисел М, вычисленных по
окружной и осевой скоростям, т. е.
Мц = const и М(| = const,
или
Фиг. 95. Характеристика реактивной турбины
146
или
«Пр = const и (7Г. пр = const.
На фиг. 95 представлены характеристики газовой турбины, по-
строенные как зависимости тст и tjt от параметра расхода Gr.np
для различных значении лпр =—=
Заметим, что параметр Gr.np представляет собой расход газа,
приведенный к условиям на входе в турбину:
G'VK
Gr. ПР —
Pz
Анализ характеристики турбины показывает, что в области высо-
ких значений тгт, представляющих наибольший интерес: приведенный
расход газа сохраняет неизменное значение (вертикальный участок
кривых), что соответствует случаю установления максимального рас-
хода газа при истечении его из соплового аппарата при критическом
перепаде давлений (см. фиг. 13). Изменению тгт в широких пределах
по параметру расхода газа соответствует примерно постоянное значе-
ние к. п. д. турбины. Это значительно упрощает расчеты,, связанные
с работой турбины на нерасчетных режимах.
Характеристики турбины можно получить как экспериментальным,
так и расчетным путем.
§54. ПРОФИЛИРОВАНИЕ ЛОПАТОК ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
ВДОЛЬ РАДИУСА
Изучая процесс в рабочем колесе турбины, необходимо иметь
в виду, что вдоль радиуса (по длине лопатки) величина окружной
скорости непрерывно изменяется. Следовательно, при одном и том же
значении скорости истечения из соплового аппарата с( также непре-
рывно изменяется по величине и направлению относительная скорость
газа на входе в рабочее колесо wi. Кроме того, центробежные силы
инерции, приложенные к частицам газа, вызывают радиальные переме-
щения газа и тем самым создают вдоль лопатки переменное давле-
ние: большее—у периферии, меньшее — у корня.
Так как давление за рабочей лопаткой постоянно, а перед нею
вдоль радиуса различно, то оказывается, что лопатка ротора турбины
работает в условиях переменной степени реактивности: меныпей —
у корня и большей — у периферии.
Следовательно, если лопатка выполнена по высоте постоянного
сечения с неизменными углами входа и выхода, то при обтекании ее
возникают потери на удар (из-за изменения относительной скоро-
сти wi вдоль радиуса) и потери на вихреобразование (вследствие не-
полного расширения газа в межлопаточных каналах рабочего колеса).
Все это ухудшает к. п.д. и уменьшает эффективную работу турбины.
10*
147
При коротких лопатках, у которых отношение их длины к сред-
нему диаметру рабочего колеса -уу— < 0,15, эти потери небольшие и
ими можно пренебречь.
Однако при длинных лопатках (-уу— > 0,15 -4— 0,20 ) потери полу-
чаются уже значительными и ими пренебрегать нельзя. В этом случае
лопатку необходимо профилировать по высоте с тем, чтобы обеспечить
безударность входа для всех сечений лопатки, предотвратить вредные
срывы потока и радиальные перетекания и, следовательно, обеспечить
высокий к. п. д. турбины.
Современные газотурбинные двигатели работают при больших
объемных расходах газа. Обеспечить такой расход могут только тур-
бины с длинными лопатками. Поэтому длинные профилированные
лопатки нашли широкое применение в реактивных двигателях.
Теория длинных лопаток турбин разработана профессором
В. В. Уваровым. Он также предложил профилировать турбинные ло-
патки по закону постоянной циркуляции
cur = const,
(44)
по которому величины раскрутки потока, а также окружных состав-
ляющих абсолютной скорости на входе и выходе из ротора обратно
пропорциональны радиусу. Профилирование лопаток турбины по ме-
тоду профессора В. В. Уварова обеспечило высокой к. п. д. турбин.
Условие профилирования (44) может быть записано иначе:
сшг — const, = const, Дсцг = const. (45)
Следовательно, у корня лопатки, где радиус минимален, раскрутка
потока должна быть максимальной, а кривизна профиля наиболь-
шей; у периферии, где радиус наибольший, раскрутка потока должна
быть наименьшей, кривизна профиля лопатки также должна быть наи-
меньшей.
Посмотрим, как следует профилировать лопатку турбины вдоль
радиуса по методу постоянной циркуляции.
Пусть у корня лопатки применен активный профиль. Тогда совме-
щенный план скоростей, построенный для профиля корневого сечения
(у втулки), имеет вид, изображенный на фиг. 96. Пунктиром на этой
же фигуре изображен совмещенный план скоростей для периферии ло-
патки.
Увеличение окружной скорости в сочетании с уменьшением за-
крутки приводит к тому, что вдоль радиуса от корня лопатки к ее
периферии угол а} возрастает, угол fli возрастает, угол 02 умень-
шается, скорость wi уменьшается и скорость ау2 возрастает.
Из фиг. 96 следует, что если профиль лопатки у втулки является
активным, то у периферии следует применить типичный реактивный
профиль.
В авиационных одноступенчатых газовых турбинах степень реак-
тивности невелика.
Профилированные по закону r*cM = const лопатки газовых тур-
бин, как правило, имеют у корня почти активный профиль, а на пери-
ферии — реактивный со степенью реактивности ступени 0,4—0,5. Сте-
пень реактивности на среднем радиусе лопаток равна 0,20—0,35.
На фиг. 96 изображен вид на длинную лопатку.
148
Фиг. 96 Профилирование длинных лопаток рабочего колеса турбины
Лопатка осевой газовой турбины, так же как осевого компрес-
сора, имеет крутку вдоль радиуса.
Наряду с методом профилирования по закону постоянной циркуля-
ции в случае очень длинных лопаток применяют метод aj = const, при
котором лопатки соплового аппарата по всей высоте выполнены цилин-
дрическими (т. е. незакрученными).
§ 55. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛОПАТКУ
ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
чего
Рассмотрим силы, действующие на лопатку реактивной
турбины (фиг. 97).
При движении газа по межлопаточным каналам рабо-
колеса на лопатку действуют аэродинамические силы,
равнодействующая которых
равна силе Р. Составляющие
этой силы определяют окруж-
ное Ри и осевое усилие Ра.
Окружное усилие Ри на-
правлено в сторону враще-
ния рабочего колеса и вы-
зывает вращение ротора тур-
бины.
Осевое усилие Ра направ-
болыиего давления к мень-
Фиг. 97. Силы, действующие на
лопатку реактивной турбины
леио от статора к ротору (от
тему); оно изгибает лопатки рабочего колеса и восприни-
мается опорно-упорным подшипником турбины.
Кроме рассмотренных сил Р„ и Ра, на лопатку турбины
действует центробежная сила инерции массы лопатки.
Для снижения напряжений разрыва от действия цен-
тробежной силы поперечные сечения лопатки уменьшают от
основания лопатки к ее вершине; сечения уменьшают за
счет толщины профиля, а иногда и за счет его хорды.
§ 56. СРАВНЕНИЕ АКТИВНОЙ И РЕАКТИВНОЙ ТУРБИН
Сравним активную и реактивную одноступенчатые тур-
бины при равных начальных температурах Тг, давле-
ниях рг, противодавлениях р2 ,и равных расходах газа Q.
1. Так как в активной турбине весь перепад давлений
срабатывается в сопловом аппарате, то скорость истечения
из него будет больше, чем в реактивной турбине, у которой
этот же перепад давлений срабатывается и в статоре и
в роторе. Таким образом, чем больше степень реактивности
турбины, тем меньше скорости течения газа и гидравличе-
150
ские потери в сопловом аппарате турбины (пропорциональ-
ные квадрату скорости).
2. Меньшим скоростям протекания газа в сопловом ап-
парате турбины (при больших степенях реактивности) со-
ответствуют и меньшие скорости течения газа на лопатках
рабочего колеса. Это обстоятельство, а также меньший
угол поворота струи на лопатках рабочего колеса и боль-
шая степень конфузорности межлопаточных каналов обес-
печивают меньшие гидравлические потери в рабочем колесе.
3. Меньшим гидравлическим потерям соответствует боль-
шее значение к. п. д.; таким образом, к. п. д. реактивной тур-
бины всегда выше, чем активной (во всем диапазоне от-
„ и \
ношении — .
/
4. Так как весовой расход и располагаемая работа 1 кг
газа у активной и реактивной турбин одинаковы, а к. п. д.
реактивной турбины выше, то и мощность реактивной тур-
бины оказывается больше, чем у активной. Это следует из
рассмотрения формулы мощности (43).
5. Большему перепаду давлений в сопловом аппарате
активной турбины соответствует и больший перепад темпе-
ратур, поэтому газ из соплового аппарата активной тур-
бины вытекает с более низкой температурой, чем из сопло-
вого аппарата реактивной турбины. Благодаря этому сред-
няя температура лопаток рабочего колеса активной тур-
бины оказывается ниже, чем у реактивной, и при равных
начальных температурах газа Тг надежность работы актив-
ной турбины выше, чем реактивной. Другими словами, при-
менение активной турбины дает возможность повысить тем-
пературу газа перед турбиной и увеличить тягу (мощность)
двигателя.
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. На каком принципе основана работа газовой турбины?
2. Какие турбины называются активными и какие реактивными?
3. Как изменяются параметры газа вдоль проточной части много-
ступенчатой турбины?
4. В чем отличие турбинной решетки от компрессорной?
5. Как построить треугольники скоростей на входе и выходе из
рабочего колеса турбины?
6. Что называется степенью реактивности турбины?
7. Каково свойство косого среза каналов соплового аппарата
турбины?
8. Какие имеются потери в сопловом аппарате и в рабочем ко-
лесе турбины?
151
9. Что такое потери в турбине с выходной скоростью; когда они
бывают минимальными?
10. От каких факторов и как зависит работа турбины на окруж-
ности колеса?
11. Что такое к. п. д. турбины и от чего он зависит?
12. От чего зависит мощность, развиваемая газовой турбиной?
13. Что называется характеристикой турбин?
14^Каково назначение профилирования длинных турбинных ло-
паток по высоте?
15. Какие силы действуют на лопатку газовой турбины?
16. Каковы преимущества и недостатки реактивной турбины по
сравнению с активной?
РАЗДЕЛ ТРЕТИЙ
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ГЛАВА VII
/
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
§ 57. ПРИЧИНЫ ПОЯВЛЕНИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В АВИАЦИИ
Самолетные силовые установки можно разделить на
винтомоторные, реактивные и смешанные (представляющие
собой сочетание винтовых и реактивных).
Винтомоторные силовые установки ведут свое начало
с 1882—1884 гг., когда русский морской офицер капитан
1 ранга А. Ф. Можайский построил и испытал первый
в мире самолет. На самолете А. Ф. Можайского были уста-
новлены паровые поршневые двигатели с винтами. В даль-
нейшем, с развитием техники, паровые двигатели на само-
летах были заменены более легкими, бензиновыми двигате-
лями (аэроплан братьев Райт в 1903 г.), которые быстро
развивались и совершенствовались.
Винтомоторная силовая установка безраздельно господ-
ствовала в авиации более 50 лет и сыграла решающую роль
в улучшении летно-технических данных самолета — ско-
рости, высоты и дальности полета.
Реактивные силовые самолетные установки получили
широкое распространение сравнительно недавно — после
второй мировой войны.
Что же привело к появлению реактивных двигателей
в авиации?
Мощность, потребная для горизонтального полета само-
лета с данной скоростью, пропорциональна кубу скорости по-
лета и коэффициенту лобового сопротивления самолета, т. е.
РСгМ
150 л- с
153
где р — плотность воздуха в —р—;
сх — коэффициент лобового сопротивления самолета;
3 — площадь крыла в л*2;
г^о — скорость полета в м/сек.
Если полет совершается на заданной высоте (например,
у земли) со скоростью не выше 500—600 км/час, то, пола-
гая, что сх — const, р = const и 5 = const, получим
Ч =
где
Л = —= const.
Располагаемая мощность винтомоторной установки при
установившемся горизонтальном полете равна потребной
мощности, т. е.
/Ур=М»
где ?/р = ^7]в;
Ne—эффективная мощность поршневого двигателя;
/]в—к. п. д. винта.
Отсюда
_PCvSwJ
150/Jb •
Пусть истребитель с винтомоторной установкой и нор-
мальным полетным весом в 3—4 т совершает полет с ма-
ксимальной скоростью 500 км/час, потребная для полета
мощность двигателя при этом составляет 1000 л. с.
Если при скорости полета 500 км/час к. п. д. винта
7]в=0,8, то эффективная мощность поршневого двигателя
составит
Вес винтомоторной установки будет
^вму = ^Ч?Тдв,
где тдв—удельный вес.
Принимая на основании статистических данных удель-
ный вес винтомоторной установки (с учетом веса винта,
154
радиатора, охлаждающей жидкости и т. д.) равным 0,8, по-
лучим
GBMy= 1250-0,8 = 1000 кг.
Определим, какими должны быть мощность и вес порш-
невого двигателя для полета истребителя со скоростью
1000 км/час, т. е. в 2 раза большей.
Если бы с увеличением скорости полета коэффициент
лобового сопротивления сх и к. п. д. винта сохраняли
неизменное значение, то зависимость ^ = /(суо) изобрази-
лась бы кубической параболой. При этом легко определить,
что при Wq= 1000 км/час потребная мощность двигателя Nn
будет равна 8000 л. с. Вес винтомоторной установки Овму
при этом составил бы 8000 кг.
Фиг. 98. Влияние полетного числа Мо на коэф-
фициент лобового сопротивления
Однако с увеличением скорости полета (сверх 600—
700 км/час} коэффициент лобового сопротивления сх не
остается постоянным, а начинает резко возрастать вслед-
ствие появления волнового сопротивления при обтекании
самолета (фиг. 98). Исследования показывают, что с уве-
личением скорости полета вдвое (от 500 до 1000 км/час}
коэффициент лобового сопротивления сх увеличивается при-
мерно на 40—50%.
Следовательно, если учесть волновые сопротивления, то
мощность двигателя (подсчитанная по закону кубической
параболы), потребная для достижения скорости 1000 км/час,
должна быть
Na= 1,4-8000= 11 200 л. с.
155
До сих пор предполагалось, что с увеличением скорости
полета к. п. д. винта остается постоянным. В действитель-
ности, на больших скоростях (свыше 800 км/час') к. п. д.
винта 7?в начинает резко уменьшаться, что также объяс-
няется появлением волнового сопротивления на винте
(фиг. 99). Исследования показывают, что при Wo —
1000 км/час к. п. д. винта обычной конструкции < 0,7.
Таким образом, для полета со скоростью Wo = 1000 км/час
с учетом дополнительных потерь на винте требуется эффек-
тивная мощность двигателя, равная
КГ И 200 1СЛЛП
M = -д-д— = 16 000 л. с.
с V, /
Вес винтомоторной установки при этом составит при-
мерно 12 т.
Фиг. 99. Влияние скорости полета на
к. п. д. винта
Известно, что поршневых двигателей такой мощности
нет. Однако препятствием для увеличения скорости полета
на самолете с винтомоторной силовой установкой является
не малая мощность существующих двигателей (при необ-
ходимости можно поставить на самолет несколько двига-
телей), а их чрезмерно большой вес. Ясно, что на истреби-
тель весом 3—4 т невозможно установить двигатель ве-
сом 12 т.
Следует иметь в виду, что скорость полета 1000 км/час
вовсе не является техническим пределом. Современные
самолеты уже летают с около- и сверхзвуковыми скоро-
стями. Подсчеты показывают, что для достижения скорости
звука необходим двигатель мощностью 30 000—40 000 л. с.
Винтомоторные силовые установки такой большой мощ-
156
Фиг. 100. Влияние скорости полета па потребную
эффективную мощность поршневого двигателя
ности имели бы вес не менее 25—30 т. График, показываю-
щий рост потребных мощностей с увеличением скорости по-
лета от 500 до 1000 км/час, представлен на фиг. 100.
Таким образом, ясно, что с поршневым двигателем нельзя
достигнуть звуковых или сверхзвуковых скоростей полета.
Для этой цели необходим принципиально иной тип двига-
теля, который имел бы значительно меньший вес и не ну-
ждался бы в винте.
Таким двигателем является реактивный двигатель.
Первые проекты реактивных двигателей появились во
второй половине XIX и в начале XX вв. Однако состояние
техники не могло обеспечить тогда осуществления этих
проектов. Лишь в 30—40 годах XX столетия были созданы
необходимые предпосылки к появлению реактивных двига-
телей. Такими предпосылками, в частности, явились успехи
металлургии, позволившие создать жаропрочные сплавы,
достижения в области газовой динамики, благодаря кото-
157
рым удалось создать газовые турбины и воздушные ком-
прессоры с высокими к. и. д., а также успехи химической
физики, благодаря которым были созданы и усовершенство-
ваны проточные камеры сгорания.
§ 58. ПОНЯТИЕ О РЕАКТИВНОЙ СИЛЕ
И РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
Из физики известно, что при действии одного тела на
другое с некоторой силой второе тело действует на пер-
вое с равной и противоположно направленной силой. Ука-
занное взаимодействие тел выражает собой закон равен-
ства действия и противодействия.
Если назвать действие первого тела на второе активной
силой, то действие второго тела на первое будет реак-
тивной силой. Суждение же о том, какая именно сила яв-
ляется активной, а какая реактивной, является условным.
Приведем несколько примеров действия активной и ре-
активной сил.
При выстреле из орудия пороховые газы выталкивают
с большой силой снаряд из канала ствола; при этом возни-
кает сила отдачи газов. Сила выталкивания является актив-
ной силой, сила же отдачи — реактивной (фиг. 101, а).
б
Фиг. 101. Примеры действия активной и реактивной сил:
а — сила отдачи орудия; б — реактивная тяга поршневого двигателя
158
Полет самолета, на котором установлен поршневой дви-
гатель с винтом, также основан на реактивном принципе.
Винт, вращаясь, воздействует своими рабочими поверхно-
стями на воздух с силой Р и отбрасывает его назад. В свою
очередь струя воздуха действует с равной и противополож-
ной силой R — —Р на винт и создает тягу, которая переме-
шает самолет в сторону, противоположную движению струи
(фиг. 101, б). Здесь сила Р является активной силой, а
сила R — реактивной.
Величина реактивной силы, действующей на винт, мо-
жет быть определена по теореме изменения количества
движения;
Rt=m (w — w0),
или
/? = -у (w —w0),
где t—время;
tn — масса воздуха, отбрасываемого винтом;
w — скорость движения воздуха за винтом;
w0 — скорость полета или скорость движения воздуха
перед винтом.
Величина ~ есть секундная масса воздуха, отбрасывае-
G Т-Г
мая винтом; она равна . Подставив в уравнение вместо
т G
-j- величину — , получим
= (да —w0) кг.
Таким образом, тяга винта есть результат реактивного
действия масс воздуха, отброшенных винтом.
Этот же принцип положен в основу движения обычной
пороховой ракеты.
При истечении пороховых газов со значительной ско-
ростью из сопла ракеты под действием большого внутрен-
него давления возникает реактивная сила, которая переме-
щает ракету вперед. В данном случае активная сила при-
ложена к вытекающей струе газа, реактивная сила — к стен-
кам ракеты (фиг. 102).
Наконец, такой же принцип положен в основу действия
и реактивного двигателя.
Реактивным называют такой тепловой двигатель,
у которого тепло, выделившееся при сгорании топлива, не-
159
Посредственно превращается в кинетическую энергию потока
газа, а возникающая при этом реакция используется как
движущая сила, как тяга.
Такой двигатель называется двигателем прямой реакции
в противоположность двигателям непрямой реакции, к ко-
торым относится, например, силовая винтомоторная уста-
новка, где тепловая энергия превращается сначала в меха-
ническую энергию вращения вала винта при помощи криво-
шипно-шатунного механизма, а затем уже механическая
энергия вращения винта превращается в работу тяги —
в результате отбрасывания масс воздуха.
Фиг. 102. Принцип действия пороховой ракеты
Реактивный двигатель, таким образом, не имеет посред-
ников для преобразования энергии (кривошипно-шатунного
механизма, редуктора и т. д.); этот двигатель не имеет
также отдельного движителя — производителя движущей
силы (тяги), которым являются, например, колеса у авто-
мобиля, гребной винт у парохода, воздушный винт у само-
лета или аэросаней. Он объединяет в себе функции двига-
теля и движителя.
§ 59. КЛАССИФИКАЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ПРИНЦИПЫ РАБОТЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Классификация авиационных двигателей
По принципу получения тяги авиационные двигатели
можно подразделить на три типа (фиг. 103):
1) реактивные, или двигатели прямой реакции;
160
11-256
2) двигатели со смешанной тягой (где тяга получается
за счет прямой и непрямой реакций);
3) винтовые, или двигатели непрямой реакции.
Реактивные двигатели по роду используемого окисли-
теля делятся на два основных класса: ракетные двигатели
и воздушно-реактивные двигатели. Для работы ракетных
двигателей на борту летательного аппарата должен быть
запасен окислитель, в то время как воздушно-реактивные
двигатели получают окислитель из окружающей среды.
Ракетные двигатели, в зависимости от рода
используемого топлива подразделяются на пороховые и
жидкостные реактивные.
Пороховые двигатели (ракеты, реактивные снаряды,
пороховые ускорители и др.) работают на твердом топливе,
имеющем в своем составе кислород, необходимый для го-
рения. Таким топливом является порох.
Жидкостные реактивные двигатели (ЖРД)
работают, как правило, на жидком горючем (керосине, бен-
зине, спирте и др.) и жидком окислителе (жидкий кислород,
азотная кислота, перекись водорода или другие вещества,
богатые кислородом).
Ракетные двигатели могут применяться для полета
в безвоздушном пространстве, так как питание их горючим
и окислителем не зависит от окружающей среды.
В воз д</ шно-реактивных двигателях
(ВРД) для окисления горючего используется кислород из
окружающей атмосферы. Эти двигатели чрезвычайно разно-
образны по своему устройству. В первую очередь они под-
разделяются по способу повышения давления воздуха на
бескомпрессорные и компрессорные.
В бескомпрессорных ВРД повышение давления воздуха
осуществляется за счет скоростного напора воздушного
потока. К таким двигателям относятся прямоточные двига-
тели (ПВРД) и пульсирующие двигатели (ПуВРД).
В компрессорных ВРД повышение давления воздуха
осуществляется центробежным или осевым компрессором.
Компрессор приводится в действие либо газовой турбиной,
либо поршневым мотором. Поэтому компрессорные ВРД
соответственно делятся на турбореактивные (ТРД) и мото-
реактивные (МРД).
Основными типами двигателей со смешанной тягой яв-
ляются турбовинтовые двигатели (ТВД), двухконтурные
турбореактивные двигатели (ДТРД) и поршневые двига-
тели с реактивным выхлопом. Двигатели со смешанной тя-
162
гой характеризуются тем, что общая тяга этих двигателей
создается посредством винта (или вентилятора второго кон-
тура), приводимого во вращение турбиной или поршне-
вым двигателем, и за счет реакции вытекающих газов.
Двухконтурные ТРД с компрессором и форсажной ка-
мерой во втором контуре, как и обычные ТРД, относятся
к реактивным двигателям прямой реакции'.
К винтовым двигателям относятся обычные поршневые
двигатели и реактивные винты (т. е. винты, приводимые
в действие посредством прямоточных двигателей, устанав-
ливаемых на концах лопастей).
Принцип работы ракетных двигателей
Пороховой ракетный двигатель (фиг. 104) состоит из
камеры сгорания 1, внутри которой находится твердое топ-
ливо — прессованный порох 4, и сверхзвукового сопла 2.
Порох воспламеняется пиропатроном 3 или электриче-
ским способом. Давление газов в камере сгорания в ре-
зультате горения пороха достигает в некоторых двигателях
сотен атмосфер. Под действием этого давления газы выте-
кают из сопла с большой скоростью, в результате чего воз-
никает реактивная тяга. Пороховые двигатели имеют ряд
недостатков, основными из которых являются:
1. Малая продолжительность работы, исчисляемая не-
сколькими десятками секунд. Это объясняется тем, что за-
пас пороха ограничивается объемом камеры сгорания, а
непрерывная подача твердого топлива в камеру сгорания
трудно осуществима.
2. Невозможность управления процессом горения. Такие
двигатели являются двигателями одноразового действия.
3. Низкая теплотворность пороха (Ни— 1000 ккал/кг),
которая обеспечивает получение сравнительно невысокой
скорости истечения газов.
Фиг. 104. Схема порохового ракетного двигателя:
/ — камера сгорания; 2 — сверхзвуковое сопло; 3 — пиропатрон;
4 — порох
11
163
Из-за этих недостатков пороховые двигатели не могут
быть использованы в качестве основного самолетного дви-
гателя. Они применяются главным образом в реактивных
снарядах и на самолетах в качестве вспомогательных дви-
гателей для ускорения взлета.
Фиг. 105. Схема жидкостного реактивного
двигателя:
1 — камера сгорания; 2 — сверхзвуковое сопло; 3 — фор-
сунки; 4, 5—баки для горючего и окислителя; 6 — бак
для сжатого газа
Жидкостный реактивный двигатель, так же как и поро-
ховой, состоит из камеры сгорания 1 и сверхзвукового соп-
ла 2 (фиг. 105). В головке камеры сгорания установлены
специальные форсунки 3, через которые во время работы
двигателя непрерывно подаются из баков 4 и 5 под давле-
нием горючее и окислитель. Внутри камеры компоненты
топлива смешиваются и сгорают. Непрерывное горение
обеспечивает постоянное высокое давление (20—30 кг/см2)
и постоянную температуру (~до 2900—3200° абс) продук-
тов сгорания в камере.
В сопле газы расширяются, давление и температура их
падают, а скорость растет, достигая на выходе 2000—
2500 м/сек. Реакция вытекающей струи газов создает тягу.
ЖРД могут применяться в авиации в качестве вспомога-
тельных (ускорители взлета и др.) и самостоятельных сило-
вых установок для самолета.
Принцип работы воздушно-реактивных двигателей
Прямоточный двигатель. Простейшим воздушно-реактив-
ным двигателем является прямоточный двигатель (ПВРД).
Он состоит (фиг. 106) из входной части, называемой диф-
фузором 1, камеры сгорания 2 и реактивного сопла 3.
Струя воздуха может поступать в прямоточный двига-
тель только во время полета или в случае принудительного
его обдува. В диффузоре скорость воздуха уменьшается, а
164
Фиг. 106. Схема прямоточного воздушно-
реактивного двигателя:
7 — диффузор; 2 — камера сгорания; 3 — сопло; 4 — фор-
сунки
давление возрастает и достигает наибольшего значения пе-
ред входом в камеру сгорания. Из диффузора воздух по-
ступает в камеру сгорания, в которую через форсунки не-
прерывно впрыскивается горючее. В процессе сгорания тем-
пература газов возрастает до 1800—2000° абс.
Горячие продукты сгорания поступают в реактивное
сопло, где. они расширяются, при этом их давление падает
до давления окружающей атмосферы, а скорость на вы-
ходе увеличивается до 800—1000 м/сек и больше.
При современных скоростях полета повышение давления
воздуха за счет скоростного напора получается незначи-
тельным. Поэтому ПВРД имеют низкий к. п. д. и неболь-
шую тягу. Однако при очень больших сверхзвуковых ско-
ростях полета применение ПВРД становится более выгод-
ным, чем применение других типов ВРД.
Пульсирующий двигатель (ПуВРД) по устройству отли-
чается от ПВРД (фиг. 107) наличием клапанов на входе
Фиг. 107. Схема пульсирующего воздушно-реактивного
двигателя:
1 — диффузор; 2 — камера сгорания; 3 — сопло; 4 — клапанная решетка;
.5 — форсунки
165
в камеру сгорания. Клапаны устроены так, что пропускают
воздушный поток только в одном направлении — внутрь ка-
меры. Они открываются под действием скоростного напора
воздушного потока и разрежения в камере сгорания. В воз-
душный поток, проходящий через камеру сгорания, впры-
скивается из форсунок горючее. После воспламенения смеси
давление в камере возрастает, поэтому клапаны автомати-
чески закрываются, газы устремляются в сопло и выходят
из него с большой скоростью, создавая реактивную силу
тяги.
В отличие от прямоточного двигателя пульсирующий
двигатель может работать не только в полете, но и в ста-
тических условиях. Это объясняется тем, что при истечении
газов из сопла давление в камере сгорания становится
ниже атмосферного вследствие инерции выходящих газов.
Благодаря этому клапаны открываются и пропускают
в камеру новую порцию воздуха.
Прямоточные и пульсирующие ВРД в настоящее время
применяются в качестве вспомогательных авиационных дви-
гателей — ускорителей полета.
Фиг. 108. Схема турбореактивного двигателя:
/ — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — газовая турбина;
5 — сопло
Турбореактивный двигатель (фиг. 108) состоит* из сле-
дующих основных частей: входного устройства /, компрес-
сора 2, камеры сгорания 3, газовой турбины 4 и реактив-
ного сопла 5.
Воздух из окружающей среды через входное устройство
поступает в компрессор (центробежный или осевой), где
его давление повышается. Из компрессора воздух подается
в камеру сгорания. В ней часть воздуха (около 20—30%)
смешивается с топливом и, образуя горючую смесь, участ-
вует в процессе сгорания; другая часть подмешивается
к продуктам сгорания перед поступлением их в турбину.
166
Из камеры сгорания газы с большой скоростью устрем-
ляются в турбину, где расширяются и отдают ей часть
энергии, приводя турбину во вращение. Работа турбины за-
трачивается на вращение компрессора. Выходящие из тур-
бины газы попадают в реактивное сопло. В реактивном
сопле газы расширяются до атмосферного давления; темпе-
ратура их уменьшается, а скорость увеличивается; на вы-
ходе из сопла скорость достигает 600—700 м/сек. При исте-
чении газов из сопла возникает реактивная сила, которая
и является тягой двигателя.
В настоящее время турбореактивные двигатели являются
основным типом силовых установок боевых самолетов.
Фиг. 109. Схема мотореактивиого двигателя:
I — входной канал; 2 — компрессор; 3 — поршневой двигатель для привода
компрессора; 4 — камера сгорания; 5 — сопло
В мотореактивном двигателе (фиг. 109) газовая тур-
бина отсутствует, а компрессор приводится в действие порш-
невым авиационным двигателем. Такие двигатели могут
развивать сравнительно небольшие тяги из-за отсутствия
легких поршневых двигателей, развивающих большие мощ-
ности, потребные для привода компрессора. Кроме того,
мотореактивные двигатели по своему устройству значи-
тельно сложнее ТРД и имеют большой вес и габариты. По
этим соображениям мотореактивные двигатели не получили
в авиации широкого распространения. Были попытки при-
менить мото-реактивный двигатель в качестве ускорителя
для самолета, снабженного обычной винтомоторной уста-
новкой. Но они не увенчались успехом ввиду того, что
к. п. д. мотореактивиого двигателя получился очень неболь-
шим (6—7%).
167
Принцип работы двигателей со смешанной тягой
Турбовинтовой двигатель. Основными элементами турбо-
винтового двигателя (фиг. ПО) являются входное устрой-
ство 1, компрессор 2, камера сгорания 3, газовая турби-
на 4, реактивное сопло 5 и воздушный винт 6.
Воздух из окружающей среды поступает через входное
устройство 1 в компрессор 2, где подвергается сжатию.
Из компрессора воздух попадает в камеру сгорания, куда
впрыскивается топливо. Образовавшаяся горючая смесь
сгорает, давление газов в камере сгорания повышается и
Фиг. 110. Схема турбовинтового двигателя:
! — входное устройство; 2— компрессор; 3— камера сгорания; 4 — турбина
для привода компрессора и винта; 5—сопло; б — воздушный винт
газы устремляются из камеры в турбину. В турбине они
отдают большую часть своей энергии, приводя в движение
компрессор и воздушный винт. Передача от вала турбины
на винт осуществляется при помощи редуктора.
Из турбины газы, имеющие уже незначительный запас
энергии, поступают в реактивное сопло, расширяются в нем,
а затем вытекают в атмосферу. Тяга, создаваемая за счет
реакции струи газов, в ТВД значительно меньше, чем
в ТРД, так как большая часть энергии газов используется
на приведение во вращение компрессора и винта.
Турбовинтовой двигатель оказывается более выгодным,
чем ТРД на взлете и при скоростях полета, меньших 850—
900 км!час.
Двухконтурный турбореактивный двигатель отличается
от ТВД тем, что винт в нем заменен вентилятором (фиг. 111).
Вентилятор представляет собой винт, лопасти которого
укорочены, а число их увеличено. Он может быть установ-
лен в открытом потоке, а также в туннеле. Воздух, проте-
168
Фиг. 111. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя:
1 — первый контур; // — второй контур; 1 — входные устройства; 2 — компрессор;
3 — камера сгорания; 4 — турбина для привода компрессора; 5 — сопло; 6 — венти-
лятор; 7 — турбина для привода вентилятора
кающий через вентилятор, образует второй контур ТРД.
Полная тяга двухконтурного ТРД складывается из реак-
тивной тяги (первого контура) и тяги вентилятора (второго
контура). Таким образом, ДТРД является силовой установ-
кой со смешанной тягой.
Преимущество такого двигателя перед ТВД заключается
в том, что к. п. д. вентилятора на больших скоростях полета
выше, чем к. п. д. винта.
Возможен тип ДТРД с высоко- или низконапорным ком-
прессором, камерой сгорания и реактивным соплом во вто-
ром контуре (фиг. 112).
На сверхзвуковых скоростях полета такой двигатель яв-
ляется переходным от ТРД к ПВРД.
Фиг. 112. Схема двухконтурного ТРД с низконапорным ком-
прессором:
/ — первый контур; 11 — второй контур; 1 — входное устройство; 2 — низко-
напорный компрессор; 3—высоконапорный компрессор; 4 — камера сгора-
ния / контура; 5—камера сгорания 11 контура; 6 — турбина для привода
компрессоров; 7 — сопло
169
Атомные реактивные двигатели
В рассмотренных схемах реактивных двигателей может
быть с успехом применено ядерное горючее.
Реактивные двигатели, работающие на ядерном горю-
чем, т. е. использующие тепловую энергию ядерных реак-
ций, называются атомными реактивными двигателями
(фиг. 113).
Составной частью атомных реактивных двигателей будет
реактор (атомный котел) 4 (вместо обычных камер сгора-
ния), в котором будет аккумулироваться (т. е. собираться)
тепловая энергия от протекания ядерных реакций распада
урана или плутония.
Фиг. 113. Схема атомного турбореактивного двигателя:
1 входной канал; 2 — компрессор; 3 — радиатор; 4 — атомный котел; 5 — тур-
бина; 6 — сопло
В реакторе рабочее тело двигателя (воздух или газ)
будет нагреваться до высоких температур (в атомном
ЖРД — до нескольких тысяч градусов), благодаря чему
скорости истечения газа из реактивного сопла будут дости-
гать весьма больших значений. Таким образом, атомный
реактивный двигатель сможет развивать большую тягу.
Основным преимуществом атомного двигателя будет прак-
тически неограниченная продолжительность действия, что
обеспечит самолету любую дальность полета.
Возможен также вариант атомного реактивного двига-
теля с промежуточным рабочим телом — жидкостью, полу-
170
чающей тепло от реактора и служащей для подогрева
основного рабочего тела — воздуха. Такой жидкостью может
служить, например, металл — натрий, обладающий низкой
температурой плавления и хорошей теплопередачей. Атом-
ные двигатели с промежуточным теплоносителем не будут
представлять опасности в эксплуатации для обслуживаю-
щего состава, так как выходящие из двигателя газы не бу-
дут заражены радиоактивными частицами.
Основным препятствием созданию авиационных атомных
силовых установок является пока их огромный вес, доходя-
щий у опытных образцов до 50—70 т (биологическая за-
щита, реактор, теплообменник).
§ 60. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ
РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Реактивный двигатель сочетает в себе одновременно
двигатель (тепловую машину) и движитель (производитель
тяги). Поэтому параметры, характеризующие реактивный
двигатель, могут быть разделены на три вида. Одни из них
характеризуют реактивный двигатель как тепловую машину.
К числу таких параметров можно отнести эффективную
(внутреннюю) работу или мощность, удельный' эффектив-
ный расход топлива, эффективный (внутренний) к. п. д.
Другие параметры характеризуют реактивный двигатель
как движитель; таким параметром является тяговый к. п. д.
Наконец, третьи параметры характеризуют реактивный
двигатель как силовую установку в целом. К таким пара-
метрам относятся: реактивная тяга (полная и удельная),
тяговая мощность, удельный расход топлива, полный (об-
щий) к. п. д.
Основными параметрами реактивного двигателя, как и
любого авиационного двигателя, являются параметры, ха-
рактеризующие его качества как силовой установки в це-
лом. Можно привести много примеров, когда авиационная
силовая установка, будучи хорошим тепловым двигателем,
оказывается плохим движителем, а следовательно, и плохой
силовой установкой в целом. Так, например, авиационная
винтовая установка с поршневым двигателем как тепловая
машина имеет сравнительно высокую экономичность, а как
движитель на скоростях, близких к скорости звука, не
оправдывает себя вследствие низкого к. п. д. винта.
Рассмотрим основные параметры, определяющие каче-
ства реактивного двигателя.
171
Реактивная тяга
Под силой тяги принято понимать силу, направленную
по полету, под действием которой самолет (летательный
аппарат) передвигается в пространстве. В реактивных дви-
гателях величина силы тяги равна результирующей сил
давления, приложенных к внешней и внутренней поверхно-
стям, т. е.
= (46)
где R—реактивная сила тяги в кг-,
—равнодействующая сил давления, действующих
на внутреннюю поверхность двигателя;
/?2—равнодействующая сил атмосферного давления,
действующих на внешнюю поверхность двигателя.
Для определения силы тяги в общем случае рассмотрим
прямоточный ВРД (фиг. 114),
Фиг. 114. К определению реактивной тяги ВРД
Пусть газ в реактивном сопле двигателя расширяется
полностью, тогда давление на срезе сопла рз равно наруж-
ному давлению р0.
Обозначим:
Wo — скорость полета, равную относительной скорости
движения воздуха в невозмущенном потоке, (м/сек);
w5 — скорость истечения газа из сопла, (м/сек);
/5—площадь выходного сечения сопла, (At2);
Gr — секундный расход воздуха, (кг/сек);
(?т—секундный расход топлива, (кг/сек);
Gr—секундный расход газа, (кг/сек).
172
Для определения реактивной тяги воспользуемся теоре-
мой об изменении количества движения, которая гласит,
что изменение секундного количества движения массы газа
равно результирующей внешних сил, действующих на эту
массу извне.
Изменение секундного количества движения массы газа,
протекающей через двигатель, равно
_ fn()WQ Wo.
Результирующая внешних сил, действующих на эту
массу, приложена к струе газа и направлена в сторону его
движения. Согласно третьему закону механики, она численно
равна реактивной тяге 7?, приложенной к стенкам двига-
теля и противоположна ей по направлению.
Следовательно,
г» Сг
R — ----в
£ ° g °
или, пренебрегая разностью масс газа и воздуха (Gr = (?в),
^ = £b(W5_Wo)
М- (47)
Таким образом, реактивная тяга равна изменению се-
кундного количества движения воздуха внутри двигателя.
Если газ расширяется в реактивном сопле неполностью
и давление на срезе сопла р5 больше наружного давления р0,
на стенки двигателя передается дополнительная сила, направ-
ленная по полету и равная разности сил давления газа и
давления окружающей среды, приложенных к площади вы-
ходного сечения сопла fs, т. е.
Л (₽5 —Р«)-
Следовательно, в этом случае реактивная тяга
Я = у (^5 — ^о) + А (Рь —Ро) кг> (48)
где (w5 — wo) — динамическая составляющая тяги;
А(Рб~Ро)—статическая составляющая тяги.
173
Для ракетных двигателей начальная скорость рабочего
тела равна нулю (шо = О).
Поэтому тяга ракетных двигателей
/? = ^®5 + Л(р5-Л). (49)
Удельная тяга
Удельной тягой двигателя называется тяга, при-
ходящаяся на расход рабочего тела в 1 кг/сек.
Для ВРД
= (5°>
Для ракетных двигателей
о ___А кг /51 \
кг!сек' v }
Тяговая мощность
Тяговой мощностью двигателя называется ра-
бота реактивной тяги двигателя в единицу времени, т. е.
Nr=^a. с. (52)
Удельный расход топлива
Удельным расходом топлива называется
часовой расход топлива, приходящийся на 1 кг развивае-
мой тяги, т. е.
Cv. = 3600 %---------. (53)
уд R кг тяги час 4 7
Эффективный (внутренний) к. п. д.
Эффективным к. п. д. двигателя называется отно-
шение тепла, эквивалентного эффективной (внутренней)
работе, ко всему теплу, внесенному с топливом, т. е.
(54)
В реактивных двигателях эффективная работа полу-
чается в виде приращения кинетической энергии потока.
174
Тяговый (внешний) к. п. д.
Тяговым (или внешним) к. п. д. двигателя назы-
вается отношение тяговой работы к затраченной эффектив-
ной работе (кинетической энергии), т. е.
<55)
Общий (полный) к. п. д.
Общим (или полным) к. п. д. двигателя называется
отношение тепла, эквивалентного тяговой работе, ко всему
теплу, внесенному с топливом, т. е.
(56)
‘° 7в V ’
Эффективный к. п. д. оценивает реактивный двигатель
как тепловую машину, тяговый к. п. д. — как движитель,
общий к. п. д. — как силовую установку в целом.
ГЛАВА VIII
КРАТКИЙ ОЧЕРК РАЗВИТИЯ РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
§ 61. ОТ ПОРОХОВЫХ РАКЕТ К ПЕРВЫМ ПРОЕКТАМ
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Принцип реактивного движения давно известен науке, и человече-
ство пользовалось нм еще с древних времен.
Начальной формой реактивных летательных аппаратов была по-
роховая ракета, которая применялась для увеселительных, а также
боевых целей.
Первые упоминания о ракетах встречаются в древних индийских
и китайских письменах еще за несколько столетий до нашей эры.
В XII и XIII вв. китайцы и арабы широко использовали реактив-
ные стрелы, снабженные пороховым зарядом в небольшом бумажном
конусе, что придавало им большую дальность, точность попадания и
пробивную силу.
В XVII и XVIII вв. большинство европейских армий переживает
увлечение ракетным оружием. Известно, что Петр I основал в 1710 г.
В Петербурге «Ракетное заведение» для изготовления ракет и подго-
товки специалистов по ракетометанию.
В конце XVIII в. войска индийских княжеств в жестоких боях
с английскими колонизаторами в массовом масштабе применяли бое-
вые ракеты. Впоследствии производство этих ракет было изучено и на-
лажено предприимчивым англичанином Конгревом.
Во время наполеоновских войн англичане уже широко пользова-
лись боевыми ракетами Конгрева в боях против французов. В 1812 г.
в результате бомбардировки этими ракетами был сожжен Копенгаген.
Зажигательные ракеты применялись русскими и англо-француз-
скими войсками во время Крымской войны 1854—1855 гг.
Одним из виднейших специалистов в области ракетостроения
в XIX в. был русский ученый-артиллерист генерал К. И. Константинов.
Его ракеты успешно использовались русскими войсками против турок
в русско-турецкой войне 1877—1878 гг. Генерал Константинов в своем
труде «О боевых ракетах» первым сделал важный вывод о неэконо-
мичности применения ракет при малых скоростях полета.
Пороховая ракета ХЕХ в. еще не могла рассматриваться в каче-
стве реактивного двигателя — время ее действия было очень кратким,
176
Фиг. 115. Эскиз „безлошадной" повозки Ньютона (1680 г.)
сила тяги ее не регулировалась, область применения была слишком
ограниченной.
Великому английскому ученому Ньютону приписывают изобрете-
ние реактивной повозки (1680 г.), приводимой в движение реакцией
струи пара, вытекающего из длинного сопла (фиг. 115). Эта повозка
состояла из топки, котла с соплом и крана для регулирования ско-
рости истечения пара и являлась прообразом реактивной силовой
установки с поступательным движением.
В XIX в. появились первые проекты авиационных реактивных дви-
гателей для управляемых летательных аппаратов. Среди них видное
место занимают проекты русских изобретателей: Третесского (1849 г.),
Соковнина (1866 г.), Телешова (1867 г.), Кибальчича (1881 г.), Геш-
венда (1886 г.) и др.
В проектах военного инженера Третесского и военного моряка Со-
ковнина содержались предложения использовать для передвижения
аэростатов и дирижаблей струю вытекающего сжатого воздуха.
Проект Телешова имел основные эле-
менты современного воздушно-реактивного
двигателя: камеру сгорания, компрессор и
реактивное сопло.
Русский революционер Н. И. Кибаль-
чич в 1881 г. впервые обосновал идею и
разработал проект воздухоплавательного
аппарата тяжелее воздуха с ракетным дви-
гателем.
По проекту Н. И. Кибальчича реактив-
ная сила должна была создаваться газами,
вытекающими из цилиндров двигателя
вследствие непрерывного сгорания прес-
сованного пороха. Двигатель состоял
(фиг. 116 и 117) из цилиндра, вертикаль-
но поставленного на стойках над платфор-
мой и представляющего в увеличенном мас-
штабе мощную ракету. Сжигая внутри ра-
кеты последовательно вводимые в нее пор-
ции прессованного пороха, Н. И. Кибальчич
Фиг 116. Эскиз воздухо-
плавательного прибора
Н. И. Кибальчича
(1881 г.)
12—256
177
предполагал получить реактивную силу, увлекающую аппарат вверх.
Меняя положение ракеты относительно платформы, Н. И. Кибальчич
предполагал перемещать аппарат в любом, в том числе и горизонталь-
ном направлении. Ценным в проекте Н. И. Кибальчича были его со-
ображения о применении в ракетном двигателе медленно горящего
прессованного пороха, имеющего вид цилиндрических шашек, что
позволяло бы регулировать силу тяги двигателя.
Фиг. 117. Так выглядел бы в действительности воз-
духоплавательный прибор Н. И. Кибальчича
В 1886 г. русский инженер Ф. Гешвенд предложил разработанный
им оригинальный проект реактивного двигателя для самолета. В дви-
гателе впервые была применена система эжекторов, служащих для под-
соса дополнительных масс воздуха с целью повышения к. п.д. уста-
новки. Силовая установка воздухоплавательного аппарата Ф. Гешвенда
178
Фиг. 118. Схема насадков Гешвенда (1886 г.):
1 — рабочее сопло; 2 — насадки; 3 — щели
(фиг. 118) состояла из источника газа, трубопровода и эжектора, рас-
положенного под крылом. Эжектор имел насадок рабочего газа и ряд
дополнительных кольцевых насадков. Воздух засасывался рабочим
газом через щели между насадками; это давало увеличение массы
отбрасываемого воздуха. Аналогичный проект через 34 года осуще-
ствил француз Мело, которому приписывалось первенство в создании
таких насадков.
В начале XX в. появились технически обоснованные проекты
основных типов воздушно-реактивных двигателей. К ним относятся
проекты русских инженеров Герасимова, Горохова, Антоновича, Ни-
кольского, Базарова, проект прямоточного ВРД (1913 г.) француза
Лорэна.
Первый турбореактивный двигатель изобретен в России в 1909 г.
инженером Герасимовым.
Мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель впервые пред-
ложен в 1911 г. русским инженером А. Гороховым. Двигатель Горо-
хова (фиг. 119) состоял из двух камер сгорания, реактивных сопел,
двух компрессоров, приводимых в действие двигателем и топливного
бака с трубопроводами. Воздух в двигатель поступал через входное
устройство в компрессоры, сжимался в них, а затем через золотники
поступал в камеры сгорания, куда специальные насосы впрыскивали
топливо. Продукты сгорания из камеры поступали в сопло, откуда
вытекали с большой скоростью в атмосферу, создавая при этом реак-
тивную тягу.
Оригинальный проект турбовинтового авиационного двигателя был
разработан в 1914 г. русским офицером М. Н. Никольским. В этом
Фиг. 119. Схема самолета Горохова с мотореактивным двигателем;
1 — камеры сгорания; 2 — сопла; 3 — компрессоры; 4 — мотор для привода компрессора;
5—входные каналы; 6 — золотники для впуска воздуха в камеры сгорания
12*
179
двигателе (фиг. 120) винт приводился в действие трехступенчатой га-
зовой турбиной, работающей на продуктах сгорания скипидара в азот-
ной кислоте. I азы, вытекающие из турбины, направлялись в сопло и
создавали дополнительную реактивную тягу.
В 1914 г. на Русско-Балтийском заводе было начато строитель-
ство турбовинтовых двигателей Никольского мощностью в 160 л. с.
Предполагалось четыре таких двигателя установить на самолете «Илья
Муромец».
Дальнейшее развитие схемы турбовинтового двигателя нашло свое
выражение в проекте В. И. Базарова, который в 1924 г. предложил
новую схему, весьма близкую к схеме современного ТВД.
Фиг. 120. Схема турбовинтового двигателя Николь-
ского (1914 г.):
I — камера сгорания; 2 — трубопровод; 3 — турбина; 4 — винт
В двигателе Базарова (фиг. 121) воздух поступал через входную
часть в центробежный компрессор. Из компрессора воздух нагнетался
в камеру сгорания, где он перемешивался с впрыскиваемым в камеру
топливом. Образовавшиеся при горении газы поступали в турбину и
приводили ее во вращение. Из турбины газы направлялись в сопло и
создавали дополнительную реактивную тягу. Мощность газовой тур-
бины расходовалась на привод компрессора и винта. В камере сго-
рания Базарова впервые был применен принцип разделения потока
воздуха на «первичный» и «вторичный».
Первая схема пульсирующего ВРД была предложена в 1909 г.
русским инженером Антоновичем и представляла собой открытую
с одного конца трубу переменного сечения с распределительным ме-
ханизмом для регулирования подачи воздуха.
180
Фиг. 121. Схема турбовинтового двигателя Базарова
(1924 г.):
1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина
§ 62. РАЗРАБОТКА ОСНОВ ТЕОРИИ РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В конце XIX и начале XX вв. трудами знаменитых русских уче-
ных Н. Е. Жуковского, И. В. Мещерского, К. Э. Циолковского были
разработаны основные положения теории реактивного движения, что,
безусловно, способствовало последующей научной и инженерно-техни-
чески обоснованной разработке реактивных двигателей.
Н. Е. Жуковский
Основоположником теории реактивных двигателей по праву яв-
ляется знаменитый русский ученый Николай Егорович Жуковский.
В своих трудах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» и
«К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей
воды», опубликованных в 1882, 1886 и 1908 гг., Н. Е. Жуковский пер-
вый вывел формулу для силы реакции и подробно исследовал тяго-
вый к. п. д. струи, вытекающей из движущегося сосуда.
181
И. В. Мещерский
Теоретические основы полета ракеты заложены проф. И. В. Ме-
щерским, который впервые установил теоретическую зависимость
пути, пройденного ракетой, и скорости ее полета от скорости истече-
ния газов, сопротивления воздуха, силы притяжения и запаса горю-
чего.
И. В. Мещерским была создана теория движения тел переменной
массы, к которым относятся ракеты и реактивные самолеты.
К. Э. Циолковский
Огромная заслуга в деле теоретического обоснования полетов
аппаратов тяжелее воздуха с реактивными двигателями и разработки
реактивных двигателей принадлежит знаменитому деятелю науки Кон-
стантину Эдуардовичу Циолковскому.
Первая классическая работа К- Э. Циолковского «Исследование
мировых пространств реактивными приборами», принесшая впослед-
ствии ему мировую известность, была опубликована в 1903 г. В этой
работе исследован полет ракеты в различных условиях и выведены
уравнения движения ракеты, известные теперь как уравнения
К. Э. Циолковского; дается схема устройства жидкостного реактив-
ного двигателя, работающего на жидких горючих и жидком кисло-
роде, и обосновывается преимущество такого двигателя.
К. Э. Циолковский предложил подачу жидких компонентов топ-
лива в камеру сгорания осуществлять специальными насосами, а охлаж-
дение камеры сгорания и сопла производить компонентами топлива.
Наконец, для управления ракетой на больших высотах Константин
Эдуардович предложил рули, работающие в потоке газов, вытекаю-
щих из реактивного сопла. В настоящее время эти изобретения уче-
ного успешно применяются на практике.
В 1911—1912 гг. К. Э. Циолковский впервые высказывает идею
создания составной космической ракеты, которая, по его мнению, по-
зволит осуществить вылет человека за пределы земной атмосферы.
Наиболее плодотворный период жизни К. Э. Циолковского на-
чался после Великой Октябрьской социалистической революции, когда
он полностью посвятил себя разработке основ ракетодинамики.
а б
Фиг, 122. Схемы космических ракет К. Э. Циолковского:
а — составная ракета (1929 г.); б — звездолет
182
Константин Эдуардович написал ряд трудов, посвященных этому
вопросу, например, «Космическая ракета» (1927 г.), «Космические
ракетные поезда» (1929 г.), «Энергия химического соединения веществ
и выбор составных частей для реактивного двигателя» (1934 г.) и т. д.
В этих трудах К. Э. Циолковский разработал теорию составных
ракет, рассмотрел преимущества и особенности различных жидких
горючих и окислителей для них, а также исследовал способы испы-
таний ракет. Он доказал возможность полета ракеты в безвоздушном
пространстве и рассчитал потребную начальную скорость ее полета
для преодоления силы земного притяжения.
&
Фиг. 123. Ракеты К. Э. Циолковского:
а — ракета 1903 г.; (5 — ракета 1914 г.; в — ракета 1915 г,
183
к. Э. Циолковский разработал большое число оригинальных схем
ракет (фиг. 122 и 123). Им предложен был также проект двухконтур-
ного ВРД (фиг. 124).
Сопло-выхлопная Компрессор Поршневой Вентилятор
труба двигателе
Фиг. 124. Схема двухконтурного ТРД Циолковского (1932 г.)
Труды и изобретения К. Э. Циолковского — основоположника со-
временной реактивной техники — широко известны не только в нашей
стране, но и далеко за ее пределами и составляют основу современ-
ной реактивной техники.
§ 63. СОЗДАНИЕ ПЕРВЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ,
ДАЛЬНЕЙШЕЕ ИХ РАЗВИТИЕ
Быстрое развитие техники в начале XX в. (металлургии, компрес-
соре- и газотурбостроения), успехи, достигнутые в развитии таких
наук, как аэрогазодинамика, теория авиационных двигателей и др.—
все это создало реальные предпосылки для разработки технически
обоснованных проектов и успешного конструирования реактивных
двигателей.
В 20—30-х годах в СССР были созданы и успешно испытаны
различные типы жидкостных реактивных двигателей.
Первый в СССР жидкостный реактивный двигатель был построен
инженером В. П. Глушко1 в 1930 г. Этот двигатель, называвшийся
ОРМ-1 — опытный реактивный мотор (фиг. 125), был разработан для
азоттетроксид-толуолового жидкого топлива. Двигатель состоял из
стальной цилиндрической плакированной изнутри камеры сгорания
с соплом и развивал тягу до 20 кг. На головке камеры сгорания было
установлено шесть форсунок с дюралевыми обратными клапанами и
фильтрами.
Для охлаждения двигателя в рубашку его заливалась вода.
В 1930 г. В. П. Глушко были предложены в качестве окислителей
для ЖРД азотная кислота, азотный тетроксид, перекись водорода,
тетранитрометан, хлорная кислота и их растворы; значительная часть
1 В настоящее время В. П. Глушко является членом-корреспонден-
том Академии наук СССР.
184
этих окислителей нашла широкое
применение сначала в СССР, затем
за рубежом.
В 1931 —1932 гг. Глушко испытал
на стенде ряд конструкций, разра-
ботанных им ЖРД на жидком кис-
лороде, азотной кислоте, азотте-
троксиде, растворах азоттетроксида
в азотной кислоте с бензином, бен-
золом и толуолом. В 1931 г. им было
предложено химическое зажигание.
В 1933 г. прошел официальные
испытания ЖРД ОРМ-52 с хими-
ческим зажиганием конструкции
В. П. Глушко, который, работая на
смеси керосина с азотной кислотой,
развил тягу 300 кг. В 1936 г. про-
шел официальные стендовые испыта-
ния ЖРД ОРМ-65 его же конструк-
ции. Номинальная тяга этого двига-
теля была 155 кг, максимальная
175 кг.
Дальнейшая работа В. П. Глуш-
ко посвящена также развитию ракет-
ного двигателестроеиия.
Другой талантливый инженер
Ф. А. Цандер в 1932 г. построил и
в 1933 г. испытал реактивный двига-
тель ОР-2 (фиг. 126).
Фиг. 125. Жидкостный реактив-
ный двигатель ОРМ конструк-
ции В. fl. Глушко
Кожух для
Кран бензинового углекислоты
клапаны
Фиг. 126. Жидкостный реактивный двигатель ОР-2 конструк-
ции Цандера (1933 г.) 4
185
Ф. А. Цандер провел также глубокие теоретические исследования
в области реактивного движения, разработал новые термодинамиче-
ские циклы двигателей и впервые предложил способ теплового рас-
чета жидкостного реактивного двигателя.
Для увеличения эффективности цикла ЖРД Ф. А. Цандер пред-
ложил применять сверхзвуковые сопла с перерасширением и после-
дующим охлаждением газа в изотермическом насадке (фиг. 127).
Ф. А. Цандеру также принадлежит идея использования в ракете
«металлического» топлива. Этим достигается увеличение теплотворной
способности топлива и, кроме того, увеличение дальности полета ра-
кетного поезда за счет сжигания ставшего ненужным корпуса отрабо-
тавшей ракеты. В качестве такого металлического топлива Ф. А. Цан-
дер предлагал использовать магний, алюминий и другие металлы.
Окислитель мРа тт>г°
охлаждения
Ребра для сильного
охлаждения
Горючее
Конус для обратного
сжатия
Фиг. 127. Схема жидкостного реактивного двигателя Цандера
с перерасширением газов на выходе
Другой современник и последователь К. Э. Циолковского — инже-
нер Кондратюк в 1929 г. издал книгу «Завоевание межпланетных
пространств», в которой он изложил технически обоснованные методы
и пути совершения межпланетных полетов.
Кондратюк также обосновал целесообразность организации меж-
планетных станций и рассмотрел их конкретные схемы.
Дальнейшей разработкой двухконтурных двигателей, идея которых
была впервые выдвинута К. Э. Циолковским, занимался в 1937—
1938 гг. известный авиаконструктор А. М. Люлька (фиг. 128). Он же
явился автором ряда оригинальных конструкций ТРД.
Удачные конструкции жидкостно-реактивных двигателей были
созданы также конструкторами и исследователями Исаевым и Душ-
киным.
В 1940 г. в СССР состоялся первый полет реактивного планера
конструкции Королева, на котором был установлен ЖРД.
В мае 1942 г. в СССР был успешно испытан самолет конструк-
ции А. Я. Березняк и А. М. Исаева под руководством В. Ф. Болхо-
витинова с жидкостно-реактивным двигателем Л. С. Душкина. Само-
лет, пилотируемый летчиком Г. Бахчиванджи, развил скорость около
1000 км!час.
В 20—30-х годах за рубежом был сконструирован и успешно
испытан ряд ракетных двигателей: Годдарда (США), Оберта, Макса
Валье (Германия) и др.
186
Дальнейшая разработка реактивных двигателей особенно интен-
сивно велась в Германии, которая надеялась использовать реактивное
оружие в подготовляемой ею агрессивной войне.
В конце 30-х и начале 40-х годов большая работа по созданию
турбореактивных двигателей была проведена в Англии Ф. Уиттлем,
в Германии — фирмами Юнкере и БМВ. В 1941 г. был построен и
взлетел самолет с турбореактивным двигателем Уиттля.
В 1942 г. в разгаре второй мировой войны в Германии началось
производство реактивных истребителей Мс-163 с ЖРД типа Вальтер,
самолетов-снарядов V-1 с пульсирующим ВРД, а также ракет даль-
него действия V-2. Применение этой техники в военных действиях
оказалось малоэффективным.
I контур
Фиг. 128. Схема двухконтурного ТРД Люлька (1937 г.):
1 — входной канал; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — сопло;
6 — вентилятор
В конце второй мировой войны фашистская Германия пыталась
использовать в военных действиях некоторое количество построенных
самолетов (Ме-262, Арадо-134) с турбореактивными двигателями
ЮМО-004 и БМВ-003, снабженными осевыми компрессорами, но эф-
фект их применения был также невелик. Почти одновременно в Англии
был пущен в производство самолет «Метеор» с ТРД НИН-1, снаб-
женный центробежным компрессором. Опыт конструирования, доводки
и эксплуатации двигателей ЮМО-004, БМВ-003 и НИН-1 в значитель-
ной степени способствовал дальнейшему развитию и усовершенствова-
нию турбореактивных двигателей.
В настоящее время турбореактивные двигатели достигли высокой
степени совершенства и занимают господствующее положение в ско-
ростной авиации.
За последние 10 лет в несколько раз возросли тяги этих Двига-
телей (от 800 до 9000 кг и выше), уменьшился вдвое их удельный
вес (от 0,45 до 0,25 и ниже), улучшилась почти вдвое их экономич-
ность (удельный расход топлива снизился от 1,5 до 0,76 кг/кг- час).
Скорость, высота, дальность, достигнутые самолетами с ТРД и ТВД,
значительно превышают все данные, которые имели лучшие образцы
187
самолетов с поршневыми двигателями. Многие самолеты с ТРД сей-
час уже летают со сверхзвуковой скоростью (1500—1800 км/час) и
поднимаются на высоту свыше 18 км. Самолеты с ТВД покрывают
огромные расстояния без дозаправки горючим (10 000—12 000 км).
Успешно развиваются и другие типы реактивных двигателей.
Развитие и совершенствование реактивных двигателей было бы
немыслимо без непрерывного развития и успехов теории двигателей.
В течение последнего десятилетия в этом отношении большой вклад
был сделан многочисленным коллективом советских ученых, и в числе
их академиком Б. С. Стечкиным, профессорами Т. М. Мелькумовым,
Н. В. Иноземцевым, И. И. Кулагиным и др.
Академика Б. С. Стечкина по праву следует считать основополож-
ником современной теории воздушно-реактивных двигателей.
Опубликованная им в 1929 г. работа «Теория воздушно-реактив-
ных двигателей», а также выведенные им основные уравнения для
тяги и к. п..д. ВРД, теорема о наивыгоднейшем распределении энер-
гии между винтом и реакцией ТВД, разработка теории авиационных
компрессоров и газовых турбин — все это стало основой дальнейших
работ по ВРД различных типов.
В развитии авиационной реактивной техники Советский Союз за-
нимает ведущее место.
ГЛАВА IX
ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
А. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП РАБОТЫ ТРД
Двигатель внутреннего сгорания, основным элементом
которого является газовая турбина, называется газотур-
бинным двигателем.
Турбореактивный двигатель (ТРД), это такой газотур-
бинный двигатель, у которого турбина служит только для
привода компрессора. Таким образом, в ТРД мощность,
развиваемая турбиной, равна мощности, потребляемой ком-
прессором, т. е.
WT = AfK.
Избыточная же энергия газа за турбиной используется
для ускорения потока, создания реактивной тяги.
Фиг. 129. Схема ТРД с центробежным компрессором:
1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — газовая тур-
бина; 5 — реактивное сопло
189
Фиг. 130. Ротор турбокомпрессора ТРД:
а — с центробежным компрессором; б — с осевым компрессором
Турбореактивный двигатель (фиг. 129) состоит из вход-
ного устройства /, компрессора 2, камер сгорания 3, газовой
турбины 4 и реактивного сопла 5.
Рабочие колеса компрессора и турбины образуют собой
ротор турбокомпрессора (фиг. 130).
§ 64. ПРИНЦИП РАБОТЫ ТРД
При работе двигателя на земле воздух засасывается че-
рез входное устройство в компрессор, в котором давление
его повышается в 4—6 раз и более. В полете воздух перед
поступлением в компрессор предварительно подвергается
сжатию за счет скоростного напора.
Из компрессора сжатый воздух поступает в камеру сго-
рания, куда впрыскивается топливо (керосин). Образующаяся
при распылении топлива и смешении его с воздухом топ-
ливовоздушная смесь непрерывно поджигается. При этом
за счет сгорания топлива температура газов повышается
190
до 850—900° Ц. Подача воздуха в камеру сгорания, так же
как и топлива, осуществляется непрерывно. Продукты сго-
рания, имеющие высокие температуру и давление, расши-
ряются в турбине и приводят ее во вращение. Из турбины
газы поступают в реактивное сопло, где происходит их
дальнейшее расширение, в результате чего скорость истече-
ния газов из сопла возрастает до 600—700 м/сек. При исте-
чении газов из сопла с большой скоростью возникает реак-
Фиг. 131 Изменение параметров газа в ТРД
191
тивная тяга, которая через силовые элементы и узлы креп-
ления двигателя передается самолету.
Изменение параметров газа в ТРД показано на фиг. 131,
где даны также характерные сечения потока газа:
0-0 — граница невозмущенного потока на входе в дви-
гатель;
1-1—сечение на входе в компрессор;
2-2 — сечение на выходе из компрессора;
3-3 — сечение на входе в турбину;
4-4 — сечение на выходе из турбины;
5-5 — сечение на выходе из реактивного сопла.
Из фиг. 131 следует, что скорость истечения газов в по-
лете больше, чем при работе двигателя на месте. Ниже это
явление подробно объяснено.
§ 65. ВХОДНОЕ УСТРОЙСТВО
Входное устройство предназначено для подвода к ком-
прессору атмосферного воздуха с минимальными поте-
рями.
Входное устройство ТРД с осевым компрессором пред-
ставляет собой канал кольцевого сечения.
У ТРД с центробежным компрессором роль входного
устройства двигателя выполняет входное устройство ком-
прессора.
Для более равномерного заполнения рабочего колеса
компрессора воздухом входному устройству обычно при-
дают форму суживающегося канала, выравнивающего по-
ток воздуха перед компрессором. Осевая скорость на входе
в компрессор колеблется в пределах 180—200 м/сек.
Рассмотрим изменение параметров воздуха во входном
устройстве (фиг. 132).
При работе на земле (фиг. 132, а) скорость воздуха, по-
ступающего в двигатель, возрастает от нуля (на границе
невозмущенной среды) до 180—200 м/сек (перед компрес-
сором). При этом во входном устройстве создается разре-
жение (за счет ускорения потока и вследствие гидравличе-
ских потерь, возникающих при движении воздуха на входе
в компрессор), равное
kp—pQ—р1==0,15 -4-0,20 кг/см2.
Температура воздуха в соответствии с изменением ско-
рости уменьшается на величину
дг= — т; = 16-Н 20° Ц.
192
В полете воздух во входное устройство входит с повы-
шенным давлением, так как перед входом в двигатель про-
исходит предварительное сжатие его за счет скоростного
напора, в результате чего скорость воздуха уменьшается,
а давление и температура его повышаются (фиг. 132,6).
Фиг. 132. Изменение параметров воздуха во входном
устройстве:
а — на земле; б — в полете
Так, при скорости полета — 300 м/сек, скорости на
входе Wi = 180 м/сек и стандартных атмосферных усло-
виях повышение температуры равно Д Т = 1\ — То = 29° Ц,
а давления — Др = рх — р0 — 0,50 кг/см2.
13-256
193
§ 66. КОМПРЕССОР
Компрессор ТРД служит для повышения давления воз-
духа перед подачей его в камеру сгорания.
В ТРД нашли применение как центробежные, так и осе-
вые компрессоры со степенью повышения давления тск ==
= 4-Н12 и расходом воздуха на земле G = 40 -у150 кг/сек.
Центробежные компрессоры применяются с одно-
сторонним или двусторонним входом. Использование цен-
тробежных компрессоров с двусторонним входом позво-
ляет значительно уменьшить габаритный диаметр компрес-
сора при заданном расходе воздуха или при одинаковом
диаметре компрессора увеличить почти вдвое расход воз-
духа. Расход воздуха через задний вход компрессора, на-
ходящийся в зоне расположения камер сгорания, оказы-
вается примерно на 15—20% меньше, чем через передний
вход. Это объясняется увеличением гидравлических сопро-
тивлений вследствие удлинения пути подачи воздуха к зад-
нему входу компрессора и подогревом воздуха от камер
сгорания.
Осевой компрессор выполняют либо в виде сплош-
ного барабана с насаженными на него лопатками, либо
в виде отдельных дисков, смонтированных на одном валу.
Вал осевого компрессора устанавливают обычно на двух
подшипниках качения, из которых один является опорно-
упорным и служит для восприятия осевых усилий. Осе-
вые компрессоры в зависимости от повышения давления
воздуха имеют от 8 до 16 ступеней. Высота лопаток ком-
прессора от ступени к ступени уменьшается.
ТРД с большой тягой (свыше 4000 кг) снабжены, как
правило, осевыми компрессорами.
§ 67. КАМЕРА СГОРАНИЯ ТРД
Камера сгорания служит для подвода тепла к рабочему
телу двигателя (воздуху). Подвод тепла к воздуху в ТРД
осуществляется путем непрерывного сжигания топлива.
Условия работы камеры сгорания ТРД очень тяжелые:
температура в зоне горения топлива достигает 2000° Ц, а ко-
личество тепла, выделяющегося в 1 м? ее объема в час —
150-7-200 млн. ккал. Кроме того, она испытывает значитель-
ное внутреннее давление газов (до 10—12 кг!см2).
Поэтому камеру сгорания изготовляют из жаропрочных
сплавов.
194
К камерам сгорания предъявляются следующие требова-
ния:
1. Сгорание должно быть наиболее полным, с наимень-
шими тепловыми потерями. Коэффициент выделения тепла
не должен быть ниже 0,96—0,98 на всех режимах работы
двигателя.
2. Размеры камеры сгорания должны быть минималь-
ными, а количество тепла, выделяемое в единицу времени,
возможно большим.
3. Температура газа на выходе из камеры сгорания
должна быть распределена равномерно 1 по всему сечению
и не должна превышать величины допускаемой темпера-
туры для обеспечения надежной работы лопаток соплового
аппарата и рабочего колеса турбины в течение установлен-
ного срока службы двигателя.
4. Потери давления в камере сгорания должны быть
минимальными.
5. Запуск камеры сгорания на земле и в полете при
различных атмосферных условиях должен быть надежным.
6. Приемистость должна быть хорошей.
7. Горение на всех режимах работы двигателя должно
быть устойчивым.
8. Срок службы должен быть возможно большим. .
Эти требования могут быть выполнены при обеспечении:
— хорошего распыла топлива и интенсивного перемеши-
вания его с воздухом; для улучшения распыла топливо по-
дается через специальные форсунки под большим давле-
нием, достигающим 40—80 кг/см2 и больше;
— высокой температуры горения и понижения темпера-
туры продуктов сгорания до требуемого безопасного значе-
ния; для этого воздушный поток делят на две части: одна
его часть (20—30%)—«первичный» воздух — поступает
в жаровую трубу камеры сгорания и, образуя горючую
смесь, участвует непосредственно в горении топлива; дру-
гая, большая часть воздуха — «вторичный» воздух —
охлаждает камеру сгорания и постепенно подмешивается
к продуктам сгорания, понижая их температуру и создавая
более равномерное поле температур перед турбиной;
— соответствующей конструкции камеры сгорания и ее
элементов, дающей минимальные потери давления, устой-
чивую надежную работу камеры на различных режимах.
1 Или по специальному закону вдоль радиуса из условия обеспе-
чения наибольшей прочности лопаток турбины.
13*
195
Распыл топлива имеет большое значение для работы ка-
меры сгорания. Если топливо разбивается на крупные
капли, то скорость горения уменьшается, при этом факел
пламени удлиняется, вследствие чего увеличивается нерав-
номерность температуры газов на выходе из камеры сгора-
ния. Кроме того, крупные капли догорают в той части ка-
меры, где происходит смешение «первичного» воздуха со
«вторичным». При этом струи относительно холодного «вто-
ричного» воздуха будут сбивать пламя с горящих капелек
и многие из них погаснут не догорев; это приведет к непол-
ноте сгорания топлива, а следовательно, и к ухудшению
экономичности двигателя. При распыле топлива на мелкие
капли последние сгорают быстро, успевая пролететь лишь
небольшое расстояние.
Поэтому наилучшим распылом является такой распыл,
при котором топливо разбивается на. мелкие капли, не
очень сильно отличающиеся по величине одна от другой.
Для мелкого и равномерного распыла топлива приме-
няются центробежные форсунки1. Центробежная форсунка
(фиг. 133) обеспечивает наилучший распыл, когда давление
топлива максимально, т. е. на повышенных режимах работы
двигателя. При снижении режима работы двигателя давле-
ние топлива уменьшается, это приводит к увеличению раз-
мера капель и, следовательно, к ухудшению работы камеры
сгорания.
Ухудшение работы камеры сгорания при уменьшении
подачи топлива происходит в меньшей степени, если при-
меняются специальные двухканальные (фиг. 133а) или трех-
канальные форсунки.
В двухканальной форсунке на пониженных режимах ра-
боты двигателя работает только канал /, по которому топ-
ливо подходит к завихрителю, обеспечивающему хороший
распыл при малых подачах топлива. На повышенных ре-
жимах работы двигателя топливо поступает к завихрителю
по двум каналам 1 и 2, при этом обеспечивается хороший
распыл на больших расходах топлива.
Таким образом, двухканальная форсунка представляет
собой две форсунки, конструктивно объединенные в одну.
На малых расходах работает одна форсунка, при больших
расходах — обе вместе. Диапазон режимов двигателя с хо-
рошим распылом топлива может быть еще увеличен, если
применить трехканальные форсунки.
1 При распыле топлива форсункой диаметр капель равен 10—
200 микрон и менее (1 смл топлива распадается на 5—10 млн. капель).
196
Фиг. 133. Центробежная одноканальная форсунка
Существенное значение имеет также угол конуса рас-
пыла форсунки и ее дальнобойность: топливо должно раз-
брызгиваться так, чтобы его капельки равномерно распре-
делялись по всему потоку «первичного» воздуха. Если даль-
нобойность форсунки недостаточна или угол распыла мал,
Фиг. 133а. Центробежная двухканальная форсунка:
1 и 2 — каналы подвода топлива
то центральная часть потока первичного воздуха оказы-
вается переобогащенной топливом, а периферийная — обед-
ненной. Если дальнобойность слишком велика, то топливо
будет попадать на стенки жаровой трубы, в результате чего
поток «первичного» воздуха будет обеднен в значительной
своей части, а топливо, попавшее на стенку, будет догорать
в конце камеры сгорания после смешения со «вторичным»
воздухом. И в том и другом случае полнота сгорания ухуд-
шается, а поле температур на выходе из камеры стано-
вится менее равномерным.
Обычно на повышенных режимах работы двигателя при
максимальном расходе топлива конус распыла и дальнобой-
ность струи таковы, что топливо равномерно смешивается
с потоком «первичного» воздуха. При уменьшении расхода
197
топлива дальнобойность струи снижается, угол конуса рас-
пыла уменьшается, поэтому центральная часть потока ока-
зывается переобогащенной топливом, а периферийная —
обедненной. Следует, однако, отметить, что сильная турбу-
лизация воздуха в камере сгорания снижает этот неблаго-
приятный эффект и выравнивает концентрацию топлива
в потоке воздуха. Турбулизация воздуха способствует также
раздроблению крупных капель топлива.
Для обеспечения устойчивости горения в камерах сгора-
ния ВРД с завихрителем обычно создается мощный и устой-
чивый очаг поджигания — вихрь горячих продуктов сгора-
ния, встречным противотоком непрерывно поджигающий те-
Фиг. 134. Схема движения газов в камере сгорания с завих-
рителем
кущую навстречу ему свежую топливовоздушную смесь.
Обратное движение горячих продуктов сгорания образуется
следующим образом.
Воздух, проходящий через завихритель, закручивается и
отбрасывается к периферии камеры сгорания центробеж-
ными силами инерции (фиг. 134). При этом в середине ка-
меры сгорания создается разрежение, в результате чего го-
рящая смесь подсасывается в направлении, обратном тече-
нию свежей смеси. От соприкосновения с горячими продук-
тами сгорания свежая смесь поджигается. Область обрат-
ного течения горячих продуктов сгорания носит название
циркуляционной зоны. Наличие циркуляционной
зоны является обязательным условием осуществления устой-
чивого горения, если скорость воздуха в камере сгорания
больше скорости распространения пламени.
198
Циркуляционная зона в камере сгорания может быть
образована также с помощью экрана (стабилизатора пла-
мени), за которым поток воздуха сильно завихряется
(фиг. 135). Благодаря турбулизации воздуха за экраном
Фиг. 135. Схема движения газов в камере сгорания с экраном
Фиг. 13S. Граница срыва пламени:
/ — при обогащении смеси; //—при обед-
нении смеси
происходит интенсивное перемешивание .распыленного топ-
лива с воздухом и образование циркуляционных зон, где
свежая смесь непрерывно поджигается горячими продук-
тами сгорания. В результате этого за экраном образуется
устойчивый и сравнитель-
но короткий факел пла-
мени.
Устойчивость горения в
значительной степени зави-
сит от соотношения скоро-
сти движения газа и коэф-
фициента избытка возду-
ха (а). Обогащая или обед-
няя смесь, можно всегда при
данной скорости движения
газа вызвать срыв пламени
в камере сгорания. Чем
больше скорость газа, тем
меньше безопасный для устойчивого горения диапазон из-
менения а (фиг. 136). На этой же фигуре изображена
кривая устойчивости камеры сгорания, представляющая со-
бой совокупность точек срыва пламени, Каждая камера
199
сгорания имеет свои характеристики, свои кривые устой-
чивости.
Камеры сгорания современных турбореактивных двига-
телей весьма совершенны. Топливо в них сгорает в широком
диапазоне изменения режимов работы двигателя, с высо-
Фиг. 137. Изменение параметров газа в ка-
мере сгорания
0,98—0,99; потери давления в камере сгорания, вызванные
гидравлическими потерями и ускорением потока вследствие
его нагрева, не превышают 5%.
Изменение параметров газа в камере сгорания показано
на фиг. 137. В зоне горения, где скорость потока газов ми-
нимальна, температура газов достигает 2000° абс. и более.
В зоне смешения за счет перемешивания продуктов сгора-
200
Фиг. 138. Индивидуальная камера сгорания ТРД
ния со «вторичным» воздухом происходит снижение темпе-
ратуры газов до 1100—1200°абс., что обеспечивает надеж-
ную работу газовой турбины. Скорость газов за первичной
зоной горения растет.
Конструктивно камеры сгорания ТРД выполняются ин-
дивидуальными (фиг. 138), кольцевыми (фиг. 139) или
трубчато-кольцевыми (фиг. 140).
Индивидуальные камеры сгорания располагают
по окружности концентрически по отношению к ротору дви-
гателя. При этом их устанавливают либо вдоль оси двига-
теля, либо по винтовой линии, в последнем случае длина
камер увеличивается. Установка камер сгорания по винто-
вой линии выгодна в том отношении, что в этом случае
уменьшаются повороты потока воздуха при выходе его из
сборника центробежного компрессора, следовательно, воз-
дух входит в камеру сгорания с минимальными потерями.
Преимущество постановки на двигатель индивидуальных
камер сгорания состоит в том, что они в процессе эксплуа-
Фиг. 133. Кольцевая камера сгорания ТРД
20]
тации двигателя легко могут быть сняты для осмотра и
замены.
Количество индивидуальных камер сгорания в современ-
ных ТРД колеблется от 6 до 14.
Кольцевые камеры сгорания выполняются в виде
общей кольцевой полости, между компрессором и турбиной.
Такие камеры сгорания имеют минимальные габариты и вес,
однако они труднее подаются ремонту, замена их требует
специального оборудования.
Трубчато-кольцевые камеры сгорания выпол-
няются в виде отдельных труб, заключенных в общем ко-
жухе. Двигатели с трубчато-кольцевыми камерами сгора-
ния компактнее двигателей с индивидуальными камерами
сгорания.
Фиг. 140. Трубчато-кольцевая камера сгорания ТРД
§ 68. ТУРБИНА
В турбинах турбореактивных двигателей потенциальная
энергия газов преобразуется в механическую энергию,
используемую для привода компрессора и вспомогатель-
ных агрегатов.
В ТРД применяются осевые одно- или двухступенчатые
реактивные турбины со степенью реактивности на среднем
радиусе р = 0,20 -Н 0,35.
Турбина работает в весьма тяжелых условиях, так
как ее лопатки и диск подвержены одновременному дей-
ствию значительных разрывающих и изгибающих усилий
(от центробежных сил инерции и аэродинамических сил га-
зов) при высоких температурах газов. Кроме того, лопатки
турбины испытывают большие вибрационные нагрузки.
Для облегчения температурного режима работы лопаток
в ряде случаев применяют специальные меры по их охлаж-
дению. В отдельных конструкциях турбин применяется виу-
202
Фиг. 141. Изменение па-
раметров газа в турбине
треннее воздушное или жидкостное охлаждение лопаток
соплового аппарата и рабочего колеса турбины. Однако
у большинства ТРД лопатки турбины выполняются сплош-
ными. В турбинах ТРД, как правило, применяется интенсив-
ное наружное охлаждение диска
с тем, чтобы улучшить отвод тепла
от горячих лопаток к диску рабоче-
го колеса. Для охлаждения исполь-
зуется воздух либо отбираемый от
компрессора, либо нагнетаемый спе-
циальным вентилятором.
Каналы между лопатками сопло-
вого аппарата турбины выполняются
обычно суживающимися. Такие со-
пловые аппараты лучше работают
на нерасчетных режимах. При сверх-
критическом отношении давлений
скорость истечения газа из сопло-
вого аппарата достигает сверхзвуко-
вых значений вследствие дополни-
тельного расширения газа в косом
срезе сопла.
Для восприятия осевых усилий,
возникающих при работе турбины,
на двигателе установлены опорно-
упорные шариковые подшипники.
Расход газа через ТРД лимити-
руется минимальным сечением со-
плового аппарата турбины или вы-
ходным сечением реактивного сопла.
Изменения параметров газа в турбине приведены на
фиг. 141. Давление газа в сопловом аппарате и на лопат-
ках рабочего колеса уменьшается. На выходе из турбины
оно составляет р4 = 1,8 -4- 2,0 кг/см2. В полете за счет сжа-
тия воздуха от скоростного напора давление перед турби-
ной и за ней больше, чем при работе двигателя на земле.
Температура газа в турбине уменьшается и на выходе из
нее составляет Д = 650—750° абс.
Скорость газа в сопловом аппарате растет, затем в ра-
бочем колесе уменьшается и на выходе из турбины состав-
ляет w4 — 300 -4-420 м/сек.
Кинетическая энергия выходящих из турбины газов не
является потерянной для двигателя, она используется
в реактивном сопле.
203
§ 69. РЕАКТИВНОЕ СОПЛО
Реактивное сопло служит для расширения газов, выхо-
дящих из турбины, и, следовательно', увеличения скорости
истечения газов из двигателя путем уменьшения их давле-
ния и температуры.
Фиг. 142. Схемы реактивных сопел ТРД:
а — простое сопло; б — сопло с переходной камерой
Конструктивно реактивное сопло представляет собой су-
живающийся канал (конфузор) с установленным внутри
него неподвижным конусом (фиг. 142, а). На некоторых ти-
пах двигателей сопло установлено сразу же за турбиной,
на других типах — на значительном удалении от турбины
(5—8 м).
Последнее обстоятельство вызывается особенностями
конструкции самолета и условиями размещения на нем дви-
204
гателя. В этом случае
между реактивным соп-
лом и турбиной устанав-
ливают переходную каме-
ру (фиг. 142,6) и удлини-
тельную трубу. Для того
чтобы в переходной каме-
ре и удлинительной трубе
потери давления от тре-
ния были минимальными,
камеру выполняют с уве-
личивающимися проход-
ными сечениями, в виде
диффузора. При течении
газа в такой камере про-
исходит торможение по-
тока и, следовательно,
в удлинительной трубе
уменьшаются потери тре-
ния (пропорциональные
квадрату скорости).
Совокупность переход-
ной камеры, удлинитель-
ной трубы и реактивного
сопла образует выхлопную
Фиг. 143. Изменение параметров газа
в реактивном сопле
систему двигателя.
Стенки выхлопной системы охлаждаются воздухом.
Изменение параметров газа в реактивном сопле на
земле и в полете приведено на фиг. 143.
Так как в полете газ поступает в сопло с большим дав-
лением, чем при работе на земле, то скорость истечения
газа из сопла в полете оказывается больше, а температура
выходящего из сопла газа ниже, чем на земле. При работе
двигателя на земле (оуо = 0 и Н = 0) скорость и темпера-
тура газа на выходе из сопла имеют следующие значения':
ду. = 600 -4- 700 м[сек,
Т5 = 700 -4- 850° абс.
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Какой двигатель называется турбореактивным?
2. Какое назначение и принцип действия: входного устройства,
компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла?
3. Как изменяются параметры газа внутри ТРД при работе на
земле и в полете?
205
Б. ТЕПЛОВЫЕ ПРОЦЕССЫ ТРД
§ 70. ИДЕАЛЬНЫЙ ЦИКЛ ТРД
Рассмотрим идеальный цикл ТРД (адиабатический цикл
р = const) в системе координат р — v (фиг. 144).
Пусть скорость полета wo^>wi.
Тогда
0-1а — адиабата сжатия воздуха за счет скоростного
напора;
1а-2а — адиабата сжатия воздуха в компрессоре;
2а-3а — изобара подвода тепла к воздуху в камере сго-
рания;
За-4а — адиабата расширения газов в турбине;
4а-5а — адиабата расширения газов в реактивном сопле;
5а-0 — изобара отвода тепла от выхлопных газов (про-
цесс происходит вне двигателя).
Если из всей работы расширения (в турбине и реактив-
ном сопле), изображаемой площадью 3a-5a-d-a, вычесть
всю работу сжатия (за счет скоростного напора и ком-
прессора), изображаемую площадью 0-2a-a-d, то мы полу-
чим полезную работу цикла, представленную площадью
0-2а-За-5а, т. е.
^Ц ~ ^ад. р ^ад. с>
Фиг. 144. Идеальный цикл ТРД
где Аад. р — адиабатическая работа расширения;
£ад. с — адиабатическая работа сжатия.
Для дальнейших рассуждений введем следующие обо-
значения:
Pi
'!zd — —-степень повышения давления воздуха за
р0 счет скоростного напора;
/’2
-----степень повы-
шения давления
воздуха в ком-
прессоре;
к=——общая степень
Ро
повышения дав-
ления воздуха.
Очевидно, что общая сте-
пень повышения давления
воздуха
^==тсд.К|£. (57)
206
т.
Ь = -~ — степень подогрева рабочего тела в двигателе,
* о
равная отношению максимальной темпера-
туры газа Т3 перед турбиной к температуре
атмосферного воздуха То.
Параметры цикла и 3, как мы это увидим дальше,
существенно влияют на основные показатели двигателя —
его удельную тягу и удельный расход топлива.
§ 71. ДЕЙСТВИТЕЛЬНЫЙ ЦИКЛ ТРД
Действительные процессы в элементах ТРД (фиг. 145)
протекают с трением, т. е. с потерями энергии. В самом
деле, процесс сжатия происходит не по адиабате 0-2а, а по
политропе 0-2 с внутренним подводом тепла за счет трения.
Процесс подвода тепла в камере сгорания происходит не
при постоянном давлении (по изобаре 2а-3а), а с падением
давления (по линии 2-3), причем уменьшение давления
обусловлено, с одной стороны, наличием гидравлических
потерь в камере, с другой стороны, ускорением потока при
нагреве газа. Точки За и 3 лежат на одной и той же изо-
терме, т. е. Г3а = Тз, так как предельная температура газа
перед турбиной поддерживается неизменной независимо от
гидравлических потерь в камере сгорания. Наконец, про-
цесс расширения газа в турбине и реактивном сопле про-
исходит также не по адиабате За-5а, а по политропе 3-5
с подводом тепла за счет трения.
Таким образом, в действительном цикле ТРД разность
политропических работ расширения и сжатия газов изобра-
жается площадью 0-2-3-5 и равна сумме полезной (эффек-
207
Фиг. 146. Сравнение работ идеального и действительного
циклов ТРД:
а — потери в процессах сжатия и расширения; б — потери иа сжатие и расши-
рение столь велики, что Z, оказывается равным нулю
тивпой) работы Le и работы трения (гидравлических со-
противлений) в процессах сжатия, подвода тепла и расши-
рения LT.
Это показано схематически на фиг. 146, где площадь
0-2а-За-5а представляет собой работу идеального цикла
ТРД, а площади 0-2а-2'-0' и За-5а-5'-3' условно показывают
потери в процессах сжатия и расширения; площадь
О'-2'-3'-5' эквивалентна работе действительного цикла
ТРД Le.
В дальнейшем для простоты будем изображать действи-
тельный цикл ТРД состоящим из двух политроп и двух изо-
бар, условно относя потери давления в камере сгорания
к потерям в процессе расширения.
§ 72. ЭФФЕКТИВНАЯ РАБОТА ЦИКЛА ТРД
Эффективную (полезную) работу цикла ТРД можно
рассматривать как разность между работой, полученной при
расширении газа, и работой, затраченной на сжатие воз-
духа, т. е.
Le = Lf — Lz. I (58)
Работа расширения газа равна сумме эффективной ра-
боты турбины и кинетической энергии газа на выходе из
реактивного сопла
= ‘
208
Работа, затраченная на сжатие воздуха, равна сумме
эффективной работы компрессора и кинетической энергии
набегающего со скоростью полета ш0 воздуха, т. е.
L -1---------
с Л- <2g •
Принимая во взимание равенство работ турбины и ком-
прессора Z,T = LK, найдем эффективную работу цикла,
подставив вместо £р и Lc их значения
2 2
w5~ w0
2g
| (59)
т. e. эффективная работа цикла ТРД есть не что иное, как
приращение кинетической энергии газа в двигателе.
Из уравнения (59) следует, что при данной скорости
полета w0 увеличение эффективной работы двигателя выра-
жается в увеличении скорости истечения газа w$.
Эффективную работу цикла можно выразить также че-
рез адиабатические работы сжатия и расширения, имея
в виду, что действительная работа сжатия с учетом потерь
больше адиабатической работы сжатия, а действительная
работа расширения с учетом потерь меньше адиабатической
работы расширения^ .......................
! (59')
где tqp — адиабатический к. п. д. процесса расширения;
т]с — адиабатический к. п. д. процесса сжатия.
Из выражения адиабатической работы (29') известно, что
Для простоты будем считать, что теплоемкость газа равна тепло-
емкости воздуха и что ра == рз (т. е. отсутствует падение давления
в камере сгорания).
14-256
209
Подставляя выражения адиабатических работ в уравнение
получим V
cD г 1 \ со 1
Вынесем второй член правой части за скобки, тогда получим
(59Д
(61)
или
(е—1)/Н^
е ~ А '° ъ кг
1
Ср
(61')
§ 73. ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЭФФЕКТИВНУЮ
РАБОТУ ТРД
Из уравнения (59') и анализа цикла следует, что эффек-
тивная работа ТРД зависит от следующих факторов:
__ Т'з
— степени подогрева газа в двигателе Ь =
* о
— к. п. д. процессов сжатия и расширения т}р;
— общей степени повышения давления воздуха к = — .
Ро
Степень подогрева газа может изменяться за счет тем-
пературы перед турбиной Т3, а также окружающей темпера-
туры То при изменении высоты полета и атмосферных усло-
вий.
С увеличением степени подогрева газа при прочих рав-
ных условиях скорость истечения газа из сопла, а следова-
тельно, эффективная работа возрастают. Это следует из
фиг. 147, где показано увеличение работы в системе коор-
Фиг. 147. Влияние на эффективную работу цикла ТРД:
а — температуры газов перед турбиной Г}; б — температуры окружающей
среды
210
динат р — v (заштрихованные площади) за счет увеличения
температуры Т3 и уменьшения температуры То: в первом
случае возрастает работа расширения, во втором — умень-
шается работа сжатия.
Физически это можно объяснить еще так: с увеличением
температуры газа перед турбиной при одной и той же ее
работе возрастают температура и давление газа на выходе
из турбины, а следовательно, на входе в реактивное сопло.
В результате этого скорость истечения газа из двигателя
увеличивается. С уменьшением наружной температуры воз-
духа уменьшается работа компрессора, а следовательно, и
турбины. Так как при этом растут давление и температура
газа на выходе из турбины, то скорость истечения газа из
реактивного сопла растет.
Повышение давления воздуха за счет скоростного на-
пора и в компрессоре, а также расширение газа в турбине
и реактивном сопле сопровождается потерями. Эти потери
увеличивают работу, затрачиваемую на сжатие воздуха, и
уменьшают работу, совершаемую газом при расширении.
Чем больше потери или чем ниже к. п. д. в процессе
сжатия и расширения, тем меньше приращение кинетиче-
ской энергии газа. В частном случае, при запуске ТРД
(см. фиг. 146,6), может оказаться, что потери будут столь
велики, что приращение кинетической энергии газа будет
равно нулю.
Относительное влияние потерь на эффективную работу
цикла при расширении больше, чем при сжатии. Это объ-
ясняется тем, что сама работа расширения в 2—2,5 раза
больше работы сжатия. Так, уменьшение к. п. д. расшире-
ния на 1 % вызывает уменьшение работы цикла на 2—3%,
в то время как уменьшение к. п. д. сжатия на 1 % умень-
шает эффективную работу цикла уголько на 1 —1,5%. Од-
нако в практике эксплуатации ТРД уменьшение к. п. д.
расширения маловероятно: оно может произойти лишь при
значительной деформации лопаток соплового аппарата или
рабочего колеса турбины; процесс расширения в реактив-
ном сопле, как правило, протекает с высоким к. п. д. Вме-
сте с тем, даже незначительные деформации, повреждения,
или износ лопаток осевого компрессора могут значительно
уменьшить к. п. д. сжатия и, следовательно, резко умень-
шить полезную работу цикла.
Рассмотрим влияние общей степени повышения давле-
ния воздуха тс на эффективную работу цикла (фиг. 148).
14* 211
Пусть температура газа перед турбиной постоянна. Про-
ведем в системе координат р — v изотерму, соответствую-
щую этой температуре. Положим для простоты, что про-
цессы сжатия и расширения в ТРД происходят адиабати-
чески, т. е. без потерь.
Если общая степень повышения давления воздуха тс = 1,
то цикл ТРД изобразится в виде прямой линии 0-5 и эф-
фективная работа Le = 0.
Фиг. 148. Влияние степени повышения давления
воздуха « на эффективную работу цикла ТРД
С увеличением общей степени повышения давления воз-
духа тс эффективная работа Le начинает расти (площади
циклов 0-2-3-5, Р-21-31-51).
При определенной наивыгоднейшей ...степени повышения
давления воздуха полезная работа ДИ'кла достигает ~ наи-
большего значения (площадь 0-2 -3 -5 ), а затем с даль-
нейшим увеличением степени повышения давления воздуха
уменьшается (площадь 0-2|11-31|1-5"1) вплоть до нуля. Для
идеальных условий степень повышения давления, при кото-
рой эффективная работа Le= 0, определяется точкой пере-
сечения адиабаты сжатия и изотермы 2IV, в которой темпе-
ратура в конце сжатия равна максимально допустимой тем-
пературе перед турбиной (в этом случае подогрев газа в ка-
мере сгорания становится невозможным и адиабата расши-
рения 3w-0 совпадает с адиабатой сжатия 0-2 ).
212
В действительном цикле с учетом потерь наивыгодней-
шая и максимальная степени повышения давления воздуха
оказываются меньше, чем в идеальном цикле. Физически
это означает, что при данном значении степени повышения
давления воздуха тс наличие потерь увеличивает работу
сжатия и уменьшает работу расширения, поэтому эффек-
тивная работа достигает максимума и становится равной
нулю при меньших значениях степени повышения давления
воздуха.
Фиг. 149. Влияние степени повышения давления
воздуха на работу расширения и сжатия
Значение наивыгоднейшей общей степени повышения
давления воздуха определяют по формуле
л-1
р — ~
снв iib
/Г3
|/ 4р?1с •
(62)
Общая степень повышения давления воздуха, при кото-
рой эффективная работа ТРД обращается в нуль, равна
квадрату наивыгоднейшей степени повышения давления
тс. = к2 . (63)
L,e=Q нв \ /
Так, например, для ТРД при 8=4 и т]р = tqc = 0,85 наивы-
годнейшая общая степень повышения давления воздуха
равна 6,5, а максимальная общая степень повышения дав-
ления воздуха, при которой эффективная работа обращается
в нуль, равна примерно 40,
Чем же объяснить такую зависимость работы цикла от
стеденц повышения давления воздуха?
• о
С увеличением степени повышения давления воздуха до
наивыгоднейшего ее значения работа расширения газов воз-
растает быстрее, чем работа, затрачиваемая на сжатие воз-
духа, поэтому эффективная работа цикла увеличивается.
При дальнейшем увеличении степени повышения давле-
ния воздуха работа расширения газов растет медленнее,
чем работа, затрачиваемая на сжатие; это приводит к умень-
шению эффективной работы цикла.
При некотором значении степени повышения давления
воздуха тс = 7Снв работа, затрачиваемая на сжатие, ста-
новится равной работе расширения газов, эффективная
работа цикла в этом случае будет равна нулю (фиг. 149).
§ 74. ТЯГА ТРД
Тяга ТРД определяется по формуле (47)
Я = у (^5 — ^о) кг-
Эту формулу можно представить также в следующем виде:
R = GBRya,
где
п —, wr> — Wq кг
^уд g кг/сек'
Таким образом, тяга ТРД тем больше, чем больше рас-
ход воздуха и чем больше удельная тяга.
Расход воздуха через двигатель
У современных ТРД сопловой аппарат турбины на рас-.
четном режиме работает обычно при сверхкритическом от-
ношении давлений (газ вытекает из соплового аппарата
с косым срезом со сверхзвуковой скоростью).
При этом расход воздуха через двигатель лимитируется
проходным сечением соплового аппарата турбины /СА; ве-
личина этого расхода определяется по формуле (19"):
Где Х = 2,11 (для продуктов сгорания с температурой до
1200—1300° Ц, £ =
ОН
/сл — минимальное проходное сечение соплового аппа-
рата турбины;
р’, 7^ — давление и температура газа перед сопловым аппа-
ратом турбины.
В том случае, когда в реактивном сопле устанавливается
сверхкритический перепад давления расход воздуха через
двигатель определяется минимальным сечением реактивного
сопла.
Факторы, влияющие на удельную тягу
Из выражения удельной тяги
Лу« = у(®5 —®»)
следует, что она зависит от скорости полета и скорости
истечения газа из сопла.
Найдем скорость истечения газов w5 из формулы прира-
щения кинетической энергии (59):
w5==/2g4 + wI 2 . (64)
Полученное значение скорости истечения газов w5 под-
ставим в выражение 7?уд, тогда
Д ЯУД = У +(65) d
ЗдесьЗэффективная работа цикла выражается уравнением
(61') -----------“---------
fe-i
Г СР т к ,{ — 1 / S7lpvlc \ // 7 / I
£-(-^г-*) (6/7
I Таким образом, из выражений (65) и (61') следует, что
удельная тяга зависит от тех же факторов, что и эффек-
тивная работа цикла, т. е. от степени повышения давления
воздуха к, степени подогрева газа в двигателе (следова-
тельно, от температуры газов перед турбиной Т3 и темпера-
туры' окружающей среды То), коэффициента полезного дей-
ствия процессов расширения и сжатия 7|р и tjc, а также
от скорости полета.
С увеличением степени повышения давления воздуха тс
удельная тяга /?уд растет (фиг. 150), достигает максимума
«при наивыгоднейшем значении тс и при дальнейшем воз-
растании тс уменьшается до нуля.
215
Наивыгоднейшие значения степени повышения давле-
ния воздуха в ТРД в наземных статических условиях
(Н — 0 и Wo = 0) при Тз = 1100-7- 1200° а бс., i% =
= 0,80-4-0,85, т]р — 0,85-г-0,90 составляет примерно
тснв = 6-4-8. При этом удельная тяга ТРД лежит в пре-
Фиг. 150. Влияние степени повышения давления
воздуха на эффективную работу и удельную
тягу ТРД
Рассмотрим влияние степени подогрева газа на удель-
ную тягу. С увеличением температуры газа перед турби-
ной Тз удельная тяга ТРД возрастает. Так, при повышении
температуры Тз с 1150 до 1350° абс. при тск = 6 удельная
тяга возрастает с 60 до 70 •
Однако увеличение температуры Тз ограничивается жа-
ропрочностью материалов, применяемых для изготовления
лопаток соплового аппарата и рабочего колеса турбины.
На фиг. 151 представлены кривые изменения удельной
тяги от степени повышения давления воздуха при разных
степенях подогрева газа в двигателе 3.
Анализ этих кривых показывает, что при увеличении
температуры Тз не только повышается удельная тяга 7?уд,
но увеличивается и наивыгоднейшая степень повышения
давления воздуха тс.
Так, если при температуре То = 288° абс., ^р = ^с = 0,85
и температуре Т3 = 1150° абс. наивыгодиейшая степень по-
вышения давления тснв = 6,5, то при увеличении темпера-
туры Тл до 1350° абс. наивыгоднейшая степень повышения
давления возрастает до 8,5,
216
T^>Tf>T-
Фиг. 151. Влияние степени повышения давления воз-
духа на удельную тягу ТРД при различных степенях
подогрева газа
С понижением температуры атмосферного воздуха То
уменьшается работа, затрачиваемая на сжатие воздуха
в 'компрессоре, а следовательно, уменьшается потребная
мощность турбины. Поэтому при 7’з = const газ поступает
в реактивное сопло с более высоким давлением и темпера-
турой, в результате чего скорость его истечения, а значит,
и удельная тяга возрастают.
С уменьшением потерь, т. е. с увеличением к. п. д. про-
цессов расширения т]р и сжатия т)с, удельная тяга растет.
Так, при увеличении указанных к. п. д от 0,85 до 0,90
(т. е. на 6%) и при тс == 6 удельная тяга возрастает с 59
до 66 кг/кг/сек (т. е. на 12%).
Таким образом, каждому проценту повышения к. п. д.
сжатия и расширения соответствует повышение удельной
тяги /?Уд примерно на 2—3%.
Влияние к. п. д. т]р и tqc на удельную тягу показано
на фиг. 152.
Из выражения (64)
^5 = / + wo
следует, что с увеличением скорости полета при прочих рав-
ных условиях (7g = const, т]р = const, т]с = const) ско-
рость истечения газов растет; однако скорость истечения
газов Ws растет медленнее скорости полета w0 (так как
эффективная работа по скорости полета обычно умень-
шается),
217
Фиг. 152. Влияние к. п. д. сжатия и расширения
на удельную тягу ТРД
§ 75. КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ТРД
Эффективным (или внутренним) к. п. д. называют отно-
шение тепла, эквивалентного приращению кинетической
энергии газа в двигателе, ко всему теплу, внесенному
с топливом
_д/ ч
Эффективный к. п. д. характеризует долю тепла, исполь-
зованную на ускорение потока внутри ТРД, т. е. он яв-
ляется критерием совершенства тепловых процессов ТРД и
оценивает ТРД как тепловой двигатель.
Эффективный к. п. д. учитывает все потери энергии
в двигателе, связанные с отводом тепла отработавшими га-
зами в окружающую среду и с неполнотой сгорания. Ука-
занные потери приводят к уменьшению скорое™ истечения
газов из сопла.
Выражение эффективного к. п. д. можно привести к другому
виду,' заменив Le и qR их значениями:
г г ^ад. с 1 _
— ^ад. р^р и Яй — t ср (^3 * г)>
'ic ?кс
где $ — коэффициент выделения тепла, учитывающий неполноту сго-
рания топлива в камере сгорания и равный 0,96—0,98.
Тогда
, ^-ад. с
Ьад. р^р ~“
218
Анализ этого выражения показывает, что эффективный к. п. д.
двигателя зависит от степени подогрева газа 8, степени повышения
давления воздуха тс, к. п. д. процессов сжатия т]с и расширения 7]р
и коэффициента выделения тепла £кс.
С увеличением значений В, к]р, т]с и $кс эффективный к. п. д.
ТРД растет.
С увеличением степени повышения давления воздуха тс эффек-
тивный к. п. д. растет, достигает максимума, а затем уменьшается до
нуля (при тс = тс“в).
Характерно, что наличие потерь трения принципиально изменяет
влияние тс и Тз на эффективный к. п. д. реального цикла по сравне-
нию с идеальным циклом, для которого термический к. п. д. с ро-
стом тс растет непрерывно и совсем не зависит от максимальной тем-
пературы цикла.
В среднем при w0 — 0 эффективный к. п. д. це =
= 0,18-4-0,30.
Тяговым (или внешним) к. п. д. ТРД называют отноше-
ние работы реактивной тяги к эффективной работе, т. е.
к приращению кинетической энергии газа внутри двига-
теля:
•п —
— L
у д
1 ( 2
Wr — 1
2g \ 5
(55')
Тяговый К. П. Д. f]R
ной скоростью, так как
гателя со значительной
вижнюго пространства)
(фиг. 153).
оценивает потери энергии с выход-
отработавший' газ выходит из дви-
абсолютной (относительно непод-
скоростыо, равной с — — Wq
фиг. 153. К оценке потерь в ТРД с вы-
годной скоростью газов
C1Q
Таким образом, не все приращение кинетической энер-
гии, полученное внутри двигателя, идет на создание работы
реактивной тяги. Неиспользованная часть этой энергии
в виде потерь с выходной скоростью (потерь кинетической
энергии) бесполезно расходуется (рассеивается) в про-
странстве.
Тяговый к. п. д. ТРД характеризует долю приращения
кинетической энергии внутри двигателя, использованную на
создание тяговой работы. Этот к. п. д. оценивает ТРД как
движитель. я
Выражение для тягового к. п. д. можно преобразовать,
подставив в него выражение удельной тяги Rya =
= -^(w5 — w0); тогда тяговый к. п. д. будет равен
2"<| , » (55")
w5 + w0 ’ 47
или
2 —
i)„ = —2— = —(55"')
Из последнего выражения (55"') следует, что тяговый
к. п. д. ТРД зависит только от отношения скорости истече-
ния газа из сопла к скорости полета и с уменьшением этого
отношения возрастает.
При работе на месте, когда w0 = 0, тяговый к. ц. д. f]R
также равен нулю.
Это значит, что хотя двигатель на месте и развивает
тягу, но работа этой тяги равна нулю, так как отсутствует
перемещение.
В том случае, когда т. е. скорость истечения
газов из реактивного сопла равна скорости полета, тяговый
к. п. д. = 1.
Физический смысл этого выражения состоит в том, что
вся кинетическая энергия газа, приобретенная им внутри
ТРД превращается в работу реактивной тяги полностью,
без потерь, так как газ выходйт из двигателя с абсолютной
скоростью (относительно неподвижного пространства), рав-
ной нулю, т. е.
c = w5 — w0 == 0.
Однако такой случай полета практически невозможен,
потому что при к. п. д. 1 тяга R обращается в нуль,
220
Wn
Фиг. 154. Влияние отношения — на тяговый
w5
к. и. д. и удельную тяговую работу
На фиг. 154 дан график влияния отношения ~ на тя-
говый к. п. д. f\R и тяговую работу 7?ya-w0. Из графика
видно, что удельная работа реактивной тяги достигает ма-
w0 1
ксимального значения при отношении — =?=^-, т- е- к°гДа
2
тяговый к. п. д. = Поэтому современные ТРД рас-
считывают примерно на указанное отношение скоростей.
Тяговый к. п. д. зависит от параметров 3, тс, iqp и т]с,
так как от их изменения зависит скорость истечения газа
w0
из сопла, а следовательно, и отношение —входящее
wc
в выражение тягового к. п. д.
При заданной скорости полета тяговый к. п. д. t\r за-
висит исключительно от скорости истечения газа из сопла.
Поэтому всякое улучшение исходных параметров тск, Т3,
т)р и т]с, увеличивающее эффективную работу цикла, одно-
временно снижает тяговый к. п. д.
Общим (полным) к. п. д. ТРД называют отношение ко-
личества тепла, эквивалентного работе реактивной тяги, ко
всему теплу, внесенному с топливом
Д/^удИ/д
7)0 “ “ (1* *
Общий к. п. д. является критерием совершенства ТРД
в целом как двигателя и как движителя, потому что он по-
221
называет долю внешнего тепла, использованную для полу-
чения полезной тяговой работы.
Легко видеть, что общий к. п. д. представляет собой
произведение внутреннего к. п. д. на внешний. Действи-
тельно,
71о =
Z
<7в <7в
LR
Le
= №•
Таким образом, общий к. п. д. учитывает все потери
ТРД: внутренние, определяемые эффективным к. п. д.
и внешние, определяемые тяговым к. п. д. и поэтому
является критерием экономичности ТРД.
В среднем на скорости полета = 250-?- 300 м/сек.,
общий к. п. д. = 0,15-Н 0,22.
Общий к. п. д ТРД зависит от тех же параметров, что
и эффективный к. п. д. т\е, т. е. от степени повышения дав-
ления воздуха тс, степени подогрева газа 3, к. п. д. процес-
сов сжатия vjc и расширения ?]р, коэффициента выделения
тепла £кс и скорости полета w0.
На фиг. 155, а представлено влияние степени повышения
давления воздуха тс на общий к. п. д. ТРД: с увеличением
степени повышения давления воздуха общий к. п. д. ТРД
растет, достигает максимума при некотором значении сте-
пени повышения давления и затем падает до нуля.
Значение тс, при котором ТРД имеет максимальное зна-
чение общего к. п. д., называется экономической
степенью повышения давления, так как при
Фиг. 155. Влияние степени повышения давления воздуха «:
а — на общий к. и. д. тв. удельную тягу, подведенное тепло; б — на к. п. д. турбо
реактивного двигателя
222
ней обеспечивается наилучшая экономичность ТРД. Эко-
номическая степень повышения давления больше наивыгод-
нейшей, которой соответствует- максимум удельной тяги.
Цели тснв = 6 -4- 8, то тсэк = 25 -4- 40. Такой характер из-
менения общего к. п. д. в зависимости от тс объясняется
следующим образом. Из формулы общего к. п. д. следует,
что при данной окорости полета w0 = const общий к. п. д.
зависит от изменения удельной тяги 7?уд и количества
тепла, внесенного с топливом qK (фиг. 155, а). С ростом тс
удельная тяга /?уд вначале растет, достигая максимума
при тс =тсИВ} а затем падает до нуля. Подводимое же
тепло qs при этом непрерывно уменьшается, так как с ро-
стом тс увеличивается температура воздуха за компрессо-
ром Т2. Поэтому первоначально с ростом тс общий к. п. д.
iq0 увеличивается.
С дальнейшим ростом тс>>тсопт удельная тяга начинает
падать, однако вначале значительно медленней, чем внесен-
ное с топливом тепло, поэтому рост тс еще сопровождается
повышением общего к. п. д. При тс = тсэ1£ общий к. п. д. до-
стигает максимума.
При очень больших значениях тс>тс9к падение удель-
ной тяги уже не компенсируется уменьшением затрат тепла
и общий к. п. д. падает вплоть до нуля. При тс = 7^ удель-
ная тяга и общий к. п. д. равны нулю.
Влияние степени повышения давления на коэффициенты
полезного действия ТРД показано на фиг. 155, б.
Из соображений обеспечения малого удельного веса
современные ТРД рассчитывают на степени повышения
давления воздуха меньше тех, при которых получается наи-
лучшая экономичность.
Таким образом, проблема повышения экономичности
ТРД в основном упирается в необходимость дальнейшего
увеличения степени повышения давления воздуха в ком-
прессоре.
За последние годы значение степени повышения давле-
ния воздуха в компрессоре возросло в несколько раз (от
тск = 3-4-4 до тск = Юн-12). Анализ данных серийных
двигателей показывает, что благодаря усовершенствованию
конструкции двигателей (в частности, повышению напорно-
сти ступеней компрессора) это не повлекло за собой увели-
чения веса и габаритов ТРД.
С увеличением к. п. д. процессов сжатия и расширения
общий к. п. д. iq0 растет.
Общий к. п. д. существенно зависит от степени подо-
грева газа. При значениях тс = 6-т-8 увеличение темпера-
туры Гд ч сверх 1100—1200° абс. уменьшает общий к. п. д.
т)0. Это объясняется тем, что при малых значениях к с ро-
стом температуры Т3 удельная тяга /?уд растет медленнее,
чем количество подведенного тепла qB. Это также можно
объяснить тем, что с увеличением температуры Т3 скорость
истечения газов из сопла растет, в результате чего при
постоянной скорости полета Wq тяговый к. п. д. ухудшается,
так как растут потери с выходной скоростью. В итоге об-
щий к. п. д. уменьшается (фиг. 156). Значение температуры
Фиг. 156. Влияние степени подогрева газа на
к. п. д. турбореактивного двигателя
газа перед турбиной, при которой общий к. п. д. достигает
максимального значения, называется экономической
1 (Т'д к). При тс — 4-н 6 экономическая температура не пре-
I вышает 750—800° абс.
При больших значениях тс (16-4-25) с повышением •
температуры Т3 (до определенного предела) общий к. п. д.
т1о увеличивается, так как в этом случае рост эффектив-
ного к. п. д. t]e обгоняет падение тягового к. п. д.
На фиг. 157 представлена диаграмма теплового баланса,
где учтены основные виды потерь в ТРД:
— потери тепла в окружающую среду с выхлопными
газами, в том числе и гидравлические потери (<7П);
— потери тепла вследствие неполноты сгорания (<7НС);
— потери кинетической энергии с выходной скоростью
газа (</к).
224
Первые два вида потерь учитываются эффективным
к. п. д. t]e, третий вид — тяговым к. п. д. '<]R. Все потери
энергии учитываются общим к. п. д. т]0.
При скорости полета tc0 = 300 м/сек, эффективный к. п. д.
т^ = 0,30, тяговый, к. п. д. =0,60 и общий к. п. д.
7]о = 0,18.
Таким образом, основной вид потерь в ТРД — потери
тепла в окружающую среду с выхлопными газами; они со-
ставляют примерно 70% от всех потерь.
15—256 225
§ 76. УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА ТРД
Удельный расход топлива определяется по следующей
формуле:
С = 3600 %--------------. (66)
уд R кг тяги час 4 7
Подставляя в эту формулу R — найдем, что С =3600 1 (66') J С/ц/\уд <
А так как 1 ° I’d II g olo
то С»« = «7^- = 36007Г-- а/0Ауд Кул
Таким образом, удельный расход топлива ТРД тем
меньше, чем больше удельная тяга и коэффициент избытка
воздуха.
Найдем зависимость между удельным расходом топлива
и общим к. п. д. ТРД. Общий к. п. д.:
nW0
Тепло, подведенное к газу для получения тяги /?уд =
, кг
= 1 —— , равно
кг/сек ’ ‘
3600 •
Тогда
_ 3600 te>0 __ о до wo
40 427 Н С 0)40 у, .. ,
'7//'-'Уд '•'zz’-^уд
ИЛИ
С„ = 8,43^-. (66")
пиг1о
Из последнего уравнения следует, что удельный расход
топлива при заданной скорости полета достигает минималь-
ного значения тогда, когда общий к. п. д. достигает макси-
226
мума, т. е. при экономической степени повышения давления
воздуха (фиг. 158).
На фиг. 159, а приведено влияние температуры газов Т3
на удельный расход топлива Суд.
При заданной скорости полета изменение удельного рас-
хода топлива Суц обратно изменению общего к. п. д. т]0,
При экономической температуре Тз — Те к общий к. п. д.
достигает максимума, а удельный расход топлива — мини-
мума.
При степенях повышения давления воздуха кк=6-н8
увеличение температуры 7зрасч сверх Т^ приводит
к ухудшению экономичности ТРД. Повышение темпера-
туры Тз может привести к уменьшению удельного расхода
топлива только при высоких значениях (16-Ч-25).
Таким образом, для улучшения экономичности ТРД не-
обходимо увеличивать степень повышения давления воздуха
и повышать к. п. д. процессов сжатия и расширения.
При низких значениях степени повышения давления су-
щественное улучшение экономичности может быть достиг-
нуто (фиг. 159, б) путем одновременного повышения зг
Лрасч.
Фиг. 158. Влияние степени повышения давления
воздуха на удельную тягу и удельный расход
топлива ТРД
15*
227
Фиг. 159. Влияние температуры перед турбиной
на удельный расход топлива ТРД
(например, от 4 до 12) и снижения температуры Л (от
1150 до 1050° абс.). Однако при этом получаются понижен-
ные значения удельной тяги двигателя.
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Как изобразить идеальный цикл ТРД в р — v координатах
для случая полета, а также работы на земле?
2. Как графически сравнить идеальный и действительный
циклы ТРД?
3. Чему равна эффективная работа цикла ТРД?
4. Как влияет степень повышения давления воздуха те на эффек-
тивную работу Lfl ТРД?
5. Как влияет степень подогрева газа 8 на эффективную ра-
боту Le ТРД?
6. Как влияют потери при сжатии и расширении на эффективную
работу Le ТРД?
7. Как записывается формула тяги ТРД?
228
8. Какие факторы влияют на тягу ТРД?
9. Что называется наивыгоднейшей степенью повышения давле-
ния воздуха?
10. Что называется эффективным к. п. д. ТРД?
11. Что называется тяговым к. п. д. ТРД и как он изменяется по
скорости полета?
12. Что называется общим (полным) к. п. д. ТРД и какие фак-
торы на него влияют?
13. Что такое экономическая степень повышения давления воз-
духа?
14. Какие факторы влияют на удельный расход топлива ТРД?
15. Что является критерием экономичности ТРД?
В. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД
Тяга, удельный расход топлива и другие параметры тур-
бореактивного двигателя зависят от атмосферных условий,
от скорости и высоты полета, а также от режима работы
двигателя.
Изменение тяги и удельного расхода топлива в зависи-
мости от скорости полета называется скоростной ха-
рактеристикой ТРД, в зависимости от высоты полета — в ы-
с о т н о й характеристикой ТРД и, наконец, в зависимости
от числа оборотов двигателя — дроссельной характе-
ристикой, или характеристикой ТРД по числу оборотов.
§ 77. СКОРОСТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТРД
Скоростная характеристика ТРД определяется расчет-
ным путем или замеряется при летных испытаниях ТРД.
Эта характеристика может быть также получена при испы-
тании двигателя на стенде, для этого на входе в ТРД не-
обходимо создать с помощью воздуходувной установки по-
ток воздуха с требуемой скоростью, или с избыточным дав-
лением, эквивалентным скоростному напору набегающего
потока воздуха.
Скоростная характеристика ТРД обычно определяется
при следующих условиях:
а) постоянной высоте полета (Я = const);
б) постоянном числе оборотов двигателя (л = const);
в) постоянной температуре газов на входе в турбину
(Тз = const) Е
1 В специальных курсах теории реактивных двигателей доказы-
вается, что в том случае, когда на земле на расчетном режиме уста-
навливается критический перепад давлений в реактивном сопле, тем-
пература газов Гз в полете практически не меняется (без применения
специальных регулирующих устройств).
229
Кроме того, в расчетах делаются допущения о постоян-
стве к. п. д. процессов сжатия и расширения (v]c = const
и т)р = const) и адиабатической работы компрессора
(•^ад. к COnst).
Тяга двигателя, как известно, зависит от секундного ве-
сового расхода воздуха и величины удельной тяги:
R = GBRyil.
С увеличением скорости полета объемный
духа V через компрессор остается примерно
расход воз-
постояниым.
Фиг. 160. Влияние скорости полета на расход
воздуха и удельную тягу ТРД
Удельный вес воздуха перед компрессором увеличивается
вследствие динамического сжатия за счет скоростного на-
пора. Поэтому весовой расход воздуха через компрессор
с увеличением скорости полета увеличивается (фиг. 160).
Это следует также из формулы расхода газов через тур-
бину
Ла
Рз у
Давление газов с увеличением скорости полета растет
за счет увеличения скоростного напора, поэтому растет и
расход воздуха через двигатель.
230
Фиг. 161. Скоростная характеристика ТРД
(Г3 = 1200° абс.; кк0 = 4,0)
Удельная тяга с увеличением скорости полета умень-
шается (см. фиг. 160). Это объясняется тем, что скорость
истечения газов из реактивного сопла Ws при постоянной
температуре газов в камере сгорания с увеличением скоро-
сти полета растет медленнее, чем скорость полета, поэтому
разность скоростей — Шо, определяющая удельную тягу
двигателя /?уд = °, уменьшается.
На малых скоростях полета удельная тяга /?уд умень-
шается интенсивнее, чем растет расход воздуха, поэтому
полная тяга двигателя уменьшается (фиг. 161);
Примерно при скорости полета 200 м/сек тяга достигает
наименьшего значения (^0,85 /?ст); при дальнейшем уве-
личении скорости полета тяга несколько возрастает, так как
расход воздуха растет быстрее, чем падает удельная тяга.
Наибольшей величины (1,1 —1,25 /?ст) тяга достигает при-
мерно при скорости полета, в 1,5—1,6 раза превосходящей
скорость звука (500—550 м/сек), после чего снова умень-
шается и на скоростях полета, равных скорости истечения
газов из реактивного сопла, обращается в нуль, так как при
этом удельная тяга двигателя становится равной нулю.
Следует отметить, что характер изменения тяги (при
принятых допущениях) зависит от стендовой степени повы-
шения давления воздуха в компрессоре тск0. Так, при боль-
ших значениях тск0(^> 12) с ростом скорости полета w0 тяга
падает непрерывно. Это объясняется уменьшением влияния
скоростного напора, следовательно, быстрым падением
231
удельной тяги и медленным ростом расхода воздуха при
увеличении скорости полета (фиг. 162).
Изменение удельного расхода топлива зависит от удель-
ной тяги и коэффициента избытка воздуха.
С увеличением скорости полета степень повышения дав-
ления воздуха от скоростного напора увеличивается, по-
этому растет температура воздуха за компрессором Т2. При
постоянной температуре газов на выходе из камеры сгора-
ния 7’3 увеличение температуры Т2 вызывает необходимость
обеднять горючую смесь — увеличивать коэффициент из-
бытка воздуха. Однако коэффициент избытка воздуха а ра-
стет медленнее, чем уменьшается удельная тяга, поэтому
с увеличением скорости полета удельный расход топлива
непрерывно растет (см. фиг. 161), и па скоростях полета,
равных скорости истечения газов из реактивного сопла,
Фиг. 162. Скоростная характеристика ТРД
для различных степеней повышения давления
компрессора (ик)
232
когда удельная тяга обращается в нуль, удельный расход
топлива стремится к бесконечности. Если удельный расход
топлива на земле при w0 = 0 принять за 100%, то на ско-
рости полета 250—300 м/сек удельный расход топлива будет
Суд = 140-150%.
Увеличение удельного расхода топлива с ростом скоро-
сти полета еще не свидетельствует о том, что экономич-
ность ТРД ухудшается. Экономичность ТРД определяется
общим (полным) к. п. д. tj0. С ростом скорости полёта об-
щий к. п. д. растет1, т. е. экономичность ТРД повышается.
Величина Суд может служить, та^им образом, мерилом эко-
номичности различных ТРД лишь при сравнении их в ста-
тических условиях или при одинаковых скоростях полета.
Непрерывное увеличение удельного расхода топлива по
скорости полета можно объяснить следующим образом.
С ростом скорости полета работа единичной тяги
(У? = 1 кг), равная
LR — Rcq — с0 кгм/сек,
непрерывно растет.
Однако непрерывный рост полученной полезной тяговой
работы Lr означает и непрерывное увеличение затраченной
энергии в виде тепла, а следовательно, увеличение расхода
топлива на 1 кг тяги в час, т. е. Суд.
§ 78. ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТРД
Высотная характеристика ТРД определяется расчетным
путем или замеряется при испытаниях в полете и на спе-
циальных установках — барокамерах — путем создания вы-
сотных условий искусственным путем.
Высотная характеристика турбореактивного двигателя
определяется при условии, что скорость полета, число обо-
ротов двигателя и температура газов перед турбиной по-
стоянны, а также в предположении, что к. п. д. компрессора
и к. п. д. турбины не меняются с изменением высоты полета.
При этих условиях работа, затрачиваемая на сжатие 1 кг
воздуха в компрессоре на различных высотах, постоянна:
£ад к = 102,5 Д (тсО.286 — 1) = const.
С поднятием на высоту температура атмосферного воз-
духа понижается, поэтому степень повышения давления воз-
1 До скорости полета, при которой к = теэк; с дальнейшим ростом
скоростей полета общий к. п. д. уменьшается вплоть до нуля.
233.
духа в компрессоре тск, а также общая степень повышения
давления воздуха к = возрастают. Например, если на
высоте Н — 0 тск = 4,8, то на высоте 8 км тск — 6,0.
Увеличение общей степени повышения давления воз-
духа к с высотой полета происходит медленнее, чем падение
давления окружающего воздуха рн, поэтому давление воз-
духа за компрессором р2~'к'Рн с подъемом на высоту
уменьшается.
С подъемом на высоту увеличивается также степень по-
S тз
догрева воздуха: д=~-, так как уменьшается температура
1 н
атмосферного воздуха Тн. Степень повышения давления и
Фиг. 163. Влияние высоты полета на рас-
ход воздуха и удельную тягу ТРД
степень подогрева воздуха растут только до высоты 11 км
(сверх этой высоты температура атмосферного воздуха по-
стоянна и равна 216,5° абс.) До этой же высоты увеличи-
вается и удельная тяга двигателя (фиг. 163).
С поднятием на высоту расход воздуха через ТРД умень-
шается вследствие падения плотности (удельного веса)
атмосферного воздуха. Действительно, из формулы расхода
газа через двигатель
°г ржх=С0П8иРл/
следует, что с уменьшением давления р3 перед турбиной, что
имеет место при уменьшении давления окружающей среды,
весовой расход воздуха уменьшается. Однако падение рас-
хода воздуха с высотой происходит медленнее, чем падение
234
Фиг. 164. Высотная характеристика ТРД
давления атмосферного воздуха (см. фиг. 163). Фактором,
задерживающим падение расхода воздуха, является увели-
чение степени повышения давления воздуха из-за пониже-
ния температуры атмосферного воздуха (до высоты 11 км).
Суммируя оказанное относительно влияния высоты по-
лета на удельную тягу /?уд и расход воздуха Ga можно за-
ключить, что с поднятием на высоту тяга ТРД уменьшается,
причем несколько медленнее, чем падает удельный вес
атмосферного воздуха (фиг. 164). Сверх 11 км тяга ТРД
падает пропорционально наружному давлению.
С увеличением высоты до 11 км при постоянной скоро-
3600 \
сти полета удельный расход топлива С д = ~то •)
\ 3 al-o‘^yjy/
уменьшается, так как удельная тяга возрастает быстрее, чем
уменьшается коэффициент избытка воздуха (из-за роста
разности температур Г3 — Т2).
Уменьшение удельного расхода топлива с увеличением
высоты полета при постоянной скорости объясняется увели-
чением общего к. п. д. двигателя, который растет за счет
увеличения степени повышения давления и степени повыше-
ния температуры воздуха (тс и 8).
На высотах 11 км и больше Суд = const. Это следует
непосредственно из выражения
с 3600
— а/0/?уд
235
§ 79. ДРОССЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТРД
Дроссельная характеристика ТРД (фиг. 165) строится на
основании экспериментальных данных по результатам стен-
довых или летных испытаний двигателей при условии, что
И — const и Wq — const. Получение этих характеристик
в настоящее время с высокой степенью точности возможно
и расчетным путем.
Изменение числа оборотов производится изменением по-
дачи топлива в камеры сгорания. С увеличением подачи
топлива температура газов перед турбиной увеличивается,
это приводит к увеличению мощности турбины, которая ста-
новится больше мощности компрессора. Избыточная мощ-
ность турбины расходуется на увеличение числа оборотов
ротора двигателя до оборотов, при которых мощность тур-
бины становится равной мощности компрессора, т. е. до
равновесного режима. При этом возрастает расход воздуха
через двигатель GB и степень повышения давления воз-
духа тск, в результате чего увеличивается скорость истече-
ния газов из реактивного сопла w$, а вместе с ней тяга дви-
гателя. С уменьшением подачи топлива тяга ТРД умень-
Фиг. 165. Дроссельная характери-
стика ТРД
шается.
Результаты испытаний
показывают, что тяга ТРД
(в области номинально-
го режима при = 3-4-5)
пропорциональна пример-
но кубу (четвертой степе-
ни) числа оборотов
R = Bna, (67)
где
В = const, а — 3 -4-4.
Расход воздуха через
компрессор в- этой обла-
сти изменяется приблизи-
тельно пропорционально
числу оборотов, т. е.
GB^D-n, (68)
где
D = const.
Отсюда
/?уд=-5-^ const-/?, (69)
* 1-7 ц
236
где
4 £ = 24-3,
т. е. удельная тяга пропорциональна примерно квадрату
(кубу) числа оборотов.
Так как при скорости полета, равной нулю (йуо = О)
р - -Д'5
^уд g >
то скорость истечения газов ws возрастает также пропор-
ционально квадрату (кубу) числа оборотов.
Таким образом, в области номинального режима умень-
шение числа оборотов на 1 % уменьшает удельную тягу на
2—3%, расход воздуха на 1% и полную тягу на 3—4%.
При высоких значениях степени повышения давления
компрессора рост тяги на больших числах оборотов замед-
ляется.
Обычно на дроссельную характеристику ТРД наносят кри-
вую изменения температуры газа за турбиной Т'\ в зависи-
мости от числа оборотов (см. фиг. 165). Температура га-
зов Т\ зависит от температуры газов перед турбиной 7^ и
характеризует термическую напряженность турбины и дви-
гателя в целом. Поэтому при эксплуатации двигателя не-
обходимо тщательно контролировать эту температуру и сле-
дить, чтобы она не превышала предельно допускаемые зна-
чения.
Рассмотрим, как изменяется температура газа перед тур-
биной Г* с изменением числа оборотов. Условием устойчи-
вой работы двигателя при заданном числе оборотов яв-
ляется равенство потребной мощности компрессора NK и
располагаемой мощности турбины NT. Если мощность тур-
бины не равна мощности компрессора (Nr^>NK), то равно-
весность режима нарушается и число оборотов ротора воз-
растает; и, наоборот, если мощность турбины меньше мощ-
ности компрессора (NT<ZNK), то число оборотов умень-
шается до тех пор, пока снова не установится равенство
мощностей.
Изобразим на графике (фиг. 166) изменение мощности
компрессора и турбины в зависимости от числа оборотов.
Мощность компрессора изменяется примерно пропор-
ционально кубу числа оборотов.
Изменение мощности турбины по числу оборотов изобра-
жается кривой более пологой, чем характеристика компрес-
237
сора, причем эта кривая зависит от начальной температуры
газа перед турбиной Г*3. Поэтому каждому значению темпе-
ратуры Т3 соответствует определенная характеристика тур-
бины. На фиг. 166 такие характеристики (на больших обо-
ротах — прямые) приведены для различных значений Т*3.
Фиг. 16S. Изменение мощностей компрессора и турбины
и температуры газов перед турбиной от числа оборотов
Точка пересечения характеристики компрессора с харак-
теристикой турбины определяет равновесный режим работы
двигателя. На средних числах оборотов ТРД равновесный
238
режим осуществляется при сравнительно низких температу-
рах газа Т^\ на больших и малых числах оборотов совмест-
ная работа турбины и компрессора становится возможной
лишь при более высоких зна-
чениях температуры Г*. Уве-
личение числа оборотов дви
гателя сверх максимального
и понижение числа оборо-
тов двигателя ниже мини-
мального недопустимо, так
как это приводит к повыше-
нию температуры Т* выше
установленного предела, что
может вызвать перегрев ло-
паток турбины и аварию
двигателя.
Высокие значения равно
весной температуры га-
за (7^) в области малых
чисел оборотов объясняются
низкими величинами к. п. д.
компрессора и турбины (т. е.
большими потерями в этих
элементах).
В области же больших
чисел оборотов мощность
компрессора растет гораздо быстрее мощности турбины, сте-
пень расширения которой тс == — остается постоянной. 11о-
Pt
этому равновесность режима обеспечивается только за счет
повышения температуры газа.
Зная изменение температуры Т*3 в зависимости от числа
оборотов, а также квадратичную зависимость работы ком-
прессора от числа оборотов, можно написать (пользуясь
уравнением энергии потока для турбины) зависимость изме-
нения температуры газа за турбиной Т4 от числа оборотов
(фиг. 167) ,
Г. = тз — Ш — const-/г2.
ч о 110 О
Таким образом, характер изменения температуры Т\
аналогичен характеру изменения температуры газов 7^. На
практике обычно замеряют температуру Т4, так как темпе-
239
ратурное поле за турбиной значительно равномернее, тем
перед ней.
Рассмотрим теперь на дроссельной характеристике кри-
вую удельного расхода топлива ТРД (см. фиг. 165). У боль-
шинства современных турбореактивных двигателей с увели-
чением числа оборотов удельный расход топлива умень-
шается, достигая минимума на режимах несколько меньших
номинального. С дальнейшим ростом числа оборотов удель-
ный расход топлива возрастает.
Уменьшение удельного расхода топлива с ростом числа
оборотов (от режима малого газа) объясняется увеличе-
нием степени повышения давления воздуха в компрессоре
гскОэк (см. фиг. 158). Повышение удельного расхода то-
плива при приближении к максимальному режиму двига-
теля объясняется быстрым ростом температуры газов перед
турбиной 7*, вследствие чего существенно увеличиваются
потери с выходной скоростью (см. фиг. 159, а).
Наличие минимума на дроссельной характеристике
удельного расхода топлива определяет крейсерские режимы
работы двигателя.
У некоторых двигателей (с небольшими значениями сте-
пени повышения давления воздуха в компрессоре на
расчетном режиме) уменьшение числа оборотов сопровож-
дается непрерывным увеличением удельного расхода топ-
лива (см. фиг. 165).
На протекание дроссельной характеристики удельного
расхода топлива можно влиять регулированием реактивного
сопла. Так, например, при раскрытии реактивного сопла
давление за турбиной уменьшается, следовательно, перепад
давления на турбине и ее мощность растут. Для сохранения
постоянным числа оборотов ротора двигателя регулятор
топлива уменьшает подачу топлива, в результате чего тем-
пература T*z снижается и тяга двигателя падает. Удельный
же расход топлива при этом обычно снижается (если уве-
личение расхода воздуха через компрессор не сопровож-
дается падением к. п. д. и степени повышения давления
компрессора).
§ 80. ОСНОВНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ТРД
На основании длительных испытаний турбореактивных
двигателей в соответствии с технико-тактическими требова-
ниями ВВС заводами-поставщиками устанавливаются сле-
дующие основные режимы работы ТРД в эксплуатации: но-
240
минальный, взлетный или боевой, крейсерский и режим
малого газа (фиг. 168).
Номинальный режим работы ТРД — это режим наиболь-
шей тяги, на котором двигатель может работать длительное
время (не менее получаса). Этот режим обычно является
основным расчетным режимом ТРД.
Взлетным, или боевым, режимом работы ТРД назы-
вается режим наибольшей тяги, на котором двигатель мо-
жет работать кратковременно, в течение 10—15 мин. (при
Фиг. 168. Основные режимы работы ТРД
взлете, наборе высоты, при перехвате противника, в воз-
душном бою, при перелете линии фронта и в других слу-
чаях). Тяга ТРД на взлетном, или боевом, режиме работы
выше тяги на номинальном режиме примерно па 10—15%.
Крейсерским называется такой режим, на котором дви-
гатель имеет наименьший удельный расход топлива. Эконо-
мичность ТРД на крейсерском режиме выше, чем па макси-
мальном (взлетном) режиме, как правило, на 5—10%.
Тяга ТРД на крейсерском режиме ниже тяги на номи-
нальном режиме примерно на 10—15%. На этом режиме
двигатель работает больший срок своей службы.
Режим малого газа определяется минимальным числом
оборотов, при котором двигатель работает устойчиво. Тягу
16-256 241
ТРД на режиме малого газа устанавливают, исходя из по-
садочных характеристик самолета, а также из требований
удовлетворительной приемистости при уходе самолета на
второй круг.
Время работы ТРД на режиме малого газа ограничи-
вается обычно 10 минутами. Работа двигателя на режиме
малого газа лимитируется повышением температуры газов
перед турбиной и особенно большой неравномерностью тем-
пературного поля в камере сгорания; вследствие этого дли-
тельная работа на режиме малого газа может привести
к короблению и разрушению деталей камеры сгорания, тур-
бины и реактивного сопла двигателя.
Каждому режиму работы двигателя соответствует свое
предельно допустимое значение температуры газа в реак-
тивном сопле Т*.
4
§ 81. ФОРСИРОВАНИЕ ТЯГИ ТРД
При боевом применении самолета с ТРД широкое прак-
тическое применение нашло форсирование тяги, т. е. кратко-
временное увеличение тяги двигателя по сравнению с макси-
мальным — взлетным режимом. Форсирование тяги ТРД
применяется для увеличения скороподъемности, максималь-
ной скорости, практического потолка, а также для улучше-
ния взлетных характеристик самолета. (Для улучшения
взлетных характеристик самолетов с ТРД применяются
также ускорители взлета — ракетные двигатели, работаю-
щие на твердом или жидком топливе.)
Форсирование тяги ТРД может быть осуществлено за
счет:
— повышения температуры газов перед турбиной;
— одновременного увеличения числа оборотов и темпе-
ратуры газов перед турбиной;
— отбора воздуха из компрессора в дополнительную вы-
сокотемпературную камеру сгорания;
— впрыска воды или водо-спиртовых смесей в компрес-
сор или камеру сгорания;
— дополнительного сжигания топлива за турбиной
в форсажной камере.
Повышение температуры газа перед турбиной является
одним из эффективных средств кратковременного увеличе-
ния тяги ТРД. Однако всякое повышение температуры газа
перед турбиной сверх расчетного, пусть даже кратковремен-
ное, связано с опасностью перегрева и разрушения (обрыва)
242
Лопаток соплового аппарата и рабочего колеса турбины. По-
этому при существующих пределах длительной прочности
современных жаропрочных материалов, применяемых для
изготовления лопаток тур-
бины, этот метод имеет
ограниченные возможно-
сти применения.
Увеличение температу-
ры газов перед турбиной
возможно при сохранении
максимального числа обо-
ротов постоянным. Это до-
стигается за счет увеличе-
ния противодавления на
выходе из рабочего коле-
са р± путем уменьшения
площади выходного сече-
ния реактивного сопла.
В том случае, когда
форсирование двигателя
по температуре газов пе-
ред турбиной Т*г сопрово-
ждается одновременным
увеличением числа оборо-
Фиг. 169. Схема дополнительной ка-
меры сгорания ТРД
тов, то, помимо опасности пережога лопаток, возникает
опасность разрыва их от увеличивающихся центробежных
сил инерции (напряжения разрыва значительно возрастают).
Поэтому этим способом можно пользоваться в крайних слу-
чаях, при этом форсировать тягу разрешается не более чем
на 10%.
Форсирование тяги при помощи дополнительной камеры
сгорания (фиг. 169) состоит в том, что некоторое количе-
ство сжатого в компрессоре воздуха отбирается в отдельно
установленную (вне ТРД) высокотемпературную камеру
сгорания с реактивным соплом для сжигания впрыскивае-
мого в нее топлива. При истечении продуктов сгорания из
реактивного сопла возникает дополнительная реактивная
тяга. Так как в дополнительной камере сгорания нет ника-
ких подвижных частей или механизмов, то в ней можно до-
пустить высокую температуру сгорания, что обусловливает
большую скорость истечения газов, а следовательно, полу-
чение большой дополнительной тяги.
Недостатком такого способа форсирования тяги ТРД яв-
ляется уменьшение силы тяги основного контура двигателя
16*
243
(за счет уменьшения температуры и давления газа за тур-
биной), а также утяжеление и конструктивное усложнение
силовой установки в целом.
В некоторых ТРД с целью форсирования тяги двигате-
лей применяется впрыск воды или водо-спиртовых смесей
в компрессор или камеру сгорания.
Впрыск воды в компрессор вызывает интенсивное паро-
образование, на что расходуется часть внутренней энергии
сжимаемого воздуха. При этом процесс сжатия прибли-
жается к изотермическому процессу, увеличивается степень
повышения давления воздуха при постоянной мощности, по-
требляемой компрессором (фиг. 170), повышается скорость
и увеличивается масса вытекающих газов из реактивного
сопла, тяга двигателя возрастает на 15—25%.
Так как температура воздуха за компрессором Т2 при
впрыске воды понижается, а температура газов перед тур-
биной Т3 поддерживается постоянной, то часовой расход
топлива ТРД растет.
Применение водо-спиртовой смеси дает меньший эффект,
чем впрыск воды, причем с увеличением процентного содер-
жания спирта прирост тяги уменьшается (фиг. 171), так как
теплота парообразования воды больше, чем спирта.
Недостатком этого способа повышения тяги является
увеличение неравномерности температурного поля на вы-
ходе из камеры сгорания. Другими недостатками такого
Процесс сжатия без впрыска
-------Процесс с впрыском воды
Фиг. 170. Влияние впрыска воды в ком-
прессор на процесс сжатия воздуха
244
Состав бодоспиртовой смеси 7о
Фиг. 171. Влияние состава водо-спиртовых
смесей на прирост тяги ТРД при впрыске
в компрессор
способа форсирования являются большой расход воды,
в 2—3 раза превышающий расход топлива, и увеличение
удельного расхода топлива. Ухудшение экономичности ТРД
объясняется тем, что тепло, использованное на парообразо-
вание, уносится выхлопными газами. Кроме того, услож-
няется конструкция и увеличивается вес ТРД за счет введе-
ния впрыскивающей аппаратуры.
Самым распространенным способом форсирования, на-
шедшим практическое применение, является способ допол-
нительного сжигания топлива за турбиной. Осуществление
такого сгорания возможно потому, что в выхлопных газах
ТРД содержится значительное количество кислорода
(а = 4,0-г-5,0).
При дополнительном сжигании топлива за турбиной тем-
пература газов повышается до 1800—2000°Ц, вследствие
чего увеличивается скорость истечения газов из реактивного
сопла и реактивная тяга возрастает на 30—40% на земле и
на 80—120% в полете (фиг. 172).
Действительно, скорость истечения газа из реактивного
сопла пропорциональна К Следовательно, при увели-
чении температуры газа за турбиной, например, с 700 до
1800°Ц скорость истечения газов, а следовательно, и тяга
возрастают (при прочих равных условиях и w0 — 0) пропор-
245
ционально корню квадратному из степени подогрева газа
/ T*R
в форсажной камере 1/ —т. е. примерно на 40%.
У
Дополнительное сжигание топлива за турбиной приводит
при работе двигателя на земле и в полете на малых скоро-
стях к повышению удельного расхода топлива (в 1,8—
2,5 раза). Это объясняется тем, что сгорание за турбиной
происходит при относительно низком давлении (на земле —
1,8—2,0 кг/см1 против 6,0—8,0 кг/см2 в камере сгорания).
Однако на сверхзвуковых скоростях полета (Мо = 2,5—3,5)
ТРД с дополнительным сжиганием топлива за турбиной
(при Т3 = 1200° абс.) оказывается более экономичным, чем
обычный ТРД. Такой способ форсирования является по су-
ществу применением цикла со ступенчатым подводом тепла,
работа которого больше работы исходного цикла р — const,
а к. п.д. цикла ниже (см. фиг. 21).
Дополнительное сжигание топлива за турбиной вызы-
вает необходимость увеличения длины (на 50—70%) и веса
Фиг. 172. Сравнение тяг и удельных рас-
ходов топлива ТРД и ТРДФ по скорости
Полета
246
двигателя (на 10—15%) за счет установки форсажной ка-
меры. Конструкция двигателя также несколько усложняется
за счет применения дополнительной аппаратуры для впрыска
топлива и необходимости регулирования выходного сечения
сопла.
На фиг. 173 приведена общая схема ТРД с дополнитель-
ным сжиганием топлива за турбиной. За турбиной устанав-
ливается диффузор, уменьшающий скорость газа и обеспе-
чивающий, следовательно, меньшее падение давления газа
при его нагреве в форсажной камере.
Чтобы обеспечить постоянство условий работы компрес-
сора (п — const и G — const) при включении форсажной
камеры, необходимо с повышением температуры в форсаж-
Фиг. 173. Схема ТРД с дополнительным ежи ганием топлива
за турбиной
ной камере Та увеличивать площадь выходного (критиче-
ского) сечепия реактивного сопла. Если при включении фор-
сажной камеры площадь выходного сечения реактивного
сопла оставить неизменной, то уменьшится расход газа, уве-
личится давление газов за турбиной, в связи с чем для со-
хранения постоянного числа оборотов регулятор подачи топ-
. лива повысит при взлете температуру газов перед турбиной.
Это может привести к пережогу лопаток турбины и выходу
двигателя из строя.
Анализ показывает, что для увеличения тяги на 40%
путем дополнительного сжигания топлива за турбиной необ-
ходимо увеличить выходное сечение реактивного сопла
также на 40% (см. формулу 19').
§ 82. ПРИВЕДЕНИЕ ДАННЫХ ИСПЫТАНИЙ
К СТАНДАРТНЫМ УСЛОВИЯМ
Тяга, расход воздуха, расход топлива и другие пара-
метры двигателя зависят при прочих равных условиях от
247
атмосферных условий: давления и температуры атмосфер-
ного воздуха (ро, То).
Поэтому для сравнения результатов, полученных при ис-
пытании ТРД при различных атмосферных условиях, необ-
ходимо привести результаты этих испытаний к одинаковым
условиям.
За такие условия приняты стандартные атмосферные
условия: давление р = 760 мм рт. ст. и температура
Т = 288° абс. (+15° Ц).
Формулы приведения параметров ТРД к стандартным
атмосферным условиям составляются в предположении со-
хранения газодинамического подобия газовых потоков
внутри ТРД при изменении атмосферных условий. Газоди-
намическое подобие потоков означает, что во всех сечениях
потока числа М постоянны, а давления и температуры из-
меняются пропорционально давлению и температуре атмо-
сферного воздуха.
Приведение основных параметров ТРД к стандартным
атмосферным условиям производят по следующим фор-
мулам:
а) Тяга
= (70)
б) Расход воздуха
Q (71 \
В-ПР р0 г 288 ^в. зам.
в) Удельный расход топлива
С = 1 ^уд. пр | г) Число оборотов । /288 £, /79ч ’ То УД-заи- К'-4?
^пр == ,/288 У т ^зам. F 1 0
Здесь индексы «зам» и «пр» соответственно означают
замеренные параметры и параметры, приведенные к стан-
дартным атмосферным условиям.
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Как изменяется расход воздуха и удельная тяга ТРД в зави-
симости от скорости полета?
2. Как изменяется тяга и удельный расход топлива ТРД в зави-
симости от скорости полета?
248
3. Как изменяется расход воздуха и удельная тяга ТРД в зави-
симости от высоты полета?
4. Как изменяется тяга и удельный расход топлива ТРД в зави-
симости от высоты полета?
5. Как изменяется тяга и удельный расход топлива в зависимости
ог числа оборотов ТРД?
6. Как изменяется температура газа перед турбиной в зависимо-
сти от числа оборотов?
7. Какие существуют основные режимы работы ТРД, в чем их
особенности?
8. Какие существуют методы форсирования ТРД?
Г. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Для грамотной эксплуатации ТРД летно-техническому
составу должны быть хорошо известны такие вопросы, как
запуск двигателя, приемистость, неустойчивая работа и
меры ее предотвращения, особенности работы ТРД на боль-
ших высотах, борьба с обледенением ТРД, управление дви-
гателем.
Перейдем к подробному разбору этих вопросов.
§ 83. ЗАПУСК ТРД
Запуск ТРД осуществляется с помощью постороннего
источника энергии — стартера. Подвод энергии извне необ-
ходим для предварительной раскрутки ротора двигателя до
числа оборотов, на котором оказывается возможной надеж-
ная работа турбины (без превышения предельно допусти-
мой температуры газа):
Запуск ТРД состоит из трех этапов (фиг. 174):
1. Предварительной раскрутки ротора двигателя старте-
ром и создания устойчивого факела пламени в камере сго-
рания двигателя.
2. Одновременного действия турбины и стартера.
3. Выключения стартера и вывод двигателя на режим
малого газа с помощью турбины.
Выражение баланс мощностей на первом этапе запуска
имеет такой вид:
дг =ДГ -4- Д7
1 VCT v К I J усю
где NCT—мощность стартера;
NK — мощность, необходимая для привода компрес-
сора и агрегатов двигателя;
А^уск — мощность, необходимая для ускорения (разгона)
ротора ТРД.
249
Мощность стартера к концу первого этапа запуска до-
стигает максимального значения. ЛАощность турбины на
первом этапе запуска равна нулю.
Второй этап запуска характеризуется постепенным уве-
личением мощности турбины и уменьшением мощности стар-
тера.
Фиг. 174. Этапы запуска ТРД
На этом этапе уравнение баланса мощностей будет
7VCT 4- NT — NK + jVycK.
Наконец, третий этап запуска характеризуется выклю-
чением стартера и выходом двигателя на режим малого
газа благодаря возникшему избытку мощности турбины.
Для этого этапа уравнение баланса мощностей будет
Мт = NK + jVycK.
Выключение стартера производится на числах оборотов,
на которых мощность турбины больше мощности компрес-
сора. В противном случае запуск будет затяжным и в ре-
зультате возникшего перегрева двигатель может выйти из
строя.
250
Система запуска должна удовлетворять следующим тре-
бованиям:
— автономности, т. е. возможности запуска двигателя
в необходимом количестве бортовыми средствами;
— автоматичности, т. е. обеспечения управления агрега-
тами системы запуска в определенной последовательности
без вмешательства летчика;
— безотказности, т. е. падежного запуска двигателя
в любых атмосферных условиях (без каких-либо вспомога-
тельных операций и дополнительных средств запуска).
В качестве пусковых устройств на современных ТРД
широко применяются: электростартеры и турбостартеры.
Электростартеры представляют собой электро-
двигатели постоянного тока. Для их питания при запуске
двигателей используются бортовые аккумуляторные бата-
реи. В связи с незначительной мощностью, развиваемой
электростартерами, и большим расходом электроэнергии они
применяются лишь при запуске ТРД с малыми тягами.
Турбостартеры представляют собой малогабарит-
ные газотурбинные двигатели, работающие на том же топ-
ливе, что и ТРД. Они могут развивать при сравнительно
небольших габаритах высокую мощность (100—200 л. с.
и больше) и поэтому применяются для- запуска ТРД с боль-
шими тягами.
Для обеспечения быстрой раскрутки ротора ТРД при
запуске могут быть применены также пороховые стартеры,
которые развивают при малом весе и габаритах кратковре-
менно очень высокие мощности. В пороховых стартерах тур-
бина работает на газах, образующихся при сгорании поро-
ховых шашек.
При запуске ТРД для создания устойчивого пускового
факела и поджигания рабочей смеси в камере сгорания ис-
пользуются электроискровые свечи зажигания, получающие
питание от бортовых аккумуляторных батарей через индук-
ционные катушки постоянного тока или трансформаторы
переменного тока.
После запуска двигатель необходимо прогреть, причем
продолжительность и режимы прогрева зависят от конструк-
тивных особенностей двигателя. Переход на повышенные
режимы работы без прогрева может привести к повышению
температуры ТЛ и выходу двигателя из строя.
Нужно иметь в виду, что запуск ТРД при низких темпе-
ратурах атмосферного воздуха затрудняется по следующим
причинам:
251
а) во-первых, растет мощность, потребная для предвари-
тельной раскрутки ротора двигателя, что объясняется уве-
личением расхода воздуха через двигатель и увеличением
потерь трения (повышается вязкость масла);
б) во-вторых, ухудшаются условия поджигания рабочей
смеси вследствие понижения качества распыла (повышается
вязкость топлива) и ухудшения испаряемости топлива.
Современные ТРД надежно запускаются в полете. При
этом не требуется предварительной раскрутки ротора дви-
гателя, так как в полете он вращается под действием набе-
гающего потока воздуха (авторотация). Поэтому запуск ТРД
в полете будет состоять уже не из трех, а из двух этапов:
1. Создания устойчивого пускового факела с поджига-
нием рабочей смеси в камере сгорания.
2. Выхода двигателя на режим высотного малого газа
за счет избыточной мощности турбины.
Следует также иметь в виду, что ухудшение распыла
топлива увеличивает неполноту сгорания, а следовательно,
удельный расход топлива.
§ 84. ПРИЕМИСТОСТЬ ТРД
Современные ТРД обладают удовлетворительной при-
емистостью, т. е. способностью быстро изменять режим ра-
боты (число оборотов двигателя) при резких перемещениях
сектора газа. При резком перемещении вперед сектора газа
Фиг. 175. Сравнение избыточной и потребной мощностей ТРД
и поршневого двигателя:
а — турбореактивный двигатель; б — поршневой двигатель
252
в камеру сгорания впрыскивается за небольшой промежуток
времени большое количество горючего, в результате чего
температура газов перед турбиной повышается. Это приво-
дит к появлению избытка мощности турбины над мощно-
стью компрессора (фиг. 175, а), вследствие чего ротор дви-
гателя получает ускорение. Однако в связи с тем, что
располагаемый избыток мощности турбины на всех режи-
мах сравнительно невелик (он ограничивается предельно до-
пустимой температурой газов перед турбиной, равной
1150—1200° абс.), набор числа оборотов ротора от режима
малого газа до номинального режима происходит за более
продолжительное время, чем у поршневых двигателей, т. е.
примерно за 10 сек. •
Приемистость поршневого двигателя значительно лучше
приемистости турбореактивного двигателя. У поршневого
двигателя на всех режимах имеется большой избыток рас-
полагаемой мощности (внешняя характеристика) над мощ-
ностью, потребной для привода винта (дроссельная харак-
теристика, см. фиг. 175,6). Поэтому, несмотря на то, что
момент инерции вращающихся масс поршневого двигателя
больше, чем у ТРД, раскрутка вала поршневого двигателя
происходит быстрее, чем ротора ТРД,— за 1,5—2 сек.
С увеличением высоты полета приемистость ТРД ухуд-
, что располагаемый избыток
шается. Это объясняется
мощности турбины с под-
нятием на высоту умень-
шается вследствие умень-
шения весового расхода
воздуха через двигатель
(фиг. 176), а также паде-
ния к. п. д. компрессора:
bN = Nr — NK =
(74)
Для улучшения при-
емистости ТРД иногда
применяется регулирова-
ние площади выходного
сечения реактивного сопла
(фиг. 177). На режимах,
близких к режиму малого
газа» когда избыток рас-
------Н»о
Фиг. 176. Уменьшение избыточной
мощности ТРД с подъемом на высоту
253
полагаемой мощности турбины Д/V особенно незначителен
(см. фиг. 175, а), разгон двигателя можно ускорить путем
увеличения площади выходного сечения реактивного сопла
(т. е. раскрытия реактивного сопла), благодаря чему пере-
пад давления газов на турбине и, следовательно, ее мощ-
ность возрастают.
В некоторых случаях (для повышения маневренности
самолета в воздушном бою, при уходе на второй круг перед
пл.З-Ь'-Ь'-а > пл.З-^-Ъ-а
3 4
I ।
I I
Фиг. 177. Увеличение работы расширения газов в турбине ТРД
при регулировании проходного сечения реактивного сопла
посадкой и т. д.) улучшение приемистости ТРД может быть
достигнуто при помощи реверса тяги.
Реверсом тяги называют устройство, позволяющее
изменять величину и направление тяги. Реверс тяги состоит
и;з специальных управляемых створок, которыми снабжается
Фиг. 178. Принцип действия реверса тяги ТРД:
а — реверс выключен; б — реверс включен
реактивное сопло (фиг. 178). Выпуская (или раскрывая)
створки, можно изменять направление потока выхлопных
газов и тем самым уменьшать тягу до нуля и даже изме-
нять направление ее действия на обратное. При этом число
оборотов ротора двигателя остается неизменным.
При возвращении створок в исходное положение тяга
двигателя быстро (в течение 1—2 сек.) восстанавливается
до своего максимального значения.
254
§ 85. НЕУСТОЙЧИВАЯ РАБОТА ТРД
Эксплуатация турбореактивного двигателя в ряде слу-
чаев затрудняется из-за возникновения неустойчивого ре-
жима работы.
Неустойчивая работа ТРД вызывается разными причи-
нами и имеет различные проявления; однако она всегда вы-
ражается в пульсации потока воздуха (газа) во всем газо-
воздушном тракте двигателя (колебания давления, расхода
воздуха и т. д.), что приводит к падению тяги, повышению
температуры газа перед турбиной, вибрациям и даже разру-
шению отдельных элементов конструкции ТРД. Внешне не-
устойчивая работа ТРД проявляется в виде периодических
сильных хлопков и гудения низкого тона. Неустойчивая
работа ТРД в эксплуатации совершенно недопустима, так
как она может привести к разрушению двигателя.
Явление неустойчивой работы ТРД чаще всего наблю-
дается при работе двигателя на максимальных оборотах
в полете на больших высотах и малых скоростях (набор вы-
соты, выполнение фигур пилотажа), при эксплуатации дви-
гателя зимой, а в ряде случаев при запуске и на переход-
ных режимах. Оно связано главным образом с неустойчивой
работой (помпажом) компрессора, а также с пульсацион-
ным сгоранием топлива в удлинительных трубах и форсаж-
ных камерах.
На фиг. 179 изображена характеристика компрессора,
представляющая собой экспериментальную зависимость сте-
♦
р2
пени повышения давления воздуха в компрессоре тс* = —
Р\
от весового расхода воздуха GB при постоянных числах обо-
ротов компрессора п. Для того чтобы характеристикой ком-
прессора можно было пользоваться при различных атмо-
сферных условиях (давлении рн и температуре 7„) и раз-
личных условиях полета (скорости ау0 и высоты Я) число
оборотов и расход воздуха на характеристике приведены
к стандартным атмосферным условиям (р = 760 мм рт. ст.
и Г = 288° абс.).
Приведение числа оборотов и расхода воздуха произво-
дится по формулам подобия
255
Каждому числу оборотов компрессора соответствует при
данном' способе его регулирования одна режимная точка
(например, а, о, б и т д.). Кривая, соединяющая точки ра-
бочих режимов компрессора, носит название рабочей
кривой, или кривой совместных режимов компрессора и
турбины. Такой кривой на фиг. 179 является кривая аобв.
Фиг. 179. Характеристика компрессора
Одним из условий, определяющих совместный режим работы ком-
прессора и турбины, является равенство расходов воздуха через ком-
прессор и газа через турбину, т. е.
GB = Gr.
Выразим приведенный расход воздуха GB. пр через действительный
расход газа, а последний — через параметры на входе в турбину, по-
лагая, что сопловой аппарат турбины работает на критическом пере-
паде давлений. Тогда получим
Т
и
С _Z§21
UB. пр ♦
Гн I
Рз
288 ‘ A:aZCA
256
или после преобразований
кк = const ^в. пр |/^_рг = const @в. пр^^Зпр •
К
При постоянном значении степени подогрева воздуха 8 = —— за-
висимость степени повышения давления воздуха в компрессоре от при-
веденного расхода воздуха, определяющая совместный режим работы
компрессора и турбины, изобразилась бы прямой линией. Различным
значениям 8 соответствует своя прямая линия (см. фиг. 179). Чем
больше степень подогрева воздуха 8, тем больше угол наклона прямой.
Другим условием, определяющим режим работы турбокомпрессора,
является равенство работ компрессора и турбины. Это условие опреде-
ляет закон изменения T:i по числу оборотов.
Пусть двигатель работает на земле (при Н = 0 и ауо = О), тогда
Гн= То. Так как при дросселировании двигателя и уменьшении числа
оборотов от максимального до оборотов малого газа температура га-
зов перед турбиной первоначально падает до некоторого минимума,
а затем вновь растет (см. фиг. 167), то кривая совместных режимов
компрессора и турбины изобразится не прямой (лучи 81( 62 и т. д.,
см. фиг. 179), а кривой линией аобв с минимумом степени подогрева
воздуха 83 на некоторых средних числах оборотов (точка б).
С изменением в широком диапазоне числа оборотов, вы-
соты и скорости полета точка совместной работы компрес-
сора и турбины перемещается вдоль кривой аобв.
Рассмотрим, как влияет изменение высоты и скорости
полета, а также числа оборотов двигателя на положение
точки совместных режимов компрессора и турбины (см.
фиг. 179).
С подъемом на высоту температура заторможенного по-
тока воздуха на входе в компрессор уменьшается и, сле-
довательно, приведенное число оборотов компрессора возра-
стает. Одновременно возрастает степень подогрева воз-
духа 6 и степень повышения давления воздуха в ком-
прессоре тс*. Переход на повышенные приведенные числа
оборотов в этих условиях означает приближение точки
совместных режимов компрессора и турбины к границе
помпажа (точка а) или уменьшение запаса устойчивости
двигателя по помпажу.
Таким образом, с подъемом на высоту запас устойчи-
вости двигателя по помпажу снижается.
Наблюдение полета в высотных условиях полностью под-
тверждает связь неустойчивой работы двигателя с пониже-
нием температуры на входе в компрессор.
17—256
257
Физически увеличение приведенных чисел оборотов из-за
понижения температуры атмосферного воздуха равнозначно
увеличению углов атаки лопаток компрессора, в результате
чего возникает срыв потока со спинки лопатки.
С увеличением скорости полета температура затормо-
женного потока воздуха на входе в компрессор Т* возра-
стает и, следовательно, приведенное число оборотов двига-
теля снижается. При этом снижается и степень подогрева
воздуха 6.
Таким образом, с увеличением скорости полета режим
работы компрессора удаляется от границы помпажа
(точка б) и запас устойчивости двигателя по помпажу уве-
личивается.
С увеличением числа оборотов двигателя (в области но-
минального и максимального режима) температура газа пе-
ред турбиной и степень подогрева воздуха 3 возрастают
(см. фиг. 167).
Точка совместной работы компрессора и турбины при-
ближается к границе помпажа (точка а) и запас устойчи-
вости двигателя по помпажу уменьшается.
Таким образом, увеличение числа оборотов двигателя
способствует возникновению помпажа. Это подтверждается
многочисленными наблюдениями.
Неустойчивая работа ТРД может возникнуть и при рез-
ком перемещении сектора газа вперед (на переходных ре-
жимах). Наступающее при этом переобогащение рабочей
смеси в камере сгорания может привести к пережогу лопа-
ток турбины, а также к самопроизвольной остановке двига-
теля в полете.
Наконец, возникновение помпажа возможно и при за-
пуске вследствие чрезмерного повышения температуры га-
зов перед турбиной.
Для обеспечения надежной и устойчивой работы ТРД
при запуске и на переходных режимах в системы регули-
рования двигателей включают автоматы запуска и приеми-
стости. Эти автоматы управляют подачей топлива в камеру
сгорания и предотвращают повышение температуры газов
перед турбиной сверх максимально допустимой и, следова-
тельно, помпаж в компрессоре.
В случае возникновения неустойчивой работы ТРД при
эксплуатации необходимо снизить число оборотов двигателя
или уменьшить высоту полета (до устранения помпажа).
258
При наличии регулируемого выходного сечения реактив-
ного сопла помпаж может быть устранен раскрытием сопла
(т. е. увеличением его выходного сечения).
Особенностью работы многоступенчатого высоконапор-
ного осевого компрессора является трудность обеспечения
совместной работы отдельных его ступеней при изменении
режима работы двигателя. Так, при уменьшении числа обо-
ротов осевая скорость на входе в первую ступень умень-
шается значительно быстрее, чем на выходе из компрессора.
В итоге на пониженных режимах первые ступени осевого
компрессора работают в условиях помпажа, а последние
ступени — на турбинном режиме, т. е. в условиях, при кото-
рых наступает падение давления воздуха.
При увеличении числа оборотов сверх расчетного явле-
ние несогласованной работы отдельных ступеней изменяется
на обратное. В этих случаях последняя ступень будет рабо-
тать в условиях помпажа, а первая ступень — на турбинном
режиме.
Несогласованная работа крайних ступеней компрес-
сора на нерасчетных режимах объясняется тем, что при из-
менении числа оборотов плотность воздуха на выходе из
компрессора изменяется во много раз больше, чем на входе
в компрессор, и в противоположных направлениях.
Говоря о мерах борьбы с помпажем высоконапориого
осевого компрессора, необходимо кратко остановиться на
некоторых конструктивных мероприятиях, используемых для
обеспечения удовлетворительной совместной работы ступе-
ней компрессора. К ним относятся: применение механизма
для перепуска воздуха из промежуточных ступеней компрес-
сора, применение поворотных лопаток направляющих аппа-
ратов компрессора и переход к двухвальному компрессору.
Принцип действия механизма перепуска воздуха со-
стоит в том, что на пониженных режимах из промежуточ-
ных ступеней компрессора часть протекающей массы воз-
духа выпускается наружу. При этом осевая скорость и рас-
ход воздуха в первых ступенях компрессора возрастают,
в результате чего работа этих ступеней становится устойчи-
вой. Соответственно уменьшаются осевая скорость и расход
в последних ступенях компрессора, что позволяет устранить
в этих ступенях турбинный режим (фиг. 180).
Перепуск воздуха ухудшает экономичность работы дви-
гателя, так как часть сжатого в компрессоре воздуха выбра-
сывается наружу, не получив полезного применения.
17'
259
Фиг. 180. Принцип действия системы перепуска воздуха из
компрессора
Действие поворотных лопаток направляющих аппаратов
компрессора состоит в том, чтобы в соответствии с измене-
нием числа оборотов компрессора обеспечить такое направ-
ление относительной скорости на входе в лопатки рабочих
колес, при котором оказываются невозможными срывы по-
тока при обтекании лопаток (фиг. 181), приводящие к пом-
пажу.
Фиг. 181. Принцип действия системы поворота лопаток статора ком-
прессора:
1,2— положения лопаток
Наконец, применение двухвальнюго компрессора
(фиг. 182) позволяет добиться согласования работы первых
и последних ступеней компрессора за счет изменения чисел
оборотов низко на пор ной части компрессора относительно
высоконапорной его части. Например, при переходе на по-
260
ниженные режимы работы числа оборотов низконапорной
части компрессора снижаются быстрее, чем число оборо-
тов высоконапорной части. При переходе на повышенные
режимы, число оборотов низконапорного компрессора стано-
вится больше числа оборотов высоконапорной части.
Фиг. 182. Схема двухвального ТРД:
7 — компрессор низкого давления; 2 — компрессор высокого давления
§ 86. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ТРД НА АЭРОДРОМАХ
При эксплуатации ТРД в полевых условиях необходимо
следить, чтобы во входной канал двигателя вместе с возду-
хом не попадали посторонние предметы (кусочки бетона и
льда, песок, грязь, а также трава).
Попадание посторонних предметов во входной канал
двигателя может привести к износу и повреждению лопаток
компрессора и турбины, а следовательно, к преждевремен-
ному выходу двигателя из строя. Повреждение и износ ло-
паток компрессора и турбины приводит также к снижению
их к. п. д., повышению температуры газов и ухудшению
экономичности двигателя.
Для предотвращения повреждения деталей двигателя по-
сторонними предметами при эксплуатации необходимо сле-
дить за чистотой покрова аэродрома.
На некоторых двигателях с целью предотвращения попа-
дания в них посторонних предметов устанавливаются предо-
хранительные решетки. Для того чтобы потери на входе
в двигатель были минимальными, эти решетки должны
иметь небольшие гидравлические сопротивления. Большие
потери в решетках приводят к снижению тяги, ухудшению
экономичности и повышению температуры газов перед тур-
биной.
При эксплуатации следует учитывать, что забивание
предохранительных решеток на входе в двигатель травой
или соломой приводит к сильному снижению расхода воз-
261
духа через двигатель, падению тяти и перегреву двигателя.
Поэтому групповые вылеты с аэродромов, не очищенных от
скошенной травы, ни в коем случае недопустимы.
Другими мерами, применяемыми для предотвращения
повреждения деталей двигателя посторонними предметами,
являются: постановка лопаток компрессора из стали и бо-
лее высокое расположение двигателя на самолете.
§ 87. ОБЛЕДЕНЕНИЕ ТРД
При эксплуатации самолета с ТРД в условиях повышен-
ной влажности при отрицательной температуре атмосфер-
ного воздуха возможно обледенение деталей входного ка-
нала и компрессора двигателя.
При обледенении ТРД снижается к. п. д. компрессора
вследствие увеличения гидравлических потерь и срыва по-
тока при обтекании обледеневших деталей. В связи с этим
температура газов перед турбиной повышается, тяга падает
и экономичность двигателя ухудшается. Более интенсивное
ухудшение параметров при обледенении происходит у ТРД
с осевыми компрессорами, имеющими большие скорости
движения воздуха на входе, чем у ТРД с центробежными
компрессорами.
Во избежание обледенения ТРД при полете в неблаго-
приятных метеорологических условиях их снабжают проти-
вообледенительными системами. Принцип действия про-
тивообледенительных систем ТРД основан на подогреве по-
верхностей деталей, подвергающихся обледенению, или на
смачивании их жидкостями, понижающими температуру за-
мерзания воды.
Основными требованиями, предъявляемыми к противо-
обледенительным системам ТРД, являются: эффективность
действия при полетах в неблагоприятных метеорологических
условиях, сохранение основных параметров двигателя (тяги,
расхода топлива, температуры перед турбиной) практически
постоянными при включении системы, незначительный рас-
ход энергии (в случае применения электрических систем)
или жидкости (в случае применения жидкостных систем).
Противообледенительной системой ТРД, наиболее полно
отвечающей таким требованиям, следует считать тепловую
систему с отбором теплого воздуха для обогрева из ком-
прессора. Тепловые противообледенительные системы кон-
структивно просты и надежны. Основные параметры двига-
теля при их включении практически не изменяются, поэтому
эти системы можно выполнять постоянно действующими.
262
При эксплуатации ТРД без противообледенительных си-
стем в неблагоприятных метеорологических условиях для
борьбы с обледенением рекомендуется увеличивать скорость
полета; при этом повышается температура заторможенного
потока воздуха на входе в двигатель, вследствие чего обле-
денение двигателя не происходит.
§ 88. УПРАВЛЕНИЕ ТРД
Управление турбореактивным двигателем с нерегулируе-
мым реактивным соплом осуществляется на старте и в по-
лете с помощью одного рычага (сектора газа), который воз-
действует непосредственно на расход топлива. Изменение
подачи топлива достигается изменением давления топлива
перед форсунками.
Режим работы двигателя, заданный летчиком, может
поддерживаться постоянным автоматически, независимо от
изменения внешних условий (высоты и скорости полета).
Управление ТРД с регулируемым реактивным соплом
оказывается более сложным. Однако и в этом случае це-
лесообразно его осуществлять с помощью одного рычага.
В последнее время получают применение электронные си-
стемы управления двигателем, которые обеспечивают авто-
матически наивыгоднейшее сочетание температуры газа пе-
ред турбиной, температуры форсажа, числа оборотов и
выходного сечения реактивного сопла в соответствии с из-
менением условий полета.
Запуск ТРД также автоматизирован и может быть осу-
ществлен путем нажатия одной кнопки.
§ 89. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ
НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
При полете на больших высотах и в стратосфере ухуд-
шаются условия работы двигателя: затрудняется запуск
ТРД, проявляется склонность двигателя к неустойчивой ра-
боте и к самовыключению, ухудшается его экономичность.
Запуск и нормальная работа двигателя затрудняются
из-за ухудшения условий поджигания рабочей смеси вслед-
ствие понижения давления воздуха (газа) в камерах сгора-
ния. Непрерывное понижение давления воздуха (газа) в ка-
мерах сгорания с подъемом на высоту может привести
в конце концов к невозможности непрерывного поджига-
ния топливной смеси горячими продуктами сгорания (когда
температура самовоспламенения становится выше темпера-
263
Фиг. 183. Зависимость температуры
самовоспламенения топлива от дав-
ления в камере:
I — малые высоты — самовоспламенение воз-
можно; И — большие высоты — самовоспла-
менение невозможно
туры горячих продуктов
сгорания, фиг. 183).
Затрудняет запуск так-
же плохой, неоднородный
распыл топлива, который
оказывается неизбежным
вследствие увеличения
вязкости топлива, и ухуд-
шение испаряемости (при
понижении наружной тем-
пературы). Падение дав-
ления впрыска топлива
делает распыл еще более
неоднородным.
Увеличение неоднород-
ности топливной смеси
приводит к значительному изменению коэффициента избытка
воздуха. В результате этого наступает срыв пламени в каме-
рах сгорания и их самовыключение.
Наконец, запуск двигателя затрудняется также вследствие
того, что число оборотов ротора на режиме малого газа увели-
чивается, приближаясь к числу оборотов на взлетном режиме.
Высокая температура газа и большая неравномерность
температурного поля перед турбиной, имеющая место при
плохом распыле топлива, на очень больших высотах может
привести к перегреву и разрушению двигателя.
Плохой распыл топлива вместе с тем увеличивает непол-
ноту сгорания и приводит, следовательно, к увеличению
удельного и часового расхода топлива: экономичность ра-
264
ние несгоревшего топлива в форсажной камере или реак-
тивном сопле может привести к образованию неустойчивого,
пульсационного горения.
Таким образом, требования обеспечения надежной работы
камер сгорания в настоящее время ограничивают «высот-
ность» турбореактивного двигателя, которая не превышает
18-4-20 км.
Для облегчения запуска и работы ТРД на больших вы-
сотах в последние годы ряд зарубежных авиамоторных
фирм практикует применение испарительных камер сгора-
ния (с предварительным испарением1 топлива), а также
переход от электроискрового зажигания и электродуговому
(с мощным и непрерывным очагом поджигания).
Широкому внедрению испарительных камер, работаю-
щих на однородной смеси воздуха и паров топлива, пока
еще препятствует нагарообразование в испарительных го-
релках.
Д. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ
ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
К приборам контроля работы турбореактивного двига-
теля относятся:
1. Термометр для замера температуры газа за тур-
биной.
2. Счетчик числа оборотов (тахометр).
3. Манометр топлива.
4. Манометр масла.
5. Термометр для замера температуры масла.
§ 90. ТЕРМОМЕТР ДЛЯ ЗАМЕРА ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗОВ
Замер температуры высоконагретого газа, движущегося
в двигателе с большой скоростью, представляет значитель-
ные трудности. Лучше всего для этой цели использовать
термоэлектрический термометр, состоящий из датчика —
термопары и указателя — милливольтметра (фиг. 185).
Принцип действия термоэлектрического термометра осно-
ван на возникновении термоэлектродвижущей силы при на-
греве места спая двух проводников, изготовленных из
разнородных металлов (или сплавов). Величина термоэлек-
1 Подобно тому, как это осуществлено в при муснсй горелке.
265
a
Фиг. 185. Схема термоэлектрического термометра:
а — указатель; б — термопара
тродвижущей силы зависит от рода металлов, а также от
разности температур нагретого (горячего) спая — термо-
пары и холодных концов проводников. Следовательно, если
температура холодных концов поддерживается постоянной,
то по величине термоэлектродвижущей силы можно судить
Фиг. 186. Указатель ТГЗ-47
о температуре потока
газа, в который помещен
горячий спай; термоэлек-
тродвижущая сила про-
порциональна температу-
ре нагрева спая.
Для замера темпера-
туры газа за турбиной
обычно используют термо-
метр ТГЗ-47, состоящий
из четырех последователь-
но соединенных термопар
(для замера средней тем-
пературы газа в четырех
точках сечения потока) и
милливольтметра. Он рас-
считан на замер темпера-
тур в диапазоне от 400 до 900° Ц (фиг. 186). Погрешность
показаний термометра в интервале температур 650—750° Ц
составляет 7—12° Ц.
В качестве материала для термопар применяют никель-
кобальтовый сплав и алюмель. Термопара устанавливается
навстречу потоку газа. Для того чтобы не создавались за-
стойные зоны возле термопары, в последней сделаны два
отверстия.
266
§ 91. ТАХОМЕТР
Для измерения числа оборотов ротора двигателя приме-
няют магнитные дистанционные тахометры типа ТЭ-10,
ТЭ-15, ТЭ-20 и др.
Принцип действия магнитного тахометра основан на яв-
лении наведения электрических вихревых токов в металли-
ческом теле (например, диске), вращающемся в магнитном
поле. Взаимодействие этих токов (называемых токами
Фуко) с вызвавшим их магнитным полем используется для
поворота стрелки указателя прибора. С целью передачи по-
казаний прибора на расстояние (от двигателя до доски при-
боров) используется дистанционная передача типа электри-
ческого вала.
Тахометр ТЭ-15 (фиг. 187, а) состоит из датчика син-
хронной передачи и указателя — приемника синхронной пе-
редачи с измерительным узлом.
Указатель
б
Фиг. 187. Тахометр:
а — принципиальная схема; б — ука-
затель тахометра (общий вид);
1 — магнит генератора; 2 — обмотки
генератора; 3 — гистерезисный Диск;
4 — магнит-ротор синхронного двига-
теля; 5 — статорная обмотка синхрон-
ного двигателя; 6 — постоянный магнит
чувствительного элемента; 7 —• диск
чувствительного елемента; 8 — магнит
демпфера; 9 — диск демпфера; 10 —
противодействующая пружина; 11 —
стрелка
267
Датчик представляет собой трехфазный синхронный ге-
нератор с ротором — двухполюсным постоянным магни-
том 1. При вращении ротора в обмотке 2 статора генера-
тора возбуждается трехфазный переменный ток, который
передается двигателю приемника синхронной передачи. Под
действием тока в обмотке 5 статора синхронного двигателя
указателя создается вращающееся магнитное поле, которое
приводит во вращение ротор 4 указателя. Ротор указателя
вращается синхронно со скоростью, равной скорости ротора
генератора-датчика.
Генератор-датчик и двигатель — приемник синхронной
передачи образуют «электрический вал».
На конус вала синхронного двигателя укреплен постоян-
ный магнит 6, который индуцирует токи Фуко в диске чув-
ствительного элемента 7 указателя. Взаимодействие токов
Фуко и постоянного магнитного поля создает момент вра-
щения системы, пропорциональный числу оборотов ротора
ТРД. Противодействующий момент, равный и противопо-
ложный моменту вращения, передается на ось чувствитель-
ного элемента и отклоняет стрелку 11 указателя числа обо-
ротов.
Тахометр ТЭ-15 измеряет число оборотов двигателя до
15 000 в минуту с точностью 100 об/мин в интервале изме-
нения температуры атмосферы от Д-50 до —60° Ц. Указа-
тель тахометра имеет две шкалы (фиг. 187,6): основную
для « = 5000-4-15 000 об/мин и вспомогательную для
« = 0-4-5000 об/мин.
Тахометры ТЭ-10 и ТЭ-20 устроены на том же принципе,
что и ТЭ-15, и отличаются от него в основном указателем.
§ 92. ТРЕХСТРЕЛОЧНЫЙ ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ МОТОРНЫЙ
ИНДИКАТОР (ТИПА ЭМИ-3)
В связи с применением большого числа навигационных
приборов, а также приборов, контролирующих работу дви-
гателя, возникает задача рационального объединения ука-
зателей этих приборов, чтобы наблюдение за их показа-
ниями не отнимало у летчика много времени и внимания.
Кроме того, при таком объединении указателей уменьша-
ются габариты и вес приборной доски.
Измерительные приборы с объединенными указателями
называются комбинированными.
268
Примером комбинированного прибора, нашедшего ши-
рокое распространение на самолетах с турбореактивными
двигателями, является трехстрелочный электрический мотор-
ный индикатор типа ЭМИ-3. Он служит для дистанционного
измерения давления то-
плива, давления и темпе-
ратуры масла.
Прибор ЭМИ-3 (фиг.
188) состоит из электриче-
ского дистанционного ука-
зателя, приемника давле-
ния топлива, приемника
давления масла и прием-
ника температуры масла.
Действие приемников
давления (топлива и мас-
ла) основано на использо-
вании упругих свойств ГО- Фиг. 188. Указатель ЭМИ-3
фрированной мембраны.
Манометр давления является дифференциальным мано-
метром, измеряющим разность двух давлений жидкости
(топлива или масла) и атмосферного воздуха. С измене-
нием давления топлива (масла) мембрана прогибается и пе-
ремещает подвижной контакт по виткам потенциометра
(реостата), связанного с магнито-электрическим логоме-
тром, состоящим из неподвижных рамок и подвижного маг-
нита со стрелкой.
Каждому значению измеряемого давления соответствует
определенное отношение силы токов в рамках логометра,
а следовательно, определенное положение подвижного маг-
нита, т. е. определенное показание прибора.
Действие приемника термометра масла основано на ис-
пользовании свойства теплочувствительного элемента прием-
ника (никелевой проволоки) изменять свое электрическое со-
противление с изменением температуры измеряемой среды.
Сопротивление приемника измеряется с помощью магнито-
электрического логометра.
Принцип действия указателей всех трех приборов осно-
ван на свойстве подвижного магнита ориентироваться (вра-
щаться) в переменном магнитном поле рамки.
Прибором ЭМИ-3 можно измерять давление топлива от
О до 100 кг/см2, давление масла от 0 до 10 кг/см2 и темпе-
ратуру масла от 0 до 150° Ц.
ГЛАВА X
СМЕШАННЫЕ СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ
Турбореактивные двигатели, получившие широкое рас-
пространение в современной авиации, не лишены ряда не-
достатков.
Одним из основных недостатков ТРД, обусловливающих
его невысокую экономичность на дозвуковых скоростях по-
лета, является низкий тяговый к. п. д., что объясняется боль-
шими потерями кинетической энергии газов с выходной ско-
ростью. Форсирование тяги ТРД за счет увеличения скорости
истечения газа из реактивного сопла еще больше снижает
тяговый к. п. д. двигателя.
Другим существенным недостатком ТРД является не-
значительный избыток тяги при работе его на месте. Это об-
стоятельство затрудняет взлет тяжело груженных самолетов
(с полным запасом топлива и полезной нагрузкой) с аэро-
дромов или взлетных площадок ограниченных размеров.
Для увеличения тяги и улучшения экономичности сило-
вых установок на дозвуковых скоростях полета применяют
турбовинтовые двигатели.
А. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ТВД)
§ 93. СХЕМА И УСТРОЙСТВО ТВД
Турбовинтовым двигателем называют газотурбинный дви-
гатель, в котором газовая турбина служит для привода ком-
прессора и воздушного винта. Следовательно, мощность
турбины ТВД равна сумме мощностей компрессора (с уче-
том затрат энергии на привод вспомогательных агрегатов)
и винта, т. е.
NT = NK-\-NB.
Турбовинтовой двигатель относится к смешанным сило-
вым установкам, так как его тяга складывается из тяги,
270
развиваемой воздушным винтом, и из тяги, получаемой за
счет приращения количества движения газов в двигателе.
Основными элементами всякого ТВД как силовой уста-
новки являются:
1. Входное устройство.
2. Компрессор.
3. Камера сгорания.
4. Турбина.
5. Реактивное сопло.
6. Воздушный винт.
Так как число оборотов турбины в 5—10 раз превышает
наивыгоднейшие числа оборотов винта, то в конструкцию
ТВД обычно входит редуктор для обеспечения требуемого
передаточного числа между валом турбины и винтом.
В турбовинтовых двигателях получили распространение
главным образом осевые компрессоры, как имеющие более
высокий к. п. д. при больших степенях повышения давления
воздуха и могущие, следовательно, обеспечить лучшую эко-
номичность двигателя.
Турбина ТВД выполняется всегда многоступенчатой
(две, три и большее число ступеней). Это обусловлено не
только большой степенью расширения газа из-за необходи-
мости получить в ней весьма значительную работу (мощ-
ность), но и стремлением уменьшить габаритный диаметр
двигателя, который в случае применения осевого компрес-
сора определяется размерами турбины.
Турбина ТВД может быть выполнена одновальной и
двухвальной. В первом случае турбина устанавливается на
одном валу с компрессором и при помощи редуктора при-
водит во вращение воздушный винт (фиг. 189, а). Во вто-
ром случае имеются две раздельные турбины с независи-
мыми друг от друга приводами), одна из которых приводит
во вращение компрессор, а другая — воздушный винт
(фиг. 189,6).
Применение для привода винта отдельной турбины
усложняет конструкцию ТВД, зато делает регулирование
ТВД более гибким, так как число оборотов турбины винта
может изменяться в широких пределах (независимо от обо-
ротов компрессора).
Применение отдельной турбины для привода винта также
облегчает запуск ТВД и улучшает его приемистость
(меньше момент инерции вращающихся масс). В случае же
использования скоростных винтов (со сверхзвуковым про-
филем) можно' (при наличии отдельной турбины винта) и
271
вовсе отказаться от редуктора, т. е. осуществить непосред-
ственную передачу на винт.
При полном расширении газа в турбине ТВД до наруж-
ного противодавления (р4 = р5 = р0) реактивное сопло ста-
новится излишним; реактивная тяга в этом случае возни-
кает только за счет разности скорости истечения газа из
турбины и скорости полета.
7 8
I 2 3
а
Фиг. 189. Схемы ТВД:
а — с общей турбиной; б — с раздельными турбинами;
1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4, 5 — тур-
бины; 6 — реактивное сопло; 7 — винт; <У — редуктор
§ 94. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТВД
Эффективная мощность
Эффективной мощностью ТВД называют мощность, раз-
виваемую на валу винта. Она равна мощности, передавае-
мой от турбины двигателя на винт с учетом потерь в редук-
торе
~ * "Пред Л. С, (76)
где т)рвд — к. п. д. редуктора, равный примерно 0,98.
272
Эффективная мощность, приходящаяся на расход воз-
духа через двигатель в 1 кг/сек, называется удельной эф-
фективной мощностью
/V = Л‘ с
е уд GB кг/сек '
Зависимость между тягой винта и эффективной мощ-
ностью двигателя имеет вид
(76')
aj __ Р^о
e ~ 75vjB ’
(76")
где т]в— к. п. д. винта.
Тяга ТВД
Тяга, развиваемая ТВД, складывается ив тяги винта и
реактивной тяги, т. е.
Р = + (77)
Разделив все члены в выражении (77) на расход воздуха,
получим выражение для удельных тяг
^УД = уд + #уд. (78)
Подставив в уравнении (77) вместо Рв и R их значения,
получим
р __ . q (w5 w0)
w0 в g
Для случая работы на земле между эффективной мощ-
ностью ТВД и тягой винта существует следующая эмпири-
ческая зависимость:
Л, (0) ~ Р-'Ч?’
где р— эмпирический коэффициент (р 1,1).
Тогда статическая тяга ТВД будет
Ло> = ^ + -тда5- (77'Г)
Разделив все члены в выражении (77") на расход воз-
духа через двигатель GB получим выражение статической
удельной тяги ТВД
= + (да)
18—256
273
Удельный эффективный расход топлива
Удельным эффективным расходом топлива называют ча-
совой расход топлива ТВД, отнесенный к эффективной мощ-
ности (расход топлива на 1 эффективную л. с. в час).
С, = 3600кг[л. с. час. (79)
Коэффициенты полезного действия ТВД
Аналогично ТРД в турбовинтовых двигателях разли-
чают: эффективный, тяговый и общий к. п. д.
— — 7>yiwo „ — д Д’уД£<) — 7) . 7)n
где Руд — суммарная удельная тяга ТВД;
Le — эффективная работа ТВД, расходуемая на вра-
щение винта и на приращение кинетической энер-
ги газов в двигателе.
§ 95. НАИВЫГОДНЕЙШЕЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ
ЭФФЕКТИВНОЙ РАБОТЫ В ТВД
В турбовинтовом двигателе эффективная работа Le
расходуется на привод воздушного винта, а также на при-
ращение кинетической энергии газов в двигателе, т. е.
2 2
Wr — Wn
= + -- (80)
Наивыгоднейшим распределением эффективной работы
между винтом и реакцией называется такое распределение,
при котором полная тяга ТВД Р получается наибольшей.
Условие обеспечения такого распределения эффективной
работы вывел в 1944 г. академик Б. С. Стечкин. Это усло-
вие означает, что
№5(hb)
(81)
т. е. отношение скорости полета к скорости истечения газов
из реактивного сопла ТВД должно быть равно к. п. д.
винта. В этом равенстве искомой величиной является ско-
рость истечения газов из реактивного сопла ^5(нв).
274
При работе на месте максимальная тяга ТВД полу-
чается при передаче почти всрч эффективной работы на
винт. Поэтому современные ТВД обычно снабжают турби-
ной с полным расширением газа в ней до наружного про-
тиводавления. Скорости истечения газов из турбины ТВД
оказываются при этом равными примерно 200—250 м/сек.
Дальнейшее уменьшение выходной скорости газа из тур-
бины нецелесообразно, так как это приводит к увеличению
габаритного диаметра турбины.
Из уравнения (81) следует, что с увеличением скорости
полета wo и, следовательно, с падением к. п. д. винта (см.
фиг. 99) необходимо увеличивать скорость истечения га-
зов W5, т. е. все большую долю полной тяги получать за
счет реактивной тяги.
Подсчеты показывают, что передача эффективной ра-
боты на винт становится вообще нерациональной при ско-
ростях полета, близких к скорости звука. Это значит, что
сверх указанного предела с точки зрения развиваемой тяги
применение ТВД становится нецелесообразным.
§ 96. ВЛИЯНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО
ПРОЦЕССА НА УДЕЛЬНУЮ ЭФФЕКТИВНУЮ МОЩНОСТЬ
И УДЕЛЬНЫЙ ЭФФЕКТИВНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА ТВД
Удельная эффективная мощность
Удельная эффективная мощность характеризует использование
в ТВД воздуха для создания мощности. Она определяет при заданной
мощности расход воздуха, а следовательно, в значительной степени
габариты и вес двигателя.
Выразим удельную эффективную мощность ^уд через эффектив-
ную работу Le, полагая для простоты рассуждений, что вся эффек-
тивная работа передается через турбину на винт.
Тогда
N
г уд = 75
Так как
как и ТРД,
ТВД работает по такому же термодинамическому циклу,
то эффективная работа турбовинтового двигателя будет
Таким образом, удельная эффективная мощность ТВД зависит
от тех же параметров рабочего процесса, что и эффективная работа.
С увеличением температуры газа перед турбиной Тз удельная
эффективная мощность возрастает (фиг. 190).
18*
275
Фиг. 190. Влияние температуры газов
перед турбиной на удельную эффектив-
ную мощность и удельный эффективный
расход топлива ТВД
Фиг. 191. Влияние степени повыше-
ния давления воздуха на удельную
эффективную мощность и удельный
эффективный расход топлива ТВД
276
С ростом степени повышения давления воздуха л до наивыгод-
нейшего ее значения, определяемого по формуле
янв — (Цр^с)1’75,
удельная эффективная мощность вначале растет, а затем умень-
шается до нуля (фиг. 191).
Для статических условий в среднем
УД
« 220 -ь- 240
л. с.
кг/сек '
Удельный эффективный расход топлива
Удельный эффективный расход топлива ТВД определяется по фор-
муле
632
е ’
(82)
где т]е— эффективный к. п. д. двигателя.
Из формулы (82) следует, что удельный эффективный расход
топлива ТВД зависит только от эффективного к. п. д., который ха-
рактеризует совершенство ТВД как тепловой машины. Но как тепло-
вые машины ТВД и ТРД принципиально ничем не отличаются друг
от друга. Факторы же, влияющие на эффективный к. п. д. ТРД,
были рассмотрены выше.
При увеличении степени повышения давления воздуха до тсэк эф-
фективный к. п. д. возрастает, а затем уменьшается. Следовательно
удельный эффективный расход топлива ТВД имеет минимум при эко-
номической степени повышения давления воздуха (см. фиг. 191).
Известно, что с ростом температуры газов перед турбиной эффек-
тивный к. п. д. У]е непрерывно растет, стремясь к некоторому пределу,
который всегда ниже термического к. п. д. (фиг. 156). Следовательно,
удельный эффективный расход топлива ТВД при увеличении температуры
газов Т3 непрерывно уменьшается, стремясь к некоторому минимуму
(см. фиг. 190). Характерно, что с ростом температуры Т3 непрерывно
уменьшается и расход топлива на 1 кг тяги Суд = 3600 .
Положительное влияние температуры Т3 на экономичность ТВД
при малых значениях степени повышения давления воздуха тс прямо
противоположно влиянию температуры на удельный расход топлива
ТРД.
Причина этого заключается в том, что тяговый к. п. д. (к. п. д.
винта) ТВД при данной скорости полета не зависит от температуры
газа Тз, в то время как тяговый к. п. д. ТРД с ростом температуры Т3
непрерывно уменьшается. Поэтому с ростом температуры Т3 общий
к. п. д., определяющий экономичность двигателя ТВД растет, а в ТРД
при малых значениях тс уменьшается. Для работы ТВД на земле
в среднем
Св = 260 -г- 300 г/л. с. час.
277
§ 97. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВД
Различают характеристики ТВД по скорости, высоте по-
лета и числу оборотов.
Скоростная характеристика
Скоростная характеристика ТВД представляет собой за-
висимость эффективной мощности и удельного эффектив-
ного расхода топлива от скорости полета. Она определяется
при следующих условиях: II = const, п = const и Гз — const.
Кроме того, делаются допущения о постоянстве к. п. д.
процессов сжатия и расширения и постоянстве адиабатиче-
ской работы компрессора.
Дополнительным условием, вытекающим из особенно-
стей регулирования ТВД, может быть, например, осуще-
ствление полного расширения газов в турбине.
Из формулы эффективной мощности ТВД
Фиг. 192. Скоростная характеристика ТВД
278
следует, что она зависит от расхода воздуха через двига-
тель GB и удельной эффективной мощности N .
С увеличением скорости полета весовой расход воздуха
через двигатель возрастает. Одновременно растет и удель-
ная эффективная мощность, так как располагаемая работа
турбины вследствие увеличения давления газов на входе
в турбину рз возрастает, а работа, потребляемая компрес-
сором при п — const, остается неизменной.
Следовательно, с увеличением скорости полета Wo эффек-
тивная мощность Ne растет вследствие увеличения расхода
воздуха через двигатель GB и уделы-юй эффективной мощ-
ности Ne (фиг. 192).
Из формулы удельного эффективного расхода топлива
ТВД
Се = 3600^-
можно заключить, что удельный эффективный расход топ-
лива ТВД с увеличением скорости полета уменьшается, во-
первых, потому что уменьшается расход топлива на подо-
грев 1 кг воздуха (из-за роста температуры воздуха за
компрессором ТТ), во-вторых, потому что,растет мощность,
приходящаяся на 1 кг воздуха (см. фиг. 192).
Высотная характеристика
Высотная характеристика ТВД представляет собой зави-
симость эффективной мощности и удельного эффективного
расхода топлива от высоты полета. Она определяется при
условии, что скорость полета аУо, число оборотов двига-
теля п и температура Тз постоянны, и в предположении, что
к. п. д. процессов сжатия и расширения и адиабатическая
работа компрессора также постоянны. Кроме того, делается
допущение о полном расширении газов в турбине.
С подъемом самолета на высоту удельная эффективная
мощность ТВД растет (фиг. 193, а), так как увеличивается
суммарная степень повышения давления воздуха тс и, сле-
довательно, растет располагаемая работа турбины. Однако
определяющим для изменения эффективной мощности Ne
фактором является более быстрое падение весового расхода
воздуха через двигатель GB с подъемом на высоту (из-за
уменьшения плотности атмосферного воздуха).
279
Фиг. 193. Высотная ха-
рактеристика ТВД:
а — невысотный двигатель;
б — высотный двигатель
280
Поэтому при увеличении высоты полета эффективная
мощность Ne ТВД уменьшается. Следовательно, ТВД, как
и ТРД, является невысотным двигателем. Что же касается
удельного эффективного расхода топлива, то он с подъемом
на высоту также уменьшается (рост эффективной удельной
мощности Ne компенсирует увеличение расхода топлива
на 1 кг воздуха, обусловленное понижением температур Тн
и Т2).
Выше 11 км температура атмосферного воздуха по-
стоянна, поэтому влияние факторов, задерживающих паде-
ние эффективной мощности (рост тс и 3) исчезает. Следо-
вательно, начиная с этой высоты удельная эффективная
мощность и удельный расход топлива остаются постоян-
ными, а падение эффективной мощности Ne становится бо-
лее интенсивным (пропорционально Рн).
В течение последних лет в эксплуатации получили из-
вестное распространение «высотные» турбовинтовые двига-
тели, у которых эффективная мощность Ne с подъемом са-
молета до определенной — расчетной — высоты остается
практически неизменной (фиг. 193,6). Это достигается за
счет снижения температуры газа перед турбиной Т3 у земли
(за счет облегчения винта). С подъемом на высоту винт
затяжеляется, температура Т3 увеличивается, вследствие чего
удельная мощность А^уд растет очень интенсивно.
В результате уменьшение расхода воздуха компенси-
руется ростом удельной мощности и эффективная мощность
ТВД сохраняет примерно неизменное значение \
Дроссельная характеристика ТВД
Дроссельная характеристика ТВД по числу оборотов,
так же как и ТРД, строится на основании эксперименталь-
ных данных по результатам стендовых или летных испыта-
ний при условии И — const и Wo = const.
С ростом числа оборотов эффективная мощность ТВД
непрерывно возрастает по степенной зависимости (фиг. 194).
Ne — Dnby
1 Высотный ТВД характеризуется пониженным удельным весом, так
как детали его рассчитаны на прочность для высотных условий.
281
где D — постоянная величина;
b—показатель степени, зависящий от изменения угла
установки лопасти винта по числу оборотов, он
равен 3—9.
Рост эффективной мощ-
ности Ne по числу обо-
ротов объясняется одно-
временным увеличением
расхода воздуха через дви-
гатель и удельной эффек-
тивной мощности (с ро-
стом степени повыше-
ния давления воздуха тск).
Удельный эффективный
расход топлива ТВД с
ростом числа оборотов
непрерывно уменьшается,
что объясняется увеличе-
нием ~ и Т3 (см. фиг. 190
и 191).
§ 98. СРАВНЕНИЕ ТВД
И ТРД
Рассмотрим два газо-
турбинных двигателя с
Фиг. 194. Дроссельная характери-
стика ТВД
одинаковыми расходами
воздуха и одинаковыми эффективными работами (а следо-
вательно, равными значениями тск, Тз, f]p и дс).
Пусть у одного из них вся эффективная работа исполь-
зуется для увеличения кинетической энергии газов в двига-
теле. В этом случае газотурбинный двигатель представляет
собой ТРД.
Пусть у другого двигателя вся эффективная работа пе-
редается на винт. В этом случае газотурбинный двигатель
представляет собой ТВД.
При работе на земле (wo = 0) удельная и полная тяги
ТВД оказываются в 4—5 раз больше, чем у ТРД. С увели-
чением скорости полета тяга ТВД падает; при числе Мо 1
ТВД по сравнению с ТРД теряет свои преимущества по
тяге (фиг. 195).
Чем же объяснить превосходство ТВД по тяге при ра-
боте на земле по сравнению с ТРД?
Это объясняется тем, что при одинаковой затраченной
кинетической энергии газа большую тягу развивает всегда
282
тот движитель, который сообщает большей массе газа мень-
шее ускорение. Потери неиспользованной кинетической
энергии (потери с выходной скоростью) оказываются в этом
случае меньше. Поэтому при работе на земле и на малых
скоростях полета винт оказывается более эффективным
движителем, чем ТРД. С увеличением скорости полета усло-
вия работы винта как движителя ухудшаются, а ТРД —
улучшаются.
Фиг. 195. Сравнение скоростных характеристик ТВД и ТРД
Итак, основными достоинствами ТВД оказываются боль-
шая тяга и высокая экономичность на дозвуковых скоростях
полета. К недостаткам ТВД следует отнести более сложную
конструкцию, наличие винта, увеличенные вес и габариты.
Таким образом, областью преимущественного примене-
ния ТВД должны быть дозвуковые скорости полета, а тип
самолетов для установки ТВД — тяжелые бомбардиров-
щики и транспортные самолеты.
Б. ДВУХКОНТУРНЫЕ ТРД
Двухконтурный турбо-реактивный двигатель (ДТРД)
отличается от турбовинтового двигателя тем, что у него
вместо винта установлен высоконапорный вентилятор или
компрессор, который вместе с отдельными камерой сгора-
ния и реактивным соплом образует второй контур двига-
теля (см. фиг. 111).
283
Характеристики и свойства двухконтурного двигателя
зависят от соотношения расходов воздуха в контурах, рас-
пределения эффективной работы между контурами
а также от температуры подогрева газа во втором контуре.
При отсутствии подвода тепла во втором контуре харак-
теристики ДТРД занимают
между характеристиками ТРД
Суд
Фиг. 196. Скоростная характеристика
ДТРД без сжигания топлива и со
сжиганием топлива во втором кон-
туре
промежуточное положение
и ТВД. Основным достоин-
ством ДТРД без сжига-
ния топлива во втором
контуре является низкий
удельный расход топлива,
который тем меньше, чем
больше масса воздуха,
проходящего через второй
контур. С увеличением
скорости полета ДТРД
без сжигания топлива во
втором контуре теряет
свои преимущества перед
обычным турбореактив-
ным двигателем.
Сжигание топлива во
втором контуре дает воз-
можность существенно уве-
личить тягу двигателя (на
дозвуковых скоростях),
правда, ценой значитель-
ного ухудшения экономич-
ности, так как сжигание
топлива происходит при
сравнительно низком да-
влении воздуха (фиг. 196).
Вместе с тем при сверх-
звуковых скоростях поле-
та ДТРД со сжиганием
топлива во втором кон-
туре оказываются более
экономичными, чем ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) и
занимают промежуточное положение между ТРДФ и ПВРД.
Основными недостатками ДТРД, препятствующими вне-
дрению их в авиацию, являются пока еще большой удель-
ный вес и габариты, а также относительная сложность кон-
струкции.
284
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Каковы основные недостатки ТРД на взлете и дозвуковых ско-
ростях полета?
2. Как устроен ТВД? Каков принцип его работы? По какому
термодинамическому циклу работает ТВД?
3. Что такое наивыгоднейшее распределение эффективной работы
в ТВД?
4. Как влияет максимальная температура газа на удельную эф-
фективную мощность и удельный эффективный расход топлива ТВД?
5. Как влияет степень повышения давления воздуха в компрес-
соре на удельную эффективную мощность и удельный эффективный
расход топлива ТВД?
6. Как изменяется эффективная мощность и удельный эффектив-
ный расход топлива ТВД с изменением скорости и высоты полета?
7. Почему при равных эффективных работах и расходах воздуха
ТВД на земле развивает большую тягу, чем ТРД?
8. Что показывает сравнение скоростных характеристик ТРД и
ТВД, ТРД и ДТРД без сжигания и со сжиганием топлива во втором
контуре?
ГЛАВА XI
ПРЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
§ 99. ПЕРЕХОД ОТ ТРД К ПРЯМОТОЧНОМУ ВРД
ПРИ БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
Рассмотрим изменение степени повышения давления воз-
духа в турбореактивном двигателе с увеличением скорости
полета при условии, что число оборотов турбокомпрессора
сохраняется неизменным (табл. 2). Степень повышения
давления воздуха с увеличением скорости полета за счет
скоростного напора непрерывно возрастает, в то время как
степень повышения давления воздуха в компрессоре, не-
прерывно снижаясь, стремится к единице. Общая степень
повышения давления воздуха с увеличением скорости по-
лета также растет.
При больших числах Мо полета компрессор становится
ненужным, так как потребное повышение давления воздуха
может быть полностью обеспечено за счет скоростного на-
пора. Однако без компрессора и турбины ТРД превра-
щается в простейший прямоточный воздушно-реактивный
двигатель (ПВРД).
Таблица 2
Влияние числа Мо на степени повышения давления
воздуха в ТРД тек и к при п = const, тск0 = 6
(Потери в скачках уплотнения отсутствуют)
м0 0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5
6,0 5,63 4,73 3,73 3,0 2,56
1,0 1,18 1,89 3,66 7,87 17,0
к 6,0 6,64 8,94 13,7 23,7 43,5
286
Таким образом, при больших сверхзвуковых скоростях
полета рациональным типом реактивного двигателя оказы-
вается прямоточный ВРД. Его конструктивная простота и
малый вес наряду с высокими удельными параметрами,
обеспечивают ему в указанной области скоростей превосход-
ство над другими типами двигателей.
§ 100. УСТРОЙСТВО, СХЕМЫ И ПРИНЦИП РАБОТЫ
ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО
ДВИГАТЕЛЯ (ПВРД)
Всякий ПВРД состоит из входного устройства, камеры
сгорания и реактивного сопла, но имеет свои особенности
в устройстве этих трех элементов.
Существует две основные схемы прямоточных ВРД:
1. Схема дозвукового ПВРД (с дозвуковым диффузо-
ром и дозвуковым реактивным соплом, фиг. 197, а).
2. Схема сверхзвукового ПВРД (со сверхзвуковым диф-
фузором и сверхзвуковым реактивным соплом, фиг. 197,6
и 198).
Введем следующие обозначения характерных сечений
потока прямоточного двигателя:
0- 0 — сечение невозмущенного потока;
2- 2 — вход в камеру сгорания;
3- 3 —выход из камеры сгорания;
5- 5 — выход из реактивного сопла.
В дозвуковом ПВРД скорости течения газов меньше
местной скорости звука. Диффузор такого двигателя пред-
ставляет собой расширяющийся, а реактивное сопло — су-
живающийся канал.
На фиг. 197 показано изменение параметров газа (тем-
пературы скорости и давления) вдоль тракта двигателя. Ха-
рактер изменения этих параметров в ПВРД принципиально
ничем не отличается от ТРД.
У сверхзвукового ПВРД скорость полета больше мест-
ной скорости звука (с0^>а0^ скорость истечения газа из
сопла также больше скорости звука (Сб > а-,). Казалось бы
диффузор такого двигателя нужно было бы выполнить в виде
суживающегося, а затем расходящегося канала, вдоль ко-
торого происходило бы постепенное замедление потока. Од-
нако на практике не удается осуществить непрерывное тор-
можение потока от сверхзвуковых до дозвуковых скоро-
стей — перед входом в диффузор возникает прямой скачок
уплотнения, за которым устанавливается дозвуковой поток.
Вследствие этого на практике применяют или простые рас-
287
Фиг. 197. Схема ПВРД:
а — дозвукового; б — сверхзвукового
ширяющиеся диффузоры с
углом раствора 6—12° (при
небольших сверхзвуковых
скоростях полета (фиг. 197, б)
или многоскачковые диффу-
зоры, позволяющие при боль-
ших сверхзвуковых скоростях
полета вызывать па поверхно-
сти внутреннего конуса вход-
ного канала систему косых
скачков с замыкающим сла-
бым прямым скачком уплот-
нения (фиг. 198), повышаю-
щих давление воздуха. Наи-
меньшее повышение давле-
ния (вследствие интенсивно-
го рассеивания энергии)
имеет место в одном прямом
скачке. Удовлетворительное
повышение давления при
Фиг. 198. Схема многоскачко-
вых диффузоров:
а — с одним прямым и одним косым
скачками; б — с одним прямым и дву-
мя косыми скачками
Фиг. 199. Зависимость потерь полного давления воз-
духа от числа Мо для различных систем скачков
19—256
289
Mo = 2,5 -4—3,5 дает диффузор с системой двух косых и одного
прямого скачка. Этот диффузор и применяют на практике
для указанных чисел Мо.
На фиг. 199 представлена зависимость потерь полного
давления воздуха в различных системах скачков от числа Мо
полета.
Камера сгорания ПВРД имеет ряд конструктивных осо-
бенностей, связанных с высокой температурой сгорания Тз,
доходящей до 2000—2500° абс., и с трудностями организа-
ции устойчивого процесса горения на переменных режимах
полета (фронтовые стабилизирующие устройства по всему
сечению и т. д.).
§ 101. ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА УДЕЛЬНУЮ ТЯГУ ПВРД
Прямоточный ВРД работает по тому же термодинамическому
циклу, что и ТРД. Эффективная работа ПВРД получается, как и
в ТРД, в виде приращения кинетической энергии потока газа.
Из выражения удельной тяги
Яуд = у 2^е + — w0),
где
следует, что удельная тяга /?уд зависит от величин wo, Тз, тр и т|с.
Как и в ТРД, с увеличением величин Т3, т1р и т(с удельная тяга
ПВРД непрерывно возрастает. Влияние скорости полета на удельную
тягу /?уд аналогично влиянию степени повышения давления тс 1 в ТРД,
т. е. с увеличением скорости полета степень повышения давления воз-
духа за счет скоростного напора возрастает, в результате чего удель-
ная тяга до некоторого предела растет, а затем уменьшается до нуля.
§ 102. УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА ПВРД
Из формулы удельного расхода топлива (66")
Суд = 8,43
w0
1 Повышение давления
тс = (1+0,2 М3)3'5^, где
уплотнения.
290
воздуха в любой системе скачков равно
00. учитывает потери давления в скачках
где
•Л/?уд7(Уо е
710 =Ср(Г3-Л)-с’
следует, что удельный расход топлива ПВРД зависит от величин tSo,
Л, TQp И
При данной скорости полета wo удельный расход топлива ПВРД
имеет минимальное значение при определенном экономическом значе-
нии температуры Тз; с отклонением температуры Тз в сторону более
высоких или низких значений, удельный расход топлива возрастает.
§ 103. СКОРОСТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПВРД
Скоростной характеристикой ПВРД называют зависи-
мость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета
(фиг. 200). Скоростная характеристика ПВРД определяется
при следующих условиях: Н = const и Г3 = const, а также
при постоянной площади выходного сечения реактивного
сопла /5 — const.
На месте прямоточный ВРД не работает. Расход воз-
духа, удельная и полная тяги двигателя в этом случае
равны нулю.
В полете с увеличе-
нием скорости расход воз-
духа через двигатель воз-
растает, причем в сверх-
звуковой области вслед-
ствие появления скачков
уплотнения его возраста-
ние несколько задержи-
вается.
С увеличением скоро-
сти полета удельная тяга
возрастает, достигая ма-
ксимума при некоторой
наивыгоднейшей скорости
полета, а затем умень-
шается вплоть до нуля
(когда скорость истечения
газов ау5 = о>о).
Полная тяга ПВРД с
Фиг. 200. Скоростная характеристика
ПВРД
увеличением скорости полета растет и за счет интенсивного
увеличения расхода воздуха достигает максимума при ско-
рости полета несколько больше той, при которой удельная
тяга максимальна. С дальнейшим ростом w0 тяга ПВРД
падает вплоть до нуля.
19*
291
Таким образом, тяга ПВРД дважды обращается в нуль:
при скорости полета w0 = 0 и w0 — w5 (когда удельная
тяга /?уд = 0).
Характерно, что при дозвуковых скоростях полета рас-
ход воздуха через двигатель GB и удельная тяга /?уд
имеют низкие значения, поэтому на этих скоростях ПВРД
малоэффективен.
Что касается удельного расхода топлива, то он дважды
становится бесконечно большим: при скорости полета w0 — 0
и w0 — w5. Минимум удельного расхода топлива Суд полу-
чается при скорости полета больше той, на которой удель-
ная тяга достигает максимального значения. Это непосред-
ственно следует из формулы
сУД = 36ОО/Ц
где
Действительно, при максимальном значении удельной
тяги и условии 73 = const расход топлива продолжает
уменьшаться.
§ 104. ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПВРД
Высотная характеристика ПВРД принципиально не от-
личается от аналогичной характеристики ТРД.
§ 105. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ПВРД
Прямоточный ВРД не может работать на месте и прак-
тически неэффективен при дозвуковых скоростях полета —
развивает малую тягу и имеет большой удельный расход
топлива. Поэтому на дозвуковых скоростях полета ПВРД
могут быть применены лишь как ускорители полета.
На больших сверхзвуковых скоростях полета (Мо>3,0)
ПВРД оказывается одним из наиболее эффективных реак-
тивных двигателей — он развивает большую тягу, расходует
мало топлива, имеет малый удельный вес и большую удель-
ную лобовую тягу по сравнению с другими типами реактивных
двигателей. В сочетании с ЖРД или ТРД прямоточные воз-
душно-р'еактивные двигатели могут применяться в качестве
основного типа двигателя (фиг. 201).
292
ПВРД могут быть использованы также в реактивных
винтах (фиг. 200) и артиллерийских снарядах (для увели-
чения дальности их полета).
Фиг. 201. Схема самолета с прямоточным ВРД:
1 — входное устройство; 2 — камера сгорания; 3 — реактивное сопло
Фиг. 202. Схемы реактивных винтов
293
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Как изменяются по скорости полета тск, кд и к в ТРД (при
условии п = const)?
2. Почему на больших сверхзвуковых скоростях полета целесооб-
разность применения ТРД снижается?
3. Как устроены дозвуковой и сверхзвуковой прямоточные ВРД?
4. Что такое многоскачковый диффузор?
5. Какие факторы влияют на удельную тягу и удельный расход
топлива ПВРД?
6. Как изменяется тяга и удельный расход топлива ПВРД по ско-
рости полета?
7. Каковы области применения ПВРД?
ГЛАВА XII
ПОРОХОВЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ПРД)
Пороховой ракетный двигатель весьма прост по кон-
струкции и состоит из камеры сгорания и реактивного сопла
(см. фиг. 104). В камеру сгорания помещены пороховой за-
ряд и воспламенитель.
Объем камеры сгорания определяется количеством раз-
мещенного в нем пороха. Ввиду того, что этот объем не мо-
жет быть очень большим, время работы ПРД невелико и,
как правило, составляет несколько десятков секунд.
В качестве пороховых зарядов применяют нитроглицери-
новые бездымные пороха, обладающие большой теплотвор-
ной способностью 1300 ккал/кг), что обеспечивает
большие скорости истечения газа из сопла (1500—2000 м/сек
против 900—1000 м/сек при применении черного пороха).
Температура пороховых газов в камере достигает 2000—
2500° Ц.
Для увеличения времени горения порохового заряда,
а следовательно, и продолжительности действия ПРД при-
меняют флегматизаторы — вещества, уменьшающие ско-
рость горения пороха. Однако этими добавками пользуются
в ограниченных количествах, так как они одновременно
уменьшают температуру горения и скорость истечения га-
зов из сопла.
Воспламенение порохового заряда производится обычно
от пиропатрона. При включении тока в цепь электрозапала
поджигается порох воспламенителя, а затем от горячих
продуктов сгорания воспламеняется и основной заряд.
Для сохранения давления газов при сгорании в камере
постоянным и обеспечения установившегося процесса исте-
чения газов пороховой заряд составляют из одной или не-
скольких полщх шашек. Эти шашки горят по наружной и
295
внутренней поверхностям. Так как поверхность горения
остается примерно постоянной (уменьшение наружной по-
верхности компенсируется увеличением внутренней), то дав-
ление газа, скорость истечения газа из сопла, определяемая
по формуле
= ?рс
V 2^Т3[1
/г-1
и тяга двигателя остаются примерно постоянными.
Иногда для этой же цели применяют порох, спрессован-
ный в виде профилей, поджигаемых с торцов (фиг. 203).
Фиг. 203. Схемы пороховых зарядов ПРД:
а — трубчатые шашки; б — шашки, горящие с торцов
Давление пороховых газов в камере сгорания обычно ко-
леблется в пределах 50—300 кг!см2\ величина давления за-
висит от соотношения между поверхностью горения пороха
и площадью критического сечения сопла.
Пороховой реактивный двигатель работает по термоди-
намическому циклу ЖРД.
В авиации ПРД применяются в качестве ускорителей
взлета. Известно большое количество разнообразных поро-
ховых ракет для улучшения взлета, развивающих тягу от
500 до 2000 кг в течение 10—15 сек.
ГЛАВА XIII
ЖИДКОСТНЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ЖРД)
Жидкостным реактивным двигателем называют двига-
тель, работающий на жидком топливе (жидких горючем и
окислителе).
§ 106. УСТРОЙСТВО
И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЖРД
Всякий ЖРД состоит Ио
камеры сгорания и реактив-
ного сопла.
Рассмотрим процессы,
происходящие в камере сго-
рания и реактивном сопле во
время работы двигателя (фиг.
204). В головке камеры сго-
рания установлены форсун-
ки, через которые непре-
рывно подается топливо-
горючее и окислитель. То-
пливо для осуществления хо-
рошего распыла впрыски-
вается под давлением, кото-
рое на 5—10 кг/см2 больше,
чем давление в камере сго-
рания. В начальном участке
камеры сгорания компонен-
ты топлива распыляются, пе-
ремешиваются, испаряются
и воспламеняется. По мере
распространения химической
реакции сгорания на всю
Фиг. 204. Изменение параметров
газа в ЖРД
297
массу топлива температура газа вдоль камеры растет, дости-
гая наибольшего значения 2900—3200° абс. па выходе из нее.
Скорость течения газа в камере сгорания нарастает
в соответствии с уменьшением плотности газа при его на-
греве. Наличие гидравлических сопротивлений в камере сго-
рания, а также ускорение потока приводят к некоторому
падению давления газа в камере.
Максимальное давление газа в камере сгорания совре-
менных ЖРД составляет 20—50 кг/см2.
В реактивном сопле происходит увеличение кинетической
энергии газа за счет уменьшения его теплосодержания. Ско-
рость истечения газа из сопла ЖРД доходит до 2000—
2500 м/сек и выше. Выходящий из двигателя газ имеет вы-
сокую температуру, которая может достигать 2000° абс.
Во избежание прогара стенок камеры сгорания и реак-
тивного сопла и для обеспечения надежной работы двига-
теля его охлаждают. Для этого стенки камеры и сопла де-
лают двойными и пропускают между ними охладитель. Еще
в 1903 г. К. Э. Циолковский предложил использовать в ка-
честве охладителя один из компонентов топлива. Подогрев
компонента топлива от горячих стенок способствует его луч-
шему испарению в камере сгорания.
Необходимость интенсивного охлаждения ЖРД для
обеспечения надежной его работы станет ясной, если срав-
нить теплонапряженность камеры сгорания этого двигателя,
равную
QV = 3600 1010 ккал/м2 • час,
^КС
с теплонапряженностыо камер сгорания других двигателей,
в том числе ТРД, которая равна Qv = 108 ккал/м3 • час и
поршневого двигателя Qv= Ю6 ккал/м3 • час.
Это обстоятельство сильно ограничивает срок непрерыв-
ной службы ЖРД, который, как правило, равен нескольким
часам.
Кроме наружного охлаждения, у наиболее напряженных
в тепловом отношении ЖРД применяют так называемое
внутреннее охлаждение: пленочное и испарительное.
При пленочном охлаждении охлаждающую жид-
кость вводят через систему отверстий в камеру сгорания и
сопло таким образом, чтобы она образовала на внутренней
поверхности пленку,
298
При испарительном охлаждении охлаждающая
жидкость проникает в камеру сгорания через пористые
стенки и образует паровую завесу.
Пленка или завеса предохраняет стенки ЖРД от непо-
средственного соприкосновения с горячими газами.
Недостатком методов внутреннего охлаждения является
ухудшение экономичности двигателя, так как часть топлива
в этом случае не принимает участия в сгорании.
§ 107. ПОДАЧА ТОПЛИВА В ЖРД
Подача топлива — горючего и окислителя — в камеру
сгорания ЖРД осуществляется двумя методами: баллонной
подачи и насосной подачи.
Фиг. 205. Схема ЖРД с баллонной подачей топлива:
Z — баллон с сжатым воздухом; 2 — баллон с горючим; 3 — баллон с окислителем;
4 — камера сгорания; 5 — охлаждающая жидкость (окислитель)
На фиг. 205 изображена схема ЖРД с баллонной пода-
чей топлива. Сжатый воздух (или нейтральный газ) посту-
пает из баллона 1 в баллоны с горючим 2 и окислителем 3.
Под действием давления воздуха горючее и окислитель вы-
тесняются из баллона 2 и поступают по трубопроводам в ка-
меру сгорания.
Для обеспечения хорошего распыла компонентов топлива
давление подачи должно быть на 10—15 кг/см- выше дав-
ления газов в камере сгорания.
ЖРД с баллонной подачей просты по конструкции и
обычно применяются в качестве ускорителей взлета. Недо-
статком приведенной схемы ЖРД является наличие толсто-
стенных баллонов, в значительной степени утяжеляющих
конструкцию,
299
Фиг. 206. Схема ЖРД с турбонасосной подачей
топлива:
1 — турбонасосный агрегат; 2 — блок топливных кранов;
3— камера сгорания с реактивным соплом; 4 — парогазо-
генератор; 5 — электростартер
На фиг. 206 представлена схема ЖРД с турбонасосной
подачей топлива. Основными элементами насосной системы
подачи топлива являются:
— турбонасосный агрегат, состоящий из двух насосов
(горючего и окислителя) и турбины для их привода;
— агрегат для питания турбины рабочим газом, напри-
мер, парогазогенератор для выработки парогаза — продукта
разложения перекиси водорода;
— агрегат управления подачей горючего и окислителя
(на разных режимах).
ЖРД с насосной подачей топлива впервые был предло-
жен К. Э. Циолковским (в 1930 г.). Насосная подача топ-
лива чаще всего применяется в ЖРД, предназначенных
в качестве основной силовой установки.
§ 108. РАБОЧИЙ ЦИКЛ ЖРД
Термодинамический цикл ЖРД отличается от циклов
других реактивных двигателей тем, что рабочее тело здесь
пребывает в двух фазах — жидкой и газообразной.
Фиг. 207. Сравнение идеального и действи-
тельного циклов ЖРД
На фиг. 207 в системе координат р.— v даны идеальный
цикл 0-2-3 -5НД и действительный (рабочий) цикл 0-2-3-5
ЖРД.
В идеальном (без потерь) цикле подвод тепла к рабо-
чему телу в камере сгорания происходит при постоянном
давлении. Процесс расширения газов в реактивном сопле
совершается адиабатически до наружного давления.
301
В действительном (рабочем) цикле нагрев рабочего тела
в камере сгорания происходит с падением давления и до
более низкой, чем в идеальном цикле, конечной темпера-
туры (вследствие явления диссоциации продуктов сгора-
ния). Процесс расширения в этом цикле сопровождается
интенсивным теплообменом (подогрев вследствие догорания
топлива и наличия трения, охлаждение через стенки двига-
теля) . Можно условно считать, что процесс расширения про-
исходит по политропе с подводом тепла (так как подвод
тепла преобладает над отводом).
§ 109. ТОПЛИВО ДЛЯ ЖРД
Требования, предъявляемые к топливу ЖРД
Топливо, предназначенное для ЖРД, должно обладать
определенными термодинамическими, физико-химическими
и эксплуатационными свойствами. Основными из них яв-
ляются:
1. Высокая теплотворная способность. Это свойство опре-
деляет большую скорость истечения газа ио сопла и, следо-
вательно, высокое значение уделыюй тяги. Часто препят-
ствием к применению высококалорийного топлива является
большая температура сгорания, исключающая возможность
надежной работы ЖРД.
2. Большой удельный вес. При одном и том же объеме
топливных баков больший удельный вес топлива обеспечи-
вает большие дальность и продолжительноеть полета лета-
тельного аппарата.
3. Большая теплоемкость топлива. Большая теплоем-
кость топлива (при высокой температуре кипения) позво-
ляет применять его в качестве охладителя.
4. Пребывание компонентов топлива в жидкой фазе при
обычных атмосферных условиях в эксплуатации.
5. Химическая стабильность и неизменяемость (способ-
ность сохранять свои физико-химические свойства при дли-
тельном хранении).
6. Малая вязкость; большая вязкость увеличивает ги-
дравлические сопротивления в топливной магистрали, ухуд-
шает качество распыливаиия топлива.
7. Безопасность в обращении.
302
Окислители
К числу наиболее распространенных окислителей отно-
сятся жидкий кислород или вещества, содержащие большое
количество кислорода — азотная кислота, перекись водо-
рода и др.
Жидкий кислород (О2). Впервые кислород в качестве жид-
кого окислителя был предложен К. Э. Циолковским в 1903 г.
Источником получения жидкого кислорода является атмо-
сферный воздух. Методы массового промышленного произ-
водства жидкого кислорода разработаны советскими уче-
ными. Стоимость его значительно ниже стоимости других
окислителей.
Жидкий кислород представляет собой голубоватую жид-
кость, в обычных атмосферных условиях интенсивно испа-
ряющуюся. Металлы при соприкосновении с жидким кисло-
родом становятся хрупкими. С органическими веществами
(маслом, жиром и т. д.) жидкий кислород образует взрыв-
чатые смеси, поэтому при работе с ним следует соблюдать
большую осторожность, в частности, ни в коем случае не
прикасаться к трубопроводам и арматуре, по которым по-
ступает кислород, руками со следами масла; сами трубо-
проводы и арматуру следует тщательно обезжирить и очи-
стить. В качестве охладителя жидкий кислород непригоден.
Хранят кислород в хранилищах подземного типа, в емко-
стях с хорошей теплоизоляцией. С жидким кислородом при-
меняются следующие горючие: бензин, керосин, этиловый
спирт и др.
Азотная кислота (HNO.j) представляет собой бесцветную
жидкость в 1,5 раза тяжелее воды, гигроскопична, разъ-
едает металлы, причем с понижением концентрации ее кор-
родирующая способность повышается. Высококонцентриро-
ванная кислота при соприкосновении с органическими ве-
ществами воспламеняется.
При обращении с азотной кислотой в эксплуатации не-
обходимы меры предосторожности, так как она оказывает
вредное влияние на человеческий организм: капли азотной
кислоты, попадая на кожу, вызывают ожоги, пары ее пора-
жают дыхательные пути и легкие.
Азотная кислота — стойкое соединение. Хранить ее сле-
дует в баках из кислотоупорной стали или из алюминия.
С азотной кислотой применяются следующие горючие:
керосин, ксилидин и др.
Перекись водорода (Н2О2) —бесцветная сиропообразная
жидкость, химически нестойкое соединение разлагается под
303
действием солнечных лучей, а также при соприкосновении
с механическими частицами (пыль, цемент и т. д.), ржавчи-
ной; при попадании на кожу вызывает ожоги.
Применяется как унитарное однокомпонентнюе топливо,
а также как очень активный окислитель в двухкомпонент-
ном топливе. Используется как источник получения паро-
газа для привода турбин турбонасосных агрегатов. В при-
сутствии катализаторов (перманганатов натрия, калия,
кальция и т. д.) разлагается на водяной пар и кислород.
Реакция сопровождается интенсивным выделением тепла:
2Н2О2 -> 2Н2О 4- О2 4- 690 ккал/кг. (82)
Теплотворная способность топлив, составленных на
основе азотной кислоты или перекиси водорода, ниже теп-
лотворности топлив, составленных на кислородной основе.
Горючее
В качестве горючих для ЖРД используют:
— нефтепродукты (керосин, бензин и др.);
— кислородсодержащие углеводороды (спирты);
— нитросоединения (нитробензол, нитротолуол и др.).
Наибольшее применение нашли следующие горючие: ке-
росин, бензин и спирты.
Основные данные топлив приведены в табл. 3.
Топлива для ЖРД
Таблица 3
Окислитель Горючее Коэффи- циент соотноше- ния между компонен- тами топ- лива Удель- ный вес топлива у кг/л Тепло- твор- ность топлива, ккал/кг Темпера- тура сго- рания при 20 кг/см2, °C Удельная тяга при 20 кг/см1 на земле (без потерь), кг кг/сек
Жидкий кис- лород Керосин 3,38 1,035 2280 3200 255
Жидкий кис- лород Этило- вый спирт 1,98 0,990 1970 2900 240
Азотная кис- лота Керосин 5,35 1,340 1440 2700 220
Перекись во- дорода — — 1,390 280 745 135
304
§ 110. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ЖРД
Секундный расход топлива (газа)
Секундный расход топлива (газа) выражается следую-
щей формулой:
О,=Ар-^-«, (83)
V К‘з
где/кр— критическое сечение сопла;
—соответственно давление и температура газа в ка-
мере сгорания.
Из формулы видно, что секундный расход топлива
(газа) ЖРД тем больше, чем больше давление газов в ка-
мере сгорания, чем больше критическое сечение реактив-
ного сопла и чем ниже температура сгорания топлива.
Удельная тяга
Удельная тяга ЖРД пропорциональна скорости истече-
ния газа из реактивного' сопла:
. (84)
где ау5 — скорость истечения газов.
Скорость истечения газов определяется по формуле (16)
^5 = ?ср
Удельная тяга
200—250 кг/кг/сек.
современных ЖРД в среднем равна
Удельный расход топлива ЖРД
Удельный расход топлива ЖРД определяется по фор-
муле (53)
C„ = 3600^ = ^-^-.’ (85)
уд R. /?уд кг/час v ’
Удельный расход обратно пропорционален удельной тяге
и для современных ЖРД равен в среднем Суд =
= 15-4-18 кг/кг/час.
Таким образом, удельный расход топлива ЖРД в 15—
20 раз больше, чем у современных ТРД.
20-256
305
Коэффициенты полезного действия ЖРД
Э ф ф е к т и в н ы й к. п. д.
Эффективным к. п. д. ЖРД называют отношение коли-
чества тепла, эквивалентного приращению кинетической
энергии) газа, к энергии топлива, введенного в двигатель,
т. е.
ла;
Под энергией топлива следует понимать его термохими-
ческую энергию (в виде теплотворной способности топлива)
и кинетическую энергию, которой обладает топливо на
входе в камеру сгорания, т. е.
Q <7в + 2g ‘
Приращение кинетической энергии газа в ЖРД склады-
вается из кинетической энергии в относительном
w5
движении газа (относительно стенок сопла) и ки-
нетической энергии газа в переносном движении
wo
самолета (относительно земли) т. е.
е ~ 1g •
То, что приращение кинетической энергии 1 кг газа в ЖРЛ
wl + Топ
в абсолютном движении равно выражению _---г, можно доказать
2Д
еше следующим образом.
Затраченная в ЖРД кинетическая энергия газа расходуется на
полезную работу удельной тяги и на неиспользованную в двигателе
кинетическую энергию (выходные потерн), т. е.
7' Г> .. , (wc—«М2 , (WB —w0)2
Le = /?уд^о +------= — +-------2T~
После простых преобразований находим искомое приращение ки-
нетической энергии
о 9
- _ + w0
е 2g ’
306
нию с величинами
wo
На малых скоростях полета величиной -х- по сравне-
2
W-
и qa можно пренебречь. В резуль-
тате получим
w5
1е Чв
Эффективный к. п. д. характеризует ЖРД как тепловую
машину. Благодаря высоким давлениям в камере сгорания
эффективный к. п. д. сравнительно высок и достигает
0,5—0,6.
Тяговый к. п. д.
Тяговым к. п. д. ЖРД называют отношение тяговой ра-
боты ко всему приращению кинетической энергии в ЖРД,
т. е.
Wow5
__ ^УДдаО _ g
L'e ®б + да0 ’
2g
или после преобразований
7] = Wb
R
- \ w
Из последнего выражения следует, что тяговый к. п. д.
ЖРД зависит только от отношения скорости полета к ско-
рости истечения газа из сопла и с приближением этого от-
ношения к единице растет (фиг. 208).
20*
307
При wo = O — = 0; ^ = 0; w6 ’ ’
при wc ’ ’
при w0 = w5 ^ = 1; ^=1; w5 ’ ’
при wQ > w5 ^>1; ^<1. w6
Характерно, что при скорости полета w0 > w5 струя вы-
ходящих из двигателя газов движется в сторону полета са-
молета. При скорости полета w0 < струя газов движется
в сторону, противоположную полету самолета.
Укажем теперь на очень важную особенность самолета
с ракетным (в том числе жидкостным реактивным) двига-
телем. Самолет с ракетным двигателем принципиально
может лететь со скоростью, превышающей скорость истече-
ния газов из сопла. Самолет же с ВРД никогда не может
достичь скорости полета, равной скорости истечения газов.
Тяговый к. п. д. оценивает ЖРД как движитель.
Общий к. п. д.
Общим к. п. д. ЖРД называют отношение тяговой ра-
боты к энергии топлива, введенного в двигатель, т. е.
R-y^jWa
*1о = Л.
л
Легко показать, что общий к. п. д. ЖРД равен произве-
дению эффективного и тягового к. п. д. ЖРД
"По =
Общий к. п. д. оценивает ЖРД как силовую установку
в целом.
308
§ 111. ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖРД
Различают скоростную, высотную и дроссельную харак-
теристики ЖРД.
Скоростная характеристика
Скоростной характеристикой ЖРД называют зависи-
мость тяги и удельного расхода топлива от скорости
полета.
Скоростная характеристика ЖРД определяется при сле-
дующих условиях: Н = const и рз = const.
ЖРД
При установившемся процессе в камере сгорания и по-
стоянной площади сопла скорость истечения, а следова-
тельно, удельная и полная тяги двигателя, а также уделы
ный расход топлива от скорости полета не зависят и со-
храняют неизменное значение. Поэтому скоростная харак-
теристика ЖРД изобразится в виде горизонтальной прямой
линии (фиг. 209).
Тяговая мощность NR — ^~ л. с. также изобразится
прямой, проходящей через начало координат.
309
Высотная характеристика
Высотной характеристикой ЖРД называется зависи-
мость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета
(фиг. 210). Высотная характеристика определяется при сле-
дующих условиях: w0 = const и р3= const.
Фиг. 210. Высотная характеристика ЖРД
Из общего выражения (49) тяги ЖРД
Я=у^5 + (Р5 — Ptdfi
следует, что при полном расширении газа в реактивном
сопле ЖРД У земли, т. е. когда ръ = Ро = Рн тяга будет
R =
О
С подъемом та высоту вследствие уменьшения давления
атмосферного воздуха проявляется дополнительная статиче-
ская составляющая тяги, поэтому полная и удельная тяги
ЖРД растут, а удельный расход топлива уменьшается, так
как он обратно пропорционален удельной тяге-
310
Дроссельная характеристика
Дроссельной характеристикой ЖРД называют зависи-
мость тяги и удельного расхода топлива от давления газа
в камере сгорания при дросселировании двигателя. Проте-
кание полной и удельной тяг, а также удельного расхода
топлива по дроссельной характеристике показано на
фиг. 211.
Из фиг. 211 следует, что с уменьшением давления газа
в камере сгорания р3 тяга двигателя падает, следовательно,
удельный расход топлива будет возрастать.
Фиг. 211. Дроссельная характеристика ЖРД
Таким образом, регулирование параметров ЖРД при
работе на пониженных режимах путем уменьшения давле-
ния в камере сгорания оказывается неэкономичным. Целе-
сообразнее применять для этой цели многокамерные ЖРД
и при необходимости снижать тягу, выключая из работы
отдельные камеры сгорания. Однако многокамерные ЖРД
отличаются более сложным конструктивным выполнением.
§ 112. ОЦЕНКА ЖРД. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ЖРД
По сравнению с другими силовыми установками ЖРД
имеет ряд достоинств. К ним относятся:
1. Возможность получения большой тяги в одном агре-
гате при малом удельном весе.
зн
2. Независимость работы от атмосферных условий. ЖРД
может работать и вне земной атмосферы.
3. Сравнительная простота конструкции.
Однако ЖРД имеет и ряд серьезных недостатков:
1. Низкую экономичность и незначительную продолжи-
тельность полета.
2. Малый ресурс работы.
Поэтому в настоящее время ЖРД применяются преиму-
щественно в качестве ускорителей взлета, а также в каче-
стве силовых установок на самолетах-снарядах.
Наиболее выгодно применять ЖРД при числах Мо > 3.
ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ
1. Как изменяются параметры потока газа внутри ЖРД?
2. Сравните методы подачи топлива в ЖРД.
3. Проанализируйте действительный цикл, по которому рабо-
тает ЖРД.
4. Какие основные требования предъявляются к топливу ЖРД?
5. Какие существуют горючие и окислители ЖРД, дайте им крат-
кую характеристику?
6. Что такое эффективный, тяговый и общий к. п. д. ЖРД и ка-
кие факторы на них влияют?
7. Как изменяется тяга -и удельный расход топлива ЖРД по ско-
рости и высоте полета?
8. Что такое дроссельная характеристика ЖРД?
9. Каковы области применения ЖРД?
ПРИЛОЖЕНИЕ
ТАБЛИЦА ДАННЫХ НЕКОТОРЫХ СЕРИЙНЫХ ЗАРУБЕЖНЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Фирма и марка ТРД Страна Тяга, кг Обороты, Об!М11Н Удельный рас- ход топлива, кг кг! час Сухой вес, кг Удельный вес, кг/кг Тип компрес- сора и число ступеней Число ступе- ней турбины Расход воз- духа, кг!сек м Лобовая площадь, мг Лобовая тяга, кг! я- На каком самолете установлен
Бристоль „Олимп** Англия 4420 =6500 /7ц=8500 0,76 1600 0,36 6 + 8 2 75 10 0,81 5450 Бомбардировщик „ Канберра“
Армстронг-Сид- дли „Сапфир** У» 4630 8600 0,89 1350 0,29 3, 13 ’ 2 63 7,2 0,71 6520 Истребители „Хантер1*, „Джевелин**, бомбарди- ровщик „Канберра**
Роллс-Ройс „Эвон“ т» 4300 7800 0,84 1300 0,30 м 6+8 2 72 8,0 0,87 4950 Истребитель „Хантер**, бомбардировщик „Канберра*1
Пратт-Уитни J-57 США 4310 ф.6800 8000 0,78 2540 0,42 9+7 2+1 82 12,5 0,81 6720 Бомбардировщик Боинг В-52, истребитель „Сэйбр** F-100
Дженерал- Электрик J-73 У) 5500 8000 0,90 1860 0,34 12 2 68 7,0 0,79 6950 Истребитель „Сэйбр** F-86
Райт J-65 п 3265 ф.4760 8200 0,91 1180 0,36 13 2 57 7,0 0,71 6700 Бомбардировщик „Канберра**, истреби- тель Локхид F-104
со SNECMA о „Вулкан1* Фран- 1 ция 5000 1,0 1 1525 | 0,31 17 1 82 7,0 1,06 4720 Истребитель
ИСПОЛЬЗОВАННАЯ ЛИТЕРАТУРА
1. Стечкин Б. С., Казанджан П. К. и др. Теория реактив-
ных двигателей, части I и II, ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского,
1954—1955 гг.
2. Кулагин И. И. Теория газотурбинных реактивных двигате-
лей, Оборонгиз, 1952 г.
3. Иноземцев Н. В. Основы теории реактивных двигателей,
ДОСААФ, 1952 г.
4. Журнальные статьи по теории реактивных двигателей, опубли-
кованные в «Вестнике Воздушного Флота» в 1952—1955 гг.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Введение ....................................................... 3
Основные обозначения ........................................... 5
Раздел первый
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Глава I. Термодинамические процессы в потоке газа . . 7
§ 1. Общие сведения о газах....................... —
§ 2. Первый закон термодинамики . . 10
§ 3. Теплоемкость газа............................ 13
§ 4. Основные газовые процессы.................... 14
§ 5. Процессы в потоке газа....................... 19
§ 6. Уравнение энергии потока газа................ 20
§ 7. Понятие о параметрах заторможенного потока газа 24
§ 8. Классификация каналов ....................... 26
§ 9. Скорость истечения из сопла.................. 27
§ 10. Расход газа.................................. 30
§ 11. Две области истечения газа................... 32
§ 12. Сверхзвуковое сопло (сопло Лаваля)........... 34
Глава II. Термодинамические циклы реактивных двига-
телей ................................................. 38
§ 13. Круговой термодинамический процесс (цикл) ... —
§ 14. Особенности термодинамических циклов реактив-
ных двигателей..................................... 40
§ 15. Классификация идеальных термодинамических цик-
лов реактивных двигателей........................... —
§ 16. Циклы с подводом тепла при постоянном давле-
нии (р = const).................................... 42
§ 17. Идеальный адиабатический цикл с подводом тепла
при постоянном объеме.............................. 48
§ 18. Двухфазный цикл с подводом тепла при постоян-
ном давлении (р — const)........................... 49
315
Стр.
Раздел второй
АВИАЦИОННЫЕ КОМПРЕССОРЫ И ТУРБИНЫ
(ЛОПАТОЧНЫЕ МАШИНЫ)
Глава III. Общие сведения о лопаточных машинах. ... 51
§ 19. Понятие о лопаточных машинах..................... —
§ 20. Понятие об относительном и абсолютном движениях 53
§ 21. Роль отечественных ученых и новаторов техники
в развитии лопаточных машин.......................... 56
§ 22. Идеальный и действительный процессы сжатия
в компрессоре ....................................... 57
§ 23. Идеальный и действительный процессы расширения
в турбине............................................ 61
Глава IV. Центробежные компрессоры..................... 64
§ 24. Устройство и принцип действия центробежного
компрессора........................................... —
§ 25. Вход воздуха в рабочее колесо............ 69
§ 26. Рабочее колесо........................... 76
§ 27. Диффузор................................. 82
§ .28 . Потери, к. п. д. и мощность центробежного ком-
прессора ............................................ 87
§ 29. Характеристики центробежных компрессоров ... 88
§ 30. Неустойчивый режим работы компрессора (помпаж) 95
Глава V. Осевые компрессоры.......................... 97
§ 31. Устройство и принцип работы осевого компрессора —
§ 32. Процесс в ступени осевого компрессора.... 101
§ 33. Энергия, передаваемая воздуху в колесе... 105
§ 34. Сверхзвуковая ступень.................... 106
§ 35. Потери и к. п. д. ступени................ 107
§ 36. Силы, действующие на лопатку............. 109
§ 37. Профилирование лопатки вдоль радиуса..... ПО
§ 38. Гидравлические схемы ступени компрессора ... 112
§ 39. Коэффициент полезного действия многоступенча-
того компрессора.................................... 114
§ 40. Характеристики осевых многоступенчатых компрес-
соров .............................................. 115
§ 41. Конструктивные схемы осевого компрессора ... 118
§ 42. Сравнение осевых и центробежных компрессоров 119
Глава VI. Газовые турбины ............................ 121
§ 43. Общие сведения о газовых турбинах................. —
§ 44. Классификация газовых турбин. —
§ 45. Устройство и принцип действия осевой газовой
турбины............................................. 122
§ 46. Ступень осевой газовой турбины... 127
§ 47. Процесс в сопловом аппарате турбины............. 133
§ 48. Процесс в рабочем колесе........................ 136
§ 49. Работа газа на окружности колеса. 139
§ 50. Потери в ступени................... —
§ 51. Работа, коэффициент полезного действия и мощ-
ность турбины....................................... 141
316
Стр.
§ 52. Влияние отношения на к. п. д. турбины ... 143
§ 53. Характеристики газовой турбины.................... 146
§ 54. Профилирование лопаток газовой турбины вдоль
радиуса................................................... 147
§ 55. Силы, действующие на лопатку газовой турбины 150
§ 56. Сравнение активной и реактивной турбин. —
Раздел третий
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Глава VII. Общие сведения о реактивных двигателях . . 153
§ 57. Причины появления реактивных двигателей в авиа-
ции ...................................................... —
§ 58. Понятие о реактивной силе и реактивном двига-
теле ................................................... 158
§ 59. Классификация авиационных двигателей и прин-
ципы работы реактивных двигателей.................. 160
§ 60. Основные параметры, характеризующие реактив-
ный двигатель...................................... 171
Глава VIII. Краткий очерк развития реактивных двига-
телей ....................................................... 176
§ 61. От пороховых ракет к первым проектам реактив-
ных двигателей................................ —
§ 62. Разработка основ теории реактивных двигателей 181
§ 63. Создание первых реактивных двигателей,....даль-
нейшее их развитие................................' 184
Глава IX. Турбореактивные двигатели.......................... 189
А. Устройство и принцип работы ТРД............................ —
§ 64. Принцип работы ТРД.............................. 190
§' 65 . Входное устройство...................... 192
§ 66. Компрессор..................................... 194
§ 67. Камера сгорания ТРД............................... —
§ 68. Турбина......................................... 202
§ 69. Реактивное сопло ............................... 204
Б. Тепловые процессы ТРД..................................... 206
§ 70. Идеальный цикл ТРД.................................
§ 71. Действительный цикл ТРД ................ 207
§ 72. Эффективная работа цикла ТРД............ 208
§ 73. Факторы, влияющие на эффективную работу ТРД 210
§ 74. Тяга ТРД................................ 214
§ 75. Коэффициенты полезного действия ТРД.............. 218
§"'“’ 76. Удельный расход топлива ТРД . . . ............ 226
В. Характеристики ТРД ...................................... 229
§ 77. Скоростная характеристика ТРД.................. —
§ 78. Высотная характеристика ТРД ................. 233
§ 79. Дроссельная характеристика ТРД............... 236
§ 80. Основные режимы работы ТРД................... 240
§ 81. Форсирование тяги ТРД........................ 242
§ 82. Приведение данных испытаний к стандартным
условиям................................................ 247
317
Стр.
Г. Эксплуатация турбореактивных двигателей.............................. 249
§ 83. Запуск ТРД.................................................... —
§ 84. Приемистость ТРД . . .. 252
§ 85. Неустойчивая работа ТРД............... 255
§ 86. Эксплуатация ТРД на аэродромах. 261
§ 87. Обледенение ТРД............................... 262
§ 88. Управление ТРД............................. 263
§ 89. Особенности работы двигателя на больших вы-
сотах ............................................................... —
Д. Приборы контроля работы турбореактивного двигателя 265
§ 90. Термометр для замера температуры газов .... —
§ 91. Тахометр................................................... 267
§ 92. Трехстрелочный электрический моторный индика-
тор (типа ЭМИ-3)................................................... 268
Глава X. Смешанные силовые установки................................. 270
А. Турбовинтовые двигатели (ТВД).......................................... —
§ 93. Схема и устройство ТВД....................................... —
§ 94. Основные параметры ТВД...................................... 272
§ 95. Наивыгоднейшее распределение эффективной ра-
боты в ТВД......................................... 274
§ 96. Влияние основных параметров рабочего процесса
па удельную эффективную мощность и удельный
эффективный расход топлива ТВД.............. 275
§ 97. Характеристики ТВД......................................... 278
§ 98. Сравнение ТВД и ТРД......................................... 282
Б. Двухконтурные ТРД.................................................... 283
Глава XI. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели 286
§ 99. Переход от ТРД к прямоточному ВРД при боль-
ших скоростях полета . . . .......................................... —
§ 100. Устройство, схемы и принцип работы прямоточ-
ного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) . . 287
§ 101. Факторы, влияющие на удельную тягу ПВРД . . 290
§ 102. Удельный расход топлива ПВРД................
§ 103. Скоростная характеристика ПВРД.............................. 291
§ 104. Высотная характеристика ПВРД................................ 292
§ 105. Области применения ПВРД....................................... —
Глава XII. Пороховые ракетные двигатели (ПРД) .... 295
Глава XIII. Жидкостные реактивные двигатели (ЖР.Д) . . 297
§ 106. Устройство и принцип работы ЖРД.............
§ 107. Подача топлива в ЖРД........................................ 299
§ 108. Рабочий цикл ЖРД............................................ 301
§ 109. Топливо для ЖРД............................................. 302
§ НО. Основные параметры ЖРД...................................... 305
§ 111. Характеристики ЖРД.......................................... 309
§ 112. Оценка ЖРД. Области применения ЖРД .... 311
Приложение.............................................................. 313
Использованная литература .............................................. 314
Продаже не подлежит